Текст
25 коп.
5
Индекс 56690
ВНИМАНИЮ
»
В 1987 году ВИНИТИ издает
серии ЭКСПРЕСС-ИНФОРМАЦИИ.
Периодичность 48 номеров в год.
Авиастроение
Астронавтика и ракето-
динамика
Вычислительная техника
Городской транспорт
Детали машин
Информатика
Испытательные приборы
и стенды
Квантовая радиотехника
Контрольно-измеритель-
ная техника
Коррозия и защита ме-
таллов
Надежность и контроль
качества
Организация комплекс-
ной работы разных ви-
дов транспорта
Организация перевозок.
Автоматизированные си-
стемы управления транс-
портом
Передача информации
П од вод н о-техн и ческие,
водолазные и судоподъ-
емные работы. Гидро-
технические сооружения
Порошковая металлургия
Индекс Цена
56690 12-00
56691 11-52
56692 8-1 fi
56693 7-68
56694 7-68
56695 5-28
56696 10-56
56697 8- (6
56698 10-56
56699 10-56
56700 10-56
56701 7-68
56702 7-68
56703 8-16
56704 7-68
56705 5-28
Поршневые и газотур-
бинные двигатели
Приборы и элементы ав-
томатики и вычислитель-
ной техники
Промышленный органи-
ческий синтез
Промышленный транс-
порт
Процессы и аппараты
химических производств
и химическая киберне-
тика
Прямое преобразование
тепловой и химической
энергии в электрическую
Путь и строительство
железных дорог (Про-
блемы БАМ)
Радиотехника сверхвы-
соких частот
Робототехника
Сварка
Синтетические высоко-
нолимерные материалы
Системы автоматического
управления
Тара и упаковка. Кон-
тейнеры
Техническая кибернетика
Электроника
Индекс Цена
56706 7-68
56710 10-56
Индексы и цены указаны по
Каталогу «Союзпечати»
«Издания органов научно-технической информации» 1987 года
Подписаться можно в агентствах «Союзпечати»
с очередного квартала.
№ 230
Авиастроение. Экспресс-информация, 1987
=1
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР
ПО НАУКЕ И ТЕХНИКЕ
АКАДЕМИЯ НАУК СССР
ВСЕСОЮЗНЫЙ ИНСТИТУТ НАУЧНОЙ И ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
АВИАСТРОЕНИЕ
ЭКСПРЕСС-ИНФОРМАЦИЯ
Издается 4 раза в месяц № 23 Москва 1987
Издается с 1964 г.
Рефераты -1-14—117
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЧНОСТЬ САМОЛЕТОВ, ВЕРТОЛЕТОВ И
ДРУГИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
УДК 623.746.7
.114. НЕКОТОРЫЕ ДАННЫЕ О САМОЛЕТЕ LAVI
Lavi—tailor-made for the Israeli Air Force. "Flight Int.", 1986, 130, 4021,
14-16
В настоящее время фирма 1Д1 (Израиль) ведет постройку самоле-
та Lavi собственной разработки. Lavi является легким многоцелевым
истребителем, однако наиболее сложной функцией, выполняемой этим са-
молетом специалисты фирмы считают атаку наземных целей, т.е. роль
штурмовика. Кроме этой задачи самолет сможет выполнять дальние рей-
ды, осуществлять поддержку войск и воздушную оборону. Задачи дальнего
перехвата будут решать . израильских ВВС самолеты F -15. Двух-
местный самолет Lavi будет учебно-тренировочным самолетом с сохра-
нением полных боевых возможностей. Основные цели, преследуемые при
разработке проекта этого самолета, заключались в обеспечении удобства
эксплуатации, боевой эффективности и приемлемой стоимости. Для дости-
жения этих целей фирма IAI использовала четыре основных принципа:
стремление к минимальным размерам самепета; введение таких новых
достижений техники, которые только крайне необходимы; разработка
конструкции с возможностью функциональней адаптации и использование
единого подхода к проектированию систем и конструкции самолета.
Требования малой стоимости автоматически привели к схеме одномест-
ного самолета с одним двигателем без всяких лишних элементов. Выбран-
ный по критерию стоимости и размеров двигатель GE 404 оказался
недостаточно мощным и в дальнейшем фирма перешла на двигатель
PW 1120, который создает определенный запас по мощности. Из новых
достижений использовано только то, что необходимо. Например, компози-
© ВИНИТИ, 1987
3647 А 23 1
si
%
ционные материалы составляют 20 4-25% конструкции, но не более. Боль-
шой процент применения композиционных материалов, по мнению фирмы,
не повышает эффективность самолета и, следовательно, не нужен. Для
самолета характерна высокая степень унификации, т.е. использование
готовых изделий: вспомогательная силовая установка с самолета F-.16
модифицированное катапультное кресло существующего типа, электричес
кие генераторы и т.п.
Единый подход к проектированию конструкции и систем означает,
прежде всего, что электронное оборудование и планер взаимно увязаны с
самого начала и поставляются заказчику в полной комплектации, а не
так, как это часто принято в авиации - сначала проводятся летные испы—
тания, а потом на самолет устанавливают необходимые блоки электроники.
Функциональная .адаптируемость в рамках жизненного цикла направле—
ад
I
Я-
'Л
-J
на на снижение стоимости самолета по мере его эксплуатации и это
является определяющим фактором при выборе электронного оборудования.
Принципиальная схема построения электронного комплекса самолета
Lavi позволяет видоизменять решаемые задачи и приспосабливаться к
новым видам вооружения и тактики их применения с минимальными зат-
ратами времени и средств. Большинство современных самолетов для
решения новых задач требуют установки дополнительного оборудования,
которое обычно не сочетается с основным оборудованием и приводит к
разработке различных преобразователей.
Электронное бортовое оборудование имеет выход на три многофункци-
ональных индикатора на базе ЭЛТ и голографический широкоугольный
индикатор на лобовом стекле. Индикаторы представляют информацию,,
необходимую для выполнения конкретней задачи. Неисправности и отка-
зы не привлекают внимания летчика, пока они не влияют на эффективное
выполнения боевой задачи, хотя индикаторы автоматически изменяют
изображаемую информацию при возникновении подобной угрозы. Так сиг-
нал облучения самолета РЛС слежения ПРО противника сразу появится
на индикаторе тактической обстановки с указанием координат РЛС, типа
и красной зоны возможного перехвата, которой следует избегать. При
этом автоматически включаются бортовые средства электронного про-
тиводействия. Сочетание индикаторов представляет удобный тактический
набор оборудования. Радиолокационная обстановка, изображаемая на цент- й
ральном дисплее, содержит также .информацию о тактической обстановке
с установленными зонами перехвата, размещением целей, линией маршру-
та, границами линии фронта.
По мнению военных летчиков израильских ВВС, наличие тактической
обстановки на экране позволяет им избавиться от необходимости запо-
минать обстановку или ориентироваться по карте,'а сконцентрировать
внимание на выполнении боевых задач.
Вместе с тем, кабина самолета Lavi является примером возвраще-
ния к простоте: на самолете не применен большой угол наклона катапульт-
ного кресла и установлена центральная ручка управления. Опыт примене-
ния самолетов F -16 показал, что увеличение наклона спинки
катапультного кресла является плохим решением проблемы переносимос-
ти больших маневренных перегрузок.
.....
... . s . У
*
'Я
Летчики израильских ВВС, летавшие на F -16, испытывают неудоб-
ства от напряжения мышц шеи и Плеч. Подъем ног занимает много мес-
та и не увеличивает значительно переносимость перегрузки в полете.
Что касается боковой ручки дистанционного управления на правой консо-
ли, то она обладает Тремя недостатками, по мнению израильских
специалистов. Во-первых, она занимает правую консоль и необходимо
искать дополнительное место в кабине для размещения обычно распола-
гаемых там пультов радиоуправления, ответчика и освещения, которыми
летчик практически не пользуется в полете, но они должны быть где-то
установлены. Во-вторых, если ле'гчик получает ранение и не может поль-
зоваться правой рукой, как ему управлять самолетом? При наличии
центральной ручки возможно управление левой рукой. В-третьих, самолет
Lavi будет изготовляться и как боевой учебно-тренировочный, поэтому
инструктор должен чувствовать усилие на ручке, создаваемое курсантом.
Ручки управления на двухместном самолете Lavi соединены конечно с -
системой дистанционного управления, но они передают друг другу меха-
нические усилия обычным путем.
Характеристики самолета Lavi полностью определяются системой
управления. Это не просто статически неустойчивый аппарат с дистанцион-
ной системой управления. На самолете девять полностью независимых
рулевых поверхностей: две поверхности носового оперения, два предкрыл-
ка, два внутренних и два внешних элевона и руль поворота. Все эти
элементы управляются дистанционной системой управления с четырех-
кратным резервированием и четырьмя независимыми ЦВМ. Носовое опе-
рение является основным органом управления по тангажу. По данным
специалистов фирмы IAI самолет Lavi способен начинать разворот на
0,5 с быстрее самолета F «16, поскольку самолет классической схемы
при развороте теряет часть подъемной силы, создаваемой хвостовым
оперением. Самолет схемы "утка" реагирует на отклонение носового
оперения мгновенно и более точно управляется при наведении на цель.
При одновременном использовании носового оперения и элевонов проио-
ходите непосредственное управление подъемной силой и самолет может
набирать высоту и снижаться без изменения угла тангажа.
Точные характеристики самолета Lavi засекречены, однако представи-
тели фирмы IAI говорят, что он способен развивать индикаторную ско-
рость около 1480 км/ч,, имеет дальность 1000 км с максимальной
нагрузкой в роли штурмовика И .1820 км в варианте перехватчика. Двух-
местный вариант обладает теми же характеристиками. В отличие от дру-
гих самолетостроительных фирм, фирма IAI сначала спроектировала
двухместный, вариант самолета, а затем, изъяв одно кресло и кабину, -
одноместный вариант.
На самолете применена поп у конформная схема установки оружия без
пилонов. Такая схема установки оружия и размещение оборудования элект-
ронного противодействия внутри фюзеляжа делает самолет аэродинами-
чески "чистым". Крыло имеет три узла подвески под каждой консолью,
плюс концевые рельсы для установки ракет класса воздух-воэдух. Под
. фюзеляжем расположено по три узла подвески от носа к хвосту с каж-
дой стороны фюзеляжа и узел подвески по осевой линии. Дополнительным
вооружением для воздушного боя является одноствольная пушка калибром
3647 А 23 2 3
30 мм. Вопрос о применении защитного шлема летчика с оптическим
прицелом Atlas Для наведения ракет в воздушном бою остается откры-
тым, поскольку существует вариант нашлемного прицела собственной
конструкции.
На самолете не используются средства снижения заметности, однако
его эффективная отражающая поверхность должна быть меньше, чем у
самолета КПг, так как размах крыла самолета Lavi меньше на 0,6 м.
Специалисты США считают, что самолет Lavi слишком дорогой, Из-
раильские ВВС заинтересованы в продолжении программы, поскольку он
создается по их специальным требованиям, Фирма IAI считает доводы
США необоснованными, так как они базируются на стоимости труда в
США, которая выше, чем в Израиле, В качестве примера специалисты
фирмы IAI приводят программу разработки разведывательного дистан-
ционно-пилотируемого летательного аппарата (ДПЛА), которая обошлась
Израилю в 200 тыс,долл,, а в США на аналогичную программу запраши- *
вают 1 млрд.долл. В настоящее время ВМС США закупают ДПЛА в Израйле.
Представители IAI заявляют, что программа постройки самолета
Lavi оценивается в 2200 млн.- долл, и идет по графику. Истрачена поло-
вина указанной суммы. Оставшаяся половина будет использована для
постройки трех других прототипов и наладки оснастки Для серийного
производства.
Е.П. Голубков
УДК 629.73JQ.27
115. ШАССИ САМОЛЕТОВ
Landing gear. "Aircraft Eng.’*, 1986, 58, № 7, 3-6
На основе широкго использования достижений техники проектирование
шасси современных самолетов достигло такого уровня, когда почти любой
самолет может быть снабжен шассийными амортизационными стойками,
убирающимися в заданные объемы каркаса, обусловленные аэродинами-
ческими и конструктивными ограничениями. Вследствие постоянного воз-
растания технических требований самолетное шасси становится все бо-
лее сложным, а до недавнего времени все увеличивающаяся нагрузка
на колесо была определяющим параметром. В 1938 Г. давление наддува
в пневматиках главных колес самолета DC - 3 было равно 3,45
•105 Па, а к 1972 г. пневматики широкофюзеляжного самолета надду-
вались до 12»8 10® Па. С ростом самолетных масс возросли напряже-
ния в аэродромных покрытиях, в некоторых случаях-до критического уров-
ня. У современных новых самолетов нагрузка на колесо достигает при-
мерно 22,2 • 104 Н, что вызывает необходимость применять многоко-
лесные опоры, чтобы не превысить допустимые напряжения в аэродром-
ном покрытии.
Примером многостоечного шасси, отвечающего требованиям базирова-
ния на грунтовых ВПП, может служить военно-транспортный самолет
Lockheed С — 5А с полетной массой более 330 т. В шасси этого са-
молета используется много колес с пневматиками низкого давления и
предусмотрена система, обеспечивающая "приседание" самолета на шас—
сийных стейках при погрузо-разгрузочных операциях. С помощью специаль-
ного механизма на этом самолете удовлетворено требование разворота
шас сийных колес по направлению ВПП при посадке с ветровым сносом.
Среди гражданских самолетов модификации Boeing 747 приближаются
сейчас к максимальной полетной массе 363 т, которая в ближайшем бу-
дущем может и еще возрасти. Поэтому для удовлетворения требований
по прочности покрытия на главных стойках этого самолета используется
16 колес.
Выпуск и уборка шасси
Оригинальные компоновочные схемы могут потребовать конструктор-
ских решений повышенной сложности. Например, размещенные на крыле
самолета А - 300 главные стойки шасси имеют относительно простую
траекторию уборки—выпуска, а для размещенного на фюзеляже шасси
самолета В Ае 146 потребовался специальный механизм для укороче-
ния, поворота и размещения стоек в ограниченных объемах (рис. 1).
Конструктивное требование к простоте обслуживания агрегатов равноз-
начно по важности требованию надежности. Каждая стойка шасси снаб-
жается двухкамерным амортизатором, который обеспечивает максималь-
ную поперечную устойчивость при движении по земле-за счет общего
уменьшения жесткости диаграммы обжатия. Дальнейшее увеличение устой-
чивости движения по земле достигается применением большой колеи шас-
си.
На' самолете В Ае -146 осуществлена оригинальная рычажная подвео-
ка главных колес, которая позволяет изолировать амортизатор от лобо-
вых сил, имеет большой ход оси колес, обеспечиваем мягкую посадку и
плавное качение даже при редком торможении. Уборка передней и глав-
ных стоек осуществляется одним подъемником, схема уборки исключает
необходимость программировать последовательность перемещения звеньев
механизма при его уборке (рис. 1). Поскольку самолет спроектирован
для местных авиалиний, его колеса снабжены многодисковыми графитовы-
ми тормозами и охлаждаются обдувом. Обеспечено путевое управление ко-
лесами переднэй стойки. Пневматики низкого давления позволяют осу-
ществлять полеты с полос без искуственного покрытия, с низкой несущей
способностью, что раньше было доступно только винтовым самолетом.
Типичным примером шасси семидесятых годов служит главная стойка
самолета ВАС 1-11 (модификация 475), каждый элемент которой уби-
рается в негерметичный отсек с тремя створками, расположенный частич-
но в крыле и в фюзеляже. Схема стойки представлена на рис. 2, где
обозначено: -1 - замок открытого положения створок; 2 - подъемник;
3 - тяга замка убранного положения шасси; 4 - гидроцилиндр замка уб-
ранного положения; 5 - нижний боковой подкос; 6 - шлиц-шарнир;
7 - направление полета; 8 - стойка шасси с амортизатором; 9 - под-
вижное соединение. Уборка и выпуск стойки осуществляется в эксплуата-
ционном режиме с помощью гидравлического подъемника, в аварийном
режиме стойка выпускается под действием силы тяжести после освобож-
дения замков убранного положения, которые не задействованы на гидро-
систему самолета.
5
3647 А 23
6
К военным самолетам часто предъявляют требования,(как, например, к
самолету Harrier) базирования на неподготовленных площадках, осуществ-
ляя режимы вертикального или короткого взлета и посадки. Передняя,
одноколесная, управляемая стойка убирается вперед по полету, а спарки,
главных колес - назад в фюзеляж. Небольшие подкрыльные опоры уби-
раются назад по полету, в концевые обтекатели крыла. Давление в
пневматиках колес ограничено: переднего - до 6,9*10®Па, главных и
подкрыльных - до 6,6 • 105 Па. Применены дисковые тормоза и антию-
зовая автоматика.
Гораздо труднее удовлетворить конструктивные требования по уборке
шасси на скоростных истребителях и самолетах для научных исследова-
ний с очень тонким крылом, однако и эта проблема была решена с по-
мощью удачных конструктивных решений.
Пневматики, колеса и тормоза
Во многих случаях пневматики низкого давления стали необходи-
мостью, Так, несколько лет назад была проработана конструкция шасси
для типичного транспортного самолета, предназначенного и для базирова-
ния на ВПП и РД (рулежных дорожках) пониженной несущей способности,
Принципиальным отличием проекта было применение на главных колесах
пневматикой с большим поперечным сечением, увеличенным максимально
допустимым обжатием и с соответственно уменьшенным давлением над-
дува, Применение пневматиков большего размера потребовало увеличе-
ния центральной части колеса, небольшие изменения претерпели форма
3647 А 23 3 7
шаосийных ниш и геометрия уборки; переделаны были створки и обтека-
тели. Увеличение обжатия пневматиков стало возможным благодаря сни-
жению взлетной скорости данной модификации самолета. При достижении
критического значения прочности покрытия дальнейшее снижение нагруз-
ки может быть получено за счет последующего увеличения обжатия пневт
матика. Тщательно проведенные проработки этой концепции и испытания
позволили оценить до сих пор мало изученную проблему — возможность
базирования самолета на ВПП без искусственного покрытия, несущая
способность грунтового основания, а также толщина балластировочного
и основных слоев которых известны.
Самолетные пневматики подвергаются действию больших нагрузок и
обычно после установленного числа посадок заменяются. В основном
износ происходит из-за трения пневматика о поверхность ВПП при тор-
можении, когда колесо замедляется на мокрой или сухой истирающей,
8
шероховатой поверхности и особенно в случае блокировки колес. Истира-
ние протектора вызывают также боковые сипы при качении с уводом, а
третий тип истирания вызывается раскруткой колес на посадке. Разработ-
ка других (отличных от торможения колесами) способов замедления са-
молета позволила на годы сократить износ пневматиков; подобные резуль-
таты достигались и при более оптимальной геометрии шассийных теле-
жек. На аэробусе Давление в пневматиках контролируется с помощью дат-
чиков на каждом колесе. На модификации аэробуса А 310 применяется
представление сигналов с помощью электронно-лучевой трубки.
Большой шаг вперед в последние годы сделали также системы тормо-
жения и антиюзовой автоматики. В тормозной системе самолета В Ае 146
используются две гидравлические системы: "зеленая* и 'желтая* (для
обеспечения обычного или дифференциального торможения с антиюзо-
вым автоматом или без него). Как только завершается уборка стайки,
вращение колес автоматически затормаживается с помощью вспомогатель-
ных цилиндров, Стояночный тормоз питается от 'зеленой' гидросистемы.
На случай выхода из строя обеих штатных гидросистем имеются электро*»
насос переменного тока как резервное средство для 'желтой' гидро-
системы и насос постоянного тока, предназначенный исключительно для
питания тормозов и подъемников при аварийном выпуске шасси. Антиюзо-
вое управление сохраняется при питании от любой гидросистемы. Тормоз-
ная система обеспечивает широкий диапазон режимов работы, а антию-
зовый автомат снабжен внутренней системой самотестирования (само-
контроля). На рис. 3 показано размещение на самолете ВАе146 агре-
гатов .тормозной и антиюзовой систем: 1 - отсек гидравлики; 2 - люк
отсека гидравлики; 3 - люк отсека радиоэлектронного оборудования;
4 - кабели тормозной системы, идущие в отсек гидравлики; 5 - тормоз-
ные педали; 6 - антиюзовый автомат; 7 - электронасос переменного то-
ка; 8 - электронасос постоянного тока для аварийного привода только
тормозов; 9 - гидроаккумулятор тормозной системы; 10 - диатчик ско-
рости; 11—клапан управления тормозами; 12 - шасоийный отсек без
трубопроводов и оборудования.
Поиск легкой конструкции торомозов продолжался несколько лет и
первое удачное применение тормозов с углеродными дисками имело место
12
'-Ю
Рис. 3
3647 А 23
9
1
Ч- I Drag brace — 1 4i 3 1 Torque I links 119.8730 2. at full f extension / fSA 5 \ i гр \ (I Wmg seption д I 1 at BBL 152.50 б \ \\\ ГТ7 3 31'25° \ \ t sXT Lt- (Oleo rake) \ \ ycWf 1 I \Y| 1 7 Ы II Truck positioner AW / T k 8 L > -Truck beam assy 9 JtJF —i— Jack P°int wp) Brake equalizer rods — Q
на гражданском самолете Concord, Необходимо также повышать и эф-
фективность тормозов. В .1984 г. углеродные тормоза стали доступными
для применения на самолете Boeing 757, причем посредством доработ-
ки тормозов ©ни могут применяться на существующих самолетах и об-
ладают по сравнению с металло-керамическими дисковыми тормозами
следующими преимуществами: меньше по массе на 295 кг, более стойки
к истиранию, короблению при высоких температурах, имеют в пять раз
больший ресурс и требуют меньше времени на обслуживание. Схема глав-
ной амортизационной стойки самолета Boeing 757 показана на рис. 4,
где обозначено: 1 - длина стойки в выпущенном положении 3 м;
2 — шлиц—шарнир; 3 — направление полета; 4 - передний подкос; 5 —се-
чение крыла; 6 - угол наклона стойки; 7 — цилинд наклона тележки;
8 - траверса тележки; 9 - точка установки подъемника; 10 - тормоз-
ные тяги.
И
Техобслуживание и ремонт
i
•<
Самолетное шасси является высоконагруженным агрегатом и поэтому,
например, на самолете Boeing 747 главная шассийная стойка снимается
и проходит капитальный ремонт после шести лет эксплуатации или
6250 посадок. Для деталей шасси назначается предельный ресурс, пос-
ле израсходования которого они снимаются, если стойка еще находится
в эксплуатации. Планирование технического обслуживания шасси по
налету в часах применяется вместо метода ремонта по состоянию, когда
время замены деталей на ремонт Определяется посредством регулярных
оценок их состояния, а не календарными сроками или напетом в часах.
Оправданием более строгого подхода к оценке технического состояния
шасси в эксплуатации служит тот факт, что эксплуатационные поврежде-
•10
ния проходят незамеченными, поскольку коррозия и другие процессы
происходят в недоступных местах- и обнаруживаются только при полной
разборке агрегата.
После предварительной очистки шассийная стойка полностью разбирает-
ся, а затем она подвергается более тщательной очистке и проводится
цветная и .магнитная дефектоскопия трещин. Далее реализуется большая
программа по дефектации и доработке шасси в соответствии с принятой
технологией ремонта. Поэтому после восстановления агрегат может
стать лучше нового, так как в нем реализованы технологические, усовер-
шенствования по увеличению межремонтного ресурса. По завершении
восстановительных работ проводятся опрессовочные испытания, монтирует-
ся электрооборудование, после чего шасси готово. для эксплуатации в
течение нового шестилетнего срока.
В .Я. Мал
еев
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
0
УДК 629.73.035.5
1.16. ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ТУРБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ И СИЛОВЫЕ
УСТАНОВКИ С ОТКРЫТЫМ ВОЗДУШНЫМ ВИНТОМ
Turboprop and open rotor propulsion for the future. Sadler Hod-
ges G.S. **AIAA Pap.**, 1986, W 1472, 1-8
В настоящее время турбовинтовые двигатели (ТВД) применяются
преимущественно на самолетах местных авиалиний с числом пассажиров
не более 50. Экономические показатели пассажирского самолета любого
типа во многом определяются его производительностью (произведением
полезней нагрузки и дальности, деленным на длительность рейса). Пре-
дельная скорость и развиваемая модность ТВД современного техничес-
кого уровня ограничивались быстрым уменьшением КПД винта при уве-
личении концевой скорости и размера лопастей. Поэтому, а также вслед-
ствие большого уровня шума и вибраций, на маршрутах средней и боль-
шой дальности они были вытеснены более эффективными ТРДД.
Недавно были разработаны винты нового типа с саблевидными лопас-
тями, сохраняющими высокий КПД при повышенных концевых скоростях
и нагрузках на ометаемый диск. Новые ТВД с таким винтом окажутся
вполне пригодными для будущих пассажирских и военно-транспортных
самолетов малой и средней дальности, Для таких самолетов будут необ-
ходимы ТВД м
IH
[Ностью на валу от 736 до 10 305 кВт. Конструкция
ТВД в таком широком диапазоне требуемой мощности не может быть пол-
ностью масштабирована. Кроме того, на выбор конструктивной схемы
будут влиять особенности компоновки на самолете конкретного назначе-
ния и требование обеспечения минимальных прямых эксплуатационных
расходов.
Доля двигателя в прямых эксплуатационных расходах для самолета
складывается из одновременного влияния удельного расхода топлива,
массы двигателя, его начальной покупной стоимости и затрат на техни—
3647 А 23
4
11
W
ii
:' SW
«
чес кое обслуживание и ремонты. Влияние этих факторов не может оце-
ниваться раздельно, так как часто для получения малого расхода топлива
оказывается необходимым усложнять конструкцию узлов и применять
новые экзотические материалы. Это в свою очередь сопровождается в ря-
де случаев возрастанием массы двигателя, его начальной цены и стои-
мости технического обслуживания. Поэтому оптимальное техническое ре-
шение должно основываться на определении относительной важности
указанных четырех факторов с точки зрения минимальных прямых эксплуа
тационных расходов.
Доля влияния этих факторов, определяющих вклад двигателя [%] в
прямые расходы на эксплуатацию самолета, при норме прибыли 12% и
фиксированной цене топлива, сравнена для типичных самолетовд^алой и
большой дальности на рис. 1, где обозначено: О — самолет большой даль-
ности; S3 —самолет малой дальности; 1 - удельный расход топлива;
2 - масса двигателя; 3 - покупная цена двигателя; 4 — затраты на тех-
ническое обслуживание двигателя.
Возможности экономии топлива и снижения прямых эксплуатационных
расходов для самолета средней дальности в результате замены совре-
менного ТРДД на перспективный винто-вентиляторный двигатель ТВВД и
совершенствования аэродинамических характеристик самолета иллюстри-
руются на рис. 2, где обозначено: 1 - общие прямые эксплуатационные
расходы для самолета; 2 - современный самолет с ТРДД (исходная
точка); 3 - уменьшение общих расходов; 4 - перспективный самолет с
ТВВД; 5 - снижение затрат на топливо; 03 - затраты на топливо.
Из представленных данных очевидно, что для. самолета малой дальнос-
ти решающее значение имеет малая цена двигателя, что достигается
выбором простой и дешевой конструкции. По мере увеличения дальности
все более важным показателем становится малый удельный расход топ-
лива, достигаемый даже за счет некоторого возрастания массы и цены
двигателя и затрат на техническое обслуживание. Улучшение аэродина-
мики планера и переход к более экономичному двигателю также являются
необходимыми для снижения прямых эксплуатационных расходов.
к
я
ш
:•... •.. .•.:•••.
Жй
№
эд!
ЭДЩ
:ЙН
••ж* ж
1
Шс
•Ж;
Ж
яви
и
ашл
fill
шяя.
®ЙЖ
i«s
• . .
Ж'ЭДЭДЭД
ж
едж
я®
:«
эд»
.ЭДй
эдйэдв
о
if
ii|j
В
?Шв
ж
.ЭД-ЭДШ:
Йй||
в
эд
.. „н
й®
я
i
ч;
*
.1
ж
ж
ЭД
аЯ
wg
••••эд
1-
ЭДЭДЭДЖ® --
-12% Total cost
Total
aircraft
DOC
Current
aircraft
with
Advanced aircraft
with propfan
turbofan
(datum)
30% Fuel cost
Рис. 2
Поэтому выбор основных термодинамических параметров двигателя -
температуры газа на выходе из соплового аппарата турбины высокого
давления (ВД) и общей степени повышения давления, определяющих
соответственно удельную мощность или тягу и термодинамический КПД
цикла, должен основываться на достижении рационального соотношения *
между простотой конструкции и топливной экономичностью. При этом I
следует учитывать, что увеличение общей степени повышения давления I
сверх 20 дает замедленное возрастание термодинамического КПД вслед- I
ствие снижения КПД узлов двигателя, *
На практике по техническим ограничениям не всегда удается полнос-
тью реализовать высокую температуру газа и степень повышения дав-
ления, соответствующие минимуму удельного расхода топлива, даже в
двигателях для самолетов большой дальности. Но во всех случаях сле-
дует стремиться к оптимальному сочетанию температуры газа и степени
повышения давления по минимальным прямым эксплуатационным расходам.
Результаты такого подхода фирмы Rolls-Royce (Великобритания)
к выбору расчетной точки пяти типов ТВД RB 550, RB 517-11,
RB 517-16, RB 509 и RTM 322 на поле характеристик в координатах
удельный расход топи ива-уд ел ьная мощность представлена на рис. 3, где
обозначено: OPR -общая степень повышения давления; SOT- температура
Газа на выходе из первого соплового аппарата турбины( К].
Двигатель RB 550 имеет взлетную мощность на валу 2355 кВт и
предназначен для самолета местных авиалиний малой дальности. Взлет-
ная модность на валу двигателей RB 517-11, RB 517—16 и RB 509
равна соответственно 5150, 7360 и 9200 кВт. Данные на рис. 3 по-
казывают, что для ТВД малой мощности достаточными являются умерен-
ные термодинамические параметры, а по мере увеличения расчетной мод-
ности желательно иметь белее высокий термический КПД и параметры
цикла.
Следует отметить, что точная сравнительная оценка по прямым экс-
плуатационным расходам и выбор оптимального типа двигателя возможны
только с учетом всех особенностей компоновки силовой установки на
самолете. Такая оценка была выполнена для трех вариантов ТВД RB 509
с различными общими степенями повышения давления. Наилучшим по пря-
3647 А 23
13
SFC
OPR 10
RB550
Specific Power
« 20 <л
40
• RB509
Рис, 3
30 • RB517 16
мым эксплуатационным расходам оказался двигатель наиболее простой
конструкции с малой общей степенью повышения давления. Он имеет
меньшую массу, продажную стоимость и затраты на техническое обслу-
живание, что более чем компенсирует несколько более высокий удельный
расход топлива. Последующий анализ подтвердил возможность дальней-
шего снижения прямых эксплуатационных расходов путем дополнитель-
ного упрощения конструкции. В дальнейшем на базе одного общего упро-
щенного газогенератора было разработано семейство ГТД RB 509 раз-
личной мощности и тяги. Использование готового газогенератора приве-
ло к принятию несколько увеличенной общей степени повышения давле-
ния в базовом двигателе, но оптимум по этому параметру был восста-
новлен путем выбора высоконагруженных основных узлов с несколько
меньшими КПД .
При заданной мощности ТВД с более высокой удельной мощностью
оказывается более компактным. Абсолютный размер компрессора являет-
ся функцией приведенного массового расхода воздуха на выходе из него.
При заданном массовом расходе воздуха на входе функция приведенного
расхода воздуха уменьшается с ростом общей степени повышения давле-
ния. Поэтому в ТВД заданной мощности характерный размер компрессора
уменьшается с увеличением общей степени повышения давления или тем-
пературы газа на выходе из первого соплового аппарата турбины.
Характерный размер компрессора существенно.влияет на его аэроди-
намические характеристики, а его уменьшение сопровождается снижением
максимального значения КПД вследствие влияния числа Рейнольдса и
возрастания относительного Ьлияния радиальных зазоров и конечных раз-
меров толщины передней и задней кромок лопаток, которые не масштаби-
руются по величине хорды. При больших размерах компрессора наиболь-
ший КПД сжатия достигается в осевом компрессоре, Однако по мере
уменьшения размера п ду осевого компрессора снижается более быстро,
чем у центробежного компрессора. Поэтому в малоразмерном компрессо-
14
ре выгодно заменять задние осевые ступени центробежной ступенью, а
компрессор очень малой размерности Изготавливать целиком из центро-
бежных ступеней. Г ран ина „обл ас таврим ен ет, дсевых.j.иентррб..ежных-^.
ступеней является'"нечеткой. Приближенно считают,'что область раздела
соответстбует"ФЖкцшГ приведенного расхода воздуха на выходе из
компрессора порядка 0,008^0,011 кг/К/Н/см*£.
Затраты на разработку и доводку компрессора могут быть снижены
полным или частичным использованием существующей или моделирован-
ной конструкции. Примером такого решения является двигатель RB550,
в котором применен масштабированный в 1,8 раза по расходу воздуха
компрессор двигаТеля RTM 322. В двигателе RB517-11 успешно при-
менен компрессор ВД более модного двигателя RB 517-16, Исполь-
зование в двигателе RB 517-11 осе-центробежного компрессора позво-
лило бы иметь более высокий КПД, недостижимый в компрессоре боль-
шей размерности. Однако от него пришлось отказаться вследствие огра-
ничений по допустимой температуре и напряжениям в центробежной сту-
пени, определяемым ползучестью и малоцикловой усталостью материала.
Эти пределы ограничивают максимальную концевую скорость центробеж-
ного колеса и температуру воздуха на выходе из компрессора и, сле-
довательно, повышение давления в отдельных ступенях и общую степень
повышения давления. Прочность современных материалов не допускает
применения центробежных ступеней при общей степени повышения давле-
ния больше 30.
При умеренной общей степени повышения давления стоимость изго-
товления осецентробежного компрессора будет примерно на 15% меньше,
чем полностью осевого компрессора при одинаковой массе. Однако на
практике выбор типа компрессора основывается на возможности получе-
ния высокого КПД и экономии от использования готовой конструкции,
превышающей эту разность в стоимости изготовления.
Возможно применение газогенератора одновальной или двухвальной
схемы. Одновальный газогенератор наиболее подходит при малой общей
степени повышения давления. Но в этом случае часто оказывается необ-
ходимым введение регулируемых направляющих аппаратов для обеспече-
ния достаточных запасав газодинамической устойчивости на нерасчетных
режимах работы двигателя. При общей степени повышения давления бо-
лее 25 и осевом компрессоре целесообразной становится двухвальная
схема. В центробежных ступенях применение регулируемых направляющих
аппаратов затруднено и при полностью центробежном компрессоре сле-
дует переходить к двухвальной схеме газогенератора уже при общей
степени повышения давления порядка 10т 12. Для осецентробежных
компрессоров переход к двухвальной схеме оправдан уже при степенях
повышения давления 15т25, Следует отметить, что чем меньше размер
двигателя, тем труднее создать газогенератор двухвальной схемы, осо-
бенно для ТВД с тянущим воздушным винтом, вал которого должен про-
ходить вперед через вал газогенератора.
Пассажирские самолеты большой вместимости будут оснащаться эко-
номичными ТВД высокой мощности с толкающими воздушными винтами,
размещенными по бокам задней части
зеляжа. Такая компоновка дви-
гателей исключает вредное влияние спутной струи за тянущим винтом на
3647 А 23
15
4
обтекание крыла и позволяет снизить уровень шума в пассажирском са-
лоне. Для пассажирских самолетов малой дальности с меньшей скоростью
попета будут пригодны ТВД небольшой мощности, размещенные на крыле
и имеющие тянущий винт, У такого двигателя вал привода винта будет
проходить по оси газогенератора и для него по показателю прямых
эксплуатационных расходов наиболее выгодным будет одновальный газо-
генератор. По этим и конструктивным соображениям в ТВД гражданского
назначения схема двигателя с тремя концентричными валами представ-
ляется нецелесообразной. Эти ограничения не относятся к ТВД военного*
назначения.
В военной авиации ТВД будут устанавливаться на относительно неболь-
ших вспомогательных самолетах и на тяжелых военно-транспортных
самолетах. Для них потребуются ТВД с мощностью на валу от .1472
до 8850 кВт. Конструктивным и эксплуатационным требованиям к таким
военным самолетам будет удовлетворять силовая установка из размещен-
ных на крыле ТВД с тянущим винтом. В качестве такого двигателя пред-
лагается ТВД RB 517-16. Он имеет высокую общую степень повышения
давления, двухвальный газогенератор и такой же компрессор ВД как у
двигателя RB 517-11. Для упрощения конструкции винт этого двигателя
приводится от вала ротора низкого давления (НД) через редуктор, что
позволило отказаться от третьего внутреннего вала. Но в двигателе такой
схемы возникают дополнительные трудности в выборе оптимальной часто-
ты вращения ротора НД, Они решаются достижением приемлемого компро-
мисса между характеристиками воздушного винта и уровнем создаваемого
шума или введением регулируемых направляющих аппаратов или перепус-
ков воздуха для получения достаточных запасов газодинамической устой-
чивости компрессора НД на всех режимах работы двигателя,
ТВД с передним тянущим воздушным винтом обычно имеют лобовой
кольцевой воздухозаборник, сочетаемый с соосным редуктором винта или
боковой ковшовый воздухозаборник, требующий смещения оси редуктора от,
оси двигателя, Первый воздухозаборник позволяет уменьшить массу уз-
лов подвески (на 45 кг для ТВД типа RB 550) и расстояние между точ-
ками подвески (на 25 см для того же ТВД), располагающимися в одной
плоскости, К преимуществам кольцевого воздухозаборника также относят-
ся малые возмущения потока перед компрессором, простота компоновки
в системе силовой установки и средств глушения шума, возможность его
защиты от обледенения подогревом маслом из редуктора, а также меньшая
вероятность попадания во вход посторонних предметов/ Кольцевой воз-
духозаборник позволяет размещать редуктор соосно с двигателем и легко
реализовать в нем различные передаточные отношения с высоким КПД
и противоположное вращение ступеней воздушного винта. Оба известных
типа редуктора-планетарного типа и с центральной шестерней имеют
большую шестерню с внутренними зубцами, что позволяет реализовать
более высокие передаточные отношения по сравнению со смещенным ре-
дуктором одинакового размера и рассчитанным на передачу одинаковой
мощности.
Недостатками кольцевого воздухозаборника для ТВД являются мень-
ший коэффициент восстановления давления вследствие попадания погра-
ничного слоя с обтекателя втулки винта, необходимость защиты обтека-
-16
теля втулки от обледенения, меньшее расстояние между лопастями и по-
верхностью земли, резкое возрастание неравномерности потока перед
компрессором при больших углах атаки и слабая защищенность от попа-
дания крупных посторонних предметов. Неблагоприятное влияние от попада-
ния пограничного слоя с обтекателя и больших углов атаки особенно
заметно в кольцевом воздухозаборнике с малой высотой канала для дви-
гателей с небольшим расходом воздуха.
По этой причине для малоразмерных двигателей наиболее пригоден
боковой ковшовый воздухозаборник, который имеет более высокий коэф-
фициент восстановления давления и на равномерность потока^в котором
меньше влияют большие углы атаки. Отклонение ковшового воздухозабор-
ника в сторону относительно входа в компрессор позволяет разместить
в нем сепаратор посторонних частиц и предметов. Но при боковом воз-
духозаборнике возрастает неравномерность потока перед компрессором,
увеличивается масса и расстояние между узлами подвески и возникает
необходимость размещения более гибких узлов подвески в двух плоскос-
тях и применения редуктора, смещенного от оси двигателя.
Преимущества лобового и бокового воздухозаборника могут быть
объединены переходом к воздухозаборнику с двумя боковыми входными
каналами, вынесенными за зону влияния пограничного слоя и создающими
достаточно равномерный поток перед компрессором. Такой воздухоза-
борник совместим с соосным редуктором, имеет умеренную длину и в
нем легко компонуется сепаратор посторонних предметов. Однако по
сравнению с другими воздухозаборниками он имеет более сложную конст-
рукцию, увеличенные габаритные размеры и может быть рекомендован
только для ТВД умеренной мощности.
Для нового поколения пассажирских самолетов достаточно большой
вместимости предлагаются ТВД с толкающим винтом и эффективным побоч-
ным воздухозаборником. Редуктор винта у них размещен в горячей части
за турбиной, но это не вызывает особых технических трудностей. Такие
ТВД будут иметь задний воздушный винт из двух ступеней противопо-
ложного вращения для уменьшения диаметра винта и исключения закрутки
потока за ним. Предложен безредукторный вариант такого ТВД с прямым
приводом ступеней винта от турбин противоположного вращения.
К преимуществам ТВД бе эре дукторной схемы относятся отсутствие
редуктора, рассчитанного на передачу больших мощностей и требующего
интенсивного охлаждения маслом; возможность создания новых модифи-
каций двигателя увеличенной мощности без ограничений, накладываемых
предельной мощи остью и передаточным числом существующего редуктора;
ликвидация опорных стоек и дополнительных каналов за турбиной вокруг
редуктора, что исключает дополнительные потери и вероятное измене-
ние закрутки потока на режимах малой мощности.
Однако создание безредукторного ТВД требует решения целого ряда
новых проблем. Так, вследствие прямой механической связи турбины и
воздушного винта-вентилятора оказывается необходимым большее число
ступеней турбины для выдерживания допустимых уровней нагружения
лопаток турбины и лопастей винта. Поэтому в ряде случаев редукторный
вариант ТВД может быть легче и дешевле. Более нагруженная турбина
безредукторного ТВД будет быстрее изнашиваться и терять исходные ха—
3647 А 23 17
рактеристики в процессе эксплуатации. Беаредукторную схему трудно
реализовать в ТВД с передним тянущим винтом из двух ступеней проти-
воположного вращения поскольку он предусматривает прохождение двух
валов привода ступеней винта внутри валов двухкаскадного газогенерато-
ра с высокой степенью повышения давления. Уровень шума открытого
винта с прямым приводом от турбины будет на 3 дБ выше, чем у винта,
одинаковой мощности с приводом через редуктор вследствие’большей кон-
цевой скорости и нагрузки на ометаемый диск.
На основании учета всех действующих существенных факторов фирма
Rolls-Royce считает целесообразным создавать ТВД нового поколения
для пассажирских самолетов с приводом винта через редуктор. В таких
двигателях могут быть использованы ранее разработанные редукторы,
например редуктор серийного ТВД Tyne.
Все ТВД нового поколения могут быть условно разбиты на три основ-
ные группы. К первой группе отнесены ТВД небольшой мощности в диа-
пазоне от 1472 до 3680 кВт. Их общими особенностями являются
простота конструкции, малая стоимость, использование тянущего винта,
умеренные термодинамические параметры. Они будут иметь одновальную
схему и., осецентробежный компрессор. Двигатели меньшей мощности
типа РТМ 322 будут оснащены боковым ковшовым воздухозаборником
и смещенным от оси двигателя редуктором. Для двигателей большей тяги
выбран воздухозаборник с двумя боковыми входами и соосный редуктор.
Вторая группа охватывает ТВД модностью на валу в пределах от
44200 до 8850 кВт. Они могут иметь тянущий или толкающий воздуш-
ный винт и быть выполнены по одновальной или двухвальной схеме. Для
них характерны умеренные параметры термодинамического цикла, привод
винта от турбины НД через редуктор, полностью осевой компрессор,
кольцевой воздухозаборник при тянущем винте или лобовой воздухозабор-
ник при толкающем винте, К двигателям этой группы относятся ТВД
RB 517 и RB 517-16.
К третьей группе относятся особоэкономичные ТВД модностью на ва-
лу более 8850 кВт. Такие двигатели имеют задний толкающий воздушный
винт, высокие параметры термодинамического цикла, двухвальную схему,
полностью осевой компрессор и лобовой воздухозаборник. Представителем
этой группы является ТВД RB 509.
В.Н. Векшин
УДК 629.73.036
117. РОТОРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ПОСЛОЙНОГО ВПРЫСКА ТОПЛИВА
С ВЫСОКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ ДЛЯ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
ОБЩЕГО НАЗНАЧЕНИЯ
High performance, stratified charge rotary engines for general aviation.
Mount R.F., Greiner W.L. "AIAA Pap.**, 1986, V 1553, 1-11
*
В США создается новый роторный двигатель послойного впрыска топ-
лива, доводку которого планируется закончить в 1990-х годах. Рассмат^.
риваются возможности различного применения вариантов этого двигателя
18
=*«=£
....
мощностью в пределах от 7,4 до 18800 кВт. Он предлагается также
для легких самолетов общего назначения, К роторным двигателям воен-
ного назначения выдвинуто требование эксплуатации на топливах для
реактивной авиации и на дизельном топливе независимо от размерности
и развиваемой мощности. При создании военных и гражданских роторных
двигателей учитываются такие общие требования, как высокая экономич-
ность и малая загрязненность отработавших газов, в том числе при
работе на дизельном топливе, Возможность удовлетворения всех этих
требований подтверждена испытаниями экспериментального демонстра-
ционного двигателя.
В конце 1970—х годов роторный двигатель был выбран корпусом
морской пехоты США в качестве основного двигателя десантного судна,
На нем предусматривалась установка двух, двигателей мощностью по
6904-828 кВт. Был построен и испытан роторный двигатель RC 4-35
с четырьмя роботами и общим рабочим объемом 5,8 л такого назначения.
Он был образован из двух базовых двухроторных модулей, что позволяло
заменять переднюю или заднюю секции по отдельности. В отличие от порш-
невого роторный двигатель допускает проведение точной динамической ба-
лансировки при любом числе роторов. Однако двухроторный модуль был прием-
ная оптимальным по числу соединительных муфт и возможностям создания
двигателей большей мощности из набора модулей, а также по простоте
балансировки.
Однако в 1980 г. интересы корпуса морской пехоты были переориен-
тированы на новый проект, для которого был предложен двухроторный
вариант базового двигателя мощностью 480 кВт, получивший обозначение
RC 2—350. В 1984-85 гг. продолжалась доводка двигателя RC 2-350
и была создана его модификация с турбонаддувом, получившая обозначе-
ние 2116 R. На его основе был спроектирован судовой электрогенератор,
имеющий топливную экономичность как при дизельном приводе, но с
меньшей стоимостью и габаритами, чем у установки с гурбонаддувом.
В 1985 г. также была начата доводка демонстрационного роторного дви-
гателя мощностью 552 кВт с рабочим объемом 5,8 л.
Недавно начато исследование перспективных авиационных вариантов
этого роторного двигателя с послойным впрыском топлива для будущих
самолетов 1990-х годов. Изготовителями легких самолетов по контракту
NASA сравнены силовые установки на основе роторного двигателя,
малоразмерного ТВД, поршневого двигателя с искровым зажиганием и
высокооборотного легкого дизеля по особенностям компоновки на само-
лете, получаемым летно-техническим характеристикам, стоимости эксплуа-
тации и стоимости жизненного цикла [7,8]. Параметры и конструкция
всех четырех типов двигателей рассматривались для двух технических
уровней-ближней и дальней перспективы.
В качестве дальней перспективы оценивался проект роторного двига-
теля жидкостного охлаждения с послойным впрыском топлива и турбонад-
дувом.
Общая компоновка и размеры этого двигателя с двумя роторами и
рабочим объемом каждого по 0,525 л показаны на рис. 1, где обозна-
чено: 1 — всасывающее отверстие с правой стороны; 2 - свеча и катуш-
ка зажигания; 3 - форсунка впрыска топлива под управлением электрон-
3647 А 23 19
RELIEF VALVE
MOUNT FAO
COOLANT OUT
CHARGE AIR COOLER
INTAKE PORT
RIGHT SIDE
FUEL INJECTION NOZZLE
(ELECTRONIC COMMON RAIL)
SPARK PLUG
AND COIL
CLEARANCE AT
’A’ PERMITS
STARTER REMOVAL
f Q COOLANT IN
EXHAUST PORT 14
(RIGHT SIDE)
576mm (22.7 In.)
— 663mm (26.1 In.)...-.—
------------1062mm (41.8 In.)
1224mm (48.2 In.)
TURBOCHARGER
LEFT SIDE VIEW
Рис. 1
ного регулятора; 4 - фланец крепления; 5 - выход охлаждающей жидкос-
ти; 6 - предохранительный' клапан; 7 - охладитель воздуха после нагне-
тателя; 8 - зазор "А" для снятия стартера; 9 - турбонагнетатель;
10 - выхлопное отверстие с правой стороны; 11 - вход охлаждающей
жидкости.
Дроссельные характеристики роторного двигателя RC2-32 на раз-
личных режимах в виде зависимостей удельного расхода топлива по тор-
мозной мощности в г/кВт • ч от тормозной мощности [ кВт ] представлена
на рис. 2, где обозначено: 1-частота вращения ротора,- [мин-1); 2-взлет-.
243 (.400)
ENGINE
SPFED.
rpm
7850
7385
2 S 219 (.360) —
6985
207 (.340)
75
(100)
TAKEOFF.
9420
MAXIMUM CRUISE
65 PERCENT CRUISE -if
55 PERCENT CRUISE ~5
105 135 165 195
(140) (180) (220) (260)
225
(300)
BRAKE POWER kW (ВНР)
Рис. 2
20
ный режим; 3 - максимальный крейсерский режим; 4 - 65% от макси-
мального крейсерского режима; 3 - 55% от максимального крейсерского
режима.
Первоначально был построен и испытан экспериментальный одноротор-
ный двигатель 1007 R рабочим объемом 0,66 л с жидкостным охлажде-
нием и турбонаддувом. Его продольный разрез показан на рис. 3, где
обозначено: 1 - фланец крепления двигателя; 2 - лигой корпус вокруг
ротора из алюминиевого сплава A-201-Ti75; 3 — подача масла под дав-
лением; 4 - фланец крепления и приводы топливных насосов; 5 - кова-
ный коленчатый вал из стали AMS 6260НТ с графитовыми подшипни-
ками скольжения; 6 — маховик; 7 - литая крышка из алюминиевого спла-
ва А 356; 8 - дренаж масла; 9 - литой корпус из алюминиевого спла-
ва А 357, подвергнутый старёнию; 10 - внутренний корпус, отливаемый
по выплавляемой модели из модифицированной стали AGME А 506-80
или GP 120-90-05 или 17.4 PH AMS 5343 по техническим усло-
виям НЮ25.
Испытания экспериментального двигателя 1007 R проводились в бо-
лее тяжелых условиях по сравнению с работой на расчетном режиме
эксплуатации на будущих самолетах. Они позволили оценить пригодность
конструкции основных узлов для применения в роторных двигателях ближ-
ней и дальней перспективы без ограничений по тепловому состоянию и
прочности.
На базе двухроторного модуля был создан макет роторного двигателя,
пр
годный для компоновки на самолете, путем присоединения к нему ре-
ENGINE
MOUNTING
FLANGE
ROTOR HOUSING
CAST ALUMINUM
A 201 — T75
5
PRESSURE
LUBE OIL
TRANSFER
0R
Fl PUMP(S)
DRIVE SYSTEM
MOUNTING FLG
CRANKSHAFT
FORGED STEEL
AMS 6260 HT
CARB. JOURNALS
DE HOUSING
CAST ALUMINUM
A-357 AGED
COVER - ADE
CAST ALUMINUM
A-356
INVESTMENT CAST
17-4PH
AMS 5343
COND. H-1025
LUBE -g
DRAIN
ADE HOUS’NG
ST CAST ALUMINUM
A-357 AGED
ROTOR
INVESTMENT CAST
MODULAR IRON
ASTM A-536 80
GR 120-90-05
РИС. 3
FLYWHEEL
6
COVER DE
CAST ALUMINUM
A 356
LUBE
DRAIN
3647 A 23
21
дуктора и вала воздушного винта с одной стороны и коробки приводов
агрегатов, турбонагнетателя и теплообменника-охладителя воздуха после
нагнетателя с другой стороны. В результате был получен перспективный
роторный двигатель малой лобовой пл
(ади с поперечными размерами
419 х 419 мм. Двигатель данной модели имеет сухой маслосборник и
требует размещения маслобака на самолете. Данные этого двигателя
сравнивались с данными ТВД, поршневого и дизельного двигателя в
условиях применения на легких самолетах и одинаковой мощности.
Горение топлива в роторном двигателе во многом сходно с горением
в незадросселированном поршневом двигателе с послойным впрыском
топлива, поскольку при вращении треугольного поршня-ротора в роторном
двигателе весь воздух поступает в ограничиваемую данной плоскостьйэ
полость в верхней мертвой точке, а затем переносится через зону сжа-
тия в зоны горения и расширения. Путем размещения в этой зоне форсун-
ки впрыска топлива под высоким давлением вблизи источника воспламе-
нения удается организовать зону местного переобогащения топливо-воз-
душной смеси и обеспечить горение смеси сначала в этой зоне, а затем
по. всему ограниченному объему, где избытки топлива недостаточны для
начального воспламенения от свечи. Таким способом исключается влия-
ние октанового и цетанового числа на процесс воспламенения и горения
топлива и оказывается возможной эксплуатация роторного двигателя на
дизельном топливе, авиационном керосине марки JP, автомобильном бен-
зине или другом альтернативном топливе.
В первом варианте роторного двигателя в корпусе каждого ротора ус-
танавливалась только одна форсунка. Это привело к ограничению развивае-
мой мощности и частота вращения на многих необходимых режимах,
поскольку удавалось оптимизировать подачу топлива только на одном из
предусмотренных режимов, включающих холодный и обычный запуск,
малый газ и режим частичной и максимальной мощности. Задача была
решена введением дополнительной форсунки начального воспламенения
топлива, через которую на всех режимах работы за один оборот ротора
подается постоянная порция топлива объемом 3 мм^> оптимальная для
надежного воспламенения.
Окончательно выбранное относительное расположение форсунок началь-
ного воспламенения и основного топлива в корпусе показано на рис. 4,
где обозначено: 1 - форсунка основного топлива; 2 - свеча зажигания;
3 - форсунка начального воспламенения.
Циклограмма работы свечи и подачи топлива в зависимости от угло-
вого положения вала [ град] представлена на рис. 5, где обозначено:
1 - работа свечи; 2 - подача топлива для начального воспламенения;
3 - подача основного топлива; 4 - до верхней мертвой точки; 5 - верх-
няя мертвая точка; 6 - после верхней мертвой точки.
Сейчас многие фирмы США и Западной Европы разрабатывают для
легких самолетов новые поршневые двигатели, дизели и ТВД мощностью
от 73 до 370 кВт, В США фирма Avco Lycoming совместно с фирмой
JDTI создает роторный двигатель мощностью 260 -г-295 кВт того
же назначения. Эти работы во многом сдерживаются многолетней депрес-
сией на рынке сбыта легких самолетов. Для поршневых двигателей это
положение усугубляется нехваткой авиационного бензина в многих регио-
22
нах
Рис. 5
капиталистических стран. Отсюда возникает дополнительное треОова-
ние использования в создаваемых двигателях широкодоступных топлив:
авиационного керосина, например марки Jet—А, дизельного топлива
и автомобильного бензина.
Приоритетные общие требования к создаваемым двигателям для лег-
ких гражданских самолетов изменяются в зависимости от класса мощ-
ности. Так, к двигателям м
• II
(НОСТЬЮ
от 73 до 185 кВт в порядке важ-
ности предъявляются требования работы на автомобильном бензине,
малой стоимости и стоимости эксплуатации, а лишь затем по улучшению
основных данных. Новые двигатели высокого технического уровня мощ-
ностью .185*440 кВт должны быть способны работать на авиационном
керосине, их цена должна быть меньше, чем у современных газотурбин-
ных двигателей и они должны сохранять высокую мощность при работе
на альтернативных топливах. В классе мощности 370 • 880 кВт плани-
руется разработка ТВД и заменяющих их двигателей с меньшей началь-
ной стоимостью, меньшими затратами на эксплуатацию и повышенными
термодинамическими параметрами. Исследования по этим двигателям
проводятся NASA с привлечением заинтересованных самолетострои-
тельных фирм.
По результатам этих исследований использование роторного пвига теля
с послойным впрыском топлива на легких самолетах дает целый ряд
эксплуатационных и других преимуществ. К ним относятся возможность
работы на различных видах топлива, малый расход топлива и уровень
3647 А 23
23
W
ж
•1
Уй
шума и вибраций, повышенная. • надежность вследствие небольшого числа
деталей, возможность ускоренного снижения самолета перед посадкой
благодаря жидкостному охлаждению и надежный запуск при отрицатель-
ных температурах, продемонстрированный до -36 С. Другими достоинст-
вами роторного двигателя являются малые масса и лобовая площадь,
небольшое дополнительное сопротивление от использования охлаждающе-
го воздуха, который возможно использовать в антиобледенительной сис-
теме крыльев, простота технического обслуживания по сравнению с порш-
невым двигателем вследствие отсутствия клапанов и их кулачкового
привода и малая концентрация загрязнений в отработавших газах.
Сравнением поршневого двигателя, ТВД, дизеля и роторного двигателя
одинаковой мощностью в 295 кВт в крейсерском полете на высоте 6,1км
было установлено, что наименьший удельный расход топлива в крейсерском
полете будет иметь роторный двигатель, а его масса будет существенно
меньше, чем у поршневого двигателя и дизеля, но больше, чем у ТВД.
Следующий этап исследований состоял в сравнении роторного двига-
теля с поршневым и турбовинтовым двигателями в системе силовой уста-
новки существующего легкого самолета Piper РА— 31, Сравнивался
серийный самолет с поршневым двигателем TIGO - 541 — Е мощностью
313 кВт в крейсерском полете на высоте 6,1 км и тот же самолет с
создаваемым роторным двигателем L 2А—400-А1 и ТВД рэд РТ6
одинаковой мощностью по 295 кВт в тех же условиях. Исследование по-
казало, что при неизменной дальности полета 1480 км самолет с ротор-
ным двигателем будт иметь полную взлетную массу всего 3360 кг вместо
3540 кг у базового самолета с поршневым двигателем, а его замена на ТВД
дает снижение полной массы всего на 132 кг. Переход от поршневого дви-
га тел я к роторному двигателю или ТВД- в рассматриваемых условиях
позволяет также уменьшить расход топлива на полет на 120 кг и 40 кг
соответственно, т.е. почти на 24% для
ние роторного двигателя позволяет также
ность самолета на 30%.
Создаваемый двухроторный двигатель
впрыском топлива и жидкостным охлаждением имеет общий рабочий объем
3,4 л, оснащен турбонагнетателем и в нем предусмотрен отбор воздуха
для наддува кабины. Сертификация двигателя по нормам летной годности
США намечена на начало 1990-х годов. Двигатель имеет следующие
заявленные основные данные.
Взлетная мощность, кВт
Мощность при 75% от максимального крейсерского
режима, кВ’”
Высота крейсерского полета, км
Масса двигателя, кг
Удельный расход топлива на взлетном режиме (по
тормозной мощности), кг/кВт‘Ч
Удельный расход топлива на режиме 75% мощности
от максимального крейсерского режима (по тормоз-
ной мощности), кг/кВт • ч
Ресурс между переборками, ч
Топливо
Ж
1
-й
-А
роторного двигателя. Примене-
увеличить среднюю скороподъем
I
L 2А-400-А1 с послойным
295
165
228
2434-255
2000
керосин марки Jet—А
Й
!
й
Д
I
I
Программа доводки двигателя L 2A-400—Al, принятая фирмой JDTI,
предусматривает проведение исследований по выбору наиболее подходящих
материалов, изучение особенностей горения, разработку теории трех-
мерных течений в двигателе и расчета таких течений методом конечных
элементов, экспериментальное определение действующих напряжений, ре-
шения технологических задач и оптимизацию работы электронной системы
впрыска и воспламенения топлива. Эти вопросы рассматриваются в ши-
роком плане с учетом особенностей возможного применения роторного
двигателя в самых различных областях. Исследования другого партнера
по созданию роторного двигателя фирмы Avco Lycoming направлены глав-
ным образом на авиационное применение двигателя.
Научно-исследовательский центр им.Льюиса NASA осуществляет
программу исследований по роторному двигателю, предусматривающую
формулирование требований к перспективной электронной системе впрыс-
ка и воспламенения топлива и ее оценку. На этом этапе были сравнены
четыре варианта и выбрана оптимальная система, позволяющая достигать
высокой частоты вращения перспективного роторного двигателя, Другим
важным направлением является исследование внутренних течений при го-
рении в роторном двигателе. Для прямых измерений скоростей течений
создается лазерно-допплеровская система в сочетании с голографической
оптической системой, что исключает размещение обычных приемников
давления и температур, присутствие которых существенно искажает реаль-
ные процессы. Измерения такими системами будут производиться на
экспериментальном однороторном двигателе с кварцевыми прозрачными
окнами в торцовых крышках.
Одновременно создается двумерная математическая модель роторного
двигателя, позволяющая рассчитывать его характеристики и топливную
экономичность и оценивать степень загрязненности отработавших газов
с учетом влияния теплопередачи. После уточнения и подтверждения дву-
мерной модели по результатам испытаний экспериментального двигате-
ля планируется создать более совершенную трехмерную математическую
модель.
Еще на первых этапах создания нового роторного двигателя выяснилась
важность разработки новых легких материалов для изготовления корпу-
сов и ротора и керамических элементов, необходимых для реализации
квазиадиабатического рабочего процесса и позволяющих дополнительно
улучшить характеристики. Это направление включает также разработку
метода точной расчетной оценки деформаций и распределения действую-
щих напряжений в корпусе сложной трохоидной формы при повышенных
температурах и давлениях, ожидаемых в роторных двигателях дальней
перспективы.
Подготавливается также полностью трехмерная модель из конечных
элементов ротора из композиционного материала, предназначенная для
определения установившегося теплового состояния и попей нагрузок от
сил давления и инерции. Такая же модель создается для корпуса слож-
ной формы, состоящего из внутренней сплошной оболочки из керамическо-
го или другого подобного материала, усиленной наружными кольцами,
воспринимающими растягивающие напряжения. По этой программе ис-
следовался ротор, имеющий монолитную внешнюю оболочку из окиси цир-
3647 А 23 25
I SHI
W: ••
копия с металлическими вставками для крепления внутренней шестерни и
подшипников коленчатого вала. Трсжоидальнь:
V
корпус рассчитывается
на получение минимальной массы при пиковых напряжениях растяжения
вследствие охлаждения внутренней оболочки и усиливающих колец. Для
изготовления всех корпусных деталей литьем разрабатывается новый
легкий композиционный материал на основе магния с усиливающими
волокнами графита.
В.Н. Векшин
Л итература
1. С.Jones: "Advanced Development of
Rotary Stratified Charge 750 and 1500 HP
Military Mul'ti-fuel Engines at Curtiss
Wright", SAE Paper 840460, February
1984 .
2. "Stratified Charge Rotary Engine for
Shipboard Generator Set Usage", Curtiss
Wright Corporation, U.S.Navy Contract
N00024-83-C-5342, November 25, 1983.
3. Contract No. N00024-84-C-5351, Naval
Sea Systems Command, Department of the
Navy.
4. C.Jones, J.Mack, M.Griffith:
"Advanced Rotary Engine Developments for
Naval Applications", SAE Paper 851243,
May 20-23, 1985.
5. Contract No N00024-85-C-5150, Naval
Sea Systems Command, Department of the
Navy.
6. Badgley, P.; Berkowitz, M; Jones, C;
Myers, D.; Norwood, E.; Pratt, W.;
Ellis, D.R.; Higgins, G.; Mueller, A;
and Hembry, J.H.; "Advanced Stratified
Charge Rotary Aircraft Engine Design
Study", Curtiss Wright Corp.,
Wood-Ridge, N.J., CW-WR-81.021, Jan.
1982. (NASA CR-165398)
7. Huggins,G.L.; and Ellis, D.R.;
"Advanced General Aviation Comparative
Engine/Airframe Integration Study",
Cessna Aircraft Co., Wichita, KA.,
Cessna-AD-217, 1981. (NASA CR-165564)
8. Beech Aircraft Corporation Report
No. 165565, "Advanced General Aviation
Comparative Engine/Airframe Integration
Study", prepared under Contract
NASA-22220, March 1982.
9. Contract No. NAS3-23056, NASA Lewis
Research Center, Cleveland, Ohio,
December 27, 1982.
10. C.Jones and R.E.Mount: "Design of a
High Performance Rotary Stratified
Charge Aircraft Engine", AIAA Paper
84-1395, June 1984.
11. U.S. PATENT No. 3,894,518 - Strati-
fied Charge Rotary Engine with Dual Fuel
Injection, July 15, 1975.
12. contract No. NAS3-24628, NASA Lewis
Research Center, Cleveland, Ohio, Sept.
18, 1985.
13. W.T.Ffgart, R.L.Leisenring and
W.B.Silvestri : "The RC Engine - A New
Approach to Reduce Costs", SAE Paper
700273, April, 1970.
СОДЕРЖАНИЕ
J *
соответствует рубрике 55.47 Рубрикатора ГА СИТИ
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЧНОСТЬ САМОЛЕТОВ, ВЕРТОЛЕТОВ
И ДРУГИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
•I у
114. Некоторые данные о самолете Lavi [
115. Шасси самолетов л
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
116. Перспективные турбовинтовые двигатели и силовые
установки с открытым воздушным винтом
117. Роторный дв
гатель послойного впрыска топлива с
высокими характеристиками для легких самолетов
общего назначения
II
18
Редактор к.т.н. А.М. Шевченко
Ответственный за выпуск Л.П. Мартюшева
Технический редактор Н.Ю. Сорокина Корректор Г.С. Сидорова
___ ................ — [ -.Н .. - —] р/--- 1 L - —1- - II Т. Ж" Г/'Tl- I ..1111,-,, .'(Г - L.. '. "I ГГ^-ЛИП' -1ГГ-Г-Т--Г:-ГГ-* '.1""" '1 " г"ЧГ".ПП"Г|!'1"'1'
Сдано в набор 04.05.87 Подписан'Подписано в печать 27.04.87
Формат 60 х 90 1/16 Печать офсетная
Уел, печ.л. Усл. кр.—отт. 1,94 Уч. -изд. л. 1,95
Тир. 1127 экз. Зак. 3647 Цена 25 коп.
Адрес редакции: 125219, Москва, А-219, Балтийская ул., 14
Тел. 155-43—75
Производственно-издательский комбинат ВИНИТИ
140010, Люберцы 10, Московской обп., Октябрьский проспект, 403
Авиастроение. Экспресс-информация, .1987, № 23, 1— 28
ВНИМАНИЮ ЧИТАТЕЛЕЙ!
ВИНИТИ предлагает сборник
МЕТОДИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ
И ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ГАСНТИ,
включающий действующие инструктивно-методические материалы и
типовые проектное решения по ГАСНТИ или сведения о них.
Цена 40 к.
Сборник содержит сведения о составе и характеристике докумен-
то в,
действующих в ГАСНТИ,
рефераты,
аннотации и извлечения
основных утвержденных документов; сведения об основных проектных
решениях в области
сетевой информационной
технологии:
создание
распределенного автоматизированного банка данных с телекоммуни-
кационным режимом поиска в ретроспективных базах данных, функ-
ционирование магнитоленточной службы ГАСНТИ, создание распреде-
ленного автоматизированного документального
ронда;
в области
лингвистического, программного и технологического обеспечения
ГАСНТИ, организации работ, разработки и функционирования АСНТИ.
Сборник предназначен для работников информационных органов и
научно-технических библиотек.
Сборник высылается наложенным платежом.
Заказы от организаций и индивидуальных подписчиков направлять
но адресу: 140010, г. Люберцы, 10, Московской обл., Октябрьский
проси., 403. ПИК ВИНИТИ, отдел распространения. Телефон 553-5^-29.
№ 152