Настоящее и будущее авиационных двигателей - Пономарев Б.А.

Автор: Пономарев Б.А.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты двигатели авиатехника авиационные двигатели
Год: 1982
Похожие
Теория авиационных газотурбинных двигателей. Часть 2
Теория авиационных газотурбинных двигателей. Часть 1
Авиация на пороге в космос
Конструкция самолетов.
Текст
                    Б. А. ПОНОМАРЕВ
НАСТОЯЩЕЕ
И БХ1УШЕЕ
ЛВкМЦИОННЫХ
ЛВИЙТЕ/1ЕЙ
Ордена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА 198 2
ББК 39.55
П56
УДК 629.7.036(022)
Рецензент-= кандидат технических наук В. Ф. Старостин.
Пономарев Б. А,
П56 Настоящее и будущее авиационных двигателей. — Мл
Воениздат, 1982. — 240 с., ил.
В пер.: 95 к.
В книге рассматриваются современные ГТД для военных и гражданских ле-
тательных аппаратов, анализируется влияние параметров рабочего процесса на
конструкцию двигателей. Большое внимание уделено проблемам, возникающим
при создации ГТД. Рассмотрены особенности наиболее распространенных серийных
н ряда опытных зарубежных двигателей.
Книга написана по материалам открытой отечественной и иностранной печати
и предназначена для инженерно-технического н летного состава ВВС и МГА, ра-
ботников авиационной промышленности, учащихся авиационных учебных заведе-
ний.
п 3606000000—117
П 068(02)—82
77—82
ББК 39.55
6Т5.1
© Военнздат, 1982
ВВЕДЕНИЕ
Все наиболее важные достижения авиации в той иди
иной степени связаны с улучшением параметров и характеристик
двигателей или с созданием двигателей принципиально новых
схем. В частности, в послевоенные годы на смену поршневым
пришли газотурбинные двигатели (ГТД), которые позволили су-
щественно увеличить скорость, высоту и дальность полета само-
летов. Газотурбинные двигатели обладают благоприятным изме-
нением тягово-экономических характеристик по скорости полета:
их тяга при увеличении скорости возрастает, достигая максимума
при высоких сверхзвуковых скоростях, что обеспечивает большие
мощности при приемлемых расходах топлива, габаритных разме-
рах и массе силовой установки.
На военных самолетах (истребителях и бомбардировщиках)
первых послевоенных лет применялись в основном турбореактив-
ные двигатели (ТРД). Позже на военных самолетах стали при-
меняться турбореактивные двигатели с форсажной камерой
(ТРДФ). Вместе с совершенствованием аэродинамики самолетов
это позволило вначале достигнуть звуковых, а затем и высоких
сверхзвуковых скоростей полета.
В начале 50-х годов в СССР были созданы отличные само-
леты с ТРД (ТРДФ): истребители МиГ-15 и МиГ-17, бомбарди-
ровщики Ил-28 и Ту-16 и несколько позднее превосходный по
своим летно-тактическим данным сверхзвуковой истребитель
МиГ-21, а для гражданской авиации—первый в мире реактив-
ный пассажирский самолет Ту-104.
При росте скорости полета тяга ТРД (ТРДФ) на дозвуковых
скоростях меняется мало. При дальнейшем возрастании скорости
тяга существенно увеличивается, достигая максимума на высоких
сверхзвуковых скоростях, что позволяет эффективно использо-
вать эти двигатели для сверхзвуковых полетов. Однако экономич-
ность ТРД и особенно ТРДФ на малых дозвуковых скоростях
полета низкая. Вследствие этого в первый послевоенный период
на гражданских и военно-транспортных самолетах широкое рас-
пространение получили турбовинтовые двигатели (ТВД), имею-
щие низкий расход топлива на малых дозвуковых скоростях по-
лета и большую тяговую мощность на взлете.
В Советском Союзе были созданы первоклассные по пара-
метрам и надежности пассажирские самолеты с ТВД: Ту-114,
Ил-18, Ан-24 и другие, часть из которых до сих пор успешно
эксплуатируется Аэрофлотом и авиакомпаниями ряда зарубеж-
ных стран. На вооружение Военно-Воздушных Сил были приняты
стратегический бомбардировщик с ТВД, военно-транспортные са-
молеты Ан-8, Ан-12 и самолет-гигант Ан-22 с четырьмя мощными
1*
3
Однако наличие в конструкции ТВД редуктора, ухудшение
экономичности двигателя с увеличением скорости полета, высо-
кий уровень шума, развиваемого воздушным винтом, потребовали
применения двигателей других схем, в связи с чем в настоящее
время ТВД используются лишь на некоторых типах самолетов
с невысокой дозвуковой скоростью полета.
В последние годы наибольшее распространение получили двух-
контурные турбореактивные двигатели (ДТРД)*, устанавливаемые
на самолетах разных типов. На дозвуковых скоростях полета эти
двигатели сочетают преимущества ТРД по тяговой мощности и
ТВД — по экономичности. Двухконтурный двигатель с форсажной
камерой (ДТРДФ) обеспечивает высокие значения тяги, необхо-
димые для достижения сверхзвуковых скоростей полета, при при-
емлемой экономичности и низкие расходы топлива (с выключен-
ной форсажной камерой) на дозвуковых скоростях. Двухконтурные
двигатели удовлетворяют одному из важнейших требований,
предъявляемых к силовым установкам современных военных са-
молетов, — многорежимности. Эти достоинства ДТРД и ДТРДФ
обусловили их широкое применение в современной военной и
гражданской авиации.
На воздушных трассах Аэрофлота успешно эксплуатируется
межконтинентальный пассажирский самолет Ил-62 с четырьмя
мощными ДТРД, обеспечивающими крейсерскую скорость полета
850 км/ч и дальность свыше 10 000 км. В девятой пятилетке на-
чали регулярные полеты магистральный пассажирский самолет
с двухконтурными двигателями — Ту-154 и тяжелый транспорт-
ный самолет Ил-76. На пассажирских линиях небольшой протя-
женности успешно эксплуатируется реактивный самолет Як-40 с
тремя двухконтурными двигателями. В начале десятой пятилетки
принят в эксплуатацию сверхзвуковой пассажирский самолет
Ту-144 с ДТРДФ, в конце пятилетки — широкофюзеляжный са-
молет-аэробус Ил-86 с ДТРД и пассажирский самолет Як-42 сред-
ней дальности полета с экономичными и малошумными ДТРД.
Двухконтурные турбореактивные двигатели широко применя-
ются и в военной авиации на дозвуковых и сверхзвуковых само-
летах различного назначения.
С начала 70-х годов интерес к двухконтурным двигателям воз-
рос настолько, что для большинства проектируемых военных и
гражданских самолетов, а также других летательных аппаратов
предлагаются только ДТРД и ДТРДФ различных схем, наиболее
полно удовлетворяющие требованиям, предъявляемым к двигате-
лям современных и перспективных летательных аппаратов.
На военных и гражданских вертолетах в основном применя-
ется еще одна разновидность газотурбинного двигателя — турбо-
вальный ГТД, в котором для вращения несущего винта исполь-
зуется специальная свободная турбина. Примером такого мощ-
* В соответствии с ГОСТ 23851—79, введенным в процессе издания книги,
обозначение турбореактивных двухконтурных двигателей — ТРДД, с форсаж-
ной камерой — ТРДДФ.
4
Рис. 1. Изменение основных парамет-
ров авиационных ГТД на взлетном
режиме по годам их выпуска:
в — тяга;	б—-удельный расход топлива;
в — удельная масса
ного турбовального ГТД может служить двигатель, устанавли-
ваемый на вертолете Ми-6.
Авиационные газотурбинные двигатели различных типов до-
стигли очень высокой степени газодинамического, конструктив-
ного и технологического совершенства, однако они имеют хорошие
перспективы развития. Об этом свидетельствуют и статистиче-
ские данные об изменении тяги, удельного расхода топлива и
удельной массы газотурбинных двигателей по времени их созда-
ния (рис. 1), показывающие тенденцию непрерывного улучшения
их параметров. Это улучшение происходит как в результате со-
вершенствования эксплуатирующихся двигателей, так и вслед-
ствие появления новых авиационных ГТД.
Развитию теории и совершенствованию конструкции авиацион-
ных газотурбинных двигателей в значительной мере способство-
вали труды отечественных ученых, работников научно-исследова-
тельских и учебных институтов, конструкторских бюро. Основы
теории воздушно-реактивных двигателей были разработаны и опу-
бликованы еще в 1929 г. советским ученым Б. С. Стечкиным.
В 1937 г. советский авиационный конструктор А. М. Люлька пред-
ложил схему и проект ДТРД со смешением потоков. В послевоен-
ные годы усилиями специалистов научно-исследовательских ин-
ститутов, и прежде всего Центрального института авиационного
моторостроения им. П. И. Баранова, конструкторских бюро, руко-
водимых известными конструкторами В. Я. Климовым, А. А. Ми-
кулиным, С. К- Туманским, А. М. Люлькой, Н. Д. Кузнецовым,
В. А. Добрыниным, А. Г. Ивченко, С. П. Изотовым, П. А. Соловь-
евым, В. А. Лотаревым и другими, и заводов в Советском Союзе
были созданы совершенные реактивные двигатели с современ-
ным уровнем технических данных, большим, ресурсом и высокой
надежностью.
Крупнейшие авиадвигателестроительные фирмы капиталисти-
ческих стран — «Дженерал электрик» и «Пратт-Уитни» (США),
«Роллс-Ройс» (Великобритания), SNECMA (Франция) и другие
также добились определенных успехов в создании двигателей
различного назначения, для которых был найден ряд оригиналь-
ных конструктивно-технологических решений. В последние годы
за рубежом используется интересная методология разработки но-
вых двигателей.
Параметры, методология создания и конструкция современных
авиационных газотурбинных двигателей имеют характерные осо-
бенности по сравнению с параметрами, методологией создания и
конструкцией ГТД предыдущих поколений. Предлагаемая книга
на примерах наиболее распространенных зарубежных серийных
и некоторых опытных двигателей знакомит читателей с парамет-
рами, особенностями конструкции и перспективами развития авиа-
ционных ГТД. При этом следует отметить, что данные для одного
и того же двигателя, заимствованные из разных источников, мо-
гут несколько отличаться. Кроме того, они изменяются по мере
развития двигателя.
Глава I
РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС, ПАРАМЕТРЫ,
ОСОБЕННОСТИ СХЕМ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
СОВРЕМЕННЫХ АВИАЦИОННЫХ ГТД
Рабочий процесс. Основой рабочего процесса в ГТД яв-
ляются термодинамические циклы. Все авиационные ГТД рабо-
тают по общему термодинамическому циклу, состоящему из тер-
модинамических процессов сжатия воздуха в воздухозаборнике и
компрессоре, подогрева воздуха в камере сгорания при сгорании
топлива и расширения образовавшегося сжатого и нагретого газа
Рис. 2. Принципиальная схема ТРД:
1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера
сгорания; 4 — турбина; 5 — выходное устройство
в турбине и выходном устройстве. В каждом ГТД имеется газо-
генератор, образуемый компрессором, камерой сгорания и турби-
ной. На выходе из газогенератора газовый поток имеет высокие
температуру и давление, т. е. высокую потенциальную энергию,
так как располагаемая работа расширения газа значительно пре-
вышает потребную работу сжатия воздуха в компрессоре. Эта
избыточная потенциальная энергия (полезная работа термодина-
мического цикла) может быть трансформирована в тягу или мощ-
ность двигателя различными способами в зависимости от типа
ГТД.
Существуют три основных типа авиационных ГТД: турбореак-
тивные, двухконтурные турбореактивные и турбовинтовые (тур-
бовальные).
В турбореактивных двигателях (рис. 2) почти вся
избыточная потенциальная энергия преобразуется в кинетическую
при расширении газа в выходном устройстве, чем обеспечи-
вается ускорение газового потока до высокой скорости и создание
тяги. В некоторых турбореактивных двигателях для увеличения
скорости истечения газа, а следовательно, тяги применяется фор-
7
сажная камера, устанавливаемая за газогенератором, в которой
к газу подводится дополнительное тепло.
На дозвуковых скоростях полета обычно оказывается доста-
точной тяга ТРД при приемлемой экономичности силовой уста-
новки. Включение форсажа на этих скоростях увеличивает тягу,
однако существенно ухудшает экономичность двигателя, поэтому
форсаж используется кратковременно. При достаточно высоких
сверхзвуковых скоростях полета включение форсажа становится
выгодным и в длительном полете, так как тяга при этом увеличи-
вается в несколько раз, а расход топлива возрастает умеренно.
Вследствие этого ТРД применяются на военных и гражданских
дозвуковых, а ТРДФ на военных сверхзвуковых самолетах. Кроме
того, применение ТРДФ целесообразно и на сверхзвуковых пас-
сажирских самолетах.
В двухконтурных турбореактивных двигателях
тяга образуется в двух, как правило, соосных контурах (трактах) —
газовом и воздушном, причем возможно истечение потоков через
раздельные реактивные сопла или смешение потоков воздуха и
газа и истечение смеси через общее реактивное сопло.
Внутренний контур (первый, или газовый) является газогене-
ратором, работающим, как ТРД, в котором часть потенциальной
энергии газа расходуется на создание тяги, а другая часть пере-
дается во внешний контур. Внешний контур (второй, или воздуш-
ный) является генератором сжатого воздуха и состоит из вход-
ного устройства, компрессора внешнего контура (вентилятора) с
последующим кольцевым каналом и реактивного сопла. Энергия
сжатого воздуха трансформируется в тягу внешнего контура. На
сжатие воздуха компрессором внешнего контура затрачивается
мощность турбины, расположенной во внутреннем контуре.
Тяга двигателя с раздельными реактивными соплами склады-
вается из суммы тяг внутреннего и внешнего контуров, причем
в зависимости от параметров двигателя и режима его работы
соотношение тяг изменяется в очень широких пределах. В ДТРД
с общим реактивным соплом турбокомпрессорная часть двигателя
работает аналогично турбокомпрессорной части ДТРД с раздель-
ными реактивными соплами, однако газовый поток внутреннего
контура после расширения в турбине смешивается в камере сме-
шения с воздушным потоком внешнего контура. При расширении
в реактивном сопле газовоздушная смесь приобретает высокую
скорость, создавая тягу двигателя. В результате происходящего
выравнивания поля температур по сечению перед реактивным соп-
лом может произойти некоторое увеличение тяги и улучшение
экономичности такого двигателя по сравнению с двигателем, имею-
щим раздельные реактивные сопла.
Относительно невысокая скорость истечения газа из ДТРД
создает хорошую экономичность этих двигателей на дозвуковых
скоростях полета вследствие относительно невысоких потерь с ки-
нетической энергией газовой струи. Следует отметить, что по
этой же причине уровень шума газовой струи ДТРД ниже, чем
8
у ТРД, так как уровень шума реактивной струи в значительной
степени зависит от ее скорости.
Для существенного увеличения тяги двухконтурного двигателя
применяется форсажная камера (рис. 3), устанавливаемая за сме-
сителем и работающая аналогично форсажной камере ТРДФ.
Рассматривается также схема двигателя с форсажем во внешнем
контуре (ДТРДФП).
Рис. 3. Принципиальная схема ДТРДФ с форсажной камерой по-
сле смешения:
1— вентилятор; 2 — компрессор высокого давления, 3—камера сгорания;
4 — турбина компрессора; 5 — турбина вентилятора; 6 — смеситель; 7 — фор-
сажная камера; 8 — регулируемое реактивное сопло; 9 — канал внешнего
контура; 10 — входное устройство
ДТРДФ обладают по сравнению с ТРДФ большей экономич-
ностью на дозвуковых скоростях полета и могут обеспечить почти
одинаковый с ТРДФ расход топлива при высоком уровне тяги
на сверхзвуковых скоростях полета.
Следует, однако, отметить, что форсирование авиационных
ГТД сжиганием топлива за турбиной при любых скоростях полета
менее эффективно с точки зрения экономичности двигателя, чем
увеличение с этой же целью температуры газа перед турбиной.
Этим, в частности, объясняется непрерывное стремление к повы-
шению по мере развития авиационной техники температуры газа
перед турбиной не только в нефорсированных, но и в форсирован-
ных двигателях.
Рис. 4. Принципиальная схема ТВД:
I — воздушный винт; 2 — входное устройство; 3 — редуктор; 4 — компрессор:
5 — камера сгорания; б—турбина; 7 —выходное устройство
В турбовинтовых двигателях (рис. 4) основная доля
избыточной потенциальной энергии газа в турбине преобра-
зуется в мощность, передаваемую на воздушный винт самолета,
9
а затем в тягу винта, некоторая доля потенциальной энергии —।
в кинетическую энергию реактивной струи, т. е. в реактивную
тягу. Таким образом, тяга ТВД складывается из двух составляю-
щих. Воздушный поток, проходящий через винт, разгоняется до
невысокой скорости, в связи с чем потери с кинетической энергией
воздушной струи еще меньше, чем в ДТРД, что предопределяет
высокую экономичность ТВД на малых дозвуковых скоростях по-
лета. С увеличением скорости полета экономичность турбовинто-
вого двигателя снижается, в частности, из-за уменьшения КПД
воздушного винта. Для согласования оптимальных частот враще-
ния ротора турбокомпрессора и вала винта применяется редуктор
с передаточным отношением от 5 : 1 до 15 : 1, существенно утяже-
ляющий конструкцию и усложняющий эксплуатацию силовой
установки. По этим причинам ТВД практически оказались вытес-
ненными на дозвуковых транспортных и пассажирских самолетах
двухконтурными двигателями и применяются лишь на некоторых
типах транспортных самолетов с малой скоростью полета.
Разновидностью ГТД являются также вертолетные турбоваль-
ные двигатели, рабочий процесс которых аналогичен рабочему
процессу ТВД, однако преобразование избыточной потенциальной
энергии газа в мощность осуществляется с помощью отделенной от
газогенератора свободной турбины, а передача мощности на не-
сущий винт вертолета происходит при существенно отличающихся
частотах вращения вала свободной турбины и вала винта, для
чего используется отдельный агрегат, не включаемый в конструк-
цию двигателя, — главный редуктор вертолета с передаточным от-
ношением от 20 : 1 до 50 : 1.
Основные параметры. Авиационные газотурбинные двигатели
характеризуются следующими основными параметрами: тягой
(мощностью), расходом воздуха, удельной тягой (удельной мощ-
ностью), удельным расходом топлива, удельной массой, а также
ресурсом и габаритными размерами. Такие параметры двигателя,
как тяга, масса, ресурс, габаритные размеры и др., позволяют су-
дить о его индивидуальных данных. Для сравнительной оценки
совершенства двигателя по отношению к другим двигателям при-
меняются относительные величины (удельная тяга, удельный рас-
ход топлива, удельная масса и др.).
Тягой двигателя К, т. е. силой реакции газовой или га-
зовой и воздушной струй, истекающих из реактивных сопел дви-
гателя, называется усилие, создаваемое ТРД (ТРДФ) и ДТРД
(ДТРДФ), воспринимаемое на узлах крепления двигателя к ле-
тательному аппарату и действующее в определенном направлении.
Расходом воздуха GB называется масса воздуха, прохо-
дящего через двигатель в единицу времени. Расходом воздуха
определяются мощность и габаритные размеры (прежде всего
диаметр) двигателя. Для современных авиационных ГТД расход
воздуха составляет от 2 до нескольких сот килограммов в секунду
на взлетном режиме работы.
10
Удельной тягой £уд ТРД (ТРДФ) и ДТРД (ДТРДФ)
называется тяга, отнесенная к секундному расходу воздуха че-
рез двигатель. Удельная тяга определяется разницей между ско-
ростью истечения потока из реактивного сопла и скоростью полета
для ТРД (ТРДФ) и соотношением скоростей истечения из реак-
тивных сопел (при раздельном истечении), скорости полета и рас-
ходов воздуха внешнего и внутреннего контуров для ДТРД
(ДТРДФ). Удельной тягой двигателя определяются его диамет-
ральные размеры: увеличение Rya уменьшает расход воздуха че-
рез двигатель (при неизменной тяге), а следовательно, его габа-
риты и массу.
Удельным расходом топлива Суд ТРД (ТРДФ) и
ДТРД (ДТРДФ) называется часовой расход топлива, отнесенный
к тяге двигателя. Удельный расход топлива характеризует эконо-
мичность двигателя и определяет дальность и продолжительность
полета летательного аппарата.
Удельной массой двигателя уЛВ называется сухая
масса двигателя, отнесенная к его максимальной тяге на взлетном
режиме. Удельная масса двигателя в значительной мере опреде-
ляет и массу всей силовой установки, а следовательно, и основ-
ные данные летательного аппарата. Кроме того, величина уЛВ ха-
рактеризует термодинамическое, конструктивное и технологичес-
кое совершенство двигателя.
Ресурсом называется срок регламентированной службы дви-
гателя.
Для ТВД и турбовальных ГТД используется понятие эквива-
лентная (суммарная) мощность УЭКв, под которой по-
нимается мощность, необходимая для вращения такого воздушного
винта, который развивал бы тягу, равную тяге данного двигателя,
состоящей из тяги винта и реактивной тяги (в турбовальном ГТД
реактивная тяга близка к нулю).
Удельной мощностью Ууд называется отношение экви-
валентной мощности к расходу воздуха, проходящего через дви-
гатель.
Удельным расходом топлива Се ТВД и турбоваль-
ного ГТД называется отношение часового расхода топлива к эк-
вивалентной мощности двигателя.
Удельная мощность и удельный расход топлива ТВД по своему
физическому смыслу аналогичны Дуд и Суд ТРД (ДТРД).
Параметрами рабочего процесса, определяющими
в авиационном газотурбинном двигателе эффективность рабочего
процесса, являются: суммарная степень повышения давления воз-
духа в двигателе и температура газа перед турбиной Т*,
а также КПД узлов (вентилятора, компрессора и турбины) и по-
тери давления в элементах (входном устройстве, камере сгорания
и выходном устройстве) двигателя. Для двигателей с форсажем
параметром рабочего процесса является также температура газа в
форсажной камере Г*. Для ДТРД параметром рабочего процес-
са является степень двухконтурности т (соотношение расходов
воздуха через внешний и внутренний контуры) и степень повыше-
ния давления во внешнем контуре тг*ен . В ТВД эквивалентная
работа определяется распределением тягового эффекта между
реакцией винта и струи и КПД винта.
Степень двухконтурности в значительной мере определяет ос-
новные показатели и удельные параметры ДТРД, его характери-
стики и конструктивную схему. ДТРД с называют двига-
телями с большой степенью двухконтурности, а двухконтурные
двигатели с ш^2,5— двигателями с умеренной и малой степенью
двухконтурности. Двигатели с большой степенью двухконтурности,
имеющие одноступенчатый вентилятор, иногда называют турбо-
вентиляторными. Частными случаями ДТРД можно считать дви-
гатель со степенью двухконтурности ш = 0, при которой внешний
контур отсутствует, и двухконтурный двигатель превращается в
ТРД, и двигатель с очень большой степенью двухконтурности
(ш>30), у которого вентилятор превращается в воздушный винт,
а двухконтурный двигатель — в ТВД.
Параметры рабочего процесса газотурбинных двигателей по-
стоянно улучшаются, обеспечивая непрерывный прогресс авиаци-
онной техники.
Особенности ГТД различных схем. Авиационные газотурбин-
ные двигатели очень разнообразны по компоновочным схемам,
которые отличаются рядом конструктивных признаков и элемен-
тов: числом роторов турбокомпрессора (одно-, двух- или трех-
вальные), наличием или отсутствием охлаждения турбины, типом
компрессора (центробежный или осевой) и способом его регули-
рования (перепуск воздуха, поворотные статорные лопатки или
разделение компрессора на каскады), схемой камеры сгорания
(кольцевая, трубчато-кольцевая или индивидуальная), наличием
или отсутствием форсажной камеры и т. д.
В настоящее время ТРД и ТРДФ имеют широкое распростра-
нение в военной авиации и применяются на летательных аппара-
тах различного назначения. Военные самолеты с ТРД и ТРДФ
состоят на вооружении всех развитых стран и продолжают успеш-
но эксплуатироваться, однако новые боевые самолеты с ТРД и
ТРДФ в настоящее время не проектируются.
Турбореактивные двигатели применяются на дозвуковых воен-
ных и гражданских самолетах: например, двигатель «Атар»
8К-50 — на палубном истребителе «Супер Этандар», J57
(рис. 5)—на бомбардировщике B-52G, «Вайпер» 600 — на слу-
жебном самолете HS-125, маломощный WR2-6 —на беспилотных
самолетах-мишенях и т. д. Турбореактивные двигатели с форса-
жем применяются на сверхзвуковых самолетах: например, дви-
гатель J79 — на истребителе «Фантом», «Олимп» 593 — на сверх-
звуковом пассажирском самолете «Конкорд» и т. д. Диапазон
основных данных ТРД и ТРДФ очень широк — взлетная тяга от
15 кН при удельном расходе топлива Суд. Взл = 0,14-0,115 кг/(Н-ч)
до 85 кН при Суд.взл = 0,094-0,11 кг/(Н-ч) для ТРД и от 22 до
12
Рис. 5. Схема типичного ТРД (двигатель J57-P-3)
173 кН при С* взл=0,195 = 0,205 кг/(Н-ч) для ТРДФ. ТРД и
ТРДФ имеют умеренные термодинамические параметры: степень
повышения давления = 6=12 и температуру газа перед турби-
ной Т* =11004-1250 К для двигателей малой и средней тяги;
тг* =124-15,5 и Г = 1300=1450 К для мощных двигателей.
В таких ТРД и ТРДФ используются многоступенчатые осе-
вые компрессоры, которые регулируются поворотными лопатками
направляющих аппаратов, как, например, в двигателе J79, где
поворачиваются направляющие лопатки первых шести ступеней и
лопатки входного направляющего аппарата, или применением
двухкаскадного компрессора, как, например, в двигателе
«Олимп» 593. В двигателях с невысокими значениями к* для до-
стижения устойчивости работы компрессора в основном исполь-
зуется перепуск воздуха из промежуточных ступеней. Например,
в ТРД J85 имеются клапаны перепуска за третьей, четвертой и
пятой ступенями компрессора. Следует отметить, что перепуск
воздуха наряду с другими методами регулирования может приме-
няться и в двигателях с высокими значениями я* . Например,
в ТРД J52 с = 14,5, несмотря на наличие двухвального компрес-
сора, имеются автоматические клапаны для перепуска воздуха
при запуске и выходе двигателя на рабочий режим. Турбины ТРД
и ТРДФ имеют от одной до трех ступеней, из них, как правило,
первая ступень или ее сопловой аппарат охлаждаемые, как, на-
пример, у двигателей J79, «Атар» 9К, J85, и только у двигателя
«Олимп» 593 охлаждаемые обе ступени турбины. В ТРД и ТРДФ
применяются кольцевые и трубчато-кольцевые камеры сгора-
ния.
Как правило, турбокомпрессор таких двигателей трехопорный
(J79, «Атар» 9К, J85), однако в двухвальных двигателях приме-
няются трехопорный ротор низкого давления и двухопорный
ротор высокого давления («Олимп» 593).
Реактивные сопла у ТРД дозвуковые, сужающиеся, нерегу-
лируемые, простой конструкции. В ТРДФ применяются сложные
сопла с регулируемыми минимальным и выходным сечениями,
реактивные сопла с эжекторными насадками или без них. В за-
висимости от назначения летательного аппарата турбореактивные
двигатели могут быть оборудованы системами реверсирования
тяги и шумоглушения.
В последние годы за рубежом для беспилотных самолетов-сна-
рядов и самолетов-мишеней одноразового применения или само-
летов-разведчиков многократного применения разработаны деше-
вые одновальные ТРД малой тяги (от 0,55 до 3 кН в условиях
взлета) с малым ресурсом. Эти двигатели (рис. 6) характери-
зуются простотой конструктивной схемы (две опоры вала, одно-,
двух- или трехступенчатый центробежный, осецентробежный или
осевой компрессор приводится одноступенчатой неохлаждаемой
турбиной, упрощенные системы смазки и регулирования и т. д.)
14
<л
Рис. 6. Схема типичного ТРД одноразового применения (двигатель TPI.60)
и невысокими термодинамическими параметрами (тс* =3,54-5,8 и
7Г‘ =1070-^1300 К).
Наконец, для самолетов вертикального и укороченного взлета
и посадки (СВВП и СКВП) разработаны подъемные ТРД, кото-
рые используются только на режимах взлета и посадки и поэтому
имеют минимальные удельную массу и размеры (рис. 7). Для
Рис. 7. Схема типичного подъемного ТРД (двигатель
RB.108)
этого подъемные двигатели проектировались с малым числом сту-
пеней турбокомпрессора, что обеспечивалось их высокооборот-
ностью и высоконагруженностью, применением укороченных эле-
ментов двигателя (обтекатель втулки, компрессор без ВНА, ка-
мера сгорания, реактивное сопло) и упрощенных систем (смазка
на выброс, запуск сжатым воздухом от внешнего источника и
т. д.), а также использованием легких материалов (композицион-
ные материалы, пластмассы, дуралюмины в «теплой» части и
титановые сплавы в относительно «горячей» части двигателя).
16
Кроме того, термодинамические параметры рабочего процесса вы-
бирались близкими к оптимальным для получения максимальной
удельной тяги (я*=7ч-8 и Т* = 1250ч-1300 К). Благодаря этим
принципам проектирования и конструирования минимальная
удельная масса подъемных ТРД составляет 0,0075—0,005 кг/Н по
сравнению с 0,015—0,02 кг/Н для маршевых ТРД.
Наиболее распространенным в настоящее время в авиации ти-
пом ГТД является двухконтурный турбореактивный двигатель.
В мировом авиадвигателестроении применяются или рассматри-
ваются три основные компоновочные схемы двухконтурных дви-
гателей: с передним расположением вентилятора, с задним рас-
положением вентилятора и с выносным вентилятором.
Вследствие того что компрессор внешнего контура ДТРД
имеет существенно меньшую степень повышения давления, чем
компрессор внутреннего контура, компрессор внешнего контура
обычно называют вентилятором. В двухвальном ДТРД в зависи-
мости от схемы он может быть компрессором внешнего контура
и одновременно первыми ступенями компрессора низкого давле-
ния внутреннего контура или компрессором внешнего контура и
одновременно компрессором низкого давления внутреннего кон-
тура, расположенным на роторе турбовеитилятора. Часть ком-
прессора внутреннего контура, расположенную за вентилятором
на роторе турбокомпрессора, называют компрессором газогенера-
тора (компрессором высокого давления). В одновальном двига-
теле вентилятор соединен с компрессором и они образуют единый
ротор.
Двухконтурные турбореактивные двигатели с передним распо-
ложением вентилятора получили наибольшее распространение в
военной и гражданской авиации. Степень двухконтурности таких
двигателей изменяется в широких пределах, что позволяет при-
менять эту схему для силовых установок различного назначения.
Схема двигателя с передним расположением вентилятора позво-
ляет конструировать двигатели в бесфорсажном и форсажном
вариантах с раздельным истечением и со смешением потоков.
Двухконтурные турбореактивные двигатели с задним располо-
жение^ вентилятора (с турбовентиляторной приставкой) созда-
вались в 60-е годы на базе серийных, хорошо зарекомендовавших
себя в эксплуатации ТРД, которые использовались в качестве
газогенератора внутреннего контура (рис. 8). Турбовентиляторная
приставка увеличивает тягу и повышает экономичность ТРД.
Связь между приставкой и внутренним контуром — чисто газоди-
намическая. Турбовентиляторная приставка выполняется в виде
двухъярусного колеса (внутренние лопатки — турбинные, внеш-
ние— вентиляторные). Окружная скорость вращения такого ко-
леса невелика, а следовательно, невелики мощность турбинной
части приставки и степень повышения давления вентилятора тс*
Вследствие этого выбор оптимального соотношения между тс*сн и
степенью двухконтурности не всегда возможен. Кроме того, по-
17
40
Рис. 8. Схема типичного ДТРД с задним расположением вентилятора (двигательCJ805-23 на базе ТРД J79):
— компрессор; 2— камера сгорания; 3 — турбина; 4 — турбина турбовентиляторной приставки; 5 —вентилятор турбовенти-
ляторной приставки; —воздушный канал; 7, 5 — реактивные сопла внешнего и внутреннего контуров; 9, 10—задний и
передний подшипники турбовентиляторной приставки
вышение давления в вентиляторе не увеличивает общую степень
повышения давления в двигателе, что неблагоприятно сказывается
на экономичности двигателя. Наконец, газодинамическая эффек-
тивность самой турбовентиляторной приставки невысока из-за
перетеканий газа или воздуха через уплотнения стыков между
турбинной и вентиляторной частями колеса. Следует также от-
метить, что максимальный диаметр такого двигателя больше диа-
метра ДТРД с передним расположением вентилятора из-за боль-
шого относительного диаметра втулки вентиляторной части при-
ставки.
Рис. 9. Схема силовой установки с вы-
носным турбовентиляторным агрегатом
усиления тяги (ТВА на базе ТРД J85):
1 — ТРД; 2 — регулирующая заслонка; 3 —
турбина ТВА; 4 — вентилятор ТВА
По всем этим причинам ДТРД с задним расположением вен-
тилятора получили ограниченное распространение. Однако есть и
удачные примеры создания на базе ТРД двухконтурных двигате-
лей, например ДТРД CF700, до сих пор производящийся для не-
больших служебных самолетов.
Наконец, ДТРД с выносным вентилятором, так называемым
турбовентиляторным агрегатом усиления тяги (ТВА), предпола-
гается использовать для самолетов с вертикальным и укороченным
взлетом и посадкой. ТВА представляет собой двухъярусное колесо
(внутренние лопатки вентиляторные, внешние —турбинные),
к турбинным лопаткам которого подводится сжатый и горячий газ
от газогенератора (обычно это ТРД). Мощность, развиваемая
турбиной, используется для разгона большого количества воздуха,
проходящего через вентилятор, а следовательно, для создания
тяги. Турбовентиляторный агрегат (рис. 9) располагается вне
19
корпуса двигателя, например в крыле, а газ к турбине ТВА под-
водится специальным газоводом.
ДТРД с выносным вентилятором позволяют получать большие
тяги силовой установки, что, в частности, обусловлено возможно-
стью применять высокие степени двухконтурности (т=12 и бо-
лее). Однако, хотя эти двигатели исследуются уже более 15 лет,
они до сих пор не вышли из стадии экспериментальной разра-
ботки.
В связи с широким распространением в настоящее время
ДТРД и ДТРДФ на летательных аппаратах самого различного
назначения основные параметры и данные этих двигателей чрез-
вычайно разнообразны.
Для военно-транспортной авиации используются мощные
ДТРД, например двигатель TF39 со взлетной тягой 182,8 кН стра-
тегического военно-транспортного самолета С-5А или созданный
в начале 60-х годов для тяжелого военно-транспортного самолета
С-141 двигатель TF33 со взлетной тягой 94,2 кН.
Наиболее мощные двигатели для дозвуковых пассажирских
самолетов развивают взлетную тягу до 250 кН (двигатели JT9D,
CF6 и RB.211), имеют очень высокие термодинамические пара-
метры рабочего процесса: степень двухконтурности т = 44-6 при
суммарной степени повышения давления в вентиляторе и компрес-
соре =244-29 и температуре газа Г* =1550=1650 К. Двига-
тели со взлетной тягой 60—80 кН (например JT8D и «Спей»)
обладают достаточно высокими параметрами: пг= 14-2,4; л*Е =
= 164-22 и Т; = 1360= 1460 к.
ДТРД этого назначения характеризуются двух- или трехваль-
ной схемой турбокомпрессорной части с регулируемыми направ-
ляющими аппаратами компрессора, развитой высокоэффективной
системой охлаждения турбины и других горячих элементов двига-
теля, применением средств реверсирования тяги и шумоглушения,
высокой экономичностью, увеличенным сроком службы основных
узлов и деталей, блочной конструкцией, высокой надежностью и
рядом других важнейших современных конструктивных и эксплуа-,^
тационных свойств.
В военной авиации, в частности в истребительной, применя-
ются ДТРДФ, например F100 со взлетной форсированной тягой
111,8 кН для истребителя F-15, RB.199 со взлетной тягой 66,7 кН
для многоцелевого самолета «Торнадо», «Адур» Мк.804 со взлет-
ной тягой 35,6 кН для истребителя-бомбардировщика «Ягуар»,
RM.8B со взлетной тягой 125 кН для истребителя-перехватчика
JA.37 «Вигген» и т. д. (рис. 10). Двухконтурные двигатели с фор-
сажем применяются и в сверхзвуковой бомбардировочной авиа-
ции. В частности, для стратегического бомбардировщика В-1
разработан ДТРДФ F101 со взлетной тягой более 133,4 кН. Двух-
контурные двигатели для таких самолетов характеризуются не-
большой степенью двухконтурности (ш = 0,74-2,1), обеспечиваю-
щей высокие тяговые характеристики двигателя на форсажных
20
Рис. 10. Схема типичного ДТРДФ (двигатель F101DFE)
ю
режимах при сверхзвуковой скорости полета и достаточно высо-
кую экономичность на дозвуковых скоростях, предельно высокими
освоенными температурами газа перед турбиной (Г*= 1650-4-
4-1675 К) и высокой суммарной степенью повышения давления
(<s =21-4-27).
Двигатели выполняются с высоконапорными одновальными или
двухвальными компрессорами, имеющими малое число ступеней*
с регулируемыми направляющими аппаратами нескольких ступе-
ней, и с эффективными охлаждаемыми турбинами. Наиболее со-
временные двигатели имеют пять опор роторов при двухвальной
схеме. Эти ДТРДФ выполнены по схеме со смешением воздуш-
ного и газового потоков и форсированием после смешения. Соче-
тание этих особенностей с высокими параметрами рабочего про-
цесса вместе с оптимизацией конструктивно-технологических ре-
шений обеспечивают чрезвычайно малую удельную массу
двигателей (удв = 0,0135-4-0,012 кг/Н).
Значительное распространение получили двухконтурные двига-
тели на небольших дозвуковых самолетах различного назначе-
ния— пассажирских, служебных, тренировочных и т. д. Приме-
рами ДТРД такого назначения являются двигатели «Ларзак» 04
(рис. 11) со взлетной тягой 13,2 кН и TFE731 со взлетной тягой
16,5 кН.
Новая область применения ДТРД — беспилотные летательные
аппараты: самолеты-мишени, самолеты-разведчики и крылатые ра-
кеты, для которых требуется малоразмерный, простой и дешевый
двигатель, имеющий, однако, достаточно высокие параметры, и
в частности малый удельный расход топлива на крейсерском ре-
жиме полета (рис. 12). Этим требованиям удовлетворяет, напри-
мер, ДТРД F107-WR-100 со взлетной тягой менее 0,285 кН для
крылатой ракеты «Томагавк», который обеспечивает дальность
полета свыше 2500 км [18].
В середине 60-х годов, когда предполагалось широкое распро-
странение в ближайшем будущем СВВП и СК.ВП, для них иссле-
довались и разрабатывались ДТРД и ДТРДФ различных схем.
Однако в настоящее время на вооружении армий стран НАТО
имеется только один такой самолет — «Харриер» с двухконтурным
подъемно-маршевым двигателем оригинальной схемы «Пегас»,
газодинамические параметры которого определились специфиче-
скими требованиями СВВП, в частности тем, чтобы тяга двигателя
могла быть использована не только для горизонтального полета,
но и для подъема и управления самолетом на взлете.
* Например, в современном ДТРДФ F100 фирмы «Пратт-Уитни» в трехсту-
пенчатом вентиляторе и десятиступенчатом компрессоре суммарная степень по-
вышения давления tckS = 23-ь24, в то время как в более раннем по времени
создания ТРДФ J52 той же фирмы =14,5 достигаетси в двенадцати сту-
пенях двухвального компрессора.
22
Рис. И. Схема типичного ДТРД (двигатель «Ларзак» 04)
40
Рис. 12. Схема типичного ДТРД одноразового применения (двигатель CAE471-11DX)
Для самолетов с малой или умеренной дозвуковой скоростью
полета (Мп^0,8) и вертолетов широко применяются турбовинто-
вые и турбовальные двигатели. Эти двигатели состоят из тех же
основных элементов, что и ТРД, но, кроме того, снабжены воздуш-
ным винтом, соединенным через редуктор с ротором турбокомпрес-
сора. При равных степенях повышения давления и подогрева
воздуха число ступеней турбины турбовинтового двигателя полу-
чается большим, чем число ступеней турбины турбореактивного
двигателя, вследствие большей мощности турбины ТВД.
Турбовинтовые двигатели, применяемые на самолетах, выпол-
нены по одно- или двухвальной схеме. Одновальные двигатели
характеризуются простотой конструкции и регулирования и имеют
малую удельную массу. Примерами таких ТВД могут служить
двигатели «Дарт» со взлетной мощностью 1880 кВт, РТ6А-50 —
860 кВт (рис. 13) и др. Устойчивая работа одновального компрес-
сора на некоторых эксплуатационных режимах обычно достига-
ется применением клапанов перепуска воздуха, что является
эффективным, но неэкономичным способом регулирования ком-
прессора.
Двухвальные двигатели (например, двигатель «Тайн» со взлет-
ной мощностью 4050 кВт), у которых турбина высокого давления
вращает компрессор высокого давления, а турбина низкого дав-
ления вращает компрессор низкого давления и через редуктор
воздушный винт, позволяют достаточно просто и экономично обес-
печить диапазон устойчивых режимов работы компрессора вслед-
ствие отсутствия неэкономичной системы перепуска воздуха.
Кроме того, такая схема двигателя облегчает запуск ТВД, тре-
бует меньшей мощности пускового устройства, так как необходимо
раскручивать только турбокомпрессор высокого давления, и улуч-
шает его приемистость. Недостатком двухвальных ТВД является
большая конструктивная сложность двигателя и его системы ав-
томатики по сравнению с одновальными ТВД.
Турбовальные ГТД со свободной турбиной обычно являются
двух- или трехвальными двигателями, у которых одно- или двух-
вальный компрессор и винт приводятся во вращение от различных
турбин. Примерами таких ГТД могут служить двигатели Т64 со
взлетной мощностью 2530 кВт, Т700 — 1150 кВт, RB 360—660 кВт,
«Макила»—1310 кВт (рис. 14) и др. Такие двигатели имеют
независимое изменение частоты вращения роторов турбокомпрес-
сора и свободной турбины, что дает большие возможности для
регулирования силовой установки, улучшает приемистость и об-
легчает запуск двигателя.
Турбовинтовые двигатели для самолетов предшествующего по-
коления характеризовались умеренным уровнем термодинамиче-
ских параметров, что объясняется как уровнем развития авиаци-
онной техники во время их создания (конец 40-х—50-е годы), так
и меньшими размерами проточной части этих двигателей по срав-
нению с ТРД. Вследствие небольших расходов воздуха через дви-
гатель одной из основных трудностей создания высокоэффектив-
25
8
Рис. 13. Схема типичного ТВД (двигатель РТ6А-50)
Рис. 14. Схема типичного турбовального ГТД со свободной турбиной (двигатель «Макила» 1-А)
Ю
ных компрессоров и турбин ТВД и турбовальных ГТД являются
малые размеры их проточной части, что предопределяет пони-
женные КПД этих узлов двигателя. Степень повышения давления
компрессоров ТВД малой мощности (jV3KB^15OO кВт) не превы-
шает 10, а компрессоров мощных ТВД—13,5, температура газа
перед турбиной для самолетных ТВД не превышает 1250 К.
Турбовальные двигатели современных вертолетов имеют при- >
мерно такие же степени повышения давления, что и самолетные
ТВД, но большую температуру газа перед турбиной (до 1400 К).
Для мощных турбовинтовых двигателей применяются много-
ступенчатые осевые компрессоры, обеспечивающие при умерен-
ных осевых и диаметральных размерах достаточно высокие КПД
и степени повышения давления. Для ТВД малой мощности и
турбовальных ГТД часто применяют осецентробежные компрес-
соры, позволяющие при малых расходах воздуха и относительно
высоких степенях повышения давления получать приемлемые
высоты лопаток последних осевых ступеней компрессора и, сле-
довательно, приемлемые значения КПД. Компрессоры устарев-
ших ТВД регулируются, как правило, клапанами перепуска воз-
духа, а на более современных ТВД и турбовальных ГТД наряду
с перепуском воздуха применяются поворотные направляющие
аппараты или двухвальные компрессоры.
Турбины ТВД и турбовальных ГТД выполняются многосту-
пенчатыми (zt = 34-5), причем на более ранних по времени созда-
ния двигателях применялись неохлаждаемые турбины, а на со-
временных — охлаждаемые. Следует отметить, что в процессе
развития этих двигателей в некоторых из них температура газа
перед турбиной, а следовательно, и мощность были увеличены,
что сопровождалось введением охлаждения сопловых и рабочих
лопаток.
Оптимизация параметров рабочего процесса и характеристи-
ки. Для авиационных ГТД существуют определенные оптимальные
соотношения между параметрами рабочего процесса, позво-
ляющие получить наивыгоднейшие значения удельных парамет-
ров двигателя: /?уд (/?*д) и Суд (С*д) или Nya и Се. При оптими-
зации параметров ДТРД и ТВД решается задача о наивыгодней-
шем распределении полезной работы между внутренним и внешним
контурами в ДТРД, воздушным винтом и реактивной струей
в ТВД, а также определяется влияние параметров рабочего про-
цесса на удельные параметры двигателей. Значения удельной
тяги и удельного расхода топлива при заданных условиях полета
определяются только параметрами рабочего процесса газогене-
ратора в ТРД и ТВД, параметрами рабочего процесса внутрен- ‘
него контура и степенью двухконтурности в ДТРД.
Следует также учитывать, что оптимальное распределение ра-
боты в ДТРД и ТВД возможно только для одного режима экс-
плуатации двигателя. При эксплуатации силовой установки на
летательном аппарате, особенно многорежимном, в связи с изме-
28
нением условий полета оптимальное распределение не соблю-
дается. Вследствие этого при проектировании двигателя находят
компромиссное решение, позволяющее получить приемлемые ха-
рактеристики во всем диапазоне режимов летной эксплуатации.
Эти вопросы подробно рассматриваются в литературе по тео-
рии авиационных двигателей [3], [6], откуда следует, что основным
направлением совершенствования авиационных двигателей по
/?уд и Суд является увеличение степени повышения давления ком-
прессора и температуры газа перед турбиной.
Следует отметить, что увеличение значений т* и Т* в пер-
спективных авиационных ГТД сопровождается возрастанием труд-
ностей при создании высокоэффективных узлов двигателя, и в
частности компрессора и турбины газогенератора. Так, в двига-
теле с высоким значением степени повышения давления сущест-
венно уменьшаются размеры проточной части компрессора и
турбины, что приводит к снижению КПД компрессорных ступеней
из-за большого влияния утечек и перетечек через относительно
увеличивающиеся зазоры, технологических отклонений от задан-
ного профиля малых по размеру лопаток на их газодинамические
характеристики и т. д. В двигателе с высокой температурой газа
интенсивное охлаждение турбины приводит к снижению ее КПД,
так как утолщаются профили сопловых и рабочих лопаток, вво-
дится перфорация стенок проточной части и поверхностей лопа-
ток, возникают утечки охлаждающего воздуха. Кроме того, при-
менение в двигателе высокой к* сопровождается для турбины
такими же отрицательными газодинамическими эффектами, как
и для компрессора. По этим причинам при проектировании но-
вых авиационных ГТД параметры рабочего процесса выбираются
с учетом технических возможностей достижения задаваемого уров-
ня газодинамической эффективности элементов и узлов дви-
гателя.
Наиболее обобщенные сведения о тягово-экономических дан-
ных авиационных ГТД на различных режимах эксплуатации
можно получить при анализе характеристик двигателей. Харак-
теристиками авиационных ГТД принято называть зависимости
основных параметров двигателя (тяги или мощности и удельного
расхода топлива) от скорости полета, высоты полета и режима
работы, определяемого положением рычага управления двигате-
лем. В результате исследований характеристик двигателя и зако-
нов его регулирования, которые подробно изложены в работах,
посвященных этим проблемам [2], [9], определено, что характери-
стики двигателя зависят от многих факторов, и прежде всего от
схемы двигателя, его расчетных термодинамических параметров,
конструкции, принятой программы регулирования, параметров ат-
мосферы, условий эксплуатации двигателя, места его расположе-
ния на летательном аппарате, степени износа и ряда других.
Кроме того, на характеристики двигателей налагаются различные
эксплуатационные ограничения, предотвращающие механические
29
и тепловые повреждения, неустойчивую работу элементов двига-
теля и его выключение.
При нанесении этих ограничений на характеристики двигате-
ля образуются диапазоны возможных режимов его работы. Су-
ществуют три основные группы эксплуатационных ограничений: по
газодинамической устойчивости работы узлов, по прочности и по
возможностям системы топливопитания и системы регулирования
двигателя. Как правило, указанные ограничения осуществля-
ются автоматически, однако часть
их реализуется экипажем во
время полета.
В настоящее время достаточ-
но хорошо развиты расчетные ме-
тоды получения характеристик
с использованием характеристик
отдельных узлов двигателя, од-
нако экспериментальные методы
остаются наиболее точными, хотя
и требуют применения специаль-
ных стендов с термобарокамера-
ми или специальных самолетов—
летающих лабораторий.
Характеристики двигателя од-
fl 0,4	0,8 Мп позначно определяются законом
Рис. 15. Высотно-скоростные харак- регулирования, задание которого
теристики ДТРД TF30-P-408 для преследует цель получить наи-
боевого режима работы выгоднейшие параметры двига-
теля и обеспечить его надежную
работу. При любом законе регулирования можно наиболее эф-
фективно воздействовать на изменение тяги или мощности и
удельного расхода топлива, изменяя расход воздуха через дви-
гатель GB и основные термодинамические параметры рабочего
процесса к* и Т* для ТРД и ТВД и т, и Т* для ДТРД,
а также для ТРДФ и ДТРДФ. Практически не всегда удается
реализовать регулирование по этим параметрам, в связи с чем
за регулируемые величины принимают другие параметры двига-
теля, и прежде всего частоту вращения ротора (роторов) и про-
ходные сечения проточной части. Поэтому получение характери-
стик авиационного ГТД сводится к определению значений его
параметров, удовлетворяющих условиям совместной работы эле-
ментов двигателя при заданном законе его регулирования в за-
висимости от условий полета и режима работы.
Следует отметить, что при изменении условий полета или
режима работы двигателя наиболее существенно изменяются рас-
ход воздуха, степень повышения давления, КПД и особенно запас
устойчивости компрессора. Вследствие этого необходимо приме-
нять специальные меры по регулированию компрессора для обес-
печения его устойчивой работы.
30
Существуют различные формы представления характеристик
двигателей, в частности в виде кривых, объединяющих скорост-
ные и высотные характеристики, а также в виде сетки кривых,
показывающих изменение параметров двигателя в зависимости
от условий эксплуатации и режима его работы. В качестве при-
мера таких обобщенных характеристик на рис. 15 приведены вы-
сотно-скоростные характеристики ДТРД TF30-P-408 истребителя-
бомбардировщика А-7В для боевого режима работы двигателя.
Эксплуатационные характеристики двигателя дают наиболее
полное представление о его тягово-экономических данных, а сле-
довательно, о возможностях летательного аппарата.
Глава II
ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
НА КОНСТРУКЦИЮ АВИАЦИОННЫХ ГТД
Некоторые особенности конструкции современных дви-
гателей. При создании авиационного газотурбинного двигателя
его конструктивная схема выбирается одновременно с парамет-
рами рабочего процесса на основании предварительных газоди-
намических и прочностных расчетов. Использование в современ-
ных двигателях высоких степеней повышения давления и темпе-
ратуры газа перед турбиной, наличие внешнего контура у ДТРД
(ДТРДФ), гидравлически и механически связанного с внутрен-
ним контуром, ограничения по уровням шума и эмиссии загряз-
няющих веществ вызывают большие трудности при выборе
оптимального сочетания взаимно влияющих газодинамических и
конструктивных параметров ГТД. Такая взаимосвязь существует
между тягой двигателя и его размерами, степенью двух-
контурности и схемой (со смешением или с раздельным истече-
нием потоков), общей степенью повышения давления и числом
валов турбокомпрессорной части, температурой газа перед тур-
биной и числом ее охлаждаемых ступеней, параметрами ГТД и
уровнем шума, схемой камеры сгорания и эмиссией загрязняю-
щих веществ и т. д.
Для современных авиационных двигателей наиболее харак-
терно использование двухвальной схемы турбокомпрессорной ча-
сти, но имеются одно- и трехвальные ГТД. Выбор числа валов
двигателя определяется в значительной мере степенью повыше-
ния давления его компрессора.
Как известно [8], значение "*opt, соответствующее максимуму
удельной тяги, при достигнутом уровне температуры газа перед
турбиной в условиях крейсерского дозвукового полета на высо-
тах км составляет 13—17 для ТРД (при 7*= 13004-1500 К)
и 14—18 для ДТРД (при Т* =14004-1600 К), а для ТВД значе-
ние л*opt,-соответствующее максимуму удельной мощности, в тех
же условиях составляет 12—15 (при 7* = 13004-1400 К). Значения
я* эк для всех типов авиационных ГТД, соответствующие мини-
муму удельного расхода топлива, существенно выше (я* эк >30),
однако зависимость Суд=/(тг*) имеет очень пологий минимум и
на практике оказывается достаточным применение меньших, чем
экономические, степеней повышения давления.
32
Вследствие этого для двигателя военного самолета, например
истребителя-перехватчика, для которого необходима высокая ло-
бовая тяга, целесообразно применение относительно невысоких
значений <. Для двигателей, устанавливаемых на дальних
транспортных самолетах, требуется низкий удельный расход топ-
лива, что предопределяет увеличенные значения степени повыше-
ния давления. Таким образом, при общей тенденции применения
двигателей с увеличенными степенями повышения давления диа-
пазон применяемых значений < очень широк.
Из теории лопаточных машин известно, что при работе ком-
прессора, особенно с высокой степенью повышения давления,
в процессе запуска и вывода его на основные эксплуатационные
режимы, а также при больших приведенных частотах вращения
может возникать газодинамическая неустойчивость, поэтому в
двигателях с высокими значениями < компрессор необходимо
регулировать. Из применяемых на практике трех способов регу-
лирования компрессоров (перепуск воздуха из промежуточных
ступеней, поворот лопаток направляющих аппаратов и использо-
вание двух- или трехкаскадных компрессоров) способ разделения
компрессора на отдельные каскады со своими турбинами, имею-
щими различную частоту вращения, в наибольшей мере опреде-
ляет конструктивную схему двигателя, число его опор и валов.
Следует также отметить, что применение двух- или трехкаскад-
ных компрессоров благоприятно сказывается и на приводящих
их турбинах, так как позволяет оптимизировать газодинамические
параметры турбин и уменьшить число их ступеней.
Одновальный ГТД имеет простую конструкцию, малое число
опор, малую массу, однако его схема применима для относитель-
но невысоких значений <. Компрессор такого двигателя требует
использования перепуска воздуха или поворотных направляющих
аппаратов для обеспечения устойчивой работы на различных
эксплуатационных режимах. В первые послевоенные десятилетия
были созданы удачные одновальные ГТД, эксплуатируемые до
сих пор: ТРДФ J79 с < =13,5, «Атар» 9С с <=6,1 и J85 с
<=8,1; ТРД «Вайпер» с <=5,8 (рис. 16); ТВД Т56 с < =9,5,
ТРЕ331 с < = 7,9, «Дарт» с <=6,35 (рис. 17), турбовальные
ГТД Т58 с < =8,3, РТ6Т с < ^6,7 и т. д. В настоящее время
для ВВС Франции создан одновальпый ДТРДФ М53-2 (< =8,5),
устанавливаемый на военных сверхзвуковых самолетах.
Для больших значений степени повышения давления компрес-
сора применяются двух- или трехвальные схемы двигателей, при-
чем наибольшее распространение получила двухвальная схема.
Такая схема позволяет получить высокие значения степени по-
вышения давления, используя каскады компрессора с умерен-
ными тгк (т. е. дает возможность избежать применения или умень-
шить число поворотных направляющих аппаратов и устройств
перепуска воздуха) и несколько сократить число ступеней, так
2—839	33
Рис. 16. Схема типичного одиовального
ТРД (двигатель «Вайпер»);
1 — клапаны перепуска
♦е
Рис. 17. Схема типичного одновального ТВД (двигатель «Дарт»)
со
Сл
как каждый каскад может вращаться со своей скоростью, близ-
кой к оптимальной, что увеличивает напорность и КПД ступеней
компрессора. По такой схеме выполнены ТРД J52 с тс* =14,5,
ТРДФ «Олимп» с тс* = 14,754-15,5 (рис. 18), ТВД «Тайн» с
тс* =13,5, турбовальный ГТД RB.360 с тс* =12 и т. д.
Двухвальная схема двигателя оказалась очень подходящей
для ДТРД и ДТРДФ, так как вследствие разности диаметров
вентилятора внешнего контура и компрессора внутреннего кон-
тура для них необходимы разные частоты вращения, причем в
зависимости от степени двухконтурности, а следовательно, раз-
ницы диаметров вентилятора и компрессора целесообразны раз-
личные сочетания чисел вентиляторных и компрессорных сту-
пеней.
Для двухконтурного двигателя с большой степенью двухкон-
турности может применяться двухвальная схема, в которой одно-
ступенчатый вентилятор с малой тс*ен и компрессор высокого дав-
ления, имеющий высокую степень повышения давления, приводятся
раздельными турбинами через соосные валы, как, напри-
мер, у двигателей TF39, CF6, JT9D и TF34. При такой схеме
можно увеличить общую степень повышения давления, наддувая
газогенератор с помощью дополнительных, так называемых «при-
цепных» или подпорных, компрессорных ступеней, установленных
за вентилятором на одном валу с ним (рис. 19). В этом случае
одноступенчатый вентилятор большого диаметра конструктивно
объединен с компрессором низкого давления малого диаметра,
имеющим небольшое число ступеней. Эти двигатели при высоких
расчетных значениях л* могут иметь регулируемые направляю-
щие аппараты, а иногда и перепуск воздуха. В частности, на
ДТРД TF39 применены семь регулируемых направляющих аппа-
ратов компрессора высокого давления, на ДТРД JT9D регули-
руются ВНА и первые три направляющих аппарата компрессора,
а также имеется регулируемый перепуск воздуха из-за шестой
ступени компрессора.
Существует и другая разновидность двухвальной схемы для
ДТРД и ДТРДФ, применяемая на двигателях с низкой и средней
степенями двухконтурности (рис. 20). В этой схеме вентилятор
соединен с компрессором низкого давления газогенератора, и они
образуют многоступенчатую (z=64-8) напорную систему низкого
давления. Кроме того, имеется компрессор высокого давления.
Вентилятор и компрессор низкого давления приводятся общей
турбиной низкого давления, а компрессор высокого давления —
турбиной высокого давления. Хотя каждый из каскадов компрес-
сора имеет среднюю степень повышения давления (от 3,5 до 5),
в целом система позволяет достигать высоких тс*Е (20 и несколько
выше). По такой схеме выполнен ряд серийных двигателей:
ДТРДФ TF30 (tc*v_ = 22), ДТРД TF41 (tc*s =21,4), JT8D
= 16,9) и т. д.
36
г
СО
Рис. 18. Схема типичного двухвального ТРД (двигатель «Олимп» BOL.1, предшественник ТРДФ «Олимп» 593)
Рис. 19. Схема типичного ДТРД с одноступенчатым
вентилятором и дополнительными подпорными компрес-
сорными ступенями (вариант двигателя CFM56)
Рис. 20. Схема типичного ДТРД с многоступенчатыми вентилятором и компрессором низкого давления
(двигатель JT8D-5)
8
Недостатком этой схемы двигателя является невысокая ок-
ружная скорость лопаток компрессора низкого давления даже
при больших сверхзвуковых скоростях в периферийном сечении
лопагок вентилятора. В результате этого напорность ступеней
компрессора низкого давления невелика и для получения за-
данных параметров компрессора требуется большое число ступе-
ней. Кроме того, сверхзвуковые скорости на лопатках вентиля-
тора снижают эффективность его работы. Для двигателей этой
схемы также характерно применение регулируемых направляю-
щих аппаратов или перепуска воздуха в компрессоре высокого
давления. Например, в ДТРД JT8D применяются автоматиче-
ские клапаны перепуска воздуха при запуске и выходе двига-
теля на режим.
Еще одной разновидностью двухвальной схемы ДТРД и
ДТРДФ, также применяемой для двигателей с низкой и средней
степенью двухконтурности, является схема, в которой вентилятор
внешнего контура служит одновременно компрессором низкого
давления внутреннего контура. При этом оказывается возможным
использовать единый напорный узел для работы на оба контура.
Такая схема вентилятора-компрессора низкого давления позво-
ляет получить высокоэффективный компрессорный каскад низ-
кого давления с малым числом ступеней (г = 24-5), имеющий вы-
сокий КПД. Сочетание высоконапорного вентилятора с компрес-
сором высокого давления дает возможность достигнуть больших
значений (свыше 25). При этом каждый компрессорный кас-
кад приводится своей турбиной — турбиной компрессора и
турбиной вентилятора. По такой схеме выполнены предназначен-
ные для военных самолетов современные ДТРДФ F100 (^*s =23),
F404 (•к*Е =25), F101 (k*s =27) и некоторые другие.
Наконец, имеются и трехвальные ДТРД и ДТРДФ, в которых
вентилятор, компрессор низкого давления и компрессор высокого
давления приводятся тремя самостоятельными турбинами, между
которыми существует только газодинамическая связь (рис. 21).
Такая схема двигателя позволяет получить каждую турбоком-
прессорную часть с параметрами, близкими к оптимальным, а сле-
довательно, с высокоэффективными ступенями при малом их
числе. Применение трехкаскадной компрессорной части двигателя
при высоких степенях повышения давления обеспечивает устой-
чивую работу компрессора без поворотных направляющих аппа-
ратов или системы перепуска воздуха. Трехвальная схема приме-
няется на двух серийных двухконтурных двигателях — ДТРДФ
RB.199 (л*,. =23,4) с малой степенью двухконтурности и ДТРД
RB.211 (^г = 29) с большой степенью двухконтурности.
Следует отметить, что некоторые турбовальные ГТД также
имеют трехвальную конструкцию, однако их компрессор выпол-
нен двухкаскадным, а силовая турбина расположена на само-
стоятельном (третьем) валу. Естественно, что газогенераторная
часть такого двигателя двухвальная, а с помощью третьего вала
4Q
мощность, развиваемая силовой турбиной, передается потреби-
телю (например, винту вертолета). По такой схеме, в частности,
выполнен двигатель RB.360.
Рис. 21. Схема трехвалыюго ДТРД (двигатель RB211)
На выбор числа валов турбокомпрессорной части ГТД влияют
не только общие тенденции двигателестроения, технические и фи-
нансовые обстоятельства, но и традиции, опыт и опережающий
научно-технический задел фирмы — создателя двигателя. Вслед-
ствие этого в практике мирового двигателестроения одновремен-
но существуют и развиваются двигатели с различным числом
валов.
Существенное влияние на газодинамику и конструкцию двух-
контурных двигателей оказывает наличие или отсутствие систе-
мы смешения (рис. 22). Для ДТРД и ДТРДФ со смешением
упрощается система реверсирования и форсирования тяги. Двух-
контурные двигатели со смешением потоков обладают важным
достоинством — существованием одного реактивного сопла, кото-
рое можно регулировать с помощью известных конструктивных
решений, что особенно важно для ДТРДФ. Кроме того, в таких
двигателях можно использовать вентилятор с пониженной по срав-
нению с к*ен t степенью повышения давления, что упрощает за-
дачу создания и снижает массу ротора турбовентилятора.
Уменьшения удельного расхода топлива в ДТРД со смеше-
нием можно добиться только при малых потерях в процессе
смешения. При больших степенях двухконтурности ДТРД воз-
растает относительная доля потерь давления в канале внешнего
контура и становится трудно достичь равномерного поля темпе-
41
При низких и средних
т~2,5) предпочтительнее
2
Рис. 22. Смеситель воздуш-
ного и газового потоков
ДТРД:
1 — газовый поток: 2 — воздушный
поток
JT18D (оис. 23) с
ратуры смеси потоков воздуха и газа. Для смешения этих пото-
ков необходимы длинный обтекатель канаЛа внешнего контура и
смеситель, что может привести к дополнительным потерям.
степенях двухконтурности ДТРД (до
использовать двигатели со смешением
и, следовательно, с длинным обте-
кателем. Для ДТРД с повышен-
ными степенями двухконтурности
(/п>4) в настоящее время приме-
няется схема с раздельным истече-
нием и коротким каналом внешнего
контура. В этом случае кольцевое
сопло внешнего контура образуется
обводом внутреннего контура —
обтекателем и наружной поверх-
ностью внутреннего контура. По
такой схеме выполнены наиболее
мощные серийные ДТРД для во-
енных и гражданских дозвуковых
самолетов (двигатели TF39, CF6,
JT9D и RB.211).
Применение короткого канала
внешнего контура позволяет так-
же снизить массу двигателя, что
видно на примере проекта ДТРД
)й на взлете 155,7 кН при т — 5,
который при коротком канале имел расчетную удельную массу
0,018 кг/Н, а при длинном — 0,021 кг/Н, причем абсолютная раз-
ница в массе достигает 427 кг.
Однако в последнее время в основном в связи с требованиями
по уменьшению шума двигателей появилось мнение о целесооб-
разности применения и для ДТРД с большой степенью двухкон-
турности длинного канала внешнего контура и частичного смеше-
ния потоков, так как эта схема позволяет лучше расположить
звукопоглощающие конструкции, уменьшить скорость истечения
единого потока смеси воздуха и газа, а кроме того, уменьшить
гидравлические потери при обтекании части пилона мотогондолы,
расположенной во внешнем контуре двигателя, и потери при об-
текании самой удлиненной мотогондолы, так как в этом случае
ее форма получается аэродинамически более совершенной.
Для современных авиационных двигателей существует ряд
трудностей и особенностей, связанных с проектированием высоко-
эффективных узлов турбокомпрессорной части двигателей с ма-
лым числом ступеней z [10]. При этом уменьшение числа ступеней
при сохранении или даже увеличении их КПД является одним
из основных направлений развития двигателестроения. Примером
современного ДТРД с малым числом ступеней турбокомпрессор-
ной части может служить конкурсный двигатель FIDO фирмы
«Дженерал электрик» (рис. 24).
42
Рис. 23. Схемы ДТРД JT18D с коротким (а) и длин-
ным (б) каналами внешнего контура
43
&
Рис. 24. Схема ДТРД с малым числом ступеней турбокомпрессорной части
(конкурсный двигатель F100 фирмы «Дженерал электрик»)
Проектирование вентиляторов и компрессоров низкого и вы-
сокого давления современных ГТД сопровождается трудностями,
присущими созданию авиационного осевого компрессора с высо-
кой степенью повышения давления в ступени при высоком КПД
и необходимом запасе устойчивости при работе в напорной си-
стеме двигателя. При этом одним из основных путей снижения
массы и габаритных размеров авиационного компрессора яв-
ляется уменьшение его внешнего диаметра и числа ступеней.
Применение трансзвуковых и сверхзвуковых ступеней позволяет
при увеличенных значениях осевой скорости и относительной ско-
рости потока (МШ1 = 1,14-1,4), набегающего на рабочие лопатки,
существенно увеличить удельную производительность, т. е. рас-
ход воздуха через площадь проходного сечения колеса, или уве-
личить степень повышения давления в ступени, т. е. уменьшить
число ступеней. Специальным профилированием лопаток и раци-
ональной организацией течения в межлопаточных каналах, а
также применением повышенных по сравнению с дозвуковыми сту-
пенями коэффициентов нагрузки можно достигнуть высоких зна-
чений КПД таких ступеней. В целом трансзвуковые и сверхзву-
ковые компрессорные ступени благодаря повышенным значениям
коэффициентов нагрузки, специально спроектированным профи-
лям и высоким окружным скоростям при использовании их в ка-
честве первых ступеней вентилятора ДТРД или компрессора низ-
кого давления ТРД могут обеспечить степень повышения давле-
ния л* =1,44-1,8.
Примером такой трансзвуковой ступени является одноступен-
чатый вентилятор, типичный для ДТРД с большой степенью
двухконтурности (рис. 19). Такая ступень должна обеспечивать
максимальный расход воздуха при минимальном внешнем диа-
метре, что достигается применением высокой осевой скорости на
входе в вентилятор и малым относительным диаметром втулки.
Существуют известные ограничения, препятствующие получению
высокой нагрузки ступени: допустимая (по условиям прочности)
окружная скорость, число М набегающего потока и относитель-
ное повышение статического давления у втулки (особенно при
относительно длинных лопатках), которые определяют возмож-
ное повышение давления в ступени, а также число МШ1 на пери-
ферии лопаток рабочего колеса.
В периферийных сечениях специальным проектированием очень
тонких профилей лопаток вентилятора удается достичь приемле-
мых значений КПД в ступени даже при числе МШ1^1,4. Во вту-
лочных сечениях лопаток вентилятора сочетаются большие углы
поворота потока с высокими коэффициентами нагрузки, достаточ-
но высокими числами М набегающего потока и высокими коэф-
фициентами расхода воздуха (отношениями осевых составляю-
щих скоростей потока к окружным скоростям вращения рабочих
лопаток). Однако существующие во втулочных сечениях относи-
тельно большие толщины лопаток и поверхности перехода к пол-
кам (галтели) вызывают увеличенные концевые потери и заметно
45
снижают КПД втулочных сечений. Вследствие этого часто проек-
тируют такие ступени с линейным распределением работы сжатия
по радиусу, при котором работа уменьшается к втулке.
Для компенсации уменьшенной степени повышения давления
во втулочных сечениях одноступенчатого вентилятора применяют
дополнительную ступень (ступени) в области втулки. Компенса-
ция возможна также и с помощью повышенной работы сжатия
первых ступеней компрессора внутреннего контура. Примерами
двигателей, на которых использованы эти способы компенсации,
могут служить ДТРД TF39, на котором применена дополнитель-
ная, «половинная» по диаметру ступень, установленная перед ос-
новной ступенью вентилятора, и ДТРД CF6-50A, на котором
использованы три дополнительные ступени, установленные за ос-
новной ступенью вентилятора.
Следует также отметить, что для современных авиационных
ГТД из-за применения достаточно высоких значений степени по-
вышения давления вентиляторов и компрессоров, а также из-за
разделения потока воздуха в ДТРД на два контура существенно
осложняется решение задачи создания высокоэффективных по-
следних ступеней компрессора. В ТРД и особенно в ДТРД ло-
патки последних ступеней имеют малую абсолютную высоту при
большом значении относительного диаметра втулки Как из-
вестно, при значениях 5Вт>0,85 существенно увеличиваются кон-
цевые потери, что приводит к снижению КПД ступени. Для уве-
личения высоты лопаток последних ступеней возможно примене-
ние пониженных осевых скоростей по тракту проточной части,
что благоприятно и для организации рабочего процесса в камере
сгорания. Однако пониженные значения осевой скорости приво-
дят к снижению работы сжатия в ступени, что уменьшает степень
повышения давления в ней. Поэтому обычно при проектировании
последних ступеней компрессора принимается компромиссное ре-
шение, при котором оптимизируют форму и высоту проточной
части выбором рационального соотношения между осевой ско-
ростью, окружной скоростью и коэффициентом нагрузки.
Камера сгорания является одним из важнейших узлов авиа-
ционного двигателя. От ее совершенства в значительной мере
зависят надежность и экономичность ГТД. На ТРДФ и ДТРДФ
применяются две камеры: основная, постоянно работающая, и
форсажная, включаемая на некоторых режимах полета для уве-
личения тяги двигателя (рис. 25). В настоящее время на боль-
шинстве авиационных ГТД применяются основные камеры сгора-
ния кольцевого типа, так как они при равном объеме имеют
меньшие, чем трубчато-кольцевые, длину и поверхность жаровой
трубы. Это позволяет уменьшить длину валов и массу двигателя.
Комплекс основных требований, предъявляемых к камерам сго-
рания, весьма противоречив. Например, стремление к высокой
полноте сгорания топлива трудно согласуется с достижением ми-
нимального объема камеры. Наиболее важными из этих требова-
46
Рис. 25, Камеры сгорания современных авиационных ГТД:
а — основная камера сгорания (двигатель RB.211); / — аэродинамически незатененный
вход; 2 —охлаждение стеиок; 3— форсунка с воздушным распылом. 6 — форсажная ка-
мера с регулируемым реактивным соплом (двигатель RB 153), 4—тепловой экран. 5 —
кольцевые топливопроводы, 6 — стабилизатор пламени испарительного типа; 7— наруж-
ная створка первичного сопла, 8 — установочное кольцо для регулирования первичного
сопла; 0 —наружная створка эжектора, 10 — уплотняющая створка эжектора; 11— под-
вижный кожух сопла; 12 — силовой цилиндр сопла
47
ний являются высокая полнота сгорания топлива, устойчивость
процесса горения, малые потери давления, надежный запуск, в
том числе высотный, равномерность и стабильность поля темпе-
ратур на выходе из камеры сгорания и т. д., а также общие для
авиационных конструкций требования: малая масса, высокий ре-
сурс, большая надежность, эксплуатационная технологичность
и некоторые другие. Современные камеры сгорания в основном
удовлетворяют указанным требованиям, хотя, чтобы добиться
этого, пришлось затратить около 20 лет.
Трудности создания турбин с высокой газодинамической эф-
фективностью для современных авиационных ГТД связаны с на-
личием системы воздушного охлаждения. Воздушное охлаждение
деталей турбины сопровождается дополнительными газодинами-
ческими потерями, вызванными выпуском охлаждающего воздуха
в проточную часть турбины, особенно его утечками, а также кон-
структивными изменениями элементов проточной части, в частно-
сти утолщением профилей сопловых и рабочих лопаток и введе-
нием коммуникаций подвода охлаждающего воздуха. Кроме того,
отбор некоторого количества воздуха из компрессора, который в
высокотемпературных двигателях превышает 10%, увеличивает
газодинамическую нагруженность турбины. Однако в результате
большой исследовательской работы КПД современных турбин
находится на достаточно высоком уровне и составляет 0,91—0,93
для неохлаждаемых и 0,88—0,9 для охлаждаемых турбин.
В настоящее время для двух- или трехвальных двигателей
сложилась следующая классификация турбин: турбина высокого
давления (турбина компрессора), турбина среднего давления
(турбина компрессора среднего давления в трехвальном двига-
теле), турбина низкого давления (турбина вентилятора в ДТРД
или компрессора низкого давления в двухвальном ТРД) и свобод-
ная турбина (турбина винта) в ТВД или турбовальном ГТД.
В одновальном двигателе все турбинные ступени соединены в один
узел турбины. .
Турбина компрессора выполняется охлаждаемой и имеет вы-
сокую окружную скорость (более 400 м/с). Несмотря на большие
степени повышения давления современных компрессоров, высокая
окружная скорость турбины позволяет создавать ее с г=1-=-2.
Вследствие увеличенной газодинамической нагрузки в ступени
такой турбины срабатывается большой теплоперепад, что сущест-
венно снижает температуру газа перед последующей ступенью.
В результате этого, несмотря на высокие значения температуры
газа перед турбиной в современных двигателях (особенно в дви-
гателях для военной авиации), оказывается достаточным охлаж-
дение небольшого числа ступеней (не более двух). Например, на
одном из самых высокотемпературных двигателей ДТРДФ F100
с Т* =1590 К охлаждаются первые две ступени турбины, на вер-
толетном турбовальном ГТД Т700 с Г* до 1473 К — также две
ступени, на ТРДФ «Атар» 9К-50 с Г* =1223 К — одна ступень.
48
Роль окружной скорости ступени с высокой газодинамической
нагрузкой видна на примере ДТРДФ FI01, у которого охлаждается
только одна ступень турбины, несмотря на очень высокую Т*
(около 1650 К), вследствие применения окружной скорости более
450 м/с. Таким образом, применение высокой окружной скорости
позволяет упростить создание системы охлаждения турбины.
Однако увеличение окружной скорости сопряжено с повышенными
трудностями обеспечения необходимой прочности рабочих лопа-
ток и дисков.
Турбина компрессора имеет несколько пониженное значение
КПД, так как размеры ее проточной части невелики, что пред-
определяет повышенные концевые потери, в частности, в радиаль-
ном зазоре, особенно при отсутствии бандажных полок на рабо-
чих лопатках. Кроме того, эта турбина характеризуется высокой
газодинамической нагрузкой, что сопровождается возникнове-
нием транс- и сверхзвуковых скоростей потока в проточной части,
а следовательно, дополнительных потерь. Наличие развитой си-
стемы охлаждения также приводит к возникновению дополнитель-
ных потерь — от охлаждения.
Турбина вентилятора ДТРД и турбина компрессора низкого
давления ТРД имеют невысокие окружные скорости, причем в
ДТРД с увеличением степени двухконтурности окружная скорость
резко уменьшается. В ряде случаев для увеличения окружной
скорости турбины вентилятора увеличивают средний диаметр про-
точной части этой турбины по сравнению со средним диаметром
турбины компрессора, что достигается с помощью переходного
диффузорного канала, как, например, у двигателей TF39, CF6, или
с помощью широкого соплового аппарата с увеличивающимся
средним диаметром первой ступени турбины вентилятора, как у
двигателей RB.21I и JT10D-2. Пониженная окружная скорость
таких турбин определяется умеренной частотой вращения ротора
низкого давления, что является следствием большого диаметра
его вентиляторных ступеней. При этом окружная скорость на пе-
риферии рабочих лопаток таких ступеней выбирается очень вы-
сокой. Вместе с тем потребная мощность для привода вентиля-
тора или компрессора низкого давления достаточно велика, что
предопределяет потребность в срабатывании большого теплопере-
пада в таких турбинах, особенно для ДТРД, у которых расход
газа через турбину меньше расхода воздуха через приводимый
вентилятор на значение, пропорциональное степени двухконтур-
ности двигателя.
По этим причинам для большинства ТРД и ДТРД с малой
степенью двухконтурности число ступеней турбины z — 2 даже при
высокой газодинамической нагрузке отдельных ступеней, хотя
имеются примеры двигателей с одноступенчатыми турбинами
(ТРДФ «Олимп», ДТРД «Ларзак» и некоторые другие) и даже
с трехступенчатыми турбинами (ДТРДФ RM.8). Однако для
ДТРД с большой степенью двухконтурности число ступеней уве-
.49
личивается до г = 4ч-6. В частности, на ДТРД TF39 с т = 8 при-
менена турбина вентилятора, имеющая шесть ступеней, на ДТРД
JT9P с т—4,9 турбина вентилятора имеет четыре ступени.
рвиду большого снижения температуры газа в турбине ком-
прессора турбина вентилятора или турбина компрессора низкого
давления обычно выполняется неохлаждаемой. Однако часто при-
меняется охлаждение первого соплового аппарата этих турбин,
а иногда и охлаждение первой ступени их. Например, в ДТРДФ
РМ.8 охлаждается сопловой аппарат первой ступени турбины
вентилятора, а в ТРДФ «Олимп» охлаждается одноступенчатая
турбина низкого давления.
Турбина вентилятора или турбина низкого давления, как пра-
виле. имеет достаточно высокий КПД, так как размеры ее про-
точной части достаточно большие, скорости потока в межлопаточ-
ных каналах близки к оптимальным и вследствие отсутствия или
слабого охлаждения для лопаток используются наиболее аэро-
динамически эффективные профили. Вместе с тем необходимость
сокращения числа ступеней турбины и, как следствие этого, по-
вышенная газодинамическая нагруженность их, а также относи-
тельно большие осевые скорости препятствуют достижению макси-
мально возможных значений КПД.
Вследствие того что система охлаждения турбин современных
авиационных двигателей существенно влияет на их газодинами-
ческие и конструктивные особенности и параметры, а также дан-
ные и параметры двигателя в целом, целесообразно специально
остановиться на проблемах, возникающих при охлаждении тур-
бин авиационных ГТД.
Охлаждение турбин авиационных двигателей. Эффективность
и экономичность авиационного газотурбинного двигателя опреде-
ляются значениями степени повышения давления л*, степени двух-
контурности т (для ДТРД), температуры газа перед турбиной Т*,
КПД элементов и узлов двигателя. Известно, что увеличение тем-
пературы газа перед турбиной сопровождается повышением удель-
ной тяги двигателя (для ТРД и ДТРД), а также снижением удель-
ного расхода топлива (при оптимальном сочетании других пара-
метров). Оптимальная по удельному расходу топлива температура
газа перед турбиной у ДТРД выше, чем у ТРД, и с увеличением
степени двухконтурности увеличивается. Для ТВД повышение тем-
пературы газа перед турбиной является действенным средством
увеличения удельной мощности двигателя и с этой точки зрения
всегда целесообразно. Кроме того, увеличение Г* в ТВД снижает
удельный расход топлива, что особенно значительно при одновре-
менном увеличении степени повышения давления в двигателе. По
этим причинам увеличение температуры газа перед турбиной
позволяет существенно повысить удельную тягу или мощность
и сдедовательно, уменьшить массу и габариты газотурбинных
двигателей всех типов, а также представляет возможность сни-
зить удельный расход топлива. Вследствие значительной темпе-
50
ратуры газа в современных двигателях, существенно превышаю-
щей допустимую для материалов температуру, турбины авиаци-
онных ГТД имеют интенсивное охлаждение (рис. 26), что позво-
лило реализовать высокоэффективный термодинамический цикл
в двигателях для военной и гражданской авиации.
Рис. 26. Охлаждаемая турбина высокого давления со-
временного авиационного ГТД (двигатель «Олимп» 593):
/ — сопловые лопатки; 2 —рабочие лопатки; путь охлаждаю-
щего воздуха показан стрелками
Ввиду того что высокая температура газа дает наибольший
эффект и реализуется проще вследствие меньшей относительной
высоты рабочей лопатки турбины, в двухконтурных двигателях
уже на первых серийных ДТРД («Конуэй» и «Спей»), предназна-
ченных для дозвуковых самолетов, были применены высокие для
своего времени Т* и, как следствие этого, охлаждаемые тур-
бины.
В горячей части двигателя имеется много различных деталей
и узлов, изготовленных из жаропрочных и жаростойких сплавов
(камера сгорания, турбина, форсажная камера, реактивное соп-
ло), но успехи в области улучшения свойств материалов для ло-
паток и дисков турбин являются наиболее важными, так как
непосредственно влияют на максимально допустимую температуру
газа перед турбиной. Для элементов турбины применяются жаро-
прочные и жаростойкие сплавы на никелевой или кобальтовой
основе, легированные различными присадками. Например, широко
распространенный сплав «Rene»80 на никелевой основе содержит
14% хрома, 9,5% кобальта, 4% молибдена, 4% вольфрама,
5% титана, 3% алюминия, имеет добавки бора, циркония и не-
которых других элементов [45].
51
Улучшение лопаточных сплавов выражается в повышении до-
пустимой рабочей температуры материала при сохранении его
прочности. В среднем успехи металлургии приводят к ежегодному
увеличению рабочей температуры сплавов на 7—8 К, что за время
существования авиационных ГТД составило уже почти 250 К.
Существенно улучшилось также качество материалов для дисков,
прочность которых за эти годы удвоилась. Улучшение свойств
материалов произошло с введением вакуумной плавки и литья,
обеспечивших возможность более точного управления составом и
устранения вредных примесей. В последнее время для улучшения
структуры кристаллов и их ориентации применяется направлен-
ная кристаллизация*.
Не прекращаются исследования в области создания новых
жаропрочных сплавов. Например, в США испытываются турбин-
ные лопатки из сплава на основе тантала, хотя тантал обладает
слишком высокой плотностью. В качестве основы для жаропроч-
ных сплавов рассматриваются также ниобий и молибден, которые
пока не применяются из-за недостаточной коррозионной стойко-
сти. Обнадеживающие результаты получены при испытаниях эв-
тектических сплавов с кристаллическими волокнами, образующи-
мися в процессе затвердевания.
Некоторое улучшение эксплуатационных свойств сплавов до-
стигнуто при применении покрытий, так как многие присадки,
способствующие повышению прочности и стабильности высокотем-
пературных лопаточных и дисковых сплавов, обладают понижен-
ной стойкостью к внешним воздействиям, в частности к окисле-
нию. Для предотвращения этого на поверхности сплава искусствен-
но образуют стойкую оксидную пленку, препятствующую проник-
новению кислорода в сплав. Покрытие повышает также стойкость
сплавов к проникновению серы, находящейся в продуктах сгора-
ния топлива. Известно, например, покрытие алюминидами в газо-
вой фазе сплавов типа «Rene».
Несмотря на эти достижения металлургов, значения темпера-
туры газа перед турбиной, необходимые для осуществления вы-
сокоэффективного термодинамического процесса в авиационных
ГТД, существенно превышают допустимые по прочности темпера-
туры металлов, что требует применения системы охлаждения
турбины.
Работоспособность турбины при высокой температуре газа до-
стигается теплозащитой ее элементов от горячих газов воздухом,
отбираемым от компрессора, т. е. применением способов локаль-
ного охлаждения материала наиболее теплонапряженных деталей
до температур, соответствующих допустимым температурам ма-
териалов при обеспечении необходимых запасов прочности.
* Направленная кристаллизация отливки позволяет устранить направление
границ структурных зерен металла, перпендикулярное оси главных напряжений.
Лопатки, изготовленные таким методом, обладают повышенными прочностью и
сопротивлением ползучести,
52
проточную часть. Суще-
в
Рис. 27. Методы охлаж-
дения турбинных лопа-
ток:
а — конвективное; б — кон-
вективно-пленочное; в — по-
ристое
В авиационных двигателях применяется открытая система
воздушного охлаждения, в которой воздух после отбора тепла от
охлаждаемых элементов выпускается в
ствуют три основных метода воздушно-
го охлаждения лопаток турбины: внут-
реннее конвективное, пленочное (или за-
градительное) и пористое. Наибольшее
распространение получило конвективное
и комбинированное конвективно-пленоч-
ное охлаждение (рис. 27).
При конвективном охлаждении тур-
бинных лопаток (рис. 28) охлаждающий
воздух подводится через систему трубо-
проводов, полостей и отверстий к лопат-
ке и, протекая во внутренних полостях
лопатки, охлаждает металл стенок,
а затем выпускается в газовый поток,
движущийся в проточной части тур-
бины. При этом способе охлаждения в
пере лопатки выполняются с помощью
точного литья или штамповки с вытяж-
кой полости в виде каналов сложной
конфигурации. Подвод охлаждающего
воздуха осуществляется к торцам сопло-
вой лопатки или замку рабочей лопатки,
а выпуск нагретого воздуха возможен
в выходную кромку или вблизи нее на
вогнутой поверхности для сопловых и
рабочих лопаток, а также через пери-
ферийные торцевые поверхности для
рабочих лопаток. В турбинах практиче-
ски всех новых двигателей применены
конструкции сопловых и рабочих лопа-
ток, обеспечивающие для заданного
уровня термодинамических параметров и
свойств материала лопатки наиболее эф-
фективное использование охлаждающего
петлевая, многоходовая и другие схемы),
ствует постоянный перепад давления между входом и выходом
воздуха и увеличение расхода воздуха сказывается только на тем-
пературе охладителя. Наконец, при больших расходах охлаждаю-
щего воздуха изменение его температуры и влияние этого измене-
ния на температуру лопатки Ткет становится небольшим.
Первоначальное и очень заметное снижение температуры ма-
териала лопатки при конвективном охлаждении достигается с по-
мощью небольшого расхода охлаждающего воздуха (рис. 29). Даль-
нейшее повышение эффекта охлаждения требует непропорциональ-
ного увеличения расхода воздуха, т. е. существует режим, на кото-
ром последующее повышение расхода практически нецелесообразно.
53
воздуха (радиальная,
В таких схемах суще-
Рис. 28. Турбинная лопатка с конвективной схемой охлаждения
(рабочая лопатка второй ступени турбины двигателя CF6-50A)
Рис. 29. Зависимость интен-
сивности охлаждения турбин-
ных лопаток
© = (тМеТ-г:)/(7’;-7’;)
различных конструктивных
схем от доли расхода воздуха,
отбираемого от компрессора
на охлаждение:
1— лопатки с пористым охлажде-
нием: 2 — лопатки с дефлекторома
3 — лопаткн с радиальными ка«
налами
54
a
Рис 30. Турбинные лопатки с дефлекторными вставками, организующими струйное натекание охлаждаю
шего воздуха:
а — сопловая лопатка первой ступень турбины двигателя «Конуэй»; б — рабочая лопатка первой ступени турбины двига
теля JT9D-7
Сл
СП
Интенсивность охлаждения лопаток турбины с конвективным
охлаждением зависит от теплового потока, проходящего через
стенку лопатки, от термодинамических свойств газа и коэффици-
ента теплоотдачи. Тепловой поток, в свою очередь, определяется
теплофизическими параметрами охлаждающего воздуха и ско-
ростью его движения в полости лопатки. Интенсификация тепло-
отдачи со стороны охладителя, т. е. воздуха, может существенно
увеличить эффективность системы конвективного охлаждения ло-
паток.
Рис. 31. Турбинная лопатка со штырьками и
ребрами в качества интенсификаторов теплооб-
мена (рабочая лопатка второй ступени турби-
ны двигателя JT9D-7)
В охлаждаемых лопатках турбин применяются различные спо-
собы интенсификации теплообмена. Одним из таких способов яв-
ляется струйное натекание охлаждающего воздуха на внутреннюю
поверхность лопатки. При такой конструкции охлаждающий воз-
дух поступает внутрь пустотелой детали — дефлектора, помещен-
ного в полость лопатки, откуда через профилированные отверстия
струйки воздуха направляются к наиболее теплонапряженным
участкам (рис. 30). Такой способ очень широко применяется в
сопловых лопатках (практически на всех двигателях), а также
в рабочих лопатках (двигатели F100, JT9D и некоторые дру-
гие) .
Другим способом интенсификации теплообмена является до-
полнительная турбулизация охлаждающего воздуха с помощью
различного рода турбулизаторов — цилиндрических штырьков,
профилированных перемычек, ребер и т. п. (рис. 31). При этом
одновременно происходит и увеличение поверхности охлаждения.
С увеличением температуры газа перед турбиной возможности
внутреннего конвективного охлаждения оказываются недостаточ-
ными и приходится переходить к системам с выпуском воздуха
на поверхность охлаждаемых элементов турбины, Вследствие
56
этого начиная с 7^ = 1550-=-1600 К применяется пленочное охлаж-
дение, при котором на поверхности лопатки создается защитный
слой охлаждающего воздуха, отделяющий поток газа от наруж-
ной поверхности лопатки. В этой конструкции охлаждающий воз-
дух выводится на поверхность лопатки через отверстия малого
диаметра (около 0,5 мм). Вследствие размывания газом защит-
ного пристеночного слоя его необходимо подпитывать, дополни-
тельно подавая воздух через отверстия, расположенные вдоль
движения газового потока, т. е. стенка лопагки оказывается пер-
форированной.
Пленочное охлаждение в сочетании с конвективным позволяет
увеличить эффективность охлаждения при умеренных расходах
охлаждающего воздуха н широко применяется для наиболее на-
гретых частей сопловых и рабочих лопаток высокотемпературных
турбин, в частности входных кромок и вогнутых поверхностей ло-
паток, а также торцевых поверхностей межлопаточных каналов
(рис. 32).
Наибольший эффект можно получить, применяя пористое
охлаждение, при котором воздух из внутренней полости лопатки
проникает через ее пористые стенки и создает непрерывный теп-
лоизолирующий слой воздуха между газом и поверхностью лопат-
ки. При такой схеме охлаждения можно получить температуру
материала лопатки, близкую к температуре охлаждающего воз-
духа. Однако сложность и дороговизна изготовления пористых
материалов и лопаток из них, а также трудности обеспечения
экономичной работы такой системы препятствуют ее применению
в авиационных турбинах. Кроме того, достижение высокой на-
дежности такой системы затруднительно вследствие засорения пор
частицами пыли, содержащимися в воздухе.
Следует отметить, что температура материала охлаждаемой
лопатки неодинакова по ее контуру и зависит от формы лопатки,
ее размеров и параметров газового потока, что объясняется сле-
дующими причинами:
—	поле температур газового потока на выходе из камеры
сгорания неравномерно в окружном и радиальном направлениях;
—	охлаждающий воздух, продвигаясь в лопатке, нагревается
и постепенно становится все менее эффективным охладителем;
—	в средней части профиля лопатки из-за его относительно
большой толщины размещается больше охлаждающих каналов,
чем во входной и выходной кромках;
—	интенсивность теплоотдачи от газа к лопатке на внешней
поверхности различная вследствие различия режимов течения в
пограничном слое вблизи поверхности лопатки.
В лопатке наиболее трудно обеспечить охлаждение входной
и выходной кромок. Обычно для охлаждения входной кромки осу-
ществляется интенсивное оребрение внутренней поверхности этой
части лопатки. В других случаях оказывается возможным распо-
ложить радиальные каналы для прохода охлаждающего воздуха
57
6
Рис. 32. Турбинные лопатки с конвективно-пленочной схемой
охлаждения первой ступени турбины двигателя CF6-50A:
а — сопловые лопатки; б — рабочие лопатки
58
вблизи входной кромки, чем обеспечивается ее необходимое охлаж-
дение. Кроме того, применяется и схема охлаждения со струйным
натеканием (дефлекторная). Наконец, для охлаждения входной
кромки в наиболее высокотемпературных двигателях применяется
пленочное охлаждение.
Особенно трудно охладить выходную кромку лопатки вслед-
ствие ее малой абсолютной толщины. Трудность охлаждения вы-
ходной кромки заключается еще и в том, что хладоресурс воздуха,
применяемого для ее охлаждения, обычно уже бывает использо-
ван для охлаждения других поверхностей этой же лопатки. Раз-
мещение радиальных охлаждающих каналов в таких кромках
чрезвычайно затруднено, хотя при умеренных Т* удается исполь-
зовать эту схему, как, например, в ТРДФ «Олимп». Обычно для
охлаждения выходной кромки применяют выпуск охлаждающего
воздуха из полости лопатки на вогнутую поверхность лопатки
вблизи выходной кромки через ряд отверстий (щелей) или через
щель в самой выходной кромке.
Существенно усложняет проблему охлаждения турбины высо-
кая температура охлаждающего воздуха. Так, для двигателя с
«25 температура воздуха за компрессором превышает 810 К
на режиме взлета. В условиях сверхзвукового полета температура
охлаждающего воздуха может быть еще выше. Для двигателей,
устанавливаемых на высокоскоростных военных самолетах, наи-
более тяжелыми для охлаждения являются три режима: взлетный,
полет у земли на трансзвуковой скорости и сверхзвуковой полет
на максимальной скорости.
Некоторого снижения температуры охлаждающего воздуха пе-
ред поступлением его в рабочие лопатки можно добиться благо-
даря предварительной закрутке воздуха. Для этого перед подво-
дом воздуха к вращающемуся диску рабочего колеса турбины ему
придается закрутка с помощью профилированных сопел, соответ-
ствующая окружной скорости колеса в месте подвода воздуха
(рис. 33), что позволяет снизить температуру воздуха, поступаю-
щего в рабочие лопатки, на 50—80 К-
Охлаждение высокотемпературных турбин авиационных дви-
гателей затрагивает широкий круг вопросов, связанных не только
с разработкой системы подвода воздуха, конструкции и производ-
ства охлаждаемых лопаток, но и с необходимостью учета влияния
системы охлаждения на характеристики двигателя. Отбор неко-
торого количества воздуха на охлаждение турбины уменьшает
удельную тягу и увеличивает удельный расход топлива двигателя,
вследствие чего необходимо использовать все возможности для
уменьшения расхода охлаждающего воздуха. Кроме того, сущест-
венное влияние на термодинамические параметры рабочего про-
цесса оказывает выпуск охлаждающего воздуха в проточную
часть турбины.
Воздух, использованный для охлаждения элементов турбины
(лопаток, диска, корпуса и т. д.), выпускается в проточную часть
59
турбины двигателя и смешивается с газовым потоком, участвуя
в работе последующих ступеней турбины. При этом вследствие
разности скоростей и давлений смешиваемых потоков воздуха и
газа возникают гидравлические потери на смешение.
Потери давления, связанные с возвратом использованного воз-
духа в газовый поток, в значительной мере зависят от места его
выхода. В частности, эффективность работы турбины почти не
изменяется при выдуве воздуха в сопловом аппарате (особенно
Рис. 33- Схема охлаждения турбинных лопаток
с предварительной закруткой охлаждающего воз-
духа (турбина двигателя RB.211):
1 — предварительная закрутка; 2 — уплотнение
на входной кромке), так как после этого воздух совершает по-
лезную работу, расширяясь в межлопаточных каналах рабочего
колеса и в последующих ступенях.
Выпуск воздуха производится через щели и отверстия, что не
обходится без увеличения гидравлических потерь из-за возмуще-
ний в пограничном слое. Кроме того, из системы подвода охлаж-
дающего воздуха неизбежны утечки в проточную часть турбины.
Источники утечек в турбине многочисленны, несмотря на приме-
няемые очень сложные конструктивные мероприятия (см., напри-
мер, уплотнения на рис. 33). Это существенно отражается на
характеристиках двигателя, так как приводит к прямому сниже-
нию КПД турбины, особенно при радиальном направлении вте-
кания воздуха в газовый поток.
Турбина с малым числом ступеней (2 ==14-2) очень чувстви-
тельна к выпуску охлаждающего воздуха в проточную часть.
Однако рациональным выдувом охлаждающего воздуха можно
даже несколько компенсировать потери давления, возникающие
в проточной части турбины, например в закромочной области ло-
60
паток. Утечки охлаждающего воздуха сильно влияют на КПД тур-
бины и зависят от выбранной системы подвода воздуха. Создание
конструкции турбины с малыми утечками чрезвычайно затруднено,
так как даже при рациональном проектировании повышенные
давления и температуры вызывают значительные термические де-
формации, 'увеличивающие зазоры. Конструкция, оптимизирован-
ная для стационарного режима работы двигателя, на переходных
режимах может существенно деформироваться. Вследствие этого
для турбин современных двигателей требуется тщательная до-
водка по уравновешиванию термических и механических дефор-
маций.
В настоящее время большинство лопаток охлаждаемых турбин
изготовляются литьем в вакууме по выплавляемым моделям с ке-
рамическими или кварцевыми стержнями. Минимальная толщина
стенок лопаток достигает 0,8—1 мм, минимальный диаметр внут-
ренних каналов — 0,6 мм. Мелкие отверстия для пленочного
охлаждения получить методом литья невозможно. Их выполняют
методами электрохимической обработки. Эти методы позволяют
изготовлять отверстия диаметром до 0,15 мм [45].
В заключение следует отметить, что охлаждаемые турбины
более сложны по конструкции и дороги в производстве, чем не-
охлаждаемые. Однако совершенствование рабочего процесса авиа-
ционных двигателей в значительной мере определяется достигну-
тым уровнем температуры газа перед турбиной, вследствие чего
применение охлаждаемых турбин целесообразно и перспек-
тивно.
Влияние уровней шума, дымления, эмиссии загрязняющих ве-
ществ и системы технического обслуживания на параметры и кон-
струкцию ГТД. Проблема шума самолетов возникла в крупных
аэропортах еще в то время, когда весь парк гражданской авиации
состоял из самолетов с поршневыми двигателями. С появлением
на воздушных линиях реактивных самолетов проблема шума обо-
стрилась, хотя некоторые из этих самолетов были оборудованы
реактивными соплами с устройствами шумоглушения. Поскольку
газотурбинный двигатель является на самолете наиболее мощным
источником шума, потребовалось несколько лет дорогостоящих
интенсивных исследований, включающих создание эксперимен-
тальных малошумных двигателей. Эти исследования позволили
изучить шум и разработать мероприятия по его подавлению. При-
чины возникновения шума описаны в специальной литературе [1].
В то время как самолеты с большой дальностью полета яв-
ляются наиболее шумными из-за большой мощности установлен-
ных на них двигателей, самолеты со средней и малой дальностью
полета более многочисленны и любое мероприятие по снижению
шума этих самолетов также имеет большое значение.
Шум, создаваемый авиационным двигателем, представляет со-
бой колебания воздуха, состоящие из ряда простых звуковых
колебаний различной интенсивности и частоты. Уровень воспри-
нимаемого человеком шума оценивается в ЕРИдБ. Это единица,
61
учитывающая одновременно чувствительность слуха человека к
уровню шума, характер шума и его продолжительность. Следует
отметить, что уменьшение в два раза раздражающего действия
шума выражается в снижении его уровня на 10 ЕРМдБ. Уровень
шума 90 ЕРМдБ является разумным пределом допустимого
Рис. 34. Нормы ICAO по уров-
ню шума (сплошная линия —
нормы 1971 г., штриховая ли-
ния— пересмотренные нормы
1976 г.):
1 — набор высоты; 2 —
снижение на посадку
уровня шума. Международные нор-
мы (ICAO) и советские (ГОСТ)
ограничения допустимого уровня
шума* предусматривают его реги-
страцию в трех контрольных точках:
—	при взлете — на расстоянии
0,65 км в сторону от оси взлетно-
посадочной полосы (ВПП);
—	при наборе высоты — в 6,5 км
от начала разбега;
—	при снижении на посадку —
в 2 км от начала ВПП.
Допустимый уровень шума за-
висит от взлетной массы самолета
и снижается при ее уменьшении
(рис. 34).
При крейсерском полете, кото-
рый осуществляется на доста-
точно большой высоте с дросселированием двигателя, шум, до-
стигающий поверхности земли, невелик, поэтому не реглак енти-
руется.
Воздействию шума от авиадвигателей с уровнем выше
90 EPN дБ при взлете и посадке самолетов подвергаются значи-
тельные площади в окрестностях аэродрома, достигающие сотен
квадратных километров, поэтому для решения проблемы шума
необходимо сократить площадь такого звукового следа до границ
аэропортов. Существуют три основных способа достижения’ этой
цели: применение малошумных двигателей, более совершенные
приемы эксплуатации самолетов и двигателей и рациональная
установка двигателей на самолете.
В авиационных двигателях шум порождается вентилятором
ДТРД (компрессором ТРД), реактивной струей и внутренними
источниками (прежде всего турбиной). Соотношения отдельных
составляющих шума двигателей различных типов приведены на
рис. 35, из которого следует, что главным источником шума ТРД
является реактивная струя, а на дроссельных режимах— турбина.
Основным источником шума ДТРД с малой и особенно с большой
степенью двухконтурности является вентилятор, причем общий
уровень шума ДТРД ниже, чем ТРД.
* Для самолетов, вошедших в эксплуатацию до октября 1977 г., действуют
нормы ICAO—71, самолеты, получившие сертификат годности после октября
1977 г., должны удовлетворять нормам ICAO—76. Новые нормы существенно
жестче, чем ограничения 1971 г.
62
Наибольшее влияние на уровень шума оказывает скорость ис-
течения газа, поэтому действенным способом снижения шума яв-
ляется переход в пассажирской авиации от ТРД к двухконтурным
двигателям, шум реактивной струи которых меньше из-за сущест-
венно меньшей ее скорости. Однако главным источником шума
Рис. 35. Зависимость максималь-
ного уровня шума от тяги на ре-
жиме набора высоты для ТРД и
ДТРД с различными степенями
двухконтурности:
Z — реактивная струя: 2 —турбина;
3 — многоступенчатый вентилятор; 4 —
одноступенчатый вентилятор
у ДТРД стал вентилятор. В настоящее время разработаны сле-
дующие основные способы снижения шума одноступенчатого вен-
тилятора: отказ от ВНА вентилятора, пониженная окружная ско-
рость рабочего колеса, оптимальное соотношение чисел лопаток вы-
ходного направляющего аппарата и рабочего колеса, увеличенное
расстояние между этими рядами лопаток. Следует отметить, что,
хотя применение турбовентиляторов с высокой частотой вращения
позволяет снизить массу двигателя, требование по уровню шума
заставляет ограничивать частоту вращения значениями, соответ-
ствующими окружным скоростям вентиляторов 400—450 м/с.
Кроме того, рассматриваются другие предложения по снижению
шума вентилятора: зазубривание передней кромки лопаток рабо-
чего колеса, нерадиальное расположение лопаток направляющего
аппарата, увеличение ширины лопаток и т. д.
Шум внутренних источников, и в частности турбины, ниже по
уровню и изучен меньше, чем шум других источников. Тем не
менее для турбины применимы такие способы снижения уровня
шума, как увеличение расстояния между сопловыми и рабочими
лопатками, подбор оптимального соотношения числа этих ло-
паток.
Для снижения шума реактивной струи необходимо уменьшение
ее скорости, например, перемешиванием выхлопных газов с воз-
63
духом, что достигается применением специальных шумоглушащих
сопел, преобразующих реактивную струю круглого сечения в струю
с поперечным сечением сложной формы и развитой поверхностью
смешения или в систему струй меньшего диаметра. Такой прин-
цип снижения уровня шума применялся на ТРД, установленных
на первых реактивных пассажирских самолетах, однако он сопря-
жен с увеличением массы и габаритов силовой установки и неко-
торым снижением тягн двигателя.
Рис. 36- Акустически обработанная мо-
тогондола двигателя RB.211 для само-
лета L-1011:
а — мотогоидола с ЗПК; б ~ многослойная
звукопоглощающая конструкция; / — перфо-
рированная обечайка; 2 — сотовый наполни-
тель; 3—опорная поверхность
Помимо этих способов снижения шума вентилятора и турбины1
ДТРД существуют способы снижения шума в процессе распро-
странения его из воздухозаборника и выходного устройства. Эти
способы включают облицовку стенок проточной части звукопогло-
щающими конструкциями (ЗПК) и установку в проточной части
разделительных колец. Акустическая обработка воздушных и газо-
вых каналов мотогондол двигателей успешно применяется на со-
временных самолетах (рис. 36). Однако применение ЗПК и раз-
делительных колец усложняет и удорожает силовую установку,
а применение разделительных колец, кроме того, несколько уве-
личивает гидравлические потери в каналах и снижает тягу дви-
гателя. Если применяется акустически обработанная мотогондола,
в конструкцию двигателя никаких изменений не вносится.
64
Для пассажирских самолетов, выпущенных ранее и имеющих
ДТРД с достаточно высоким уровнем шума, снижение шума реак-
тивной струи может быть достигнуто модернизацией двигателя
некоторым увеличением степени двухконтурности. В этом случае
на таких ДТРД, как JT3D и JT8D, существующий двухступенча-
тый вентилятор заменяется одноступенчатым большего диаметра.
Такая замена приводит к увеличению расхода воздуха через
двигатель. При этом значительная часть полезной работы внутрен-
него контура передается на турбину вентилятора, что одновре-
менно снижает скорости реактивных струй внутреннего и внеш-
него контуров. Такой способ снижения шума в сочетании с
акустической обработкой мотогондолы применен для двигателя
JT8D, имеющего малошумные модификации JT8D-209 и
JT8D-217.
Для снижения уровня шума рассматривается также возмож-
ность применения ДТРД с вентиляторами, имеющими поворотные
лопатки (ВПЛ). Такие двигатели с большой степенью двухкон-
турности предлагаются, в частности, для СКВП. Применение
ДТРД с ВПЛ при заходе самолета на посадку позволяет снизить
уровень шума установкой лопаток вентилятора на оптимальный
угол, что обеспечивает малую тягу, необходимую для поддержа-
ния нужной траектории самолета, сохраняя высокую частоту вра-
щения ротора турбовентилятора, т. е. высокую приемистость дви-
гателя.
Применение более совершенных приемов эксплуатации само-
летов и двигателей также позволяет уменьшить площадь звуковых
следов, в частности, увеличением углов набора высоты и захода
на посадку. Однако этот способ требует большой тяги на наборе
высоты, что само по себе увеличивает уровень шума двигателя,
крутые траектории набора и снижения менее комфортабельны
для пассажиров, а крутое снижение, кроме того, опасно и может
быть освоено только после создания новых, более сложных вспо-
могательных наземных и бортовых систем.
Снижения шума двигателя можно добиться специальным регу-
лированием двигателя. Например, при заходе на посадку на ре-
жиме пониженной тяги уменьшение площади регулируемого сопла
внутреннего контура позволяет получить необходимые значения
тяги ДТРД при меньшей окружной скорости вентилятора, что
снижает уровень его шума. Это особенно важно для ДТРД, у ко-
торых при заходе на посадку резко возрастает «передний» на-
правленный шум вентилятора. Такой способ регулирования пре-
дусматривался для ДТРД с большой степенью двухконтурности
RB.211.
Применение специальной компоновки двигателей на самолете
также позволяет несколько снизить уровень шума. В качестве
примера можно привести схему установки ДТРД М.45-Н на пасса-
жирском самолете VFW.614 (рис. 37), способствующую снижению
уровня шума при взлете и посадке. При такой компоновке дви-
гателя вследствие экранирующего эффекта крыла несколько сни-
3—839	65
жается уровень шума в передней полусфере, а с помощью гори-
зонтального оперения самолета снижается уровень шума в задней
полусфере. Однако при таком размещении силовой установки
двигатель попадает в зону потока, имеющего большую скорость.
Это сказывается на работе двигателя и затрудняет его техническое
обслуживание. Кроме того, возникает необходимость в дополни-
тельной звукоизоляции кабины и пассажирского салона,
Рис. 37. Распределение шума при установке
двигателя М.45-Н на крыле самолета VFW.614
(сплошная линия — исходный уровень шума
самолета, штриховая линия — уровень шума
самолета с учетом экранирующего действия
крыла):
1 — шум вентилятора и компрессора; 2 — шум вен-
тилятора; 3 — шум струи внешнего контура: 4
шум турбины и реактивного сопла, 5 — шум струи
внутреннего контура
Следует отметить, что в последнее время в связи с созданием
алошумных двигателей уровень шума от обтекания самолетов
1оздушным потоком при заходе на посадку практически сравнял-
ся с уровнем шума двигателей, установленных на этих самолетах.
Это и определяет рациональную границу снижения уровня шума
двигателей.
В последнее десятилетие в связи с возросшим загрязнением
атмосферы возникла проблема снижения эмиссии загрязняющих
веществ с выхлопными газами авиационных ГТД. При этом тре-
буется снизить выделение не только несгоревшего углерода (сажи),
который приводит к «дымлению» двигателей, т. е. появлению ви-
димого черного дыма в выхлопной струе ГТД, но и окиси углерода
СО, несгоревших углеводородов СН и окислов азота NOX.
Зависимость выделения загрязняющих веществ от режима ра-
боты двигателя для типичной камеры сгорания представлена на
рис. 38. Наибольшее выделение СО и СН происходит на режиме
малого газа, когда полнота сгорания топлива наименьшая, наи-
большее выделение NOX в пересчете на NO2 — на режиме взлета,
когда температура и давление газа максимальные. Следует учи-
тывать, что методы, которые могут уменьшить выделение окиси
углерода и углеводородов, оказывают противоположное воздей-
ствие на выделение окислов азота. Исключение составляет метод,
улучшающий распределение топлива по сечению камеры.
6G
Примером типичной камеры сгорания современного двигателя
является кольцевая камера сгорания ДТРД RB.211 (см. рис. 25, а),
при разработке которой была решена задача снижения дымления
двигателя, а задача снижения уровня эмиссии газообразных за-
грязняющих веществ не ставилась. Эта камера является короткой
и имеет ресурс работы не менее 3000 ч. При конструировании
камеры была экспериментально определена длина диффузора и
отработана система охлаждения жаровой трубы, причем объем
Рис. 38. Зависимость выделения загрязняющих ве-
ществ (индекса эмиссии) от частоты вращения ротора
авиационного ГТД
жаровой трубы выбирался исходя из требований запуска двига-
теля с режима авторотации в высотных условиях. Основными за-
дачами стендовой доводки являлись снижение до минимально воз-
можного уровня максимальной неравномерности поля температуры
газа и обеспечение заданной эпюры температур на выходе из
камеры сгорания. Для уменьшения дымления камеры были при-
менены топливные форсунки с воздушным распылом, в которых
пелена топлива снаружи и изнутри окружается кольцевыми воз-
душными струями (рис. 39). Средний диаметр капель топлива,
распыленного этой форсункой, составляет на основных режимах
работы двигателя 25 мкм.
В результате специальных исследований удалось найти ме-
тоды снижения содержания дыма в выхлопной струе. Основной
из методов — обеднение топливовоздушной смеси в зоне горения
камеры и устранение богатых топливом зон, которые являются
источником образования частиц углерода. При этом значительно
снижается также эмиссия СО и СН, однако уменьшение выделе-
ния NOX является более трудной задачей, особенно для высоко-
эффективных дозвуковых двигателей и двигателей для сверхзву-
ковых самолетов из-за высокой температуры воздуха на входе
в камеру сгорания. В связи с этим необходимы новый подход к
проектированию камер сгорания, новые конструктивные решения
и большой объем фундаментальных исследований процесса горе-
3*	67
ния для выяснения причин образования загрязняющих веществ
в различных условиях работы.
Развитие авиации в целом увеличивает конструктивную слож-
ность и стоимость самолетов и двигателей, что требует система-
тического совершенствования методов и средств технического
обслуживания. Целью разработки современных систем обслужи-
вания является получение минимальных затрат на эксплуатацию
авиационной техники при сохранении или повышении безопасно-
сти полетов.
Рис. 39. Схема топливной форсунки с
воздушным распылом (двигатель RB.211)
Рис. 40. Увеличение доли само-
летных агрегатов и систем, экс-
плуатирующихся по техническому
состоянию, по времени
Процесс развития систем обслуживания самолетов и двигате-
лей можно условно разбить на три этапа [38]. На первом этапе
(примерно до 1945 г.) различные агрегаты и системы самолета,
включая двигатель, заблаговременно, до возникновения дефекта
ремонтировались или заменялись и преждевременно списывались
с эксплуатации. На втором этапе (примерно до середины 60-х го-
дов) работа различных агрегатов и систем, как правило, ограни-
чивалась фиксированным гарантированным ресурсом. На третьем
этапе (с середины 60-х годов) совершен переход от системы фик-
сированного ресурса на установление ресурса по техническому
состоянию (рис. 40).
Установление фиксированного ресурса имело цель предотвра-
тить появление износовых отказов. Однако анализ характеристик
надежности показывает, что ограничение ресурса не гарантирует
отсутствия отказов силовой установки по другим причинам, т. е.
установление фиксированного ресурса, по существу, не является
эффективным и экономичным средством достижения высокой на-
дежности. При этом следует отметить, что система фиксирован-
ного ресурса позволяет предотвращать появление износовых раз-
рушений и получать информацию о состоянии изделия. Кроме
того, эта система обеспечивает тщательный контроль технического
состояния каждой детали двигателя. Такая система эксплуатации
широко применялась ранее в военной и гражданской авиации, ис-
68
пользуется и теперь, но в основном для двигателей прежних лет
выпусков. Однако ее применение требует проведения профилакти-
ческих переборок и ремонтов двигателей в заводских условиях,
что связано с повышенными затратами времени и средств для соз-
дания и поддержания значительного оборотного фонда двига-
телей.
Увеличение самолетного парка, рост конструктивной сложности
и стоимости газотурбинных двигателей потребовали совершенст-
вования системы эксплуатации двигателей, что привело к появ-
лению системы эксплуатации по техническому состоянию, которая
явилась естественным развитием системы регламентных капи-
тальных ремонтов, т. е. фиксированного ресурса. Переходу на
эксплуатацию по техническому состоянию способствовали новые
данные о природе отказов и разработка новых двигателей с по-
вышенными контроле- и ремонтопригодностью, и в частности дви-
гателей блочной конструкции.
Первоначально было введено дифференцированное установле-
ние ресурса, при котором обеспечение надежности базировалось
на контроле состояния отдельных двигателей, имеющих наиболь-
шую наработку. В результате такой эксплуатации было опреде-
лено, что время между ремонтами авиационных двигателей должно
назначаться на основании информации о техническом состоя-
нии наиболее надежных узлов двигателя, а не наименее надеж-
ных узлов, как при системе с фиксированным ресурсом. При этом
проводится последовательное устранение всех систематических от-
казов с частичной заменой некоторых элементов и узлов, ограни-
чивающих дальнейший рост ресурса двигателя. Таким образом
устанавливается дифференцированный ресурс отдельных деталей,
элементов и узлов. Эта система эксплуатации позволила резко
увеличить ресурс авиационных ГТД и дала ощутимый экономи-
ческий эффект. Кроме того, дополнительное увеличение ресурса
произошло после учета условий применения самолета. Например,
для самолетов, эксплуатируемых на маршрутах большой протя-
женности, ресурс двигателей был существенно увеличен за счет
уменьшения доли тяжелых режимов взлета и набора высоты в
общем времени работы двигателя. Вследствие этого ресурс мно-
гих авиационных ГТД, устанавливаемых на военно-транспортных
и пассажирских самолетах, достиг нескольких тысяч часов. Поня-
тие «плановый ремонт» потеряло практическое значение, так как
основная масса двигателей изымалась из эксплуатации для вос-
становления работоспособности отдельных элементов и узлов до
выработки ресурса, т. е. приблизилась к эксплуатации по техни-
ческому состоянию.
Следует, однако, отметить, что по мере увеличения наработки
двигателя его тягово-экономические характеристики ухудшаются.
В частности, удельный расход топлива в мощных экономичных
ДТРД может увеличиться на 2,5—3%, что снижает эффектив-
ность использования двигателей, имеющих повышенный ресурс
[30].
69
При эксплуатации по техническому состоянию о надежности
двигателя судят по оперативным данным системы диагностики и
контроля каждого конкретного авиационного ГТД. Продление на-
работки в эксплуатации осуществляется индивидуально каждому
двигателю в зависимости от состояния его элементов и узлов. Для
этого необходимо иметь данные о долговечности основных узлов
и деталей, высокую контролепригодность конструкции двигателя,
совершенные методы и средства диагностики и контроля состоя-
ния двигателя, эффективную систему сбора и оперативной обра-
ботки информации.
Одним из наиболее важных технических вопросов эксплуата-
ции по техническому состоянию является контроль состояния дви-
гателя, который производится при анализе информации, поступа-
ющей с конкретного двигателя. Средства и методы получения этой
информации образуют систему диагностики и прогнозирования его
состояния. Наиболее простым и эффективным способом контроля
является визуальный осмотр, в том числе инструментальный, де-
талей, элементов и узлов двигателя, а также контроль уровня
вибрации роторов, физико-химического состояния масла и пара-
метров рабочего процесса. Следует отметить, что уровень контро-
лепригодности авиационных ГТД ранних выпусков невысок,
однако при создании более современных и перспективных двига-
телей этим вопросам было уделено серьезное внимание. Вследствие
предусмотренных мер при проведении визуального осмотра со-
временных двигателей возможно оценить техническое состояние
как наружных поверхностей и деталей (трубопроводов, агрегатов,
корпусов, соединений и т. д.), так и внутренних поверхностей (эле-
ментов проточной части). Для осмотра внутренних деталей
имеются специальные отверстия — окна, которые при работе дви-
гателя заглушены, а также используются отверстия под патрубки
отбора воздуха, форсунки, свечи зажигания и т. д. (рис. 41).
Одним из основных направлений работ по устранению неис-
правностей, оказавшим существенное влияние на конструкцию дви-
гателей, является использование блочной (модульной) конструк-
ции. Известно, что для устранения неисправности двигателя, воз-
никшей при его эксплуатации, необходимо либо снять двигатель
с самолета и отправить на ремонтное предприятие, а затем уста-
новить отремонтированный двигатель на самолет, либо устранить
неисправность, не снимая двигателя, причем с ростом ресурса
двигателя и при эксплуатации по техническому состоянию общее
число неисправностей, устраняемых непосредственно на самолете,
даже будет возрастать при сохранении достигнутого высокого
уровня надежности.
Для снижения затрат на эти ремонты возможно или проведе-
ние модернизационных конструктивных мероприятий на серийных
двигателях, позволяющих производить ремонт, не снимая двига-
тель с самолета, в полевых условиях, или создание двигателей
блочной конструкции, при которой двигатель делится на несколь-
ко крупных блоков. При повреждении отдельных узлов в полевых
70
________f
Рис. 41. Схема системы контроля состояния двигателя (ДТРД RB.211):
/•—детали, осматриваемые визуально; 2—-места измерения вибраций
условиях производится съем и замена этих узлов-блоков новыми,
работоспособными. В последнем случае только отдельные дефект-
ные узлы отправляются на ремонтное предприятие. На рис. 42
приведена типичная блочная конструкция современного ДТРДФ
F101. Очевидно, что разные блоки авиационного ГТД подвержены
повреждениям в разной мере, поэтому замена не всего двигателя,
а только его отдельных блоков имеет существенные экономические
Рис. 42. Основные блоки и узлы ДТРДФ F101:
/ — передний корпус вентилятора. 2— статор вентилятора. 3 — ротор
вентилятора, 4 — статор компрессора 5 — ротор компрессора, 6 —
корпус и диффузор камеры сгорания, 7 — камера сгорания. 8 — нару-
жный корпус канала внешнего контура 9 — турбина компрессора;
10 — сопловой аппарат первой ступени турбины вентилятора, 11—
турбина вентилятора, 12 — форсажная камера, 13 — регулируемое
реактивное сопло; 14 — агрегаты и регуляторы двигателя
выгоды Вместе с тем блочная конструкция двигателя не является
обязательной предпосылкой для перехода к эксплуатации по тех-
ническому состоянию, а только повышает эффективность приме-
нения силовой установки летательного аппарата.
Влияние износа на характеристики двигателя. Одной из наи-
более важных проблем современной военной и гражданской
авиации является ухудшение в процессе эксплуатации серийных
двигателей их тягово-экономических характеристик из-за износа.
Обычно это выражается в необходимости увеличивать темпера-
туру газа перед турбиной для сохранения неизменной тяги дви-
гателя, в увеличении удельного расхода топлива и уменьшении
запаса устойчивости компрессора. Одновременно происходит и
ухудшение аэродинамических характеристик самолета, в частно-
сти увеличение его аэродинамического сопротивления, что требует
дополнительного форсирования двигателя, а следовательно, вы-
зывает его повышенный износ. При этом ухудшаются показатели
72
надежности и регулярности полетов и увеличивается стоимость
технического обслуживания. Обычно увеличение Т* и ухудшение
Суд вызывается тремя основными причинами: снижением КПД
узлов, возрастанием утечек из-за увеличения зазоров и изменением
эффективных проходных сечений в горячей части двигателя (соп-
ловые аппараты турбины и реактивное сопло).
Анализ влияния изменения эффективности работы отдельных
узлов на характеристики двигателя показывает, что в ТРД и
ДТРД с малой степенью двухконтурности (двигатели военных
самолетов) основное ухудшение характеристик, в частности уве-
личение Суд, возникает из-за
снижения КПД газогенерато-
ра, а в ДТРД с большой сте-
пенью двухконтурности (дви-
гатели гражданских самоле-
тов)— турбовентилятора и,
кроме того, из-за увеличения
утечек из внешнего контура [26].
Типичное ухудшение ха-
рактеристик (в частности, уве-
личение удельного расхода топ-
лива) одной из модификаций
ДТРД JT9D при увеличении
Рис. 43. Типичное ухудшение
удельного расхода топлива мощ-
ного ДТРД при увеличении его
наработки (двигатель JT9D)
наработки приведено на рис. 43. Для двигателя военного само-
лета характер кривой аналогичен, хотя наработка значительно
меньше.
На первом этапе наработки удельный расход топлива сущест-
венно растет в основном вследствие увеличения радиальных и осе-
вых зазоров. Увеличение зазоров происходит из-за соприкоснове-
ния вращающихся и неподвижных деталей при деформации кор-
пуса двигателя или смещении роторов на различных эволюциях
самолета, особенно на неустановившихся режимах работы двига-
теля. Увеличение зазоров может наблюдаться и при нормальной
работе двигателя, например, когда тяга кратковременно снижа-
ется с последующим увеличением до максимального значения
(взлет).
На втором этапе наработки удельный расход топлива увели-
чивается медленнее, чем первоначально. Рост Суд происходит в
основном из-за изменения аэродинамических характеристик эле-
ментов проточной части компрессора, вызванных эрозией направ-
ляющих и рабочих лопаток (скругление входных и выходных
кромок, утонение и уменьшение кривизны профилей, сколы задней
кромки и т. д.) и загрязнением или выкрашиванием поверхностей
элементов проточной части. Кроме того, форма лопаток компрес-
сора изменяется под действием попадающих в двигатель посто-
ронних предметов. Такие повреждения могут происходить в лю-
бой период, но этот фактор начинает существенно сказываться
именно на втором этапе наработки, так как повреждения накал-
73
ливаются, вызывая забоины и царапины на лопатках. Следует
отметить, что износ элементов проточной части вызывает также
уменьшение запаса устойчивости компрессора. В этот период на-
работки начинают проявляться повреждения элементов проточной
части турбины вследствие эрозии поверхностей лопаток, вызван-
ной воздействием частиц нагара камеры сгорания и других по-
сторонних частиц.
На третьем этапе наработки удельный расход топлива продол-
жает медленно увеличиваться из-за дальнейшего воздействия
факторов, отмеченных на первом и втором этапах, и ухудшения
состояния горячей части двигателя, которое приводит к измене-
нию формы сопловых и рабочих лопаток турбины, выгоранию
поверхностей проточной части, выкрашиванию покрытий, короб-
лению жаровых труб, реактивного сопла и т. д. Кроме того, короб-
ление, выгорание и эрозия элементов проточной части турбины
изменяют проходные сечения турбины, что существенно сказывается
на запасе устойчивости компрессора.
Меньшее ухудшение характеристик в процессе эксплуатации
достигается использованием в конструкции двигателя относитель-
но коротких роторов, не связанных с силовыми элементами кор-
пусов компрессора и турбины, активно управляемых зазоров,
подшипников на жидкой пленке, бандажированных рабочих лопа-
ток турбины, утолщенных входных кромок, сотовых уплотнений,
износостойких покрытий и т. д. Кроме того, применение рацио-
нальных методов эксплуатации в полете также позволяет не-
сколько замедлить ухудшение характеристик двигателя.
Следует отметить, что ранее обычно применялась система тех-
нического обслуживания, при которой в результате ремонта из-
ношенных и поврежденных деталей в основном горячей части
двигателя восстанавливался уровень температуры газа за турби-
ной или запас устойчивости компрессора. При этом в холодной
части двигателя проводились ремонтные работы в основном по
замене изношенных колец над рабочими лопатками. При такой
системе обслуживания первоначальный удельный расход топлива
не восстанавливался и дальнейший процесс ухудшения характе-
ристик развивался даже несколько быстрее, чем до ремонта, из-за
более высокого уровня температуры газа, при котором начинал
работать двигатель.
Более прогрессивной является система технического обслужи-
вания, при которой кроме ремонта горячей части производится
восстановление зазоров в уплотнениях холодной части, а также
замена изношенных лопаток компрессора (или компрессора в
целом). Эта система обслуживания позволяет снизить удельный
расход топлива на 1—1,5% по сравнению с Суд изношенного дви-
гателя [26]. Хотя ремонт в этом случае дороже, снижение удель-
ного расхода топлива позволяет в целом уменьшить расходы на
эксплуатацию, включая затраты на топливо.
Глава III
СОВРЕМЕННАЯ МЕТОДОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ
АВИАЦИОННЫХ ГТД
При разработке современных авиационных газотурбин-
ных двигателей с характеристиками и параметрами, определен-
ными техническим заданием, необходимо применять определенную
методологию, основанную на рациональном сочетании организа-
ционных и технических принципов. При этом следует также учи-
тывать некоторые новые специфические требования к силовой
установке: малые уровни шума, дымления и эмиссии загрязняю-
щих веществ, возможность обслуживания двигателя по техниче-
скому состоянию и т. д. Удовлетворение этих требований создает
дополнительные трудности обеспечения параметров двигателя.
Существует ряд летно-технических данных летательного ап-
парата, определяющих его эффективность (максимальные ско-
рость и высота полета, дальность, скороподъемность, время раз-
гона до максимальной скорости, взлетные и посадочные характе-
ристики и пр.), а также специфических данных, зависящих от
типа аппарата. Качества, представляющие наибольшую ценность
для самолета одного назначения, могут оказаться второстепен-
ными для самолета другого назначения. Кроме того, для различ-
ных задач, выполняемых одним и тем же самолетом, ценность его
качеств может меняться. Например, высокая скороподъемность
достигается самолетом при большом отношении тяги его силовой
установки к массе самолета (большой тяговооруженности), что
обеспечивает истребителю быстрое занятие позиции для активных
Действий. Однако для стратегического перебазирования самоле-
тов-истребителей основную роль играет так называемая «перего-
ночная дальность», определяемая в значительной степени низким
расходом топлива двигателя на этом режиме полета. Следует
также отметить, что военные интересы и соображения часто пре-
валируют над требованиями аэродинамики или технологии. На-
пример, с точки зрения аэродинамики полет у земли с большой
скоростью очень невыгоден, и дальность полета получается суще-
ственно меньшей, чем на большой высоте. Однако низколетящие
боевые самолеты малоуязвимы для средств ПВО, в связи с чем
аэродинамике приходится отступать на второй план [32].
Необходимость удовлетворить комплекс сложных и противо-
речивых требований, предъявляемых к силовой установке совре-
менного летательного аппарата, привела к усложнению и удоро-
75
жанию двигателей, что вызвало изменение технической политики
в области их создания и развития.
В первое послевоенное десятилетие в США разрабатывалось
много военных самолетов с общей в основном тенденцией —
создавать летательные аппараты в соответствии с принципом
«дальше — выше — быстрее». С начала 60-х годов к самолетам
стали предъявлять комплекс более сложных требований, обусло-
вивших специализацию двигателей. Поэтому эффективность но-
вого самолета сильно зависит от степени соответствия двигателя
тактико-техническим требованиям.
Усложнение конструкции и короткие сроки службы авиацион-
ных двигателей привели к значительному увеличению эксплуата-
ционных расходов. В связи с этим в начале 70-х годов в ВВС
США было решено пересмотреть технические и организационные
стороны процесса разработки новых авиационных ГТД и создать
так называемый «новый подход к разработке двигателей» Основ-
ная задача при новом подходе — обеспечение минимальной стои-
мости жизненного цикла вновь разрабатываемого или модифици-
руемого двигателя. Под жизненным циклом двигателя понимается
календарный период времени, включающий этапы создания, про-
изводства необходимого количества двигателей и их эксплуата-
цию до снятия с вооружения. Стоимость жизненного цикла дви-
гателя состоит из затрат на разработку и испытания двигателя на
стадии научных исследований и конструирования, затрат на про-
изводство, обслуживание и обеспечение в эксплуатации [48].
Структура жизненного цикла двигателя, изображенная на рис. 44,
показывает взаимосвязь отдельных этапов цикла.
На этапе научных исследований разрабатываются новые идеи
в области перспективных конструкций элементов и схем двига-
телей, материалы и технологические процессы, а также средства
измерений. При этом особое внимание уделяется испытаниям на
долговечность готовых деталей, проводимым во время работы по
программе перспективного газогенератора*. По окончании про-
ектных исследований принимается большинство решений, опреде-
ляющих стоимость жизненного цикла в зависимости от конкрет-
ного назначения системы и требований к ней.
На схеме процесса создания двигателя три верхние горизон-
тальные стрелки соответствуют основным направлениям техниче-
ских разработок на этапе научных исследований.
Сначала проводятся исследования влияния характеристик дви-
гателя на стоимость его жизненного цикла в целях достижения
оптимального соотношения между затратами на разработку, до-
водку и приобретение двигателей и затратами на обеспечение их
эксплуатации. Выявляются также факторы, определяющие затра-
* Перспективный газогенератор является экспериментальным газогенерато-
ром, который в сочетании с другими узлами и системами используется дня про-
верки новых идей, схем и конструкций узлов, а также может быть использован
в качестве рабочего агрегата для проектирования новых газотурбинных двига-
телей различных схем.
76
Разработка материалов и технологических процессов
Разработка узлов и агрегатов
Перспективный газогенератор
Перспективный двигатель - демонстратор
| I | I Жизненный цикл конкретной системы
Разработка \обоснование\^°°^каnajlH0" '	'
г	______ размерного
двигателя
концепции
Исследования
„ характериапики-
стоимость “
проекта
Демонстра-
Производ-
ство
Эксплуа
тация
Жизненный цикл конкретного
двигателя
Доводка полно- Производ-
размерного стд0
двигателя
ство
Эксплуа-
тация
Прочие разработки по двигателю
Разработка технологических процессов
Рис. 44. Структура жизненного цикла двигателя
Разработка программ обеспечения
77
ты, и оценивается степень технического и финансового риска,
соответствующая выявленной зависимости «характеристики —
стоимость». Для этого ВВС, финансирующие создание новых дви-
гателей военного назначения, обращаются к нескольким авиадви-
гателестроительным фирмам, которые для обоснования концепции
двигателя разрабатывают математические модели жизненного
цикла двигателя, проводят исследования влияния характеристик
двигателя на стоимость его жизненного цикла, устанавливают
объем и содержание дальнейших работ. Далее Управление лета-
тельных аппаратов ВВС США объявляет конкурс между двумя фир-
мами на создание конструкции перспективного демонстрационного
двигателя и экспериментальное определение его характеристик.
Демонстрационный двигатель является экспериментальным
двигателем, создаваемым для проверки возможности получения
в ГТД исследуемой схемы рабочего процесса с прогнозируемым
уровнем термогазодинамических и удельных параметров и других
показателей, определяющих в совокупности качества нового дви-
гателя.
В зависимости от цели испытаний демонстрационные двигатели
можно разделить на демонстраторы и прототипы. Двигатель-де-
монстратор предназначается для подтверждения возможности
получения характеристик серийного двигателя в случае его созда-
ния. Такой двигатель создается в период отсутствия конкретных
технических требований на перспективный двигатель. При этом
используется имеющийся газогенератор.
Двигатель-прототип создается для демонстрации работоспо-
собности конструкции, определенной эскизным проектом двига-
теля конкретного назначения, и реальности достижения в доводке
заявленных данных и характеристик создаваемого двигателя.
Двигатель-прототип разрабатывается также с использованием
имеющегося газогенератора, однако в соответствии с конкретными
требованиями, предъявляемыми к конкурсному двигателю. В слу-
чае успеха фирмы на конкурсе программа создания демонстратора
включается в программу разработки серийного двигателя.
Четвертая горизонтальная (сверху) стрелка на рис. 48 соот-
ветствует стадии создания двигателя-демонстратора. На этой
стадии авиадвигателестроительные фирмы широко используют
опыт своих предшествующих разработок, применяя проверенные
в эксплуатации конструктивные схемы, узлы и элементы, обеспе-
чивающие высокую надежность и большой ресурс, учитывая опе-
режающий научно-технический задел, полученный на эксперимен-
тальных перспективных газогенераторах.
По результатам стендовых испытаний двигателей-демонстра-
торов с учетом технико-экономических и производственных сооб-
ражений для дальнейшей разработки выбирается один из конку-
рирующих двигателей, уточняется модель его жизненного цикла
и определяется объем доводочных испытаний.
В процессе доводки полноразмерного двигателя производится
итеративная техническая увязка параметров двигателя и лета-
78
тельного аппарата, затем уточняются характеристики двигателя и
достигаются запланированные технические и стоимостные данные.
В этот период особое внимание уделяется длительным испыта-
ниям двигателя в системе силовой установки на летательном ап-
парате, определению потребного материально-технического обес-
печения и предельных сроков службы, сравнительной оценке ха-
рактеристик серийного и ремонтного вариантов двигателя и т. д.
На схеме процесса создания двигателя три нижние горизонталь-
ные стрелки соответствуют содержанию программы технической
доводки двигателя и последующей программы обеспечения его
производства.
Следует также отметить, что на этом этапе создания двига-
теля могут возникнуть два независимых обстоятельства, которые
вызывают задержку работ или изменение их направления:
—	выявляются некоторые неизвестные ранее технические труд-
ности (увеличение сроков изготовления или снижение требова-
ний) ;
—	выявляются новые технические требования заказчика, вы-
званные изменением обстановки.
На этапе производства продолжаются ускоренные испытания
серийных двигателей, проводится периодическая оценка их пара-
метров на соответствие тактико-техническим требованиям. При
производстве и эксплуатации двигателей вводятся некоторые кон-
структивно-технологические изменения, разрабатываются новые
операции по ремонту, дополнения по порядку технического обслу-
живания, а также решаются те проблемы, которые по своему
характеру не могли возникнуть вне реальных условий эксплуа-
тации.
Анализ структуры затрат за жизненный цикл ТРДФ J79,
ДТРД TF39 и турбовального ГТД Т58, выполненный фирмой
«Дженерал электрик», показал, что наибольшую часть стоимости
жизненного цикла составляют эксплуатационные расходы (около
65%), затраты на производство равны приблизительно 28% и на
разработку идет всего около 7% затрат [42]. Данные анализа
структуры затрат за жизненный цикл указанных двигателей при-
ведены в таблице.
Затраты в процентах за жизненный цикл двигателя
Элемент затрат	Двигатель		
	J79	TF39	ТВ8
Разработка	4	12	7
Производство	27	29	30
Эксплуатация и техническое обслужи-	69	59	63
вание:			
обслуживание на базах	5	2	7
обслуживание на складах	6	6	10
запчасти и инструмент	12	8	14
топливо	44	39	29
прочие затраты	2	4	3
Наибольшая часть эксплуатационных расходов — стоимость
топлива. Для новых двигателей доля этих затрат может снизиться,
так как, несмотря на повышение цен на топливо, характеристики
двигателей будут улучшены.
Анализ влияния составляющих стоимости жизненного цикла
двигателей J79, TF39 и Т58 на стоимость жизненного цикла само-
летов F-4, С-5А и вертолета Н-1, на которых эти двигатели уста-
новлены, показывает, что стоимость жизненного цикла двигателей
составляет около 25% стоимости жизненного цикла военных само-
летов, а для военных вертолетов — примерно вдвое меньше.
Организационно-технические принципы, лежащие в основе так
называемого «нового подхода», успешно используются при созда-
нии новых двигателей, что позволяет оптимально распределять
средства между этапами жизненного цикла двигателя, обеспечи-
вая при этом минимальную стоимость цикла. При этой методоло-
гии работы над двигателем оказалось целесообразным примене-
ние системы материального стимулирования (доплат и штрафов)
фирм, производящих авиационные двигатели. Такая система спо-
собствует поставке в срок авиационной техники требуемого уровня
надежности и готовности к эксплуатации.
При создании авиационного газотурбинного двигателя наибо-
лее серьезные проблемы возникают в его газогенераторной части,
которая работает при высоких температурах и давлениях рабо-
чего тела. Газогенератор является важнейшим и наиболее на-
пряженным узлом двигателя. Его данные в основном определяют
характеристики и срок службы ГТД. Вследствие этого одним из
наиболее важных этапов при «новом подходе» к созданию дви-
гателей являются разработки по программам перспективных га-
зогенераторов и демонстрационных двигателей, позволяющие в
условиях приближенности предварительных аэродинамических ха-
рактеристик перспективных летательных аппаратов, производст-
венных и финансовых ограничений обеспечить высокую степень
технического совершенства проектируемых ГТД.
Научный и конструкторско-технологический опыт, накапливае-
мый в процессе разработок и экспериментальных исследований
высокосовершенных газогенераторов, является одной из основ
успеха работы над перспективными двигателями. Кроме того, ра-
бота над газогенераторами позволяет создать опережающий
научно-технический задел для создания таких двигателей. В про-
цессе испытаний газогенератора производится последовательное
совершенствование его узлов, а также выявление и разрешение
проблем, связанных с взаимодействием различных узлов в системе
двигателя.
На базе экспериментально проверенных газогенераторов, дру-
гих узлов и систем возможно создание демонстрационных двига-
телей. Испытания двигателей-демонстраторов служат промежуточ-
ным этапом между созданием газогенераторов и разработкой се-
рийных двигателей. Кроме того, на базе перспективных газоге-
§9
нераторов возможно создание различных двигателей с примене-
нием моделирования газогенератора по размерам.
Таким образом, использование опыта предшествующих работ
по двигателям и опережающего научно-технического задела, полу-
ченного при разработке перспективных газогенераторов и двига-
телей-демонстраторов, позволяет существенно повысить уровень
технического совершенства новых ГТД и сократить сроки их
создания.
При разработке в США первого газогенератора, получившего
название LWGG (газогенератор малой массы), решалась задача
создания ТРД с удельной массой около 0,01 кг/Н, в 2,5—3 раза
меньшей, чем у двигателей, существовавших к началу 60-х годов.
Достижения, полученные в результате осуществления этой про-
граммы, были использованы для создания новых перспективных
газогенераторов, в частности газогенератора ATEGG (газогенера-
тор перспективных ГТД), демонстрационных и серийных двига-
телей. На базе этих газогенераторов в США были созданы двух-
контурные двигатели для истребителей F-15 и F-16, бомбардиров-
щика В-1, военно-транспортного самолета С-5А, патрульного
самолета противолодочной обороны S-3A, штурмовика А-10А и
пассажирских самолетов DC-10 и В.747.
По техническим условиям на перспективные ГТД, составлен-
ным ВВС США, фирмой «Дженерал электрик» были спроекти-
рованы 36 различных вариантов двигателей, использующих единый
газогенератор — от подъемно-маршевого ТРДФ до турбоваль-
ного ГТД. В результате этих проработок были выявлены термо-
динамические параметры и конструктивная схема газогенератора
GE1, наиболее полно удовлетворяющие требованиям, предъявляе-
мым к двигателям различного назначения. В частности, термо-
динамический цикл, конструкция и характеристики двигателей
семейства GE1 оказались достаточно гибкими, чтобы удовлетво-
рить требованиям, предъявляемым к двигателям таких различ-
ных самолетов, как тактические истребители, истребитель укоро-
ченного взлета и посадки, сверхзвуковой стратегический бомбар-
дировщик, дозвуковой тяжелый военно-транспортный самолет,
сверхзвуковой пассажирский самолет и дозвуковой широкофюзе-
ляжный пассажирский самолет [53].
Газогенератор GE1 послужил основой для создания многочис-
ленных вариантов двигателей. Более пятнадцати из них были
доведены до стендовых испытаний, а несколько двигателей выпу-
скались или выпускаются серийно. Схема развития двигателей,
созданных на базе газогенератора GE1, приведена на рис. 45.
Газогенератор GE1 имеет следующие параметры: расход воз-
духа — 27—32 кг/с, температура газа перед турбиной — более
1365 К, степень повышения давления в компрессоре—11, габа-
ритный диаметр — 610 мм, длина — примерно 1780 мм, масса'—
около 320 кг ТРД с этим газогенератором развивает на взлет-
ном режиме тягу 22,3 кН. Газогенератор имеет одновальный че-
81
Рис. 45. Развитие двигателей фирмы «Дженерал электрик» на базе перспективных газогенераторов
тырнадцйтиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания
и охлаждаемую двухступенчатую турбину. Лопатки входного на-
правляющего аппарата и направляющих аппаратов первых пяти
ступеней компрессора поворотные. Сопловые и рабочие лопатки
первой ступени и сопловые лопатки второй ступени турбины
охлаждаемые. Особенно ответственным узлом газогенератора GE1
является компрессор, который должен одинаково хорошо работать
в каскаде высокого давления за вентилятором ДТРД или за
компрессором низкого давления ТРД.
Первый демонстрационный двухконтурный двигатель GE1F
(/п = 1,1) с передним расположением вентилятора был одноваль-
ным и предназначался для определения характеристик двигателя
с такой схемой расположения вентилятора, по которой фирма не
имела опыта работы. В этом ДТРД была проверена конструкция,
в которой внутренней частью вентилятора служат рабочие ло-
патки первой ступени компрессора, причем для распределения
потока воздуха между внешним и внутренним контурами суще-
ствует кольцевая перегородка. В дальнейшем такая конструкция
вентилятора была использована на мощном ДТРД TF39.
Необходимость создания высокоэкономичного двигателя для
дозвуковых самолетов вызвала потребность исследования харак-
теристик двухвального ДТРД с большой степенью двухконтур-
ности. С этой целью был спроектирован двухвальный ДТРД GE1/6
с большой степенью двухконтурности (т = 8). На этом двигателе
изучались характеристики ДТРД с высокими параметрами термо-
динамического цикла, он развивал тягу 72,3 кН при массе
1490 кг. ДТРД GE1/6, спроектированный в масштабе 2:3 как
демонстратор двигателя TF39, сильно отличался от исходного га-
зогенератора GE1, хотя и был построен на его базе.
Естественно, что невозможно было превратить газогенератор
GE1, имеющий тягу 22,3 кН, в двигатель TF39 с тягой 182,8 кН
простым добавлением узлов. Поэтому в ДТРД TF39 не только
были увеличены размеры узлов и агрегатов, общая степень по-
вышения давления и температура газа перед турбиной, двигатель,
кроме того, строился на более совершенном технологическом
уровне, чем исходный газогенератор.
Позднее в ТРДФ GE4, предназначавшемся для сверхзвуко-
вого пассажирского самолета США, также был использован ряд
технических и конструктивных особенностей газогенератора
GE1.
Опыт создания газогенератора GE1 и различных двигателей
на его основе позволил разработать другой газогенератор GE9
(ATEGG 1В) с тягой в варианте ТРД 24,9 кН. Газодинамические
нагрузки компрессорных ступеней у него по сравнению с газоге-
нератором GE1 были увеличены, в результате чего возросла сте-
пень повышения давления. Существенно выше также стала тем-
пература газа перед турбиной, что потребовало применения более
эффективной системы охлаждения и новых материалов для ее
деталей. Вместе с тем газогенератор GE9 по конструктивной
83
схеме, размерам и расходу воздуха в основном не отличается от
GE1. Более того, узлы газогенераторов GE1 и GE9 взаимозаме-
няемы.
Газогенератор GE9 послужил основой для двух демонстра-
ционных двигателей, один из которых ДТРД со средней степенью
двухконтурности (т = 2,1) и тягой 71,2 кН явился предшествен-
ником ДТРДФ F101 для бомбардировщика В-1. На базе этого
двигателя для истребительной авиации разрабатывается ДТРДФ
F101DFE, в котором использован газогенератор исходного дви-
гателя.
Технические возможности, заложенные в газогенераторе GE1
и его последующих модификациях, использованы в ряде других
двигателей фирмы. В частности, турбина газогенератора GE9,
камера сгорания другой его модификации GE1/10 и вентилятор
демонстрационного ДТРД GE1/6 послужили основой для двух-
контурного двигателя TF34, применяемого в различных модифи-
кациях на патрульном самолете противолодочной обороны ВМФ
США S-3A и самолете непосредственной поддержки ВВС США
А-10А. Газогенератор GE1/J1B практически без изменения кон-
струкции был использован в ТРД J97, созданном для беспилотного
летательного аппарата. Кроме того, на двигателях различных схем
и модификаций исследовались некоторые новые технические ре-
шения (регулируемый сопловой аппарат турбины низкого дав-
ления, реактивное сопло с регулируемым по направлению векто-
ром тяги, перспективные схемы охлаждения турбины высокого
давления и др.).
Опыт разработки и доводки газогенераторов и двигателей,
а также опыт последующей эксплуатации серийных двигателей,
созданных на базе газогенераторов, успешно использовался при
разработке новых серийных ГТД. Так, работы по газогенератору
GE1 и двигателю TF39 способствовали достаточно быстрым со-
зданию и доводке ДТРД CF6-6 со взлетной тягой 174,1 кН для
дозвукового пассажирского самолета. В частности, в этом дви-
гателе установлен модифицированный для самолетов граждан-
ской авиации компрессор двигателя TF39. В последующие годы
семейство двигателей CF6 пополнилось новыми модификациями
(CF6-50 со взлетной тягой 226,9 кН, CF6-50M со взлетной тягой
247 кН и менее мощные ДТРД CF6-32 и CF6-80).
Работы по развитию газогенератора GE1/10 (исходный газо-
генератор демонстрационных ДТРД и ДТРДФ) закончились раз-
работкой ДТРДФ YJ101 с очень малой степенью двухконтурности
и ДТРДФ F404 для штурмовика F-18 с использованием опыта
разработки и отдельных узлов двигателей F101 и YJ101.
Другие авиадвигателестроительные фирмы также ведут
работы по созданию перспективных газогенераторов и демонстра-
ционных двигателей. В частности, фирма «Пратт-Уитни» начиная
с начала 60-х годов разработала на базе своих газогенераторов
LWGG и ATEGG ряд демонстрационных, а затем и серийных дви-
гателей различного назначения — ДТРД JT9D для пассажирских
84
широкофюзеляжных самолетов большой дальности Полета,
ДТРДФ F100 и F401 для истребителей различного назначения и
др. Фирма «Роллс-Ройс» разработала демонстрационный двига-
тель RB.207, на основе которого было создано семейство ДТРД
RB.211 для пассажирских самолетов. Эта же фирма разработала
и демонстрационный двигатель с высокотемпературным газогене-
ратором (7'* = 1800 К).
Работы, направленные на создание перспективных газогенера-
торов, демонстрационных и на их базе серийных двигателей, про-
должаются, причем основные усилия двигателестроительных фирм
направлены на увеличение термодинамической эффективности и
уменьшение размеров новых ГТД. Признается также целесообраз-
ным включать в программы работ по газогенераторам их испыта-
ния в комбинации с другими элементами силовой установки,
в частности исследования влияния на характеристики силовой уста-
новки взаимодействия потоков воздуха, входящего в двигатель и
обтекающего прилегающие к силовой установке части самолета.
В конце 70-х годов в США была также предложена этапно-вре-
менная методология создания надежных двигателей военного на-
значения [50], в соответствии с которой полный цикл разработки
авиационных ГТД состоит из грех основных стадий (рис. 46).
Фундаментальные исследования (основной научный задел) gj	^*4 1	Исследовательские разработки (проверка применимо- сти новых техниче- ских решений)	Перспективные разработки (разработка газогене- раторной части и демонстрацион- ного двигателя)	Инженерная разработка конструкции (создание и доводка опытных образцов)	Серийное произ- водство и начало эксплуатации (развертывание серийного произ- водства двига- теля) J			 .
				
		J			
J_________________Ь__________________и__________________1_
О	5	Ю	15
Время, лет
Рис. 46. Полный цикл и стадии создания двигателя в соответствии
с этапно-временной методологией
На стадии исследовательских разработок проводятся поиско-
вые работы по оценке применимости новых технических решений,
одновременно с которыми экспериментально исследуются отдель-
ные детали и узлы будущих ГТД. Продолжительность этой ста-
дии — приблизительно 4,5 года.
На стадии перспективных разработок проводятся прикладные
исследования и опытно-конструкторские работы по обоснованию
£5
применимости новых технических решений. На этой стадии разра-
батывается перспективный газогенератор и проводятся его стен-
довые испытания, создается и испытывается демонстрационный
двигатель, осуществляется компоновка всех подсистем будущего
двигателя. Продолжительность этой стадии — около 5,5 лет.
На заключительной стадии инженерной разработки прово-
дятся проектирование, создание и доводка полноразмерного дви-
гателя. При этом выполняется комплекс доводочных работ и спе-
циальных испытаний двигателя в стендовых и полетных условиях.
Завершается эта стадия квалификационными испытаниями и по-
лучением разрешения на серийное производство авиационного
ГТД. Продолжительность этой стадии — приблизительно 4,5 года.
Действие методологии не прекращается и при серийном про-
изводстве. С этой целью несколько двигателей должны эксплуа-
тироваться по ускоренной программе, предусматривающей повы-
шенную по сравнению с установленным ресурсом наработку. Это
позволяет выявить и устранить возможные неисправности в выпу-
щенных двигателях на ранней стадии их эксплуатации.
Следует учитывать, что процесс создания современного дви-
гателя с перспективными данными более длительный, чем процесс
создания планера самолета. Обычно на создание и доводку пер-
спективного двигателя для истребителя необходимо 12—14 лет и
1 млн. ч наработки, а планера — 4—6 лет. В 60-е годы в США
приступали к разработке двигателя и планера одновременно.
Вследствие этого двигатель при запуске в производство требовал
еще длительной эксплуатационной доводки для устранения много-
численных дефектов, выявленных в период его начальной эксплуа-
тации. В конце 70-х годов восемь основных американских серий-
ных авиадвигателей для военной авиации (TF30, F100, TF41
и др.) проходили доводку, на которую только к 1979 г. было из-
расходовано 676 млн. долл , а в течение последующих пяти лет
будет израсходовано еще 1200 млн. долл. Например, на разра-
ботку (научно-исследовательские и опытно-конструкторские рабо-
ты) по ДТРД TF41 было израсходовано 50 млн. долл., а на
эксплуатационную доводку уже израсходовано 354 млн. долл.
Так называемый «новый подход» к проектированию авиацион-
ных ГТД применяется и при создании турбовальных двигателей.
В частности, при создании турбовального ГТД Т700 фирма «Дже-
нерал электрик» осуществила программу по демонстрационному
двигателю GF12, которая была начата в 1967 г. В 1971 г. было
получено экспериментальное подтверждение расчетных данных.
Демонстрационный двигатель должен был показать возможность
достижения мощности на валу силовой турбины приблизительно
1120 кВт при удельном расходе топлива около 0,31 кг/(кВт-ч),
(на 20—30% меньше, чем у серийных турбовальных ГТД) и сни-
жения удельной массы двигателя приблизительно на 40% по срав-
нению с серийными двигателями, а также упрощения технического
обслуживания, повышения надежности, уменьшения уязвимости
и т. д. [29].
86
В результате испытаний двигателя и его основных узлов была
доказана возможность создания надежной силовой установки с
заданными характеристиками, после чего в 1972 г. была начата
разработка турбовального ГТД Т700 для боевого вертолета.
В 1976 г. двигатель Т700 прошел квалификационные испытания
и поступил в серийное производство.
При проектировании конкретного двигателя организация-за-
казчик передает двигателестроительной организации необходимые
основные характеристики самолета, на который предполагается
установить проектируемый двигатель. Обычно к таким характе-
ристикам относятся полная взлетная масса самолета, профили
полета (дальность, скорость, высота и время), доли объема и
массы самолета, представляемые для двигателя и топлива, гид-
равлические потери во входном и выходном каналах силовой
установки, отбираемые от двигателя мощности, расходы воздуха
и другие данные. Кроме того, предъявляется ряд требований по
техническому обслуживанию, надежности, ресурсу и т. д. На осно-
вании этих обобщенных характеристик выполняется эскизный
проект двигателя, который после одобрения заказчиком разраба-
тывается детально по специально составленным тактико-техниче-
ским требованиям.
Примером требований, в частности, к двигателю самолета-
истребителя могут служить требования, выдвинутые французски-
ми специалистами. Для двигателя такого самолета 70-х годов
считались необходимыми большая лобовая тяга и низкая удельная
масса двигателя, простота конструкции, обусловливающая кон-
структивную прочность, малая стоимость производства двигателя,
легкость технического обслуживания, гибкость применения. На
основании подобных требований были выбраны параметры и раз-
работана конструкция конкретного двигателя ДТРДФ М.53.
Примером выбора оптимальных параметров ДТРДФ для
истребителя может служить работа, выполненная по двигателю
RB.199 европейского многоцелевого боевого самолета «Торнадо».
Для двигателя были выдвинуты следующие основные требова-
ния:
—	максимальная тяга с включенной форсажной камерой при
малой продолжительности полета (боевой режим) для укорочен-
ного взлета самолета, для полета на высокой сверхзвуковой ско-
рости на больших высотах и для высокой маневренности на боль-
ших и малых высотах;
—	максимальная тяга с включенной форсажной камерой при
средней продолжительности полета (максимальный форсирован-
ный режим) для быстрого набора высоты и разгона;
—	высокая бесфорсажная тяга при большой продолжительно-
сти полета (максимальный режим) для действий на небольших
высотах;
—	низкий расход топлива при большой продолжительности по-
лета (пониженный режим) для длительного полета на малых
Высотах с дозаправкой топлива.
87
Этим требованиям наилучшим образом удовлетворяет двух-
контурный двигатель с малой степенью двухконтурности, для ко-
торого необходимо было выбрать следующие параметры, опреде-
ляющие цикл двигателя:
______коэффициенты полезного действия узлов;
____________температуру газа перед турбиной и температуру газа в фор-
сажной камере;
______степень повышения давления;
____________расход воздуха, определяющий лобовую площадь двига-
теля;
______степень двухконтурности.
Коэффициенты полезного действия узлов двигателя должны
были находиться на уровне перспективных значений, чему способ-
ствовало обобщение опыта, накопленного фирмами, создававшими
этот двигатель *. Для двигателя была выбрана достаточно высокая
температУРа таза перед турбиной (около 1550 К), а температура
газа 0 форсажной камере 7'ф была принята близкой к значениям
предеЛьн°й температуры сгорания керосиновых топлив.
Потребность в низком удельном расходе топлива при полете
на крейсерском режиме предопределяет выбор высокой степени
повьн0ения давления двигателя, так как с увеличением ~*s зна-
чение СуД уменьшается. Однако при выборе степени повышения
давления следует учитывать возможности системы охлаждения,
работающей на сжатом и подогретом в компрессоре воздухе. Уве-
личение и скорости полета сопровождается уменьшением хла-
доресурса воздуха и как следствие этого утяжелением и услож-
нением конструкции компрессора и турбины газогенератора.
Расход воздуха и, следовательно, диаметр двигателя опреде-
ляются тягой в условиях сверхзвукового полета, так как темпе-
ратуря газа в форсажной камере и перепад давления в реактив-
ном сопле близки к предельным для современных ДТРДФ.
Таким образом, все параметры цикла двигателя, за исключе-
нием степени двухконтурности, выбраны по термогазодинамиче-
ским соображениям с учетом конструктивных и технологических
0Гранцчений. Степень двухконтурности двигателя назначалась из
условия обеспечения некоторого избытка тяги на основных пяти
режиМах полета и была принята равной приблизительно единице.
При этом учитывалось, что двигатель, имеющий более низкую
степень двухконтурности, мог бы хорошо работать на дроссель-
ном режиме при полете на малой высоте, но с высоким расходом
топлиЯЩ что сократило бы радиус действия самолета. Двигатель
с большой степенью двухконтурности имеет больший диаметр, в
результате чего фюзеляж планера и воздухозаборник получаются
громоздкими, что ведет к увеличению лобового сопротивления и
к умеЯьшению радиуса действия самолета.
___________
* ДТРДФ RB.199 создавался консорциумом европейских фирм «Роллс-Ройс»
(Великобритания), MTU (ФРГ) и «Фиат» (Италия).
Следует отметить, что Очень высокая температура в форсаж-
ной камере приводит к необходимости хорошей теплоизоляции
камеры от конструкции планера, что обеспечивается потоком воз-
духа внешнего контура. Этот воздух затем может смешиваться
с потоком газа внутреннего контура и участвовать в рабочем
процессе двигателя. Для теплоизоляции требуется примерно 25%
расхода воздуха через внутренний контур, т. е. степень двухкон-
турности такого двигателя могла бы составить около 0,25.
Сравнение удельных расходов топлива ДТРДФ с т=1 и дви-
гателя с т = 0,25 показывает, что двигатель с малой степенью
двухконтурности развивает такую же максимальную форсирован-
ную тягу, как и ДТРДФ с /п=1, но
имеет недостаточную взлетную тягу
и, кроме того, не может обеспечить
самолету достаточной маневренности.
При равных габаритах двигатель с
ш = 0,25 имеет на 10% больший рас-
ход топлива на крейсерском режиме
полета. Кроме того, если габариты
такого двигателя увеличить, чтобы
обеспечить одинаковую с ДТРДФ с
Рис. 47. Сравнение удельного
расхода топлива ДТРДФ
RB.199 и ДТРДФ с т=0,25
при полете на высокой скоро-
сти у земли:
1— зона работы с включенной
форсажной камерой; 2 — зона ра-
боты с выключенной форсажной
камерой; 3 — перспективный дви-
щ=1 тягу для восстановления манев-
ренных качеств самолета, его удель-
ный расход топлива примерно на 25%
превысит Суд двухконтурного двига-
теля с большей степенью двухконтур-
ностп. На рис. 47 приведены удельные
расходы топлива сравниваемых дви-
гателей для режима полета с высокой
скоростью у земли.
Для гражданской авиации в недав-
нем прошлом выдвигались требования,
гатель со степенью двухконтурно-
сти /72=0,25; 4 — двигатель RB 199;
5 — исходные значения R и С
заключающиеся в увели-
чении крейсерской скорости полета, снижении массы самолета
при сохранении заданных нагрузки и дальности, что обеспечивало
минимум прямых эксплуатационных расходов. На основании
этих требований к самолету разрабатывались и требования к
двигателю. В последние годы в связи с энергетическим кризисом
на Западе основным условием, предъявляемым к новым двигате-
лям для самолетов гражданской авиации, является необходимость
достижения низкого удельного расхода топлива. Это необходимо
для того, чтобы существенно уменьшить потребление топлива за
полет и обеспечить прибыльность новых самолетов в условиях
продолжающегося роста цен на топливо.
В середине 60-х годов возникла проблема уменьшения шума
двигателя, а с начала 70-х годов резко снизились допустимые
уровни дымления и выделения авиационными двигателями за-
грязняющих веществ, появились национальные и международные
нормы допустимого вредного влияния на окружающую среду, не-
обходимость удовлетворения которых выдвинула дополнительные
89
требования к силовым установкам для самолетов гражданской
авиации.
Усилия специалистов направлены не только на создание но-
вых, более экономичных двигателей для гражданской авиации, но
и на совершенствование эксплуатируемых авиационных двигате-
лей в направлении экономии топлива. Экономия топлива может
быть достигнута улучшением характеристик двигателей (совер-
шенствованием параметров рабочего процесса, повышением КПД
узлов и уменьшением потерь) и сохранением начальных харак-
теристик по возможности неизменными в процессе эксплуата-
ции. Вследствие этого программа по совершенствованию двига-
теля обычно состоит из двух разделов: улучшения характеристик
и диагностирования двигателя.
По первому разделу программы проводится разработка меро-
приятий по повышению КПД узлов и совершенствованию кон-
струкции серийных двигателей в целях создания новых, более
экономичных модификаций этих двигателей. При этом предпола-
гается, что предложенные усовершенствования можно будет внед-
рить в конструкцию двигателей, находящихся в эксплуатации.
По второму разделу проводится выявление причин ухудшения
тягово-экономических характеристик двигателей в процессе экс-
плуатации, что необходимо для изменения конструкции и совер-
шенствования методов эксплуатации и технического обслужива-
ния двигателей. Для этого производится диагностирование дви-
гателей:
—	сбором полетной и наземной информации о тенденции из-
менения параметров двигателя;
—	пополнением новыми данными по результатам испытаний;
—	оценкой причин первоначального быстрого и последующего
медленного ухудшения характеристик;
—	определением степени влияния износа или состояния от-
дельных деталей на характеристики узлов;
—	установлением тенденций отклонений на основе статистиче-
ских данных;
—	разработкой расчетных и конструкторских методов проек-
тирования с учетом влияния методов обслуживания на ухудшение
удельного расхода топлива.
На основании работ по обоим этапам выдаются рекомендации
по совершенствованию эксплуатируемых и создаваемых двигате-
лей для повышения эффективности использования топлива на са-
молетах.
Глава IV
ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ
СЕРИЙНЫХ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
Двигатели военных самолетов и вертолетов. США и
другие страны НАТО непрерывно совершенствуют самолетный и
вертолетный парк как путем принятия на вооружение новых ле-
тательных аппаратов, так и модернизацией существующих само-
летов и вертолетов. В последние годы поступили на вооружение
новые варианты сверхзвуковых бомбардировщиков FB-111 (США)
и «Мираж» (Франция). Для системы противолодочной обороны
создан самолет S-3A (США).
На смену эксплуатируемым самолетам тактической авиации
пришли новые истребители F-14A, F-15 и F-16 (США), «Мираж»
F.1 (Франция) и JA.37 (Швеция). Европейские страны НАТО
разработали многоцелевой боевой самолет «Торнадо». Для непо-
средственной поддержки наземных войск применяются самолеты
А-10А (США), новый европейский самолет «Альфа Джет» и
модифицированный вариант англо-французского самолета «Ягу-
ар». На вооружении Англии, США и Испании состоят палубные
истребители-бомбардировщики ВВП «Харриер» (AV-8). Продол-
жается совершенствование самолетов береговой охраны, патруль-
ной службы, разведывательных, связных и других боевых само-
летов различного назначения. Проводится модернизация самолет-
ного парка военно-транспортной авиации. Для авиации ПВО
созданы самолеты системы AWACS*, являющиеся летающими опе-
ративными командными пунктами.
На вооружение США приняты новые боевые вертолеты
UH-60 и АН-64, в Великобритании разработан боевой вертолет
WG.13, во Франции разработаны новые варианты боевого верто-
лета SA.360, в ФРГ — вертолет РАН-1 и т. д.
Кроме того, на вооружении стран НАТО и других стран мира
находится большое количество ранее созданных самолетов и верто-
летов.
На серийных военных самолетах и вертолетах используются
все типы авиационных газотурбинных двигателей: ТРД, ТРДФ,
ДТРД, ДТРДФ, ТВД и турбовальные ГТД, однако на новых са-
молетах применяются в основном ДТРД и ДТРДФ. Вместе с тем
продолжают эксплуатироваться самолеты с ТРД и ТРДФ [37].
* AWACS — система протиносамодетной оборони.
91
В частности, ТРДФ широко используются на сверхзвуковых воен-
ных самолетах (истребителях, истребителях-бомбардировщиках и
некоторых других).
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой J79 фирмы
«Дженерал электрик» создан в конце 50-х годов, однако некото-
рые модификации его серийно производятся до настоящего вре-
мени и используются в основном на различных вариантах широко
распространенного двухдвигательного истребителя «Фантом»
F-4*. Несмотря на то что ТРДФ J79 существует более 25 лет,
достаточно перспективные параметры рабочего процесса, кон-
структивные решения, заложенные в двигатель, и постоянная мо-
дернизация сделали его массовым современным двигателем. За
это время выпущено свыше 16 600 этих двигателей и имеются но-
вые заказы на их производство.
Фирмой «Дженерал дайнемикс» изучается возможность уста-
новки модификации ТРДФ J79-GE-17X с тягой 83,3 кН на экс-
портный вариант современного однодвигательного истребителя
F-16A вместо дорогостоящего и сложного ДТРДФ F100. Это
позволит создать самолет с боевыми данными, свойственными
истребителю F-16, но при сниженной приблизительно на 1 млн.
долл, стоимости такого самолета по сравнению с исходным ТРДФ
J79 был выбран для этой цели потому, что он дешевле других
существующих двигателей (а их рассматривалось более 20),
давно находится в серийном производстве и эксплуатации, что
облегчает его материально-техническое обеспечение и обслужи-
вание.
Двигатель J79 (рис. 48) является одновальным турбореактив-
ным двигателем, развивающим (вариант J79-GE-17) на взлетном
режиме с форсажем тягу 79,7 кН, без форсажа — 52,8 кН Он
имеет высокую для однокаскадного компрессора степень повы-
шения давления т.’ =13,5 и температуру газа перед турбиной
Г* = 1311 К Удельная масса двигателя на форсаже т^в ~
«0,0219 кг/Н Он имеет семнадцатиступенчатый осевой компрес-
сор, у которого ВНА и направляющие аппараты первых шести
ступеней поворотные Камера сгорания трубчато-кольцевого типа
с десятью жаровыми трубами У трехступенчатой турбины сопло-
вой аппарат первой ступени охлаждаемый. За форсажной камерой
двигателя установлено сверхзвуковое регулируемое реактивное
сопло эжекторного типа.
Ранее применялся и гражданский бесфорсажный вариант дви-
гателя CJ805, который в основном повторял конструкцию J79 и
был оборудован реверсивным устройством и шумоглушителем,
кроме того, имелся ДТРД CJ805-23 с турбовентиляторной при-
ставкой, созданной на базе ТРДФ J79 (см. рис. 8).
На ряде самолетов ВВС и ВМС Франции устанавливаются
различные модификации ТРД (ТРДФ) «Атар» (рис. 49), разра-
♦ В мае 1978 г, был выпущен 5000 й истребитель F-4.
92
Рис. 49. Схема ТРДФ «Атар» ОЭС
ботанные фирмой SNECMA. Наиболее совершенными являются
ТРДФ «Атар» 9К-60, устанавливаемый на сверхзвуковом истре-
бителе «Мираж» F.1, и его бесфорсажный вариант «Атар» 8К-50,
устанавливаемый на дозвуковом многоцелевом палубном само-
лете «Супер-Этандар».
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой «Атар»
9К-50 выполнен по простой одновальной схеме и развивает на
взлетном режиме с форсажем тягу 70,6 кН, без форсажа — тягу
49 кН. Двигатель имеет степень повышения давления л* =6,5 и
температуру газа перед турбиной Г* =1223 К. удельная масса
двигателя =0,0225 кг/Н.
Во входном устройстве двигателя расположены газотурбинный
стартер и корпус передней опоры, который крепится на шести
стойках. Турбостартер позволяет запускать двигатель в полете
на высотах до 9 км. Входное устройство оборудовано противооб-
леденительной системой, работающей на горячем воздухе, отби-
раемом от компрессора. Девятиступенчатый компрессор двигателя
выполнен стальным, что вызвано применением двигателя на само-
лете с длительным сверхзвуковым полетом. Лопатки первых
трех ступеней компрессора могут заменяться непосредственно на
двигателе. Двигатель имеет кольцевую камеру сгорания, тради-
ционную для двигателей семейства «Атар». Первая ступень двух-
ступенчатой турбины охлаждаемая, у второй ступени охлаждается
только диск рабочего колеса. За турбиной установлено спрям-
ляющее устройство, направляющее поток газов для организации
эффективного рабочего процесса в форсажной камере. Форсажная
камера и всережимное регулируемое реактивное сопло оптимизи-
рованы для этого двигателя. Форсажная камера работает прак-
тически без дымления. Ротор двигателя имеет три опоры с систе-
мой охлаждения подшипников, причем задний подшипник ком-
прессора и подшипник турбины смазываются маслом на выброс.
Турбореактивный двигатель «Атар» 8К-50 отличается от
ТРДФ «Атар» 9К-50 наличием сужающегося нерегулируемого ре-
активного сопла и рядом технических упрощений, вызванных тем,
что двигатель применяется на дозвуковых палубных самолетах.
Вместе с тем «Атар» 8К-50 имеет защиту от воздействия морской
воды: силиконовую окраску первой ступени компрессора и никель-
кадмиевое покрытие последних ступеней, алитированные лопатки
турбины и центральный корпус двигателя из стали вместо магние-
вого сплава.
В печати сообщалось, что двигатель «Атар» 9К-50 может дли-
тельно работать при Мп^2,1. При полете со скоростью, соответ-
ствующей Мп = 2,2, допускается его работа в течение 1 ч. Макси-
мально допустимая скорость полета для самолета с этим двига-
телем соответствует Мп = 2,3. Отмечается также, что двигатели
семейства «Атар» имеют хорошую приемистость, в частности у
ТРД «Атар» 8К-50 тяга увеличивается от 14,7 до 49 кН (взлет-
ная тяга) за 1,7—1,8 с. При этом гидравлический автомат при-
94
емистости обеспечивает плавное нарастание тяги, без возникно-
вения помпажа при резкой раскрутке ротора двигателя, что до-
стигается с помощью перепускных клапанов компрессора.'
Турбореактивные двигатели семейства «Атар» серийно произ-
водятся и устанавливаются не только на самолетах французских
ВВС и ВМС, но и на многих экспортируемых Францией военных
самолетах. Для ВВС и ВМС Франции в год выпускается до
100 двигателей «Атар» 8К-50 и до 50 двигателей «Атар» 9К.-50.
Рис. 50. ТРДФ J85
В течение длительного периода времени (с 1953 г.) фирма
«Дженерал электрик» занимается разработкой, доводкой и про-
изводством небольших ТРД и ТРДФ семейства J85 в основном
для военных целей. Начав разработку с ТРД для управляемых
снарядов GAM-72, фирма закончила работу над двигателями этого
семейства выпуском ТРДФ для двухдвигательного легкого сверх-
звукового истребителя F-5E ВВС США и ряда других стран, ко-
торым он поставляется с 1974 г. К середине 1975 г. было выпущено
свыше 13 000 различных модификаций двигателей J85. Серийное
производство этих самолетов и двигателей для них запланировано
До начала 80-х годов. Двигатели семейства J85 обладают доста-
точно хорошими тягово-экономическими характеристиками, просты
по конструкции и удобны в техническом обслуживании.
Наиболее совершенная модификация этого ТРДФ —J85-GE-21A
развивает на взлетном режиме с форсажем тягу 22,3 кН, без
форсажа —15,6 кН. Двигатель имеет умеренные л* =8,1, Т*=
^=1255 К, =0,0136 кг/Н. Двигатель J85 (рис. 50)—малогаба-
ритный, одновальный, легкий.
Входное устройство двигателя является и узлом передней
опоры ротора компрессора, которая крепится радиальными про-
филированными стойками к наружному кольцевому корпусу. Зад-
ние части стоек поворотные, образуют регулируемый ВНА ком-
прессора. Для предотвращения обледенения стойки выполнены
полыми и обогреваются горячим воздухом, отбираемым от ком-
95
прессора. Компрессор — осевой, девятиступенчатый, с околозву*
ковыми первыми ступенями. Направляющие аппараты первых трех
ступеней снабжены поворотными лопатками, которые регулиру-
ются совместно с ВНА, обеспечивая устойчивую работу компрес-
сора на различных режимах эксплуатации двигателя*. Камера
сгорания — прямоточная, кольцевого типа, с двенадцатью двухка-
нальными центробежными форсунками. В стенках жаровой трубы
камеры имеется щелевая перфорация, предотвращающая перегрев
стенок и способствующая лучшему смешению топлива с воздухом.
Интересной особенностью камеры сгорания является теплоизоли-
рующее покрытие, наносимое на ее корпус, что понижает темпе-
ратуру в двигательном отсеке. Турбина — осевая, двухступенчатая,
с охлаждаемыми сопловыми лопатками первой ступени. Форсаж-
ная камера состоит из диффузорной части и собственно камеры
сгорания. Топливоподающая система позволяет изменять степень
форсирования тяги и состоит из радиально расположенных в диф-
фузорной части топливных коллекторов. Температура газа в фор-
сажной камере на режиме максимального форсажа достигает
2000 К- Регулируемое всережимное реактивное сопло управляется
с помощью гидроцилиндров, перемещающих кольцо, связанное с
подвижными створками. Ротор двигателя имеет три опоры, две
из которых с роликовыми подшипниками расположены перед
компрессором и перед турбиной, третья с шариковым подшип-
ником расположена за компрессором.
Техническое обслуживание и ремонт двигателей семейства J85
достаточно просты. Сообщалось, что во время подготовки трени-
ровочного самолета Т-38 к полету бригада из четырех человек
снимала с самолета оба двигателя, производила их осмотр, повтор-
ную установку, регулировку, проверку герметичности всех систем
и подготовку самолета к полету за один рабочий день. Для
устранения различных повреждений узлов двигателя предусмот-
рена возможность замены в аэродромных мастерских статорных
и роторных лопаток компрессора и турбины, жаровой трубы ка-
меры сгорания, топливных форсунок, коллекторов, свечей, стаби-
лизаторов пламени и т. д.
В процессе разработки и совершенствования двигателей се-
мейства J85 были проведены широкие стендовые и летные испы-
тания, при которых применялась и поузловая доводка, в частности
доводка компрессора. Квалификационные испытания по програм-
ме ВВС США двигателя J85-GE-21 были закончены в 1973 г. и
показали его полную пригодность для использования на самолете
F-5E. Этот самолет с двумя такими двигателями развил в гори-
зонтальном полете на высоте 10,9 км скорость, соответствующую
числу Мп=1,6. Кроме того, двигатели J85 проходили различные
♦ Следует отметить, что на других серийно выпускаемых двигателях J85
(J85-GE-5, J85-GE-7, J85-GE-13, J85-GE-17) применяется восьмиступеичатый
компрессор с нерегулируемыми направляющими лопатками, оборудованный
кольцевыми коллекторами для перепуска воздуха в третьей, четвертой и пятой
ступенях.
9ff
специальные испытания, например по выяснению влияния повы-
шенной температуры окружающей среды на хранение двигателя
и его характеристики, по определению коррозионного воздействия
соленой воды на детали и узлы двигателя, устанавливаемого на
летающих мишенях в случае их погружения в море и др. Однако
при эксплуатации двигателя при общей его высокой надежности
отмечались случаи разрушения рабочих лопаток компрессора,
а также срыв пламени в камере сгорания и помпаж дви-
гателя.
Двигатели семейства J85 нашли широкое применение. Они
используются в качестве ускорителей для взлета самолетов
(транспортные самолеты С-123, АС-119 и SP-5 с ТРД J85-GE-17),
в качестве маршевых двигателей для управляемых снарядов и
мишеней (снаряд GAM-72 и мишень OV-10 с ТРД J85-GE-7),
многоцелевых самолетов (А-37, SAAB105 с ТРД J85-GE-17), .в
качестве силовых установок для исследовательских аппаратов
(СВВП Х-14А, XV-5A, XV-4B с ТРД J85-GE-17) и т. д. Однако
основное применение двигатели J85 нашли на легких самолетах
(истребителях, штурмовиках и тренировочных), среди которых
выделяются истребитель F-5E (F-5F) и тренировочный самолет
Т-38А. Двигатели семейства J85 устанавливались на 34 типах ле-
тательных аппаратов. В настоящее время серийно выпускаются
четыре модификации этого двигателя, а их суммарная наработка
в эксплуатации приближается к 3 млн. ч. Двигатели J85 обладают
достаточно большим ресурсом. В частности, среднее время между
переборками составляет для двигателя J85-GE-4A 3600 ч, для
двигателя J85-GE-21 — 1200 ч.
На основе двигателя J85 были разработаны и серийно выпу-
скались несколько гражданских модификаций ТРД под наимено-
ванием CJ610, которые применялись в основном на служебных
самолетах, и ДТРД под наименованием CF700, имеющий задне-
расположенный турбовентилятор. Всего было выпущено более
1700 двигателей CJ610 и около 1000 двигателей CF700.
Различные модификации ДТРДФ и ДТРД TF30 фирмы
«Пратт-Уитни» являются типичными двигателями для сверхзву-
ковых и околозвуковых истребителей-бомбардировщиков, бомбар-
дировщиков и других военных самолетов подобного назначения.
Модификации этого двигателя, отличающиеся схемами, тягой,
удельным расходом топлива, габаритами и массой, установлены
на истребителе-бомбардировщике F-111F (ДТРДФ TF30-P-100),
на истребителе ВМС F-14A (ДТРДФ TF30-P-412A), на штурмо-
вике А-7В «Корсар» (ДТРД TF30-P-408) (рис. 51), на бомбарди-
ровщике FB-111A (ДТРДФ TF30-P-7) и т. д. Одна из модифика-
ций двигателя TF30 (ДТРДФ SNECMA TF306) разрабатывалась
для французских истребителей и истребителей-бомбардировщи-
ков «Мираж».
Двигатель TF30-P-412A является двухвальным ДТРДФ со сме-
шением потоков и общей форсажной камерой. На взлетном ре-
жиме с форсажем его тяга достигает 93 кН, без форсажа —
4—839	97
«3
00
Рис. 51. Схема ДТРД TF30-P-408
54,9 кН. Двигатель имеет ~*L = 19,8 и Т* =1410 К при т = 0,9.
Удельная масса двигателя равна 0,0194 кг/Н.
ДТРДФ TF30-P-412A имеет трехступенчатый вентилятор, уста-
новленный на общем валу с шестиступенчатым компрессором низ-
кого давления, и семиступенчатый компрессор высокого давления.
В конструкции этих узлов широко используются титановые
сплавы. Камера сгорания двигателя трубчато-кольцевого типа с
восемью короткими жаровыми трубами, характерными для двух-
роторных ГТД фирмы «Пратт-Уитни» (J57, J75, JT3D и т. д.).
Турбина высокого давления — одноступенчатая, с охлаждаемыми
сопловыми и рабочими лопатками, турбина низкого давления со-
стоит из трех ступеней, приводит вентилятор и компрессор низкого
давления. Форсажная камера, имеющая пять зон горения, рас-
положенных во внешнем и внутреннем контурах, позволяет, при-
меняя различное сочетание этих зон, достигать плавного изме-
нения тяги во всем диапазоне форсирования. Регулируемое реак-
тивное сопло — общее для обоих контуров, сверхзвуковое, эжек-
торного типа.
Двигатель TF30 был первым созданным в США двухконтур-
ным двигателем с форсажной камерой. Исходная модификация
TF30-P-1 имела /?*зл = 82,3 кН. В результате постоянной модерни-
зации двигателя его параметры непрерывно улучшались, в част-
ности увеличивалась тяга. Так, одна из последних модификаций
TF30-P-100 имеет = 111,2 кН. Этот пример хорошо иллюстри-
рует возможности форсирования современных двухконтурных
двигателей.
Повышение тяги двигателя было достигнуто увеличением рас-
хода воздуха и повышением температуры газа перед турбиной.
Увеличение расхода воздуха со 113 до 118 кг/с было достигнуто
специальным профилированием внутренней поверхности воздуш-
ного канала на входе в компрессор низкого давления, что также
позволило увеличить степень повышения давления у втулки вен-
тилятора и вследствие этого повысить производительность ком-
прессора.
Повышение температуры газа перед турбиной и температуры
металла стенок жаровых труб потребовало разработки улучшен-
ной конструкции камеры сгорания. Примененные на двигателе
TF30-P-100 жаровые трубы типа «Finwall» имеют большое число
желобков для протока охлаждающего воздуха, что увеличивает
эффективность охлаждения стенок (рис. 52). Кроме того, такая
конструкция подобна сотовой и обеспечивает повышенную проч-
ность при малой массе.
Для обеспечения работы турбины при Т* =1533 К были при-
менены более эффективная система охлаждения и улучшенные
жаропрочные материалы. В частности, в турбине высокого давле-
ния сопловые лопатки имеют конвективно-пленочное охлаждение
и изготовлены из нового кобальтового сплава с направленной
кристаллизацией, рабочие лопатки имеют конвективное охлажде-
4»	99
ние и выполнены из нового никелевого сплава также с направ-
ленной кристаллизацией. Рабочие лопатки полые, имеют во
внутренней полости вставной дефлектор, направляющий струи
Рис. 52. Развитие конструкции стенок жаровых труб камеры сгорания
двигателя TF30:
а — старая конструкция: б — конструкция типа «Finwall»
охлаждающего воздуха. На рис. 53 приведена кривая, показыва-
ющая рост температуры газа перед турбиной в двигателях семей-
ства TF30. Улучшена также система охлаждения турбины низкого
давления.
В многозонной форсажной
камере применена новая (электри-
ческая) система зажигания вместо
ранее использовавшейся системы
типа «огневая дорожка», что позво-
лило уменьшить скачок давления в
период запуска на 30—40%.
Использование регулируемого
реактивного сопла в сочетании с
аэродинамическим управляемым
эжектором вместо обычного много-
створчатого (рис. 54) позволило
увеличить радиус действия самолета
в дозвуковой области полетов из-за
уменьшения аэродинамического со-
противления.
ДТРДФ и ДТРД семейства
Рис. 53. Рост температуры газа
перед турбиной в двигателях се-
мейства TF30
TF30 являются широко распространенными двигателями военной
авиации США (таких двигателей выпущено несколько тысяч).
Это один из двигателей, предназначенных для полета на сверх-
звуковой скорости у земли.
При эксплуатации двигателей TF30 отмечался ряд крупных
дефектов. В частности, только в 1976 г. были потеряны два истре-
бителя-бомбардировщика F-111 из-за прогара корпусов камеры
сгорания в результате некачественной сварки. Этот деффект был
ликвидирован при внедрении новой камеры сгорания, что потре-
100
бовало производства камер для 2500 двигателей. На истребителе
F-14A наиболее серьезные дефекты были связаны с поломкой
рабочих лопаток вентилятора, что приводило к пробиванию кор-
пуса двигателя. Из-за этого потерпели катастрофу, по крайней
Рис. 54. Развитие конструкции реактивного сопла двигателя TF30:
а — старая конструкция; б — конструкция сопла типа «ирис»
мере, четыре самолета. Для устранения этой и других неисправ-
ностей фирма «Пратт-Уитни» была вынуждена разработать новую
модификацию двигателя — ДТРДФ TF30-P-414A. Стоимость пе-
ределки каждого серийного двигателя TF30-P-412A, находящегося
в эксплуатации на самолете F-14A, в двигатель модификации
TF30-P-414A оценивается в 800 тыс. долл.
Для двухдвигательного самолета — истребителя F-15 с крылом
изменяемой стреловидности фирмой «Пратт-Уитни» разработан
ДТРДФ F100-PW-100. Он относится к типу двигателей, рассчи-
танных на скорость полета, соответствующую числу Мп до 2,5.
Двигатель F100 сконструирован с учетом опыта и достижений,
полученных при разработке предшествующих двигателей фирмы
ТРДФ J58 и ДТРДФ TF30 для скоростных самолетов, демонстра-
ционных двигателей на основе газогенератора JTF16 и двигателя-
прототипа— ДТРДФ JTF22. Высокий уровень термодинамиче-
ского и газодинамического совершенства узлов двигателя F100,
новые конструктивные решения, материалы и технологические
процессы позволили создать мощный ДТРДФ с очень малой
удельной массой (-[*в~0,0122 кг/Н).
Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажем F100
выполнен по схеме со смешением потоков и имеет =23 и
Т* = 1590 К при пг^0,7. Взлетная тяга двигателя F100 достигает
111,8 кН с форсажем и 66,7 кН без форсажа.
ДТРДФ F100 (рис. 55) имеет двухвальный турбокомпрессор,
состоящий из трехступенчатого вентилятора и десятиступенчатого
компрессора высокого давления, приводимых двухступенчатыми
турбинами. Вентилятор снабжен регулируемым входным направ-
ляющим аппаратом, лопатки которого имеют изменяемую кри-
визну, что достигается шарнирным креплением, подвижных зад-
них частей лопаток к неподвижным передним. Применение регу-
лируемого ВНА обеспечивает большой запас устойчивости и высо-
101
102
6
Рис. 55. Схема ДТРДФ F100-PW-100:
/ — трехступенчатый вентилятор: 2 — компрессор высокого давления; 5 — камера сгорания; 4— турбина компрессора; 5 — турбина вен-
тилятора; 6 — форсажная камера; 7 — регулируемое реактивное сопло с уравновешенной створкой
8
кий кпд вентилятора на крейсерских режимах работы. Рабочие
лопатки всех ступеней имеют противовибрационные полки, при-
чем для уменьшения гидравлических потерь от них на первых
двух рабочих колесах эти полки смещены ближе к выходной
кромке, в зону дозвуковых течений.
Компрессор высокого давления — осевой, десятиступенчатый,
с регулируемыми ВНА и направляющими аппаратами первых
двух ступеней, что обеспечивает необходимые характеристики во
всех условиях полета. Лопатки направляющих аппаратов регу-
лируются автоматически по температуре воздуха на входе в
компрессор.
Камера сгорания двигателя короткая, кольцевого типа, спро-
ектирована специально для работы при большом давлении газа.
Она работает бездымно с высокой полнотой сгорания, что достиг-
нуто с помощью хорошего перемешивания топлива и воздуха
непосредственно за форсунками и применения завихрителя с уве-
личенным расходом воздуха через первичную зону. Кроме того,
перед фронтовым устройством камеры установлен разделитель
потока воздуха, гарантирующий распределение воздуха по наруж-
ному и внутреннему кольцевым каналам камеры.
Двухступенчатая турбина компрессора охлаждается воздухом,
отбираемым за компрессором. Примененная система охлаждения
(см. гл. II) является развитием хорошо себя зарекомендовавшей
системы двигателя TF30-P-100. Двухступенчатая турбина венти-
лятора не охлаждается.
Форсажная камера двигателя короткая, что достигнуто при-
менением малых скоростей потоков в зоне смешения. Многозонная
система подачи топлива (четыре коллектора в потоке газа внут-
реннего контура и три — в потоке воздуха внешнего контура)
позволяет регулировать тягу на форсаже в широком диапазоне,
причем включение форсажа происходит практически без скачка
тяги. На двигателе для сглаживания возмущений в виде колебаний
давления воздуха в процессе запуска форсажной камеры и на
переходных режимах в целях уменьшения воздействия форсаж-
ной камеры на устойчивость работы вентилятора специальное
устройство плавно снижает давление топлива в уже включенных
коллекторах. В форсажной камере установлен перфорированный
тепловой экран с поперечными гофрами для организации охлаж-
дения стенок и устранения нежелательных эффектов акустического
резонанса.
На двигателе применена новая конструкция регулируемого
реактивного сопла с уравновешенной створкой, являющаяся изо-
бретением фирмы. Створка этого сверхзвукового сопла крепится
спереди, но в отличие от створок сопел других схем передняя
точка створки не служит осью поворота или подвески. В новой
конструкции ось поворота отодвинута назад примерно до сере-
дины первичной створки, что и делает эту створку практически
уравновешенной. При этом вторичная створка сопла становится
104
свободно плавающей и самоустанавливается под действием газо-
динамических сил.
Применение уравновешенной створки позволяет облегчить
конструкцию сопла, так как такая створка требует только не-
больших усилий в дополнение к давлению газа, воздействующему
на створку, что обеспечивается легким пневмодвигателем и си-
стемой привода с ходовыми винтами вместо тяжелых гидравличе-
ских исполнительных устройств регулируемых реактивных сопел
других типов. Такая пневмомеханическая система имеет малую
массу, большую надежность и пожаробезопасность, так как не
содержит топливопроводов и гидроцилиндров (как у J58 и TF30)
в зоне горячей части двигателя. Кроме того, новое сопло имеет
хорошие газодинамические характеристики.
Валы двигателя имеют пять опор: три роликовых подшипника
с масляным демпфированием (перед вентилятором, перед турби-
ной компрессора, за турбиной вентилятора) и два шариковых (за
вентилятором и перед компрессором).
В двигателе F100 используются титановые, бериллиевые и ни-
келевые сплавы, многие элементы выполнены из слоистых кон-
струкций с сотовым наполнителем. Для производства двигателя
применяются новые технологические процессы, например направ-
ленная кристаллизация и применение жаростойкого покрытия
материала рабочих лопаток турбины, ковка при постоянной тем-
пературе дисков турбины из порошковых материалов, которая
дает возможность приводить высокопрочные сплавы во времен-
ное состояние сверхпластичности и получать высокую ковкость,
и т. д.
Требования к самолету F-15 по безопасности, удобству экс-
плуатации и боевой живучести обусловили ряд особенностей дви-
гателя F100:
—	блочную конструкцию, позволяющую заменять блоки без
снятия двигателя с самолета;
—	быстродействующие разъемы и муфты с механическими и
электрическими приводами для подсоединения систем к двига-
телю;
—	бортовое диагностическое оборудование, которое совместно
с наземными средствами осмотра позволяет вести обслуживание
Двигателя по техническому состоянию.
Эти и другие меры, предусмотренные для повышения надеж-
ности двигателя, обеспечили его высокий ресурс. Максимальный
межремонтный ресурс ДТРДФ F100 составляет 750 ч.
Доводка двигателя F100 началась с 1970 г. и состояла из трех
этапов, занявших более пяти лет (стендовые испытания, доводоч-
ные летные испытания и режимные летные испытания). В про-
цессе этих работ происходили многочисленные поломки и аварии
двигателя (уже к апрелю 1973 г. насчитывалось 52 поломки).
После устранения дефектов и окончания испытаний с 1975 г. дви-
гатель был введен в эксплуатацию на самолетах F-15 ВВС США.
105
Позднее эти самолеты были приняты на вооружение некоторых
других стран (Япония, Израиль, Иран).
Однако в эксплуатации двигателя F100 выявилось много де-
фектов, вызвавших ряд тяжелых происшествий: разрушение де-
талей двигателя (в частности, второй ступени турбины), срыв
потока в форсажной камере, не-
Рис. 56. Частота возникновения
неустранимого помпажа ДТРДФ
F100 на 1000 ч полета
тронной системы управления
топлива в форсажной камере
поладки основного топливного на-
соса, затрудненный повторный за-
пуск в полетных условиях и т. д.
Наиболее остро в эксплуатации
проявился дефект, не ликвидиро-
ванный при доводке двигателя,—
неустранимый помпаж компрес-
сора*, возникающий чаще всего
при малых скоростях полета на
больших высотах (рис. 56). В ре-
зультате этого потерпело аварию
несколько самолетов.
Для решения этой проблемы
фирма «Пратт-Уитни» разрабо-
тала несколько мероприятий (из-
менение программы работы элек-
двигателем, отключение зон подачи
в целях снижения противодавления
за вентилятором, удлинение разделителя потоков, расположенного
за вентилятором, и т. д.), оценка эффективности применения ко-
торых проводилась во время войсковых испытаний самолетов с
модифицированными двигателями в течение 1978—1979 гг. В ре-
зультате интенсивных работ фирмы по доводке частота появления
помпажа уменьшилась к середине 1978 г. приблизительно до 2,3
на 1000 ч полета, и поставлена задача достижения уровня 1,3.
В полностью доведенных двигателях F100 предполагается достичь
частоты 0,5 на 1000 ч, однако признается, что эта проблема ни-
когда не будет решена окончательно, так как она свойственна
самой конструкции двигателя.
JIo мнению специалистов ВВС США, достижение у двигателя
F1Q0 расчетных данных по термодинамическим параметрам, ре-
сурсу и надежности тем более необходимо, что второе применение
этот ДТРДФ нашел на многоцелевом однодвигательном истреби-
теле F-16, принятом на вооружение ВВС США, ряда стран НАТО
(Дания, Норвегия, Бельгия и др.) и некоторых других стран.
Выбор двигателя F100 для самолета F-16 обосновывался большой
* Неустранимым называется такой помпаж, при котором компрессор ие
может быть выведен на устойчивый режим работы без предварительного вы-
ключения и повторного запуска двигателя Двигатель при неустранимом пом-
паже дает малую тягу, имеет низкие частоты вращения ротора и его режим
работы не смещается в сторону увеличения частоты вращения по дроссельной
линии Если не выключать двигатель, может произойти его перегрев и повреж-
дение элементов горячей части,
106
наработкой этого Двигателя при стендовых и летных испытаниях
в условиях, которые были самыми жесткими из созданных когда-
либо для испытаний двигателей военных самолетов, значительно
более широким диапазоном режимов полета самолета F-15, чем
самолета F-16, и минимальными переделками двигателя, необхо-
димыми для установки его на самолете F-16. Хотя на самолете
F-16 с двигателем F100-PW-200 возникает гораздо меньше проб-
лем, чем на самолете F-15 с двигателем F100-PW-100, наработка
самолета F-16 в летной эксплуатации еще мала и делать окон-
чательные выводы о его летных качествах преждевременно. Од-
нако неполадки, возникающие в двигателе самолета F-16, более
значимы по своим последствиям, так как этот самолет — одно-
двигательный. В частности, только в июне—июле 1981 г. ВВС
США потеряли два самолета F-16 из-за неполадок в двигателе.
У специалистов ВВС США вызывает беспокойство не только
то, что ДТРДФ F100 не может выполнить задач, которые на него
возложены, но и то, что в период 1983—1985 гг. около 60% истре-
бителей капиталистических стран будут оснащены двигателями
одной марки. Следует отметить, что в начальный период эксплуа-
тации двигателей F100 образовался большой объем невыполнен-
ных работ по техническому обслуживанию двигателей в основном
из-за отсутствия рабочих лопаток первой ступени турбины ком-
прессора. При этом фирма «Пратт-Уитни» ссылалась на нехватку
материала для изготовления лопаток. Причиной большой потреб-
ности в турбинных лопатках явилась их недостаточная работо-
способность, что резко проявилось при увеличении средней летной
наработки истребителей F-15 и F-16 и росте числа лопаток, за-
бракованных по перегреву. Это положение поставило под угрозу
боеготовность истребителей F-15 и показало опасность использо-
вания двигателей одной марки на различных массовых само-
летах.
Кроме того, первоначально предполагалось, что двигатель для
истребителя F-16 будет аналогичен двигателю истребителя F-15,
однако на практике в него пришлось вносить существенные из-
менения. Вследствие этого ВВС и ВМС США ведут совместные
работы по созданию двигателя, который бы существовал парал-
лельно с ДТРДФ F100 и TF30 и допускал возможность выбора
силовой установки для истребителей F-14, F-15 и F-16 последую-
щих выпусков.
Несмотря на трудности, возникшие при эксплуатации само-
летов с двигателями F100, США и некоторые другие страны раз-
вернули вооружение своей военной авиации самолетами F-15 и
F-16. Планируется построить 730 самолетов F-15 и около 2200
самолетов F-16, для которых в 80-е годы предполагается выпу-
стить более 6000 ДТРДФ F100, причем производство двигателей
Для них начато в США и в Европе.
Для двухдвигательного многоцелевого военного самолета
«Торнадо» по заказу НАТО консорциумом «Турбо-Унион» трех
европейских двигателестроительных фирм был создан ДТРДФ
107
RB 199. Участие в создании двигателя трех известных фирм позво-
лило интегрировать их богатый опыт в едином изделии и создать
ДТРДФ блочной конструкции с высокими тягово-экономическими
характеристиками, совершенный в конструктивно-технологическом
отношении.
Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажем
RB.199-34R (рис. 57) выполнен по схеме со смешением потоков,
развивает взлетную тягу более 66,7 кН с форсажем и почти
39,2 кН без форсажа. Двигатель имеет я»к£ =23,4 и Т* >1550 К
при т=1. Удельная масса двигателя равна 0,0128 кг/Н.
Наиболее характерные особенности двигателя: достаточно вы-
сокий уровень термодинамических параметров рабочего процесса,
трехвальная конструкция, впервые применяемая для двигателя
военного самолета, реверсивное устройство, работающее и в по-
лете, предназначенное для повышения маневренности самолета,
компактность (в частности, за счет коротких форсажной камеры
и реактивного сопла).
Судить о компактности ДТРДФ RB 199 можно, сравнив его
с ранее созданными двигателями аналогичного класса тяги, на-
пример с ТРДФ J79, который длиннее приблизительно на 2 м и
весит на 800 кг больше, чем RB.199, хотя не имеет реверсивного
устройства.
Трехвальный турбокомпрессор ДТРДФ RB.199 состоит из
трехступенчатого вентилятора, трехступенчатого компрессора низ-
кого давления и шестиступенчатого компрессора высокого дав-
ления, приводимых одноступенчатыми турбинами высокого и
низкого давления и двухступенчатой турбиной вентилятора. Валы
двигателя имеют восемь опор (ротор турбовентилятора опирается
на два роликовых и один шариковый подшипник, ротор среднего
давления—на один роликовый и один шариковый подшипник,
ротор высокого давления — на два роликовых и один шариковый
подшипник). Интересной особенностью двигателя является вра-
щение ротора высокого давления в направлении, противополож-
ном двум другим роторам, что позволяет предотвратить обратную
прецессию, а также уменьшить силы, действующие на опоры от
гироскопического момента, что очень важно для маневренного
самолета.
Вентилятор двигателя не имеет ВНА, конструкция вентиля-
тора позволяет заменять ступени непосредственно на самолете,
а поврежденные лопатки с помощью электронно-лучевой сварки
могут быть вырезаны и заменены новыми. Компрессор низкого дав-
ления для увеличения запаса устойчивости снабжен клапанной
системой перепуска воздуха. От ротора компрессора высокого
давления отбирается мощность на коробку передач. Камера сго-
рания — компактная, кольцевого типа, с испарительными форсун-
ками. Турбина высокого давления имеет большую нагрузку на
ступень и эффективно охлаждается. Турбина среднего давления
также охлаждаемая. Турбина вентилятора неохлаждаемая, уста-
108
ДТРДФ RB 199 34R
навливается консольно с опорой на передний подшипник, Что
позволяет несколько сократить длину вала турбовентилятора.
Рабочие лопатки всех турбин имеют бандажные полки.
длины двигателя. С этой
вого и второго контуров
Рис. 58. Схема реверсивного устройст-
ва ДТРДФ RB.199:
/ — створки; 2 — первая пара рычагов,
3— вторая пара рычагов; 4 — зубчатые ко-
леса
Форсажная камера конструктивно удачно скомпонована с хво-
стовой частью двигателя, что привело к уменьшению общей
же целью зоны смешения потоков пер-
совмещены с первичной зоной горения.
Регулирование форсажной тя-
ги осуществляется в диапазо-
не форсирования от 100 до
7% максимальной гяги.
Регулируемое реактивное
сопло представляет собой су-
жающийся насадок с пере-
крывающимися створками, ко-
торые приводятся с помощью
пневмоцилиндров. Реверсив-
ное устройство (рис. 58) вы-
полнено в виде двустворча-
той конструкции, которая при
включении реверса несколько
перемещается назад, перед тем
как створки займут рабочее
положение.
Двигатель состоит из пят-
надцати блоков и рассчитан на обслуживание по техническому
состоянию, хотя на наиболее напряженные детали на первона-
чальном этапе эксплуатации назначен определенный межремонт-
ный ресурс. При контроле состояния некоторых важных узлов
двигателя применяются бороскопы.
Двигатель RB.199 имеет довольно долгую историю создания,
которая началась в 1968 г., когда фирма «Роллс-Ройс» предста-
вила на конкурс предложение по силовой установке перспектив-
ного военного самолета. В сентябре 1971 г. были проведены пер-
вые стендовые испытания двигателя, созданного на базе проекта
фирмы «Роллс-Ройс» объединением трех европейских фирм. До-
водка двигателя происходила до 1979 г., когда была создана се-
рийная модификация этого ДТРДФ RB.199-34R Мк.101, прошед-
шая квалификационные испытания. Во время летных испытаний,
для которых был изготовлен 51 двигатель, на самолетах «Тор-
надо» двигатели наработали более 5000 ч при общей наработке
более 23 000 ч. В 1979 г. начато серийное производство двига-
телей RB.199-34R, с которыми самолет «Торнадо» поступил на
вооружение в 1980 г.
При доводке двигателя консорциум «Турбо-Унион» встретился
с большими трудностями по достижению заявленных тяги и удель-
ного расхода топлива, а также обеспечению необходимой работо-
способности. В частности, КПД компрессоров и турбин оказались
ниже расчетных, на охлаждение горячей части двигателя по-
110
требовалось большее, чем предполагалось, количество воздуха,
на режиме высокой нефорсированной тяги и в полете на малых
высотах отмечалось значительное дымление, имелись также боль-
шие трудности по обеспечению необходимого запаса устойчивости
компрессора высокого давления, работоспособности турбины вы-
сокого давления, расширению диапазона работы форсажной ка-
меры без вибрационного горения и т. д.
В целом по срокам создания двигатель RB.199 существенно
отстал от американских двигателей того же поколения, например
от ДТРДФ F100, что можно объяснить меньшим опережающим
научно-техническим заделом фирм консорциума по сравнению с
американскими фирмами, большой сложностью конструкции трех-
вального двигателя при малых размерах газогенератора и, нако-
нец, более скромными финансовыми возможностями европейских
фирм.
По планам НАТО предполагается приобрести 809 самолетов
«Торнадо» для ВВС Англии, ФРГ, Италии и ВМФ ФРГ, что по-
требует производства свыше 2000 двигателей RB.199. Кроме того,
рассматриваются другие возможности применения этого двига-
теля и его модификаций, например, на новом истребителе-бомбар-
дировщике КВП, который должен заменить самолет «Харриер»,
на европейском истребителе 90-х годов и др.
Анализ хода доводки и эксплуатации ДТРДФ F100 и RB.199
показывает, что создание двигателей с повышенными парамет-
рами рабочего процесса, и в первую очередь с Г* до 1600 К,
связано с преодолением значительных трудностей схемного, кон-
структивного и технологического порядка и требует продолжитель-
ного времени, а также свидетельствует о прямой зависимости
успеха реализации программы создания нового самолета от успе-
ха в создании для него нового двигателя.
Широко распространенным двухконтурным турбореактивным
двигателем, применяемым в военной и гражданской авиации, яв-
ляется двигатель «Спей» фирмы «Роллс-Ройс». Различные моди-
фикации этого двигателя в вариантах ДТРД и ДТРДФ исполь-
зуются на серийных и разрабатываемых военных (F-4K, F-4M,
A-7D, А-7Е, «Баканир», «Нимрод» и др.), пассажирских (ВАС.111,
F-28, «Гольфстрим» и др.) и экспериментальных («Буффало»)
самолетах.
Двигатель «Спей» был создан в конце 50-х годов и положил
начало семейству военных и гражданских двигателей, высокие
параметры и непрерывное совершенствование которых обеспечило
им к началу 1979 г. применение более чем на 2000 самолетов
(около 1350 военных и приблизительно 650 гражданских).
ДТРД «Спей» 25 (Мк.512-14 DW) применяется на пассажирских
самолетах ВАС.111 серии 500 и «Трайдент». Двигатель развивает
на взлетном режиме тягу 55,8 кН (с впрыском воды) и имеет
на крейсерском режиме (Я = 9,7 км и Мп = 0,75) удельный расход
топлива около 0,0785 кг/(Н-ч).
ш
Двигатель «Спей» 25 имеет it*s=2l,2 при ш«0,7, выпол-
нен по двухвальной схеме со смешением потоков В двигателе
вентилятор служит и компрессором низкого давления, наддувая
компрессор высокого давления Вентилятор двигателя пятисту-
пенчатый, приводится двухступенчатой турбиной, компрессор две-
надцатиступенчатый, приводится двухступенчатой турбиной высо-
кого давления, первая ступень которой и сопловые лопатки второй
ступени охлаждаемые По мнению специалистов фирмы «Роллс-
Ройс», отбор воздуха на охлаждение турбины приводит к ухуд-
шению удельного расхода топлива двигателя примерно на 0,5%
Камера сгорания ДТРД «Спей» 25 — трубчато кольцевого типа,
имеет десять жаровых труб За турбиной двигателя установлен
смеситель, в котором поток воздуха внешнего контура смеши-
вается с потоком газа внутреннего контура и истекает из сужаю-
щегося нерегулируемого реактивного сопла Двигатель имеет
также устройство реверсирования тяги и шумоглуши-
тель
Военный вариант двигателя (рис 59), с форсированием тяги —
«Спей» КВ 168 25R, устанавливаемый на истребителях «Фантом»
2F-4K (ВЛ1С Великобритании) и F-4M (ВВС Великобритании),
развивает па взлетном режиме с форсажем тягу 93,3 кН и тягу
55,8 кН на этом же режиме без форсажа ДТРДФ «Спей»
RB 168-25R конструктивно близок к своему гражданскому ва-
рианту и по внутренней аэродинамике от него не отличается, од-
нако в военной модификации для горячей части двигателя при-
меняются более жаропрочные материалы
Форсажная камера двигателя — общая для обоих контуров,
имеет три V образных стабилизатора пламени, подача топлива про-
изводится через три кольцевых топливопровода, расположенных
перед стабилизаторами (рис 60) Эжекторное кольцо форсажной
камеры способствует более эффективному и плавному процессу
сгорания топлива Форсажная камера обеспечивает широкий диа-
пазон регулирования тяги Например, на взлетном режиме тяга
регулируется от 6 до 70%
Следует отметить, что на самолетах F-4 других стран, в част-
ности США, используются ТРДФ J79 Однако совместные иссле-
дования американской самолетостроительной фирмы «Макдон-
нелл», разработавшей самолет F-4, и английской двигателестрои-
тельной фирмы «Роллс-Ройс», разработавшей двигатель «Спей»,
установили стедующие преимущества использования ДТРДФ по
сравнению с ТРДФ на этом самолете’
—	самолет с ДТРДФ имеет больший радиус действия вслед-
ствие меньшего удельного расхода топлива на крейсерском ре-
жиме полета,
—	форсирование взлетной тяги двигателя составляет около
70%, а в сверхзвуковом полете достигает 300%, что существенно
уменьшает время разгона самолета до скорости, соответствующей
Мп = 2;
П2
Рис. 59 ДТРДФ «Спей» RB 168-25R
— в условиях жаркой погоды ДТРДФ из-за наличия воздуш-
ного контура обеспечивает лучшую взлетную характеристику са-
молета, так как продолжительность работы двухконтурного дви-
гателя на этом режиме примерно на 30% дольше, чем у однокон-
турного.
Рис. 60. Схема топливоподачи и стабилизации
пламени в форсажной камере ДТРДФ «Спей»
RB 168-25R:
/ — кольцевые топливопроводы, 2 — штуцера подачи
топлива; 3 — стабилизаторы пламени V-образного се-
чения; 4 — струи эмульсируемого топлива; 5 — воспла-
менитель. 6—пламеперебрасывающая стойка
Существуют и другие военные модификации двигателя «Спей»,
например ДТРД RB.168-20 Мк.250, установленный на самолете
противолодочной обороны «Нимрод». Для обеспечения продолжи-
тельной работы двигателя в условиях атмосферы, насыщенной
испарениями морской воды, в этой модификации изменены кон-
струкционные материалы некоторых узлов и применены защит-
ные покрытия рабочих поверхностей многих деталей.
114
Двигатель «Спей», созданный в Англии, оказался настолько
удачным, что, несмотря на жестокую конкуренцию на капитали-
стическом рынке, его вариант ДТРД TF41, разработанный англий-
ской фирмой «Роллс-Ройс» совместно с американской фирмой
«Аллисон», вытеснил на усовершенствованном дозвуковом само-
лете непосредственной поддержки войск США А-7Е «Корсар»
американский двигатель TF30.
ДТРД TF41-A-2 развивает взлетную тягу 66,7 кН. Этот дви-
гатель имеет трехступенчатый вентилятор с двумя подпорными
ступенями, приводимый двухступенчатой турбиной вентилятора,
и одиннадцатиступенчатый компрессор высокого давления, приво-
димый охлаждаемой двухступенчатой турбиной. При проектиро-
вании двигателя TF41 расход воздуха был увеличен примерно на
25% по сравнению с исходным вариантом. Кроме того, усовер-
шенствование вентилятора позволило применить трехступенчатую
конструкцию с подпорными ступенями. Наконец, увеличение на-
порности вентилятора дало возможность сократить число ступеней
компрессора высокого давления.
Однако при эксплуатации самолетов А-7Е выявилась неудов-
летворительная надежность ДТРД TF41, что стало причиной вре-
менного запрещения полетов большого числа этих самолетов, в
связи с чем для двигателя были разработаны более совершенные
камера сгорания и охлаждаемые рабочие лопатки турбины.
Рассматривались также варианты двигателя TF41 с форсаж-
ной камерой, например ДТРДФ 912-В23, который должен был
развивать на взлетном режиме с форсажем тягу 111,3 кН.
Стремясь продлить срок эксплуатации существующих двига-
телей семейства «Спей», фирма «Роллс-Ройс» предлагала модифи-
кацию двигателя с большей степенью двухконтурности — RB.163-67
на базе ДТРД «Спей» 512, которая обеспечивала более высокую
тягу, меньший удельный расход топлива и меньший уровень шума.
В этой модификации до 50% узлов и деталей общие с теми, кото-
рые имеются на серийных ДТРД «Спей». Сравнение схем этих
двигателей представлено на рис. 61. Расчетная взлетная тяга
двигателя RB.163-67 почти на 20% превышала взлетную тягу
серийного двигателя, а удельный расход топлива на крейсерском
режиме на 6% меньше.
В 1979 г. ВВС Италии выбрали модификацию ДТРД «Спей»
М.к.807 в качестве силовой установки легкого штурмовика АМХ.
Этот вариант двигателя рассчитан на тягу 49 кН и разработан
на базе двигателя, применяемого на военном самолете «Баканир».
Предполагается, что потребуется несколько сот новых двига-
телей.
В печати сообщалось, что КНР приобрела лицензию на про-
изводство ДТРДФ «Спей», максимальная тяга которого равня-
ется 91,2 кН, а также оборудование для его производства, причем
КНР импортировала из Великобритании 50 двигателей «Спей» до
того, как их изготовление было налажено в Китае.
115
о»
Рис. 61. Схемы ДТРД «Спей» RB.163-67 и «Спей» 512
По мнению президента фирмы
«Роллс-Ройс», заказы на производство
двигателей семейства «Спей» граж-
данских и военных вариантов будут,
по-видимому, поступать и в следую-
щем столетии. Фирма постоянно со-
вершенствует этот двигатель и увере-
на, что и в дальнейшем будет его экс-
портировать в больших количествах.
Двигатели для военных самолетов,
как правило, разрабатываются спе-
циально, однако имеются и исключе-
ния. В частности, для шведского воен-
ного многоцелевого самолета JA.37
«Вигген» применяется ДТРДФ фирмы
«Волво флюгмотор» RM..8, разрабо-
танный на основе эксплуатируемого в
гражданской авиации ДТРД JT8D
американской фирмы «Пратт-Уитни».
При разработке одной из модифи-
каций самолета «Вигген» требовалось
создать летательный аппарат с харак-
теристиками, близкими к характери-
стикам СКВП, с длиной разбега при
взлете и пробега при посадке 500 м,
что предопределило высокую тягово-
оруженность и необходимость ревер-
сирования тяги. Для модификации
самолета, предназначенного для охра-
ны государственной границы страны
при большой ее протяженности, тре-
бовалась экономичная силовая уста-
новка. Наконец, к модификации само-
лета-истребителя предъявлялось тре-
бование, предусматривающее со-
хранение высокой тяговооруженности
на больших высотах как для разгона
при полете по прямой так и для обес-
печения необходимой маневренности
в бою. Таким разносторонним требо-
ваниям удовлетворял ДТРДФ с до-
вольно высокой степенью двухкон-
турности, имеющий низкий расход
топлива на крейсерском режиме и
большую степень форсирования.
Фирма «Волво флюгмотор» реши-
ла не создавать новый двигатель, а
переделать существующий граждан-
ский в военный, причем выбор именно
Рис. 62. Схема ДТРДФ RM.8B
117
двигателя JT8D объяснялся возможностью получить большую сте-
пень форсирования тяги, удобством обслуживания и высокой
надежностью широко используемого ДТРД. Форсажная камера
и устройство реверсирования тяги сконструированы фирмой «Свен-
ска флюгмотор» (прежнее название шведской фирмы «Волво
флюгмотор»).
Двигатель RM.8 (А и В) является двухвальным ДТРДФ с
передним расположением вентилятора и смешением потоков
внешнего и внутреннего контуров перед форсажной камерой.
ДТРДФ RM..8B развивает на взлетном режиме с форсажем тягу
125 кН и имеет16,5 и Г* = 1453 К при ш=0,97 (рис. 62).
Основная газодинамическая схема двухвального ДТРД JT8D
осталась неизменной, но для того, чтобы приспособить двигатель
к работе в условиях повышенных давлений и температур, харак-
терных для эксплуатации двигателей военных самолетов, в кон-
струкцию исходного ДТРД потребовалось внести много изме-
нений.
В модификации RM.8B к вентилятору была добавлена одна
ступень доведением размеров лопаток первой ступени компрессора
низкого давления до размеров лопаток вентилятора, так что
число ступеней вентилятора увеличилось до трех, а компрессор
низкого давления стал трехступенчатым. Изменен также компрес-
сор низкого давления (для получения большого запаса устойчи-
вости в условиях работы двигателя на большой высоте). Венти-
лятор и компрессор низкого давления находятся на одном валу
и приводятся неохлаждаемой трехступенчатой турбиной. Ком-
прессор высокого давления имеет семь ступеней, по конструкции
аналогичен компрессору двигателя JT8D и приводится односту-
пенчатой охлаждаемой турбиной, система охлаждения которой
более эффективна, чем у гражданского двигателя. Камера сго-
рания трубчато-кольцевая с четырьмя топливными форсунками
на каждой жаровой трубе, что обеспечивает высокий коэффи-
циент полноты сгорания топлива. Форсажная камера двигателя
позволяет увеличивать тягу на взлете почти на 70%, а в полете
до 150%. Всережимное эжекторное реактивное сопло регулиру-
ется автоматически соответственно степени форсирования тяги.
Интересной особенностью двигателя RM.8, предназначенного
для истребителя, является возможность реверсирования тяги.
Устройство реверсирования имеет трехстворчатую конструкцию
и включается автоматически при появлении нагрузки на шасси
во время посадки самолета.
Использование серийного двигателя, эксплуатируемого на до-
звуковых пассажирских самолетах, в качестве прототипа для
ДТРДФ сверхзвукового военного самолета обусловило отступле-
ние от оптимальных термодинамических параметров и ухудшило
возможные характеристики двигателя. В частности, по сравнению
с ДТРДФ того же класса тяги TF30-P-100 двигатель RM.8 тяже-
лее (у RM8 — 0,0178 кг/Н, у TF30-P-100 $,=0,0163 кг/Н) и
118
менее экономичен на форсажных режимах. Вместе с тем следует
отметить, что подобный путь создания двигателей экономит время
и средства, позволяя использовать проверенные конструкции.
В середине 1977 г. получено разрешение на эксплуатацию
двигателя RM.8B, разработка которого началась в 1971 г. При
этом его предшествующая наработка достигла 5000 ч. Считается,
что надежность двигателя RM..8B удовлетворительная, хотя в про-
цессе испытаний из-за разрушения двигателя был потерян опыт-
ный самолет JA.37. Предполагается, что для ВВС Швеции будет
заказано 150 самолетов JA.37 «Вигген» с ДТРДФ RM.8B.
Рис. 63. Схема ДТРД «Адур» RT.172 06.
/ — вентилятор; 2 — компрессор, 3 — кольцевая камера сгорания, 4— турбина комп-
рессора; 5 — турбина вентилятора; 6 — смеситель, 7 — канал внешнего контура; Я —
агрегаты двигателя, 9 — коробка передач к внешним агрегатам
Разработанный совместно английской фирмой «Роллс-Ройс» и
французской «Турбомека» двигатель «Адур» устанавливается на
европейском двухдвигательном истребителе-бомбардировщике
«Ягуар» и тренировочном самолете HS.1182. Предполагается так-
же использовать этот двигатель для перспективных военных лег-
ких самолетов 80-х годов.
Двигатель «Адур» (рис. 63) является двухвальным ДТРД
или ДТРДФ блочной конструкции с передним расположением вен-
тилятора. Двигатель спроектирован, исходя из требований просто-
ты конструкции и относительно низкой стоимости, в связи с чем
Для него выбраны невысокие значения л*5 и Т*, что предопреде-
лило малое число ступеней турбокомпрессора.
Существует несколько модификаций двигателя, отличающихся
схемой (ДТРДФ или ДТРД) и основными параметрами. Моди-
фикация двигателя «Адур» RT.172-26Mk 804 развивает на взлет-
ном режиме с форсажем тягу 35,6 кН, без форсажа — 23,4 кН и
Имеет л *? = 11 и Т; = 1427 К при /п = 0,8.
119
Вентилятор двигателя «Адур» двухступенчатый, без ВНА, при-
водимый одноступенчатой турбиной вентилятора. Ротор и рабо-
чие лопатки первой ступени выполнены из титанового сплава,
а второй ступени — из алюминиевого сплава. Вентилятор рассчи-
тан на обеспечение стойкости против ударов при попадании по-
сторонних предметов. Компрессор двигателя — пятиступенчатый,
нерегулируемый, приводится одноступенчатой охлаждаемой тур-
биной компрессора и выполнен в основном из титановых сплавов.
Вентилятор и компрессор могут работать при значительном иска-
жении потока воздуха на входе, что очень важно для маневрен-
ных военных самолетов. Камера сгорания — кольцевая, небольшой
длины, с восемнадцатью топливными форсунками и двумя допол-
нительными форсунками для запуска. Перед форсажной камерой
потоки газа и воздуха частично смешиваются, после чего прохо-
дят через диффузор, предназначенный для придания потоку ско-
рости, обеспечивающей эффективное горение в форсажной камере
на всех режимах полета.
Форсажная камера двигателя «Адур» подобна форсажной ка-
мере ДТРДФ «Спей» и обеспечивает регулирование тяги в широ-
ком диапазоне. Примененная на двигателе система форсирования
допускает розжиг форсажной камеры не только на максимальном
нефорсированном режиме, как обычно, но и при работе двигателя
на дроссельном режиме. Это позволяет без скачков увеличивать
форсажную тягу двигателя. Применение такой системы в моди-
фикации «Адур» Мк.102 обеспечило возможность плавного изме-
нения тяги двигателя на форсаже в пределах от 40 до 130% тяги
на нефорсированных режимах.
Регулируемое реактивное сопло ДТРДФ «Адур» имеет шест-
надцать створок, восемь из которых являются ведущими, а дру-
гие— уплотняющими. Соотношение между расходом топлива и
площадью реактивного сопла устанавливается автоматически по-
средством совместного управления давлением воздуха перед ком-
прессором, давлением воздуха за компрессором и давлением вы-
хлопных газов.
Двигатель «Адур» серийно выпускается с 1970 г. Наработка
двигателей, установленных более чем на 400 самолетах пяти
стран, превысила в 1980 г. 1 млн. ч. Только истребителей-бом-
бардировщиков «Ягуар» с двигателями «Адур» заказано бо-
лее 425.
ДТРД «Ларзак» 04, применяемый на двухдвигательных само-
летах тактической поддержки и на тренировочных самолетах
«Альфа Джет», выпускается серийно с 1977 г. К концу 1980 г.
было изготовлено около 600 этих двигателей из 1000 заказан-ных.
Двигатель «Ларзак» 04 развивает на взлетном режиме тягу
13,2 кН при удельном расходе топлива 0,071 кг/(Н-ч) при n’s =
= 10,7, Т’ = 1400 К и /?г=1,13 (см. рис. 11). Удельная масса дви-
гателя— 0,0219 кг/Н. Уровни шума двигателя ниже международ-
ных норм для легких самолетов.
120
ДТРД «Ларзак» 04 Является современным двухвальным дви-
гателем малой тяги и характеризуется малым числом ступеней
турбовентилятора и турбокомпрессора. Двухступенчатый вентиля-
тор приводится одноступенчатой турбиной вентилятора, четырех-
ступенчатый компрессор высокого давления приводится односту-
пенчатой охлаждаемой турбиной компрессора. Кольцевая камера
сгорания с испарительными форсунками обеспечивает низкий
уровень выделения дыма и загрязняющих веществ. Двигатель
имеет систему уравновешивания осевых сил с наддувом передней
полости ротора компрессора и сложной разветвленной системой
охлаждения турбины. Он имеет высоконапорный вентилятор
(л*ен =2,2) с длинными рабочими лопатками без антивибрацион-
ных полок, но с шарнирными замками крепления. В двигателе
применены минимизация радиального зазора в турбине высокого
давления на различных режимах эксплуатации с помощью регу-
лируемого обдува воздухом корпуса турбины и ряд других ори-
гинальных конструктивных решений.
Двигатель блочной конструкции, состоит из восьми блоков,
что позволяет обслуживать его по техническому состоянию. В на-
стоящее время периодические технические осмотры проводятся
через 600 ч с последующим увеличением времени между осмот-
рами. К 1985 г. планируется довести межремонтный ресурс до
1200 ч.
Доводка ДТРД «Ларзак» 04, продолжающаяся в процессе на-
чавшейся эксплуатации, ведется в направлениях лучшего согласо-
вания самолета и двигателя, устранения выявленных дефектов и
повышения ресурса. В частности, наблюдались нагрев хвостовой
части самолета от реактивных струй двигателей (несмотря на
сильно удлиненные выхлопные трубы внутреннего и наружного
контуров), вращающийся срыв потока в компрессоре, неполадки
в работе маслосистемы, недостаточная приемистость и др.
Разрабатываются и более мощные варианты двигателя «Лар-
зак» (ДТРД и ДТРДФ), например «Ларзак» ВЗ/СЗ, со взлетной
тягой 17,8 кН, предлагаемые для использования на различных
военных и гражданских самолетах.
Для тяжелого военно-транспортного самолета С-5А фирмой
«Дженерал электрик» был разработан мощный ДТРД TF39. Дви-
гатель создан на базе газогенератора GE1 (см. рис. 45), история
его создания рассмотрена в гл. III. Позднее на основе конструк-
ции ДТРД TF39 был разработан и гражданский двигатель CF6
(рис. 64). Двигатель развивает на взпетном режиме тягу 182,8 кН
и имеет на крейсерском режиме полета (Я=10,9 км и Мп = 0,8)
удельный расход топлива 0,0593 кг/(Н-ч) при тяге 36,7 кН.
Удельная масса двигателя удв = 0,0177 кг/Н.
Двигатель выполнен по схеме с раздельным истечением по-
токов из контуров и имеет короткий канал внешнего контура.
Основное требование, предъявленное ВВС США к двигателю
TF39, заключалось в обеспечении максимальной эффективности
121
to
to
Рис. 64. Схемы ДТРД TF39 и CF6:
1 — вентилятор; 2 — коробка агрегатов; 3 — компрессор; 4— камера сгорания; 5 — турбина компрессора; 6 — турбина вентилятора
двигателя при использовании его на военно-транспортном само-
лете большой дальности полета. Было установлено, что это должен
быть ДТРД большой тяги, состоящий из мощного газогенератора
и вентилятора с высоким КПД и большим расходом воздуха. Дви-
гатель проектировался по двухвальной схеме. Из условия достиже-
ния оптимального соотношения скоростей истечения из контуров
на крейсерском режиме полета была выбрана в первом прибли-
жении степень повышения давления в вентиляторе, что позволило
определить расход воздуха и размеры двигателя.
Исходя из конкретных требований, предъявленных к самоле-
ту С-5А, был найден компромисс между удельным расходом топ-
лива, массой двигателя и сопротивлением мотогондолы для полу-
чения оптимального соотношения между суммарной степенью
повышения давления, температурой газа перед турбиной и сте-
пенью двухконтурности. Для двигателя были выбраны л*ен = 1,55
и т = 8. Температура газа определялась с учетом применения
охлаждаемой турбины газогенератора, использующей проверен-
ную систему охлаждения, и неохлаждаемой турбины вентилятора.
Учитывая эти соображения и зависимость дальности полета от
степени повышения давления в компрессоре газогенератора л* в д>
оптимальная температура Т* на крейсерском режиме полета была
определена примерно равной 1365 К (при Г* = 1530 К на взлет-
ном режиме). Оптимальная по дальности л* в д превышает 20,
однако для двигателя была выбрана л* в д =17, так как это
значение, по данным фирмы, является наиболее выгодным для
одновального компрессора с поворотными направляющими аппа-
ратами.
Вентилятор ДТРД TF39 выполнен «полутораступенчатым», со-
стоящим из передней «половинной» и последующей полной ступе-
ней. Около половины расхода воздуха проходит через внутрен-
нюю двухступенчатую часть вентилятора, другая половина—
через внешнюю одноступенчатую часть. Это обеспечивает практи-
чески одинаковую по радиусу лопатки степень повышения давле-
ния вентилятора и позволяет получить его минимальный диаметр
и небольшую массу. Относительный диаметр втулки на входе в
вентилятор очень мал и составляет 0,26 вместо обычных в авиа-
ционных вентиляторах значений, равных 0,35—0,4.
«Половинная» ступень вентилятора не имеет входного направ-
ляющего аппарата, и ее рабочее колесо установлено консольно.
ВНА полной ступени закреплен в корпусе внешними концами ло-
паток. К внутренним концам лопаток ВНА прикреплено кольцо,
разделяющее воздушный поток между ступенями вентилятора
Рабочие лопатки полной ступени имеют длину почти 900 мм и
снабжены антивибрационными полками, играющими также роль
вращающегося разделителя потока. Для облегчения рабочие ло-
патки выполнены полыми из титана.
Компрессор двигателя имеет шестнадцать ступеней и смоде-
лирован по компрессору газогенератора GE1 линейным увеличе-
123
нием в 1,46 раза и добавлением двух последних ступеней. Для
обеспечения устойчивой работы на различных режимах эксплуа-
тации компрессор имеет поворотные направляющие лопатки у пер-
вых семи ступеней, которые регулируются гидравлической систе-
мой, использующей топливо. Для самолетных нужд осуществляется
отбор сжатого воздуха через отверстия у корня направляющих
лопаток восьмой ступени.
Камера сгорания двигателя кольцевого типа имеет внутрен-
нее пленочное и внешнее конвективное охлаждение. Для получе-
ния расчетного поля температур на выходе из камеры применены
высокоэффективный диффузор за компрессором и относительно
большое число (тридцать) топливных форсунок.
На двигателе используется бездымная камера сгорания, кото-
рая выделяет меньшую энергию излучения, чем другие камеры,
что уменьшает температуру стенок и, следовательно, увеличивает
ресурс жаровой трубы. Дымление снижается благодаря примене-
нию завихрителя головки камеры, пропускающего в зону горения
большое количество воздуха и обеспечивающего тем самым обед-
нение топливовоздушпой смеси.
Турбина компрессора имеет две ступени, причем из-за высо-
кой температуры газа применены охлаждаемые сопловые и рабо-
чие лопатки обеих ступеней. Для достижения требуемых работо-
способности и ресурса используется сочетание пленочного и кон-
вективного охлаждения, что позволяет получить невысокую
температуру материала лопаток (около 1070 К), несмотря на вы-
сокую Т*. Конструктивные схемы сопловых и рабочих лопаток
ДТРД CF6-50A, подобных лопаткам двигателя TF39, и описание
процесса охлаждения приведено ранее (см. гл. II и рис. 27, 32).
Турбина вентилятора имеет шесть ступеней, что объясняется
малым по отношению к приводимому ею вентилятору диаметром,
большой мощностью и высоким КПД. Для увеличения окружной
скорости турбины средний диаметр ее увеличен по сравнению со
средним диаметром турбины высокого давления с помощью спе-
циального диффузорного переходного канала. Конструкция тур-
бины вентилятора достаточно проста и типична для современных
многоступенчатых неохлаждаемых турбин.
Нерегулируемые реактивные сопла — отдельные для каждого
контура. Сопло внутреннего контура выполнено коротким, сужаю-
щимся, с центральным конусом длиной 1,5—1,8 м.
Система опор роторов двигателя TF39 состоит из восьми под-
шипников (двух шариковых и шести роликовых), расположенных
в семи опорах, причем, несмотря на длинный внутренний вал, меж-
вальные подшипники отсутствуют.
Внешний контур в условиях взлета создает до 85% тяги дви-
гателя, вследствие чего реверсирование тяги целесообразно только
в этом контуре. Реверсивное устройство имеет подвижный капот,
при смещении которого назад открываются щели с решетками,
отклоняющими поток воздуха в направлении полета. Одновре-
124
менно блокирующие створки перекрывают внешний контур дви-
гателя. Для приведения реверсивного устройства в действие тре-
буется 1,2 с.
При создании двигателя TF39 высокие тягово-экономические
характеристики были достигнуты не только в результате опти-
мизации термодинамических параметров рабочего процесса, но
и вследствие достижения хороших
аэродинамических качеств каждого
узла двигателя и совершенствования
его элементов. Особое внимание было
уделено устранению различного рода
утечек и перетечек и минимизации
зазоров. С этой целью в конструкции
двигателя применены сотовые встав-
ки, принудительное охлаждение кор-
пусов, уплотнение стыков и т. п. Внед-
ренные мероприятия проверялись при
различного рода испытаниях. Пред-
ставление об одном из циклов испы-
таний газогенераторной части, при
котором воспроизводились крайние
условия эксплуатации двигателя в
жаркий день, дает рис. 65.
Двигатель TF39 применяется толь-
ко на четырехдвигательных самолетах
С-5А ВВС США, которых насчиты-
вается в эксплуатации 77 единиц.
Для расш'\"°иия области применения
Рис. 65. Цикл испытаний газо-
генераторной части ДТРД
TF39:
/ — запуск; 2 — малый газ; 3 —
разгон; 4 — взлет; 5 — набор вы-
соты; 6 — крейсерский режим по-
лета; 7 — заход на посадку; 8 —
разгон от 40% мощности до бое-
вого режима; 9 — включение
реверсирования на 30 с; 10 — рез-
кий сброс частоты вращения;
11 — выключение; 12 — пятиминут-
ный останов
этих самолетов в 80-е годы планируется произвести некоторую их
модернизацию.
Двухконтурный турбореактивный двигатель TF34, созданный
фирмой «Дженерал электрик», блочной конструкции, выпускается
в двух вариантах: TF34-GE-400A и TF34-GE-100 соответственно
для самолета противолодочной обороны ВМС США S-3A и само-
лета-штурмовика ВВС США А-10А. Этот ДТРД с большой сте-
пенью двухконтурности и с тягой 40—50 кН выполнен по схеме
с раздельным истечением потоков при коротком канале внешнего
контура. При его проектировании фирма использовала опыт, по-
лученный при постройке и эксплуатации газогенераторов, демон-
страционных двигателей и двигателей TF39, CF6 и Т64 (см.
рис. 45). В частности, компрессор двигателя TF34 по конструкции
идентичен компрессору турбовального ГТД Т64. Двигатель ис-
пользуется на самолетах, которые должны обладать следующими
качествами: большой продолжительностью патрулирования, воз-
можностью полета на малых высотах и хорошей маневренностью,
а также простотой и дешевизной изготовления при высокой на-
дежности.
ДТРД TF34 (рис. 66) выполнен по двухвальной схеме с одно-
ступенчатым вентилятором, приводимым четырехступенчатой тур-
125
to
Рис. 66. Схемы. ДТРД TF34-GE-400A2 для ВМС США и ДТРД TF34-GE-100 для ВВС США
биной вентилятора, и четырнадцатиступенчатым компрессором
с приводом от двухступенчатой турбины компрессора.
Вентилятор двигателя — без ВНА, с консольно расположен-
ным рабочим колесом. Рабочие лопатки закреплены на колесе
шарнирно и так же, как лопатки направляющего аппарата, могут
заменяться в полевых условиях без снятия двигателя с самолета.
Входной направляющий аппарат и направляющие аппараты пер-
вых пяти ступеней компрессора имеют поворотные лопатки. Кор-
пус компрессора разъемный, что позволяет заменять все рабочие
и направляющие лопатки при снятом с самолета двигателе, не
снимая ротора. Кольцевая камера сгорания является одним из
наиболее оригинальных узлов двигателя. Она имеет восемнадцать
смесительно-вихревых предкамер с двумя последовательно рас-
положенными лопастными завихрителями. Топливо проходит через
спиралевидные форсунки с отверстиями не менее 0,15 мм, пропу-
скающими любую загрязняющую топливо частицу, и попадает в
предкамеры. Пройдя через первый завихритель, топливовоздуш-
ная смесь поступает во второй лопаточный венец, где встречается
с воздухом, закрученным в противоположном направлении. Две
противоположно вращающиеся струи сталкиваются и распыли-
ваются достаточно тонко. Такая организация рабочего процесса
обеспечивает эффективное горение и равномерное поле темпера-
тур на входе в турбину, а также позволяет двигателю работать
на загрязненном топливе.
Турбина компрессора имеет сопловые лопатки первой ступени
с конвективно-пленочным охлаждением и конвективное охлажде-
ние лопаток других венцов. Сопловые лопатки турбины состав-
лены из секторов по две лопатки, что позволяет заменять повреж-
денные лопатки без разборки всего соплового аппарата, а также
уменьшает утечки воздуха по стыкам полок. Турбина вентилятора
не охлаждается. Сопловые лопатки ее устанавливаются сегмен-
тами, так же, как и в турбине компрессора. Рабочие лопатки
турбины имеют бандажные полки и могут заменяться в роторе
прямо на самолете. Вся турбина вентилятора представляет собой
отдельный блок. Реактивное сопло внутреннего контура — нере-
гулируемое, с центральным телом, сопло внешнего контура —
кольцевое.
При создании двигателя TF34 был поставлен ряд специаль-
ных требований в соответствии с назначением самолетов. В дви-
гателе TF-34-GE-400A для самолета S-3A, у которого при барра-
жировании над морем двигатель работает при 25% нагрузки,
тщательно отрабатывалась противообледенительная система.
Кроме того, двигатель испытывался при подаче в воздухозабор-
ник водяных струй и воды в распыленном виде.
Двигатель TF34-GE-100 имеет некоторые конструктивные от-
личия от двигателя TF34-GE-400A, введенные в целях упрощения
и удешевления, в частности, исключена противообледенительная
система, упрощена система управления, некоторые дорогие жаро-
прочные сплавы заменены более дешевыми и т. п.
127
ДТРД TF34 серийно выпускается с 1972 г. Фирма «Дженерал
электрик» предполагает изготовить более 2000 таких двига-
телей.
При эксплуатации самолета А-10А выявилось, однако, что
двигатель TF34 не обеспечивает ему необходимой тяги при ма-
неврировании. По этой причине при выполнении на малой высоте
петли разбился один из самолетов А-10А, демонстрировавшийся
в 1977 г. на Парижской авиационной выставке. Для ликвидации
указанного недостатка необходимы либо установка более мощ-
ного двигателя, либо применение модифицированного крыла. Оба
этих решения трудны по техническим и финансовым соображе-
ниям, вследствие чего было предложено несколько изменить при-
емы пилотирования самолета, а также применить программиро-
ванную систему предупреждения о приближении срыва. Кроме
того, при маневрировании наблюдается иногда срыв пламени в
двигателе. Фирма «Дженерал электрик» в соответствии с планом
эксплуатационной доводки двигателя TF34 проводит комплекс
работ по увеличению его надежности.
Известен гражданский вариант двигателя TF34 — ДТРД CF34,
предназначенный для служебных и пассажирских самолет^ > ма-
лой дальности полета. В частности, имеется предложение усыно-
вить вариант двигателя TF34 на небольшом пассажирском само-
лете малой дальности типа VFW-614. Вариант ДТРД TF34 усы-
новлен также на демонстрационном СВВП фирмы «Грумман аэро-
спейс».
На европейских самолетах противолодочной обороны «Атлан-.
тик» 1150, военно-транспортном самолете С-160 «Трансалль» и
некоторых других транспортных самолетах применяется турбовин-
товой двигатель «Тайн» (рис. 67) фирмы «Роллс-Ройс». Двигатель
был создан в конце 50-х годов и неоднократно подвергался модер-
низации, в результате чего он до сих пор успешно эксплуатируется
и выпускается серийно. Уже к концу 1976 г. было выпущено
1350 двигателей «Тайн» военного и гражданского назначения.
Следует отметить, что ТВД «Тайн» является одним из первых
двигателей с охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками
турбины.
ТВД «Тайн» RTy.20 Mk.22 самолета «Трансалль» развивает на
взлетном режиме эквивалентную мощность 4500 кВт при удельном
расходе топлива около 0,267 кг/(кВт-ч) и удв = 0,22. кг/кВт. Дви-
гатель «Тайн» RTy.20 Mk.21 самолета «Атлантик» развивает на
взлетном режиме эквивалентную мощность 4410 кВт.
Двигатель «Тайн» имеет кольцевое входное устройство, в ко-
тором расположены планетарный редуктор воздушного винта и
передняя опора ротора низкого давления. Задняя стенка корпуса
входного устройства и кольцевой кожух образуют масляный бак.
Компрессор двигателя — двухкаскадный, рассчитан на лД = 13,5,
что достигается в шестиступенчатом компрессоре низкого давле-
ния и девятиступенчатом компрессоре высокого давления. Для
128
5—839
Рис. 67. Схема турбовинтового двигателя «Тайн» RTy.12:
1 — воздухозаборник, 2 — масляный бак. 3 — компрессор низкого давления: 4— компрессор высокого давления; 5—камера сго-
рания; 6 — турбина высокого давления, 7— турбина низкого давления. 8 — корпус задней опоры, 9 — выходное устройство. 10—•
промежуточный корпус, 11— редуктор; 12 — вал винта
Ю
ID
предотвращения обледенения стоек входного устройства, лопаток
ВНА и направляющего аппарата первой ступени компрессора
применяется их обогрев горячим воздухом и горячим маслом.
Кроме того, в стойках имеются электрические обогреватели. Тур-
бина состоит из одноступенчатой турбины высокого давления и
трехступенчатой турбины низкого давления, приводящей компрес-
сор низкого давления и воздушный винт. Турбина высокого дав-
ления охлаждаемая. В ее рабочих лопатках используется простая
канальная схема охлаждения. Выходное устройство — сужаю-
щееся, нерегулируемое, с внутренним конусом, опирающимся на
стойки, в котором расположена задняя опора.
Турбовинтовой двигатель «Тайн» является вполне отработан-
ным ТВД, который удовлетворяет своих потребителей. За много-
летнюю эксплуатацию ресурс двигателя доведен до 2000 ч. Дви-
гатель «Тайн» производится не только в Англии, но и по лицензии
в других странах, причем лицензионное соглашение о производ-
стве ТВД «Тайн» консорциумом европейских стран продлено до
1985 г. Кроме того, предлагается на старых самолетах местных
воздушных линий, таких, как F.27 и HS 748, заменить устаревшие
двигатели более экономичными ТВД «Тайн».
Турбовальный ГТД T700-GE-700, созданный фирмой «Джене-
рал электрик», блочной конструкции, применяется на тактическом
транспортном вертолете общего назначения UH-60A и вертолете
АН-64 армии США. При разработке двигателя применены многие
конструктивные решения демонстрационного турбовального ГТД
со свободной турбиной GE12. Двигатель характерен высоким
уровнем термодинамических параметров рабочего процесса, ра-
циональностью конструктивных решений и простотой технического
обслуживания.
Двигатель Т700 имеет одновальный турбокомпрессор и сво-
бодную турбину (рис. 68). На максимальном режиме работы
(Д = 0, MCA) двигатель развивает мощность до 1150 кВт при
удельном расходе топлива около 0,290 кг/(кВт-ч). На чрезвы-
чайном режиме не более чем 10 с двигатель может развивать
мощность 1385 кВт. Двигатель имеет л* =16,1, Г* —до 1473 К,
удв = 0,165 кг/кВт.
Турбовальный ГТД Т700 имеет входное устройство со встро-
енным воздухоочистителем инерционного типа (рис. 69). Загряз-
ненный воздух поступает во входное устройство через ряд непо-
движных лопаток. Во входном устройстве он закручивается, в
результате чего более тяжелые частицы пыли и песка отбрасы-
ваются к внешней стенке, затем транспортируются в пылесборник
и с помощью дополнительного вентилятора с частью воздуха уда-
ляются наружу. Воздухоочиститель очищает воздух от загрязне-
ния на 85—90%. Основная масса очищенного воздуха затем
поступает в компрессор, предварительно пройдя через ряд спрям-
ляющих лопаток, где поток приобретает осевое направление дви-
жения.
130
Рис. 68. Турбовальный ГТД Т700, разделенный на блоки
Компрессор двигателя — комбинированный, осецентробежный,
состоит из пяти осевых и одной центробежной ступени. Каждое
рабочее колесо является монолитной деталью, изготовленной до-
статочно дешевым методом — штамповкой. Использование таких
колес стало возможным благодаря эффективной работе воздухо-
очистителя, в результате которой практически отпадает необхо-
димость в индивидуальной замене рабочих лопаток. Отличитель-
ной газодинамической особенностью рабочего колеса центробеж-
ной ступени являются лопатки, загнутые против вращения, что
Рис. 69. Схема воздухоочистителя двигателя Т700:
/ — загрязненный воздух, 2 — дополнительный вентилятор; 3 —
посторонние предметы; 4 — очищенный воздух
позволяет получить достаточно высокий КПД такой ступени. Для
обеспечения устойчивой работы компрессора в двигателе приме-
нены регулируемые ВНА и направляющие аппараты первых двух
ступеней осевого компрессора, а также перепуск воздуха за этим
компрессором.
Камера сгорания — прямоточная, кольцевого типа, имеет хо-
рошие характеристики, в том числе по уровню дымления и вы-
деления загрязняющих веществ, рассчитана на минимальный ре-
сурс 5000 ч.
Турбина компрессора — двухступенчатая, охлаждаемая, с ра-
бочими лопатками без бандажных полок. Свободная турбина —
также двухступенчатая, неохлаждаемая, рабочие лопатки имеют
бандажные полки. Проточные части турбин сопряжены между
собой диффузорным переходным каналом с увеличивающимся
диаметром. Канал заканчивается сопловым аппаратом первой
ступени свободной турбины. Выходное устройство двигателя —
нерегулируемое, имеет затурбинный обтекатель с четырьмя стой-
ками. Корпуса компрессора и турбины выполнены непробивае-
мыми, что обеспечивает удержание рабочих лопаток в случае их
обрыва.
132
Ротор турбокомпрессора опирается на два подшипника (пе-
редний— шариковый и задний — роликовый), расположенных в
упругих опорах, имеющих масляное демпфирование. Ротор сво-
бодной турбины опирается на четыре подшипника (передний —
сдвоенный шариковый, воспринимающий осевую нагрузку, задний
упорный — также шариковый, воспринимающий осевую и ради-
альную нагрузки, и два роликовых промежуточных подшипника
для уменьшения прогиба длинного вала свободной турбины, рас-
положенных в упругих опорах и имеющих масляное демпфиро-
вание). Все подшипники расположены в трех опорных узлах.
Следует отметить, что количество подшипников в турбоваль-
ных ГТД со свободной турбиной больше, чем в двигателях дру-
гих схем, в частности, из-за необходимости уравновешивания с по-
мощью опор осевой силы свободной турбины.
При создании двигателя Т700 были достигнуты хорошая об-
служиваемость и высокая надежность этого турбовального ГТД.
С этой целью двигатель был разделен на четыре блока. Кроме
того, для сокращения времени на техническое обслуживание при-
менен ряд простых конструктивных мероприятий, в частности
уменьшение числа типоразмеров крепежных деталей, возможность
применения несложных инструментов, использование многожиль-
ных кабелей в электросистеме двигателя с быстро монтируемыми
разъемами, уменьшение числа наружных трубопроводов и т. д.
В результате время на снятие и замену дефектных блоков двига-
теля составляет от 36 до 128 мин при работе двух армейских
механиков низкой квалификации.
Турбовальный двигатель T700-GE-700 прошел квалификацион-
ные испытания в 1976 г. и с 1977 г. производится серийно. До
начала серийного производства двигатель наработал более
30 000 ч, из них 12 000 ч — при заводских стендовых испытаниях,
остальные — при наземных и летных испытаниях на опытных вер-
толетах. Всего к моменту поставки первых серийных двигателей
наработка этого ГТД составила 40 000 ч.
Только для армии США заказано более 1100 вертолетов
UH-60A с этим двигателем. Всего для вертолетов UH-60A и АН-64
планируется за десятилетний период их производства выпустить
5000 двигателей Т700. К концу 1980 г. были выпущены первые
425 двигателей. Разработан и более мощный (1265 кВт) вариант
двигателя Т700 — T700-GE-401, предназначенный для вертолета
«Си Хок».
Существует вариант турбовального двигателя Т700, называе-
мый СТ7, который конструктивно незначительно отличается от
прототипа. Двигатель СТ7 предназначается для транспортных вер-
толетов гражданского назначения и транспортного двухдвига-
тельного самолета SF.340.
Турбовальный ГТД небольшой мощности ДВ.360 «Джем»
(рис. 70) фирмы «Роллс-Ройс» применяется на англо-французском
вертолете «Линкс» WG.13. Двигатель «Джем» является турбоваль-
ным ГТД с двухвальным турбокомпрессором, свободной турбиной
133
ПХв' —
Рис. 70. Схема турбовального ГТД RB.360
И встроенным редуктором, т. е. В Этом двигателе имеются три
соосных вала. На чрезвычайном режиме работы двигатель RB.360
«Джем» 2 развивает мощность до 660 кВт при удельном расходе
топлива около 0,3 кг/(кВт-ч). Двигатель имеет л* =12 и Т* до
1240 К. Удельная масса двигателя составляет 0,205 кг/кВт.
Двигатель RB.360 «Джем» имеет кольцевое входное устрой-
ство со встроенным в пего планетарным редуктором. Компрессор
двигателя — двухкаскадный, состоит из четырехступенчатого осе-
вого компрессора низкого давления с трансзвуковыми ступенями
и одноступенчатого центробежного компрессора высокого давле-
ния. Камера сгорания — противоточная, кольцевого типа, имеет
испарительные форсунки. Турбина высокого давления — односту-
пенчатая, охлаждаемая, турбина низкого давления также односту-
пенчатая, неохлаждаемая. Силовая турбина — двухступенчатая.
Ее вал проходит внутри полых валов турбокомпрессорной части
двигателя и соединяется с редуктором, расположенным в перед-
ней части двигателя. В двигателе имеется девять подшипников,
причем каждый ротор опирается на три подшипника, расположен-
ные в пяти опорных узлах.
Проектирование двигателя RB.360 «Джем» было начато в
1968 г. С 1974 г. развернуто серийное производство этого турбо-
вального ГТД. Существует несколько модификаций этого двига-
теля увеличенной мощности и имеются проекты его дальнейшего
развития. Турбовальный ГТД RB.360 «Джем» 2 устанавливается
на вертолетах «Линкс» армии и ВМС Англии, ВМС Франции,
Голландии, Аргентины и Бразилии.
Для новых вариантов многоцелевых вертолетов Франции
SA.360 и SA 332 разработан современный ГТД «Макила»1-А, раз-
вивающий на чрезвычайном режиме мощность 1310 кВт (см.
рис. 14).
Двигатели самолетов гражданской авиации. В гражданской
авиации наряду с использованием давно созданных и мо-
дернизированных серийных разрабатывается ряд новых самолетов
различных типов. В частности, продолжается модернизация со-
временных дальних магистральных самолетов В.747, DC-10 и
L-1011, пассажирских самолетов более ранних лет выпуска В.707,
В.727, В.737, DC-8 и DC-9, а также самолета-аэробуса А.300,
служебных самолетов «Фолкон», «Джет-Стар», «Гольфстрим» и
других. С конца 70-х годов на межконтинентальных линиях экс-
плуатируется сверхзвуковой пассажирский самолет «Конкорд»,
созданный совместно Великобританией и Францией.
На серийных гражданских пассажирских и грузовых самоле-
тах используются в основном газотурбинные двигатели, хотя на
легких самолетах (служебных, тренировочных, связных и др.)
эксплуатируются и поршневые двигатели
В настоящее время основным типом газотурбинного двигателя,
применяемого в гражданской авиации, является ДТРД, однако
продолжается эксплуатация и самолетов с ТРД и ТВД. На сверх-
135
звуковом пассажирском самолете «Конкорд» применяется
ТРДФ.
В начале 60-х годов в ходе англо-французских переговоров по
созданию сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) было
признано, что оптимальная силовая установка СПС должна со-
стоять из регулируемого воздухозаборника, двухвального турбо-
реактивного двигателя с форсажной камерой, используемой для
взлета и трансзвукового разгона, и выхлопной системы с реверсив-
ным устройством. Двигатели для СПС «Конкорд» являются раз-
витием двигателей семейства «Олимп» (см. рис. 18), разработан-
ного для английского сверхзвукового тактического истребителя —
разведывательного самолета TSR-2. На основе этого военного
двигателя фирмами «Роллс-Ройс» и SNECMA был создан двига-
тель для гражданской авиации — ТРДФ «Олимп» 593. Первые
двигатели «Олимп» представляли собой исходный военный дви-
гатель, к компрессору которого была добавлена дополнительная,
«нулевая» ступень. Впоследствии при длительной доводке двига-
теля в его первоначальную конструкцию были внесены много-
численные изменения.
Как и большинство других двигателей для гражданской авиа-
ции, ТРДФ «Олимп» 593 рассчитан на надежную работу в земных
условиях при температуре воздуха от —54 до + 49°С, и это требо-
Рис. 71. Типичная про-
грамма разгона СПС
«Конкорд»
ванне распространяется на все другие ре-
жимы эксплуатации. Для самолета «Кон-
корд» установлена предельная скорость по-
лета, соответствующая числуМп = 2,2, и мак-
симальная температура заторможенного
потока на входе 400 К. Типичная програм-
ма разгона этого СПС приведена на рис. 71.
Хотя на крейсерском режиме полета тем-
пература газа перед турбиной приблизи-
тельно на 80 К ниже, чем на взлете, многие
узлы двигателя работают во время крей-
серского сверхзвукового полета в таких же,
если не более жестких, чем при взлете,
условиях. В частности, это относится к тур-
бине, охлаждение которой на крейсерском
режиме производится более горячим воз-
духом, чем на взлетном режиме.
Для сверхзвукового пассажирского самолета чрезвычайно ва-
жен низкий удельный расход топлива на крейсерском сверхзвуко-
вом режиме полета. Например, при использовании СПС «Кон-
корд» на трансатлантической трассе увеличение на 1% удельного
расхода топлива двигателя приводит к снижению полезной на-
грузки на 5%. В связи с этим при создании ТРДФ «Олимп» осо-
бое внимание было обращено на достижение при доводке очень
высоких КПД элементов двигателя, принятых в проекте, а также
полное согласование характеристик планера и двигателя. Кроме
136
того, проводилась оптимизация траектории полета. В целях сни-
жения расхода топлива в практику нормальной эксплуатации
введен трансзвуковой разгон при включенной форсажной камере,
хотя удельный расход топлива на этом режиме в 2,5 раза больше,
чем на нефорсированном режиме, так как оказалось более выгод-
ным быстро достигать крейсерской скорости полета, для которой
оптимизированы крыло, воздухозаборник, двигатель и реактивное
сопло, даже ценой более высокого расхода топлива на этапе раз-
гона.
Двигатель «Олимп» 593 Мк.610 (рис. 72) является двухваль-
ным ТРДФ, развивающим на взлетном режиме с форсажем тягу
169,3 кН. Двигатель имеет л* =14,75 и /* = 1450 К. На крейсер-
ском сверхзвуковом режиме при //=16,1 км и Мп = 2 (в условиях
MCA +5°С) тяга двигателя равна 44,6 кН при удельном расходе
топлива 0,121 кг/(Н-ч). Удельная масса двигателя — около
0,02 кг/Н (с выхлопной системой).
Двигатель имеет во входном устройстве пять стоек, на кото-
рые опирается передняя опора ротора низкого давления, закры-
тая обтекателем. Стойки и обтекатель оборудованы воздушной
противообледенительной системой.
Компрессоры низкого и высокого давления — семиступенчатые.
Корпуса компрессоров — кованые, из нержавеющей стали, непро-
биваемые при обрыве рабочей лопатки. Между компрессорами
расположен промежуточный корпус, в котором установлены упор-
ные подшипники роторов (сдвоенные шарикоподшипники), а так-
же узлы передачи к агрегатам. За компрессором высокого давле-
ния установлен корпус диффузора камеры сгорания, являющийся
силовым узлом, на котором установлены цапфы подвески дви-
гателя.
Камера сгорания двигателя — кольцевая, с форсунками испа-
рительного типа, бездымная. В задней части внутреннего корпуса
расположен роликовый подшипник турбины высокого давления.
Турбины высокого и низкого давления — одноступенчатые,
охлаждаемые, их рабочие лопатки имеют бандажные полки.
В конструкции турбин применены эффективные лабиринтные
уплотнения. В опоре за турбиной установлен задний подшипник
ротора низкого давления. Всего в двигателе пять подшипников
с масляным демпфированием.
Форсажная камера — упрощенного типа, с одним рядом топ-
ливных форсунок и одним стабилизатором пламени, так как она
включается только на взлете и при разгоне самолета от Мп = 0,9
до Мп = 1,6 и работает с постоянной степенью форсирования.
На СПС «Конкорд» применяется общая для двух соседних
двигателей "выпускная система, состоящая из первичного и вто-
ричного реактивных сопел, выполненных раздельно, и реверсив-
ного устройства. Первичное сопло — сужающееся, с пневматиче-
ской системой управления. Вторичное сопло расширяющееся, его
створки образуют канал овального сечения. Створки сопла одно-
137
co
•co
Рис. 72. ТРДФ «Олимп» 593 с системой шумоглушения и реверсирования тяги
временно служат реверсивным устройством, которое включается
при заходе на посадку
Двигатель «Олимп» 593 имеет блочную конструкцию и разби-
рается на двенадцать блоков, причем разборка на блоки может
производиться с любого конца Замена всех узлов обвязки, кроме
маслоблока и топливомасляного теплообменника, не требует
съема двигателя с самолета Контроль состояния двигателя на
земле производится при бороскопическом осмотре всех ступеней
компрессоров, турбин и камеры сгорания. Кроме того, состояние
двигателя контролируется с помощью изотопных источников,
рентгеновских лучей, указателей вибраций, данных спектрографи-
ческого анализа масла и т д, а также результатов анализа тен-
денций изменения параметров.
Для контроля состояния двигателя в полете имеются система
предупреждения о перегреве воздуха для охлаждения дисков
турбины, устройство для отсечки топлива при поломке вала ро-
тора низкого давления, сигнализатор падения давления масла,
который срабатывает также в случае чрезмерного осевого сме-
щения роторов, указатель уровня масла в баке, срабатывающий
в случае переполнения бака, которое может привести к разруше-
нию теплообменника, ограничитель предельной частоты вращения
роторов и устройство для отключения нагнетающего масляного
насоса при отказе одного из насосов, откачивающих масло из
корпусов подшипников.
При доводке ТРДФ «Олимп», продолжавшейся более десяти
лет и продолжающейся и после ввода самолета в эксплуатацию,
разработчики встретились с целым рядом крупных и мелких де-
фектов, основные из которых: перегрев нижнего обода соплового
аппарата турбины высокого давления, растрескивание обтекате-
лей передней части жаровой трубы, прогары испарительных горе-
лок кольцевой камеры сгорания, повышенные вибрации рабочих
лопаток первой ступени компрессора низкого давления, износ по-
лок рабочих лопаток турбины низкого давления в местах их
стыков
В результате стендовой и летной доводки двигателя были до-
стигнуты данные, несколько превышающие проектные параметры,
и с 1976 г. началась летная эксплуатация самолета «Конкорд».
Всего для стендовой и летной доводок, а также для серийных
самолетов произведено 140 двигателей, причем 46 из них — для
доводки.
Кроме того, в эксплуатации самолета «Конкорд», несмотря на
то, что двигатели «Олимп» прошли наиболее разнообразные и
жесткие испытания, которым когда-либо подвергался двигатель
для гражданских самолетов, наработав более 50 000 ч при раз-
личных испытаниях, отмечались следующие дефекты неполадки
в системе регулирования воздухозаборника, перегрев двигателей,
разрушение соединения корпусов компрессоров и некоторые дру-
гие. Однако в целом двигатели СПС «Конкорд» характеризуются
высокой надежностью.
139
Следует отметить, что, кроме технических трудностей при
эксплуатации СПС «Конкорд», английская и французская авиа-
компании, использующие эти самолеты, встретились с противо-
действием некоторых других авиакомпаний, и прежде всего авиа-
компаний США, осуществляющих трансатлантические перевозки
пассажиров. Основной упор противники СПС «Конкорд» делали
на чрезмерный шум, якобы развиваемый самолетом и двигате-
лями. Однако технические данные двигателя оказались такими,
что в 1978 г. Федеральное авиационное управление США было
вынуждено выдать разрешение на эксплуатацию СПС «Конкорд»
на внутренних линиях США. Тем не менее самолет «Конкорд»
продолжает эксплуатироваться очень ограниченно, и наработка
его двигателей за три года эксплуатации составила всего лишь
80 000 ч. В печати сообщалось, что эксплуатация СПС «Конкорд»
экономически невыгодна и что в 1977 г. только английская авиа-
компания «Бритиш эруэйз» потерпела убыток в 17 млн. ф. ст.
Программа производства ТРДФ «Олимп» 593 была завершена
в 1978 г., так как существовали заказы всего лишь на шестнадцать
СПС «Конкорд» (два самолета для летных испытаний, девять —
эксплуатируются авиакомпаниями и пять — ждут покупателей),
вследствие чего перспективы этого самолета весьма неопреде-
ленны.
На пассажирских самолетах «Тристар» L-1011 и В.747 приме-
няются мощные двухконтурные двигатели RB.211 фирмы «Роллс-
Ройс». Этот двигатель является единственным серийным трех-
вальным ДТРД большой тяги. Наиболее известны две основные
его модификации — RB.211-22B и RB.211-524B. Более мощный
двигатель RB.211-524B разработан с учетом эксплуатации ДТРД
RB.211-22B и с июля 1977 г. выпускается серийно, причем ежеднев-
но наработка этого ДТРД увеличивается почти на 200 ч. Повы-
шение тяги двигателя RB.211-524B достигнуто усовершенствова-
нием вентилятора, увеличением расхода воздуха через газогене-
раторную часть (при некотором изменении компрессоров низкого
и высокого давления), увеличением температуры газа перед тур-
биной, а также увеличением КПД элементов. В двигателе
RB.211-524B, по данным фирмы, применяется 83% деталей, взаи-
мозаменяемых с деталями ДТРД RB.211-22B.
Двухконтурный турбореактивный двигатель RB.211 (рис. 73)
является малошумным и малодымным двигателем блочной кон-
струкции, выполнен по схеме ДТРД с раздельным истечением
потоков при коротком обтекателе канала внешнего контура.
Двигатель RB.211-524B на взлетном режиме развивает тягу
222,5 кН, на максимальном крейсерском режиме (/7=10,7 км,
Мп = 0,85, MCA +15°С)—тягу 48,8 кН при удельном расходе
топлива 0,067 кг/(Н-ч). На взлетном режиме двигатель имеет
пД=29 и Т* =1548 К при гп = 4,4. Удельная масса двигателя —
0,0178 кг/Н. ДТРД RB.211-22B на взлетном режиме развивает
тягу 186,9 кН, на максимальном крейсерском — тягу 41,8 кН при
140
RB211-535
Рис. 73. Схемы ДТРД RB.211-22B и RB.211-535
удельном расходе топлива 0,065 кг/(Н"Ч) и имеет на взлетном
режиме rt*s =25 и 7\* =1490 К при т = 5.
ДТРД RB.211 имеет одноступенчатый консольно расположен-
ный вентилятор большого диаметра (£>вен = 2170 мм), не имеющий
ВНА. Конструкция корпуса вентилятора и вала способна проти-
востоять нагрузкам, которые могут возникнуть при обрыве лопа-
ток вентилятора. Рабочие лопатки изготовляются из титанового
сплава. Фирма пыталась применить композитный материал, что
должно было снизить массу вентилятора примерно на 140 кг.
Вентилятор приводится трехступенчатой турбиной. Ротор турбо-
вентилятора опирается на три подшипника, из которых передний
и задний — роликовые, а средний — шариковый.
Компрессор низкого давления состоит из семи ступеней и при-
водится одноступенчатой турбиной низкого давления. Компрессор
имеет ретулируемпй ВНА. От этого компрессора производится
отбор воздуха для противообледенительной системы входного
устройства. Ротор турбокомпрессора низкого давления также опи-
рается на три подшипника: передний и задний — роликовые и
средний — шариковый.
Компрессор высокого давления состоит из шести ступеней и
приводится одноступенчатой турбиной высокого давления. От
этого компрессора производится отбор воздуха на охлаждение
турбин, а также для привода реверсивного устройства. Ротор
турбокомпрессора высокого давления опирается на два подшип-
ника: передний — шариковый и задний — роликовый.
Между компрессорами расположен переходной корпус, кото-
рый является месторасположением средних опор роторов двига-
теля, трансмиссии к агрегатам, а также передает тягу на под-
моторную раму.
Камера сгорания двигателя — кольцевая, имеет восемнадцать
одноканальных топливных форсунок с воздушным распылом (см.
рис. 39). При разработке камеры сгорания фирма «Роллс-Ройс»
провела большие исследования по снижению уровня дымления,
достижению равномерности поля температур на выходе и сокра-
щению длины камеры. Конструкция камеры сгорания двигателя
RB.211 показана на рис. 25, а.
Турбина высокого давления — охлаждаемая. Сопловые лопат-
ки— двухполостные, имеют конвективно-пленочное охлаждение
выпуклой и вогнутой поверхностей при увеличенной подаче охлаж-
дающего воздуха к задней кромке этих лопаток. Рабочие лопатки
также конвективно-пленочной схемы охлаждения. По данным
фирмы, примененная система охлаждения обеспечивает среднюю
температуру металла лопаток турбины двигателя RB.211 на уров-
не температуры металла лопаток более ранних двигателей фирмы
«Роллс-Ройс», несмотря на то что температура газа в двигателе
RB.211 существенно выше.
Турбина низкого давления имеет охлаждаемый сопловой ап-
парат. Характерной особенностью сопловых лопаток этой турбины
является их увеличенная относительная ширина, что связано
142
Рис. 74. Роликовый под-
шипник с демпфированием
масляной пленкой вала
ДТРД RB.211:
1 — подача масла под давле-
нием; 2 —масляная пленка.
3 — вал
с необходимостью размещения радиальных стоек опор и трубо-
проводов системы смазки опор. Этот сопловой аппарат имеет
форму конического канала с увеличивающимся к выходу средним
диаметром, что позволяет при заданных частотах вращения ро-
торов турбин низкого давления и вентилятора увеличить окруж-
ную скорость этих турбин.
Турбина вентилятора — неохлаждаемая. Рабочие лопатки всех
ступеней снабжены бандажными полками с двумя гребешками
радиального лабиринтного уплотнения. Для снижения массы ра-
бочие лопатки турбины вентилятора, имеющие большую длину,
изготовлены полыми с толщиной сте-
нок около 1 мм.
Подшипники валов двигателя
RB.211 расположены в четырех жест-
ких гнездах, причем один из трех опор-
но-упорных шариковых подшипников
межвальный. Все роликовые подшип-
ники имеют невыдавливаемую демп-
фирующую масляную пленку (рис. 74).
Двигатель оборудован раздельны-
ми реактивными соплами. Сопло внеш-
него контура, установленное за ко-
ротким обтекателем канала, снабжено
реверсивным устройством, которое
реверсирует до 45% тяги этого кон-
тура. Быстродействие реверсивного
устройства— 1,5 с.
Снижение уровня шума двигателя
RB.211 достигнуто рациональным выбором термодинамических
параметров рабочего процесса, оптимизацией конструкции эле-
ментов двигателя, в частности вентилятора, а также использова-
нием средств глушения шума. В двигателе применены звукопогло-
щающие конструкции общей площадью 21,37 м2 во входном и
выходном каналах и части горячего тракта (см. рис. 36).
Двигатель RB.211 не имеет установленного ресурса, и его тех-
ническое обслуживание производится по техническому состоянию,
при этом фирма ставит задачу по увеличению ресурса основных
деталей двигателя до 10000 ч. Контроль за состоянием двигателя
производится с помощью современных средств: бороскопов, маг-
нитных пробок, радиографических средств, вибродатчиков и т. п.,
а также на основании данных регистрации параметров и анализа
работы двигателя (см. рис. 41).
Эксплуатация двигателей семейства RB.211 показала, что для
них характерно по мере наработки слабое ухудшение удельного
расхода топлива, меньшее, чем у подобных ДТРД CF6 и
JT9D.
В начальный период эксплуатации двигателя RB.211 на трех-
двигательном самолете «Тристар» L-1011 были выявлены доста-
точно существенны^ дефекты. Самый крупный из них — разруше-
143
ние диска вентилятора, в связи с чем с 1973 г. материал диска
был заменен более прочным, кроме того, потребовалось для упро-
чения переконструирование вала вентилятора и передней опоры.
Однако в 1981 г. вновь произошли три случая разрушения опоры,
хотя в целом двигатель имеет вполне удовлетворительную надеж-
ность. Его наработка превышает 3 млн. ч, и он установлен более
чем на 150 самолетах L-1011, для которых к 1978 г. произведено
около 600 двигателей RB.211. С 1977 г. RB.211 применяется на од-
ном из вариантов четырехдвигательного широкофюзеляжного пас-
сажирского самолета В.747, а в последнее время появились пред-
ложения об установке его и на самолетах L-1011, В.747 и А.300
новых модификаций.
Фирма «Роллс-Ройс» планирует дальнейшее развитие двига-
теля RB.211 как в направлении увеличения тяги (RB.211-524С,
RB.211-524D и RB.211-524G), так и в направлении ее уменьшения
(RB.211-535С). В частности, ДТРД RB.211-524D рассчитан на
взлетную тягу 235,9 кН при Т* = 1590 К. В этом двигателе пред-
полагается использовать полые рабочие лопатки вентилятора но-
вой конструкции с увеличенной хордой, улучшить систему охлажде-
ния турбины высокого давления, применить усовершенствованную
жаровую трубу камеры сгорания и т. д. Ввод в эксплуатацию
этого двигателя запланирован на 1982 г.
На самом тяжелом американском пассажирском самолете
В.747 применяются мощные двухконтурные двигатели фирмы
«Пратт-Уитни» JT9D (рис. 75). Первоначально двигатель JT9D
устанавливался на различных вариантах самолета В.747, а сейчас
и на некоторых модификациях пассажирских самолетов DC-10
и А.300. ДТРД JT9D разработан на базе газогенератора малой
массы LWGG этой фирмы и является высокоэкономичным двух-
вальным двигателем большой тяги. Двигатель JT9D выпускается
серийно свыше десяти лет. За это время создано несколько его
модификаций, наиболее совершенная и мощная из которых
JT9D-70A.
Двигатель JT9D-70A на взлетном режиме развивает тягу
235,4 кН, а на максимальном крейсерском режиме (Я=10,7 км,
Мп = 0,85)—тягу 53,2 кН при удельном расходе топлива
0,0645 кг/(Н-ч) без учета потерь в сопле. На взлетном режиме
двигатель имеет n*s =24 и температуру газа перед сопловым
аппаратом, равную 1623—1643 К при т = 4,9. Удельная масса дви-
гателя— 0,0175 кг/Н.
Двигатель JT9D-70A имеет консольно расположенный одно-
ступенчатый вентилятор большого диаметра (£>вен = 2378 мм), не
имеющий ВНА, к ротору вентилятора присоединен четырехсту-
пенчатый компрессор низкого давления (подпорные ступени).
Компрессор высокого давления состоит из одиннадцати ступеней.
Кольцевая камера сгорания обеспечивает эффективный рабо-
чий процесс, в результате которого двигатель имеет малый уро-
вень дымления. Конструктивно головная часть камеры объединена
144
Рис. 75. Схема ДТРД JT9D-7F
с корпусом диффузора, установленного за компрессором высокого
давления, что сокращает пролет между опорами валов и общую
длину двигателя.
Турбина компрессора— двухступенчатая, с интенсивно охлаж-
даемыми сопловыми и рабочими лопатками, для чего в сопловом
аппарате первой ступени применено конвективно-пленочное охлаж-
дение, а в рабочем колесе этой ступени кроме конвективного
охлаждения — струйное охлаждение внутренней поверхности
входных кромок лопаток с помощью дефлекторов (рис. 30,6).
Турбина вентилятора — четырехступенчатая, неохлаждаемая.
Каждый ротор, двигателя имеет по две опоры. Передний под-
шипник— упорный (шариковый), задний подшипник — опорный
(роликовый). Таким образом, в двигателе всего четыре опоры.
Реактивное сопло внутреннего контура — нерегулируемое, с
центральным телом увеличенных размеров для укорочения обте-
кателя внешнего контура без превышения необходимой площади
сопла и получения приемлемого аэродинамического профиля зад-
ней части обтекателя. Реактивное сопло внешнего контура —
также нерегулируемое, дозвуковое, установлено непосредственно
за вентилятором. Двигатель снабжен реверсивным устройством
решетчатого типа в обоих контурах у первых модификаций дви-
гателя и только в наружном контуре у модификации JT9D-70A.
Следует отметить, что при введении первых ДТРД JT9D в
эксплуатацию возникло достаточно много трудностей и неисправ-
ностей, часть из которых устранялась на этих двигателях, а часть
на последующих его модификациях. В частности, отмечались
срывы воздушного потока на режиме малого газа при сильном
боковом ветре, реверсировании тяги и режиме малого газа, недо-
статочная газодинамическая устойчивость компрессоров низкого
и высокого давления на переходных режимах, неравномерность
поля температур за камерой сгорания и как следствие этого пере-
грев турбинных лопаток, недостаточная прочность ряда деталей
двигателя и т. д.
На режиме большой тяги выявился дефект, характерный для
ДТРД с высокой степенью двухконтурности, у которых передняя
часть (вентилятор) имеет увеличенные габариты и массу. На дви-
гателе наблюдалось задевание рабочими лопатками компрессора
высокого давления и турбины компрессора корпусов, а также
срабатывание гребешков лабиринтных уплотнений. Причиной де-
фектов было отклонение вниз передней части двигателя, вызы-
вающее овализацию корпусов. Вследствие этого было применено
новое крепление двигателя в мотогондоле самолета В.747 с по-
мощью фиксирующих подвесок, имеющих форму перевернутой
буквы Y с углом 60°.
Двигатели семейства JT9D широко используются в граждан-
ской авиации. К середине 1980 г. в эксплуатации находилось
более 2100 таких ДТРД, а их наработка превышала 34 млн. ч.
Фирма «Пратт-Уитни» совместно с самолетостроительными
фирмами продолжает разрабатывать и предлагать авиакомпаниям
146
различных стран новые модификации двигателей семейства JT9D
для новых и модернизируемых пассажирских самолетов, в част-
ности для двухдвигательного самолета нового поколения В.767
средней дальности полета.
Интересно сравнить различные решения при выборе числа
валов двух ДТРД с большой степенью двухконтурности: двух-
вального двигателя JT9D американской фирмы «Пратт-Уитни»
и трехвального двигателя RB.211 английской фирмы «Роллс-
Ройс». Оба двигателя являются мощными высокоэкономичными
ДТРД со сравнимыми параметрами рабочего процесса и близким
уровнем тяг.
По мнению специалистов фирмы «Пратт-Уитни», для такого
типа двигателя, как мощный ДТРД с высокими параметрами ра-
бочего процесса, предпочтительнее двухвальная схема с регули-
руемыми сечениями компрессора высокого давления и нерегули-
руемым компрессором низкого давления, соединенным общим ва-
лом с вентилятором, нежели трехвальная схема без регулируемых
проходных сечений компрессоров низкого и высокого дав-
ления.
Сравнительные исследования этих двух компоновочных схем,
выполненные фирмой «Пратт-Уитни», показали, что в двигателе
двухвальной схемы проще конструкция и меньше число основных
деталей, меньше масса, большие возможности для дальнейшего
увеличения тяги и меньшие трудности в разработке. Кроме того,
двухвальный двигатель имеет малое число опор и подшипников.
Некоторые преимущества двигателя двухвальной схемы обуслов-
лены наличием регулируемых сечений компрессора (меньший
расход топлива на крейсерском режиме, лучшая приемистость
и т. д.).
Однако специалисты фирмы «Роллс-Ройс», выбравшие для
своего мощного высокоэкономичного ДТРД трехвальную схему
турбокомпрессорной части без регулируемых направляющих аппа-
ратов компрессора, отмечают ряд других газодинамических, кон-
структивных и эксплуатационных преимуществ такого двигателя
(см. гл. II).
Известно также, что в процессе доводки и эксплуатации дви-
гателя JT9D фирма «Пратт-Уитни» встретилась с проблемой обес-
печения газодинамической устойчивости компрессоров низкого и
высокого давления, в связи с чем в современных модификациях
двигателя применены регулируемый ВНА компрессора низкого
давления и перепуск воздуха из-за последней ступени компрессора
низкого давления и из-за шестой ступени компрессора высокого
давления.
Для американского «воздушного автобуса» — самолета DC-10
фирмой «Дженерал электрик» серийно производится с 1968 г.
двигатель CF6 блочной конструкции с высокой степенью двухкон-
турности. В настоящее время ДТРД семейства CF6 в основном
используются на самолетах DC-10-10 и DC-10-30, А.ЗООВ и В.747,
а также на нескольких других специальных и опытных самолетах
147
ВВС США (Е-4А, YC-14 и КС-10). Существуют различные моди-
фикации этого мощного ДТРД, основные из которых CF6-6D
CF6-50A, CF6-50C и CF6 50М.
Двухконтурный двигатель CF6, как уже указывалось, разра-
ботан на базе газогенератора GE1 и создан на основе конструк-
ции серийного военного ДТРД TF39. Схема двигателя CF6 при-
ведена на рис. 64.
Основные цели, которые были поставлены при проектировании
двигателя CF6, следующие:
—	низкий Суд = 0,066 кг/(Н-ч) на крейсерском режиме полета
(77=10,7 км; Мп = 0,8);
—	малая тдВ = 0,017 кг/Н;
—	простота конструкции и использование материалов с улуч-
шенными характеристиками;
—	применение наиболее совершенных технологических процес-
сов производства;
—	уменьшение стоимости производства;
—	низкие эксплуатационные расходы;
—	низкие уровни шума и дымления;
—	возможности дальнейшего совершенствования и развития
двигателя.
Одной из наиболее распространенных модификаций этого ДТРД
является двигатель CF6-50C, развивающий на взлете тягу 224 кН.
Он имеет n*s=29,4 и Г* = 1595 К при ш = 4,4. Так как конструк-
ция двигателя TF39, послужившего основой для ДТРД CF6, под-
робно рассмотрена ранее, здесь отмечаются только некоторые осо-
бенности двигателей этого семейства.
Двигатели CF6 являются двухвальнымп ДТРД с большой сте-
пенью двухконтурности, передним расположением вентилятора,
приводимого многоступенчатой турбиной, регулируемыми направ-
ляющими лопатками компрессора высокого давления, кольцевой
камерой сгорания, системой воздушного охлаждения турбины и
системой реверсирования тяги.
Узел вентилятора состоит из одной вентиляторной ступени
большого диаметра (£>вен = 2184 мм) и трехступенчатого компрес-
сора низкого давления. Для снижения уровня шума ВНА венти-
лятора отсутствует, а направляющий аппарат сделан наклонным
и отодвинут от рабочего колеса на расстояние, которое было подо-
брано экспериментально. Вентилятор имеет 38 рабочих лопаток,
изготовленных из титановою сплава, причем для уменьшения их
массы в торцах лопаток просверлены каналы. Поврежденная
лопатка может быть демонтирована из диска вентилятора двига-
теля, установленного на самолете. Следует также отметить, что
при отрыве лопатки от диска ее центробежную энергию воспри-
нимает защитное устройство, предохраняющее корпус вентилятора
от разрушения. За компрессором низкого давления расположено
двенадцать створок для перепуска воздуха во внешний контур
в целях согласования расхода воздуха между компрессорами вы-
сокого и низкого давления. На двигателях CF6 не предусмотрены
148
противообледенительные устройства (используются естественное
повышение температуры за счет торможения потока, воздействие
центробежных сил и повышение давления в вентиляторе).
Четырнадцатиступенчатый компрессор высокого давления
обеспечивает на взлетном режиме степень повышения давления
12 и имеет достаточный запас газодинамической устойчивости,
для чего лопатки ВНА и направляющих аппаратов последующих
шести ступеней сделаны поворотными. В конструкции компрес-
сора применены многие детали из титановых сплавов. В связи
с этим для предотвращения их загорания при задевании за корпус
исключена возможность прямого трения титана по титану, что
достигнуто установкой на торцах лопаток прирабатываемых гре-
бешков и нанесением на корпус пламезадерживающего покрытия
из окиси алюминия. В компрессоре двигателя предусмотрена
возможность замены отдельных рабочих лопаток без разборки
ротора.
В камере сгорания двигателя применено тридцать осевых за-
вихрителей (по одному на каждую топливную форсунку), которые
способствуют обеднению топливовоздушной смеси в первичной
зоне камеры, что позволяет исключить образование видимого
дыма с высоким содержанием частиц углерода, который обычно
является результатом переобогащения смеси в этой зоне. В пе-
чати отмечалось, что уровень дымления у двигателей CF6 даже
ниже, чем у ДТРД TF39, имеющего допустимое дымление.
Турбины двигателей CF6 по своим схемам, системе охлажде-
ния и конструкции подобны турбинам двигателя TF39, однако
вследствие уменьшения мощности, потребной для привода вен-
тилятора и увеличения частоты вращения, турбина вентилятора
ДТРД CF6 имеет меньшее число ступеней (в частности, двига-
тель CF6-50C имеет четыре ступени). Турбина компрессора —
высокотемпературная (Г* почти 1600 К), полностью охлаждае-
мой конструкции, причем сопловые лопатки первой ступени имеют
развитое конвективное и пленочное охлаждение, второй ступени —
конвективное с лобовым натеканием (см. рис. 28 и 32). Рабочие
лопатки обеих ступеней имеют конвективное охлаждение, а лопатки
первой ступени, кроме того, дополнительно пленочное охлаждение.
Турбина вентилятора имеет неохлаждаемые сопловые и рабочие
лопатки, но охлаждаемый корпус, что позволяет управлять ради-
альными зазорами для поддержания высокого КПД турбины на
различных режимах ее работы.
Реактивное сопло внешнего контура — дозвуковое, оборудован-
ное реверсивным устройством, обеспечивающим реверсирование
до 48,5% прямой тяги, причем на его развертывание и свертыва-
ние требуется около 2 с. Реактивное сопло внутреннего контура —
сверхзвуковое, с центральным телом, также снабжено реверсив-
ным устройством, которое имеет перекрывающиеся створки, приво-
димые в действие обтекателем, перемещающимся по неподвижной
лопаточной решетке.
149
Система опор роторов двигателя состоит из восьми подшип-
ников (по четыре на каждый ротор), расположенных в семи узлах.
Следует отметить, что в случае возникновения чрезмерных виб-
раций из-за поломки переднего упорного подшипника двигатель
автоматически выключается.
С самого начала создания двигателя CF6 в его конструкции
были предусмотрены меры по подавлению шума, и в частности
шума вентилятора. Для этого вентилятор проектировался с уче-
том достижения низкого уровня шума (выбор окружной скорости
Взлет
Максимальный
Набор высоты
~ Максимальный
Е крейсерский
Д 45% взлет -
а нои тяги
°- Ожидануе
£ Полетный ма-
9 лый газ
S Руление и
4. Земной малый
газ
Выключение
Рис. 76. Типичный полетный цикл работы ДТРД CF6 50 (на-
чало режима А соответствует 88,5% хчаксимальной взлетной
тяги, затем тяга за 15 с линейно уменьшается до тяги ма-
лого газа
ротора, числа и расположения вращающихся и неподвижных
лопаток, осевого зазора между ними и т. д) Кроме того
в корпусах вентилятора, во входном и выходном каналах мото-
гондолы применены акустические панели для подавления шума
Эти меры позволили самолету DC-10 с двигателями CF6 еше
в 1969 г. проити сертификационные испытания на уровень шума
Двигатель CF6 спроектирован на 35 000 полетных циклов
а также на совершение дополнительных циклов при наземной ппо’
верке в течение пятнадцатилетнего срока эксплуатации Ллитепк
ность среднего полета принята равной 112,5 мин с показанным
на рис. 76 распределением тяги по режимам
За пеРв“й Десятилетний период эксплуатации двигатели се-
мейства CF6 наработали более 10,5 млн. ч. К концу 1978 г
было произведено 1300 этих двигателей. Двигатели отличаются
высокой надежностью, однако их слабым местом является непо
статочная стойкость при попадании посторонних предметов
Фирма «Дженерал электрик» продолжает совершенствовать
двигатели семейства CF6, уделяя основное внимание улучшению
150
экономичности, увеличению надежности работы и уменьшению
стоимости техническою обслуживания этих ДТРД
В связи с возникшей в конце 60-х годов необходимостью соз-
дания небольших самолетов общего назначения, имеющих боль-
шую дальность полета, в том числе межконтинентальную, и низ-
кую стоимость эксплуатации, фирмой «Гэрритт-Эрисерч» был
создан ДТРД малой тяги TFE731. Две основные модификации
этого двигателя нашли широкое применение на различных вари-
антах служебных самолетов («Джет-Стар», «Фолкон», «Сейбрлай-
Рис. 77. Схема ДТРД TFE731
нер», «Ситейшн» и др.). При этом двигатель TFE731 устанавли-
вается и на новых самолетах, а в некоторых случаях заменяет
ТРД CJ610 и «Вайнер» на ранее созданных самолетах.
Двигатель TFE731 (рис. 77) является двухвальным ДТРД
блочной конструкции с приводом вентилятора через редуктор.
ДТРД TFE731-3 на взлетном режиме развивает тягу 16,5 кН и
имеет n*s = 14,6 и Г* = 1353 К при т = 2,8. Удельная масса двига-
теля — 0,0204 кг/Н.
При создании двигателя TFE731 фирма «Гэрритт-Эрисерч» ши-
роко использовала свой опыт по разработке ТВД и вспомогатель-
ных силовых установок (ВСУ). Принятая схема с приводом вен-
тилятора через редуктор позволяет снизить диаметр и число
ступеней турбины вентилятора в связи с увеличением частоты
вращения ротора этой турбины, хотя наличие редуктора услож-
няет конструкцию и утяжеляет двигатель. Кроме того, в двига-
теле применена противоточная камера сгорания, позволившая
расположить турбины компрессора вблизи компрессора высокого
давления и тем самым уменьшить длину двигателя.
Одноступенчатый вентилятор двигателя — без ВНА, с отдель-
ными направляющими лопатками для внешнего и внутреннего
ронтуров. При конструировании вентилятора фирма использовала
151
свой опыт и опыт НАСА по созданию высоконапорных компрес-
сорных ступеней с КПД 90%. Компрессор низкого давления через
редуктор соединен с вентилятором и состоит из четырех ступеней.
При его разработке использована аэродинамическая схема ком-
прессора ВСУ самолета В.747. Примененный в двшателе плане-
тарный редуктор с прямозубыми шестернями имеет степень
редукции 0,555 и рассчитан на передаваемую мощность 2430 кВт.
Одноступенчатый, центробежный, с двумерным лопаточным
диффузором компрессор высокого давления имеет очень высокий
КПД При его разработке фирма базировалась на своем опыте
создания центробежных компрессорных ступеней, в частности для
ТВД ТРЕ331 Между компрессорами для предотвращения пом-
пажа во время быстрого разгона или дросселирования двигателя
установлен клапан перепуска, отводящий воздух в канал венти-
лятора.
Камера сгорания двигателя — кольцевая, противоточная, с
пневматическими форсунками, имеет высокую полноту сгорания
в расчетной точке работы двигателя. Камера обеспечивает низкий
уровень выделения загрязняющих веществ, работая на обеднен-
ной топливовоздушной смеси в первичной зоне. Так же как и
некоторые другие узлы двигателя, камера сгорания была разра-
ботана на базе хорошо зарекомендовавшей себя в эксплуатации
камеры ТВД ТРЕ331.
В двигателе применены одноступенчатая охлаждаемая тур-
бина компрессора и трехступенчатая неохлаждаемая турбина
вентилятора, между которыми расположен достаточно широкий
диффузорный переходный канал. В целом конструкция двигателя
TFE731 отличается большой компактностью.
Для различных вариантов применения двигателя разработано
несколько конструкций реверсивного устройства. Например, ре-
версивное устройство на самолете «Фолкон» 50 обеспечивает ре-
версирование 40% максимальной тяги двигателя (рис 78).
Силовые установки различных самолетов с ДТРД TFE731
удовлетворяют нормам по уровню шума, что было достигнуто ис-
пользованием вентилятора без ВНА, выбором оптимального соот-
ношения числа рабочих и направляющих лопаток вентилятора и
увеличенного расстояния между ними, а также специальной аку-
стической обработкой корпуса вентилятора над рабочими ло-
патками.
Конструкция двигателя TFE731 позволяет заменять все его
блоки в процессе эксплуатации по мере необходимости. Кроме
того, во время технического обслуживания двигателя возможна
замена различных крупных и мелких узлов (топливного насоса,
воздушно-масляного теплообменника, блока зажигания, свечей
зажигания, датчиков, форсунок и т. д).
Для двигателя TFE731-3 интервал между осмотрами всех бло-
ков составлял в середине 1978 г. 500 ч По мере накопления опыта
эксплуатации планируется выполнять регламентный осмотр через
1500 ч для турбины и через 3000 ч —ддя вентилятора и редук-
152
тора. С момента ввода в эксплуатацию ДТРД TFE731 в них
внесен ряд улучшений, причем установка усовершенствованных
элементов в ранее изготовленные двигатели может быть выпол-
нена в процессе эксплуатации.
Рис. 78. Компоновка ДТРД TFE731-3 с реверсивным устрой-
ством на самолете «Фолкон» 50
/ — створки устройства в нерабочем положении, 2 — створкн устрой
ства в рабочем положении
Л-Д
Двигатели семейства TFE731 производятся серийно. К концу
1980 г. было изготовлено более 2400 этих двигателей для 850 са-
молетов пятнадцати различных типов. Темп производства состав-
лял 60 двигателей в месяц. Фирма планирует довести их произ-
водство до 70 двигателей в месяц Общая наработка двигателей
превышает 2,4 млн ч После 1983 г. планируется ввод в эксплуа-
тацию разрабатываемой в настоящее время модификации TFE731-5
со взлетной тягой 17,8 кН.
Кроме новых ДТРД на пассажирских и грузовых гражданских
самолетах продолжают применяться ранее созданные двигатели:
ДТРД средней тяги, в частности различные модификации двига-
телей JT3D, JT8D и «Конуэй»; ТРД и ДТРД малой тяги CJ610,
«Вайпер», CF700 и др.; ТВД ТРЕ331, LTP101, РТ6А и др Сведе-
ния об этих двигателях широко публиковались ранее в отечест-
венной и иностранной печати, поэтому повторять их нецелесо-
образно.
153
Глава V
ОПЫТНЫЕ И ПРОЕКТИРУЕМЫЕ АВИАЦИОННЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
Двигатели военных самолетов. Принятие на вооружение
новых и модернизация существующих самолетов осуществляется
одновременно с созданием новых и более совершенных модифи-
каций серийных двигателей. В частности, ведутся интенсивные
работы по созданию истребителей «Мираж» 2000 и «Мираж» 4000
(Франция), штурмовиков F-18 и V-529D, экспортного варианта
легкого истребителя F-16 (США), подготовлен к серийному про-
изводству стратегический бомбардировщик В-1 и разрабатываются
тактико-технические требования на новый бомбардировщик
(США), создается новый тренировочный самолет VTX (США)
и др. Авиадвигателестроительные фирмы разрабатывают для них
новые образцы авиационных ГТД.
Для двухдвигательного штурмовика ВМС США F-18 «Хонит»
фирмой «Дженерал электрик» создается ДТРДФ F404-GE-400.
Двигатель F404 разработан на основе демонстрационного ДТРДФ
с малой степенью двухконтурности YJ101 при 10% увеличении
габаритных размеров и с использованием наиболее совершенных
технических решений, заложенных в конструкцию ДТРДФ F101,
ДТРД CF6 и перспективного газогенератора ATEGG этой фирмы
(см. рис. 45).
Двигатель"F404 является двухконтурным двухвальным двига-
телем блочной конструкции с форсажной камерой. На взлетном
режиме с форсажем двигатель развивает тягу 71,2 кН, без фор-
сажа— до 47,1 кН, имеет =25 и 7"*~16ОО К при т = 0,34.
Удельная масса двигателя — 0,0127 кг/Н.
При проектировании ДТРДФ F404 должны были быть выпол-
нены требования, предусматривающие низкую стоимость произ-
водства двигателя, простоту и блочность конструкции, способст-
вующие низким расходам на эксплуатацию.
Двигатель F404 характеризуется достаточно высоким уровнем
термодинамического совершенства, в частности высокими значе-
ниями температуры газа перед турбиной и степени повышения
давления, что типично для новейших двигателей. Отличительны-
ми особенностями ДТРДФ F404 являются очень небольшая сте-
пень двухконтурности и малое число ступеней турбокомпрессор-
ной группы.
154
Двигатель имеет трехступенчатый вентилятор с ВНА, у кото-
рого применены поворотные лопатки и семиступенчатый компрес-
сор с поворотными направляющими аппаратами первых трех сту-
пеней. Компактная камера сгорания двигателя — кольцевого типа
с пленочным охлаждением стенок жаровой трубы. Турбины ком-
прессора и вентилятора — охлаждаемые, причем в турбине ком-
прессора применено интенсивное конвективно-пленочное охлаж-
дение со струйным натеканием в сопловых и рабочих лопатках,
форсажная камера имеет смеситель воздушного и газового пото-
ков, по-видимому, лепесткового типа. Реактивное сопло двига-
теля— сверхзвуковое, регулируемое, многостворчатое, охлажда-
ется воздухом, отбираемым от вентилятора для форсажной
камеры. Двигатель имеет три опорных узла и четыре подшип-
ника.
На двигателе F404 осуществлен новый подход к размещению
вспомогательных агрегатов, при котором в фюзеляж самолета
вынесены взаимозаменяемые блоки приводов агрегатов, что поз-
воляет уменьшить число подсоединений к двигателю и тем самым
повысить боевую живучесть силовой установки [11].
Сравнение ДТРДФ F404 с ТРДФ J79 (рис. 79), созданным ра-
нее той же фирмой, показывает, что при близких тягах новый
двигатель имеет более чем в 1,7 раза меньшую удельную массу.
Двигатель F404 намного проще своего предшественника в основ-
ном благодаря меньшему компрессору с большим КПД: л*Е =25
достигается в 10 ступенях, тогда как л* = 13,5 в двигателе J79
достигается в 17 ступенях. Общее число деталей в двига-
теле F404 равно 14 300, что приблизительно на 33% меньше, чем
в двигателе J79, кроме того, длина нового двигателя меньше
на 25%.
Как уже отмечалось, двигатель F404 был создан на базе де-
монстрационного ДТРДФ YJ101 с очень малой степенью двухкон-
турности (т = 0,2), который предназначался для легкого двух-
двигательного истребителя, проигравшего конкурс. При разработ-
ке двигателя YJ101 предполагалось создать перспективный двига-
тель, который должен был иметь простую конструкцию, низкую
стоимость в течение всего периода производства и эксплуатации,
перспективы снижения стоимости узлов и двигателя в целом,
а также допускать максимальное использование прогрессивной
технологии, успешно освоенной при выполнении других программ
фирмы.
При выборе типа двигателя для легкого истребителя учиты-
валось, что такой самолет должен быстро взлетать, разгоняться
до высоких скоростей, набирать большую высоту, совершать по-
леты с дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, маневрировать
в соответствии с требованиями воздушного боя, который разви-
вается на высотах около 3000 м при скоростях полета, соответ-
ствующих числу Мп~-0,9. В соответствии с этим решено было раз-
работать двигатель, развивающий максимальную нефорсирован-
-155
Сл
о»
F4W
279
Рис. 79. Схемы опытного ДТРДФ F404 и серийного ТРДФ J79
ную тягу во время боя и максимальную форсированную тягу при
маневрировании [55].
Указанным требованиям наилучшим образом удовлетворяет
ДТРДФ с очень малой степенью двухконтурности, который имеет
небольшое преимущество перед ТРД по удельному расходу топ-
лива, а перед ТРДФ по возможности простого решения проблемы
охлаждения стенок форсажной камеры и реактивного сопла. Бес-
форсажный ДТРД не может обеспечить приемлемый разгон до
околозвуковой скорости, потребную скороподъемность, а также
тягу при маневрировании и ведении боя.
Из конструктивных особенностей двигателя YJ101, который
имеет такую же схему, число ступеней вентилятора, компрессора
и турбин, как ДТРДФ F404, а также близкие основные термоди-
намические параметры, отмечаются:
—	высокая окружная скорость рабочих лопаток вентилятора,
позволившая уменьшить число его ступеней;
—	рациональная конструкция корпуса наружного контура,
позволяющая обойтись без дополнительного охлаждения отсека
двигателя и применения мощной теплоизоляции между двигате-
лем и самолетом;
—	компактность малодымной камеры сгорания, разработанной
с учетом опыта проектирования, доводки и эксплуатации камеры
сгорания ДТРД CF6;
—	подобие системы охлаждения турбины двигателя системе
двигателя F101;
—	сравнительная простота форсажной камеры и регулируе-
мого реактивного сопла.
Отмечается также, что ДТРДФ YJ101 — единственный в США
двухконтурный двигатель с приводом вентилятора от одноступен-
чатой турбины, в результате чего ценой некоторого ухудшения
эффективности турбины был получен выигрыш в массе исключе-
нием одной или нескольких ступеней турбины вентилятора.
Двигатель YJ101 успешно проходил стендовые и летные испы-
тания, при которых, в частности, отмечалась высокая газодина-
мическая устойчивость его компрессора. Максимальные парамет-
ры, достигнутые при испытаниях на опытном самолете YF-17,
составили: Д=15,2 км и Мп = 2,05. Использование полученных
данных значительно ускорило разработку ДТРДФ F404 и облег-
чает его доводку.
Испытания двигателя F404 начались в 1977 г., а в конце
1979 г. он поступил в серийное производство. Первый полет само-
лета F-18 «Хонит» состоялся в конце 1978 г.
Двигатель F404 является первым двигателем ВМС США, ко-
торый должен пройти дополнительное испытание на надежность
до ввода его в эксплуатацию. Хотя предполетное 60-часовое и
военное квалификационное 150-часовое испытания остаются,
условия последнего ужесточаются: 52% времени из 15Q ч двига-
тель должен работать при максимальной температуре газа на
входе в турбину, что почти в два раза превышает нормы. Затем
157
последуют испытания на малоцикловую усталость в течение
1300 ч и ресурсные испытания с имитацией режимов полета в
течение 2250 ч, состоящие из многократного повторения наиболее
трудных участков полетного цикла. Дополнительно будет прове-
дено ускоренное эксплуатационное испытание первых серийных
двигателей. Его длительность составит 2000 ч в реальных полетах
для получения опережающей наработки.
Всего предполагается построить для выполнения программы
доводочных испытаний 50 двигателей F404, из которых 16 пред-
назначены для стендовых и 34 — для летных испытаний.
ВМС США планируют закупить 1366 самолетов F-18 для за-
мены истребителя F-4 «Фантом» и штурмовика А-7 «Корсар»,
причем первые самолеты F-18 должны поступить на вооружение
в 1983 г. Их производство будет осуществляться десять лет. Для
этих самолетов планируется к 1984 г. поставить около 2000 дви-
гателей F404
Решено применить бесфорсажный вариант двигателя F404J на
новом шведском многоцелевом истребителе JAS, причем осо-
бенность такого ДТРД заключается в низком уровне шума и
малом выделении загрязняющих веществ, а также в меньшем
уровне инфракрасного излучения, что важно для военных самоле-
тов, совершающих полеты на небольшой высоте при дозвуковой
скорости [40]
Изучается также возможность модернизации находящегося -на
вооружении легкого штурмовика А-7 заменой одного ДТРД TF41
двумя бесфорсажными двигателями F404, что должно обеспечить
большую тягу силовой установки и повышенную безопасность по-
лета самолета при выходе одного двигателя из строя.
Существует также проект замены двух ТРДФ J85 на истреби-
теле F-5 «Тайгер» одним ДТРДФ F404, что увеличит тягу силовой
установки на 60% и обеспечит повышение скороподъемности,
улучшение маневренности и других летных характеристик само-
лета [21]. В частности, скорость полета самолета F-5G должна
соответствовать числу Мп = 2,1. Первый полет самолета F-5G
с двигателями F404 запланирован на середину 1983 г.
Для французских ВВС создан ДТРДФ блочной конструкции
SNECMA М53 (рис. 80). Работы ведутся над несколькими моди-
фикациями двигателя М.53 (М.53-2, М 53-5, М53Р-2), отличаю-
щимися уровнем термодинамических параметров и основными
данными. Этот двигатель предназначен для установки на сверх-
звуковых самолетах различного назначения — однодвигательном
истребителе-перехватчике «Мираж» 2000 и двухдвигательном са-
молете тактической поддержки и дальней разведки «Мираж»
4000. Двигатель М 53 рассчитан на работу при Мл = 2,Зч-2,5 на
большой высоте полета. В дальнейшем предполагается в резуль-
тате улучшения системы охлаждения двигателя и смазки подшип-
ников эксплуатировать его на истребителях-перехватчиках с Мп
до 3, которые должны поступить на вооружение в 80-е годы.
Следует также отметить, что ДТРДФ М.53-2 проектировался с
158
Сл
Рис. 80. Схема ДТРДФ М.53
учетом возможности его установки на самолетах, оборудованных
ТРДФ «Атар» 9К-50. По сравнению с двигателем «Атар» двига-
тель М.53-2 развивает большую тягу (примерно на 20% на всех
режимах полета при меньшем на 10—15% удельном расходе топ-
лива), а также имеет меньшую удельную массу (у*в — 0,017 кг/Н
против 0,022 кг/Н у двигателя «Атар»), такой же диаметр и мень-
шую длину.
ДТРДФ М.53-2 развивает на взлетном форсажном режиме тягу
83,3 кН, на максимальном режиме — 53,9 кН. Двигатель имеет
невысокую =8,5 и Т*вз1=1473 К при малой т = 0,3.
Двигатель М.53 является ДТРДФ с одновальным турбоком-
прессором. Он единственный мощный двухконтурный двигатель
такой схемы. Это объясняется тем, что вначале он создавался
как двухконтурная модификация одновального ТРДФ «Атар» в
соответствии с концепцией о целесообразности применения дви-
гателей с невысокой лД для высокоскоростных самолетов.
ДТРДФ М.53 имеет трехступенчатый вентилятор и пятисту-
пенчатый компрессор, приводимые двухступенчатой охлаждаемой
турбиной. Трансзвуковой вентилятор двигателя без ВНА и ком-
прессор имеют большую напорность ступеней, что позволило со-
кратить общее число ступеней компрессорной группы. Кольцевая
камера сгорания с испарительными форсунками обеспечивает
высокую полноту сгорания и низкий уровень выделения дыма ~
загрязняющих веществ, а также равномерное поле температур
перед турбиной при малых потерях давления. Форсажная камера
двигателя — общая для обоих контуров. Она имеет отдельные
форсунки для подачи топлива в первичную и вторичную зоны
горения, в камере применена эффективная система охлаждения,
позволившая использовать в конструкции этого узла титановые
сплавы. Сверхзвуковое регулируемое реактивное сопло обладает
малым донным сопротивлением. Створки сопла управляются гид-
росистемой, использующей топливо. Двигатель построен по про-
стой силовой схеме, и его ротор опирается на три подшипника.
ДТРДФ М.53 состоит из десяти блоков, что позволяет обслу-
живать его по техническому состоянию. Например, блок турбины
может быть заменен за 12 ч, однако при этом двигатель необхо-
димо снять и вновь установить на самолет. Блоки заменяются
после визуального, бороскопического и дефектоскопического (с по-
мощью гамма-лучей) осмотров, проводимых через каждые 150 ч.
Блочная конструкция этого двигателя позволяет сократить на
50% время обслуживания при парке из ста самолетов.
Двигатели М.53-2 и М.53-5 успешно прошли предполетные
квалификационные испытания, и в настоящее время ведется их
летная доводка на дозвуковой летающей лаборатории «Каравел-
ла», сверхзвуковой летающей лаборатории «Мираж» F1E и двух
опытных самолетах «Мираж» 2000. Весной 1979 г. начаты летные
испытания самолета «Мираж» 4000. Серийный вариант двигателя
М.53 ДТРДФ М.53-5 рассчитан на достижение на взлетном ре-
160
жиме с форсажем тяги 88,3 кН. В производстве находится малая
серия этого варианта двигателя для летных испытаний самолетов
«Мираж» 2000 и «Мираж» 4000. Поставки французским ВВС се-
рийных истребителей «Мираж» 2000 намечены на начало 1983 г.
Начиная с 1985 г. на серийном самолете «Мираж» 2000 должен
устанавливаться еще более мощный ДТРДФ М.53Р-2, который
взаимозаменяем с двигателем М.53-5.
В печати особо подчеркивалось, что ДТРДФ М.53 в ближай-
шие годы будет одним из немногих двигателей, рассчитанных на
скорость полета, соответствующую числу Ми^2,5. Следует от-
метить, что выбор схемы и параметров ДТРДФ М.53, предназна-
ченного для сверхзвукового истребителя, сделан по иным прин-
ципам, чем ДТРДФ F100 такого же назначения. В частности,
двигатель М.53 имеет невысокие значения степени повышения
давления и степени двухконтурности. При этом, как и двигатель
F100, он рассчитан на достижение высокой форсированной тяги
на режиме сверхзвукового полета. Однако на дозвуковых режи-
мах полета его экономичность хуже, чем у ДТРДФ F100. Вслед-
ствие этого оба двигателя могут обеспечить высокие динамические
характеристики самолетов при существенной разнице в дозвуко-
вой дальности в пользу F100, хотя в целом ДТРДФ М.53 яв-
ляется современным двигателем, отвечающим по своим тягово-
экономическим характеристикам и диапазону эксплуатационных
режимов требованиям, предъявляемым к двигателям сверхзвуко-
вых военных самолетов [15].
Для истребительной авиации рассматриваются также некото-
рые другие двигатели, в частности М.88 (Франция), F401 (США),
TFE731-1042 (США, Швеция) и др.
ДТРДФ М.88, предназначаемый для будущего французского
двухдвигательного самолета, который по размерам и массе дол-
жен занимать промежуточное положение между истребителями
«Мираж» 2000 и «Мираж» 4000, рассчитан на взлетную тягу
с форсажем 73,6 кН с последующим увеличением ее до 83,3 кН.
При этом масса двигателя должна быть уменьшена почти в
1,75 раза по сравнению с серийным ТРДФ «Атар» 9К-50 того же
класса тяги [16]. ДТРДФ М.88 предполагается также использовать
на будущем европейском боевом самолете 90-х годов — TKF/ECA.
ДТРДФ F401 является более мощной модификацией серий-
ного двигателя F100. Двигатель F401 разработан на базе демон-
страционного ДТРДФ JTF-22 фирмы «Пратт-Уитни» и имеет
такую же газогенераторную часть, как ДТРДФ F100. ДТРДФ
F401-PW-400 рассчитан на тягу на взлетном режиме с форсажем
125 кН. Первые испытания двигателя начались в 1969 г., а с
1973 г. проводились полеты самолета F-14B с двумя ДТРДФ
F401. Однако вследствие ряда технических и финансовых труд-
ностей и отсутствия заказов для конкретного самолета доводка
двигателя не закончена. В качестве одного из вариантов приме-
нения этого двигателя предполагаются СКВП. В частности, на
опытном самолете XFV-12A с системой увеличения подъемной
6—839
161
силы крыла испытывался ДТРД F401, оборудованный устрой-
ством для отклонения вектора тяги [33].
Новым двигателем фирмы «Пратт-Уити» является ДТРДФ
PW1120* (рис. 81), предлагаемый для следующего поколения Л
одно- и двухдвигательных истребителей (американского FX,
шведского JAS и др.). Этот двигатель создается на базе ДТРДФ
F100 с использованием его газогенератора. Общность двигателей
PW1120 и F100 составит около 60%. ДТРДФ PW1120 будет отли-
чаться от исходного двигателя F100 меньшими размерами, новым
PW1120
F1QO
Рис. 81. Схемы ДТРДФ PW1120 и ДТРДФ F100
вентилятором с лопатками малого удлинения, одноступенча-
той турбиной вентилятора и форсажной камерой упрощенной
конструкции. Некоторые изменения будут внесены и в газогене-
ратор, в частности в камеру сгорания и турбину компрессора.
Двигатель рассчитан на взлетную тягу 91,7 кН на форсаже и
59,4 кН без форсажа при n*s = 23, 7’*max = 1648 К и т = 0,155.
Удельная масса двигателя — 0,0141 кг/Н. Температура газа, при
которой будет работать большую часть полета новый двигатель,
ниже, чем у F100, что обеспечит ему повышенную надежность [17].
Фирма «Пратт-Уитни» предполагает, что в течение следующих
двадцати лет может потребоваться до 5000 двигателей PW1120,
первые из которых, по мнению специалистов этой фирмы, могут
быть поставлены в 1985 г.
Фирма «Гэрритт-Эрисерч», продолжая совершенствовать дви-
гатели TFE731, разрабатывает совместно с фирмой «Волво флюг-
мотор» на базе газогенераторной части своего серийного ДТРД
двигатель TFE731-1042 в вариантах ДТРД и ДТРДФ (рис. 82).
Расчетное значение форсированной тяги двигателя равно 29,6 кН,
удельная масса двигателя составляет 0,0153 кг/Н [41]. Новыми
элементами в этом двигателе являются передний корпус, весь ка-
* С 1981 г фирма «Пратт-Уитни» ввела новую систему обозначений для
вновь создаваемых двигателей По этой системе обозначения двигателей состоят
из букв PW и трех или четырех цифр (три цифры — у двигателей канадского
отделения фирмы, четыре — у двигателей основного, американского отделения).
Первая цифра у двигателей для военной авиации — нечетная, у двигателей для
гражданской авиации — четная Последние две цифры обозначают тягу двига-
теля в тысячах фунтов или его мощность в сотнях лошадиных сил Вторая
цифра в четырехзначных обозначениях указывает тип самолета, для которого
данный двигатель предназначен (у двигателей канадского отделения для этого
служит латинская буква, стоящая после третьей цифры).
162
о
Рис. 82. Схема ДТРДФ TFE731-1042
нал внешнего контура и двухступенчатый вентилятор. Ожидается,
что TFE731-1042 будет иметь на 30% меньший расход топлива
по сравнению с серийными двигателями таких размеров, а также
более низкие уровни шума, дымления, инфракрасного излучения
и повышенную первоначальную надежность. Кроме того, вдвое
будет снижена стоимость материально-технического обеспечения
этого двигателя. Двигатель предназначается для установки на
новых тренировочных самолетах типа VTX, самолетах непосред-
ственной поддержки следующего поколения, а также для возмож-
ного переоснащения существующих самолетов, в частности, имею-
щих ТРД «Вайпер».
Для сверхзвукового стратегического четырехдвигательного
бомбардировщика ВВС США В-1 фирмой «Дженерал электрик»
разработан ДТРДФ F101. Двигатель F101 создан на базе газо-
генератора GE9 (см. рис. 45) и удовлетворяет дополнительным
требованиям программы обеспечения прочности конструкции дви-
гателя. Конструкция и параметры двигателя оптимизированы для
продолжительного полета самолета В-1 на небольшой высоте при
высокой дозвуковой скорости (Мп = 0,9), а также для полета на
высоте 15—16 км на скорости, соответствующей Мп = 24-2,2.
Двигатель F101 (рис. 83) является двухконтурным двухваль-
ным двигателем блочной конструкции с общей форсажной каме-
рой для обоих контуров. На взлетном режиме с форсажем дви-
гатель развивает тягу больше 133,4 кН, без форсажа — 75,5 кН и
имеет л*ь=27 и 7* = 1647 К при т = 2,1. Удельная масса двига-
теля F101 составляет 0,0133 кг/Н [37].
ДТРДФ F101 характеризуется высоким уровнем термодина-
мического совершенства (в частности, 77 = 1647 К является одной
из наиболее высоких температур, применяемых в двигателях
военных самолетов), компактностью (л*Е=27 достигается в двух
вентиляторных и девяти компрессорных ступенях), а также малой
удельной массой, находящейся на уровне наиболее современных
двигателей для истребительной авиации. Двигатель F101 имеет
малое число ступеней вентилятора, компрессора и турбин, что
объясняется увеличенной аэродинамической нагрузкой компрес-
сорных и турбинных профилей и увеличенной окружной скоростью
рабочих лопаток.
Двигатель имеет двухступенчатый вентилятор с ВНА, у кото-
рого задняя часть пера лопатки подвижная. На концах рабочих
лопаток обеих ступеней расположены бандажные полки, что по-
зволило получить профильную часть пера лопаток с умеренным
удлинением и высокими аэродинамическими характеристиками,
которые не ухудшаются, как при расположении полок на проме-
жуточном между корнем и периферией диаметре и, кроме того,
лучше противостоят ударным нагрузкам, например при попада-
нии птиц в воздухозаборник. Внешняя часть переднего корпуса
вентилятора и лопатки ВНА снабжены противообледенительной
системой, работающей на воздухе, отбираемом от компрессора,
164
С1
4 5
Рис. 83. Схема ДТРДФ F101:
/ — каналы отбора воздуха, 2 — рабочее колесо турбины высокого давления 3 — топливный коллектор, 4 — стабилизатор пламени-
5 —силовые цилиндры, 6 — ролики механизма поворота створок сопла, 7 — внутренняя первичная створка, 8 — кулачок меха-
низма поворота створок сопла 9 — внешняя створка и уплотнения, 10 — вторичная внутренняя створка, // — выпускная труба-
12 — зона смешения форсажной камеры, /3 — инфракрасный пирометр, 14— сопловой аппарат турбины высокого давления 15 —
камера сгорания, 16 — диффузор, // — внутренний корпус канала внешнего контура, 18 — наружный корпус канала внешнего
контура
Компрессор высокого давления — девятиступенчатый, с регу-
лируемыми направляющими аппаратами первых трех ступеней.
Над рабочими лопатками всех ступеней, кроме шестой, имеются
уплотнительные кольца, на внутреннюю поверхность которых
плазменным напылением нанесено покрытие из истираемого ма-
териала, что сводит к минимуму повреждение стенок корпуса при
касании его торцами рабочих лопаток, а также препятствует са-
мовозгоранию при трении титановых деталей.
Камера сгорания двигателя — кольцевого типа, очень короткая,
с оригинальным смесеобразующим устройством. В этом устрой-
стве топливо через 20 трубок подается в небольшие смесители
вихревого типа, где оно предварительно смешивается с поступаю-
щим воздухом. Такая конструкция обеспечивает хорошее смеше-
ние и полное сгорание топлива на длине камеры менее 255 мм,
причем в зоне длиной приблизительно 50 мм происходит смеше-
ние, а в остальной части — горение.
Турбина компрессора — одноступенчатая, охлаждаемая. Сле-
дует отметить, что применение одноступенчатой турбины для при-
вода компрессора, степень повышения давления которого, по-ви-
димому, превышает 10, является необычным решением. Для срав-
нения напомним, что в более раннем двигателе J79 той же фирмы
для привода компрессора с л* = 13,5 применена трехступенчатая
турбина. Использование одноступенчатой турбины позволило реа-
лизовать систему ее охлаждения без теплообменника, несмотря
на очень высокое значение Т'т. Турбина вентилятора — двухсту-
пенчатая, неохлаждаемая. В конструкции турбин использованы
современные жаропрочные сплавы типа «Rene».
Форсажная камера двигателя — общая для обоих контуров,
с 28 щелевыми каналами для воздуха и 28 — для газа, причем
смешение потоков происходит в зоне расположения стабилизатора
пламени. Воспламенение топлива, подаваемого 56 форсунками,
начинается с внутреннего кольца стабилизатора для обеспечения
равномерного нарастания температуры газа и плавного выхода
на форсажную тягу.
Реактивное сопло — сверхзвуковое, многостворчатое, с неболь-
шим сужением к хвостовой части. Внутренний и внешний контуры
сопла оптимизированы для полета на дозвуковом крейсерском
режиме при сохранении высоких аэродинамических характеристик
на остальных эксплуатационных режимах.
В системе управления двигателя в качестве основного эле-
мента применен инфракрасный фотоэлектрический пирометр,
сфокусированный на лопатки ротора турбины высокого давления.
Датчик пирометра настроен на средний уровень температуры ра-
бочих лопаток этого ротора. При достижении заданного предела
средней температуры металла лопаток расход топлива и частота
вращения ротора вентилятора автоматически стабилизируются.
ДТРДФ F101 с 1976 г. производились малой серией, а три
опытных бомбардировщика В-1 находились ц летной доводке.
166
Одновременно до августа 1979 г. проводилась «Программа не-
прерывной технической доводки», которая имела целью ускорение
достижения технической «зрелости» двигателя, увеличение сро-
ка службы его элементов и снижение стоимости жизненного
цикла.
В июне 1977 г. производство самолетов В-1 и двигателей F101
было временно приостановлено. К этому моменту общая нара-
ботка 46 опытных и серийных двигателей превысила 15 000 ч,
однако доводка двигателя продолжалась. В 1981 г. было принято
решение о развертывании производства ста серийных стратеги-
ческих бомбардировщиков модификации В-1В с двигателями
F101JE102. Эти самолеты должны поступить на вооружение в
конце 80-х годов.
На базе двигателя F101 разрабатывается его модификация
F101DFE (см. рис. 10), в которой использована газогенераторная
часть исходного двигателя. В ДТРДФ F101DFE применены новый
увеличенный трехступенчатый вентилятор, модифицированные
форсажная камера и реактивное сопло другого двигателя фирмы
«Дженерал электрик» — F404. Взлетная тяга с форсажем двига-
теля F101DFE должна составлять около 129 кН. Двигатель пред-
полагается использовать для замены серийных двигателей на
истребителях F-14 и F-16 и бомбардировщике FB-1I1.
Двигатели самолетов гражданской авиации. Для разрабатывае-
мых пассажирских самолетов В.757, В.767, А.200, А.310, «Джет»,
VFW.614, CL-600 и других, а также для модернизируемых совре-
менных самолетов предлагается ряд новых и усовершенствованных
серийных двигателей.
С 1975 г. на базе серийного ДТРД RB.211-22B разрабатывается
двигатель RB.211-535C со взлетной тягой 162,8 кН (при MCA
+ 20°С). Двигатель должен иметь n*s до 23 и Т*=1509 К при
т = 4,47 [28]. В этом двигателе в основном сохранен турбокомпрес-
сор высокого давления исходного двигателя, однако он будет
работать при меньших значениях давления, температуры и часто-
ты вращения, что должно снизить уровень шума и повысить на-
дежность двигателя. В двигателе RB.211-535C применены новый
вентилятор уменьшенного на 330 мм по сравнению с исходным
двигателем диаметра, шестиступенчатый компрессор низкого дав-
ления (т. е. имеющий на одну ступень меньше, чем у двигателя
RB.211-22B) без регулируемого ВНА, турбина высокого давления,
имеющая упрощенную систему охлаждения, турбина вентилятора
уменьшенных по сравнению с исходным двигателем размеров, из-
менена также выхлопная система (см. рис. 73).
Предполагается, что уровень шума ДТРД RB.211-535C будет
соответствовать нормам на следующее десятилетие, ресурс боль-
шинства узлов будет выше, чем у исходного двигателя, а удель-
ный расход топлива снизится приблизительно на 2%. Двигатель
предлагается устанавливать на перспективных гражданских са-
167
молетах средней дальности полета, эксплуатация которых наме-
чается на 80-е годы, в частности на самолете В.757. Две англий-
ские авиакомпании уже заказали 40 таких самолетов с двигате-
лями RB.211-535C.
Фирма «Дженерал электрик», продолжая развивать семейство
двигателей CF6, предложила варианты ДТРД уменьшенной по
сравнению с базовым двигателем тяги. Один из этих вариантов —
двигатель CF6-32 (рис. 84) — предназначался для новых самоле-
тов средней дальности полета, в частности для самолета В.757.
В ДТРД CF6-32 использовались схема и газогенераторная часть
двигателя CF6-6D, но с измененными узлами вентилятора (умень-
шен диаметр и снята последняя ступень компрессора низкого дав-
ления). Были уменьшены также число ступеней и диаметр тур-
бины вентилятора. Двигатель должен был развивать на взлетном
режиме тягу 162,3 кН, а на крейсерском режиме полета (/7=11 км
и мп = 0,8) при тяге 36,9 кН иметь удельный расход топлива
0,0637 кг/(Н-ч) [37], однако, несмотря на достаточно длительную
доводку двигателя, планировавшиеся параметры не были полу-
чены и фирма прекратила работу над ним.
Другой вариант двигателя CF6-80, созданный на основе ДТРД
CF6-50, предназначенный для новых самолетов В.767 и аэробу-
сов А 310, рассчитан на взлетную тягу 213,6 кН (CF6-80A1). Усо-
вершенствования, внесенные в двигатели CF6-80, позволят снизить
удельный расход топлива на 4—6% по сравнению с эксплуати-
руемыми в настоящее время и рассчитаны на увеличение срока
службы двигателей при повышении надежности.
Новый двухконтурный турбореактивный двигатель CFM.56
создан совместно фирмами SNECMA (Франция) и «Дженерал
электрик» (США) и предлагается для транспортных самолетов
различного назначения. ДТРД CFM.56 разрабатывался для пер-
спективных пассажирских самолетов взлетной массой от 60 до
160 т на 130—200 мест, с двумя, тремя и четырьмя двигателями.
Кроме того, двигатель может также устанавливаться на военных
самолетах с большой дальностью полета, патрульных самолетах
с большой продолжительностью полета и транспортных самолетах,
обслуживающих театр военных действий.
При проектировании двигателя требовалось обеспечить удель-
ный расход топлива на крейсерском режиме, на 15—20% мень-
ший, чем у существующих двигателей такого класса, уровень
шума, удовлетворяющий разрабатываемым нормам по уровню
шума, отсутствие видимого дымления и снижение выделения за-
грязняющих веществ, хорошую обслуживаемость двигателя бла-
годаря блочной конструкции.
Работы по двигателю проводились с 1971 г., когда было за-
ключено соглашение между фирмами, причем разработка двига-
теля состояла из двух этапов. На первом этапе, закончившемся
в 1974 г., проводились изготовление, испытание двух демонстра-
ционных двигателей и выбор окончательных параметров. Второй
168
Рис. 84. Схема ДТРД CF6-32

этап был закончен в 1980 г. получением разрешения на эксплуа-
тацию.
Фирма «Дженерал электрик» отвечает за газогенераторную
часть, систему управления и компоновку двигателя в целом,
фирма SNECMA отвечает за вентилятор, компрессор низкого
давления, турбину вентилятора, реверсивное устройство и боль-
шую часть вспомогательных элементов. Кроме того, каждая из
фирм ответственна за материально-техническое обеспечение вы-
пускаемых ею узлов перед объединенной фирмой «CFM Интер-
нэшнл».
Следует отметить, что в качестве газогенераторной части в дви-
гателе CFM.56 используется газогенератор ДТРДФ F101, пере-
деланный для работы с пониженной температурой газа перед
турбиной и меньшим загрязнением атмосферы продуктами сго-
рания.
Двигатели семейства CFM.56 (см. рис. 19) являются малошум-
ными высокоэкономичными двухвальными двигателями блочной
конструкции. ДТРД CFM.56-2 развивает на взлетном режиме тягу
106,8 кН (до MCA +15°С), а на крейсерском режиме полета
(//=10,7 км, Мп = 0,85)—тягу 22,4 кН при удельном расходе
топлива 0,066 кг/Н. На взлетном режиме двигатель имеет ^*х=26
(степень повышения давления на крейсерском режиме полета
равна 29) и Т* = 1560 К при т = 6. Удельная масса двигателя —
0,0196 кг/Н.
Двигатель CFM.56 имеет одноступенчатый консольно распо-
ложенный вентилятор без ВНА. Рабочие лопатки снабжены бан-
дажными полками, установленными на концах лопаток. Для до-
стижения малого радиального зазора между полками и корпусом
применено истираемое покрытие. Рабочие лопатки могут заме-
няться индивидуально. Толщина рабочих лопаток несколько уве-
личенная по сравнению с лопатками других двигателей не только
для повышения их стойкости против эрозии, но и для уменьшения
повреждений при попадании посторонних предметов. Вентилятор
по конструкции подобен вентилятору двигателя CF6 и рассчитан
на обеспечение высокого КПД, низкого уровня шума и легкого
обслуживания.
На одном валу с вентилятором установлены три подпорные
компрессорные ступени. За последней ступенью имеются регули-
руемые створки для перепуска воздуха при низких частотах
вращения. Газогенератор двигателя имеет девятиступенчатый ком-
прессор высокого давления, ВНА и направляющие аппараты пер-
вых трех ступеней которого выполнены с регулируемыми лопат-
ками. Запас по помпажу в компрессоре предполагается ббльшим,
чем в любом более раннем по времени создания ДТРД. Рабочие
лопатки компрессора можно заменять, не разбирая ротор.
Кольцевая камера сгорания — короткая, со смесительно-вихре-
выми камерами по типу камер двигателя F101. Камеру сгорания
можно заменить, не демонтируя топливные форсунки. Топливные
17Q
форсунки рассчитаны на работу при низком давлении, что предот-
вращает изменение степени распыла топлива при загрязнении,
износе или эрозии канала форсунки. Фирмы ведут работы по
созданию камеры с очень низким уровнем выделения загрязняю-
щих веществ.
Одноступенчатая турбина компрессора — охлаждаемая, с ин-
дивидуально заменяемыми без разборки ротора рабочими лопат-
ками. Одноступенчатая турбина компрессора позволяет расходо-
вать меньшее количество охлаждающего воздуха. В этой турбине
внедряется система активного управления радиальным зазором,
позволяющая уменьшить потери от утечек и перетечек газа по
торцам рабочих лопаток. Четырехступенчатая турбина вентиля-
тора имеет охлаждение сопловых лопаток первой ступени и кор-
невых частей рабочих лопаток всех ступеней.
Выхлопная система двигателя позволяет применять различные
схемы выходных устройств: с раздельным истечением и со сме-
шением потоков, с применением или без применения смесителя.
Реверсивное устройство расположено в наружном контуре или
общее для обоих контуров.
Двигатель CFM.56 по своей конструкции очень компактный.
В нем имеется всего два силовых корпуса — корпус вентилятора
и задний корпус. В двигателе — две масляные полости и пять
подшипников.
В ДТРД CFM.56 принят ряд конструктивных мер для обеспе-
чения низкого уровня шума. В частности, в вентиляторе отсут-
ствует ВНА, выбрано определенное соотношение числа рабочих
и направляющих лопаток и установлен увеличенный осевой зазор
между ними. Кроме того, турбина вентилятора имеет большое
число лопаток, что позволило сместить к границе слышимого звука
основную дискретную составляющую спектра шума и ее гармо-
ники. Оценка уровней шума, создаваемого самолетами с двига-
телями CFM.56, показала, что действующие нормы будут удов-
летворены с существенным запасом. На режиме посадки шум
обтекания самолета будет даже выше шума двигателей.
Для стендовой и летной доводки ДТРД CFM.56 планируется
построить 12 двигателей, кроме того, еще 10 двигателей будут
построены для демонстрационного и опытного самолетов В.707.
К середине 1980 г. 11 опытных двигателей CFM.56 наработали на
стендах более 7000 ч. Ко времени передачи двигателей в эксплуа-
тацию их наработка за время испытаний должна достичь 10 000 ч.
В конце 1979 г. ДТРД CFM.56 получил сертификат на эксплуа-
тацию в авиационных ведомствах США и Франции.
Двигатель CFM.56 проходил летные испытания по стандарт-
ным и специальным программам на летающей лаборатории «Ка-
равелла» и опытном СКВП YC-15. На летающей лаборатории
испытания по специальной программе состояли из оценки харак-
теристик двигателя, оценки уровня вибраций, проверки работы
системы охлаждения, эффективности системы регулирования тяги,
исследования работы двигателя с несимметричным потоком на
171
входе. При всех этих испытаниях двигатель в целом продемон-
стрировал нормальную работу.
На самолете КВП YC-15 используются закрылки, обдуваемые
реактивной струей. Во избежание их повреждения горячими вы-
хлопными газами в двигателе CFM.56 был применен и испытан
смеситель.
При стендовых испытаниях двигателя основное внимание было
уделено работам по так называемому циклу «С», который пред-
ставлял собой полный полетный цикл, но сокращенный по вре-
мени. При этом температура газа и частота вращения роторов
достигали максимальных эксплуатационных значений. Испытания
проводились, чтобы воздействию максимальной и минимальной
температуры подвергались не только элементы, работающие не-
посредственно в горячем газе, но и находящиеся вне проточной
части, например диски.
В результате этих работ предполагается поставить самолето-
строительным фирмам надежный и доведенный двигатель
CFM.56.
Двигатели CFM.56 предлагаются для замены устаревших ТРД
J57 и ДТРД TF33 на четырехдвигательных самолетах-топливоза-
правщиках КС-135, которых насчитывается 650 только в ВВС
США. Французские ВВС уже приняли решение о такой замене
двигателей на своих самолетах-топливозаправщиках. Рассматри-
вается также возможность использования ДТРД CFM.56 на само-
летах системы AWACS, что должно улучшить характеристики
этих самолетов, увеличив, в частности, на 16% время патрули-
рования по сравнению с эксплуатируемыми в настоящее время
самолетами с двигателями TF33 [12].
Двигатель CFM.56 предлагается также для широко распро-
страненных пассажирских и транспортных самолетов В.707 и DC-8
вместо двигателя JT3D. Установка нового ДТРД на самолете
В.707 обеспечивает увеличение дальности полета почти на 10%
при неизменной платной нагрузке или повышение экономичности
на 12—15% при одинаковой дальности полета, снижение длины
ВПП на взлете на 15% и значительное снижение уровня шума.
Предусматривается как замена двигателей на старых самолетах,
так и установка ДТРД CFM.56 на новых самолетах В.707 с обыч-
ным или удлиненным фюзеляжем.
Установка двигателя CFM.56 на самолете DC-8 позволит сни-
зить расход топлива примерно на 22% и увеличить дальность
полета с 6500 до 7500 км при неизменной полезной нагрузке или
увеличить платную нагрузку с 20 до 28 т при сохранении даль-
ности. Кроме того, модернизированные самолеты DC-8 должны
иметь значительно меньший уровень шума (площадь звукового
контура с уровнем шума до 90 EPN дБ должна уменьшиться со
124 до 14 км2).
Двигатель CFM.56 предлагается также для двухдвигатель-
ных самолетов семейства «Джет», которые будут создаваться
объединением европейских фирм. Применение ДТРД CFM.56 на
172
этих самолетах должно привести к существенной экономии топ-
лива.
Наконец, изучается возможность применения двигателя
CFM..56 и для пассажирского самолета «Супер» F.28. Для при-
менения двигателя CFM.56 на этом самолете требуется понизить
тягу, чего можно достичь применением нового вентилятора и ряда
других узлов или дросселированием. Однако и в этом случае
ДТРД CFM.56 оказывается конкурентоспособным по отношению
к другим двигателям.
При проектировании двигателя CFM.56 в его конструкции
были заложены возможности повышения тяги до 120 кН, а впо-
следствии— до 129 кН при относительно небольших изменениях
элементов и узлов. Кроме того, имеются проекты модификаций
двигателя уменьшенной тяги.
Модификация двигателя с вентилятором меньшего диаметра
CFM.56-3 (старое наименов’ание CFM.56-DR-18) рассчитана на
взлетную тягу 89 кН и отличается от базового двигателя мень-
шим числом подпорных компрессорных ступеней (две), меньшим
числом ступеней турбины вентилятора (три), а также более низ-
кими степенью повышения давления и температурой газа. Первый
такой двигатель может быть готов к испытаниям через 1,5 года
после начала разработки, а поставки его самолетостроительным
фирмам могут начаться через четыре года.
Двигатели CFM.56-3 предлагаются для новых самолетов ма-
лой и средней дальности полета на 120—130 пассажиров типа
F.29 и «Джет» 1, которые придут на смену эксплуатируемым сей-
час самолетам В.727, В.737, DC-9 и ВАС.111, а также для замены
двигателей этих самолетов.
Для самолетов малой и средней дальности полета типа В.737,
F.29 и SA, рассчитанных на 120—160 пассажиров, предлагается
также англо-японский двигатель RJ.500, создаваемый на базе
ДТРД RB.432 фирмы «Роллс-Ройс». При разработке двигателя
RJ.500 основное внимание уделяется обеспечению низкого уровня
шума, незначительного загрязнения атмосферы, сохранения высо-
ких тяговых и экономических характеристик в процессе эксплуа-
тации и малой стоимости производства. На взлетном режиме
(MCA +15°С) двигатель должен развивать тягу 89,2 кН, на крей-
серском (/7 = 9,1 км, Мп = 0,8)—22,2 кН при удельном расходе
топлива 0,066 кг/(Н-ч). Сертификация ДТРД RJ.500 назначена
на 1984 г., ввод в эксплуатацию — на 1986 г.
Двигатель RB.432 является двухвальным ДТРД с умеренным
уровнем термодинамических параметров при большой степени
двухконтурности. На первом этапе разработки намечено создать
ДТРД с взлетной тягой 80,1 кН и в дальнейшем ее увеличить.
ДТРД RB.432 должен иметь удельный расход топлива, на 20—
25% меньший, чем ранее разработанные ДТРД такого класса,
например «Спей». Уровень шума двигателя должен соответство-
вать новым нормам ICAO. ДТРД должен обладать малой эмис-
сией загрязняющих веществ. Кроме того, двигатель должен со-
173
стоять из малого числа узлов для снижения стоимости производ-
ства и технического обслуживания С этой целью он спроектиро-
ван с небольшим числом ступеней (одна ступень вентилятора,
восемь ступеней компрессора высокого давления, одна ступень
турбины компрессора и три ступени турбины вентилятора) и
малым числом опор (четыре подшипника расположены в трех
опорных узлах).
Доводка двигателя RB.432 должна быть завершена к концу
1984 г., т. е. к моменту готовности самолета F.29. По предвари-
тельной оценке, для авиакомпаний мира может потребоваться
1200 двухдвигательных самолетов такого типа.
Введение с начала 80-х годов новых, более жестких между-
народных норм ICAO по уровню шума потребует замены или
модернизации нескольких тысяч самолетов В 727, В.737, DC-9
(с ДТРД семейства JT8D), а также В 707 и DC-8 (с ДТРД се-
мейства JT3D).
Фирма «Пратт-Уитни», создавшая двигатели JT3D и JT8D*,
предложила три варианта решения этой проблемы: модернизацию
мотогондол применением ЗПК, переоборудование самолетов мо-
дифицированными серийными двигателями с уровнем шума, от-
вечающим нормам, замену существующих самолетов новыми с
новыми двигателями.
Первый вариант возможен для двигателей JT8D, в воздухо-
заборнике, реактивном сопле и воздушном канале внешнего кон-
тура которых необходимо установить ЗПК- Для двигателей JT3D
эти меры неэффективны. Кроме того, применение ЗПК не решает
другой задачи, важной при любой модернизации силовой уста-
новки— снижения расхода топлива.
Второй вариант предусматривает переделку в двигателях
JT3D и JT8D каскада низкого давления, в котором должен быть
установлен новый вентилятор увеличенного диаметра, что должно
снизить уровень шума и улучшить тягово-экономические харак-
теристики Фирмой на базе серийных двигателей JT8D-9 и JT8D-17
создаются такие модернизированные ДТРД JT8D-209 и JT8D-217
[43].
В соответствии с третьим вариантом решения проблемы фир-
мой разрабатывается новый ДТРД JT10D
Наибольшие успехи пока достигнуты в создании модернизи-
рованных двигателей JT8D серии 200, а разработка модифициро-
ванного ДТРД на базе двигателя JT3D оказалась малоперспек-
♦ Двигатели семейства JT8D являются наиболее распространенными двига-
телями самолетов гражданской авиации и принадлежат к первому поколению
ДТРД Они установлены на самолетах В 727, В 737, DC-9, «Каравелла», «Мер-
кюр» и др Всего насчитывается более 3000 двух-, трех- и четырехдвигательиых
самолетов с различными вариантами ДТРД JT8D, наработавшими в эксплуата-
ции более 165 млн ч В мае 1980 г был изготовлен десятитысячный двигатель
семейства JT8D, а число заказанных превысило 11 000 Поэтому понятно жела-
ние фирмы «Пратт Уитии» сохранить спрос на эти двигатели с помощью их
модернизации.
174
тивной. При работе над модернизированным двигателем JT8D
для снижения скорости реактивной струи внутреннего контура,
а следовательно, и шума у базового ДТРД было необходимо
большую часть энергии потока внутреннего контура передать во
внешний контур. Такое перераспределение возможно либо увели-
чением степени повышения давления вентилятора, либо увеличе-
нием степени двухконтурности, т. е. увеличением диаметра венти-
лятора. Увеличение степени двухконтурности более целесообразно,
так как при этом возрастает тяга и снижается удельный расход
топлива двигателя.
Исследование показало, что поставленные при замене венти-
лятора требования удовлетворяются применением двухступенча-
того вентилятора несколько большего диаметра, чем у базового
двигателя, или одноступенчатого вентилятора существенно боль-
шего диаметра. Небольшое увеличение, диаметра, которое тре-
буется при применении'двухступенчатого вентилятора, благопри-
ятно по условиям установки на самолет. Однако такой вентиля-
тор должен был бы иметь большую длину и массу вследствие
увеличенных осевых зазоров между статорными и роторными
лопатками (для снижения генерируемого им шума) и значитель-
ную акустическую обработку мотогондолы, что также увеличивает
длину и массу силовой установки. Эти обстоятельства предопре-
делили выбор одноступенчатого вентилятора.
Применение одноступенчатого вентилятора потребовало сни-
жения частоты вращения ротора низкого давления, чтобы избе-
жать чрезмерно высокой (более 550 м/с) окружной скорости на
периферии рабочих лопаток вентилятора. При этом для сохране-
ния степени повышения давления вентилятора и компрессора низ-
кого давления, а также обеспечения запасов устойчивости таких
же, как у базового двигателя, потребовалось добавить к компрес-
сору низкого давления две ступени. Это вызвало необходимость
применения новой турбины вентилятора.
В двигателях серии 200 полностью сохранены наиболее важ-
ный и дорогой узел ДТРД JT8D — газогенератор, а также ко-
робка привода агрегатов, топливо-масляный теплообменник, топ-
ливный насос с регулятором расхода топлива, система зажигания,
клапаны противообледенительной системы и ряд других узлов
и деталей. Следует отметить, что компрессор низкого давления за-
имствован у ДТРДФ РМ.8. Одновременно в двигатель были вве-
дены различные усовершенствования, в частности в камере сго-
рания, снизившие эмиссию загрязняющих веществ.
По мнению специалистов фирмы «Пратт-Уитни», такой путь
создания двигателей позволяет существенно уменьшить затраты
и сократить время разработки, а также использовать опыт техни-
ческого обслуживания и эксплуатации серийных двигателей.
Использование для этой цели такого двигателя, как JT8D, осо-
бенно целесообразно, учитывая его массовость и высокую надеж-
ность (коэффициент выключения в полете на 1000 ч составил в
175
1977 г. 0,05, коэффициент досрочных снятий—менее 0,1), а также
большой ресурс, достигающий 13 250 ч.
С другой стороны, такой путь создания двигателей предопре-
деляет неперспективность их технико-экономических данных и
малые возможности по совершенствованию основных узлов, си-
стемы регулирования и технологии обслуживания. Кроме того,
применение подобных двигателей может быть затруднено после
введения в конце 80-х годов еще более жестких норм по уровню
шума и эмиссии загрязняющих веществ.
Двигатель JT8D-209 (рис. 85) является малошумным эконо-
мичным вариантом двухконтурного двухвального двигателя JT8D,
первая модификация которого начала эксплуатироваться в 1963 г.
ДТРД JT8D-209 на взлетном режиме развивает тягу 80,1—82,3 кН
(до MCA +15°С), а на крейсерском режиме полета (/7 = 9,1 км,
Мп = 0,8) —тягу 23,8 кН при удельном расходе топлива
0,0744 кг/(Н-ч). На взлетном режиме двигатель имеет n‘s = 18,1
и Т*г = \2$3 К при т=1,65. Удельная масса двигателя — 0,025 кг/.Н.
Сравнение удельных расходов топлива двигателей JT3D-3B, JT8D-9
и JT8D-209 приведено на рис. 86.
Двигатель имеет одноступенчатый вентилятор диаметром
1250 мм (вместо 1017 мм у JT8D), запас устойчивости которого
составляет 15%. Усовершенствованный компрессор низкого дав-
ления шестисгупенчатый, установлен на одном валу с вентилято-
ром. Его запас устойчивости также равен 15%. Семиступенчатый
компрессор высокого давления, трубчато-кольцевая камера сго-
рания и одноступенчатая турбина компрессора в основном ана-
логичны этим узлам базового двигателя. Турбина вентилятора —
трехступенчатая, сконструирована с использованием опыта созда-
ния турбины вентилятора ДТРД JT9D и имеет высокий КПД.
На двигателе применяется двенадцатилепестковый смеситель по-
токов, за которым установлено общее нерегулируемое реактивное
сопло. Применение смесителя с центральным телом, имеющим
облицовку ЗПК, снижает уровень шума на 4—5 EPN дБ, а также
улучшает удельный расход топлива на 1—1,5%.
В двигателе JT8D-209 приняты меры для снижения уровня
шума: вентилятор имеет оптимизированное число рабочих и на-
правляющих лопаток и увеличенный осевой зазор между лопат-
ками, по каналу до вентилятора и за ним установлены ЗПК,
у турбины вентилятора увеличенные проходные сечения снизили
скорость истечения газовой струи внутреннего контура. Кроме
того, широко применены ЗПК на стенках канала наружного кон-
тура. Для дополнительного уменьшения шума двигатель JT8D-209
устанавливается в акустически обработанную мотогондолу. Все
эти меры приводят к уменьшению шума двигателя. На рис. 87
дано сравнение площадей звукового следа, ограниченных конту-
ром с уровнем шума 100 EPN дБ, для двигателей JT3D и JT8D-209.
Кроме того, при испытаниях отмечено снижение дымления на
85%.
176
Рис. 85. Схема ДТРД JT8D-209
Испытания ДТРД JT8D-209 начались в середине 1976 г. и ус-
пешно проводились на стендах и опытном СКВП YC-15. Двига-
тель JT8D-209 выбран для нового пассажирского самолета DC-9
«Супер» 80, являющегося укороченным вариантом двухдвигатель-
ного самолета DC-9. К середине 1980 г. был получен заказ от
авиакомпаний на 90 таких самолетов. Летные испытания само-
лета DC-9 «Супер» 80 с двигателями JT8D-209 начались в ок-
тябре 1979 г.
Рис. 86. Сравнение удельных
расходов топлива двигателей
JT3D-3B, JT8D-9 и JT8D-209
(/7 = 9 км; Мп = 0,8)
JT3D-3B
JT8H-209
> 16,5км2
5.4 км2
I	I	Г	I	>	>	I	> I
6	3	О	3	6	9	12	15 КМ
~Г~	2
Рис. 87. Площади звукового следа
для ДТРД JT3D-3B и JT8D-209;
1— заход на посадку; 2— старт; 3— взлет
Другой малошумный вариант двигателя JT8D — ДТРД
JT8D-217 имеет взлетную тягу 89 кН.
Наряду с разработкой новых модификаций серийных двигате-
лей фирма «Пратт-Уитни» ведет опытно-конструкторские работы
по проектированию и доводке новых ДТРД семейства JT10D с вы-
сокой степенью двухконтурности, предназначенных для будущего
поколения самолетов средней дальности полета.
Работы по двигателям этого семейства были начаты еще в
начале 70-х годов, а в 1975 г. была уже заложена конструкция
ДТРД JT10D. Однако в связи с неопределенностью размеров и
конфигураций будущих самолетов темп работ по двигателю был
замедлен. Кроме того, эта неопределенность вызвала многообра-
зие проектов ДТРД этого семейства с тягой на взлете от 90 до
160 кН. В процессе работы фирма «Пратт-Уитни» пыталась ко-
оперироваться с европейскими двигателестроительными фирмами
«Роллс-Ройс», «Фиат», MTU.
К Началу 1981 г. был наиболее продвинут проект двигателя
JT10D-4, который является малошумным, малодымным двухваль-
ным ДТРД блочной конструкции. Двигатель спроектирован на
взлетную тягу 142,2 кН и низкий удельный расход топлива на
крейсерском режиме (приблизительно 0,059 кг/(Н-ч)) [37].
Двигатели семейства JT10D разрабатываются с использова-
нием опыта, полученного при создании демонстрационного двига-
теля JT10D-2 (рис. 88). Фирма «Пратт-Уитни» заявляет о возмож-
ности снижения расхода топлива на самолетах с двигателями
семейства JT10D. Это снижение должно составить до 13% для
17§
двухдвигательных самолетов и до 10% для четырехдвигательных.
Такое улучшение характеристик предполагается получить приме-
нением ряда технических новшеств (активное управление радиаль-
ными зазорами в компрессоре и турбине газогенератора, тепло-
защитные покрытия сопловых лопаток, монокристаллические
рабочие лопатки турбины, вибростойкие широкие лопатки вентиля-
тора и др.).
Рис. 88. Схема демонстрационного ДТРД JT10D-2
Двигатели семейства JT10D предлагаются для новых 150—
170-местных двухдвигательных самолетов типа SA.2 и SA.3 сред-
ней дальности полета и для 200-местных четырехдвигательных
самолетов типа ТА. 11 большой дальности полета.
Для служебных, штабных, разведывательных и других неболь-
ших самолетов разрабатываются новые двухконтурные двигатели
со взлетной тягой 20—35 кН. При проектировании этих ДТРД
ставится задача создания высокоэкономичных, малошумных дви-
гателей с малой эмиссией загрязняющих веществ, дешевых при
производстве и простых в эксплуатации. Как известно, получение
таких показателей в газотурбинных двигателях малых размеров
затруднено, в связи с чем наряду с двигателями традиционных
схем разрабатываются ДТРД необычных схем и компоновок.
Примером двигателя обычной схемы является двухвальвый
ДТРД рВ.401, создаваемый фирмой «Роллс-Ройс», рассчитанный
на низкий уровень шума и малую эмиссию загрязняющих веществ.
Двигатель RB.401-07 (рис. 89) на взлетном режиме развивает
тягу около 25 кН (МСА + 15°С), на крейсерском режиме полета
(Д=12 км, Мп = 0,7)—тягу 5,02 кН при удельном расходе топ-
лива приблизительно 0,072 кг/(Н-ч). На взлетном режиме дви-
гатель имеет л*;. = 13,2 при ш = 4,2. Удельная масса двига1еля —
около 0,019 кг/Н [37]. Конструктивные особенности двигателя:
179
отсутствие противовибрационных перемычек на рабочих лопатках
вентилятора, регулируемый ВНА и направляющий аппарат пер-
вой ступени компрессора высокого давления, испарительные фор-
сунки в камере сгорания, охлаждение турбины высокого давления,
малое число опор роторов, длинный канал внешнего контура
и т. д.
Рис. 89. Схема ДТРД RB.401-07
Двигатель RB.401-07 создается с использованием технических
решений и опыта, полученных при разработке и испытаниях двух
демонстрационных двигателей RB.401-06, которые проводились в
1974—1977 гг. Испытания опытных ДТРД RB.401-07 начались
еще в 1977 г., причем достаточно быстро были достигнуты значе-
ния тяги и удельного расхода топлива с отклонениями от расчет-
ных в пределах ±1%. При испытаниях двигатель показал также
хорошую управляемость и приемистость.
Следует отметить, что двигатель RB.401-07 используется так-
же в качестве демонстратора технических решений при разработке
более мощного двигателя RB.432.
Для двигателя RB.401 разработано устройство реверсирова-
ния тяги ковшового типа, выполненное из алюминиевого сплава
и позволившее уменьшить массу этого устройства на 40% по
сравнению с подобными устройствами, выполняемыми из жаро-
прочных материалов. Возможность использования алюминиевых
сплавов достигнута тем, что новое устройство помещается непо-
средственно за реактивным соплом внутреннего контура и при
реверсировании тяги на поверхностях его створок холодная воз-
душная струя внешнего контура создает теплозащитный слой.
В результате этого максимальная температура створок не превы-
шает 85°С.
180
ДТРД RB.401 предназначены для замены ТРД «Вайпер», ко-
торые широко эксплуатируются на штурмовиках, тренировочных
и служебных самолетах. Кроме того, эти двигатели можно ис-
пользовать на самолетах непосредственной тактической поддерж-
ки, перспективных тренировочных самолетах, а также беспилот-
ных летательных аппаратах с дистанционным управлением.
Примером двигателя необычной схемы является трехвальный
ДТРД ATF3 (рис. 90), созданный фирмой «Гэрритт-Эрисерч».
/ — вентилятор; 2 — канал нар5лжного контура; 3— решетка выхода горячих
газов; 4—канал подвода воздуха к компрессору высокого давления; 5 —
центробежный компрессор высокого давления; 6 — камера сгорания; 7 —.
турбина компрессора высокого давления; 8 — турбина вентилятора; 9— тур-
бина компрессора низкого давления; 10— компрессор низкого давления
Двигатель ATF3-6 развивает на взлетном режиме тягу 22,5 кН
(МСА + 15°С), на крейсерском режиме полета (/7=12,1 км, Мп =
= 0,8) —тягу 4,5 кН при удельном расходе топлива 0,08 кг/(Н-ч).
На взлетном режиме двигатель имеет п’£ =21 и Т* = 1448 К при
т = 3. Удельная масса двигателя — 0,0192 кг/Н [37].
Двигатель имеет необычный газовоздушный тракт, в котором
до смешения воздушного и газового потоков направление движе-
ния потока внутреннего контура изменяется дважды на противо-
положное. В конструкции этого ДТРД роторы турбовентилятора и
турбокомпрессора низкого давления отделены от ротора турбо-
компрессора высокого давления в отличие от обычной схемы
трехвального двигателя, в котором все роторы соосны.
Воздух, поступающий в воздухозаборник двигателя, сжима-
ется в вентиляторе и разделяется на два потока, один из которых
поступает во внешний, другой — во внутренний контур. Поток
воздуха, поступивший во внутренний контур, сжимается в осевом
компрессоре низкого давления, а затем по восьми длинным кана-
лам транспортируется в заднюю часть двигателя. Там направ-
ление потока изменяется на 180°, после чего воздух поступает в
одноступенчатый центробежный компрессор высокого давления.
Затем сжатый воздух направляется в кольцевую камеру сгора-
ния противоточного типа.
Горячий газ, поступающий из камеры сгорания, расширяется
в турбине, которая приводит центробежный компрессор высокого
181
давления и агрегаты. Далее газ расширяется в турбине, приводя-
щей вентилятор, а затем в турбине, приводящей компрессор низ-
кого давления. Поток газа за последней турбиной еще раз пово-
рачивается на 180° с помощью лопаточных решеток и через
восемь каналов направляется в смеситель. Выхлопные газы выхо-
дят из общего реактивного сопла, образованного наружным ко-
жухом внешнего контура и хвостовым обтекателем задней части
двигателя.
Фирма «Гэрритт-Эрисерч» обращает внимание на большую для
относительно маломощного двигателя суммарную степень повы-
шения давления (л*5:>20), что удалось получить применением
центробежного компрессора высокого давления, который для двига-
телей таких размеров более эффективен, чем осевой. Применение
одноступенчатого центробежного компрессора вместо много-
ступенчатого осевого упрощает конструкцию двигателя. Необыч-
ность компоновки ротора высокого давления объясняется жела-
нием не снижать КПД рабочих колес компрессора и турбины
этого ротора, пропуская через них валы других роторов. Прове-
денные испытания подтвердили расчетные значения КПД узлов
и показали возможность некоторого их повышения. Следует от-
метить, что фирма «Герритт-Эрисерч» имеет большой опыт работы
по малоразмерным двигателям и вспомогательным силовым уста-
новкам, в которых широко применяются центробежные компрес-
соры, противоточные камеры сгорания и газовоздушные каналы
сложной формы. Этот опыт и был использован при создании дви-
гателя ATF3.
Фирма отмечает следующие основные достоинства конструк-
тивной схемы ДТРД ATF3:
—	достаточно высокую эффективность термодинамического
цикла, обеспечиваемую расположением роторов и применением
одноступенчатого центробежного компрессора высокого дав-
ления;
—	пониженное лобовое сопротивление двигателя, полученное
размещением вспомогательных агрегатов в задней части двига-
теля;
—	меньший уровень шума вследствие смешения потоков внут-
реннего и внешнего контуров;
—	хорошие характеристики турбин на режиме малого газа
двигателя;
—	малую инерционность короткого ротора высокого давления,
обеспечивающую легкий запуск и высокую приемистость двига-
теля;
—	меньшее (почти на 35%) число деталей двигателя по
сравнению с трехвальным ДТРД обычной конструктивной
схемы.
Однако в двигателе ATF3 имеются достаточно высокие потери
давления, обусловленные поворотами потоков воздуха и газа в
подводящих каналах к компрессору высокого давления, отводящих
182
каналах от турбины низкого давления и в противоточной ка-
мере сгорания.
Кроме необычной схемы расположения роторов, связанных с
этим обстоятельств и отмеченных ранее особенностей компрес-
сора высокого давления и камеры сгорания конструктивными осо-
бенностями ДТРД ATF3 являются: отсутствие ВНА одноступен-
чатого вентилятора, применение одного регулируемого направляю-
щего аппарата компрессора низкого давления, использование
титанового сплава для рабочего колеса компрессора высокого
давления, охлаждение турбины высокого давления, применение
кольцевого реактивного сопла, использование для каждого из
роторов двух подшипников, собранных в трех опорных узлах,
и т. д.
Двигатель ATF3 прошел длительный путь развития. Его раз-
работка была начата в середине 60-х годов, когда он предназна-
чался для служебного самолета «Сейбрлайнер», однако для этого
самолета был выбран другой двигатель этой же фирмы —ДТРД
TFE731. Работы по двигателю ATF3 были возобновлены в связи
с разработкой беспилотного летательного аппарата «Компас
Коуп», который, однако, не прошел по конкурсу. Доводка дви-
гателя была возобновлена в середине 70-х годов, когда ДТРД
ATF3-6 был выбран для разведывательного самолета HU-25A
«Гардиан» и для замены устаревшего двигателя на служебном
самолете «Фолкон» 20.
Летные испытания самолетов с этими двигателями ведутся
с 1977 г. Ко времени получения сертификата на эксплуатацию
двигатели ATF3 наработали более 11 000 ч. Однако при сертифи-
кационных испытаниях оказалось невыполненным требование
норм летной годности о сохранении работоспособности при попа-
дании двух птиц массой по 0,7 кг. Согласно нормам падение
тяги в этом случае не должно превышать 25%. После внедрения
усиленных рабочих лопаток вентилятора при повторных испыта-
ниях, состоявшихся в конце 1980 г., произошла поломка антивиб-
рационной полки. Вследствие этого начало поставок самолета
HU-25A существенно задержалось по сравнению с плановым
сроком.
Для службы береговой охраны США заказано свыше сорока
двухдвигательных разведывательных самолетов средней дальности
полета HU-25A «Гардиан»* с ДТРД ATF3-6-2C (взлетная тяга —
23,5 кН), кроме того, имеется более 35 заказов на переоснащение
ДТРД ATF3-6-1C (взлетная тяга — 22,5 кН) служебных самоле-
тов «Фолкон» 20, рассчитанных на трансатлантические полеты и
имеющих устаревшие ДТРД CF700-2D2.
Другим двигателем несколько необычной схемы является
ДТРД ALF502 (рис. 91), создаваемый фирмой «Авко Лайкоминг».
Двигатель ALF502L развивает на взлетном режиме тягу 33,4 кН
* Максимальная дальность полета самолета HU-25A с полной нагрузкой —
Около 4000 км.
183
и имеет n*s=13,7 и Т'г =1423 К при ш = 5. Удельная масса двига-
теля— 0,0173 кг/Н [37].
Двухвальный ДТРД ALF502 разработан на базе широко рас-
пространенного турбовального ГТД Т55, установленного на верто-
лете СН-47. Отличительной особенностью нового двигателя яв-
ляется редуктор, установленный между вентилятором и турбиной
вентилятора. Другими конструктивными особенностями ДТРД
Рис. 91. Схема ДТРД ALF502
ALF502 являются отсутствие ВНА одноступенчатого вентилятора,
комбинированный осецентробежный компрессор высокого давления
с одним регулируемым направляющим аппаратом, кольцевая про-
тивоточная камера сгорания, большое число подшипников, в том
числе задний сдвоенный, и т. д.
Для двигателя ALF502 предполагается проводить техническое
обслуживание при установленном межремонтном ресурсе, равном
4000 ч, либо по техническому состоянию, в зависимости от тре-
бований заказчика. Для этого конструкция двигателя и мотогон-
долы обеспечивает хороший доступ к двигателю и позволяет про-
изводить бороскопический осмотр наиболее напряженных его
узлов.
Фирма «Авко Лайкоминг» дает заказчикам гарантии высокого
качества и надежности своего двигателя. В частности, фирма бе-
рет на себя расходы, связанные с поставкой деталей и ремонтом
двигателя ALF502 в период первых двух лет эксплуатации или
до наработки 1000 ч. Кроме того, при поломке двигателя в пер-
184
вне 100 ч работы фирма обязуется поставить запасной двигатель
бесплатно.
Двигатель ALF502L выбран для нового двухдвигательного слу-
жебного самолета «Челленджер» CL-600, рассчитанного на полет
с четырнадцатью пассажирами на дальность до 7500 км. Предпо-
лагается, что установка этого двигателя на самолете CL-600
обеспечит ему лучшие акустические характеристики и 25—40%
экономии топлива по сравнению с существующими самолетами-
конкурентами «Гольфстрим» 2, «Джет-Стар» 2 и «Фолкон» 50.
К началу 1980 г. было заказано 125 самолетов «Челленджер».
Кроме ДТРД ALF502 существует и другой двигатель, исполь-
зующий редуктор в системе вентилятор—турбина вентилятора,
маломощный ДТРД «Астафан» IVG со взлетной мощностью
7,75 кН, созданный французской фирмой «Турбомека». Двигатель
«Астафан» разработан на базе газогенератора ТВД «Астазу» и
доводится более 10 лет. В настоящее время двигатель выбран для
военного тренировочного двухдвигательного самолета «Фуга» 90
[14].
Рассмотрение параметров и конструкций некоторых конкрет-
ных современных и перспективных авиационных ГТД показывает,
что для них характерны высокие значения термодинамических
параметров рабочего процесса и большая эффективность работы
узлов. В этих ГТД применяются в основном двухвальные кон-
струкции турбокомпрессорной части с высоконагруженными венти-
ляторными, компрессорными и турбинными ступенями, кольцевые
компактные камеры сгорания, охлаждаемые турбины, укорочен-
ные форсажные камеры с регулируемыми реактивными соплами.
При конструировании двигателей принимаются специальные меры
по снижению уровня шума, дымления и выделения загрязняющих
веществ. В их конструкции наряду с известными сплавами ис-
пользуются новые жаропрочные эвтектические сплавы на никеле-
вой и кобальтовой основе, новые титановые сплавы, начинают ис-
пользоваться композиционные материалы. При изготовлении дви-
гателей применяются совершенные и высокопроизводительные
технологические процессы. Ресурс двигателей военных самолетов
и вертолетов составляет многие сотни часов, а гражданских —
многие тысячи часов. Наряду с эксплуатацией двигателей при
установленном фиксированном ресурсе начата эксплуатация дви-
гателей по техническому состоянию.
Глава VI
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ САМОЛЕТОВ С ВЕРТИКАЛЬНЫМ
И УКОРОЧЕННЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ
Основные типы силовых установок СВВП и СКВП.
В последние годы для военной авиации созданы самолеты с вер-
тикальным и с укороченным взлетом и посадкой, существенно
расширяющие возможности тактической авиации. Рассматрива-
лось также значительное число проектов гражданских СВВП и
СКВП, однако пока эти самолеты распространения не получили.
Создание вертикальной составляющей тяги силовой установки
самолета при взлете или посадке наряду с ускорением самолета
при разбеге и торможением при пробеге, а также увеличением
подъемной силы крыла в процессе взлета и посадки приводит
к сокращению взлетно-посадочной дистанции. В зависимости от
вертикальной составляющей тяги сокращение дистанции может
быть большим или меньшим. В случае если она больше массы
самолета, возможны вертикальный взлет без разбега и посадка
без пробега. Естественно, что такие своеобразные условия экс-
плуатации силовой установки приводят к специфичности схем и
конструкций используемых двигателей и требований к ним.
Тяговооруженность, т. е. отношение тяги двигателя к взлет-
ной массе, у вертикально взлетающего самолета должно быть
больше единицы. Вследствие этого к силовой установке СВВП
(СКВП) предъявляются следующие основные требования: мини-
мально возможная удельная масса конструкции, т. е. наибольшая
массовая тяга, максимально возможная объемная тяга, малый
удельный расход топлива на режиме маршевого полета.
Важным дополнительным требованием является высокая при-
емистость, так как положение самолета на режиме висения опре-
деляется вектором тяги его силовой установки. Кроме того, сило-
вая установка СВВП (СКВП) должна обладать повышенной на-
дежностью, которая обеспечивается увеличением числа двигателей,
создающих вертикальную составляющую тяги, чтобы при выклю-
чении одного из них тяговооруженность оставалась больше еди-
ницы. Наконец, скорость истечения газовых струй из силовой
установки на взлете и при посадке не должна приводить к раз-
рушению аэродромного или палубного покрытия и сопровож-
даться чрезмерным шумом. Требование по уровню шума — весь-
ма существенное для гражданской авиации, особенно в условиях
взлета и посадки пассажирских СВВП (СКВП) в черте города
186
или вблизи него, для военных самолетов рассматривается только
как желательное.
При вертикальном взлете самолета на параметры и схему его
силовой установки существенное влияние оказывают следующие
обстоятельства:
—	как и в какой мере действуют в качестве поддерживающих
сил на режиме перехода от висения к горизонтальному полету
реактивные струи двигателя;
—	способ стабилизации самолета в фазе висения, когда тре-
буется сбалансировать постоянно действующие и переменные по
времени моменты сил, в частности от перемещения центра тяже-
сти, от действия воздушных потоков, исходящих от поверхности
взлетно-посадочной полосы и от ветра;
—	количество воздуха, отбираемого от двигателя, для управ-
ления самолетом с помощью дополнительных тяговых реактив-
ных сопел.
Силовые установки для СВВП (СКВП) по принципу создания
вертикальной и горизонтальной тяг можно разделить на три
класса: единые силовые установки, составные силовые установки
и силовые установки с агрегатами усиления тяги [4].
Единые силовые установки служат для вертикального взлета
и посадки и горизонтального полета и состоят из подъемно-мар-
шевых двигателей. Изменение вектора тяги достигается поворо-
том реактивной струи с помощью поворачивающихся реактивных
сопел или поворачивающихся двигателей.
Требования по тяге на взлете к единым силовым установкам
СВВП (СКВП) более высокие, чем к двигателям самолетов с
обычной длиной дистанции взлета и посадки. Тяга такой силовой
установки должна быть достаточной не только для взлета, но и
для быстрого набора высоты и скорости, а также для полета
с максимальной скоростью на боевом режиме.
Значение вертикальной тяги для СВВП особенно важно, так
как определяет возможность осуществления вертикального взлета,
для которого необходимо превышение взлетной тяги силовой
установки над взлетной массой самолета, по крайней мере, на
25%. Иногда от подъемно-маршевых двигателей требуется и
создание отрицательной тяги для маневрирования перед посадкой
на укороченные ВПП.
Для осуществления плавного перехода от вертикального к го-
ризонтальному полету, и наоборот, вектор тяги двигателя должен
поворачиваться вокруг центра тяжести самолета. Кроме того, на
режиме вертикального взлета и посадки для стабилизации само-
лета необходимо, чтобы силовая установка с помощью управляе-
мого выпуска воздуха (газа) выполняла функции системы ориен-
тации самолета. Наибольшая тяга и наибольшее количество отби-
раемого воздуха требуются на самом критическом с точки зрения
безопасности полета режиме — режиме вертикального взлета.
Это обстоятельство в значительной мере затрудняет создание
подъемно-маршевых двигателей.
187
При вертикальном взлете самолета потребная тяга в 3—4 ра-
за превышает тягу, необходимую для крейсерского полета на
дозвуковой скорости, однако при полете на сверхзвуковой ско-
рости потребная тяга велика и сравнима со взлетной тягой.
В единых силовых установках рассматривались для применения
подъемно-маршевые ГТД различных типов, однако практически
использовались ТРД и ДТРД с небольшой степенью двухконтур-
ности. Подъемно-маршевые двигатели целесообразны в основном
для военных самолетов, так как позволяют осуществлять не
только вертикальные или укороченные взлет и посадку, но и полет
с высокой дозвуковой или небольшой сверхзвуковой скоростью.
В такой силовой установке удается реализовать высокие тягово-
экономические характеристики двухконтурных двигателей.
Подъемно-маршевые двигатели работают в течение всего по-
лета, поэтому параметры их термодинамического цикла выби-
раются близкими к параметрам маршевых двигателей самолетов
аналогичного назначения с обычной длиной дистанции взлета и
посадки. Однако при выборе типа и параметров подъемно-марше-
вого двигателя следует учитывать, что он должен быть сильно
переразмерен, так как тяговооруженность самолета должна быть
велика, что при горизонтальном дозвуковом полете предопреде-
ляет работу подъемно-маршевого двигателя на глубоко дроссель-
ных режимах с пониженной тягой и увеличенным расходом топ-
лива.
Повышение экономичности двигателя на таких режимах мо-
жет быть достигнуто рациональным выбором параметров термо-
динамического цикла, в частности применением увеличенных n*s,
Г* и т в ДТРД, применением форсажных камер, включаемых на
взлете, что снижает степень дросселирования двигателя в дозву-
ковом крейсерском полете в связи с его работой на бесфорсаж-
ном режиме, применением смешанной силовой установки, в кото-
рой некоторая доля вертикальной тяги создается подъемными
двигателями, а остальная — подъемно-маршевым.
Следует отметить, что удельная масса подъемно-маршевых
двигателей близка к удельной массе двигателей самолетов с обыч-
ной длиной дистанции взлета и посадки. При этом необходимо
учитывать возможное утяжеление подъемно-маршевых двигателей
из-за наличия системы поворота вектора тяги.
Составные силовые установки состоят из двигателей, создаю-
щих вертикальную тягу на режимах взлета и посадки (подъем-
ные и подъемно-маршевые двигатели), и двигателей, создающих
горизонтальную тягу на других режимах полета (маршевые дви-
гатели) .
Подъемные двигатели рассчитаны на работу в течение несколь-
ких минут за полет, поэтому должны иметь очень малую удель-
ную массу и повышенную надежность при высокой удельной тяге.
В связи с особенностью расположения этих двигателей на само-
лете (обычно в вертикальном положении) они должны быть мак-
188
симально короткими. Кроме того, для подъемных двигателей
важны простота конструкции и малая стоимость. Последнее об-
стоятельство имеет особое значение при большом количестве подъ-
емных двигателей, устанавливаемых на одном самолете, и их ма-
лом ресурсе. В качестве подъемных двигателей в СВВП (СКВП)
применяются ТРД и ДТРД.
Несмотря на то что подъемные двигатели работают сравни-
тельно короткое время, их удельный расход топлива является до-
статочно важным параметром силовой установки, так как масса
топлива, необходимая для работы подъемных двигателей, умень-
шает запас топлива, который возможно использовать для выпол-
нения боевой задачи самолета. Поэтому для подъемного двига-
теля необходим низкий удельный расход топлива, чего можно
достичь применением ДТРД с большой степенью двухконтурности.
Кроме того, применение таких двигателей, имеющих низкую ско-
рость истечения из реактивных сопел, уменьшает разрушающее
действие выхлопных газов на поверхность аэродрома и сопро-
вождается низким уровнем шума.
Малая масса подъемного двигателя достигается применением
в нем композиционных материалов и легких сплавов, сокращением
числа опор, упрощением топливной и масляной систем, систем
автоматики и запуска, рациональным выбором параметров тер-
модинамического цикла.
При выборе параметров подъемного ТРД для получения наи-
меньших массы и объема стремятся к наибольшим значениям
удельной тяги (?уд при малых значениях так как максимум
/?уД обеспечивает минимальный диаметр двигателя, а малые л’
позволяют сконструировать компактный двигатель с ограничен-
ным числом ступеней турбокомпрессора. Температура газа перед
турбиной подъемных ТРД может быть принята более высокой,
а система охлаждения выполняться более простой, чем у ТРД,
предназначенных для самолетов с обычной дистанцией взлета и
посадки, в связи с небольшим ресурсом подъемных ТРД. Однако
при повышенных Т* большим /?уд соответствуют и большие п*
требующие применения тяжелых многоступенчатых турбокомпрес-
соров, но, так как зависимость /?уд=/(л‘) при T* = const для ТРД
вблизи /?УДШах достаточно полога, возможно выбирать несколько
пониженные значения л‘, обеспечивающие Ryn, близкие к макси-
мальным. При этом удается получить удовлетворительные удель-
ные массы и удельные расходы топлива двигателя. Характерный
уровень параметров термодинамического цикла для подъемного
ТРД'составляет: л* =5ч-8; Т'г — до 1400 К [3].
При выборе параметров подъемного ДТРД руководствуются
теми же принципами, что и для ТРД аналогичного назначения.
При этом степень двухконтурности m оптимизируется исходя из
условий получения минимальной массы и размера двигателя с
Учетом влияния m на параметры двигателя (с ростом tn умень-
189
шается /?уд и увеличивается диаметр вентилятора, однако при
этом уменьшается Суд и снижается шум реактивной струи, а так-
же ее разрушающее воздействие на аэродромное покрытие).
Маршевыми двигателями для СВВП (СКВП) могут быть дви-
гатели, применяемые на самолетах с обычной длиной дистанции
взлета и посадки. Их тип, параметры и размеры определяются
назначением самолета.
Силовые установки с агрегатами усиления тяги имеют единый
двигатель для горизонтального полета и совершения вертикаль-
ного взлета и посадки, но на взлете и посадке используется агре-
гат усиления тяги (см. рис. 9). Агрегат усиления тяги может быть
выполнен в виде выносного турбовентилятора или газового эжек-
тора, обычно располагаемых в крыле самолета. Достоинствами
такой силовой установки являются высокая экономичность на
режимах взлета и посадки, малая скорость истечения реактивной
струи и возможность применения серийных или модифицирован-
ных ТРД и ДТРД в качестве газогенераторов, причем тяга ТВА
в 2,5—3 раза превышает тягу газогенератора. Однако такие си-
ловые установки имеют большие размеры и массу, что затрудняет
их размещение на самолете, особенно в крыле. Кроме того, исте-
чение больших расходов воздуха с малыми скоростями затрудняет
разгон самолета до скоростей, на которых аэродинамические силы
становятся достаточными для управления летательным аппаратом.
Наконец, агрегат усиления тяги, так же как и подъемный двига-
тель, является дополнительным грузом для самолета на всех
режимах полета, кроме взлета и посадки. Следует также отметить,
что достижение высокой газодинамической эффективности тур-
бовентилятора является очень сложной научно-технической за-
дачей.
Наиболее важным параметром рабочего процесса, определяю-
щим тягу, экономичность, габариты и массу силовой установки
с турбовентиляторным агрегатом, является степень повышения
давления воздуха в вентиляторе агрегата. Расчетная оценка л’
„	вен
по сумме масс топлива и силовой установки для разной продолжи-
тельности работы показывает, что оптимальные значения степени
повышения давления составляют 1,15—1,25, однако эта величина
может приниматься и более низкой.
Как уже отмечалось, работы над силовыми установками с аг-
регатами усиления тяги из-за больших конструктивных и газо-
динамических трудностей до сих пор не вышли из стадии экспе-
риментирования.
Подъемно-маршевые двигатели. В настоящее время в военной
авиации стран НАТО эксплуатируется только один самолет с вер-
тикальным взлетом и посадкой. Это дозвуковой штурмовик и раз-
ведчик с подъемно-маршевым двигателем «Пегас». Самолет на-
ходится на вооружении в ВВС и ВМС Великобритании под назва-
нием «Харриер», в ВМС США — под обозначением AV-8 и в ВВС
Испании —под названием «Матадор». Работы над двигателем
19Q
«Пегас» ведутся с конца 50-х годов сначала фирмой «Бристоль
Сиддли», а затем фирмой «Роллс-Ройс», объединившей все авиа-
двигателестроительные фирмы Великобритании. К настоящему
времени создано несколько серийных модификаций этого двигателя.
Двигатель «Пегас» (рис. 92) выполнен по схеме двухвального
ДТРД с раздельными поворотными реактивными соплами для
воздушного и газового потоков. ДТРД «Пегас» И развивает на
режиме вертикального взлета тягу (с впрыском воды) 95,6 кН
W 
Рис. 92.'Схемы ДТРД и ДТРДФ «Пегас»
(не более 15 с с отбором воздуха на газодинамические рули), на
режиме короткого взлета — 90,8 кН (не более 2,5 мин с умень-
шенным отбором воздуха на рули) и на режиме нормального
взлета — 85,2 кН. Суммарная степень повышения давления дви-
гателя л"Е === 14 при т=1,4. Удельная масса двигателя «Пегас» 11
составляет 0,0146 кг/Н.
Для создания вертикальной и горизонтальной составляющих
тяги используется раздельное истечение из контуров ДТРД, при-
чем поток внешнего контура вытекает через два передних, а по-
ток внутреннего контура — через два задних сопла (рис. 93). Все
четыре сопла могут синхронно поворачиваться из вертикального
положения на режиме взлета или посадки в горизонтальное на
остальных полетных режимах. Кроме того, сопла двигателя «Пе-
гас» могут поворачиваться вперед, реверсируя тягу. Наконец, для
взлета с укороченным разбегом можно устанавливать сопла в по-
ложение, промежуточное между горизонтальным и вертикаль-
ным.
191
Достоинствами ДТРД типа «Пегас» Являются возможность
использования двигателя для взлета и посадки самолета с любой
длиной разбега и пробега от нормальной дистанции до нулевой,
а также горизонтальное расположение двигателя на самолете,
обеспечивающее осевой вход воздушного потока в воздухозабор-
ник. Однако отказ двигателя на вертикальном взлете или посадке,
как правило, приводит к катастрофе.
Рис. 93. Схема создания горизонтальной и вертикальной тяг
подъемно-маршевого двигателя с поворотными реактивными соп-
лами:
а — тяга горизонтальная, б — тяга вертикальная
В самолете «Харриер» тяга, создаваемая двигателем, исполь-
зуется не только для горизонтального полета, но и для управле-
ния самолетом во время взлета и посадки. Необходимость совме-
щать направление вертикальной тяги с центром тяжести самолета
потребовала размещения силовой установки в средней части фю-
зеляжа, так как при обычном расположении двигателя в его зад-
ней части изменение направления вектора тяги сопровождалось
бы опусканием носовой части самолета.
Для двигателя «Пегас» применена двухвальная схема, что
обусловливается не только необходимостью получения определен-
192
них газодинамических характеристик, но и возможностью изме-
нять соотношение тяг контуров. Это позволило также уменьшить
размер реактивных сопел, применив четыре относительно неболь-
ших сопла вместо двух большого диаметра. Общая тяга двига-
теля распределяется между передними и задними соплами почти
поровну.
Следует также отметить, что при разработке более мощных
модификаций такого подъемно-маршевого двигателя необходимо
выдерживать определенное положение направления вектора тяги
относительно центра тяжести самолета и строго согласовывать
тягу двигателя и массовые характеристики самолета. Вследствие
этого серьезные конструктивные изменения двигателя, например
форсирование тяги установкой на входе дополнительной («нуле-
вой») ступени вентилятора, не могут быть проведены без смеще-
ния точки приложения тяги на самолете.
ДТРД «Пегас» 11 имеет трехступенчатый вентилятор без ВНА,
приводимый двухступенчатой неохлаждаемой турбиной вентиля-
тора. Околозвуковой вентилятор имеет рабочие лопатки всех сту-
пеней с противовибрационными полками, причем лопатки рабочего
колеса первой ступени сконструированы более толстыми с тупой
передней кромкой для лучшего сопротивления удару при попада-
нии посторонних предметов на вход в двигатель. За последней
ступенью вентилятора некоторое количество воздуха отбирается
для охлаждения турбины и подшипников задних поворотных со-
пел, а также вентиляции двигательного отсека.
После промежуточного корпуса, установленного за вентилято-
ром, воздушный поток раздваивается: одна часть отводится во
внутренний контур, а другая направляется в ресивер, откуда воз-
дух поступает в два рукава сложной коленообразной формы, за-
канчивающиеся круглыми короткими патрубками, в которых за-
креплены передние поворотные реактивные сопла.
Компрессор двигателя — восьмиступенчатый, имеет ВНА с по-
воротными лопатками, приводится двухступенчатой турбиной
компрессора. За пятой ступенью компрессора установлены авто-
матические клапаны перепуска воздуха в канал внешнего контура.
Для пневматической системы управления положением самолета
с помощью поворотных сопел воздух отбирается из-за шестой сту-
пени компрессора.
Ротор турбовентилятора и ротор турбокомпрессора для умень-
шения гироскопического момента вращаются в противоположных
направлениях. Гироскопический эффект в газотурбинных двига-
телях в горизонтальном полете незначителен из-за относительно
небольших скоростей изменения направления полета и демпфиру-
ющего влияния аэродинамического сопротивления. Однако для
СВВП на режиме висения аэродинамическое сопротивление прак-
тически отсутствует, и при быстром изменении положения само-
лета над землей возникает нежелательный момент гироскопиче-
ских сил, приводящий, например, к резкому увеличению угла
крена.
7—839
193
На двигателе применена кольцевая малодымная камера сгора-
ния испарительного типа, причем для увеличения тяги двигателя
при вертикальном или укороченном взлете при температуре окру-
жающего воздуха более +5°С применяется впрыск дистиллирован-
ной или опресненной воды в камеру сгорания. Некоторое коли-
чество воды впрыскивается в охлаждающий воздух, подаваемый
в сопловой аппарат турбины компрессора. Система впрыска воды
применяется также при взлете с высоко располо.женных взлетных
площадок и в жаркую погоду.
В турбине охлаждается только первая ступень, остальные три
ступени — неохлаждаемые. После турбины газы не имеют обыч-
ного прямого выхода, а разветвляются в два рукава коленообраз-
ной формы, заканчивающихся круглыми патрубками, в которых
закреплены задние поворотные реактивные сопла. Подшипни-
ки этих сопел охлаждаются воздухом и смазаны твердой смаз-
кой.
Передняя и задняя пары поворотных сопел механически свя-
заны и поворачиваются с помощью пневматических силовых ци-
линдров, работающих на воздухе, отбираемом от компрессора.
В систему поворота сопел входят один дифференциальный и два
карданных вала, редуктор и цепная передача. Для организации
поворота потока с малыми гидравлическими потерями в горло-
вине каждого патрубка установлены профилированные направ-
ляющие лопатки. Управление положением сопел, а следовательно,
и направлением вектора тяги производится летчиком.
Различные модификации самолета «Харриер» находятся на
вооружении более десяти лет. Имеются дополнительные заказы
на эти самолеты, в частности только ВМС США планируют за-
казать 345 улучшенных самолетов AV-8B. Следует, однако, отме-
тить, что только за период с 1971 г. (начало эксплуатации в США
самолетов AV-8A) по 1978 г. в ВМС США потерпели катастрофу
28 этих самолетов.
Фирма «Роллс-Ройс» продолжает работать над двигателем
«Пегас» в направлении увеличения тяги, повышения надежности
и улучшения обслуживаемости. В частности, разрабатывается ва-
риант ДТРД «Пегас» 11-35 с увеличенной до 111,2 кН тягой и
с модифицированными основными узлами двигателя [20], в то
время как одна из первых серийных модификаций имела тягу
60 кН.
В дальнейшем предполагается создать модификацию двигателя
с дополнительными камерами сгорания, располол гнными перед
передними соплами, для военного самолета, рассчитанного на ско-
рость полета, соответствующую Мп = 1,64-1,7 [35]. Такой двигатель
ДТРДФП «Пегас» 11-33 сможе! развивать тягу около 152 кН
(см. рис. 92). Наиболее сложными вопросами, возникающими при
создании ДТРД с поворотными соплами и форсажем во внешнем
контуре, являются обеспечение устойчивого и полного сгорания
топлива в небольших по объему патрубках, имеющих сложную
194
конфигурацию, и изменение площади выходных сечений передних
сопел при включении и выключении форсажа. Решение этих во-
просов несколько упрощается в связи с применением сравнительно
невысокой температуры форсирования (около 1200 К.)- Следует
отметить, что фирма «Бристоль Сиддли», создававшая первые мо-
дификации ДТРД «Пегас», еще в 60-е годы провела большой
комплекс работ по исследованию системы форсирования тяги
внешнего контура этого двигателя, так что рациональная кон-
струкция такой системы сейчас достаточно изучена. Поэтому пер-
вые возобновленные в 1980 г. стендовые испытания ДТРДФП
«Пегас» прошли успешно.
Подъемные двигатели. Работы над составными силовыми уста-
новками с подъемными и подъемно-маршевыми (маршевыми)
двигателями для СВВП (СКВП) проводились в ряде стран, при-
чем основные усилия были направлены на создание подъемных
двигателей. Большинство подъ-
емных двигателей были демон-
страционными или экспери-
ментальными, но некоторые из
них практически были подго-
товлены к серийному произ-
водству.
Типичным примером подъ-
емного двигателя является
ДТРД RB 202 (рис. 94) фир-
Рис. 94. Схема подъемного ДТРД
RB 202
мы «Роллс-Ройс», предназна-
чавшийся для военно-транс-
портных самолетов. Этот
ДТРД имеет высокую сте-
пень двухконтурности т=10, вследствие чего приемлемых зна-
чений удельной тяги удается достичь только при достаточно
высоких значениях параметров термодинамического цикла. Ха-
рактерными особенностями двигателя являются его малая
длина и низкая удельная масса. Двигатель рассчитан на тягу
36 кН.
Двигатель RB.202 имеет одноступенчатый вентилятор без ВНА,
приводимый трехступенчатой неохлаждаемой турбиной вентиля-
тора. Компрессор двигателя — четырехступенчатый, приводимый
одноступенчатой охлаждаемой турбиной компрессора. Камера сго-
рания— кольцевого типа, с малым отношением длины к диаметру
жаровой трубы. Интересной особенностью конструкции этого дви-
гателя является вращающийся ВНА компрессора, расположенный
внутри рабочего колеса вентилятора и передающий ему вращение
от турбины. Вал ротора турбовентилятора опирается на два под-
шипника, а ступица рабочего колеса вентилятора—на подшипник
большого диаметра, расположенный на корпусе компрессора. Тур-
бина вентилятора установлена консольно с достаточно большим
вылетом. Роторы турбокомпрессора и турбовентилятора враща-
ются в противоположных направлениях.
7*
195
Для получения низкой удельной массы в конструкции двига-
теля RB.202 применены легкие композиционные материалы, алю-
миниевые, магниевые и титановые сплавы. Так как двигатель
рассчитан на краткосрочную работу в условиях малых высот (до
1,5 км) и скоростей полета (до 350 км/ч), топливная и масляная
системы и агрегаты ДТРД RB.202 очень упрощены.
Специфические требования, предъявляемые к подъемному дви-
гателю, определили следующие конструктивные особенности ДТРД
RB.202:
—	канал внешнего контура и выходной направляющий аппарат
вентилятора изготовлены из композиционного материала, так как
эти элементы конструкции имеют большой объем, но мало на-
гружены;
—	одноступенчатый вентилятор спроектирован исходя из усло-
вия получения низкого уровня шума, для чего применены низкие
окружная скорость и степень повышения давления, с этой же
целью длина хорды рабочих лопаток, их число и осевой зазор
между рабочим колесом и направляющим аппаратом подбирались
экспериментально, рабочие лопатки вентилятора выполнены из
композиционного материала;
—	газогенератор внутреннего контура состоит из компрессора
с низкой степенью повышения давления и одноступенчатой высо-
котемпературной турбины, корпус компрессора выполнен из алю-
миниевого сплава, причем толщина его стенок достаточна для
удержания рабочих лопаток в случае их обрыва;
—	для предотвращения отказа при разрушении соседнего по
мотогондоле двигателя и изменении поля потока воздуха на входе
в компрессор компрессор имеет необходимый запас устойчи-
вости;
—	турбина вентилятора выполнена многоступенчатой с высо-
конагруженными ступенями, в связи с чем на выходе из турбины
установлена спрямляющая решетка, уменьшающая закрутку по-
тока в реактивном сопле внутреннего контура;
—	каждый ротор двигателя имеет по две опоры, одна из кото-
рых выполнена со специальным пружинящим устройством, созда-
ющим постоянно направленное осевое усилие, прижимающее
обойму подшипника к шарикам, что исключает наклеп на бего-
вых дорожках подшипников от вибраций на тех режимах полета,
когда подъемные двигатели не работают;
—	смазка подшипников опор производится эмульсированным
маслом на выброс; отработанное масло поступает в реактивное
сопло двигателя, где сгорает.
Другим представителем подъемных двигателей является ТРД
XJ.99, который разрабатывался и испытывался как демонстраци-
онный и не предназначался для установки на какой-либо кон-
кретный самолет. Двигатель характерен компактностью и про-
стотой.
196
Подъемный ТРД XJ.99-RA-1 (рис. 95) создавался фирмами
«Роллс-Ройс» (Великобритания) и «Аллисон» (США). Двигатель
проектировался на тягу около 40 кН. Степень повышения давле-
ния в компрессоре л*=8 и Т*= 1523 К- Удельная масса двигателя
составляет 0,00535 кг/Н.
Двигатель неоднократно испы-
тывался на стенде и показал расчет-
ные данные. Двигатель XJ.99 двух-
вальный, причем каждый ротор
имеет по две ступени компрессора
и по одной ступенй турбины. Ка-
мера сгорания — кольцевая, относи-
тельно короткая. Каждый ротор
турбокомпрессора установлен на
двух подшипниках.
Следует отметить, что при уста-
новке подъемных двигателей типа
RB.202 и XJ.99 в мотогондоле от-
клонение вектора тяги можно полу-
чить либо поворотом самих двига-
телей, либо отклонением реактив-
ных струй системой лопаток или
створок. В первом случае для обес-
печения размещения и поворота
двигателей требуется сложная кон-
Рис. 95. Схема подъемного ТРД
XJ.99-RA-1
струкция мотогондолы больших диаметра и длины, чем во втором
случае, однако потери тяги больше в мотогондоле с отклоняющи-
мися лопатками или створками.
Двухконтурные двигатели с поворотными лопатками вентиля-
тора. Для самолетов укороченного взлета и посадки в основном
гражданского назначения предполагается применение находя-
щихся в стадии экспериментального исследования двухконтурных
турбореактивных двигателей с одноступенчатым вентилятором,
приводимым через редуктор и имеющим поворотные лопатки
(ВПЛ) (рис. 96). Регулирование угла установки поворотных ло-
паток вентилятора дает следующие преимущества:
—	возможность обеспечения располагаемой тяги двигателя,
близкой к оптимальной, почти на всех режимах полета;
—	возможность реверсирования тяги, позволяющая уменьшить
длину пробега самолета при посадке;
—	существенное снижение уровня шума двигателя.
Известно, что идущий от передней части двигателя шум в
значительной мере определяется скоростью вращения и конструк-
цией вентилятора. Использование редуктора для привода ВПЛ
позволяет существенно снизить окружную скорость вращения ло-
паток вентилятора, а следовательно, и уровень шума.
Основным недостатком ВПЛ является малая степень повыше-
ния давления в нем, особенно если лопатки вентилятора необхо-
димо устанавливать в положение с отрицательным углом атаки,
197
Рис. 96. Схема двигателя с ВПЛ на базе ДТРД М.45-Н:
1 — механизм поворота лопаток; 2 — редуктор: 3 — газогенератор;
4 — дополнительная ступень турбины низкого давления; 5 — звукопо-
глощающие конструкции
что возможно при относительном шаге вентиляторных лопаток,
большем единицы, т. е. при малом количестве лопаток, способных
создавать только низкую степень повышения давления. Другим
существенным недостатком ДТРД с ВПЛ является необходимость
установки редуктора между вентилятором и компрессором низ-
кого давления.
Известно, что с увеличением степени двухконтурности опти-
мальное значение степени повышения давления вентилятора умень-
шается, уменьшается и число ступеней вентилятора, необходимое
для достижения этой степени повышения давления. При т>3
удается применять одноступенчатый вентилятор. Это обстоятель-
ство предопределяет применение ВПЛ в ДТРД с большой сте-
пенью двухконтурности. Использование таких двигателей на
СКВП позволяет обеспечить очень высокое отношение взлетной
тяги к крейсерской и хорошую приемистость двигателя (т. е. свой-
ства двигателя, наиболее важные для самолета такого типа), так
как имеется возможность установки лопаток вентилятора в ревер-
сивное и флюгерное положения.
Следует отметить, что при малой степени повышения давления
вентилятора характеристики ДТРД с большой степенью двухкон-
турности, если он оборудован регулируемым реактивным соплом
внешнего контура, будут лучше на переменных режимах работы,
что позволяет полностью использовать преимущества вентилятора
с поворотными лопатками.
Применение ВПЛ расширяет диапазон устойчивой работы дви-
гателя, так как расход воздуха через вентилятор можно регули-
ровать изменением угла установки лопаток рабочего колеса, со-
храняя степень повышения давления в вентиляторе постоянной
при неизменной частоте его вращения. При этом КПД вентиля-
тора также сохраняется постоянным. Такая характеристика вен-
тилятора сокращает время разгона, уменьшает эмиссию загряз-
няющих веществ и улучшает данные двигателя при глубоком
дросселировании, например при барражировании самолета.
Фирма «Роллс-Ройс» несколько лет работает над ДТРД
RB.433 с ВПЛ. Этот двигатель предполагается использовать в ка-
честве силовой установки противолодочного СКВП. Двигатель
разрабатывается на базе демонстрационного ДТРД M.45-SD-02,
который, в свою очередь, был спроектирован на основе серийного
двухконтурного двигателя М.45-Н. Двигатель RB.433 должен раз-
вивать тягу 71,2 кН [19].
При создании демонстрационного двигателя одноступенчатый
вентилятор ДТРД М.45-Н был заменен ВПЛ, а между вентиля-
тором с поворотными лопатками и компрессором низкого давления
был установлен редуктор. Кроме того, к турбине вентилятора
добавлена еще одна ступень. При этом степень двухконтурности
двигателя существенно увеличена (с 3 до 10). Основная работа
по доводке двигателя была сосредоточена на редукторе и ВПЛ.
Для регулирования угла установки лопаток вентилятора при-
меняется серводвигатель, вращающий две соосные венцовые ше-
199
стерни большого диаметра во взаимно противоположных направ-
лениях. Между этими шестернями расположены хвостовики рабо-
чих лопаток с закрепленными на них небольшими коническими
шестернями (рис. 97). Следует отметить, что система крепления
каждой лопатки подвергается во вре-
мя работы действию очень больших
центробежных сил, несмотря на то что
материалом для лопаток служит
алюминиевый сплав. В ближайшем
будущем в двигателях такого типа,
предназначенных для дозвуковых са-
молетов, по мнению специалистов фир-
мы, для изготовления лопаток могут
быть использованы композиционные
материалы.
Такой ДТРД с ВПЛ фирма «Роллс-
Ройс» предполагает предложить и для
Рис. 97- Механизм регулиро-
вания угла установки пово-
ротных лопаток вентилятора
тяжелых транспортных и пассажир-
ских самолетов, так как он может
дать экономию топлива до 20% по
сравнению с современными двигателя-
ми, имеющими большую степень двух-
контурности, существенно снизить уровень шума вентилятора и
реактивной струи без дополнительной акустической обработки мо-
тогондолы и двигателя, позволить отказаться от специального ре-
версивного устройства.
Схемы силовых установок, увеличивающих подъемную силу
крыла самолета. Для военно-транспортных самолетов рассматри-
вается также возможность сокращения дистанции взлета и по-
Рис. 98. Силовая установка СКВП YC-15 с ДТРД JT8D-209
садки посредством увеличения подъемной силы крыла при обдуве
закрылков воздухом, отбираемым от двигателя [31]. На опытном
СКВП YC-15 силовая установка состоит из четырех ДТРД
JT8D-209. выхлопные газы которых натекают на большие двух-
200
сегментные закрылки (рис. 98). Реактивное сопло двигателя скон-
струировано так, что оказывает малое тепловое воздействие на
закрылки, для чего в ДТРД на выходе применен смеситель по-
токов.
Другим способом увеличения подъемной силы крыла является
выдув воздуха, взятого от двигателя, из щели в закрылке. Систе-
ма увеличения подъемной силы работает на воздухе, имеющем
невысокое давление, который, однако, ускоряется до сверхзвуко-
вой скорости при выходе из щели. Подобная система была доста-
точно успешно испытана на самолете «Буффало» с двигателями
«Спей».
В США для опытного СВВП XFV-12A исследовалась также
эжекторная система увеличения тяги, в которой реактивная струя
двигателя выпускается назад через сопло (во время горизонталь-
ного полета) или направляется в систему увеличения подъемной
силы крыла (во время вертикального взлета). Для исследования
использовался ДТРДФ F401 с отклоняющими устройствами раз-
личных схем. Благодаря эжектированию воздуха из атмосферы
подъемная сила самолета увеличивалась на 60%, что позволяло
получать вертикальную тягу до 90 кН при горизонтальной тяге
двигателя F401 с отклоняющим устройством, равной 71,2 кН.
Таким образом, двигатели для СВВП и СКВП, появившиеся
в начале 60-х годов, продолжают совершенствоваться, хотя их
внедрение происходит медленнее, чем предполагалось.
Глава VII
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ БЕСПИЛОТНЫХ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
В последнее десятилетие в странах НАТО широкое при-
менение для беспилотных летательных аппаратов различного на-
значения (мишени, фоторазведчики, корректировщики боевых дей-
ствий, ракеты и т. д.) получили маломощные ТРД и ТВД. Начи-
ная с середины 70-х годов для нового вида оружия, разрабаты-
ваемого за рубежом, — стратегических крылатых ракет с ядерной
боеголовкой, запускаемых с самолетов, наземных установок или
подводных лодок, появились маломощные ДТРД.
Большинство из указанных летательных аппаратов являются
аппаратами одноразового применения, что накладывает свои спе-
цифические требования на двигатель, причем основным из них
следует считать низкую стоимость. Принципы разработки, испы-
таний и эксплуатации дешевых ГТД одноразового применения
существенно отличаются от методов создания двигателей для
пилотируемых или многократно используемых летательных ап-
паратов.
Применение обычного при создании авиационных двигателей
подхода к созданию ГТД одноразового применения привело бы
к появлению для беспилотных летательных аппаратов двигателей
с достаточно высоким уровнем характеристик и ресурсом, но
большой стоимости. Следует отметить, что для максимальноко
удешевления двигателя необходимо найти правильные решения
на ранней стадии его создания, так как возможности уменьше-
ния стоимости двигателя в процессе его разработки, доводки и
производства невелики.
Основной путь снижения стоимости двигателя — максимальное
упрощение его конструкции и технологии изготовления. Разра-
ботка конструкции и технологии изготовления наиболее дорого-
стоящей части ГТД — его турбокомпрессора основывается на кон-
цепции максимальной экономии. Допуская малый ресурс и сохра-
няя обычную технологию производства, американские дви-
гателестроительные фирмы создали двигатели, стоимость которых
в серийном производстве в 3—5 раз ниже, чем обычных авиаци-
онных ГТД подобных размеров.
202
При создании ТРД одноразового применения необходимо со-
блюдать следующие требования [52]:
— использование термодинамического цикла с умеренными па-
раметрами, в частности л* не выше 5—6, что существенно умень-
шает число ступеней турбокомпрессора, позволяя применять од-
ноступенчатую турбину и компрессор с малым числом ступеней;
температура газа перед турбиной выбирается из условия отсут-
ствия охлаждения лопаток турбины;
—	тщательный выбор характеристик элементов двигателя, в
связи с чем применение центробежного компрессора необязатель-
но, так как осевой компрессор с малым числом ступеней при
практически одинаковом с центробежным компрессором КПД
имеет меньший диаметр;
—	минимальный объем механической обработки деталей и уз-
лов, что достигается прежде всего упрощением конструкции, т. е.
снижением числа мелких деталей, снижением требуемой точности
изготовления, уменьшением числа резьбовых соединений и т. и.,
при этом целесообразно применение литых деталей, в том числе
роторов, использование высокопроизводительных технологических
процессов — холодной штамповки лопаток и камер сгорания, свар-
ки, формовки и др.;
—	упрощение систем двигателя, прежде всего топливной, смаз-
ки и управления, установка устройства для запуска двигателя на
стартовой платформе, исключение привода агрегатов от двигателя;
—	тщательное проектирование производственной оснастки,
обеспечивающее снижение до минимума амортизационных рас-
ходов.
Следует отметить, что параметры ГРД одноразового действия
по удельной тяге и удельному расходу топлива получаются хуже,
чем у авиационных ТРД, хотя удельная масса их ниже, однако
такие газотурбинные двигатели в целом остаются более эконо-
мичными, чем ракетные.
В течение нескольких лет в США и Франции разрабатывались
и выполнялись программы создания дешевых двигателей однора-
зового применения и их узлов, в частности программа Центра
вооружения ВМС США по созданию экспериментальной модели
ТРД с тягой 2,9 кН, а также программа по усовершенствованию
одноразового ТРД, предназначенного для летательного аппарата
со сверхзвуковой скоростью полета на малой высоте. Целью пер-
вой из этих программ являлось усовершенствование методов раз-
работки и изготовления силовых установок для использования
полученных данных при создании новых двигателей для ракет
ВМС. При исследовании двигателя ставились следующие за-
дачи:
— разработка конкретных требований к конструкции двига-
теля, определение основных данных, от которых зависят характе-
ристики двигателя, определение способов приемки его заказчиком
и ограничительных условий, отражающих особенности предпола-
гаемого применения двигателя;
203
— разработка такой конструкции и таких методов ее произ-
водства, которые обеспечивают минимальную стоимость двигателя
при удовлетворении эксплуатационных требований.
В соответствии с программой были сформулированы требова-
ния, предъявленные к конструкции двигателя, по которым расчет-
ная точка была выбрана на скорости, соответствующей числу
Мп=1,5 на уровне моря при тяге двигателя 10,2 кН. Были опре-
делены максимальная масса, длина и габаритный диаметр. Кроме
того, от двигателя требовалось обеспечение возможности одного
Рис. 99. Схема ТРД для сверхзвуковой ракеты:
/ — входное устройство, 2 — корпус компрессора. 3 — направляющие лопатки и коль-
ца; •/—пиропатрон; 5 — подшипники с коиснстеитиой смазкой; 6 — сопловой аппарат
турбины; / — кеохлаждаемый ротор турбины; 8— газовая камера стартера и опорная
стойка; 9 — сопло и кок; /0—патрон пускового газогенератора; // — корпус камеры
сгорания; 12 — входная часть камеры сгорания и испарительные топливные трубки;
13 — диски с лопатками ротора компрессора; /-/ — генератор с непосредственным при-
водом от вала двигателя
запуска на земле или в воздухе, старта и полета в регламентиро-
ванном диапазоне рабочих режимов, пятилетнего срока годности
при коэффициенте надежности в эксплуатации 0,99 н способности
вырабатывать электрическую энергию определенной мощности
Вследствие того что двигатель проектировался для одноразового
применения, не предусматривались ни его техническое обслужи-
вание, ни замена дефектных узлов. Кроме того, была определена
максимальная стоимость двигателя, причем для ее снижения было
решено упростить процедуру типовых испытаний, обычно приме-
няемых для авиационных ГТД.	н
В соответствии с программой работ по конкурсной системе
были выполнены общее конструирование двигателя, его тепловые
и прочностные расчеты и проведена технологическая проработка
изделия. По этой программе фирмой «Кертисс-Райт» был разра-
ботан одновальный ТРД с четырехступенчатым осевым компрес-
сором, кольцевой испарительной камерой сгорания, одноступенча-
той неохлаждаемой осевой турбиной и сужающимся реактивным
соплом с центральным телом (рис. 99). При разработке этого дви-
204
гателя использовались принципы создания дешевого ТРД однора-
зового применения. В дальнейшем основные усилия затрачивались
на усовершенствование наиболее ответственных узлов. Такими уз-
лами были признаны, в частности, компрессор и камера сгорания.
Работы по программам создания двигателей одноразового приме-
нения позволили разработать серийные ГТД для летательных ап-
паратов различного назначения.
В настоящее время серийно выпускается ряд маломощных
ГТД: ТРД WR2-6, устанавливаемый на беспилотном разведыва-
тельном самолете CL-89, состоящем на вооружении ряда стран
НАТО, ТРД J69-T-406, устанавливаемый на сверхзвуковой мишени
BQM-34, ТРД TRS.18, устанавливаемый на тренировочном само-
лете BD-5J, и ряд других. Наиболее совершенными из них явля-
ются ТРД J402 и ДТРД F107.
Для противокорабельной ракеты «Гарпун» ВМС США фирмой
«Теледайн» был разработан маломощный дешевый ТРД одно-
разового применения J402-CA-400 (рис. 100). Этот двигатель яв-
ляется более совершенным вариантом ТРД J69-T-406, применяе-
мого на сверхзвуковой мишени. При его модернизации основное
внимание было направлено на сокращение числа деталей благо-
даря применению точного литья и упрощению конструкции.
В результате этого, например, число деталей ротора турбоком-
прессора сократилось со 149 до 16 (рис. 101). При разработке
ракеты «Гарпун» согласование конструкции ракеты и двигателя
J402 производилось с учетом единственного применения двигателя,
в связи с чем требования к двигателю были однозначны.
ТРД J402 является одновальным двигателем, развивающим
на максимальном режиме работы при Н = 0 и Мп = 0 тягу около
3 кН, при этом л* =5,64-5,8 и 7*=1285 К. Двигатель имеет малые
габаритные размеры (диаметр — 317 мм, длина — 750 мм) и низ-
кую удельную массу, равную 0,0153 кг/Н [37].
Двигатель J402 имеет кольцевое, достаточно длинное входное
устройство с четырьмя стойками, установленное перед осецентро-
бежным двухступенчатым компрессором, причем его первая осе-
вая ступень выполнена трансзвуковой, а вторая центробежная
ступень — с односторонней крыльчаткой рабочего колеса. Кольце-
вая камера сгорания — с центробежной системой впрыска топ-
лива в жаровую трубу через вращающийся вал ротора турбоком-
прессора. Одноступенчатая осевая турбина имеет охлаждаемые
вторичным воздухом камеры сгорания сопловые лопатки. Короткое
реактивное сопло — сужающееся, нерегулируемое. Ротор двигателя
опирается на два подшипника: передний шариковый, установлен-
ный на валу между ступенями компрессора, и задний роликовый,
установленный за рабочим колесом турбины, причем передний
подшипник имеет автономную смазку из масляной полости опоры,
а задний смазывается консистентной смазкой.
Двигатель J402 запускается с помощью порохового патрона,
продукты сгорания которого направляются на лопатки рабочего
колеса центробежного компрессора. Время запуска составляет 6 с.
205
Рис. 100. Схема ТРД J402
При этом ротор раскручивается до частоты вращения около 40 /о
номинальной
Ресурс ТРД J402 составляет 45—60 мин, срок хранения в мор-
ских условиях — 5 лет, причем при хранении допускаются три
переборки в заводских условиях.
Рис. 101. Узлы роторов двигателей J402 (16 деталей) и 769 (149 дета-
лей)
/ — осевой компрессор, 2 — центробежный компрессор 3 — топливная форсунка
4 — турбина
Процесс производства двигателя максимально упрощен, рабо-
чие колеса ступеней компрессора и турбины выполнены методом
точного литья и не подвергаются последующей механической обра-
ботке, узел соплового аппарата также литой и т. д. Это позво-
лило получить стоимость серийного двигателя J402 не более
150 тыс. долл.
Анализ параметров, влияющих на стоимость маломощных ТРД,
подобных J402, показывает, что стоимость двигателя, отнесенная
к единице тяги, зависит от абсолютного значения тяги, причем
стоимость вспомогательных агрегатов двигателя, в частности
системы регулирования, изменяется не прямо пропорционально
тяге.
Двигатель J402 прошел различные типовые и специальные ис-
пытания, в том числе летные, при запуске из-под воды на надеж-
ность запуска и работы после длительного хранения изделия при
низких и высоких температурах. ТРД J402 выпускается серийно,
207
и ВМС США предполагают заказать не менее 7000 таких двига-
телей для ракет «Гарпун». В последнее время в США ускоренно
разрабатываются тактические ракеты средней дальности полета
(около 480 км) класса воздух — поверхность с вариантом двига-
теля J402.
Для дозвуковых снарядов и беспилотных аппаратов, скорость
полета которых соответствует числу Мп^ 1 (разведывательные ап-
параты, мишени для тренировки ПВО, снаряды для поражения
наземных или надводных целей, противоракетные снаряды и др.),
во Франции фирмой «Микротурбо» разработано семейство ТРД
TRI.60 малой тяги с небольшим ресурсом. Двигатель TRI.60-1 уста-
новлен на противокорабельных ракетах РЗТ (Великобритания) и
RB.15 (Швеция), двигатель TRI.60-2 — на мишенях с изменяемой
скоростью полета С.22 (Франция) и MQM-107 (США). По утвер-
ждению специалистов фирмы, двигатели семейства TRI.60 могут
использоваться в силовых установках крылатых ракет с даль-
ностью полета до 960 км [36]. Фирма «Микротурбо» разрабатывает
и другие варианты двигателей, охватывающие диапазон взлетных
тяг от 2,3 до 5,35 кН.
ТРД TRI.60-1 является двигателем со взлетной тягой около
3,5 кН, имеющим л* =3,7 и Т* =1198 К (см. рис. 6). Этот одно-
вальный двигатель имеет трехступенчатый осевой трансзвуковой
компрессор, кольцевую бездымную камеру сгорания и одноступен-
чатую осевую турбину. Двигатель имеет сравнительно малые
габаритные размеры и массу. Его размеры и тяга выбирались с
учетом наиболее вероятных областей применения, но эти пара-
метры можно изменять в достаточно широких пределах, сохраняя
основные характеристики, обеспечиваемые данной схемой, что и
предопределило его применение на нескольких типах беспилотных
летательных аппаратов.
Одним из наиболее совершенных маломощных двигателей яв-
ляется ДТРД F107 фирмы «Уильямс ресерч», применяемый для
стратегической крылатой ракеты США в качестве маршевого дви-
гателя. На крылатой ракете ALCM (ВВС США) устанавливается
модификация этого двигателя F107-WR-100, а на крылатой
ракете SLCM «Томагавк» (ВМС США) — модификация
F107-WR-400 [34].
Двигатель F107 был разработан на базе созданного в конце
60-х годов ДТРД WR-19, предназначавшегося для индивидуаль-
ного ранцевого летательного аппарата [5]. Двигатель WR-19 яв-
лялся двухзальным ДТРД с двухступенчатым вентилятором и
установленным с ним на одном валу двухступенчатым компрессо-
ром низкого давления, приводимым двухступенчатой турбиной вен-
тилятора. Одноступенчатый центробежный компрессор высокого
давления приводился одноступенчатой турбиной. Двигатель имел
реактивное сопло со смешением потоков внутреннего и внеш-
него контуров. Тяга двигателя на взлетном режиме дости-
гала 1,9 кН.
208
В дальнейшем фирма «Уильямс ресерч» проводила работы по
программе разработки дозвукового самолета-снаряда SCAD, для
которого был создан усовершенствованный вариант ДТРД WR-19,
получивший обозначение WR-19-A2, развивавший тягу 2,12 кН и
успешно работавший во всем диапазоне эксплуатационных режи-
мов самолета-снаряда. Следует отметить, что самолет-снаряд не-
обходимо было запускать с самолета-носителя с помощью вра-
щающихся бомбодержателей, что крайне ограничило объем для
размещения двигателя и топлива и предъявило жесткие требова-
ния к экономичности двигателя. Кроме того, к двигателю были
предъявлены требования, типичные для двигателя летательного
аппарата одноразового применения.
При создании двигателя F107 для крылатой ракеты было необ-
ходимо значительно повысить тягу исходного двигателя WR-19-A2
при одновременном снижении удельного расхода топлива. Для
увеличения тяги и снижения удельного расхода топлива потребо-
валось увеличить суммарную степень повышения давления и тем-
пературу газа при сохранении степени двухконтурности (т~1),
близкой к оптимальной. Увеличение л*Е было достигнуто примене-
нием модифицированного компрессора высокого давления. Повы-
шение 7‘ позволило увеличить мощность турбины вентилятора и
тем самым степень повышения давления в вентиляторе и компрес-
соре низкого давления. Конструкция других элементов двигателя
изменялась в той мере, в какой это было необходимо для введения
усовершенствований, обеспечивающих достижение заданных пара-
метров.
Опыт работы с двигателями семейства WR-19 показывает, что
при современном уровне параметров рабочего процесса и разви-
тия технологии могут быть созданы высокоэффективные и доста-
точно'простые по конструкции ДТРД с тягой до 3 кН, а малогаба-
ритная стратегическая крылатая ракета является оружием, созда-
ние которого стало возможным вследствие появления такого дви-
гателя.
Двигатель F107-WR-100 (рис. 102) является двухвальным
ДТРД со смешением потоков, развивающим на взлетном режиме
тягу 2,67—2,82 кН при m = l,03, Jt‘s =13,8 и Т* = 1280 К. Двигатель
имеет малые габаритные размеры (диаметр — 305 мм, длина —
772—815 мм) и удельную массу 0,0194—0,0219 кг/Н. Он рассчи-
тан на быстрый, надежный запуск и выход на полную тягу в по-
летных условиях после длительного хранения или пребывания на
самолете-носителе.
Воздухозаборник двигателя — дозвуковой, расположен на кор-
пусе ракеты. Перед запуском двигателя воздухозаборник выдви-
гается в воздушный поток. Двигатель имеет двухступенчатый вен-
тилятор без ВНА, стойкий к повреждениям при попадании посто-
ронних предметов и льда. С вентилятором соединен двухступенча-
тый компрессор низкого давления внутреннего контура, после ко-
торого расположен фигурный переходный канал уменьшающегося
8—839	L	209
Рис. 102. Схема ДТРД F107
диаметра к одноступенчатому центробежному компрессору высо-
кого давления внутреннего контура. Камера сгорания — кольце-
вая, с центробежным распылителем топлива на валу ротора вы-
сокого давления. Турбина компрессора — одноступенчатая, с не-
охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками, однако ее
корпус охлаждается воздухом, отбираемым от компрессора, для ста-
билизации радиального зазора над рабочими лопатками. Турбина
вентилятора — двухступенчатая. Между турбиной компрессора и
турбиной вентилятора расположен переходный канал, через кото-
рый проходят стойки опоры. Реактивное сопло со смешением по-
токов имеет центральное тело, внутри которого находится узел
задней опоры. Всего в двигателе шесть подшипников, собранных
в четырех полостях, причем ротор турбовентилятора имеет четыре
подшипника, а ротор турбокомпрессора—два подшипника. Смазка
переднего подшипника консистентная. Межвальные подшипники
или демпферы отсутствуют.
Двигатель F107-WR-400 отличается от модификации
F107-WR-100 размещением вспомогательных агрегатов, конструк-
цией выпускной трубы и расположением воздухозаборника на
ракете.
При производстве двигателей F107 применены точное литье
по выплавляемым моделям (диски и лопатки вентилятора, рабо-
чее колесо компрессора высокого давления, диски и лопатки тур-
бин), электронно-лучевая сварка (рабочее колесо турбины ком-
прессора и ее вал, блоки сопловых аппаратов турбин), пайка и
другие технологические процессы, позволяющие уменьшить стои-
мость двигателя.
При доводке двигателей F107, начавшейся с конца 1974 г.,
был устранен ряд конструкторско-производственных дефектов по
суфлированию и уплотнению полости опоры, расположенной между
турбинами, по подбору типа консистентной смазки для переднего
подшипника, по устранению вибраций ротора высокого давления,
по системе запуска в высотных условиях, по устранению вибра-
ционных поломок рабочих лопаток первой ступени вентилятора
и т. д. В результате этого предполетные испытания двигателя
были завершены в октябре 1975 г., и с марта следующего года
двигатель проходил летные испытания. Первые поставки годных
к эксплуатации крылатых ракет ALCM начались в 1980 г. В соот-
ветствии с имеющимися планами в течение 1981 —1987 гг. наме-
чено заказать около 3400 крылатых ракет, запускаемых со стра-
тегического бомбардировщика В-52, который может нести 12—
20 ракет на подкрыльевых пилонах [51].
В связи с предполагаемым большим значением крылатых ра-
кет как системы стратегического и тактического оружия по заказу
ВВС и ВМС США были специально разработаны синтетические
жидкие углеводородные топлива. По сравнению с обычными топ-
ливами они позволяют увеличить дальность полета почти на 19%.
Эти синтетические энергоемкие топлива уже находятся в массовом
производстве [27].
8»
211
Основным требованием, предъявляемым к топливам для двига-
телей крылатых ракет, очень ограниченных по габаритам, явля-
ется высокая объемная теплота сгорания, которой прямо пропор-
циональна дальность полета. Наиболее эффективным способом
получения топлива с повышенной объемной теплотой сгорания
является создание топлива большой плотности, для чего можно
использовать углеводородные соединения с высоким октановым
числом. Кроме того, требуется очень высокая стабильность физи-
ко-химических качеств и чистоты топлива при длительном (не
менее пяти лет) хранении без вредного влияния на характеристики
крылатой ракеты.
Следует отметить, что разные условия эксплуатации объектов
в ВВС и ВМС определяют разные требования к топливам. Для
ВВС эксплуатация летательного аппарата может происходить при
температуре воздуха ниже —55°С, в связи с чем для них требу-
ются маловязкие топлива с низкой температурой вспышки. Для
ВМС, у которых летательный аппарат с топливом хранится на
борту корабля, по соображениям пожарной безопасности топлива
должны иметь минимальную температуру вспышки не ниже +60°С,
в связи с чем требуются малолетучие топлива с высокой темпера-
турой вспышки. Вследствие этого для ВВС было разработано син-
тетическое топливо JP-9, а для ВМС RJ-4.
Придавая важное значение крылатым ракетам как стратеги-
ческому оружию США продолжают разработку этих ракет, рас-
считывая принять на вооружение в 1986—1987 гг. крылатые ра-
кеты, имеющие дальность полета до 4800 км [24] с новыми, более
экономичными двигателями.
Глава VIII
ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ И ПРИМЕНЕНИЯ
ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В АВИАЦИИ
Общие направления развития ГТД. Наряду с традици-
онными направлениями развития военной и гражданской авиа-
ции— повышением скорости, дальности полета и увеличением гру-
зоподъемности—новым требованием, предъявляемым к авиаци-
онной технике, является повышение качества, надежности и
стабильности летно-тактических характеристик самолетов, верто-
летов и других летательных аппаратов при одновременном сниже-
нии стоимости их производства и эксплуатации, что особенно
	
	Т?Д(ТРДФ)Л51
ТРД(ТРДФ)О46 ]	Ии
г-.-.:!'.-	
	
	
	
ДТРДФ TF30	
	
\ \\ >>	
ДЖ	'.-'Увеличение 25%
	
	
1950	1960	1970 Годы
Рис. 103. Удельные тяги и габариты двигателей
фирмы «Пратт-Уитни» для военных самолетов
важно для гражданской авиации [46]. Для осуществления этого
требования необходимы более мощные, экономичные и надежные
двигатели. Совершенствование двигателей можно охарактеризо-
вать следующими основными факторами: увеличением тяги при
снижении удельной массы, уменьшением габаритов и объема,
уменьшением удельного расхода топлива, увеличением срока служ-
бы основных узлов, улучшением технологичности, снижением
стоимости производства и эксплуатации (рис. 103).
По мнению иностранных специалистов, основной проблемой
конца XX — начала XXI в. будет проблема повышения эффектив-
ности использования топлива. Наибольшее влияние на эффектив-
ность использования топлива в двигателе оказывает удельный
213
расход топлива на крейсерском режиме полета, причем снижение
Суд приводит не только к непосредственному уменьшению потреб-
ного на полет запаса топлива, но и к косвенному его уменьшению,
так как для полета более легкого самолета требуется двигатель
меньшей тяги.
В современных ДТРД только около 30% химической энергии
топлива расходуется непосредственно на создание тяги, примерно
половина уходит с теплом выхлопа и приблизительно по 10% энер-
гии теряется при ее передаче от турбины к вентилятору и с кине-
тической энергией реактивной струи. Поэтому для повышения
эффективности использования топлива необходимы дальнейшие
усилия по преодолению различных препятствий технического ха-
рактера.
Основными направлениями дальнейшего совершенствования
двигателей, по мнению зарубежных специалистов, являются:
1.	Интенсификация рабочего процесса в основном посредством
увеличения температуры газа перед турбиной и степени повыше-
ния давления, а также повышения эффективности работы узлов
двигателя с оптимизацией параметров термодинамического цикла.
2.	Рациональное конструирование двигателя и его элементов
с применением новых высокопрочных и легких материалов.
3.	Использование новых совершенных и высокопроизводитель-
ных технологических процессов при производстве двигателей.
4.	Разработка и применение новых схем двигателей, обеспечи-
вающих улучшение экономичности, повышение дальности, расши-
рение диапазона скоростей и высот полета летательных аппаратов,
а также уменьшение вредного воздействия двигателей на окру-
жающую среду.
5.	Применение новых видов топлива, в частности криогенных
жидкостей, хладоресурс которых можно использовать для охлаж-
дения конструкции силовой установки и летательного аппарата
при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета.
Кроме того, совершенствование авиационных ГТД должно идти
в направлении расширения диапазона устойчивой и высокоэф-
фективной работы двигателя и его узлов с помощью регулиро-
вания.
Предельным значением температуры газа в двигателе яв-
ляется температура горения стехиометрической топливовоздушной
смеси. Эта температура может достигать почти 2600 К- Однако
при высоких температурах газа для обеспечения работоспособного
теплового состояния горячих узлов двигателя, и прежде всего
турбины, необходимо их интенсивное охлаждение, что достигается
с помощью воздуха, отбираемого от компрессора. Как известно,
отбор сжатого воздуха от компрессора уменьшает полезную ра-
боту термодинамического цикла, а выпуск охлаждающего воздуха
в проточную часть турбины вызывает снижение КПД турбины.
Кроме того, при значениях температуры газа перед турбиной,
близких к стехиометрическим, целесообразны и очень высокие
степени повышения давления, что вызывает существенное увели-
214
ченйе температуры и давления воздуха за компрессором. В ре-
зультате этого перепад температур между охлаждающим воздухом
и охлаждаемым металлом уменьшается, что также вызывает не-
обходимость увеличения количества охлаждающего воздуха.
Вследствие того что для охлаждения высокотемпературной тур-
бины может потребоваться очень значительное количество воздуха
даже при усовершенствованных способах охлаждения, существуют
сомнения не только в возможности обеспечения работоспособности
такого стехиометрического двигателя, но и в его технико-экономи-
ческой целесообразности. В связи с этим для ВВС и ВМС США
ряд организаций провели расчетные и экспериментальные иссле-
дования стехиометрического двигателя, так называемого «двига-
теля МТБ» [39].
Следует также отметить, что использование стехиометрической
температуры газа перед турбиной сопряжено с изменениями
схемы двигателя, в частности исключается применение форсажной
камеры в ТРД и во внутреннем контуре ДТРД.
Вследствие несовпадения оптимальных значений степени по-
вышения давления в ТРД и ДТРД, соответствующих /?удтах и
Суд min, увеличение 77 является действенным методом увеличения
тяги, но менее эффективным средством для уменьшения удельного
расхода топлива. При высоких значениях температуры газа перед
турбиной оптимальная степень повышения давления, соответству-
ющая Суд min, значительно выше той, которая соответствует /?удтах,
поэтому выгода от уменьшения удельного расхода топлива, кото-
рая возможна при высоких л*, должна быть оценена с точки зре-
ния силовой установки в целом (КПД и массы узлов, числа сту-
пеней турбокомпрессорной части, габаритов, стоимости производ-
ства и т. д.).
Потребное повышение давления в двигателе при дозвуковом
полете обеспечивается в основном компрессором в ТРД, ТВД и
турбовальном ГТД, вентилятором и компрессором в ДТРД. Роль
воздухозаборника в увеличении давления на этих скоростях очень
ограничена. При сверхзвуковых скоростях полета сжатие воздуха
в воздухозаборнике становится доминирующим, а сжатие в венти-
ляторе и компрессоре существенно снижается, уменьшаясь до зна-
чения степени повышения давления, близкого к единице, при ско-
рости полета, соответствующей Мп^4.
Высокая общая степень повышения давления вентилятора и
компрессора необходима при малых скоростях полета, так как
эффективность термодинамического цикла прямо пропорциональна
полной степени расширения, но с ростом числа Мп значение w’opt
уменьшается. Расчеты показывают, что при Мп = 0,85 эта величина
должна превышать 50, а при Мп = 3,5 должна быть менее 2 (для
г;=2000 к). Следует также отметить, что оптимальная степень
двухконтурности для таких условий уменьшается от m0Pt~13 до
0. Таким образом, с увеличением скорости полета газотурбинный
двигатель (ТРД и ДТРД) вырождается в прямоточный двигатель
215
(ПВРД). Однако преимущество ДТРДФ, особенно с регулируе-
мыми узлами, обеспечивающее выполнение одного из основных
требований, предъявляемых к двигателям военных самолетов, —
многорежимность, предопределяет возможность применения этих
двигателей и для будущих летательных аппаратов с очень высо-
кими скоростями полета. Вообще прогнозирование совершенство-
вания двигателей и их узлов для военных летательных аппаратов
затруднено вследствие большого влияния специфических требо-
ваний к конкретному летательному аппарату на его силовую
установку.
Узлы и элементы авиационных газотурбинных двигателей до-
стигли очень высокой степени аэродинамического и конструктив-
ного совершенства, поэтому рассчитывать на значительное улуч-
шение их аэродинамических характеристик нельзя и основные
усилия следует направлять на расширение диапазона эффектив-
ной работы, уменьшение размеров и массы этих узлов и эле-
ментов.
Уменьшение числа ступеней вентиляторов и компрессоров дает
наибольший эффект при увеличении степени повышения давления
в одной ступени и сохранении КПД компрессора. Этого можно
достичь применением более высоких по сравнению с современ-
ными окружных скоростей ротора при одновременном увеличении
тангенциальных и осевых скоростей потока, что повысит подвод
энергии к потоку в ступени. Основными препятствиями для увели-
чения нагрузки на ступень вентилятора или компрессора являются
увеличенные гидравлические потери, которые снижают ее КПД.
Эти потери возникают при повышенных значениях числа М потока
по относительной скорости и несколько уменьшают запас газоди-
намической устойчивости. Для увеличения нагрузки на ступень
необходимо совершенствование методов проектирования профилей
лопаток, в частности применение полностью сверхзвуковых по
высоте лопаток. Для снижения потерь в скачке уплотнения вместо
применяемых сейчас лопаток с профилями, образованными дугами
окружности, возможно использование более эффективных лопаток,
спрофилированных с помощью других кривых на более благо-
приятное расположение скачков уплотнения. В последнее вре-
мя за рубежом ведутся исследования по применению для ло-
паток компрессора так называемых «суперкритических профилей»,
обладающих улучшенными аэродинамическими характери-
стиками.
В вентиляторах перспективных двигателей с относительно
длинными лопатками можно уменьшить гидравлические потери
усовершенствованием или ликвидацией антивибрационных полок,
предназначенных для предотвращения флаттера лопаток.
В компрессорах, работающих при высоком давлении в проточ-
ной части, и отчасти в вентиляторах уменьшение радиальных за-
зоров и уплотнение других мест возможных утечек воздуха также
позволит снизить потери в газовоздушном тракте. С этой целью
необходимо реализовать возможность активного регулирования
216
радиального зазора между концами лопаток и корпусом, исполь-
зуя подвижные элементы уплотнений.
Для обеспечения устойчивой и эффективной работы компрес-
сорной части авиационных ГТД в широком диапазоне эксплуата-
ционных режимов при дальнейшем увеличении общей степени по-
вышения давления потребуется регулировать вентилятор и ком-
прессор сочетанием известных методов борьбы с неустойчивыми
режимами работы (введением поворотных направляющих лопаток
и применением двух- или трехвальных схем, а в некоторых слу-
чаях и использованием перепуска воздуха).
Камеры сгорания перспективных двигателей должны быть еще
более компактными. Они должны работать при повышенных зна-
чениях температур и давлений. При их создании возможно неко-
торое снижение гидравлических потерь в основном благодаря
совершенствованию входного диффузора, а также уменьшению
окружной неравномерности температуры газа на выходе из камеры
сгорания. Кроме того, при создании камер сгорания необходимо
продолжать снижение дымления и эмиссии загрязняющих ве-
ществ.
Существенной проблемой для высокотемпературных камер сго-
рания является охлаждение стенок жаровой трубы. Исследования
способов охлаждения стенок таких камер показали, что только
увеличения эффективности воздушного охлаждения и применения
жаростойких сплавов, способных длительно работать при темпера-
туре 1150°С и более, уже недостаточно. В связи с этим возникает
необходимость использования других способов охлаждения, и в
частности жидкостного охлаждения стенок. Экспериментально ис-
следованный метод охлаждения стенок водяной пленкой, которая,
распространяясь вдоль камеры, предохраняла ее стенки от кон-
такта с горячими газами, показал, что даже при небольших рас-
ходах воды наблюдался существенный эффект охлаждения.
Рассматривается также метод охлаждения стенок выпоте-
ванием [5].
С увеличением температуры газа на выходе из камеры сгора-
ния и приближением ее к стехиометрической температуре в пер-
вичной зоне горения необходима разработка простых и надежных
методов регулирования потока первичного воздуха, особенно для
двигателей многорежимных самолетов.
Улучшение параметров турбин должно происходить при увели-
чении температуры газа на входе в турбину. Несмотря на высокий
уровень совершенства систем охлаждения современных турбин,
техника охлаждения имеет еще достаточные перспективы разви-
тия. В частности, в конструкции охлаждаемых рабочих лопаток
должны более широко применяться схемы с внутренним струйным
и внешним пленочным охлаждением, которые успешно освоены
в сопловых лопагках. Кроме того, в систему охлаждения при вы-
соких степенях повышения давления в компрессоре целесообразно
ввести теплообменник для увеличения хладоресурса воздуха.
С этой же целью предлагается использование специальных турбо-
217
холодильных машин в системе охлаждения горячих узлов дви-
гателя.
Для высокотемпературных турбин, в которых необходимо ис-
пользование значительного количества охлаждающего воздуха,
выпуск его в проточную часть должен осуществляться наиболее
рационально, и в оптимизации этого процесса имеются достаточно
существенные резервы.
Применение турбинных ступеней с увеличенными газодинами-
ческими нагрузками при более высоких, чем применяемые в на-
стоящее время, окружных скоростях позволит уменьшить число
ступеней турбины и несколько облегчить обеспечение работоспо-
собности лопаток и дисков из-за большого теплоперепада, сраба-
тываемого в ступени. Для снижения гидравлических потерь пред-
полагается применение оптимизированных транс- или сверхзвуко-
вых охлаждаемых профилей, а также совершенных уплотнений
в системе воздухоподвода к охлаждаемым элементам турбины.
В турбине особенно необходимо активное регулирование радиаль-
ных зазоров между лопатками и корпусом для минимизации за-
зоров, а следовательно, потерь на определяющих режимах работы
двигателя.
Кроме того, для турбин низкого давления ТРД и ТВД и турбин
вентилятора ДТРД очень важно малое изменение мощностных и
расходных характеристик в широком диапазоне режимов работы
двигателя, чего можно достичь оптимальным выбором расчетной
точки, специальным профилированием элементов проточной части
и особенно применением регулирования турбин, в частности, с по-
мощью поворотных сопловых аппаратов.
Основной трудностью в создании эффективно работающей фор-
сажной камеры для двигателя с высоким значением Т*, в частности
для ДТРДФ, является получение полного сгорания топлива в от-
носительно холодном воздухе внешнего контура. Кроме того, обес-
печение работоспособности элементов форсажной камеры, распо-
ложенных в высокотемпературном потоке, выходящем из турбины,
требует специальных конструктивных мер и охлаждения.
Совершенствование реактивных сопел ГТД будет осущест-
вляться в результате применения новых газодинамических и кон-
структивных схем, а также интеграции выхлопной системы дви-
гателя и планера самолета (в случае установки двигателя в
фюзеляже или в крыле). К конструкции выхлопных систем перспек-
тивных двигателей предъявляются требования, связанные не толь-
ко с необходимостью реверсирования тяги и обеспечения шумо-
глушения реактивной струи, но и с уменьшением интенсивности
инфракрасного излучения и возможностью девиации вектора тяги.
Проведенные в последние годы исследования шума соосных
струй, выходящих из реактивных сопел ДТРД без смешения, по-
казывают, что суммарный уровень шума может быть уменьшен,
если скорость истечения внешней струи кольцевого сечения бу-
дет значительно больше, чем скорость внутренней струи круглого
сечения.
Другим путем совершенствования перспективных двигателей
является применение в конструкции силовой установки новых ма-
териалов, и в том числе композиционных. Первоначально такие
композиционные материалы, как борные и углеродные волокна
в полимерной или дуралюминовой матрице, будут, вероятно, при-
меняться в относительно холодных узлах и элементах двигателя
(например, лопатки вентилятора и компрессора низкого давления,
панели мотогондолы и т. д.). Затем композиционные материалы
с более высокими характеристиками (волокна бора и окиси алю-
миния в матрицах из титана, никеля и ниобия, а также эвтекти-
ческие сверхсплавы с направленной кристаллизацией) станут
использоваться в горячих узлах и элементах двигателя.
Применение стальных сплавов в конструкции двигателей
будет постепенно уменьшаться, а вместо них увеличится доля
сплавов на основе титана и никеля [13]. Многие иностранные
фирмы предполагают также использование теплозащитных по-
крытий, жаростойких и легких керамических материалов в кон-
струкции турбины двигателя, в частности для сопловых лопаток.
Наиболее важным преимуществом применения новых материа-
лов является облегчение конструкции двигателя, а следовательно,
снижение его удельной массы. Кроме того, применение более жа-
ропрочных материалов позволяет совершенствовать параметры
рабочего процесса двигателя, и в частности увеличивать темпера-
туру газа перед турбиной или уменьшать количество охлаждаю-
щего воздуха.
Таким образом, у авиационных газотурбинных двигателей
имеются достаточно хорошие перспективы совершенствования тер-
модинамических параметров рабочего процесса и повышения эф-
фективности узлов. Кроме того, в силовых установках перспектив-
ных летательных аппаратов наряду с традиционными типами и
схемами двигателей могут применяться новые типы двигателей и
новые компоновочные конструктивные схемы их.
Двигатели для военных летательных аппаратов. По заданию
военных ведомств различных капиталистических стран многие
научно-исследовательские организации и авиадвигателестроитель-
ные фирмы проводят активные работы по исследованиям и разра-
боткам перспективных двигателей, их узлов и элементов для
будущих самолетов, вертолетов и ракет.
В частности, лаборатория авиационных двигателей ВВС США
проводит исследования по программе разработки и испытаний
перспективных узлов и элементов. Анализ результатов исследова-
ния по этой программе показывает, что если создать двигатель
с использованием перспективных узлов и элементов, то при тяге,
равной бесфорсажной тяге двигателя J79, новый ТРД имел бы
вдвое меньше деталей, а его удельная масса составила бы
0,008 кг/Н (удельная масса двигателя J79 равна 0,02 кг/Н).
В соответствии с программой АТЕ рассматривается вопрос
о разработке перспективного двигателя для истребителя 90-х годов.
Программой предусматривается в течение десяти лет Ьоздать дви-
219
гатель, существенно превосходящий по характеристикам однотип-
ные современные ГТД, причем двигатель, созданный по программе
АТЕ, должен быть введен в эксплуатацию значительно более до-
веденным, чем современные двигатели. По программе АТЕ могут
быть разработаны ГТД различного назначения на основе общей
газогенераторной части и одинаковых блоков, в частности двига-
тели для ударного самолета, бомбардировщика и патрульного
самолета при минимальном ухудшении их потенциальных летных
характеристик по сравнению с характеристиками специально оп-
тимизированных для этих самолетов ГТД.
Учитывая опыт, полученный при работе над двигателями TF30
и F100, в программе АТЕ предусмотрено достижение разумного
компромисса между характеристиками двигателя и его эксплуа-
тационными качествами (надежностью, обслуживаемостью и др.),
так как при разработке ДТРДФ TF30 и F100 много внимания
было уделено обеспечению высоких летных характеристик и
мало — надежности, ресурсу и обслуживаемости, что привело к
известным трудностям в эксплуатации. По этим причинам новый
двигатель предполагается вводить в эксплуатацию после выпол-
нения более чем 60% запланированного объема стендовых и лет-
ных испытаний (вместо приблизительно 40% принятых сейчас,
в результате чего почти 60% всего объема испытаний осущест-
вляются в ходе программы усовершенствования элементов двига-
теля, т. е. заводской и эксплуатационной доводки).
Специалисты США считают, что с технической точки зрения
задача создания двигателя по программе АТЕ будет по масшта-
бам такой же сложной, как и задача создания ДТРДФ TF30 и
F100, хотя улучшение характеристик нового двигателя по сравне-
нию с характеристиками двигателей F100 и TF30 составит только
половину от улучшения характеристик этих ГТД по отношению
к предшествующим им двигателям J75 и J79.
Схема, параметры и размеры двигателя АТЕ еще исследуются,
однако число ступеней вентилятора и компрессора в нем должно
сократиться до восьми по сравнению с десятью — тринадцатью
у наиболее современных двигателей, а температура газа перед
турбиной будет более высокой, чем у ДТРДФ F100 (т. е. более
1590 К)- Это должно уменьшить удельную массу двигателя до
0,01 кг/Н.
Вооруженные силы США финансируют и ряд других исследо-
вательских программ: по демонстрационному вертолетному эко-
номичному ГТД уменьшенной удельной массы, по демонстрацион-
ному двигателю с перспективным газогенератором, по ГТД одно-
разового применения для сверхзвуковых летательных аппаратов,
По двигателю изменяемого цикла для военных самолетов и другие.
Некоторое представление о конкретных двигателях, разрабаты-
ваемых для перспективных военных летательных апнаратов, дано
в гл. V, VI и VII. Кроме того, проводятся работы над новыми
проектами, например изучается проект сверхзвукового бомбарди-
ровщика с дальностью полета до 18 500 км, который предпола-
220
гается ввести в эксплуатацию в 90-х годах. Для этого бомбарди-
ровщика должны быть разработаны двигатели с высокой сте-
пенью двухконтурности и с пониженными значениями температуры
газа перед турбиной, способные обеспечить такую большую даль-
ность полета [23].
Продолжаются исследования перспективных крылатых ракет
и их силовых установок. В частности, исследовались следующие
типы крылатых ракет, предназначенных для нанесения удара с
малых и больших высот полета, с дальностью полета от 1120 до
4500 км [22]:
—	дозвуковая крылатая ракета, силовой установкой которой
является двухконтурный турбореактивный двигатель;
—	дозвуковая крылатая ракета со сверхзвуковым броском,
силовой установкой которой может быть двухконтурный турбо-
реактивный двигатель с форсированием во внешнем контуре или
турбопрямоточный двигатель;
—	сверхзвуковая крылатая ракета с турбореактивным или с
ракетно-прямоточным двигателем.
Для создания таких ракет с требуемыми дальностью и ско-
ростью полета необходимо значительно улучшить экономичность
и уменьшить габариты двигателей, причем ограничение по разме-
рам силовых установок для крылатых ракет очень жесткое. Для
решения проблемы обеспечения большой дальности предпола-
гается использование необычных компоновочных схем двигателей,
а также разработка новых топлив с большой теплотворной спо-
собностью.
Двигатели для дозвуковых военно-транспортных и пассажир-
ских самолетов. Для военно-транспортной и особенно гражданской
авиации усилия по совершенствованию силовых установок в основ-
ном направляются на дальнейшее уменьшение удельного расхода
топлива и на борьбу с ухудшением характеристик во время экс-
плуатации по мере увеличения наработки двигателей. При этом
необходимо добиваться оптимального соответствия степени двух-
контурности двигателя назначению самолета, увеличения степени
повышения давления и температуры газа перед турбиной, улучше-
ния согласования планера и силовой установки, усовершенствова-
ния устройств реверсирования тяги и т. д.
В США осуществляется программа по повышению эффектив-
ности использования энергии топлива на самолетах (АСЕЕ).
В соответствии с этой программой проводятся работы по дальней-
шему совершенствованию современных двигателей, созданию вы-
сокоэкономичных перспективных ДТРД и ТВД [47].
Проводятся работы по улучшению аэродинамики проточной
части современных двигателей, улучшению их систем охлаждения
и выхлопных систем, усовершенствованию материалов и техноло-
гии, повышению механической прочности деталей и т. д.
Работы по перспективным ДТРД показали, что мощный дви-
гатель с высокими термодинамическими параметрами рабочего
221
процесса (7/ = 1700-4-1750 К; л’j—354-45; л*ен = 1,6-4-1,7; /п = 7ч-8)
без чрезмерного увеличения расхода воздуха на охлаждение горячих
деталей двигателя может дать заметное снижение расхода топ-
лива (рис. 104). Параметры рабочего процесса этого ДТРД вы-
бирались не только с точки зрения достижения высокой экономич-
ности. Учитывались также возможный срок ввода двигателя в
эксплуатацию, первоначальная стоимость двигателя, требования по
обеспечению высокой надежности, затраты на техническое обслу-
живание и т. д.
Рис. 104. Снижение расхода топлива относительно
уровня 1960 г. по мере совершенствования авиа-
двигателей (77—10,7 км; Мц = 0,85):
1 — ТРД; 2 — ДТРД; 3 — ДТРД второго поколения;
4 — перспективные двигатели
В ходе проведенных исследований рассматривались проекты
ДТРД обычной схемы (со смешением и без смешения потоков)
и ДТРД с вентилятором, приводимым через редуктор *. Для од-
ного из вариантов перспективного ДТРД были приняты значения
=38 и 7; =1700 К при т = 7. Разработавшая этот проект
фирма «Дженерал электрик» сравнивала его с современным
ДТРД CF6-50C — одним из лучших своих двигателей (рис. 105).
Сравнение показало, что эффективный удельный расход топлива
(с учетом внутренних потерь, обусловленных установкой двига-
теля на самолете, и внешнего сопротивления мотогондолы) у пер-
спективного ДТРД на крейсерском режиме полета (Я=10,7 км и
Мп = 0,8) на 11% меньше, чем у двигателя CF6-50C, при массе
перспективного ДТРД, на 20% меньшей. Улучшение экономично-
сти этого двигателя достигается выбором и оптимизацией термо-
динамических параметров рабочего процесса, совершенством
аэродинамики элементов и узлов проточной части и применением
высокой степени смешения потоков при малых потерях в смеси-
теле, а также активным управлением радиальными зазорами в
компрессоре и турбине. Снижение массы двигателя достигается
♦ Далее ДТРД с вентилятором, приводимым через редуктор, будем назы-
вать «ДТРД с редуктором».
222
созданием компактной конструкции и использованием перспектив-
ных материалов. В частности, для этого перспективного ДТРД
предлагаются высоконапорные ступени компрессора и высокопе-
репадные ступени турбины, что позволяет получить общее число
ступеней 17 по сравнению с 23 ступенями двигателя CF6-50C,
а также уменьшение числа опор и полостей до двух против четы-
рех у ДТРД CF6-50C.
Перспективный ДТРД
СерийныйДТРД ОТВ-SOO
Рис. 105. Компоновки перспективного ДТРД и двигателя CF6-50C (двига-
тель CF6-50C смоделирован по размерам на ту же тягу на крейсерском ре-
жиме полета, что и перспективный ДТРД)
Исследования перспективного ДТРД с редуктором показали,
что в таком двигателе может быть реализована большая степень
двухконтурности без добавления ступеней турбины вентилятора.
Кроме того, при этом возможно спроектировать вентилятор с опти-
мальной окружной скоростью и турбину вентилятора с оптималь-
но выбранными теплоперепадами на ступени, что позволит повы-
сить КПД этих узлов двигателя. Для ДТРД с редуктором были
приняты значения л*5.=38 и 7* = 1700 К при т = 9,5. Сравнение
ДТРД с редуктором с перспективным ДТРД обычной схемы по-
казало, что эффективный удельный расход топлива ДТРД с ре-
дуктором только на 5% меньше, а масса на 10% больше, чем
у перспективного ДТРД без редуктора. Кроме того, ДТРД с ре-
дуктором дороже в производстве и технической эксплуатации.
Вследствие этого выгоды от его применения практически исче-
зают.
В рамках осуществления программы АСЕЕ по перспективному
экономичному самолету фирмами «Дженерал электрик» ц
«Пратт-Уитни» по заказу НАСА ведутся работы по созданию экц-
223
комичного двигателя (ЕЕЕ) по конкурсной системе. Основными
задачами при разработке этого мощного двигателя считаются:
		снижение удельного расхода топлива на 14—15% по срав-
нению с существующими ДТРД большой степени двухконтур-
ности;
______сохранение характеристик двигателя по мере наработки;
______уменьшение расходов на техническое обслуживание;
		соответствие требованиям новых норм по уровню шума и
на эмиссию вредных веществ.
Для решения этих задач фирмы-разработчики создают совер-
шенно новые двигатели, а не модификации современных эконо-
мичных ДТРД семейств CF6 и JT9D. В результате проведенного
анализа была выбрана схема двухвального ДТРД большой сте-
пени двухконтурности (без редуктора) со смешением потоков.
Ппи этом параметры термодинамического цикла выбирались и
оптимизировались с учетом требования достичь большого срока
службы, уменьшенных затрат на техническое обслуживание, вы-
сокой надежности и т. д. при условии реализации значительного
улучшения эффективности работы всех элементов и узлов двига-
теля В конструкции двигателей фирмы применили компактные
газогенераторы с высокой жесткостью на изгиб, использовали две
подшипниковые опоры, активное управление радиальными зазо-
рами в компрессорах высокого давления и турбинах, двухзонные
камеры сгорания, смесители потоков внутреннего и внешнего кон-
туров и ряд других новшеств. При производстве двигателей пред-
полагается применение перспективных материалов и технологиче-
ских процессов.
Двигатель ЕЕЕ фирмы «Дженерал электрик» рассчитан на
взлетную тягу 162,3 кН при Т*,пах =1616 К (рис. 106). На крейсер-
ском режиме полета (//=10,7 км; Мп = 0,85) удельный расход
топлива должен составлять 0,058 кг/(Н-ч) по сравнению с
0 068 кг/(Н>ч) у современного ДТРД CF6-50C этой же фирмы
ПрН —36,1, Т*=1460 К и ш = 6,9. Этот двигатель имеет одно-
ступенчатый вентилятор с умеренной окружной скоростью, снаб-
женный титановыми рабочими лопатками, и подпорную ступень,
приводимые пятиступенчатой неохлаждаемой турбиной. Высоко-
напорный десятиступенчатый компрессор (те* в д =22,6) имеет
регулируемые ВНА и НА первых четырех ступеней. Компрессор
рассчитан на достаточные запасы устойчивости и высокий КПД.
Применение рабочих лопаток с малым удлинением резко умень-
шило их число. Малоэмиссионная камера сгорания выполнена с
параллельным расположением зон горения. Турбина компрессора—
двухступенчатая, охлаждаемая, с высоким КПД, что обеспечи-
вается, в частности, активным управлением радиальными зазорами
и уменьшенным расходом охлаждающего воздуха. Смеситель по-
токов___желобкового типа, обеспечивающий коэффициент смеше-
ния на максимальном крейсерском режиме, равный 75%.
224
г so
Рис. 106. Схема демонстрационного двигателя ЕЕЕ фирмы «Дженерал электрик»
Двигатель ЕЕЕ фирмы «Пратт-Уитни» имеет подобные пара-
метры, хотя конструкция его элементов иная и отражает опыт и
представления этой фирмы о перспективном двигателе такого
назначения.
В соответствии с планами фирм и требованиями НАСА испы-
тания демонстрационных двигателей ЕЕЕ планируются на 1982—
1983 гг., а ввод этих ДТРД в эксплуатацию на пассажирских са-
молетах ожидается в конце 80-х или начале 90-х годов.
Применение перспективного ТВД на дозвуковых транспортных
самолетах нового поколения позволит наиболее существенно
уменьшить удельный расход топлива. Турбовинтовой двигатель,
Рис. 107. Схема турбокомпрессорной части двухвального перспективного
ТВД:
1 — трехступенчатый компрессор низкого давления: 2 — базовый газогенератор- 3 — че-
тырехступенчатая турбина компрессора низкого давления и винта
выполненный на одинаковом уровне технического совершенства
с перспективным ДТРД (л*Е =38, 7'* = 1700 К), может иметь
Суд.эф на 15% меньше, чем перспективный ДТРД на крейсерском
режиме полета (/7=10,7 км, Мп = 0,8). Турбокомпрессорная часть
такого ТВД, показанная на рис. 107, основана на базовом газо-
генераторе перспективного ДТРД фирмы «Дженерал электрик».
Успех создания перспективного ТВД зависит главным образом
от разработки усовершенствованного воздушного винта, получив-
шего название винтовентилятора, вследствие чего такой двигатель
называется еще и турбовинтовентиляторным двигателем (ТВВД).
Цель работы по созданию винтовентилятора — достижение его
КПД Пвв = 0,8 при Мп=0,8 и степени повышения давления лвв =
= 1,05 (у обычного воздушного винта тсв.в<1,02), снижение шума,
определение уровня вибраций и аэроупругости. Один из перспек-
тивных винтовентиляторов фирмы «Гамильтон стандарт» пред-
ставляет собой малогабаритный восьмилопастный высоконагру-
женный воздушный винт изменяемого шага. Его лопасти образо-
ваны из совершенных суперкритических профилей и имеют
саблевидную форму. Удельная лобовая нагрузка винтовентилятора
примерно в 2,5 раза выше, чем у обычного воздушного винта, что
приводит к уменьшению диаметра винтовентилятора на 40—45%
и снижению его массы на 50—60% по сравнению с обычным
винтом. Лопасти винтовентилятора предполагается изготовлять
226
полыми из титанового сплава или из легкого композиционного ма-
териала [44].
Редукторы ранее созданных ТВД отличались сложностью при
невысокой надежности, большой массой и высокой стоимостью
технического обслуживания. В процессе эксплуатации их надеж-
ность была несколько повышена, а стоимость технического обслу-
живания снижена. Вследствие того что винтовентилятор имеет
относительно небольшой диаметр, частота его вращения доста-
точно высока и редуктор для двигателя с винтовентилятором
потребуется с меньшим передаточным отношением, чем для обыч-
ного ТВД. Предполагается, что создание относительно легкого
двухрядного редуктора с передаточным отношением приблизи-
тельно 8 : 1 не вызовет затруднений.
Исследования, проведенные НАСА, также показали, что шум
силовой установки с ТВД создается главным образом воздушным
винтом и реактивной струей, причем шум винта является доми-
нирующим. Для снижения шума винтовентилятора предлагаются
два способа: использование тонких профилей лопастей для сниже-
ния шума пограничного слоя и лопастей саблевидной формы для
уменьшения влияния числа Мп на течение на их концах и сжимае-
мости потока. Оценка уровня шума самолета с перспективным
ТВД при акустической обработке мотогондолы показывает, что
он будет удовлетворять существующим и новым нормам.
Характеристики перспективного ТВД при взлете и посадке
лучше, чем у перспективного ”	~
с ТВД при изменении ско-
рости от соответствующей
Мп = 0,05 до соответствую-
щей Мп = 0,15 при разгоне
и отрыве самолета пример-
но на 15% больше, чем с
ДТРД, что может привести
к сокращению длины раз-
бега самолета при взлете на
20—30%.
Следует отметить,
размеры и
установки
тельно больше, чем с ДТРД
обычной схемы (масса си-
ловой установки с ТВД на
увеличение массы обусловлено большей массой винта и редуктора
ТВД по сравнению с массой вентилятора и корпуса вентилятора
ДТРД. Однако уменьшение эффективного удельного расхода топ-
лива превалирует над увеличением массы силовой установки, что
в конечном итоге приводит к снижению расхода топлива за полет
при использовании перспективного ТВД. Одна из исследуемых
компоновок силовой установки фирмы «Дженерал электрик» с
перспективными ТВД (ТВВД) приведена на рис. 108.
ДТРД. Тяга силовой установки
1 2'	3
7 6
Рис. 108. Компоновка силовой установки
с перспективным ТВД (ТВВД):
/ — винтовентилятор; 2 — основной редуктор; 3—
привод самолетных агрегатов; 4—крыло само-
лета: 5 — турбокомпрессорная часть двигателя;
6 — привод двигательных агрегатов; 7— вал дви-
гателя
45% больше, чем с ДТРД). Такое
что
масса силовой
с ТВД значи-
227
Возможные выгоды от осуществления программы по повыше-
нию эффективности использования энергии топлива проиллюстри-
рованы на рис. 109, на котором показаны предполагаемая эконо-
мия топлива и уменьшение прямых эксплуатационных расходов
для перспективных двигателей по
Перспективный
ДТРД
Улучшение элементов
существующих двигателей
__J________I______I_____
0	5	10	15	20
Снижение расходов на эксплуатацию, %
Рис. Ю9. Возможные выгоды от осу-
ществления программы по повышению
эффективности использования энергии
топлива
сравнению с современными.
В числе перспективных эко-
номичных схем силовых уста-
новок рассматривается и дви-
гатель с регенеративным теп-
лообменником, в котором ути-
лизируется часть тепла, уходя-
щего из двигателя с реактив-
ной струей. В соответствии с
современными проработками
двигатель с теплообменником
может дать уменьшение удель-
ного расхода топлива на 20—
30% по сравнению с сущест-
вующими ДТРД с большой сте-
пенью двухконтурности [47].
Наряду с проведением работ
по повышению эффективности
использования топлива в перс-
пективных двигателях для даль-
них дозвуковых самолетов в США и других странах ведутся иссле-
дования по разработке двигателей для других типов дозвуковых
самолетов. В частности, разрабатывается маломощный двигатель
для самолетов общего назначения, который должен быть более
надежным, дешевым, малошумным и меньше загрязняющим атмо-
сферу, чем поршневой двигатель. Ведутся работы над экспери-
ментальными двигателями с поворотными лопатками вентилятора
для СКВП, рассчитанными на малую дальность полета и имею-
щими крыло увеличенной подъемной силы, и другими перспектив-
ными двигателями.
Двигатель для самолетов общего назначения должен снизить
уровни шума и выделения вредных веществ вблизи аэродромов
при одновременном уменьшении удельного расхода топлива. Ра-
боты по этой программе проводятся с 70-х годов, а с 1977 г. пе-
решли в стадию экспериментальных исследований. В соответствии
с программой фирма «Авко Лайкоминг» работает над ДТРД
АТ170-2.2 с тягой на взлетном режиме 5,74 кН и удельным рас-
ходом топлива 0,064 кг/(Н-ч) на крейсерском режиме полета при
массе двигателя 120 кг (рис. ПО).
Кроме того, для летательных аппаратов различного назначения
предлагается много необычных схем силовых установок, исполь-
зующих газотурбинные двигатели. В таких силовых установках
предполагается применение двигателей со средним расположением
вентилятора, двигателей с вращающимся статором турбокомпрес-
сорной части и др. Реализация этих проектов будет определяться
228
потребностями конкретных летательных аппаратов и успехами е
конструировании подобных силовых установок.
Двигатели для сверхзвуковых пассажирских самолетов и ги-
перзвуковых летательных аппаратов. Опыт эксплуатации сверх-
звуковых пассажирских самолетов «Конкорд» показал их нерен-
Рис. ПО. Схема перспективного ДТРД АТ170-2.2 для легких самолетов
табельность, в связи с чем французскими и английскими специа-
листами признано целесообразным при разработке будущего СПС
(так называемого СПСП) на 260—270 пассажиров увеличить прак-
тическую дальность полета до 7400 км при скорости, соответ-
ствующей Мп = 2. Кроме того, необходимо повысить экономич-
ность двигателя, особенно на дозвуковом режиме полета. Вместе
с тем для двигателей СПС «Конкорд» характерна очень высокая
эффективность рабочего процесса, поэтому при совершенствовании
СПС необходимо уделить большое внимание и улучшению харак-
теристик планера.
Фирмы «Роллс-Ройс» и SNECMA, создавшие ТРДФ «Олимп»
593, предлагают для СПСП усовершенствованный ДТРДФП, в
котором используется газогенераторная часть двигателя «Олимп».
Согласно одному из проектов такой двигатель мог бы развивать
тягу на взлетном режиме более 180 кН при Т* = 17504-1800 К
и ш=14-1,3. Дополнительная тяга, которая может потребоваться
229
на взлете и на режиме трансзвукового разгона, создается в форсаж-
ной камере наружного контура. Подобная схема для СПС иссле-
довалась ранее и фирмой «Пратт-Уитни», для чего был создан
опытный ДТРДФП JTF-17A (рис. 111).
Рис. 111. Схема опытного ДТРДФП JTF-17A:
/ — двухступенчатый вентилятор, 2 —компрессор высокого давления; 3 — основная ка-
мера сгорания; 4— турбиЯа; 5 — форсажная камера внешнего контура; 6 — реактивное
сопло с устройством реверсирования и шумоглушения
Большое внимание в США уделяется проекту двигателя изме-
няемого рабочего процесса * для СПС. Хотя известно большое
число конструктивных решений такого двигателя, оптимальная
схема окончательно не определена, так как главные трудности
заключаются в необходимости создания двигателя без значитель-
ного увеличения массы, габаритов и дополнительных потерь по
сравнению с этими параметрами существующих двигателей.
Вследствие того что СПС эксплуатируется в очень широком
диапазоне скоростей и высот полета, американские специалисты
считают невозможным создание легкого и эффективного на всех
режимах полета одноконтурного или двухконтурного двигателя
обычной схемы, особенно при условии ограничений по уровню
шума. Действительно, ДТРД с большой степенью двухконтурности
обеспечивает потребную взлетную тягу при низком уровне шума
и имеет хорошую экономичность на дозвуковых скоростях полета.
Для трансзвукового разгона целесообразен ТРДФ, а для сверх-
звукового полета — ТРД или ДТРД с низкой степенью двухкон-
турности при высокой температуре газа перед турбиной. Двига-
* Двигателем изменяемого рабочего процесса называется авиационный ГТД
с регулируемыми элементами, позволяющими в зависимости от режима полета
изменять степень двухконтурности и другие термодинамические параметры
цикла.
230
тель с изменяемым рабочим процессом может достаточно хорошо
удовлетворить этим противоречивым требованиям.
Одним из наиболее исследованных вариантов перспективного
двигателя изменяемого рабочего процесса для будущего сверх-
звукового пассажирского самолета является двигатель GE21
фирмы «Дженерал электрик», получивший название «двигатель
с двойной степенью двухконтурности» (рис. 112). В этом двига-
Рис. 112. Схема перспективного двигателя изменяемого рабочего процесса
GE21:
1 — регулируемый вход в канал внешнего контура; 2 — регулируемый выход из канала
внешнего контура; 3 — регулируемый сопловой аппарат турбины вентилятора;
4 — дополнительная ступень вентилятора; 5 — двухступенчатый вентилятор
теле вентилятор разделен на два блока, соединенных дополнитель-
ным обводным наружным каналом, через который сжатый в пер-
вом блоке воздух поступает в канал внешнего контура. Регулируя
соотношение расходов воздуха между блоками, можно изменять
степень двухконтурности в пределах от 0,25 до 0,6.
В соответствии с программой работ по двигателю GE21 еще
в 1976—1977 гг. проводились испытания отдельных регулируемых
элементов экспериментального двигателя, созданного на базе
ДТРДФ YJ101, показавшие положительные результаты.
Отличительной особенностью двигателя GE21 является высо-
кая степень механизации газовоздушного тракта, так как в нем
используются следующие регулируемые элементы: поворотный
ВНА вентилятора, поворотный направляющий аппарат второго
блока вентилятора, поворотные направляющие аппараты трех
первых ступеней компрессора газогенератора, регулируемый пе-
репуск за вторым блоком вентилятора, регулируемые створки на
выходе из канала внешнего контура, регулируемый сопловой ап-
парат турбины вентилятора и регулируемое реактивное сопло.
Двигатель GE21 оборудован двухзонной камерой сгорания,
рассчитанной на пониженный уровень эмиссии загрязняющих ве-
ществ, соответствующий норме на середину 80-х годов, системой
соосных реактивных сопел с центральным телом и форсажной
камерой с небольшой степенью форсирования тяги на участках
трансзвукового разгона самолета,
231
Возможность изменения степени двухконтурности и расхода
воздуха через двигатель в достаточно широком диапазоне при
сохранении высоких КПД узлов позволяет согласовать расходные
характеристики воздухозаборника, двигателя и реактивного сопла
и тем самым снизить внешнее сопротивление и улучшить эффек-
тивные параметры двигателя — /?уд.Эф и Суд.Эф. В частности, по
сравнению с двигателем типа ТРДФ GE4/J6, предназначавшегося
для американского СПС1 В.2707-300 *, двигатель GE21 на дозву-
ковом режиме полета имеет расчетный эффективный удельный
расход топлива на 23% меньше вследствие наличия степени двух-
контурности и меньшего внешнего сопротивления, а на сверхзву-
ковом крейсерском режиме полета (Мп = 2,4)—на 9% меньше
также вследствие наличия некоторой степени двухконтурности,
большей степени повышения давления и несколько лучших КПД
узлов.
Для выполнения требований норм по уровню шума в двигателе
GE21 применены увеличенная степень двухконтурности на взлете
и выхлопная система с перевернутым профилем скоростей реак-
тивных струй. Кроме того, в случае необходимости возможно при-
менение механического шумоглушителя на выхлопном устройстве,
хотя, как известно, несмотря на значительные усилия, заглушить
шум’высокоскоростной реактивной струи ТРДФ «Олимп» в полной
мере не удалось. Примененные глушители шума струи, очень эф-
фективные в стендовых условиях, работают намного хуже в реаль-
ных условиях при взлете самолета.
Уменьшение удельной массы двигателя GE21 по сравнению с
удельной массой ТРДФ GE4/J6 достигается в основном уменьше-
нием размеров реактивного сопла, упрощением системы теплоза-
щиты и охлаждения двигателя вследствие снижения крейсерского
числа Мп с 2,7 до 2,4 и наличия относительно холодного воздуха
во внешнем канале двухконтурного двигателя.
В результате этих преимуществ перспективного двигателя из-
меняемого рабочего процесса по сравнению с ТРДФ типа GE4
увеличение дальности полета СПС (при крейсерском числе Мп =
= 2,4) с двигателем GE21 при одинаковом уровне шума обоих
двигателей должно составить около 1900 км.
Зарубежные специалисты считают, что тип двигателя для бу-
дущего" СПС определится в зависимости от времени введения в
эксплуатацию такого самолета. В настоящее время считается це-
лесообразным выбрать ТРД или ДТРД с малой степенью двух-
контурности, разработанный на базе ТРДФ «Олимп». После
1985 г. оптимальным представляется создание двигателя изменяе-
мого рабочего процесса.
Для достижения пилотируемыми летательными аппаратами
гиперзвуковых скоростей полета, соответствующих числам Мп =
= 5ч-6 и больше, предлагается применение прямоточных и ком-
* Сверхзвуковой пассажирский самолет США В.2707-300, рассчитанный на
крейсерскую скорость, соответствующую числу Мп=2,7, не был создан.
23?
бинировйнпых Двигателей — ракетно-Турбинных, турбопрямоточ-
ных и ракетно-прямоточных [7].
Турбопрямоточные двигатели представляют собой сочетание
турбореактивного или двухконтурного и прямоточного двигателей.
ТРД (ДТРД) работает до скоростей полета, соответствующих
числам Мп = 34-3,5, затем он выключается и вступает в действие
ПВРД. Схема турбопрямоточного двигателя, состоящего из ТРД
и ПВРД, приведена на рис. 113. В таком двигателе форсажная
камера представляет собой одновременно и камеру сгорания
ПВРД, образуемую при отключении турбокомпрессорной части
двигателя и подаче топлива только в форсажную камеру.
Рис. 113. Схема турбопрямоточного двигателя:
/ — канал прямоточного контура, 2 — компрессор; 3 — камера сгорания ТРД, 4 —
турбина; 5 —механизм перекрытия прямоточного контура; 6 — стабилизаторы, 7 —
форсажная камера сгорания ТРДФ (ПВРД); 8 — регулируемое реактивное сопло
Ракетно-турбинный двигатель органически сочетает элементы
ТРД и ракетного двигателя. Его компрессор, повышающий дав-
ление атмосферного воздуха, приводится во вращение турбиной,
работающей от газов, вытекающих из газогенератора ракетного
двигателя (рис. 114), причем в системе «компрессор—турбина»
возможно использование редуктора.
По мнению зарубежных специалистов, применение военных и
гражданских гиперзвуковых самолетов возможно в основном в ка-
честве боевых самолетов, самолетов — разгонщиков космических
аппаратов и космических транспортных самолетов [25]. Отмечается,
что разработка гиперзвуковых летательных аппаратов и силовых
установок для них не .вызывает принципиальных технических
трудностей, хотя и требует значительного прогресса в аэродина-
мике, конструкции и материалах. Достаточно сложные проблемы
необходимо решить при конструировании топливной системы, так
как в качестве топлива предполагается применение криогенных
жидкостей (водород, метан и т. д.).
Существует ряд разработок комбинированных двигателей, часть
из которых была доведена до стадии испытаний. Например, фир-
мой «Пратт-Уитни» был создан и испытан демонстрационный ва-
риант ракетно-турбинного двигателя, французская фирма «Норд
233
авиасьон» создала и провела летные испытания эксперименталь-
ного самолета с турбопрямоточным двигателем (рис. 115). Фир-
мой «Роллс-Ройс» изучался проект ракетно-турбинного двигателя
(рис. 116).
Рис. 114. Схема ракетно-турбинного двигателя:
/ — компрессор; 2 — газогенератор, 3 — турбнда; 4 — стабилизаторы; 5 — камера
сгорания; 6 — регулируемое реактивное сопло
Рис. 115. Схема турбопрямоточного двигателя фирмы «Норд авиасьон»
Рис. 116. Схема ракетно-турбинного двига-
теля фирмы «Роллс-Ройс»
В США с середины 50-х годов НАСА проводятся также ра-
боты по исследованию силовых установок, использующих ядерное
горючее. В частности, комбинированная силовая установка с пер-
спективными двухконтурными двигателями, использующими керо-
син на режимах взлета, набора и посадки и ядерное горючее на
крейсерском режиме полета, предлагается для дозвукового даль-
него транспортного самолета [54].
234
Основным направлением внешнеполитической деятельности
КПСС и Советского государства, еще раз продемонстрированным
на XXVI съезде КПСС, является борьба за ослабление угрозы
войны и обуздание гонки вооружений. Особое значение эта задача
приобрела сейчас, когда в развитии военной техники, в том числе
авиации, происходят быстрые и глубокие изменения, связанные
с разработкой новых видов вооружения. Агрессивная политика
империализма привела к созданию огромного военного потенциала
стран НАТО, для противодействия которому Советский Союз и
другие страны Варшавского Договора вынуждены развивать и
укреплять свои вооруженные силы.
Важное значение в наши дни приобретают воздушные пере-
возки, требующие разработки новых, совершенных и экономичных
пассажирских и грузовых самолетов.
Учитывая все это, КПСС и Советское правительство уделяют
большое внимание развитию в СССР авиационной промышленно-
сти и созданию современной авиационной техники, в том числе
авиационных двигателей.
Автор надеется, что эта книга, в которой рассказано о совре-
менном состоянии авиационных ГТД за рубежом, о возможных
путях их развития, а также о проблемах, решение которых позво-
лит создать еще более совершенные и надежные авиационные дви-
гатели, поможет специалистам в их практической деятельности.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Авиационная акустика/Под ред. А. Г. Мунина и В. Е. Квитки. М.: Маши-
ностроение, 1973. 448 с.
2.	Литвинов Ю. А., Боровик В. А. Характеристики и эксплуатационные свой-
ства авиационных реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1979. 288 с.
3.	Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М. Теория авиационных газотурбинных дви-
гателей. М.: Машиностроение, 1978. Ч. 2. 336 с.
4.	Павленко В. Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального
взлета и посадки. М.: Машиностроение, 1972. 284 с.
5.	Пономарев Б. А. Двухконтурные турбореактивные двигатели. М.: Воен-
издат, 1973. 133 с.
6.	Теория воздушно-реактивных двигателей/В. М. Акимов, В. И. Бакулев,
Г. М. Горбунов и др.; Под ред. С. М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1975.
568 с.
7.	Теория двухконтурных турбореактивных двигателей/В. П. Деменченок,
Л. Н. Дружинин, А. Л. Пархомов и др.; Под. ред. С. М. Шляхтенко и В. А. Со-
сунова. М.: Машиностроение, 1979. 432 с.
3 8 Теория реактивных двигателей. Лопаточные машины/Б. С. Стечкин,
П. К- Казанджан, Л. П. Алексеев и др.; Под ред. Б. С. Стечкина. М.: Оборон-
гиз, 1956. 548 с.
9	Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характеристики/
Б. С. Стечкин, П. К. Казанджан, Л. П. Алексеев и др.; Под ред. Б. С. Стечкина.
М’ Оборонно, 1958. 534 с.
10.	Холщевников К. В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин.
М: Машиностроение, 1970. 612 с.
11.	Aerospace Propulsion, 1978, vol. 13, N 6, p. 43.
12.	Air et Cosmos, 1976, N 637, p. 19.
13.	Air et Cosmos, 1977, N 665, p. 23.
14.	Air et Cosmos, 1979, N 758, p. 30.
15.	Air et Cosmos, 1979, N 759, p. 18.
16.	Air et Cosmos, 1980, N 823, p. 37.
17.	Air et Cosmos, 1980, N 825, p. 41.
18.	Aviation	Week,	1977,	vol.	106,	N	11, p. 28.
19.	Aviation	Week,	1977,	vol.	106,	N	25, p. 11.
20.	Aviation	Week,	1977,	vol.	107,	N	22, p. 55.
21.	Aviation	Week,	1978,	vol.	109,	N	8, p. 5.
22.	Aviation	Week,	1979,	vol.	110,	N	5, p. 121.
23.	Aviation	Week,	1979,	vol.	110,	N	11, p. 23.
24	Aviation	Week,	1980,	vol.	112,	N	10, p. 12 14.
25	Bendot J. G. Composite propulsion systems for an advanced reusable
launch" vehicle application. — Paper presented at the 2nd International Symposium
on Air Breathing Engines. Sheffield, 1974	.
26	Beyerlv W. R., Sweeney J. G. Life cycle fuel consumpion of commercial
tnrbofan engines.— AIAA Paper, 1976. N 76-645. 6 p.
27	Burdett G. W., Langer H. R., McCoy J. R. High energy fuels for cruise
missiles — AIAA Paper, 1978, N 78-267. 6 p.
28	Calder P. H., Gypta P. C. Future SST engines with particular reference
tn Olympus 593 evolution and Concorde experience. — Aeronautical Journal, 1976,
vol 80 N 786, p. 235-252.	.
' 29 Crawford W. J. The T700-GE-700 turboshaft engine program. — SAL
Preprint, 1973, N 730917. 12 p.
236
30.	Csavina E. L. Performance depreciation of some military turbofan engi-
nes. — AIAA Paper, 1976, N 76-649. 8 p.
31.	Dening R. M., Milles S. C., Wright G. H. Future trends in aero gas
turbine design-unconventional engines. — Aeronautical Journal, 1976, N 789,
p. 385—393.
32.	Feetcher J., Burns B. R. A. Supersonic combat aircraft design. — AIAA
Paper, 1979, N 79-699. 12 p.
33.	Flight, 1979, N 3643, p. 125.
34.	Flight, 1979, N 3643, p. 137.
35.	Flight, 1980, N 3116, p. 234.
36.	Flight, 1980, N 3696, p. 171—172.
37.	Fulton K. International turbine engine directory. — Flight, 1979, N 3643,
p. 81—138.
38.	Hading K., Schiirger K. Optimierung der Instandhaltung vor Flugge-
rat. — Flugrevue, 1972, N 4, S. 27—30.
39.	Helms H. E. Stoichiometric gas turbines development problems. —
The International Symposium On Air Breathing Engines, Marseille, France,
1972.
40.	Interavia Air Letter, 1978, N 9022, p. 1—2.
41.	Interavia Air Letter, 1979, N 9274, p. 6.
42.	Kayton M. Design—to—cost for development contracts. — AIAA Paper,
1976, N 76-663. 4 p.
43.	McRae G. M. Refanned commercial gas turbine engines. — SAE Preprint,
1973, N 346, 10 p.
44.	Neitzel R. E. Comparisons of alternate energy efficient engine for future
subsonic transports as affected by engine technology improvements.— AIAA Paper,
1976, N 76-770. 10 p.
45.	Niefer W. Turbine blade manufacture for modern aircraft powerplant. —
Interavia AAA, 1976, vol. 31, N 3, p. 238—240.
46.	Nozed D. L. Propulsion.—Astronautics and Aeronautics, 1978, N 7—8,
p. 47—54.
47.	Nozed D. L. Fuel conservative aircraft engine technology. — XI Congress
ICAS, Lisbon, Portugal, 1978.
48.	Panella R. F. Engine life cycle cost — a laboratory view. — AIAA Paper,
1975, N 75-1287. 3 p.
49.	Plenier J. Prospectives des qualites acoustiques des futurs avions subso-
niques. — L’Aeronautique et 1’Astronautique, 1979, N 56, p. 3—10.
50.	Price J. L., Gershon I. J., McKenny L. D., Meece С. E. Time-phased
development methodology'—the key for reliable engines in future military air-
craft weapons system. — An ASME Publication, 1978, N 78-GT-167. 7 p.
51.	Wills T. K., Wise E. P. Development of a new class of engine—the small
turbofan. — AIAA Paper, 1976, N 76-618. 16 p.
52.	Wilson F., Lehnhardt D. Propulsion system requirements for expendable
low cost turbine engines for missile application. — The 3rd International Sympo-
sium on Air Breathing Engines. Munich, Germany, 1976, Paper N 39.
53.	Yaffe M. L. GE.l engine spawns numerous derivatives. — Aviation Week,
1970, N 8, Vol. 93, p. 27.
54.	Yaffe M. L. US efforts pace engine advance. — Aviation Week, 1970, N 25,
vol. 92, p. 75, 79.
55.	Yaffe M. L. GE increased thrust in engine for F-18. — Aviation Week,
1975, N 10, vol. 103, p. 44, 45, 47,
УКАЗАТЕЛЬ ДВИГАТЕЛЕЙ
Указатель призван помочь читателю отыскать сведения об интере-
сующем его ГТД из числа рассмотренных в данной книге.
Двигатели в указателе сгруппированы по видам (ТРД, ТРДФ, ДТРД,
ДТРДФ, ТВД и турбовальные ГТД), а внутри каждой группы расположены по
алфавитному принципу в соответствии с начальными буквами их марок.
ТРД
«Атар» 8К— 12, 94, 95
«Вайпер» — 12, 33, 34, 151, 164
«Олимп» — 37
CJ610 —97, 151
J52 — 14, 36
J57 — 12, 13, 99, 172
J58 — 101
JG9 — 205, 207
j 75_дд
J85 — 14, 95, 97, 158
J97 — 84
J402 — 205—208
RB.108- 16
TPI 60 — 15, 208
TRS.18 — 205
WR2 — 12, 205
XJ.99 — 196, 197
ТРДФ
«Атар» 9С — 33, 93
«Атар» 9К — 14, 33, 48, 92—95, 160
«Олимп» 593 — 12, 14, 36, 51, 59,
136—140, 229, 232
GE4 — 83, 232
J79 — 12, 18, 33, 79, 80, 92, 93, 155,
156, 166, 219
J85 — 33, 95—97
ДТРД
«Астафан» — 185
«Конуэй» — 51, 55
«Ларзак» — 22, 23, 49, 120, 121
«Пегас» —22, 190—195	к
«Спей» 25— 111, 112,	I
114—116, 201
ALF502 — 183—185	J
АТ 170-2 2— 228, 229
ATF3 — 181—183
САЕ471 — 11DX — 24
CVQ — 42, 46, 49, 54, 58, 84, 122,
147—150, 168, 222—224
CF700 — 19, 97
CFM.56 — 38, 168, 170—173
CJ805-23 — 18, 92
F107 -- 22, 208—211
JT3D — 65, 99, 174, 176, 178
JT8D — 20, 36, 39, 40, 65, 117, 118,
170, 174—178, 200
JT9D — 36, 42, 50, 55, 56, 73, 84,
144—147
mOD — 49, 174, 178, 179
JT18D —42, 43
М.45-Н — 65, 66, 198, 199
RB.153 — 47
RB.202 — 195, 196
RB.207 — 85
RB.211 —20, 40—42, 47, 49, 60, 64,
65, 67, 68, 71, 85, 140—144, 167
RB.401 — 179—181
RB.432 — 173, 174
RB.433 — 199
RJ.500 —173
TF30 — 30, 86, 97—101, 220
TF33 — 20, 172
TF34 — 36, 84, 125—128
TF39 — 46, 49, 50, 79, 83, 121—125,
148, 149
TF41 — 36, 86, 115
TFE731 —151—153, 183
'NRAV — 208, 209
ДТРДФ
«Адур» — 20, 119, 120
«Спей» RB.168-25R — 111—115
?\QQ — 20, 22, 40, 48, 56, 85, 86,
101—107, 161, 220
F101 — 20, 21, 40, 49, 72, 84, 164—
167
F401 — 85, 161, 162, 201
F404 — 40, 84, 154—158
GE21 — 2.3/, 232
M53 —33, 87, 158—161
М.88 — 161
PW1120 — 162
238
RB.199 — 40, 87—89, 108—til
RMS-49, 50, 117—119
TF30 — 36, 86, 97—101, 104, 118
TFE731-1042 — 161, 162—164
YJ101 — 84, 154, 155, 157, 231
ТВД
«Дарт» — 25, 33, 35
«Тайн» — 25, 36, 128—130
PT6A-50 — 25, 26
T56 - 33
TPE331 — 33
Турбовальные ГТД
«Макила» — 25, 27, 135
РТ6Т — 33
RB.360 — 25, 36, 41, 133—135
Т58 — 33, 79, 80
Т64 —25, 125
Т700 — 25, 48, 86, 87, 130—133
ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение .............................................................  3
Глава I. Рабочий процесс, параметры, особенности схем и характери-
стики современных авиационных ГТД...................................... 7
Глава II. Влияние параметров рабочего процесса на конструкцию авиа-
ционных ГТД........................................................... 32
Глава III. Современная методология создания авиационных ГТД . .	75
Глава IV. Газотурбинные двигатели серийных самолетов и вертолетов 91
Глава V. Опытные и проектируемые авиационные двигатели.............	154
Глава VI. Двигатели для самолетов с вертикальным и укороченным
взлетом и посадкой................................................... 186
Глава VII. Двигатели для беспилотных летательных аппаратов . . .	202
Глава VIII. Перспективы развития и применения газотурбинных дви-
гателей в авиации.................................................... 213
Список использованной литераторы ........................... 236
Указатель двигателей......................................   238
Борис Александрович Пономарев
НАСТОЯЩЕЕ И БУДУЩЕЕ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Редактор В. В. Семенов
Художник В. А. Белкин
Редактор (литературный) О. Б. Григорьева
Художественный редактор И. Б. Попова
Технический редактор Н. Я. Богданова
Корректор Э. В. Коновалова
ИБ № 396
Сдано в набор 27.07.81. Подписано в печать 10.02.82.	Г-52634
Формат 60 X 90/1,,. Бумага тип. № 2. Гари, литер.
Печать высокая. Печ. л. 15. Усл. печ. л. 15. Усл. кр. отт. 15,19. Уч.-изд. л. 15,71
Тираж 10 000 экз. Изд № 7/2477. Зак. 839. Цена 95 к.
Воениздат, 103160, Москва, К-160
2-я типография Воениздата
191065, Ленинград, Д-65, Дворцовая пл„ д. 10