Газотурбинные двигатели
A.A. Иноземцев, M.A. Нихамкин,
В.Л. Сандрацкий
ОСНОВЫ КОНСТРУИРОВАНИЯ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Том 1
Общие сведения. Основные параметры и требования
Конструктивные и силовые схемы
Рекомендуется государственным образовательным учреждением
высшего профессионального образования «Московский авиационный
институт Государственный технический университет)» в качестве
учебника для студентов высших учебных заведений, обучающихся
по направлению подготовки 160300 «Двигатели летательных
аппаратов», по специальности 160301 «Авиационные двигатели
и энергетические установки», по дисциплине «Основы конструирования
авиационных двигателей и энергетическихустановок»
Москва
«Машиностроение»
2008

УДК 629.7.036.33 @75.8)
ББК27.5.14.4
И67
Иноземцев, A.A.
И67 Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб. /
A.A. Иноземцев, M.A. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. - M.: Машиностроение, 2008. - Т. 1. -
208 с: ил. - (Серия: Газотурбинные двигатели).
ISBN 978-5-94275-400-6 (Т. 1)
ISBN 978-5-94275-399-3
Изложены основы методологии конструирования авиационных газотурбинных двигателей
и энергетических установок. Рассмотрены условия работы узлов и деталей двигателей, предъявляемые
к ним требования, типичные конструкции. Приведены и проанализированы многочисленные примеры
разработанных конструкций. Изложение материала ведется с позиций комплексного подхода к решению
вопросов конструирования, технологичности, надежности, экономичности газотурбинных двигателей.
Предназначен для студентов высших технических учебных заведений, обучающихся по дисциплине
«Основы конструирования АД и ЭУ», научных и инженерно-технических работников,
специализирующихся в области проектирования конструкций АД и ЭУ.
Настоящая книга является собственностью ОАО «Авиадвигатель». Никакая ее часть ни в каких
целях не может быть воспроизведена в какой бы то ни было форме и какими бы то ни было средствами,
будь то электронное или механическое воспроизведение, включая фотокопирование и запись на магнит-
ный носитель, если на это нет письменного разрешения ОАО «Авиадвигатель».
УДК 629.7.036.33 @75.8)
ББК27.5.14.4
ISBN 978-5-94275-400-6 (Т. 1)
ISBN 978-5-94275-399-3
ОАО «Авиадвигатель», 2008

Памяти
генерального конструктора
Павла Александровича Соловьева
посвящается
Предисловие к серии «Газотурбинные двигатели»
Газотурбинные двигатели (ГТД) за шестьдесят
лет своего развития стали основным типом дви-
гателей в современной авиации. На основе ави-
ационных ГТД созданы двигатели для наземной
и морской техники: мобильных электростанций,
газокомпрессорных станций, наземных и
морских транспортных средств. Газотурбинные дви-
гатели - классический пример сложнейшего
устройства, детали которого работают длительное
время в условиях предельно высоких температур
и нагрузок. Вместе с тем эти двигатели - образец
высочайшей надежности, которая
обеспечивается эффективными конструкторскими
решениями, сложными газодинамическими, тепловыми
и прочностными расчетами. В связи с этим
изучение газотурбинных двигателей, как одного из
наиболее совершенных достижений инженерной
мысли, выходит за рамки утилитарной задачи
подготовки инженеров-двигателистов.
Настоящая серия книг, объединенных об-
щим названием «Газотурбинные двигатели»,
посвящена начальному этапу процесса их
создания - проектированию и основной
составляющей этого процесса- разработке конструкции.
Серия включает в себя три учебника для
студентов вузов, обучающихся по
специальности «Авиационные двигатели и энергетические
установки»: «Основы конструирования
авиационных двигателей и энергетических установок»,
«Динамика и прочность авиационных двигателей
и энергетических установок», «Автоматика и
регулирование авиационных двигателей и
энергетических установок. Системы». Ставилась цель
дать комплекс знаний для самостоятельной
творческой работы в области проектирования ГТД
с учетом того, что студенты изучили дисциплины
общеинженерного цикла, знакомы с газовой ди-
намикой и теорией авиационных двигателей.
Объем серии получился большим. Стремление
в полном объеме и подробно изложить материал
связано с тем, что книги предназначены не
только для изучения соответствующих дисциплин,
но и для использования в курсовом и дипломном
проектировании.
При изложении материала авторы в известной
степени опираются на богатую практику одной из
ведущих мировых школ авиационного двигате-
лестроения - Пермского ОАО «Авиадвигатель».
Многие из приведенных выполненных
конструкций - элементы двигателей, разработанных этим
коллективом.
В подготовке издания принимали участие
специалисты опытного конструкторского бюро
ОАО «Авиадвигатель». Работа такого большого
коллектива специалистов была бы невозможна
без организационной поддержки Н.Л. Кокша-
рова. Общее оформление книг выполнено
И.М. Соколовой с участием B.K. Ощепкова,
Л.М. Кислухиной, O.E. Пековой, Ю.А. Никулина,
И.Ю. Вагановой. Особая благодарность Alexia
Attali из Communication Divisions Snecma Moteurs,
приславшей материалы двигателей M88;
Cynthia Durnal из Honeywell product
information за иллюстрации двигателей Honeywell
и Margaret Fletcher Jet Engine Administrator
Rolls-Royce plc за любезное разрешение
использовать иллюстрации из книги Rolls-
Royce plc «The Jet Engine», a также коллегам
из ГУНПП «Завод им. В.Я. Климова» за ил-
люстрации двигателей ТВЗ-117 и 2500.

Предисловие
Preface to the publication series «Gas Turbine Engines»
To the memory of
General Designer
PavelA. Soloviov
is dedicated
For sixty years of its development gas turbine
engine (GTE) has become the main type of engines
in modern aviation. On GTE basis engines for ground
and marine equipment have been developed, for
example for mobile power plants, gas-compressor
stations, ground and marine transport vehicles.
Gas turbine engines are the classical example of a
sophisticated system with components operating at
extremely high temperatures and limit loads during
long period oftime. At the same time these engines are
the example ofthe highest reliability, which is assured
by efficient design solutions and complicated gas
dynamics, temperature and durability calculations.
Therefore studying of gas turbine engines as one of
the most accomplished achievements of engineering
is beyond the scope ofutilitarian aim ofteaching and
preparing engineers and engine designers.
This series of publications under the common
title «Gas Turbine Engines» is dedicated to the
primary stage of their development - engineering
and designing in particular as it is main part of this
process. The series consists of three textbooks for
students ofhigher educational establishments studying
at faculty of «Aero-engines and Power Generation
Gas Turbines». The textbooks are the following:
«Principles of Aero-engines and Power Generation
Gas Turbines Designing», «Dynamics and Durability
ofAero-engines and Power Generation Gas Turbines »,
«Automatics and Control ofAero-engines and Power
Generation Gas Turbines. Systems». The aim was to
give a complex ofknowledge for independent creative
work in GTE designing. The readers are supposed to
have learned general engineering disciplines and to
know gas dynamics and theory ofaero-engines.
The attempt to cover immense amount of
information resulted in a large volume ofthe series.
The authors justify it by inevitable redundancy of
such publications. The desire to present information
in a full and detailed way is explained by the fact that
these books are intended not only for studying of
related disciplines by students but also for designing
during writing of course and diploma works. The
authors hope that the publication will be also helpful
for post-graduate students and specialists working
at development, manufacturing and operation of gas
turbine engines.
In their work the authors based upon rich practice
of one of the leading world aero-engine building
school of Perm Aviadvigatel OJSC. Many of the
presented designs are the components of engines,
developed by the Company.
During preparation of this publication huge
amount of Aviadvigatel design bureau specialists
took part. Their names are listed at Prefaces to all
of these books. The work of so many specialists
is impossible without organization support of
N.L. Koksharov. The total design of the book
was executed by I.M. Sokolova with the help
ofV.K. Oschepkov, L.M. Kisluhina, O.E. Pekova,
Yu.A. Nikulin, I.Yu. Vaganova. Special gratitude
is to Alexia Attali from Communication Divisions
Snecma Moteurs, who sent information about 188
engine; Cynthia Durnal from Honeywell product
information for illustrations of Honeywell engines
and to Margaret Fletcher who is Jet Engine
Administrator of Rolls-Royce plc for her kind
permission to use illustrations from the perfect
book of Rolls-Royce plc «The Jet Engine». The
authors also thank the colleagues from the State
Unitary Scientific & Production Enterprise «Plant
named in honour ofV.Ya. Klimov» for illustrations
ofTV3-117 and 2500 engines.

Предисловие
Предисловие к книге «Основы конструирования авиационныхдвигателей
и энергетических установок»
Учебник «Основы конструирования авиа-
ционных двигателей и энергетических
установок» - первая книга из серии «Газотурбинные
двигатели».
Содержание учебника определяется его на-
значением. В нем рассмотрены общие вопросы
и принципы разработки газотурбинных двитате-
лей, их узлов и отдельных элементов. Изложение
этого материала невозможно без анализа
разработанных конструкций, опыта их доводки и
эксплуатации. При этом авторы не ставили задачу
подробно описывать конкретные двигатели.
Изложение материала в основном идет по
следующей схеме: рассмотрение требований,
предъявляемых к тому или иному узлу, проблем, которые
приходится решать при выборе конструктивных
решений, анализ достоинств и недостатков
основных путей решения этих проблем на
примерах известных конструкций.
Научную базу курса «Основы
конструирования авиационных двигателей и
энергетических установок» составляют методы и научные
положения таких общеинженерных дисциплин,
как теоретическая механика, сопротивление
материалов, газовая динамика, материаловедение,
а также специальных дисциплин: теории турбо-
машин, теории воздушно-реактивных двигате-
лей, технологии их производства.
Классические отечественные учебники по
конструкции авиационных двигателей,
написанные в свое время авторскими коллективами под
редакцией Г.С. Скубачевского и Д.В. Хронина,
с 1989 г. не переиздавались. В авиационном дви-
гателестроении с тех пор появились новые
конструкторские решения, новые методы расчетов -
все то, что диктуется постоянным повышением
требований к конкурентоспособности двигате-
лей. Авторы попытались наряду с
классическими представлениями отразить в настоящем
учебнике современное состояние проблем, связанных
с конструированием газотурбинных двигателей.
Приведено множество примеров разработанных
отечественных и зарубежных конструкций,
анализ которых, по мнению авторов, является
важнейшим элементом учебного процесса.
Книга «Основы конструирования
авиационных двигателей и энергетических
установок» для удобства пользования выполнена
в 3 томах.
Том 1 содержит 4 главы.
В главе 1 приведены общие сведения о
газотурбинных двигателях. Рассмотрены одна из
возможных классификаций, основные типы
авиационных ГТД, области их применения, история
развития, деление на «поколения». Значительное
внимание уделено наземным ГТД объектам их
применения.
Глава 2 посвящена основным параметрам
и требованиям к ГТД, содержит некоторые
необходимые для лучшего понимания сведения из
теории ГТД и термодинамики. Подробно
рассмотрены методологические вопросы
обеспечения ресурса, надёжности, технологичности,
экономических и экологических требований,
методология проектирования в целом, а также
сертификация ГТД.
В главе 3 приведены конструктивные схемы
авиационных ГТД и ГТД наземного применения.
Все три главы подготовлены под общим
руководством A.A. Пожаринского, а разделы 1.2.3 и 2.3.1
им непосредственно. Разделы 1.1, 1.2, 1.3, 1.4,
1.6, 2.1, 2.2, 2.3.2, 2.3.4, 2.3.6, 2.4.2, 2.5.2, 2.8, 3.1,
3.2, 3.4 подготовлены C.B. Торопчиным с
участием В.А.Кузнецова (разделы 1.1, 1.2, 3.1, 3.2).
Разделы 1.5,2.7,3.3 подготовлены М.Г. Зубковой,
2.3.5- А.В.Кимом, 2.3.7- Б.В.Трегубовым,
2.3.8- А.Л.Мурыгиным, 2.3.9 и2.5.1- Ю.Н.Со-
рокиным,2.3.12-В.И. Черемных,2.4.1 -B.M.
Роговым, 2.6 - В.И. Баландиным и Ю.А. Паньковым.
В оформлении материалов глав 1, 2, 3
участвовали К.Э. Терентьева и H.B. Кобанова.
Глава 4 посвящена силовым схемам ГТД.
Рассмотрены усилия, действующие в двигателе
и его элементах. Подробно представлены
схемы, конструкции опор, вопросы их
проектирования, а также схемы и конструкции подвески.
Глава подготовлена Ю.Н. Сорокиным с участием
М.Д. Галямова, A.A. Целищева, B.E. Анисимова,
K.B. Ульяновского, B.O. Рубинова, H.E. Брагиной,
Ю.А. Берендорфа, Л.В. Шайхутдиновой. В
оформлении главы 4 принимал участие A.B. Живилов.
Том 2 содержит главы с 5-й по 9-ю и
посвящен основным узлам ГТД.

Предисловие
В главе 5 рассмотрены различные типы ком-
прессоров, вопросы их аэродинамического
проектирования, теплового состояния,
конструктивные и силовые схемы. Представлены
конструкции роторов и статоров. Отдельно рассмотрены
вопросы регулирования компрессоров, противо-
обледенительной защиты и защиты от попада-
ния посторонних предметов. Также отдельный
раздел посвящен особенностям компрессоров
ГТД наземного применения. Материалы главы
подготовлены C.A. Хариным и E.T. Гузачевым
с участием О.Г. Миллера (разделы 5.1, 5.2, 5.2.1,
5.2.1.1, 5.2.2, 5.2.2.1, 5.2.2.2, 5.2.2.3, 5.2.2.4,
5.2.2.5, 5.2.2.6, 5.2.2.7), A.B. Михайлова
(разделы 5.2.1.2, 5.10), А.В.Карнаухова (разделы
5.2.3, 5.2.3.1, 5.2.4), А.Е.Увина (разделы 5.4.3,
5.4.3.1, 5.4.3.2, 5.4.3.3), B.H. Климова фаздел 5.5.2),
B.A. Катаева (раздел 5.7), к.т.н. Д.Н. Ташлыкова
фаздел 5.8, 5.8.1, 5.8.2, 5.8.3), Л.Г.Красинского
фаздел 5.9), B.A. Волкова (разделы 5.12, 5.12.1,
5.12.2). В оформлении материалов принимали
участие к.т.н. И.Р. Каминский, H.H. Миллер,
B.C. Пермяков, Н.И. Рокка.
Глава 6 посвящена камерам сгорания ГТД.
Рассматриваются вопросы их проектирования,
конструктивные элементы и системы. Отдельные
разделы посвящены экспериментальной доводке
камер сгорания, особенностям камер ГТД назем-
ного применения. Материалы главы подготов-
лены под общим руководством A.B. Медведева
H.A. Андрюковым, к.т.н. A.H. Васильевым, к.т.н.
A.C. Беловым, к.т.н. B.A. Ташкиновым с
участием А.И. Булатова и M.C. Хрящикова. В оформле-
нии материалов принимали участие O.A. Делец,
C.B. Норин, C.H. Васильев, A.B. Белоногов,
B.B. Кобелева.
В главе 7 рассматриваются вопросы
проектирования форсажных камер сгорания, их
конструктивные элементы и системы. Материалы
главы подготовлены под общим руководством
A.B. Медведева A.B. Серовым с участием к.т.н.
B.A. Ташкинова, В.И. Максина. В оформлении при-
нимали участие И.Л. Степаненко и E.B. Климова.
Глава 8 посвящена проектированию ави-
ационных и промышленных газовых турбин.
Преимущественное внимание уделено авиаци-
онным турбинам, в которых в первую очередь
применяются передовые технические
решения. Рассмотрены требования, конструктивные
схемы и методология проектирования турбин.
Большое внимание уделено аэродинамическому
проектированию, вопросам теплового
состояния и охлаждения. Представлены конструкции
роторов и корпусов, рабочих и сопловых лопа-
ток и сопловых аппаратов. Рассмотрены
вопросы управления радиальными зазорами, гер-
метизации проточной части. Отдельный раздел
посвящен особенностям турбин двигателей на-
земного применения. Значительное внимание
уделено перспективам развития конструкций
и методов проектирования турбин. Материалы
главы подготовлены под общим руководством
и редакцией B.K. Сычёва B.A. Белкановым с
участием C.B. Бажина (разделы 8.3, 8.6), к.т.н.
В.Г. Латышева (раздел 8.3), Ф.Х. Низамутдинова
(раздел 8.3), В.А.Трубникова (раздел 8.10).
В оформлении принимали участие A.A. Швырев,
М.Ю. Грязных, E.K. Сероваева, A.E. Швырева,
C.E. Ширинкина.
Глава 9 посвящена выходным устройствам
(ВУ) ГТД. Рассмотрены различные виды ВУ: co-
пла, диффузоры, реверсивные устройства (РУ).
Представлены материалы как по нерегулируе-
мым, так и регулируемым соплам (PC) - осесим-
метричным и плоским, соплам с управляемым
вектором тяги и с уменьшенной «заметностью».
Подробно описана конструкция PC двигателя
Д30-Ф6. В разделе также подробно
рассмотрена конструкция двигателя ПС-90А. Отдельный
раздел посвящен приводам ВУ. В приложениях
представлены материалы по одной из проблем
PC - обеспечению аэродинамической
устойчивости (Приложение 1) и теории работы диф-
фузорных ВУ (Приложение 2). Разделы 9.1, 9.2
подготовлены А.Я. Баяндиным, Г.М. Ефремовой
и к.т.н. В.Л. Сандрацким, разделы 9.3, 9.4, 9.5 -
B.M. Шкалябиным и к.т.н. В.Л. Сандрацким,
разделы 9.6,9.7 -В.Г. Булатовым, Б.А. Ремезовским,
B.C. Андреевым, раздел 9.8 - Д.Б. Бекуриным
и В.Ю. Смирновым. Приложение 1 написано
к.т.н. В.Л. Сандрацким, Приложение 2 - Д.Б. Беку-
риным. Иллюстративный материал подго-
товлен O.A. Умпелевой, B.B. Вагановым,
A.B. Чудиновым, М.Ю. Пашковой, B.B. Max-
нутиным, M.A. Гриневым, А.Ю. Ждановым.
Материалы главы подготовлены под
руководством А.П. Ведерникова.
Том 3 содержит 7 глав - с 10-й по 16-ю.
Глава 10 посвящена зубчатым передачам
и муфтам в ГТД. В частности,
рассмотрены вопросы проектирования зубчатых
передач центрального привода, коробок приводов

Предисловие
агрегатов, редукторов ТВД и вертолетов. Отдельный
раздел посвящен муфтам, используемым в ГТУ
Материалы главы подготовлены Н.П. Трушниковым
с участием P.K. Хисматулиной и Л.А. Сацкого.
Иллюстрации подготовлены Д.Н. Внутских,
A.B. Ермаковым, Н.А.Пичужкиным, В.Е.Хроми-
ным, P.3. Хасановым и Я.Ю. Сажиной.
Глава 11 посвящена пусковым
устройствам. Рассмотрены различные типы пусковых
устройств, их характеристики и конструкция,
а также конструкция их узлов: заслонок,
редукторов, муфт. Отдельный раздел посвящен
особенностям пусковых устройств ГТД наземного при-
менения. Раздел подготовлен M.B. Чепкасовым
с участием B.H. Веселова. Подготовка иллюстра-
ций выполнена А.Б. Рыжовым.
Глава 12 посвящена трубопроводным и элек-
трическим коммуникациям. В газотурбинном
двигателестроении эти коммуникации
называются «обвязкой». Рассмотрены составляющие
элементы обвязки: трубы, провода, элементы их
соединения, компенсирующие устройства, узлы
крепления. В обвязку могут входить, и
приведены, элементы крепления агрегатов и датчиков.
Большое внимание уделено проектированию
обвязки, натурному и электронному
макетированию. Отдельный раздел посвящен
особенностям обвязки наземных ГТД. Глава подготовлена
к.т.н. B.M. Полушкиным с участием в оформ-
лении разделов по трубопроводным
коммуникациям H.B. Боговаровой, С.Д. Владимировой,
C.3. Миняшева,А.А. Шишкина,Е.В. Костаревой.
Раздел по электрическим коммуникациям
подготовлен B.C. Наговицыным с участием в
предварительном редактировании В.И. Леготкина и в офор-
млении C.B. Белявского и A.E. Малаховой.
Глава 13 посвящена уплотнениям и в какой-
то степени дублирует материалы, приведенные
по данной теме в других разделах. Сделано это
для удобства пользования. В этой главе поме-
щены данные по уплотнениям неподвижных
соединений. Подробно описаны уплотнения
подвижных соединений: лабиринтные,
щёточные, газостатические, газодинамические. Даны
сравнительные данные по их эффективности.
Приведены примеры уплотнений газового
тракта. Рассмотрены также уплотнения масляных
полостей опор роторов, редукторов. Материалы
главы подготовлены к.т.н. Ю.А. Пыхтиным.
Оформление - И.М. Соколовой с участием
Г.А. Ельцовой и H.E. Брагиной.
Глава 14 посвящена ГТД наземного приме-
нения, используемым в первую очередь в
качестве силового привода для газоперекачивающих
агрегатов и электростанций. Рассматриваются
особенности их конструкции, отличия от ави-
ационных. Отдельные разделы посвящены ГТД,
используемым в качестве силовых
(энергетических) установок кораблей и судов, а также
танков. Рассмотрены примеры компоновок
ГТД наразных объектах применения. Глава под-
готовлена A.B. Черненко (разделы 14.1 и 14.4)
и B.O. Рубиновым (разделы 14.2, 14.3, 14.5,
14.6) с участием в оформлении Ю.А. Пашкова,
C.C. Малыгина, Ю.В. Шилова и B.E. Симонова.
Глава 15 посвящена проблеме обеспечения
одного из экологических требований к ГТД-
уровня шума. Рассмотрены источники шума,
влияние параметров процесса и конструктивной
схемы на его уровень, методы оценки
акустических характеристик. Представлены методы сни-
жения шума и их конструктивная реализация.
Глава подготовлена B.A. Чурсиным (разделы
15.1-15.4,15.5) с участием А.Г. Григорьева фазде-
лы 15.4, 15.5), А.П. Ведерникова фаздел 15.4.3),
В.Ю. Смирнова фаздел 15.4.5) и M.M. Якуниной
(оформление).
Глава 16 посвящена автоматизации
проектирования и поддержки жизненного цикла ГТД.
Проблема автоматизации уже давно не
рассматривается отдельно для какой-либо части жизнен-
ного цикла (в том числе и для проектирования),
поскольку только комплексный подход может дать
необходимый эффект в повышении качества и
сокращения сроков создания двигателя. Глава под-
готовлена B.E. Абрамчуком фазделы 16.1.. .16.12)
и А.В.Дурягиным фаздел 16.13). Оформлена
глава A.B. Дурягиным и T.C. Чудиновой. Учтены
ценные советы и замечания Д.В. Леванова,
H.A. Пичужкина и И.А. Паздникова.
Книга является собственностью ОАО
«Авиадвигатель». Любая форма копирования лю-
бой части книги любыми средствами, как элект-
ронными, так и механическими, включая
фотокопирование и запись на пленку, с любой целью без
письменного разрешения ОАО «Авиадвигатель»
запрещена.
7

Предисловие
A.A. lnozemtsev, M.A. Nikhamkin, V.L. Sandratsky
Gas Turbine Engines
Aviadvigatel Open Joint Stock Company, 2007
The book describes the first step of gas turbine
engine making- gas turbine engine design, and
contains the information on engine and its modules
configurations and structure; systems, maintaining
its operation; gas dynamics, thermal and durability
analysis as a part of the design process and its
automation as well.
First of all the book is intended to be used by
students as an educational supply for the course «Gas
Turbine Engines», though it would be also useful for
young specialists ofexperimental design bureaus.
The book was prepared with the assistance of
many «Aviadvigatel» OJSC experimental design
bureau specialists. Due to the practical support of
N.L. Koksharov the co-work of such a huge team
became possible. Special thanks to: Alexia Attali
(Communication Divisions Snecma Moteurs)
for the MSB-engine documents; Cynthia Durnal
(Honeywell Product Information) for the Honeywell
engines illustrations; Margaret Fletcher (Jet Engine
Administrator, Rolls-Royce pic) for being so kind to
permit the authors to use the illustrations from the
brilliant Rolls-Royce pic book «The Jet Engine»; our
colleagues from the «Plant named after V. J. Klimov»
Federal Unitary Scientific Production Enterprise
for the TV3-117 and 2500 engines illustrations.
The overall design of the book is performed by
I.M. Sokolova.
The book is the property of the Aviadvigatel
Joint Stock Company. Any form of reprinting of
any part ofthe book, by any means, either electronic
or mechanical, including photocopying and tape
recording, for any purpose is forbidden without
Aviadvigatel's expressed written permission.
8

Глава 1
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ 0 ГАЗОТУРБИННЫХДВИГАТЕЛЯХ
1.1. Введение
В современной технике разработано и
используется множество различных типов двигателей.
В данном пособии рассматривается лишь один
тип - газотурбинные двигатели (ГТД), т.е. дви-
гатели, имеющие в своем составе компрессор,
камеру сгорания и газовую турбину. Наибольшее
внимание при этом уделено авиационным ГТД.
Что касается ГТД, используемых в качестве си-
лового привода в наземных и морских условиях,
то у них рассматриваются лишь особенности, от-
личия от авиационных.
ГТД широко применяются в авиационной,
наземной и морской технике. На рис. 1.1 пока-
заны основные объекты применения современ-
ных ГТД.
В настоящее время в общем объеме мирово-
го производства ГТД в стоимостном выражении
авиационные двигатели составляют около 70 %,
наземные и морские - около 30 %. Объем
производства наземных и морских ГТД
распределяется следующим образом:
- энергетические ГТД ~ 91 %;
Объекты применения ГТД
В авиационной технике
Самолеты обычного
взлета и посадки
Самолеты вертикального
взлета н посадки
Вертолеты
Крылатые ракеты
Беспилотные
летательные аппараты
(БЛА)
i
В энергетике,
промышленности
и на транспорте
Механический привод
промы шлешюго оборудования:
н агнетател и, ком прессоры,
насосы
Энергетический привод:
привод электрогенераторов
в составе объектов
энергетики
Привод транспортных средств
и боевой техники:
л о комотивов, а втомобил ей,
танков, бронемашин и т.д.
Вспомогательное
использование:
генераторы сжатого воздуха,
горячих газов и др.
В морских условиях
Привод движителей
морских судов, боевых
кораблей, судов на воздушной
подушке
Механический и энергетический
привод в морских условиях:
на морских платформах добычи
нефти и газа, иа прибрежных
объектах
Экранопланы
Рис. 1.1. Классификация ГТД по назначению и объектам применения

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
- ГТД для привода промышленного
оборудования и наземных транспортных
средств ~ 5 %;
- ГТД для привода судовых
движителей ~ 4 %.
В современной гражданской и военной
авиации ГТД практически полностью вытеснили
поршневые двигатели и заняли доминирующее
положение. Их широкое применение в
энергетике, промышленности и транспорте стало
возможным благодаря более высокой энергоотда-
че, компактности и малому весу по сравнению
с другими типами силовых установок.
Высокие удельные параметры ГТД
обеспечиваются особенностями конструкции и термо-
динамического цикла. Цикл ГТД, хотя и состоит
из тех же основных процессов, что и цикл пор-
шневых двигателей внутреннего сгорания,
имеет существенное отличие. В поршневых двига-
телях процессы происходят последовательно,
один за другим, в одном и том же элементе
двигателя - цилиндре. В ГТД эти же процессы
происходят одновременно и непрерывно в
различных элементах двигателя. Благодаря этому
в ГТД нет такой неравномерности условий
работы элементов двигателя, как в поршневом,
а средняя скорость и массовый расход рабочего
тела в 50...100 раз выше, чем в поршневых дви-
гателях. Это позволяет сосредоточить в малога-
баритных ГТД большие мощности [1.1].
Авиационные ГТД по способу создания тя-
гового усилия относятся к классу реактивных
двигателей, классификация которых показана
нарис. 1.2.
Среди реактивных двигателей можно
выделить две основные группы.
Первую группу составляют ракетные
двигатели. Они создают тяговое усилие за счет
Реактивные двигатели
I
Ракетные двигатели
На жидком топливе
(ЖРД)
На твердом топливе
(ТТРД)
Ракетпо-прямоточные
(РПД)
(Ж или TT)
i
Воздушно-реактивные
двигатели
I
Беекомнрессорпые
Пульсирующие
(ПуВРД)
Сверхчвуковые
прямоточные
(СПВРД)
Гиперзвуковые
прямоточные
(ШВРД)
Га'ютурбиипые
(компрессорные)
Турбореактивные
с форсажной камерой
(ТРДФ)
Двухконтурные
с форсажной камерой
(ТРДДФ)
Ракетпо-турбинлые
(РТД)
Турбопрямоточные
(ТПД)
I
I
I
I
Комбинированные двигатели
Турбовальпыс
(вертолстные ГТД)
Рис. 1.2. Классификация реактивных двигателей
Турбореактивные
(ТРД)
Двухконтурные
турбореактивные
(ТРДЦ)
Турбовиню-
вептиляторные
(ТВВД)
J
J
С открытым
BB
С закапотиро
ванным BB
Турбовинтовые
(ТВД)
10

1.1. Введение
ускорения рабочего тела, запасенного на борту
летательного аппарата (ЛА). В настоящее время
наибольшее распространение получили
жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и ракетные
двигатели твердого топлива (РДТТ). Первые из
них используют двухкомпонентное жидкое топ-
ливо - размещенные в разных емкостях горючее
и окислитель. А вторые - твердое топливо,
которое содержит горючие и окисляющие компонен-
ты и целиком размещается в камере сгорания.
Ракетные двигатели применяются в основном
в ракетах различного назначения и могут исполь-
зоваться для полетов в безвоздушном
пространстве (в космосе), так как для создания силы тяги
им не требуется окружающая среда.
Ко второй группе относятся
воздушно-реактивные двигатели (ВРД), для которых атмос-
ферный воздух является основным компонентом
рабочего тела, а кислород воздуха используется
как окислитель. Задействование воздушной
среды позволяет значительно сократить запас
рабочего тела на борту ЛА, повысить экономичность
и дальность полета.
В свою очередь, ВРД подразделяются на две
основные подгруппы.
1. Бескомпрессорные ВРД, включающие
прямоточные (ПВРД) и пульсирующие (ПуВРД)
двигатели. В прямоточных ВРД воздух
сжимается за счет скоростного напора. Двигатели мо-
гут применяться для сверхзвуковых скоростей
полетаприМп> 2...3 (СПВРД)игиперзвуковых
скоростей (ГПВРД, Мп> 6...7). Однако прямо-
точные ВРД не имеют стартовой тяги. Этот op-
ганический недостаток ПВРД можно исправить
переходом к пульсирующему процессу подачи
воздуха и сжиганию топлива при постоянном
объеме. Такой процесс реализован в ПуВРД.
В них сжатие воздуха происходит без
использования скоростного напора и компрессора.
ПуВРД использовались в Германии в конце
Второй мировой войны на крылатых ракетах
«V-1», но дальнейшего развития не получили.
В последнее время интерес к пульсирующим
ВРД возобновился. Активно изучаются так
называемые импульсные детонационные дви-
гатели, в которых тяга дискретно создается
за счет ударных волн, образующихся в
результате детонационного (взрывного) сгорания
топлива в камере сгорания.
2. Газотурбинные ВРД, получившие свое на-
звание из-за наличия турбокомпрессорного агре-
гата, имеющего в своем составе газовую турбину
как основной источник механической энергии.
Классификация авиационных ГТД показана на
рис. 1.2, характеристика основных типов
авиационных ГТД приведена в подразд. 1.2.
ВРД отдельных типов могут быть
конструктивно объединены друг с другом или с ракетны-
ми двигателями в единой двигательной
установке. Такие комбинированные двигатели
совмещают в себе положительные качества исходных
двигателей. Например, в турбопрямоточном
двигателе сочетаются возможность самосто-
ятельного старта ТРД и работоспособность
при высоких сверхзвуковых скоростях полета
СПВРД. Группа комбинированных двигателей
может включать большое число схем и вариантов,
наиболее характерные - турбопрямоточный,
ракетно-прямоточный, ракетно-турбинный- по-
казаны на рис. 1.2.
Реактивные двигатели, в которых вся полез-
ная работа цикла затрачивается на ускорение
рабочего тела, называются двигателями прямой
реакции. К ним относятся ракетные двигатели
всех типов, комбинированные двигатели, пря-
моточные и пульсирующие ВРД, а из группы
ГТД - турбореактивные двигатели (ТРД) и двух-
контурные турбореактивные двигатели (ТРДД)
(см. рис. 1.2). Если же основная часть полезной
работы цикла в виде механической работы на
валу двигателя передается специальному
движителю, например воздушному винту, то такой
двигатель называется двигателем непрямой
реакции. Примерами двигателей непрямой
реакции являются турбовинтовой двигатель (ТВД)
и вертолетный ГТД. Классическим примером
двигателя непрямой реакции может служить
также поршневая винтомоторная установка.
Качественного отличия по способу создания тя-
гового усилия между ней и турбовинтовым дви-
гателем нет.
Применение ГТД в военной и гражданской
авиации, начавшееся после Второй мировой
войны, позволило совершить качественный скачок
в развитии авиации: освоить большие высоты
полета и сверхзвуковые скорости с числом Маха
до 3,0...3,3, значительно повысить грузоподъем-
ность и дальность.
11

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
1.2. Газотурбинные ВРД -
основные двигатели современной авиации
1.2.1. Основные типы авиационных ГТД,
объекты и области применения
1.2.1.1. Турбореактивные
двигатели (ТРД)
Наиболее простым ипо этой причине первым
получившим широкое применение в авиации
является ТРД, состоящий из компрессора, камеры
сгорания, турбины иреактивного сопла фис. 1.3).
Турбокомпрессорный агрегат служит для
повышения давления итемпературы рабочего тела (газа)
перед соплом по сравнению с давлением и темпе-
ратурой на входе в двигатель. Этим обеспечивается
последующее ускорение рабочего тела в сопле и
создание реактивной тяги. ТРД обычно устанавлива-
1
ются на самолетах с околозвуковыми максимальны-
ми скоростями полета, но при высокой температуре
газа перед турбиной они могут применяться и до
скоростей, соответствующих Мп > 2 фис. 1.11).
На военных самолетах с большой потребной
тяговооруженностью и большими скоростями
полета (до Мп = 3...3,3), атакже на
сверхзвуковых пассажирских самолетах применяются
ТРД с форсажной камерой (ТРДФ). Форсажная
камера (ФК) представляет собой
дополнительную камеру сгорания фис. 1.4), расположенную
между турбиной и соплом. В ФК к потоку газа
вновь подводится тепло при сжигании
дополнительного (форсажного) топлива. Отсутствие за
ФК вращающихся деталей позволяет
реализовать в ней высокие температуры, достигающие
приафК=1,1...1,2значенийГ*ф = 2000...2100К,
и значительно повысить тягу двигателя (от ~40 %
при Мп = 0 до 100 % и более при Мп > 2,5).
Рис. 1.3. Конструктивная схема ТРД (Avon) (печатается с разрешения Rolls-Royce plc.):
1 - компрессор; 2 - камера сгорания; 3 - турбина; 4 - реактивное сопло
1
Рис. 1.4. Конструктивная схема ТРДФ (РПФ-300):
1 - компрессор; 2 - камера сгорания; 3 - турбина; 4 - форсажная камера; 5 - регулируемое реактивное сопло
12

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
Основное достоинство ТРД иТРДФ-
значительный рост тяги сувеличением скорости поле-
та, в большей степени проявляющийся в ТРДФ,
а основнойнедостаток -низкаяэкономичность,осо-
бенно на дозвуковых скоростях полета. В настоящее
время ТРД и ТРДФ эксплуатируются на устаревших
типах военных самолетов (дозвуковых и
сверхзвуковых): МИГ-21, МИГ-23, F-4 и др. В 1950-1970-х гг.
ТРД эксплуатировались также на некоторых
типах гражданских дозвуковых самолетов (ТУ-104,
«Каравелла»), а ТРДФ в 1970-2000-х гг. - на
сверхзвуковых пассажирских самолетах (СПС) ТУ-144
и «Конкорд». В октябре 2003 г. СПС «Конкорд»
совершил последний коммерческий рейс. ТУ-144
снят с эксплуатации еще раньше. Эксплуатация
этого типа самолетов была прекращена по причине
высоких эксплуатационных затрат, вызванных, в том
числе, и большим расходом топлива ТРДФ.
1.2.1.2. Турбовинтовые двигатели
и вертолетные ГТД
На малых дозвуковых скоростях полета
(Мп < 0,7) наиболее экономичным в настоящее
время является ТВД. Схема простейшего одно-
вального ТВД показана на рис. 1.5. В отличие от
ТРД его конструкция характеризуется наличием
более мощной многоступенчатой турбины, вко-
торой расширение газа осуществляется до
давления лишь незначительно выше атмосферного.
Избыточная мощность турбины передается через
понижающий редуктор специальному
движителю - воздушному винту. Экономичность ТВД
обусловлена именно высокой эффективностью винта
как движителя, создающего тяговое усилие за счет
большого расхода воздуха при его незначительном
ускорении, а значит - при малых потерях энергии.
Тяга сопла ТВД составляет незначительную часть
общей тяги силовой установки (СУ).
По принципу создания тяги ТВД
аналогичен винтомоторной СУ с поршневым двигате-
лем. Однако благодаря более высокой
энерговооруженности ГТД весовые показатели ТВД
значительно совершеннее, что позволило
создать самолеты с ТВД со скоростью полета до
850...900 км/час. Пример - российский
стратегический бомбардировщик ТУ-95 с
турбовинтовым двигателем НК-12 разработки «СНТК
им. Н.Д. Кузнецова» (г. Самара), оснащенный
высокоэффективным двухрядным соосным вин-
том изменяемого шага (ВИШ).
1
c-^
Рис. 1.5. Конструктивная схема и общий вид одновального ТВД (АИ-20):
1 - редуктор; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - турбина
13

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
При скорости полета Мп > 0,7 КПД винта
начинает интенсивно падать фис. 1.6) удельный
расход топлива ТВД - увеличиваться.
Некоторое расширение зоны экономичной
эксплуатации ТВД возможно при применении
специально спроектированных многолопастных
стреловидных ВИШ (одно- или двухрядных).
Такие ВИШ (с уменьшенным диаметром винта)
имеют повышенную нагрузку на ометаемую пло-
щадь и сохраняют относительно высокий КПД
до Мп = 0,8...0,85 (рис. 1.6). Этот винт обычно
называется винтовентилятором (BB), а двита-
тель - турбовинтовентиляторным (ТВВД) с
открытым ВВ. Примером ТВВД с открытым BB
может служить двигатель Д-27 разработки КБ
«Прогресс» (г. Запорожье, Украина) для воен-
но-транспортного самолетаАН-70 фис. 1.7).
В начальный период развития авиационных
ГТД (в 1950-1970-х гг.) ТВД широко применя-
П
винта
1
0,9
0,8
0,7
0,6
■——4
\
двухрядный
винтовентилятор
У
однорядный
винтовентилятор
и
обычный
s однорядный
винт
0,5
0,6
0,7
Ми
0,8 п
Рис. 1.6. Зависимость КПД винта от скорости полета
лись на региональных и ближнемагистральных
пассажирских самолетах, в
военно-транспортной авиации, атакже на небольших частных
и служебных самолетах благодаря высокой
экономичности и хорошим взлетным
характеристикам ТВД. Но из-за существенных недостатков
ТВД они в настоящее время активно
вытесняются ТРДД. К этим недостаткам относятся:
- повышенная вибрация и шум в салоне и на
местности;
- опасность повреждения планера при нело-
кализованном разрушении лопасти винта;
- худшие возможности размещения СУ с ТВД
под крылом и на фюзеляже.
Основное применение новейших и вновь
проектируемых ТВД- военно-транспортные само-
леты и небольшие региональные и частные ca-
молеты.
Высокая энерговооруженность и низкая уцель-
ная масса позволили успешно применить ГТД на
вертолетах. Конструктивно вертолетные двига-
тели аналогичны самолетным ТВД. Вертолетные
ГТД характеризуются полным срабатыванием
свободной энергии цикла в турбине двигателя
для передачи максимальной мощности на
несущий винт.
Вертолетные ГТД обычно выполняются по
схеме со свободной силовой турбиной. Передача
мощности на винт осуществляется через
понижающий редуктор, отличающийся значительно
большей степенью редукции, чем уредуктора
ТВД (из-за меньшей частоты вращения несущего
винта), и имеющий поэтому большие габариты
и массу, чем ТВД.
t~b
Двухрядный винтовентилятор
Рис. 1.7. Общий вид и конструктивная схема ТВВД (Д-27)
14

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
1.2.1.3. Двухконтурные турбореактивные
двигатели (ТРДД)
С конца 1950-х - в начале 1960-х гг. началось
широкое применение в авиации ТРДД и ТРД-
ДФ. ТРДД можно определить как ТРД, в
котором часть свободной энергии термодинамичес-
кого цикла, осуществляемого во внутреннем
контуре, передается компрессору наружного
контура (вентилятору). Эта энергия использу-
ется для повышения давления атмосферного
воздуха, поступающего в наружный контур,
с целью увеличения общей тяги по сравнению
с одноконтурным ТРД с такими же параметра-
ми (рис. 1.8). Потоки воздуха игаза вконту-
pax ТРДД всегда энергетически
взаимодействуют через ротор турбовентилятора, а также
могут иметь дополнительное взаимодействие
путем смешения потоков. ТРДД могут иметь
ФК в одном или обоих контурах или общую
ФК после смешения потоков [1.2].
Вследствие более сложного по сравнению
с ТРД принципа работы и наличия дополнитель-
ных элементов конструктивный облик ТРДД
допускает большее количество различных схем,
которые отличаются расположением вентилято-
pa, количеством роторов, схемой газовоздушно-
го тракта и пр. Схемы будут рассмотрены в под-
разд. 3.1.
В настоящее время ТРДД стали
доминирующим типом ГТД в дозвуковой и сверхзвуковой
авиации, практически вытеснив одноконтурные
ТРД и значительно сузив область применения
ТВД. Такое положение ТРДД обусловлено рядом
решающих преимуществ перед ТРД и ТВД:
- значительное снижение удельного расхода
топлива по сравнению с ТРД на дозвуковых
скоростях полета и по сравнению с ТВД на
околозвуковых скоростях. Улучшение экономичнос-
ти ТРДД достигается одновременным
совершенствованием двигателя как тепловой машины
(улучшение термического КПД) и повышением
его эффективности как движителя (повышение
полетного КПД), что принципиально невозмож-
но в одноконтурном ТРД. Повышение полетного
КПД достигается увеличением степени двухкон-
турности {m) по мере форсирования параметров
термодинамического цикла;
-значительно меньшее вредное воздействие
на окружающую среду и планер (снижение
уровня шума на местности и в салоне самолета, сни-
жение эмиссии вредных веществ и дыма на
единицу тяги);
Рис. 1.8. Конструктивная схема ТРДД (ПС-90А): 1 - вентилятор; 2 - разделительный корпус;
3 - канал наружного контура; 4 - реверс тяги; 5 -турбина вентилятора (низкого давления);
6 - смеситель; 7 - общее сопло; 8 - подпорные ступени на валу вентилятора; 9 - компрессор
высокого давления; 10 - камера сгорания; 11 - турбина высокого давления
15

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
- возможность эффективного применения
ТРДДФ вшироком диапазоне скоростей полета
с обеспечением высокой экономичности на
дозвуковых скоростях ивысоких тяг на сверхзвуковых
скоростях. Это придает ТРДДФ важное качество -
многорежимность использования;
- возможность значительного форсирования
двигателя по тяге путем увеличения степени
двухконтурности;
- сокращение относительной длины и удель-
ной массы ТРДД из-за большей компактности
внутреннего контура;
- возможность использования новой мето-
дологии проектирования двигателей различной
тяги и назначения на базе унифицированного
или моделируемого газогенератора.
ТРДДФ имеет принципиальную возможность
освоения больших сверхзвуковых скоростей поле-
та (до Мп « 4) без кардинальных конструктивных
изменений. При этом, начиная с Мп > 3, газотур-
бинная часть двигателя выключается, а двигатель
сработающей ФК переходит на прямоточный
принцип работы. Авторотирующий ротор венти-
лятора может использоваться для привода агрега-
тов самолета [1.3].
Основное направление совершенствования
дозвуковых ТРДД- повышение степени двух-
контурности при одновременном повышении
параметров цикла внутреннего контура -
объективно ведет кувеличению размеров наружного
контура и повышению доли тяги, создаваемой
в наружном контуре. С повышением степени
двухконтурности увеличивается диаметр венти-
лятора, снижаются его оптимальная степень
сжатия и окружная скорость. При увеличении сте-
пени двухконтурности свыше m>9...10 может
оказаться выгодным применение редукторного
привода вентилятора. Это позволит значительно
сократить число ступеней турбины и снизить
общую массу двигателя при сохранении оптималь-
ной частоты вращения вентилятора и турбины.
Кроме того, для согласования и оптимизации
характеристик двигателя во взлетных и
крейсерских (высотных) условиях может потребоваться
применение поворотных рабочих лопаток венти-
лятора, особенно при m > 11... 12, а для
повышения КПД и производительности вентилятора он
может быть выполнен двухрядным без спрямля-
ющего аппарата.
Вентилятор ТРДД со сверхвысокой степенью
двухконтурности m>11...12 споворотными
рабочими лопатками принято называть закапотиро-
ванным BB, а такой ТРДД соответственно - ТВВД
с закапотированным ВВ. Данный тип авиацион-
ных ГТД имеет много общего с двигателями не-
прямой реакции (ТВД и ТВВД с открытыми BB),
так как винтовентилятор и наружный контур за-
капотированного ТВВД можно рассматривать как
самостоятельный движитель, аналогичный винту
ТВД или открытому BB ТВВД, но имеющий на-
ружную обечайку (закапотированный винт).
На рис. 1.9 показано развитие гражданских
ТРДД. Принято выделять ТРДД с низкой сте-
пенью двухконтурности (m = 0,3.. .3,0), ТРДД
свысокой степенью двухконтурности (m = 4...9),
ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности
(m = 9... 12) и ТВВД с закапотированным BB (одно-
рядным и двухрядным) с m = 12.. .20.
ТРДД с низкой степенью двухконтурности
разрабатывались в основном в 1960-х и широко
эксплуатировались в 1960-1980-х гг. на магист-
ральных пассажирских самолетах (двигатели ce-
мейств Д-20П, Д-30, АИ-25, JT3D, JT8D, «Конуей»,
«Спей», «Тей»). С начала 1970-хгг. началасьэксгшу-
атация ТРДД с высокой степенью двухконтурности
на всех типах магистральных самолетов, в
первую очередь - на дальнемагистральных (двигатели
семейств TF39, CF6, JT9D, RB211, Д-36, Д-18Т).
А с середины 1980-х гг. уже эксплуатируются более
совершенные по параметрам цикла иэкономич-
ности ТРДД семейств CFM56, PW2000, CF6-80,
PW4000, V2500, ПС-90А и др. В 1990-х гг. вводатся
в эксплуатацию мощные ТРДД со степенью двух-
контурности m = 6.. .8 в классе тяги 300.. .400 кН -
GE90, TRENT, PW4084. Эти двигатели имеют
диаметр вентилятора 2,4...3,1м. Внастоящее
время разрабатываются и вводятся в
эксплуатацию новейшие ТРДД вклассе тяги 25О...52ОкН
(TRENT500, TRENT900, GP7000, GE90-115B,
GenX, TRENT1000) со степенью двухконтур-
ности m = 8...11 ивысокой степенью сжатия
7T*=40...50.
кЕ
ТРДД со сверхвысокой степенью двухкон-
турности и ТВВД с закапотированным BB в
настоящее время находятся на стадии проектных
проработок, изготовления и испытаний опытных
и демонстрационных образцов, например:
- проект ТРДД PW8000 с редукторным
приводом вентилятора в классе тяги 110.. .160 кН
(m=ll);
- опытные ТРДД с безредукторным приводом
вентилятора вклассе тяги 260...310 кН для
16

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
перспективного высокоэффективного
магистрального самолета Boeing 787 {m = 10... 11);
- опытные ТВВД с закапотированным BB -
НК-93 с двухрядным BB и ADP с одноряд-
ным ВВ.
ТВВД с закапотированным BB по экономич-
ности приближаются к ТВВД с открытым BB,
но не имеют недостатков, присущих винтовым
двигателям. Применение данного типа ГТД
в ближайшей перспективе на магистральных
пассажирских самолетах более вероятно при
условии решения технических и технологи-
ческих проблем создания надежных и высоко-
ресурсных редукторов и механизмов поворота
лопастей BB, наличия благоприятной рыночной
конъюнктуры и в том числе преодоления психо-
логического барьера эксплуатантов по
отношению к редукторным двигателям.
В военной боевой авиации используются ТРДД
и ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности
m = 0,25...2. На рис. 1.10 показан ТРДД EJ200,
предназначенный для европейского многоцеле-
вого истребителя «Тайфун».
Максимальное значение m = 2,0 имеет ТРДДФ
F101 фис. 2.12), устанавливаемый на американс-
ком стратегическом сверхзвуковом
бомбардировщике B-lB.
Для истребителей-перехватчиков и много-
целевых истребителей оптимальными
являются пониженные значения m = 0,2...0,5. Такая
степень двухконтурности обеспечивает макси-
мально высокие удельные тяги как на
форсированных режимах, так и на бесфорсажных, в том
числе для возможности осуществления эконо-
мичного сверхзвукового крейсерского полета на
бесфорсажном режиме.
ТРДД с низкой степенью
двухконтурности m = 0,3.. .3,0
ТРДД Д-30 III серии (m = 0,8)
ТРДД с высокой степенью
двухконтурности m = 4,0.. .9,0
ТРДД CFM56-3 (m = 5,0)
ТРДД GE90 (m = 8,4)
ТРДД со сверхвысокой степенью
двухконтурности m = 9,0... 12,0
ТРДД PW8000 (проект m = 10...11)
Рис. 1.9. Классификация гражданских ТРДД по степени двухконтурности (см. также с. 18)
17

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
ТВВД с закапотированным BB m = 12,0.. .20,0
ТВВД НК-93 с двухрядным BB
(m= 16)
ТВВД ADP с однорядным BB
(проект m = 14)
ТВВД с открытым BB (m = 30,0...50,0)
ТВВД Д-27 с двухрядным BB
(m ~ 50)
Рис. 1.9. Продолжение
Для истребителей с длительным патрулирова-
нием и ударных самолетов оптимальной может
быть степень двухконтурности m = 0,5... 1,1. Это
позволит реализовать высокую степень
форсирования (высокую тягу) на взлете и в
сверхзвуковом полете в сочетании с высокой
экономичностью на дозвуковых крейсерских режимах.
В качестве примера многорежимного ТРДДФ
на рис. 1.11 показан двигатель Д-30Ф6
разработки ОАО «Авиадвигатель» (г. Пермь),
установленный на российском сверхзвуковом даль-
нем истребителе-перехватчике МиГ-31. Схема
ТРДД с m = 0,57 и общей ФК после смешения
потоков обеспечивает необходимую
экономичность при длительном патрулировании на
дозвуковых скоростях и высокие тяговые
характеристики на сверхзвуковых режимах перехвата.
Двигатель рассчитан на максимальную ско-
ростьполета,соответствующуючислуМп = 2,83
(Гп = 3000км/час), которая до настоящего
времени является рекордно высокой для
современных серийных ТРДДФ.
18

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
/л
Рис. 1.10. Военный ТРДДФ EJ200 (m = 0,4)
^Ъ
Рис. 1.11. Военный ТРДДФ Д-30Ф6 (m = 0,57)
В отличие от гражданских ТРДД
совершенствование военных ТРДДФ идет в направлении
форсирования параметров цикла
внутреннего контура G"*САи тг*кЕ). При этом сохраняются
указанные выше значения степени двухконтур-
ности для повышения удельной и лобовой тяги,
а также для снижения удельной массы,
габаритов и объема двигателей.
Изучается применение бесфорсажных ТРДД
со степенью двухконтурности m=l,5...2,0 для
перспективных сверхзвуковых служебных и
пассажирских самолетов. Такая степень
двухконтурности является оптимальной для крейсерского
сверхзвукового полета на высоте H= 15...18 км
со скоростью, соответствующей Мп=2,0.
Области применения ВРД различных типов
показаны на рис. 1.12.
1.2.1.4. Двигатели для самолетов
вертикального взлета и посадки
Специфическим типом авиационных ГТД
являются подъемные и подъемно-маршевые
двигатели, используемые на самолетах
вертикального взлета и посадки (СВВП) и самолетах
укороченного взлета и вертикальной посадки
(СУВВП).
Для обеспечения вертикального взлета и
возможности маневрирования в вертикальном
направлении тяговооруженность СВВП (отноше-
19

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
H, км
80
60
40
20
0.1
Ограничс
Круговая (перпая космичес
скорость
^р=7,85км/с
О
раничснис но
родинамическог
ггстттспу
IV
0.2 03 0.5 0.7 1
7 10
20
M
Рис. 1.12. Области применения ВРД [1.2]: 1 - вертолетные ГТД;
2 - ТВД иТВВД; 3 - ТРДД; 4 - ТРД; 5 - ТРДФ и ТРДДФ; 6 - ТПД, СПВРД; 7 - ГПВРД
ние тяги двигателей к взлетной массе самолета)
должна быть больше единицы: Rj/G& 1,2. Это
несколько превышает тяговооруженность
большинства горизонтально взлетающих
сверхзвуковых самолетов и в 4...5 раз больше тяговоору-
женности дозвуковых транспортных самолетов.
В связи с этим СУ СВВП в целом существенно
больше по размерам и массе СУ самолета
обычного типа [1.2].
К настоящему времени разработаны
различные схемы СУ для СВВП и СУВВП,
создающих вертикальную тягу при взлете. Одна
из таких схем - СУ с поворотными марше-
выми двигателями, расположенными на кры-
ле, которые для создания вертикальной тяги
поворачиваются на 90° совместно с крылом
или отдельно на поворотных узлах своих
подвесок. По последней схеме выполнен СВВП
Bell-Boeing V-22 Osprey (рис.1.13) сдвумя
поворотными ТВД, расположенными на
концах крыла. Используемые в данной схеме ТВД
принципиально не отличаются от ТВД
обычных самолетов.
Для боевых дозвуковых и сверхзвуковых
СВПП и СУВВП используются различные схемы
СУ с подъемными и подъемно-маршевыми дви-
гателями, расположенными внутри фюзеляжа.
Подъемные ГТД - это двигатели, которые ис-
пользуются только во время взлета и посадки
для создания вертикальной тяги и выключаются
во время крейсерского (горизонтального) поле-
та. Подъемно-маршевые двигатели работают во
время взлета, горизонтального полета и
посадки, направление вектора тяги изменяется с по-
мощью поворотного сопла или системы
поворотных сопел (см. рис. 1.13)
К СУ с подъемными и подъемно-маршевыми
ГТД предъявляются следующие основные
требования:
- минимально возможная удельная масса
и максимальная компактность СУ;
- высокая надежность процессов
вертикального взлета и посадки;
- низкий удельный расход топлива на мар-
шевых режимах и режимах взлета-по-
садки;
- обеспечение стабилизации и управления
самолетом при взлете, посадке, режиме ви-
сения и перехода к горизонтальному поле-
ту, когда аэродинамические рули самолета
малоэффективны.
Конструктивные схемы подъемных и подъ-
емно-маршевых двигателей и возможные
конфигурации СУ боевых СВВП и СУВВП,
включающие данные двигатели, будут рассмотрены
в разделе 3.1.
20

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
СВВП Bell-Boeing V-22 «Osprey» с поворотными ТВД на концах крыла
.
Подъемно-маршевый двигатель «Pegasus»
с поворотными соплами
СВВП «Harrier» c подъемно-маршевым
двигателем «Pegasus»
Рис. 1.13. СВВП с различными схемами силовых установок
1.2.1.5. Комбинированные
двигатели для больших высот
и скоростей полета
Для повышения высотности и скорости полета
ЛА различного назначения необходимы СУ,
эффективно работающие вшироком диапазоне области
полета и обладающие автономным стартом.
Этим требованиям могут удовлетворять
в первую очередь составные СУ,
представляющие собой механическую комбинацию двигате-
лей различных типов, каждый из которых
обладает удовлетворительными характеристиками
в ограниченной области режимов полета (напри-
мер, ТРД + ЖРД). Однако такие СУ имеют ряд
существенных недостатков. При одновременной
работе двигателей, образующих составную СУ,
невозможно обеспечить оптимальные условия
работы каждого из них на всех режимах работы. При
последовательной же работе двигателей
ухудшаются массовые показатели СУ, так как на
различных участках полета вместе с полезным грузом
транспортируется неработающий двигатель.
Отмеченных недостатков визвестной степени
лишены комбинированные двигатели,
представляющие собой органичное сочетание различных ти-
пов реактивных двигателей (воздушно-реактивных
или ракетных) в общей двигательной установке.
К настоящему времени предложено большое
количество схем комбинированных двигателей.
Некоторые из них прошли экспериментальное
исследование.
К комбинированным двигателям, являющим-
ся комбинацией различных типов ВРД (ПВРД
и ТРДФ), относится турбопрямоточный двига-
тель (ТПД). Схема ТПД представлена на рис. 1.14.
В этом двигателе ФК ТРДФ является одновремен-
но и камерой сгорания ПВРД. ПВРД образуется
1 2
Рис. 1.14. Схема ТПД на базе одноконтурного ТРДФ:
1 - канал прямоточного контура; 2 - компрессор; 3 -
камера сгорания ТРДФ; 4 - турбина; 5 - механизм перекрытия
прямоточного контура; 6 - стабилизаторы; 7 - форсажная
камера сгорания ТРДФ (ПВРД); 8 - регулируемые створки
реактивного сопла
21

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
отключением турбокомпрессорного контура спе-
циальным механизмом перекрытия, соединением
канала прямоточного контура с входным
воздухозаборником и подачей топлива непосредственно
в камеру сгорания ПВРД.
Возможна также схема ТПД с использованием
ТРДД вместо ТРД. Такой ТПД может иметь мень-
шую длину и более высокую эффективность как
на малых, так и на больших скоростях полета. Как
отмечалось выше, свойствами комбинированных
двигателей обладают и обычные ТРДДФ - при
отключении внутреннего контура на больших
скоростях (Мп>3), переводе вентилятора на режим
авторотации и подаче топлива только в ФК.
Примером комбинированных двигателей,
сочетающих свойства ВРД и РД, может служить
ракетно-турбинный двигатель (РТД). В таком
двигателе энергия продуктов сгорания топлива
РД передается атмосферному воздуху, который
сжимается в компрессоре и сгорает затем в сме-
си с продуктами сгорания РД в общей камере
сгорания (РТД со смешением потоков) или в
самостоятельной камере сгорания (РТД без
смешения потоков). Схема РТД со смешением
потоков показана на рис. 1.15.
1
Рис. 1.15. Схема РТД: 1 - компрессор; 2 - газогенератор;
3 - турбина; 4 - стабилизаторы; 5 - камера сгорания; 6 -
регулируемое реактивное сопло; 7 - редуктор; г - горючее;
о - окислитель
Примером двигателя, способного работать
в атмосфере и в безвоздушном пространстве, мо-
жет быть РТД комбинированного типа. Он
представляет собой комбинацию РТД и ЖРД, которые
смонтированы в едином двигателе и образуют
блочную конструкцию фис. 1.16). Такая
интеграция двух двигателей в единый блок
позволяет, минимизируя массу и объем СУ, обеспечить
широкий диапазон режимов работы СУ. Это
достигается путем включения РТД или ЖРД и
варьирования их параметрами при различных
условиях полета. РТД комбинированного типа может
рассматриваться как вероятный тип СУ воздуш-
но-космического самолета (BKC) - при работе
РТД в атмосфере и ЖРД - в космосе.
Рис. 1.16. РТД комбинированного типа: 1 - компрессор
РТД; 2 - газогенератор РТД; 3 - турбина РТД; 4 - ЖРД
Более подробно с конструктивными схемами
и теорией работы различных типов
комбинированных двигателей и двигателей для BKC можно
ознакомиться в специальной литературе,
например [1.4].
1.2.1.6. Вспомогательные
авиационные ГТД и СУ
ГТД, которые устанавливаются на ЛА не с це-
лью создания силы тяги, а в качестве генераторов
мощности и сжатого воздуха, называются
вспомогательными двигателями. Вспомогательные дви-
гатели используются для пуска основных двигате-
лей, питания воздухом системы
кондиционирования, привода электрогенераторов и другого
вспомогательного оборудования. Вспомогательный
ГТД, объединенный в единый конструктивный
модуль с агрегатами, обеспечивающими отбор
воздуха и мощности, называется
вспомогательной силовой установкой (ВСУ).
Применение бортовых ВСУ обеспечивает
независимость самолета или вертолета от на-
земных источников питания и, как следствие,
оперативность наземного обслуживания,
надежный пуск основных двигателей и
возможность кондиционирования салонов при
неработающих основных двигателях. В полете ВСУ
может быть использована в качестве
аварийного источника энергии, что повышает
безопасность полета.
Конструктивно вспомогательный ГТД
представляет собой малоразмерный двигатель одно-
вальной схемы или со свободной силовой
турбиной. В качестве источника сжатого воздуха
может использоваться компрессор ГТД, который
в этом случае выполняется несколько переразме-
ренным, или специальный дополнительный
компрессор, приводимый от ГТД.
22

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
1
\J"
Рис. 1.17. Конструктивная схема турбостартера TKC 48:1 - электростартер; 2 - входное устройство;
3 - компрессор; 4 - камера сгорания; 5 - турбина; 6 - выходное устройство; 7 - редуктор
К числу вспомогательных ГТД относятся
также турбостартеры. Турбостартеры выполняются
по схеме со свободной силовой турбиной,
которая через систему зубчатых передач
раскручивает ротор запускаемого двигателя. На рис. 1.17
показана конструктивная схема турбостартера
TKC-48, предназначенного для запуска двигате-
лей самолета МИГ-31.
1.2.2. Авиационные СУ
Наряду с такими элементами, как фюзеляж,
крыло, вертикальное и горизонтальное опе-
рение, шасси и другие, СУ является одним из
конструктивных модулей самолета или
вертолета. Основное назначение СУ - создание тяго-
вого усилия, необходимого для осуществления
полета, а в ряде случаев - и подъемной силы (на
вертолетах, СВВП и СУВВП).
Авиационная СУ обычно включает в себя
следующие элементы:
- собственно двигатель (двигатели) с уста-
новленными на нем двигательными и само-
летными агрегатами (насосы, генераторы
и т.д.) и системами обеспечения (управле-
ния, запуска, реверса тяги, отборов
воздуха, противопожарная и пр.);
- входное устройство дозвукового или
сверхзвукового типа с противообледенительной
системой;
- выходное устройство (элементы сопла и
обтекатели, не включенные в собственно дви-
гатель);
- средства шумоглушения;
- редуктор, если он выполнен отдельным мо-
дулем, например выносной редуктор ТВД,
вертолетный редуктор;
- узлы крепления и подвески;
- воздушный винт или открытый винтовен-
тилятор;
- мотогондола, если двигатель расположен
вне фюзеляжа или крыла.
СУ может располагаться в специальных
отсеках фюзеляжа или крыла или в отдельной
мотогондоле. Мотогондола предназначена для
установки и интеграции двигателя и других
перечисленных выше элементов СУ и пред-
ставляет собой аэродинамически обтекаемую
конструкцию (обечайку). На рис. 1.18 показа-
ны примеры СУ с ТРДД, установленных в мо-
ТОГОНДОЛЫ.
Конфигурация мотогондолы должна
обеспечить минимальные аэродинамические
сопротивления СУ и в целом самолета, а также мини-
мальные потери тяги двигателя для получения
максимальной эффективной тяги СУ. Для
удобства обслуживания двигателя и агрегатов мото-
гондола оборудуется открывающимися капотами
и лючками.
СУ с ТРДД современных региональных, ма-
гистральных пассажирских и транспортных ca-
молетов устанавливаются, как правило, на пило-
нах под крылом самолета или по бокам хвостовой
части фюзеляжа. Пилонами называются
специальные силовые балки крепления. В самолетах
разработки 1960-1980-х гг. СУ размещались
внутри хвостовой части фюзеляжа (ТУ-154, ЯК-42,
Boeing 727, L-1011) или вмотогондоле, интег-
рированной свертикальным оперением (ДС-10,
МД-11). Примеры размещения СУ пассажирских
самолетовпоказанынарис. 1.19.
23

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
1
а
24
Рис. 1.18. Примеры компоновки СУ с ТРДД в мотогондоле:
СУ с ТРДД без смешения (PW4084) (а): 1 - воздухозаборник; 2 - узлы крепления;
3 - пилон; 4 - агрегаты; 5 - сопло наружного контура; 6 - сопло внутреннего контура;
СУ с ТРДД со смешением (V2500) (б): 1 - воздухозаборник; 2 - пилон; 3 - агрегаты;
4 - реверс; 5 - кольцевой смеситель; 6 - общее сопло

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
Рис. 1.19. Примеры размещения СУ пассажирских
самолетов
СУ современных и вновь проектируемых
боевых самолетов размещаются, как правило, внутри
фюзеляжа. Такая компоновка позволяет снизить
радиолокационную и инфракрасную заметность
самолета и повышает живучесть СУ.
1.2.3. История развития
авиационных ГТД
ГТД во второй половине XX века стали
доминирующими в военной и гражданской авиации.
Они обеспечили значительно большие
отношения тяги к массе двигателя, лобовые мощности
и лобовые тяги по сравнению с
предшествовавшими поршневыми двигателями.
Применение ГТД позволило совершить
качественный скачок в грузоподъемности авиации,
высоте и скорости полета, освоить
сверхзвуковые полеты с числом Маха до 3,0.. .3,3.
Хотя принципиальные схемы ТВД и ТРД
и были предложены в ряде стран еще в первой
четверти XX века, реализация их как
эффективных и надежных двигателей стала возможной
лишь в результате синтеза аэродинамического
совершенства лопаточных машин и достижений
в металлургии.
Речь идет о достаточных КПД компрессоров
и турбин и длительной термопрочности конс-
трукционных материалов, которая допускает до-
вольно высокий уровень температуры газа перед
турбиной. Условие существования ТРД [1.5]
к-1 ~
(v\ — v\ ) ■ > я к '
Vlc>K lpacm/mtn — к
и
показывает, что при тг* = 5 и л = r\ < 0,7, на-
7 * к -сж 'pacni ' '
пример, температура газа перед турбиной долж-
на быть более T = 930 К.
г
Наиболее серьезными новыми проблемами,
которые пришлось преодолевать всем конструк-
торам-первопроходцам при создании ТРД, были
также:
- организация горения;
- вибропрочность лопаток компрессоров
и турбин;
- попмаж компрессора;
- высокий удельный расход топлива;
- психологический фактор недоверия.
Создание ТРД различных схем нельзя
приписать одному изобретателю или одной стране.
Их создание является результатом исследований
и экспериментов, начатых почти одновременно
в ряде развитых государств.
1.23.1. Россия
Не умаляя роли передовых промышленных
стран, таких как Германия и Англия, следует от-
метить достойный вклад русских ученых и ин-
женеров в создание и развитие авиационной га-
зотурбинной техники.
Основополагающими теоретическими
разработками в области реактивного движения и лопа-
точных машин были еще дореволюционные
труды ученых И.В. Мещерского, H.E. Жуковского,
К.Э. Циолковского. К началу XX века
относятся первые проекты ГТД русских инженеров:
П. Кузьминского A900 г.), В. Караводина A908 г.),
H. Герасимова A909 г.), А. Горохова A911 г.),
M. Никольского A914 г.). Изготовление опытно-
го турбовинтового (турборакетного) двигателя
мощностью 160 л.с. по проекту M. Никольского
(рис. 1.20, а) было начато в 1914 г. на Русско-
Балтийском заводе для замены немецкого пор-
шневого двигателя «Аргус» мощностью 140 л.с.
25

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
а
Рис. 1.20. Конструктивная схема ТРД:
а - M.H Никольского; б - В.И.Базарова
на самолете «Илья Муромец». Однако в
дореволюционной России не появились какие-либо
серийные авиационные двигатели собственной
разработки (даже поршневые).
После 1917 г. развитию авиации со стороны
государства уделялось повышенное внимание.
После организации ЦАГИ A декабря 1918 г.)
НТО BCHX 4 декабря 1918 г. выделил
Аэродинамическому институту 212 650 рублей на
окончание работ 1918 г.
В 1918 г. BCHX РСФСР была организована
научная автомобильная лаборатория (позднее
преобразованная в НАМИ) с отделением
авиационных двигателей.
22 мая 1919 г. вЦАГИ создано
винтомоторное отделение во главе с инженером-механиком
Б.С. Стечкиным. Уже в 1929 г. Б.С. Стечкин
разработал и опубликовал теорию ВРД,
получившую всеобщее признание в нашей стране и за
рубежом.
В 1923 г. инженер-конструктор В.И. Базаров
подал заявку на вполне современную схему од-
новального ТРД с центробежным компрессором
(см.рис. 1.20, б)
В 1925 г. преподаватели МВТУ H.P. Бриллинг
и B.B. Уваров обосновали возможность создания
мощного авиационного ТВД.
В 1926 г. в НАМИ организована группа,
занимавшаяся изучением циклов и схем ГТД, а также
процессами горения. Руководство группой
осуществляет H.P. Бриллинг. В 1929 г. работу этой
группы при ВТИ возглавил B.B. Уваров,
сосредоточившийся на создании высокопараметричес-
ких ТВД и газотурбинных установок (ГТУ). Так
называемой «Газовой группе» B.B. Уварова было
поручено спроектировать экспериментальные
стационарную ГТУ и авиационный ТВД
мощностью 1500л.с.
В 1933 г. ГТУ-1 была спроектирована,
а в 1935 г. - собрана и испытана на Коломенском
машиностроительном заводе. Общее время
испытаний ГТУ-1 при температуре 1120...1370K
составило 21 час.
В 1935 г. разработан первый проект высо-
копараметрического авиационного ТВД ГТУ-3
(рис. 1.21) с расчетной мощностью 1500 л.с,
испытания которого проходили в 1937-1939-х гг.
ГТУ-3 имел три центробежные ступени
компрессора с тг*кЕ = 8 и двухступенчатую осевую
турбину. Турбина охлаждалась дистиллированной
водой, так как расчетная температура газа перед
ней была 1470 К. Применение пароводяного
охлаждения позволяло выдерживать забросы
фактической температуры на испытаниях до 1870 К
и длительно работать до 1620 К, используя ca-
мый жаропрочный материал того времени ЭИ-69
(с рабочей температурой не выше 920...970 К).
Суммарная наработка ГТУ-3 составила 57 часов,
однако заданная мощность не была достигнута,
игорячие испытания ГТУ-3 в1941 году были
прекращены.
3 декабря 1930 г. на базе винтомоторного
отдела ЦАГИ и авиамоторного отдела НАМИ был
создан ЦИАМ (Центральный институт
авиационного моторостроения), и в 1940 г. группу
B.B. Уварова из ВТИ перевели в ЦИАМ.
26

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
Рис. 1.21. Схема ТВД ГТУ-3 конструкции B.B. Уварова
В 1943 г. вотделе №8 ЦИАМ
спроектирован и в 1945 г. испытан ТВД Э-30-80 (рис. 1.22)
с расчетной температурой газа перед турбиной
1520K.
В 1947 г. работы по заданной теме
переводятся на завод № 41, выпускавший поршневые дви-
гатели M-11, a B.B. Уваров назначается главным
конструктором завода. Здесь были созданы
модификации 3-30-80-2c, Э-30-80А, Э-30-80М,
которые прошли 25-часовые испытания, но в 1948 г.
работы были прекращены.
В это же время в ЦИАМ были разработаны
ТВД Э-30-81А мощностью 3500 л.с. по той же
схеме, но с воздушным охлаждением и с
использованием более жаропрочного никелевого сплава
типа Нимоник (ЭИ-437), которые в количестве
пяти штук прошли частичные испытания.
В 1949г.всеработыпоТВДсхемыВ.В. Уварова
были прекращены в связи с успехами в
проектировании ТВД с осевыми компрессорами в других
ОКБ. B.B. Уваров перешел в МВТУ и возглавил
созданную им кафедру газовых турбин.
Работы над проектированием и созданием
ТРД, не имевших винта и способных обеспечить
в несколько раз большие, чем ТВД, скорости
полета, начал в 1937 г. A.M. Люлька. Сотрудник
Харьковского авиационного института Люлька -
специалист по паротурбинной технике. Он в ини-
циативном порядке разработал проекты ТРД как
с центробежным одно- и двухступенчатым комп-
рессором (РТД-1, 1937 г.), так и с осевым комп-
рессором (РД-1, 1938 г.) фис. 1.23). Рабочие
чертежи выбранного ТРД РД-1 с осевым компрессо-
ром и с тягой 500 кгс были сданы в
производство на Кировский завод вЛенинграде в 1940 г.
Двигатель имел шестиступенчатый компрессор
с тг*к = 3,2 и относительно невысокую температу-
py газа перед турбиной Г* = 923 К.
Рис. 1.22. Схема ТВД Э 30 80 конструкции B.B. Уварова
27

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
В 1941 г. началась сборка двигателя РД-1, при-
остановленная с началом Великой Отечественной
войны. В 1942 г. узлы РД-1 и документация были
вывезены в ЦИАМ. Работы в ЦИАМ по ТРД под
руководством A.M. Люльки возобновились
только в 1943 году (A.M. Люлька некоторое время
работал на танковом заводе в Челябинске и в КБ
Болховитинова). Двигатель был модернизиро-
ван- его тяга увеличилась до 1200кгс - ипо-
лучил обозначение С-18 (стендовый). В марте
1944 г. было получено задание от Наркомата на
изготовление пяти экземпляров С-18, а
коллектив А.М.Люльки был переведен вНИИ-1, где
сосредотачивались все работы по реактивной
технике. В сентябре 1944 г. двигатель С-18 был
собран и испытан. В процессе первых
испытаний выявилось большое количество дефектов,
наиболее разрушительным из которых был пом-
паж компрессора. К концу войны в НИИ-1
появились трофейные немецкие двигатели Юмо-004
и BMW-003 с тягой 900 и 800 кгс, однако
доводка и развитие ТРД С-18 были продолжены, и на
его базе был спроектирован ТРД ТР-1 стягой
1350 кгс. Копирование ТРД Юмо и BMW было
поручено другим ОКБ.
После успешного испытания двигателя С-18
в конце 1945 г. работы по ТР-1 форсировались.
К их изготовлению малой серией был подключен
завод № 45 (ММПП «Салют») и было
организовано новое конструкторское бюро ОКБ-165,
которое возглавил A.M. Люлька. В августе 1946 г.
ТР-1 поставлен на испытания. В феврале 1947 г.
проведены государственные испытания -
получена тяга 1290 кгс и ресурс 20 часов. В
течение 1948-1950-хгг. создается ряд модификаций
с последовательно увеличивающейся тягой, вплоть
до тяги 5000 кгс на двигателе ТР-ЗА,
названном АЛ-5. Двигатели изготовлялись малой
серией и устанавливались на опытных самолетах
Ильюшина, Сухого, Лавочкина.
В 1950-е гг. под руководством A.M. Люльки
был создан ряд ТРД типа АЛ-7Ф стг*кЕ= 9...10
и ГСА = 1200... 1250 К в классе тяг 6500.. Л0000 кгс.
В 1966 г. появились высокопараметрические
одновальные ТРД типа АЛ-21Ф с тг*кЕ= 12,5...15
и ГСА= 1380 К в классе тяг 8900...11400 кгс,
установленные на самолетах Cy-17M, МиГ-23Б,
Cy-24M.
В 1985 г. создан один из лучших военных дви-
гателей АЛ-31Ф стягой 12500ктс. Он имел очень
высокие параметры цикла: тг*кЕ = 23, Г*СА = 1670K,
а главное - был двухконтурным при наличии ФК
(степень двухконтурности m = 0,6).
Так, через 44 года было реализовано
собственное изобретение A.M. Люльки - ТРДД. На
это изобретение Люлька получил авторское
свидетельство № 312328/25 от 22 апреля 1941 г.
Следует отметить, что первые отечественные
двухконтурные двигатели начали создаваться
в 1950-х гг. вдругих ОКБ. Это двигатели Д-20
конструкции П.А. Соловьева и НК-6
конструкции Н.Д. Кузнецова, представлявшие собой двух-
вальные ТРДД со степенью
двухконтурности 1,5 и 2,0 и с форсажом в наружном контуре.
Двигатели Д-20 и НК-6 не производились
серийно, но они послужили базой для создания многих
широко известных ТРДД и ТРДДФ различного
назначения, выпускавшихся большими сериями:
Д-20П, Д-30, Д-ЗОКУЯСП, Д-30Ф6, HK-8, HK-86,
НК-144-22, HK-32.
Первым отечественным серийным ТРДД был
двухвальный Д-20П конструкции П.А. Соловьева,
прошедший 100-часовые испытания вдекабре
1959 г. и оснащавший самолет ТУ-124.
Выдвинутая еще в предвоенные годы
техническая идея A.M. Люльки во второй половине
Рис. 1.23. Схемы ТРД РТД-1 и РД-1 конструкции A.M. Люльки
28

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
XX века была широко реализована во всем миро-
вом авиадвигателестроении - ТРДД стали
доминирующими как в гражданской, так и в военной
авиации.
Бесспорно, что российские ученые и конструк-
торы,ипреждевсего -Б.С. Стечкин,В.В. Уваров,
A.M. Люлька,В.Я. Климов,С.К. Туманский,В.А. Доб-
рынин, Н.Д. Кузнецов, П.А. Соловьев, С.П. Изотов,
внесли выдающийся вклад в развитие современного
мирового газотурбинного авиадвигателестроения.
В послевоенные годы развитие отечественной
газотурбинной авиационной техники, опираясь
на собственные предшествующие исследования
и разработки, а также на изучение трофейных
немецких и закупленных английских ТРД, шло
широким фронтом и высокими темпами во многих
двигателестроительных КБ.
Наряду с развитием ТРД отечественных
конструкций в конце 1940-х гг. стали серийно
выпускаться ТРД с осевыми и центробежными комп-
рессорами:
- РД-10 ^Омо-004) с тягой 920 кгс -
выпускался в Уфе в 1946-1949-х гг. для истребителей
Як-15, -17, -19; Ла-150, -152, -156; Cy-9;
- РД-20 (BMW-003) с тягой 800 кгс -
выпускался в Казани в 1945-1954-х гг. для
истребителей МиГ-9, И-300, И-301Т;
- РД-500 (Дервент V) с тягой 1590 кгс -
выпускался в Москве на заводе № 500 (ММП
им. Чернышева) в 1947-1950-х гг. и в
Запорожье в 1956 г. для самолетов Ла-15, Як-23,
Су-13,Ла-180,Ту-14;
- РД-45 и РД-45Ф (Нин-1 и Нин-2) стяга-
ми 2040 и 2270 кгс - выпускались в Уфе
в 1947-1955-х гг. и вЗапорожье в 1953—
1958-хгг. для самолетов МиГ-15, Cy-15,
Ла-168, -176, И-20 (КБ Микояна).
В один и тот же день, 27 апреля 1946 г.,
совершили первые полеты реактивные истребители
Як-15 и МиГ-9. В конце 1947 г. первый полет
совершил знаменитый истребитель МиГ-15 с дви-
гателем РД-45Ф.
В 1949 г. под руководством В.Я. Климова на
базе двигателей Нин-1 и Нин-2 создан ТРД ВК-1
с тягой 2700 кгс, а в 1951 г. - ТРДФ ВК-1Ф с
тягой 3380 кгс. Суммарный выпуск этих двигателей
в период с 1949 по 1958 гг. составил 20 000 штук.
В период 1945-1946 гг. натерритории
Восточной Германии под руководством советского
представителя H.M. Олехновича
дорабатывались и развивались модификации двигателей
BMW-003 и Юмо-004. Это был ТВД BMW-109-028
(начало проектирования - 1940 г.) сдвенадца-
тиступенчатым осевым компрессором, четырех-
ступенчатойтурбиной, с редукторомидвухрядным
винтом противоположного вращения мощностью
7940 л.с, атакже ТРД BMW-109-018 стрехсту-
пенчатой турбиной и тягой 3400 кгс.
С конца 1946 г. на заводе №2 вКуйбыше-
ве (Самара) с участием переведенных в ноябре
1946 г. немецких специалистов испытывались
и дорабатывались два основных двигателя: ТРД
BMW-018 с тягой 3400 кгс и ТРД Юмо-012 с тя-
гой 3000 кгс фис. 1.27). Первоначально эти дви-
гатели разрабатывались и испытывались в 1946 г.
в Германии в г. Штасфурте (главный конструктор
К. Престель) и в г. Дессау (главный конструктор
А. Шайбе).
Если BMW-018 использовался как
экспериментальный и учебный, то Юмо-012 развивался
и стал базой для создания ТВД ТВ-022
мощностью 5100 л.с. На двигателе ТВ-022 были
сконцентрированы все силы завода № 2, после того как
прибывший в мае 1949 г. из Уфы новый главный
конструктор Н.Д. Кузнецов сменил на этом посту
H.M. Олехновича.
В 1950 г. прошел 200-часовые испытания ТВД
ТВ-022, получивший позднее обозначение TB-2.
В 1951 г. он был форсирован до 6250 л.с. и
назван ТВ-2Ф. С двумя спаренными ТВ-2Ф
опытный дальний тяжелый бомбардировщик Ту-95-1
выполнил шестнадцать полетов до
катастрофической поломки редуктора 11 мая 1953 г.
В ноябре 1953 г. немецкие специалисты
вернулись в ГДР в г. Пирна, где до 1960 г. под
руководством д-ра Р. Шейноста создали ряд
модификаций: ТРД Пирна-014, -020 и ТВД Пирна-018
(с тягами 3160.. .3730 кгс и мощностью 3680 л.с).
В связи с катастрофой ТВД ТВ-2Ф было
ускорено создание нового, самого мощного в мире
ТВД HK-12. Он имел мощность 12500 л.с, че-
тырнадцатиступенчатый компрессор на тг*к = 9,5
и пятиступенчатую турбину с Г*СА = 1150 К. НК-12
прошел 100-часовые государственные
испытания 25 декабря 1954 г. А 19 июня 1956 г. прошла
госиспытания модификация ТВД HK-12M
мощностью 15000 л.с. Двигатели НК-12 и HK-12M
устанавливались на самолеты Ty-95, Ty-126,
Ty-142, Ty-114, Ан-22 («Антей») и экраноплан.
Такова история создания первых опытных и
серийных отечественных авиационных ТРД и ТВД.
В середине 1950-х гг. создаются двигатели
второго поколения. Из них наиболее выдающие-
29

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
12 14
1
Рис. 1.24. Схемы ТРД из патентов Ф. Уиттла и Г. фон Охайна
ся ТРД и ТРДФ - РД-9Б, АЛ-7Ф, Pll-300, РД-ЗМ,
ВД-7, ТВД - HK-12, АИ-20.
В 1960-е и вначале 1970-х годов вэксплу-
атации появляются ТРДД- это Д-20П, Д-30,
Д-ЗОКУЯСП, HK-8-4, НК-8-2У, НК-144 и высоко-
параметрические ТРДФ АЛ-21Ф и P27, -29-300.
Все эти двигатели относятся к двигателям
третьего поколения с относительно высокими пара-
метрами цикла тг*кЕ = 12...2О, Г*СА=135О...143О К
и охлаждаемой турбиной.
С середины 1970-х годов по 1990-е годы
в СССР созданы ряд выдающихся двигателей
четвертого поколения - первые двигатели с большой
степенью двухконтурности Д-36, Д-18, ПС-90А,
а также военные ТРДДФ Д-30Ф6, HK-32, РД-33
и АЛ-31Ф, характеризующиеся высокими парамет-
■
Рис. 1.25. Самолеты Э. Хейнкеля Не-178 с двигателем
HS3B-2 и He-162V-l с двигателем BMW-003
рами цикла: 7i^ = 20...37 и Г*СА = 1500...1670K,
освоением новых технологий и материалов.
В середине 1980-х гг. начато создание двига-
телей пятого поколения — ТВВД НК-93 и Д-27
(с капотированным и открытым вентилятором)
и ТРДДФ АЛ-41Ф, доводка которого продолжает-
ся. Более подробно параметры и конструктивный
облик поколений ГТД приведены в табл. 1.3.
1.2.3.2. Германия
Пионерами развития турбореактивного авиа-
двигателестроения в Западной Европе были
ФрэнкУиттл A907-1996) вАнглии и Ганс фон
Охайн A911-1998) вГермании. Ф.Уиттл при-
близительно на пять лет раньше Г. фон Охайна
начал оформление концептуальной идеи ТРД
(рис. 1.24) и ее патентование. Однако
испытания первых двигателей-демонстраторов HeSl
и W.U.-1 начались приблизительно водно ито
же время - в марте и апреле 1937 г.
Общим для обоих энтузиастов,
создававших первые в мире работающие ТРД, было то,
что первые расчеты и проекты они сделали еще
в студенческие годы - Ф. Уиттл в возрасте 22 лет
на четвертом курсе колледжа Королевских ВВС
в Корнуэлле, азатем на курсах инструкторов лет-
ной школы вУиттеринге A928-1929), а Г.фон
Охайн также ввозрасте 22 лет, при окончании
Геттингенского университета A933-1934).
Г. фон Охайна с 3 апреля 1936 г. работал по
контракту с Э. Хейнкелем. И первый полет
только на реактивной тяге был совершен на самоле-
те Не-178 сдвигателем его конструкции 27ав-
густа 1939 г. - двигатель HeS3B с тягой 450 кгс
фис. 1.25). Несмотря на это Г.фонОхайну так
и не удалось создать массовый серийный ТРД.
30

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
Рис. 1.26. Конструктивная схема ТРД Юмо 004
Наибольших успехов при создании
первого массового серийного реактивного двигате-
ля Юмо-004 фис. 1.26) добился другой немец-
кий конструктор австрийского происхождения-
Анслем Франц A900-1994). Он получил
образование в Техническом университете г. Граца, а затем
в докторантуре Берлинского университета. В 1936 г.
А. Франц поступил в фирму «Юнкерс» (г. Дессау).
Он возглавлял отдел нагнетателей, когда в 1939 г. его
назначили руководителем проекта ТРД Юмо-004.
В отличие от проектов Ф. Уиттла и Г. фон
Охайна, основанных на применении
центробежных компрессоров, для двигателя Юмо-004 была
выбрана осевая схема компрессора, имеющая вы-
игрыш по лобовой производительности и КПД.
Аэродинамика восьмиступенчатого компрес-
copa на расход воздуха 21,2 кг/с и тг*к = 3,14 была
основана на работах Института Аэродинамики
в г. Геттингене. Компрессор проектировал док-
тор Энке. Наивысший КПД компрессора co-
ставлял 82 %, а в рабочих точках - 75.. .78 %.
Турбина с КПД 79...80 % создавалась на основе
опыта разработки паровых турбин в AEG (г.
Берлин). Признавая превосходство кольцевой каме-
ры сгорания, А. Франц выбрал камеру с жаровы-
ми трубами для ускорения доводки.
Первый запуск Юмо-004А состоялся весной
1940r., авянваре 1941г. двигатель был
выведен на полные обороты n = 9000 об/мин с
тягой 430кгс. Тяга ЮООкгс была получена лишь
вдекабре 1941г. Летные испытания опытного
Юмо-004Аначались 15 марта 1942 г. налетающей
лаборатории Me-100. Первый полет (только на
реактивной тяге) состоялся 18 июля 1942 г. на само-
лете Ме-262 с двумя двигателями Юмо-004А.
При доводке Юмо-004 были преодолены две
большие проблемы:
- в первой половине 1941 г. повышенные
вибрации и поломки лопаток CA компрессора;
- во второй половине 1943 г. повышенные
вибрации и поломки рабочих лопаток турбины.
Первая проблема была вызвана консольной
конструкцией лопаток CA компрессора, изго-
товленных из листа, а вторая - резонансным
возбуждением рабочих лопаток турбины
шестью жаровыми трубами и тремя толстыми стой-
ками за турбиной. Каждая проблема решалась
в течение полугода с помощью известного
специалиста по вибрациям лопаток доктора Макса
Бентеле.
Массовая поставка серийного
варианта Юмо-004В с тягой 900 кгс началась в марте
1944 г. Всего вГермании их было изготовлено
6424 шт. Двигатели устанавливались на
истребителях Ме-262 A400 шт.), бомбардировщиках
Ю-287 и Арадо 234В (рис. 1.27).
После войны двигатель получил дальнейшее
развитие ^Омо-012) сучастием немецких и
советских специалистов в Восточной Германии и в ОКБ
завода № 2 г. Куйбышева (г. Самара) фис. 1.28).
я
m
Рис. 1.27. Самолеты Me-262A с двигателями Юмо-004
и Arado-234 с двигателями BMW-003 или Юмо-004
31

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
Одновременно вГермании на фирмах BMW
иВгато (г.Шпандау) создавался другой ТРД-
BMW-003 фис. 1.29). Он был близок по
конструкции Юмо-004, но имел кольцевую камеру сгорания
и несколько меньшую тягу- 800ктс. Руководил
разработкой Герман Ойстрих. BMW-003 был вы-
пущен значительно меньшей серией, чем Юмо-004
иустанавливался на самолетах Не-162 иАг-234.
Герман Ойстрих впоследствии (с 1946 г.) работал на
французской фирме Snecma и вместе со 120
специалистами фирмы BMW создал там ТРД Atar-101.
В 1949 г. первый двигатель BMW был за-
пущен. Но он выдал тягу всего 260 кгс. Тягу
460 кгс BMW-003 показал на испытаниях на ca-
молете Ме-262 только вноябре 1941 г. Ме-262
имел, кроме этого, носовой поршневой двига-
тель. Испытания были неудачными. Уже при
взлете были поломаны лопатки компрессора. Это
привело к тому, что в дальнейшем предпочтение
было отдано двигателю Юмо-004.
Первый серийный BMW-003A-0 был испытан
в полете в октябре 1943 г. Всего в Германии было
построено около 700 шт. различных модификаций
BMW-003. В 1940 г. фирма BMW начала
проектировать также ТВД BMW-109-028 мощностью
7900л.с. фис. 1.30). Опыт проектирования этого
двигателя был использован после войны в г.
Куйбышеве (г. Самара) в ОКБ завода № 2.
1.2.3.3. Англия
Начатую Ф. Уиттлом в инициативном
порядке программу создания и развития английских
ТРД можно считать (как и немецкую програм-
му Юмо-004) весьма успешной. Уиттл принял
удачную концептуальную идею разработки
ТРД - центробежный компрессор с тг*к = 4 и
двухсторонним входом. Это позволило значительно
повысить лобовую тягу двигателя.
От первого запуска экспериментального ТРД
Ф. Уиттла W.U. (Whittle Unit), состоявшегося
12 апреля 1937 г., до первого полета однодвига-
тельного реактивного самолета «Глостер» E28/39
(рис. 1.31) с ТРД W.1 (рис. 1.32) 15мая 1941 г.
прошло четыре года. За это время решалось мно-
го проблем. Но главной была проблема создания
надежной камеры сгорания, которая претерпела
ряд изменений - от кольцевой до трубчатой про-
тивоточной, а затем и до трубчатой прямоточной.
После разрушения турбины на W.U.-3 в феврале
1941 г. был внедрен новый никелевый сплав
фирмы «Монд Никель», названный Нимоник 80.
Рис. 1.28. Конструктивные схемы дальнейшего развития двигателя Юмо (Юмо-012Б)
Рис. 1.29. Конструктивная схема ТРД BMW-003
32

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
^Л
^w^
л^ЛЫ
S N
~*^jJ
Рис. 1.30. Конструктивные схемы дальнейшего развития двигателя BMW (BMW-109-028)
Ч--Ч
ca
MJ
^cjf| О Vrt\ 1 1
5juL^ -.W
ойА _ _ДУ^
Рис. 1.31. Конструктивные схемы самолетов
Глостер E28/39 и Метеор-1
Рис. 1.32. Конструктивные схемы ТРД
Ф. yHTraaW.l nW.2B («Велланд 1»)
33

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
Объединенными усилиями трех фирм - «Пауэр
Джетс», «Ровер» и «Роллс-Ройс» - был создан опьгг-
ный двигатель W.2B (см. рис. 1.32), ставший прото-
типом двигателей «Велланд», а затем «Дервент»
и «Нин» (уже с прямоточными трубчатыми каме-
рами сгорания). 5 марта 1943 г. двухдвигательный
истребитель Глостер («Метеор-1») с двумя двига-
телями W.2B («Велланд 1») тягой по 770 ктс
совершил первый полет. А в июле 1944 г. он поступил
в широкую эксплуатацию (см. рис. 1.32). Всего
в Европе в период с 1943 по 1954 гг. было
построено 3875 «Метеоров» различных модификаций.
Первым британским двигателем с осевым
компрессором был «Метрополитен-Викерс F2»
(рис. 1.33),созданныйА. ГриффитомиХ. Конс-
тантом и впервые испытанный на стенде
в 1940 г. В ноябре 1943 г. два таких двигателя тягой
по 975 ктс были установлены на «Метеор F2/40»
и совершили первый полет.
«Роллс-Ройс» продолжиларазработку ТРД с
центробежным компрессором, включая «Дервент»
A943 г.),«Нин»A944 г.)и«Дарт»A947 г.),ав 1950-е
гг. перешла на ТРД с осевыми компрессорами (типа
«Эйвон») и ТРДД («Конуэй», «Спей» и т.д.)
Сравнение основных данных первых
опытных и серийных ТРД СССР, Англии и Германии
дано в табл.1.1.
Сравнительная хронология ряда важнейших
событий при создании первых газотурбинных
и турбореактивных двигателей в СССР, Англии
и Германии дана в табл. 1.2.
Рис. 1.33. Конструктивная схема ТРД «Метрополитен-Викерс F2»
Таблица 1.1
Основные данные первых опытных и серийных ТРД
Параметры
R, кгс
CR, кг/кгс ч
G , кг/с
во'
71*
к
•к
г, к
Z компрессора
Z турбины
Камера сгорания
Масса, кг
Диаметр макс, мм
Длина, мм
Удельная масса,
кг/кгс
Дата первого
полета реактивного
самолета
РД-1 проект
1938 г.
ТР-1 проект
1944 г.
(A.M. Люлька)
530
1,43
-
3,2
—
—
940
6
1
кольцевая
—
—
—
—
—
1350
1,315
31,5
3,16
—
—
1050
8
1
кольцевая
856
851
3860
0,634
май 1946 г.
(Су-П)
He-S8
550
1,30
—
—
—
—
—
1+1(осецентро-
бежный)
1
кольцевая
490
790
2700
0,89
30 марта 1941 г.
(Не-280)
Велланд W.2B
(Роллс-Ройс)
770
1,12
—
4,0
0,75
0,87
—
1 (центробежный)
1
трубчатая
410
—
—
0,53
5 марта 1943 г.
(«Глостер Метеор 1»)
Юмо-004В1
900
1,40
21,2
3,14
0,78
0,795
1048
8 (осевой)
1
трубчатая
745
760
3860
0,83
18 июля 1942 г.
(Me-262A)
BMW-003
800
1,40
19
3,10
—
—
1023
7 (осевой)
1
трубчатая
660
690
3640
0,825
6 декабря 1944 г.
(He-162V-l)
34

1.2. Газотурбинные ВРД- основные двигатели современной авиации
Таблица 1.2
Хронология создания первых турбореактивных двигателей
Годы
1923
1929
1930
1933
1935
1936
1937
1938
1939
1940
1941
1942
СССР
ТВД В.В. Уварова
ТРД A.M. Люльки
Заявка на современную
схему ТРД (ТВД) В.И.Базарова
(9 июня)
Задание ГУ\П на высотный
ТВД мощностью 1500 л.с.
Образование в ВТИ «Газовой
группы» под руководством
В .В .Уварова для изучения
ГТД. Статья Б.С Стечкина
«Теория
воздушно-реактивного двигателя»
Проект первой
высокотемпературной
экспериментальной ГТУ-1 В. В. Уваров
Собрана ГТУ-1 Проект ТВД
ГТУ-3 мощностью 1500 л.с.
В .В .Уварова
Начало испытаний ГТУ-1
A января)
Начало испытаний ТВД
ГТУ-3. Проект первого ТРД
РТД-1 с центробежным
компрессором (А.М. Люлька)
Начало проектирования ТРД
РД-1 с осевым компрессором
(A.M. Люлька)
Рабочие чертежи первого
ТРД РД-1 на тягу 500 кгс
переданы на Кировский
завод в Ленинграде. Группа
В.В. Уварова переведена из
ВТИ в ЦИАМ
Закончены горячие
испытания ТВД ГТУ-3 В.В.Уварова.
А.М.Люлька получил патент
на двухконтурньш ТРДД
(заявка от 22 апреля)
Англия
ТРД Ф. Уиттла
Идея использования
турбины для реактивного
двигателя Ф. Уиттла.
Патент на ТРД Ф. Уиттла
(от 16 января)
Начало создания
первого экспериментального
ТРД W.U. (Whittle Unit)
Образование фирмы
«Пауэр Джетс Лтд.»
(март)
Начало испытаний ТРД
W.U. и. 1-й модели
A2 апреля)
Начало испытаний ТРД
W.U. 3-й модели (конец
октября)
Испытаниянастенде ТРД
с осевым компрессором
«Метрополитен-Викерс
F2» с тягой 975 кгс
(констр. А. Гриффит и
X. Констант)
Первый полет однодви-
гательного «Глостер
E28/39>>cTPflWl с тягой
563 кгс (констр. Ф. Уиттл)
A5 мая) W1X отправлен
в США на фирму «Дж.
Электрик»
В США совершил первый
полет самолет ХР-59А
Эйракомет с ТРД W1X
(I-A) (октябрь)
Германия
ТРД Г. фон Охайна
Идея создания ТРД
(Г. фон Охайн)
Патент на ТРД с центробежным
компрессором и центростремительной
турбиной Г.фон Охайна
Испытание работающего макета
ТРД. Начало работ по
проектированию ТРД Г.фон Охайна на
фирме Э. Хейнкеля
Начало испытаний демонстратора
ТРД Г.фон Охайна на тягу 600 кгс
(начало марта)
Испытания HeS3B-l налетающей
лаборатории Не-118 (июнь)
Первый полет однодвигательного
Не-178 с двигателем HeS3B-2
B7 августа)
Начало проектирования ТРД HeS8
с осецентробежным
компрессором Г. фон Охайном и ТРД HeS30
с осевым компрессором группой
М. Мюллера на фирме «Хейнкель»
Первый полет двухдвигательного
«Хейнкель Не 280» с ТРД HeS8
C0 марта)
На HeS3O получена тяга 900 кгс.
Получен заказ на ТРД «109-011»
2-го поколения с диагонально-
осевым компрессором A+3)
с 7C*kS=4...5, с 2-ст. турб., натягу
1300.. .1600 кгс (декабрь)
ТРД А. Франца (Юмо) ТРД
Г. Ойстриха (BMW)
Разработка ТРД с
центробежным компрессором фирмой
BMW в Мюнхене
Начало работ над проектами
ТРД на фирме «Юнкере» под
рук. Г. Вагнера и А. Франца
Начало проектирования ТРД
Юмо-004 А.Францем
Испытания ТРД BMW-109-003
с осевым компрессором с
тягой 800 кгс на заводе Шпандау
(констр. Г. Ойстрих). Начало
проектирования ТВД BMW-
109-028 на мощность 7900 л .с.
Первый полет двухдвигат.
Me262A с одним Юмо-004
A8 апреля)Первый полет
Ме-262 с двумя BMW-003
(ноябрь)
Первый полет Me-262A с двумя
двигателями Юмо-109-004-0
с тягой 840 кгс A8 июля)
35

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
Окончание таблицы 1.2
Годы
1943
1944
СССР
ТВД В.В. Уварова
ТРД A.M. Люльки
В ЦИАМ спроектирован
ТВД Э-ЗО-8О на мощность
1400 л.c. A.M. Люлька
возобновил работы по ТРД на
базе РД-1 на тягу 1200 кгс
Сборка и первый запуск
ТРД С-18 (стендовый
вариант ТРД ТР-1 конструкции
A.M. Люльки)
Англия
ТРД Ф. Уиттла
Первый полет двухдви-
гательного «Глостер
Метеор 1» с ТРД W2B
(Welland) с тягой 770 кгс
E марта) и «Метеор F2/40»
с двиг. «Метрополитен-
Викерс» (ноябрь)
Начало массовой
эксплуатации «Метеор 1» (июль).
Проектирование и
испытание ТРД «Нин» с тягой
2270 кгс и «Дервент»
с тягой 1600 кгс на
фирме «Ролле Ройс»
(май-октябрь)
Германия
ТРД Г. фон Охайна
Изготовлен первый ТРД «109-011»
(констр. Г.фон Охайн и М. Бентеле)
На ТРД «109-011» получены тяга
1300 кгс
ТРД А. Франца (Юмо) ТРД
Г. Ойстриха (BMW)
Летные испытания BMW-
003А-0 (октябрь). Поломка
рабочей лопатки турбины
ВД Юмо-004 от резонансных
вибронапряжений, вызванных
6 гармоникой (по числу
жаровых труб) (июнь 1943 г. -
начало 1944). Начало
разработки BMW-01 1 тягой 1362 кгс
(март)
Массовая поставка
серийных Юмо-004 на истребитель
Ме-262 и бомбардировщики
Арадо 234В и Ю-287. Всего
изготовлено около 6400 двигат.
Юмо-004. 1-й полет He-162V-l
с одним ТРД BMW-003
F декабря)
Таблица 1.3
Поколения авиационных ГТД
Поколения
I
с 1943-1945 гг.
по
1949-1952 гг.
II
с 1950-1953 гг.
по
1958-1960 гг.
III
с 1958-1960 гг.
по
1967-1970 гг.
IV
с 1967-1970 гг.
до начала
1980 гг.
IV+
с конца 1970-х гг.
до середины
1990-х гг.
V
с начала
1980 гг.
VI
позднее
2003 года
Назначение
самолетов
Военные
Военные
Гражданские
Гражданские
Военные
Военные
Гражданские
Военные
Гражданские
Военные
Гражданские
Военные
(целевой облик)
Гражданские
Схема
двигателя
ТРД, ТРДФ,
твд
ТРДФ, ТРД,
твд
твд, трд
трдд
ТРД(Ф),
ТРДДФ(СПС)
ТРДФ
трдд, трддф
трддф, трдд
у= 0,155...0,122
трдд
ТРДДФ
у= 0,130...0,104
трдд
трддф
у= 0,120...0,100
ТРДД
трддф
у= 0,080...0,050
ТРДД
Компрессор
Одновальный осевой
или центробежный
tikZ=3...5,5
Осевой одновальный
с регулируемыми НА или
двухвальный tckZ=7 ... 13
Осевой двухвальный или
одновальный
71к,=10...15(ТРД)
71к,=16...20(ТРДД)
Zk=C...5)+G...1O)
Осевой двухвальный
или трехзальный
л =20...30
Z = 9...16
к
tikZ=27...34
Zk=3+G...1O)
л =30...38
Z = 9. ..14
квд
tikZ=24...35
Zk=B...3)+E...6)
tikZ=32...45
Z = 6. ..12
квд
tikZ=25...4O
Z = A...2)+A...5)
тс =50...60
Z = 6
квд
Турбина
Неохлаждаемая
ГСА=1000...1150 К
(охлаждение при использовании
сварных конструкций)
Неохлаждаемая (полые
лопатки первого СА)
Г =1150... 1250 К
С внутренним
конвективным
охлаждением лопаток
7^=1300... 1450 К
Z=A...2)+A...2)
С конвективно-пленочным
охлаждением лопаток
7^=1450... 1650 К
Z=A...2)+C...5)
7^=1650... 1750 К
Z=A...2)+A...2)
^А=1550...1640К
Zt=A...2)+D...5)
Г =1750... 1850 К
Z=l+1
т
7^=1610... 1780 К
Zt=A...2)+C...7)
Т =2100...2350 К
КС
z-i+i
т
Т = 1900... 2000
КС
К =1+4
ZT
m
—
—
0,5...2,5
—
—
0,7...1,5
0,4...2,0
6...8
4...6
0,2...0,5
4,3...6,6
0,2...0,5
6...9
11...17
0,2...0,6
10...11
Мтах
<1
<1
<1
^ • • • £* ч-и
^•«-/ • • • mD «-и
3
3<1
<1
2,0...2,5
<1
2,0...2,5
<1
<2,5
0,95
36

1.3. ГТДназемного иморского применения
1.3. ГТД наземного и морского
применения
Параллельно с развитием авиационных ГТД
началось применение ГТД в промышленности
ина транспорте. B1939r. швейцарская фирма
A.G. Brown Bonery ввела в эксплуатацию первую
электростанцию сгазотурбинным приводом
мощностью 4 МВт и КПД 17,4 %. Эта электростанция
и в настоящее время находится в работоспособном
состоянии. В 1941 г. вступил в строй первый
железнодорожный газотурбовоз, оборудованный ГТД
мощностью 1620 кВт B200л.с.) разработки этой
же фирмы. Сконца 1940-хгг. ГТД начинают
применяться для привода морских судовых движителей,
а с конца 1950-х гг. - в составе газоперекачивающих
агрегатов О"ПА) на магистральных газопроводах
для привода нагнетателей природного газа. Таким
образом, постоянно расширяя область и масштабы
своего применения, ГТД развиваются в
направлении повышения единичной мощности,
экономичности, надежности, автоматизации эксплуатации,
улучшения экологических характеристик.
Быстрому внедрению ГТД в различные
отрасли промышленности и транспорта
способствовали неоспоримые преимущества этого класса теп-
ловых двигателей перед другими
энергетическими установками - паротурбинными, дизельными
и др. К таким преимуществам относятся:
- большая мощность в одном агрегате;
- компактность, малая масса фис. 1.34);
- уравновешенность движущихся элементов;
- широкий диапазон применяемых топлив;
- легкий и быстрый запуск, в том числе при
низких температурах;
- хорошие тяговые характеристики;
- высокая приемистость и хорошая
управляемость.
1
4902 мм
2286
мм
Дизельный двигатель
1 18 мм
422 мм
Рис. 1.34. Сравнение габаритных размеров ГТД
и дизельного двигателя мощностью 3 МВт
Основным недостатком первых моделей на-
земных и морских ГТД была относительно низкая
экономичность. Однако эта проблема достаточно
быстро преодолевалась в процессе постоянного
совершенствования двигателей, чему
способствовало опережающее развитие технологически
близких авиационных ГТД и перенос передовых
технологий в наземные двигатели.
1.3.1. Области применения
наземных и морских ГТД
1.3.1.1. Механический привод
промышленного оборудования
Наиболее массовое применение ГТД
механического привода находят в газовой
промышленности. Они используются для привода нагнетате-
лей природного газа в составе ГПА на
компрессорных станциях магистральных газопроводов,
а также для привода агрегатов закачки
природного газа в подземные хранилища (рис. 1.35).
К примеру, только в ОАО «Газпром» к
настоящему времени эксплуатируются около 3100 ГТД
Рис. 1.35. Применение ГТД для прямого привода нагнетателя природного газа:
1 — ГТД; 2 — трансмиссия; 3 — нагнетатель
37

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
суммарной установленной мощностью свыше
36000 МВт. ГТД используются также для
привода насосов, технологических компрессоров,
воздуходувок на предприятиях нефтяной,
нефтеперерабатывающей, химической и металлурги-
ческой промышленности. Мощностной диапазон
ГТД от 0,5 до 50 МВт.
Основная особенность перечисленного при-
водимого оборудования - зависимость
потребляемой мощности N от частоты вращения n
(обычно близкая к кубической: N~n3), температуры
и давления нагнетаемых сред. Поэтому ГТД
механического привода должны быть
приспособлены к работе с переменными частотой
вращения и мощностью. Этому требованию в
наибольшей степени отвечает схема ГТД со свободной
силовой турбиной. Различные схемы наземных
и морских ГТД будут рассмотрены ниже.
1.3.1.2. Привод электрогенераторов
ГТД для привода электрогенераторов фис. 1.36)
используются в составе газотурбинных
электростанций (ГТЭС) простого цикла и конден-
сационных электростанций комбинированного
парогазового цикла (ПГУ), вырабатывающих
«чистую» электроэнергию, а также в составе
когенерационных установок (в российской
литературе они часто называются «ГТУ-ТЭЦ»),
производящих совместно электрическую и теп-
ловую энергию.
Современные ГТЭС простого цикла, имеющие
относительно умеренный электрический КПД
Г|эл= 25...40 %, в основном используются в пико-
вом режиме эксплуатации - для покрытия
суточных и сезонных колебаний спроса на электроэнер-
гию. Эксплуатация ГТД в составе пиковых ГТЭС
характеризуется высокой цикличностью (большим
количеством циклов «пуск - нагружение - работа
1
под нагрузкой - останов»). Возможность
ускоренного пуска является важным преимуществом ГТД
при работе в пиковом режиме.
Электростанции с ПГУ используются в
базовом режиме (постоянная работа с нагрузкой,
близкой к номинальной, с минимальным
количеством циклов «пуск - останов» для проведения
регламентных и ремонтныхработ). Современные
ПГУ, базирующиеся на ГТД большой мощности
(N> 150 МВт), достигают КПД выработки элект-
роэнергии Г|эл= 58...60 %.
В когенерационных установках тепло вы-
хлопных газов ГТД используется в котле-ути-
лизаторе для производства горячей воды и (или)
пара для технологических нужд или в
системах централизованного отопления. Совместное
производство электрической и тепловой энер-
гии значительно снижает её себестоимость.
Коэффициент использования тепла топлива
в когенерационныхустановкахдостигает90 %.
Электростанции с ПГУ и когенерационные
установки являются наиболее эффективными
и динамично развивающимися современными
энергетическими системами. В настоящее
время мировое производство энергетических ГТД
составляет около 12000 штук в год суммарной
мощностью около 76000 МВт.
Основная особенность ГТД для привода элек-
трогенераторов - постоянство частоты вращения
выходного вала на всех режимах (от холосто-
го хода до максимального), а также и высокие
требования к точности поддержания частоты
вращения, от которой зависит качество
вырабатываемого тока. Этим требованиям в
наибольшей степени соответствуют одновальные ГТД,
поэтому они широко используются в энергетике.
ГТД большой мощности (N > 60 МВт),
работающие, как правило, в базовом режиме в составе
а
Рис. 1.36. Применение ГТД для привода генератора (через редуктор):
1 - ГТД; 2 - трансмиссия; 3 - редуктор; 4 - генератор
38

1.3. ГТДназемного иморского применения
мощных электростанции, выполняются
исключительно по одновальной схеме.
В энергетике используется весь мощнос-
тной ряд ГТД от нескольких десятков кВт до
350 МВт.
1.3.1.3. Применение в морскихусловиях
В морских условиях ГТД применяются в
составе силовых агрегатов гражданских морских
судов и боевых кораблей различного класса: от
быстроходных ракетных и патрульных катеров
водоизмещением ~500 т до авианосцев и
кораблей сопровождения водоизмещением до 50 000 т
(рис. 1.37).
Газотурбинный силовой агрегат обычно
включает один или несколько ГТД и редуктор
для понижения частоты вращения и передачи
мощности на гребной винт. При этом ГТД мо-
гут быть различной мощности. В этом случае
двигатель меньшей мощности используется
как маршевый для экономичного крейсерского
хода, а большей мощности - как форсажный
для обеспечения максимального боевого хода
при совместной работе с маршевым двигателем.
Применяются также силовые агрегаты
смешанного типа с использованием дизеля в качестве
маршевого двигателя.
К ГТД морского применения могут быть
отнесены также двигатели, предназначенные для
привода промышленного и энергетического
оборудования, но работающие в морских
условиях - на морских платформах добычи нефти и га-
за или в прибрежной полосе. Такие ГТД должны
удовлетворять ряду специфических требований,
поскольку работают они в агрессивной морской
среде. Класс мощности морских ГТД - от 0,5 до
50 МВт.
Кроме перечисленных выше основных
объектов ГТД применяются так же как двигатели
наземных транспортных средств (локомотивов,
автомобилей) и боевой техники (танков,
бронемашин).
Прорабатывается применение ГТД для
городских трамваев.
Дополнительным эффектом использования
ГТД может быть выработка сжатого воздуха,
инертных газов, охлажденного воздуха (в
системах кондиционирования и промышленных
холодильниках).
1.3.2. Основные типы наземных
и морских ГТД
Наземные и морские ГТД различного
назначения и класса мощности можно разделить на три
основных технологических типа:
- стационарные ГТД;
- ГТД, конвертированные из авиадвигателей
(авиапроизводные);
- микротурбины.
Морской силовой агрегат с ГТД равной мощности
редуктор
Морской силовой агрегат с ГТД различной мощности
редуктор
рсдукгор
Рис. 1.37. Применение ГТД в составе морского силового агрегата
39

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
1.3.2.1. СтационарныеГТД
Двигатели этого типаразрабатываются и
производятся на предприятиях энергомашинострои-
тельного комплекса согласно требованиям,
предъявляемым к энергетическому оборудованию:
- высокий ресурс (не менее 100 000 час)
и срок службы (не менее 25 лет);
- высокая надежность;
- ремонтопригодность в условиях
эксплуатации;
- умеренная стоимость применяемых
конструкционных материалов и ГСМ для
снижения стоимости производства и
эксплуатации;
- отсутствие жестких габаритно-массовых
ограничений, существенных для
авиационных ГТД.
Перечисленные требования сформировали
облик стационарных ГТД, для которых
характерны следующие особенности:
- максимально простая конструкция;
- использование недорогих материалов с
относительно низкими характеристиками;
- массивные корпуса, как правило, с гори-
зонтальным разъемом для возможности
выемки и ремонта ротора ГТД в условиях
эксплуатации;
- конструкция камеры сгорания,
обеспечивающая возможность ремонта и замены
жаровых труб в условиях эксплуатации;
- использование подшипников скольжения.
Типичный стационарный ГТД показан на
рис. 1.38. В настоящее время ГТД
стационарного типа используются во всех областях при-
г
■ «: b
■ •ifiinni
^H1' '$Ш
Tfclb usH \j
' •>■ ' i.
Рис. 1.38. Стационарный ГТД (модель M501F фирмы Mitsubishi H. I.) мощностью 150 МВт
40

1.3. ГТДназемного иморского применения
менения наземных и морских ГТД в широком
диапазоне мощности от 1 МВт до 350 МВт.
На начальных этапах развития в стационар-
ных ГТД применялись умеренные параметры
цикла. Это объяснялось некоторым
технологическим отставанием от авиационных двитате-
лей из-за отсутствия мощной государственной
финансовой поддержки, которой пользовалась
авиадвигателестроительная отрасль во всех стра-
нах-производителях авиадвигателей. С конца
1980-хгг. началось широкое внедрение
авиационных технологий при проектировании новых
моделей ГТД и модернизации действующих.
К настоящему времени мощные стационарные
ГТД по уровню термодинамического и техноло-
гического совершенства вплотную приблизились
к авиационным двигателям при сохранении
высокого ресурса и срока службы.
1.3.2.2. Наземные и морские ГТД,
конвертированные из авиадвигателей
ГТД данного типа разрабатываются на базе
авиационных прототипов на предприятиях авиа-
двигателестроительного комплекса с
использованием авиационных технологий. Промышленные
ГТД, конвертированные из авиадвигателей,
начали разрабатываться вначале 1960-xrr., когда
ресурс гражданских авиационных ГТД достиг
приемлемой величины B500...4000ч.). Первые
промышленные установки с авиаприводом
появились в энергетике в качестве пиковых или
резервных агрегатов.
Дальнейшему быстрому внедрению
авиапроизводных ГТД в промышленность и транспорт
спо собствовали:
- более быстрый прогресс вавиадвигателест-
роении по параметрам цикла и повышению
надежности, чем в стационарном газотурбос-
троении;
- высокое качество изготовления авиационных
ГТД и возможность организации их
централизованного ремонта;
- возможность использования авиадвигателей,
отработавших летный ресурс, снеобходи-
мым ремонтом для эксплуатации на земле;
- преимущества авиационных ГТД - малая
масса и габариты, более быстрый пуск и при-
емистость, меньшая потребная мощность
пусковых устройств, меньшие потребные
капитальные затраты при строительстве
объектов применения.
При конвертации базового авиационного дви-
гателя в наземный или морской ГТД в случае
необходимости заменяются материалы некоторых
деталей холодной и горячей частей, наиболее
подверженных коррозии. Так, например, магни-
евые сплавы заменяются на алюминиевые или
стальные, в горячей части применяются более
жаростойкие сплавы с повышенным
содержанием хрома. Камера сгорания и система топли-
вопитания модифицируются для работы на газо-
образном топливе или под многотопливный
вариант. Дорабатываются узлы, системы двигателя
(запуска, автоматического управления (САУ),
противопожарная, маслосистема и др.) и обвязка
для обеспечения работы в наземных и морских
условиях. При необходимости усиливаются
некоторые статорные и роторные детали.
Объем конструктивных доработок базового
авиадвигателя в наземную модификацию в
значительной степени определяется типом
авиационного ГТД. Например, при использовании
ТРД - обязательнаразработка свободной силовой
турбины (CT) или подстановка дополнительных
ступеней к существующей турбине. При
использовании ТРДД, имеющих, как минимум, по два
каскада компрессора и турбины, возможна
конвертация в наземные и морские ГТД различных
схем: с однокаскадным газогенератором и
свободной CT; с двухкаскадным двухвальным га-
зогенератором и свободной CT; со «связанным»
КНД. В первом и последнем вариантах
возможно использование турбины вентилятора базового
авиадвигателя в качестве силовой.
Пример конвертированного ГТД показан на
рис.1.39, асравнение конвертированного ГТД
и ГТД стационарного типа одного класса
мощности показано нарис. 1.40.
Авиационные ТВД и вертолетные ГТД
функционально и конструктивно более других
авиадвигателей приспособлены для работы в
качестве наземных ГТД. Они фактически не требуют
модификации турбокомпрессорной части (кроме
камеры сгорания).
Первым массовым конвертированным ГТД
стал ТРД Avon фирмы Rolls-Royce,
устанавливавшийся на самолетах «Каравелла». C1964r.
«Avon» используется как газогенератор для
стационарной CT производства фирмы Соорег
Bessemer. По аналогичной схеме впоследствии
был конвертирован двухвальный газогенератор
ТРДД RB211-24G. Мощность ГТУ, получивших
обозначение Coberra 2000 и Coberra 6000,
составила 14,5 и 27 МВт соответственно.
41

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рис. 1.39. ГТД, конвертированный из авиадвигателя (модель LM2500 фирмы General Electric
мощностью 23 МВт на базе ТРДД CF6-6)
LM2500
\
Рис. 1.40. Сравнение типичных конструкций ГТД, конвертированного из авиадвигателя
и ГТД стационарного типа одного класса мощности B5 МВт, фирма GE):
1 — тонкие корпуса; 2 — подшипники качения; 3 — выносные КС; 4 — массивные корпуса;
5 — подшипники скольжения; 6 — горизонтальный разъем
42

1.3. ГТДназемного иморского применения
В СССР в 1970-е годы был разработан наземный
ГТД HK-12CT на базе одновального авиационного
ТВД HK-12, который эксплуатировался на
самолетах ТУ-95, ТУ-114 иАН-22. Конвертированный
двигатель HK-12CT мощностью 6,3 МВт бьш вы-
полнен со свободной CT и работает в составе мно-
гих ГПА и по сей день.
В настоящее время конвертированные авиа-
ционные ГТД различных производителей
широко используются в энергетике, промышленности,
в морскихусловияхи натранспорте. Мощностной
ряд - от нескольких сотен киловатт до 50 МВт.
Данный тип ГТД характеризуется наиболее
высоким эффективным КПД при работе в про-
стом цикле, что обусловлено высокими
параметрами и эффективностью узлов базовых
авиадвигателей. ГТД LM6000PC фирмы General Electric
и TRENT фирмы Rolls-Royce имеют
эффективный КПД на валу CT Ле=42,8 %. ГТД TRENT
к настоящему времени является наиболее мощ-
ным двигателем данного типа N = 52,6 МВт.
1.3.2.3. Микротурбины
В 1990-е годы за рубежом начали интенсивно
разрабатываться энергетические ГТД сверхмалой
мощности (от 30 до 200 кВт), названные микротур-
бинами. {Примечание: необходимо иметь ввиду,
что взарубежной практике терминами
«турбина», «газовая турбина» обозначается как отде-
лъныйузел турбины, так и ГТДв целом).
Особенности микротурбин обусловлены их
исключительно малой размерностью и
областью применения. Микротурбины используют-
ся в малой энергетике в составе компактных
когенерационных установок (ГТУ-ТЭЦ) как
автономные источники электрической и тепло-
вой энергии. Микротурбины имеют максималь-
но простую конструкцию - одновальная схема
иминимальное количество деталей фис.1.41).
Используются одноступенчатый центробежный
компрессор и одноступенчатая центростреми-
тельная турбина, выполненные в виде моноколес.
Частота вращения ротора из-за малой размернос-
ти достигает 40 000...120 000 об/мин, поэтому
Ротор микротурбины
Автономная мини-ГТУ-ТЭЦ
на базе микротурбины
Энергетическая установка
с микротурбиной
Рис. 1.41. Микротурбина (модель ТА-60 фирмы Elliot Energy Systems мощностью 60 кВт)
43

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
применяются керамические и газостатические
подшипники. Камера сгорания выполняется мно-
готопливной и может работать на газообразном
и жидком топливе. Конструктивно ГТД максималь-
но интегрируется в энергетическую установку:
ротор ГТД объединяется на одном валу с ротором
высокочастотного электрического генератора.
КПД микротурбин в простом цикле
составляет 14...18 %. Для повышения эффективности
часто используются регенераторы тепла выхлоп-
ных газов. КПД микротурбины в регенеративном
цикле достигает 28.. .32 %.
Относительно низкая экономичность микро-
турбин объясняется малой размерностью и
невысокими параметрами цикла, которые применяются
в данном типе ГТД для упрощения и удешевления
установок. Поскольку микротурбины работают
в составе когенерационных установок (ГТУ-ТЭЦ),
низкая экономичность ГТД компенсируется повы-
шенной тепловой мощностью, вырабатываемой
мини «ГТУ-ТЭЦ» за счет тепла выхлопных газов.
Коэффициент использования тепла топлива в этих
установках достигает 80 %.
1.4. Основные мировые
производители ГТД
В данном разделе дается краткий обзор круп-
нейших зарубежных и российских
разработчиков, производителей авиационных, наземных
и морских ГТД. Указываются марки наиболее
массовых моделей ГТД и перспективные
проекты, многие из которых приводятся в качестве
примеров в этом пособии.
1.4.1. Основные зарубежные
производители ГТД
General Electric, США. Компания General
Electric (GE) - крупнейший мировой
производитель авиационных, наземных и морских ГТД.
Отделение компании General Electric Aircraft
Engines (GE AE) в настоящее время занимается
разработкой и производством авиационных ГТД
различных типов - ТРДД, ТРДДФ, ТВД и вер-
толетных ГТД. Диапазон тяг и мощностей этих
двигателей очень широк: ТРДД - от 40 до 512 кН,
ТРДДФ - от 80 до 190 кН, ТВД и вертолетные
ГТД - от 900 до 3500 кВт. GE AE участвует в
совместных программах. Так, с французской компа-
нией Snecma разрабатывается и производится ce-
мейство ТРДД CFM56, с фирмой Pratt & Whitney
действует программа ТРДД GP7000, с компанией
Honeywell - программа ТРДД CFE738.
К наиболее массовым серийным авиацион-
ным двигателям и перспективным проектам
можно отнести:
- ТРД-185,Л9;
- ТВД и вертолетные ГТД - CT7, T58, T700;
- ТРДД- TF39, CF6-6, CF6-50, CF6-80C2,
GE90, CF34, CFM56 (совместно с Snecma);
- ТРДДФ-FlOl, F110, F404, F414, F120 (дви-
гатель 5-го поколения с элементами ДИЦ).
Отделение компании General Electric Energy
разрабатывает и производит авиапроизводные
стационарные ГТД для энергетического, механи-
ческого и морского привода в диапазоне мощнос-
ти от 2 до 300 МВт. Также это отделение
осуществляет маркетинг и поставки всех типов наземных
и морских ГТД фирмы GE.
Промышленные и морские ГТД представлены
следующим рядом моделей:
- ГТД, конвертированные из авиадвигате-
лей-ЬМ500, LM1600, LM2000, LM2500,
LM2500+, LM5000, LM6000;
- стационарные ГТД - PGT5, PGT10, PGT25,
MS5000, MS6000, MS7000, MS9000.
Pratt & Whitney, США. ФирмаРгай & Whitney
(PW) входит в состав компании United
Technologies Corporations (UTC). В настоящее время
PW занимается разработкой и производством
авиационных ТРДД средней и большой тяги:
гражданских ТРДД тягой от 70 до 440 кН и воен-
ных ТРДДФ вклассе тяги 1ОО...17ОкН. PW
участвует вмеждународной программе ТРДД V2500,
совместно с GE - в программе ТРДД GP7000.
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
- ТРД(Ф)-157,Л5,158;
- ТРДД - J52, JT3D, JT8D, JT9D, PW2000,
PW4000, PW6000 (опытный), PW8000
(проект ТРДД с редуктором и сверхвысокой
степенью двухконтурности), ADP (опыт-
ный ТВВД с закапотированным BB);
- ТРДДФ -TF30,F100,F119, PW7000
(перспективный проект на базе программы ШРТЕТ),
подъемно-маршевый ТРДДФ F135.
Отделение фирмы Pratt & Whitney Power
Systems производит конвертированные назем-
ные и морские ГТД на базе авиадвигателей PW
и PWC мощностью от 0,4 до 28 МВт.
Наземные и морские ГТД представлены
следующим рядом моделей: ST5, ST6L, ST18A, ST30,
ST40, FT8.
44

1.4. Основные мировые производители ГТД
Pratt& Whitney Canada, (Канада). Фирма
Pratt & Whitney Canada (PWC) также входит в
состав компании UTC в группу PW. PWC
занимается разработкой ипроизводством малоразмерных
ТРДД, ТВД ивертолетных ГТД. Большинство
ТРДД находятся в классе тяги 10...33 кН. Проект
новейшего ТРДД PW800 рассчитан на класс тяги
44...84кН. Разработаны и разрабатываются ТВД
и вертолетные ГТД мощностью от 400 до 3800 кВт.
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
- ТРДД- JT15D, PW300, PW500, PW800
(проект ТРДД средукторным приводом
вентилятора);
- ТВД ивертолетные ГТД- PT6A, PW100,
PW200.
Ряд конвертированных из базовых ТВД и вер-
толетных ГТД промышленных двигателей
мощностью 400.. .4000 кВт.
Rolls-Royce (Великобритания). Компания
Rolls-Royce ^R) в настоящее время разрабатывает
и производит широкий спектр ГТД авиационного,
наземного иморского применения- гражданские
ТРДД в диапазоне тяг от 60 до 420 кН, ТВД и
вертолетные ГТД мощностью от 600 до 4500 кВт, а также
подъемно-маршевые двигатели семейства Pegasus
в классе тяги 95.. .106 кН.
RR принимает долевое участие во многих
европейских и международных программах:
- в разработке и производстве военных
ТРДДФ RB199, EJ200, подъемного
вентилятора для СУ истребителя JSF;
- ТВД и вертолетных ГТД семейства RTM
322 в классе мощности 1500.. .2200 кВт
совместно с фирмой Turbomeca.
Ранее RR совместно с компанией Snecma
разрабатывала и производила ТРДФ «Олимп» тягой
14О...17ОкН для сверхзвукового пассажирского
самолета «Конкорд».
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
- ТРД - Derwent, Nene, Avon, Viper;
- ТВД и вертолетные ГТД - Dart, Gazelle,
Gem, Gnome, Tyne;
- ТРДД- Conway, Spey, RB211-24/524/535,
Tay, Trent 500/700/800/900;
- ТРДДФ - Adour, RB199, EJ200 (совместно
с европейскими фирмами);
- подъемно-маршевый ТРДД - Pegasus.
Широким спектром моделей для
механического, энергетического и морского привода пред-
ставлены ГТД наземного применения. Эти двига-
тели мощностью от 4 до 58 МВт - 501, 601,Avon,
Coberra, Trent 50 - созданы конвертацией
авиационных прототипов.
Honeywell (США). Компания Honeywell
занимается разработкой и производством
авиационных ГТД - ТРДД и ТРДДФ в малом классе тяги
15.. .40 кН, ТВД и вертолетных ГТД в классе мощ-
ности450...2100кВт.
Наиболее массовые авиационные двигатели:
- ТВД и верголетные ГТД - T53, T55, LTS101,
LTP101,TPE331,T800;
- ТРДД- ALF502, AS900, ATF3, LF507,
TFE731;
- ТРДДФ-ТРЕ1042.
Snecma (Франция). Компания Зпестазанима-
ется разработкой и производством авиационных
ГТД - военных ТРДДФ в классе тяги 75...90 кН
и гражданских ТРДД совместно с компанией GE
(семейства ТРДД CFM56 и GE90). Совместно
с фирмой Turbomeca участвует в программе ТРДД
Larzac в классе тяги 14 кН. Совместно с фирмой
Rolls-Royce разрабатывала и производила ТРДФ
«Олимп».
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
- ТРДФ-Atar;
- ТРДД- CFM56-2/3/5/7 nGE90
(совместно с GE AE), Larzac (совместно с фирмой
Turbomeca), перспективный ТРДД в рам-
ках программы Tech56;
- ТРДДФ-М53,М88.
Turbomeca (Франция). Фирма Turbomeca
в основном разрабатывает и выпускает ТВД
и вертолетные ГТД малой и средней мощности
от 400 до 1600 кВт. Совместно с компанией RR
участвует в программе ГТД RTM322 в классе
мощности 1500...2200 кВт.
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
- ТВД и вертолетные ГТД - Arriel, Arrius,
Artouste, Astazou, Bastan, Makila, TM 333.
Siemens (ФРГ). Профилем этой крупной
фирмы являются стационарные наземные ГТД для
энергетического и механического привода и мор-
ского применения в широком диапазоне
мощности от 4 до 300 МВт.
Основные марки разрабатываемых и
выпускаемых ГТД:
- Typhoon, Tornado, Tempest, Cyclone, GT35,
GT10B/C, GTX100, V64.3A, V94.2, V94.2A,
V94.3A, W501D5A, W501F, W501G.
45

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
Alstom (Франция, Великобритания). Компания
Alstom разрабатывает и производит стационарные
одновальные энергетические ГТД в диапазоне мощ-
ности50...270МВт.
Основные марки ГТД- GT8C2, GTllN2,
GT13E2,GT24,GT26.
Solar (США). Фирма Solar входит в состав
компании Caterpillar и занимается
разработкой и производством стационарных ГТД ма-
лой мощности от 1 до 15 МВт для энергети-
ческого и механического привода и морского
применения.
Основные марки ГТД - Saturn 20, Centaur 40/50,
Taurus 60/70, Mars 90/100, Titan 130.
ГП «ЗМКБ "Прогресс" им. А.Г. Ивченко»
(Украина, г. Запорожье). Государственное
предприятие «Запорожское машиностроительное
конструкторское бюро «Прогресс» имени
академика А.Г. Ивченко» специализируется
на разработке, изготовлении опытных
образцов и сертификации авиационных ГТД -
ТРДД вдиапазоне тяги 17...230кН, само-
летных ТВД и вертолетных ГТД мощностью
1ООО...1ООООкВт, атакже промышленных на-
земных ГТД мощностью от 2,5 до 10000 кВт.
Двигатели разработки «ЗМКБ "Прогресс"
серийно выпускаются в ОАО «Мотор Сич»
(Украина, г. Запорожье).
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
- ТВД и вертолетные ГТД - АИ-20, АИ-24,
Д-27 (ТВВД с открытым BB);
- ТРДД - АИ-25, ДВ-2, Д-36, Д-18Т, Д-436Т1/
Т2ЛП.
Наземные ГТД:
- Д-336-1/2, Д-336-2-8, Д-336-1/2-10.
НПП «Машпроект» (Украина, г. Николаев).
Научно-производственное предприятие «Зоря-
Машпроект» (Украина, г. Николаев)
разрабатывает и производит ГТД для морских СУ, а также
наземные ГТД для энергетического и механи-
ческого привода. Наземные двигатели являются
модификациями моделей морского применения.
Класс мощности ГТД: 2...30МВт. C1990rr.
НПП «Зоря-Машпроект» разрабатывает также
стационарный одновальный энергетический дви-
гатель UGT-110 мощностью 110 МВт.
Основные модели ГТД:
- UGT-2500, UGT-3000, UGT-6000, UGT-10000,
UGT-15000, UGT-160000, UGT-250000,
UGT-110 (совместно сНПО «Сатурн»,
Россия).
1.4.2. Основные российские
производители ГТД
Ниже приведены основные российские пред-
приятия-разработчики ГТД, расположенные в ал-
фавитном порядке.
ОАО «Авиадвигатель» (г. Пермь).
Разрабатывает, изготавливает исертифицирует авиационные
ГТД - гражданские ТРДД в классе тяги 52.. .200 кН
для магистральных самолетов, военные ТРДДФ
вклассе тяги 152...194кН, вертолетные ГТД,
а также авиапроизводные наземные промыш-
ленные ГТД для механического и энергетичес-
кого привода вклассе мощности 2,5...30МВт.
Серийное производство ТРДД разработки ОАО
«Авиадвигатель» осуществляет ОАО «Пермский
моторный завод» (ОАО «ПМЗ», г. Пермь) и ОАО
«НПО "Сатурн"» (г. Рыбинск). Промышленные
ГТД серийно выпускаются на ОАО «ПМЗ».
ОАО «Авиадвигатель» и ОАО «ПМЗ»
составляют ядро созданного в конце 2003 г. «Пермского
центра авиадвигателестроения» во главе с
управляющей компанией «Пермский
моторостроительный комплекс».
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
- ТРДД - Д-20П, Д-30, Д-30КУ/КП,
Д-ЗОКУ-154, Д-ЗО-ВЮ, ПС-90А, ПС-90А2,
ПС-90А12 (проект), ПС-12 (проект ТРДД
5-го поколения);
- ТРДДФ-Д-30Ф6;
- вертолетные ГТД - Д-25В.
ГТД наземного применения представлены
широким спектром моделей для механического
и энергетического привода. Наземные двигате-
ли, созданные конвертацией авиационных двига-
телей Д-30 и ПС-90А - ГТУ-2,5П, ГТУ-4П, ГТУ-
6П, ГТУ-10П, ГТУ-12П, ГТУ-16П, ГТУ-25П,
ГТЭ-180 (проект совместно с ОАО ЛМЗ).
ГУНПП «Завод имени В.Я. Климова»
(г. Санкт-Петербург). Государственное
унитарное научно-производственное предприятие
«Завод им. В.Я. Климова» в последние годы
специализируется на разработке и производстве ави-
ационных ГТД. Номенклатура разработок
широка- военные ТРДДФ вклассе тяги 81...98кН,
самолетные ТВД и вертолетные ГТД в
классе мощности 1200...2600кВт; танковые ГТД
в классе мощности 700...900 кВт, а также
конвертированные промышленные ГТД на базе
ТВД и вертолетные ГТД в классе мощности
0,8...2,5МВт.
46

1.4. Основные мировые производители ГТД
Наиболее массовые серийные авиационные
и наземные двигатели и перспективные проекты:
- ТРД(Ф)-ВК-1,ВК-1Ф;
- ТРДДФ-РД-33,РД-133;
- ТВД и вертолетные ГТД - ГТД-350, TB2-117,
ТВЗ-117, TB7-117, ВК-3500;
- танковыеГТД-ГТД-1000Т/ТФ,ГТД-1250;
- наземные энергетические ГТД: ГТП-0,8;
ГТП-1,25; ГТП-1,6; ГТП-2,5.
ОАО «ЛМЗ» (г. Санкт-Петербург). ОАО
«Ленинградский Металлический завод»
разрабатывает и производит стационарные
энергетические ГТД в классе мощности 100... 180 МВт.
Основные марки ГТД- ГТЭ-100 (двигатель
сложного цикла спромежуточным охлаждением
ипромежуточным подогревом), ГТЭ-150, ГТЭ-180
(проект совместно с ОАО «Авиадвигатель»).
ФГУП «Мотор» (г. Уфа). Федеральное
государственное унитарное предприятие «Научно-
производственное предприятие "Мотор"»
занимается разработкой военных ТРД и ТРДФ для
истребителей и штурмовиков.
Основные авиационные ГТД - P13-300, P25-300,
Р95Ш,Р195.
В 1990-е гг. на базе двигателя P195
разработана энергетическая установка ГТЭ-10/95
мощностью 10 МВт.
«Омское МКБ» (г. Омск). АО «Омское
моторостроительное конструкторское бюро»
занимается разработкой малоразмерных ГТД и
вспомогательных СУ.
Основные двигатели разработки «Омского
МКБ»:
- вспомогательные ГТД - ВСУ-10, ВГТД-43;
- ТВД-ТВД-10,ТВД-20;
- вертолетные ГТД - ГТД-3, TB-0-100;
- ТРДД-ТРДД-50(проект).
ОАО «НПО "Сатурн"» (г.Рыбинск).
ОАО «Научно-производственное объединение
"Сатурн"» в последние годы разрабатывает
и производит военные ТРДДФ в классе тяги
122...175кН, ТВД, вертолетные ГТД
мощностью 1ООО...11ООкВт, атакже
конвертированные наземные ГТД мощностью от 4 до
20 МВт. Совместно с НПО «Машпроект»
(Украина) участвует в программе
энергетического одновального ГТД мощностью 110 МВт.
Совместно с компанией Snecma разрабатывает
ТРДД для региональных самолетов в классе
тяги 50...70 кН. Серийное производство
военных ТРДДФ осуществляется на серийных
заводах - в уфимском ОАО «УМПО» и
московском ФНПЦ «Салют».
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
- ТРД (Ф) - АЛ-7Ф, АЛ-21Ф, ВД-7, РД-36-41,
РД-36-51;
- ТРДДФ - АЛ-31Ф, АЛ-41Ф (опытный дви-
гатель 5-го поколения);
- ТРДД - SM146 (совместный проект с
компанией Snecma);
- ТВД и вертолетные ГТД - РД-600, ТВД-
1500.
Наземные ГТД - АЛ-31СТ, АЛ-31СТЭ,
ГТД-4, ГТД-6, ГТД-8, ГТД-6,3 (проект), ГТД-10
(проект), ГТД-110 (совместно сНПО
«Машпроект»).
ОАО «СНТК им. Н.Д.Кузнецова». ОАО
«Самарский научно-технический комплекс им.
Н.Д. Кузнецова» разрабатывает и выпускает
авиационные ГТД (ТВД, ТРДД, ТРДДФ) и на-
земные ГТД, конвертированные из
авиадвигателей. Предприятие имеет самый большой
опыт среди российских предприятий в
разработке наземных ГТД для газовой
промышленности. Продукция этого предприятия серийно
эксплуатируется с 1974 г. В последние годы
ведется доводка ТВВД НК-93 с двухрядным
закапотированным BB, а также разработка
новых моделей наземных ГТД.
Основные авиационные ГТД, разработанные
ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова»:
- ТВД-НК-12МВ,НК-4;
- ТРДД - HK-8-4, НК-8-2/2У, HK-86, НК-88
(на криогенном топливе);
- ТРДДФ - HK-22, HK-25, HK-144, HK-32;
- ТВВД - НК-93 (опытные двигатели).
Наземные ГТД-НК-12СТ, HK-16CT, HK-36CT,
HK-38CT,HK-14CTC).
AMHTK «Союз» (г. Москва). ОАО
«Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз"»
разрабатывает и изготавливает авиационные ГТД - ТРД,
ТРДФ, подъемно-маршевые ТРДДФ.
Основные авиационные ГТД:
- ТРД-АМ-3(РД-3),АМ-5;
- ТРДФ - РД-9, Pll-300, P15-300, P27-300;
- ТРДДФ - P79 (подъемно-маршевый двига-
тель для СВВП Як-141).
Тушинское МКБ «Союз» (г. Москва).
Государственное предприятие «Тушинское
машиностроительное конструкторское бюро "Союз"»
занимается доводкой и модернизацией военных
ТРДФ - P27-300, P35-300, P29-300. В 1992 г. на
базе P29-300 разработана ГТУ 55CT-20
мощностью 20 МВт для привода электрогенераторов.
47

Глава 1. Общие сведения о газотурбинных двигателях
Контрольные вопросы
1. Перечислите основные объекты
применения ГТД.
2. Перечислите основные типы ВРД.
3. В чем состоит основной недостаток
прямоточных ВРД?
4. Перечислите основные типы ГТД.
5. В чем состоит основной недостаток ТРД?
6. Какой тип ГТД является наиболее
экономичным для самолетов на малых дозвуковых
скоростях полета?
7. В чем состоят недостатки ТВД по
сравнению с ТРДД?
8. В чем состоят преимущества ТРДД перед
ТРД и ТВД?
9. Назовите основные особенности ТРДД со
сверхвысокой степенью двухконтурности.
10. Почему на боевых сверхзвуковых само-
летах устанавливают ТРДДФ с низкой степенью
двухконтурности?
11. Какие требования предъявляются к сило-
вым установкам самолетов вертикального взлета
и посадки?
12. Для каких условий полета предназначены
турбопрямоточные двигатели?
13. Какие типы ГТД используются во
вспомогательных силовых установках самолетов?
14. Какие элементы входят в состав силовой
установки самолета?
15. В чем основной вклад в авиационное дви-
гателестроение Б.С. Стечкина?
16. К какому типу ГТД относится двигатель,
разработанный Ф. Уиттлом?
17. Как назывался первый серийно
выпускавшийся в Германии авиационный ГТД?
18. ГТД какого типа используются для
привода электрогенераторов?
19. В чем основная особенность ГТД для
привода электрогенераторов?
20. В чем состоят различия между
стационарными ГТД и конвертированными авиационными
ГТД при их использовании в наземных
установках?
1.5. Англо-русский словарь-минимум
[air] inlet - воздухозаборник
aeroderivative gas turbine - ГТД наземного применения,
конвертированный из АД
augmentor - форсажная камера
auxiliary power unit (APU) - вспомогательная силовая установка
booster — подпорные ступени
combustor - камера сгорания
compressor - компрессор
engine - двигатель
air-breathing e. - воздушно-реактивный д.
combustion e. - ГТД наземного применения
gas-turbine e. - газотурбинный д.
lift e. — подъемный д.
piston e. - поршневой д.
varied cycle e.- д. изменяемого цикла
exit nozzle - реактивное сопло
fan — вентилятор
fan duct - канал наружного контура
frame (industrial) gas turbine - стационарный ГТД
gas turbine - ГТД наземного и морского применения
gearbox - редуктор, коробка приводов
marine gas turbine - морской ГТД
mechanical drive - механический привод
mixer - смеситель
nacelle - мотогондола
power generating set - электроагрегат (на базе ГТД)
powerplant - силовая установка
ramjet - прямоточный двигатель
thrust reversor - реверс тяги
turbine - турбина
turbofan — двухконтурный двигатель (ТРДД)
turbojet - турбореактивный двигатель
turboprop - турбовинтовой двигатель
turbo-ramjet - турбопрямоточный двигатель
turboshaft - турбовальный двигатель
1.6. Список литературы
1.1. Техническая термодинамика / B.A. Кириллин [и др.]. -
M.: Энергоатомиздат, 1983.
1.2. Теория воздушно-реактивных двигателей /
C.M. Шляхтенко [идр.].-М.: Машиностроение, 1975.
1.3. Теория двухконтурных турбореактивных
двигателей / C.M. Шляхтенко [и др.]. - M.: Машиностроение,
1979.
1.4. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для
больших сверхзвуковых скоростей полета / Р.И. Курзинер. -
M.: Машиностроение, 1989.
1.5. КлячкинА.Л. Теория воздушно-реактивных
двигателей / А.Л.Клячкин. - M.: Машиностроение, 1969.
48

Глава 2
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ТРЕБОВАНИЯ К ГТД
2.1. Основы рабочего процесса ГТД
2.1.1. ГТД как тепловая машина
При определении эффективности
авиационного ГТД его необходимо оценивать с двух точек
зрения.
Во-первых, как и любой иной тепловой
двигатель, авиационный ГТД необходимо
рассматривать как машину, предназначенную для
преобразования выделяющейся в камере сго-
рания тепловой энергии в механическую
работу. В зависимости от типа авиационного ГТД
механическая работа получается в следующих
формах:
- в ТРД и ТРДД - в форме приращения
кинетической энергии струи рабочего тела
(воздуха и газа);
- в вертолетных ГТД - в виде работы на валу
турбины;
- в ТВД - в виде суммы работы на валу
и приращения кинетической энергии.
В этом случае эффективность авиационного
двигателя оценивается как эффективность теп-
ловой машины.
Во-вторых, авиационный ГТД необходимо
оценивать как средство преобразования полу-
ченной механической работы в полезную
работу силы тяги по перемещению летательного
аппарата. В этом случае эффективность двига-
тельной установки оценивается как
эффективность движителя.
Эффективность ГТД наземного и морского
применения, предназначенных для
производства мощности на выходном валу, может
оцениваться только как эффективность тепловой
машины.
При рассмотрении ГТД как тепловой машины
можно отвлечься от конкретного типа и назначе-
ния двигателя, так как в большинстве
рассмотренных выше схем ГТД реализуется одинаковый
термодинамический цикл, обычно называемый
простым газотурбинным циклом или циклом
Брайтона.
2.1.1.1. Простой газотурбинный цикл
Реальный простой газотурбинный цикл пока-
зан на рис. 2.1 в T-S диаграмме. В диаграмме на-
глядно отображаются работа цикла, подведенное
и отведенное тепло и внутрицикловые потери
(в процессах сжатия, расширения и течения
рабочего тела по тракту ГТД).
Простой цикл состоит из следующих термо-
динамических процессов (см. рис. 2.1):
- адиабатическое сжатие рабочего тела
(воздуха) ввоздухозаборнике (отрезок H-B на
диаграмме) ивкомпрессоре (отрезок B-K)
от атмосферного давления Рн до давления
P\ В авиационных ГТД при скорости полета
равной нулю (V = 0) и в наземных ГТД дина-
мическое сжатие в воздухозаборнике
отсутствует и весь процесс сжатия осуществляется
в компрессоре;
- подвод тепла при постоянном давлении
к потоку рабочего тела в камере сгорания
p*
-t Г
Т
Q
ТРД
ГРДД
■ТВД
вертолетные и
наземные ГТД
1 2
3 4
S
Рис. 2.1. Простой газотурбинный цикл в T-S диаграмме:
площадь 2КГ32 — тепло, подведенное топливом (Q{)
площадь 1HC41 -тепло, отведенное в атмосферу (Q2)',
площадь 1HK21 — потери работы в процессе сжатия;
площадь ЗГС42 - потери работы в процессе расширения.
Работа цикла = Qx - Q2 = площадь НКГСН -
— площадь 1HK21 — площадь ЗГС43
Примечание: при Vn = 0 точки В и H совпадают
49

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
^CC) за счет сгорания топлива (отрезок К-Г).
Фактически давление в КС несколько
снижается от Р*к до Р*т из-за гидравлических и теп-
ловых потерь;
- адиабатическое расширение продуктов
сгорания в турбине (отрезок Г-Т) и сопле
(T-C) от давления Р*т до атмосферного Рн.
Для вертолетных и наземных ГТД точки T
и С практически совпадают, так как
расширение газа в турбине происходит до ат-
мосферного давления;
- отвод тепла к внешнему источнику (в
атмосферу) при постоянном давлении Рн
(отрезок C-H).
Реальный газотурбинный цикл является разо-
мкнутым циклом - в дальнейшем выхлопные газы
не участвуют в периодически совершаемой работе
и не попадают на вход в двигатель. Цикл
осуществляется рабочим телом с переменной теплоемкос-
тью и химическим составом. Является переменным
и расход рабочего тела из-за добавки массы топлива
в камере сгорания во время цикла. Влияние на обь-
ем рабочего тела также оказывает система
вторичных потоков внутри ГТД.
Основными показателями цикла являются
удельная работа L фабота, отнесенная к 1 кг
уД
рабочего тела) и эффективный КПД Г|е, равный
отношению работы цикла L к количеству теп-
лоты Qv подведенному с топливом к камере сго-
pmnz:r[e = LJQv
Параметрами реального цикла,
определяющими уровень его показателей {L и Г|е), являют-
jr*>
ся температура газа перед турбиной (как правило,
используется температура перед первым
рабочим колесом - Г*СА), суммарная степень сжатия
(тг*Е), уровень аэродинамического совершенства
лопаточных машин и гидравлических потерь по
тракту, а также расход циклового воздуха на ox-
лаждение турбины.
Важнейшим параметром, определяющим
совершенство цикла и ГТД в целом как теплово-
го двигателя, является температура газа перед
турбиной. С увеличением температуры про-
порционально увеличивается удельная работа
цикла, а также повышается эффективный КПД.
Зависимость показателей цикла от степени
сжатия более сложная: с увеличением тг*Е удельная
работа и эффективный КПД цикла сначала
увеличиваются, а затем, достигнув максимума при
тг*Е = 7i*Sopt, снижаются. Оптимальная степень
сжатия по КПД значительно выше оптимальной
степени сжатия по удельной работе: 7i*Sopt > 7i*SoptL
(рис. 2.2).
Перечисленные выше особенности газотур-
бинного цикла определяют пути его
совершенствования, постоянно реализуемые на практике.
Для повышения удельной работы и
эффективного КПД в любом случае целесообразно иметь
максимально возможную температуру перед тур-
15 20 25 30 35 40 45 50 55 60
Степень сжатия
5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60
Степень сжатия
КПД умеренные;
КПД высокие
Рис. 2.2. Зависимость эффективного КПД простого цикла и удельной работы цикла
от суммарной степени сжатия, температуры газа перед турбиной и КПД узлов
50

2.1. ОсновырабочегопроцессаГТД
биной. Более высокая Т*СА помимо
непосредственного повышения L и Г|е позволяет
применять более высокую степень сжатия,
повышающую экономичность цикла.
Для любого типа ГТД повышение температу-
ры перед турбиной означает улучшение
удельных параметров двигателя:
- повышение удельной тяги ТРД и ТРДД;
- повышение удельной мощности и
экономичности ТВД, вертолетных ГТД,
наземных и морских ГТД;
- снижение удельной массы всех типов ГТД;
- повышение лобовой тяги ТРД и ТРДД.
Максимально достижимая температура (сте-
хиометрическая) определяется из условия полно-
го использования в процессе горения кислорода
воздуха (коэффициент избытка воздуха в камере
сгорания акс = 1). Для углеводородного топлива
эта температура зависит от температуры в конце
сжатия и составляет Г* = 2200.. .2800 К.
CAmax
Фактическая величина применяемых T*
V_/^i.
в современных ГТД ограничивается, в основном,
технологическими возможностями. Это -
свойства турбинных материалов, эффективность
систем охлаждения, атакже экономические и эко-
логические ограничения. Развитие авиационных
и наземных ГТД в части повышения Т*СА по годам
показано на рис. 2.3. Наибольшие температуры
Т*СА = 1850... 1870 К достигнуты на новейших
военных ТРДДФ игражданских ТРДД
сверхвысокой тяги G?взл > 40 тс), а также мощных
энергетических ГТД (Ne> 150 МВт), в основном
применяемых в ПГУ. У ТРДД меньшей размерности для
региональных и ближнемагистральных самолетов
параметры цикла (Т*СА и тг*к) относительно более
низкие - для снижения покупной цены двигателя
и затрат на техническое обслуживание.
В реализуемых в настоящее время в США
и Европе перспективных программах развития
авиационных ГТД (IHPTET, UEET, AMET)
разрабатываются технологии и испытываются
опытные двигатели, обеспечивающие работу с мак-
симальной температурой газа перед турбиной
T* =2000...2200K.
^A мах
Активное использование новейших
авиационных технологий в проектировании и производс-
(Прогр. "Перспект. концепции ГТД")
2400
2300
Ьсн 2200
<
g
-К
О
ю
n
<D
P-.
ё
cd
cd
а
g
s
£
2100
2000
1900
1800
1700
1600
1500
1400
1300
1200
1100
1000
Авиационные ГТД
\M88-2 1 Эт IHPTET
F119-100
Зэт1НРТЕТ
Стехиометр
AMET (Phasc2)-
м
2 эт I
PW4090
F
F404-RM12,
• •■20" PwaoM GE90
• *
F110-129* EJ20O#F414^OO
• F
M701G/
.
CF6-6D F101-100g
m F404^400* • 4Ъ
CF6-80C2*,
F110-100
>F100-220
00-229
100-229IPE +
• V2530A5MS9000H
l-I,..- • P>G7231FB
WCFM56^C4 л
1ПС-90А
TF39
900
СЯ{*Д56-5С2
CF6^0A F100-100
M53-2
Д-30 I сер.
Д-30 КУ/КП
PW2037 CFM56.5A1 LM6QOC*PG7221FA
PG7231FA PG7241FA
^H~
M53
■P2
PG7191F 5OlF_L_
Cyclone
M53-5 LM5000
W501D5 •
LM1600
•
W215B12
W501B, ST6L-813
ATAft 9K50 *W2115B2
Centaur40
W215B10
Tornado Centaur50
• FT8
Typhoon
Trent
Tempest1™^
• •
ф Titan130
rry-12npcfl,,B
ГТУ-25П
GT35
TB5000
HK-12CT
Saturn20
HK-16C1
\
AMET(Phase
Наземные ГТ£
и
2400
2300
2200
2100
2000
1900
1800
1700
1600
1500
1400
1300
1200
1100
1000
900
1965
1970
1975
1980
1985
1990 1995
Год
2000
2005
2010
2015
Рис. 2.3. Эволюция температуры газа перед турбиной
51

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
тве наземных ГТД, а также реализация сложных
систем охлаждения турбины с использованием
теплообменников и водяного пара в качестве ox-
ладителя позволило наземным ГТД постепенно
преодолеть технологическое отставание от
авиадвигателей. Новейшие модели мощных
энергетических ГТД достигли рабочей температуры газа
перед турбиной Г*СА=1700...1800К. При этом
ресурс наиболее нагруженных деталей турбины
составляет не менее 25 000 часов.
Как указывалось, повышение Т*СА позволяет
применять более высокие степени сжатия, опти-
мальные значения которых увеличиваются с
ростом Т*СА. В связи с этим, одновременное
повышение температуры перед турбиной и степени сжатия
является наиболее эффективным способом
повышения КПД и удельной работы цикла. На рис. 2.4
показана такая зависимость КПД простого цикла
от к\ и Г*СА, рассчитанная для наземных ГТД.
Здесь же показана статистическая зависимость
эффективного КПД реальных промышленных
ГТД от степени сжатия. Необходимо иметь в виду,
что обычно ГТД с более высокими тг*Е имеют
и более высокие Т*СА. Степень сжатия
компрессора в современных наземных ГТД простого цикла
тг*к = ЗО...35. Вавиационных же двигателях
тг*к = 40.. .45 и имеет тенденцию к дальнейшему
повышению.
Выбор оптимальной степени сжатия ГТД
зависит от назначения двигателя, режимов
эксплуатации, размерности. Например, высокая степень
сжатия приводит к уменьшению размеров
проточной части последних ступеней компрессора
и первых ступеней турбины. А это
неблагоприятно сказывается на КПД этих узлов, и выигрыш
КПД цикла от повышения тг*Е может быть сведён
на нет уменьшением КПД компрессора и
турбины. Поэтому, как правило, более высокие тг*Е
применяются в ГТД больших размерностей.
Выбор степени сжатия является одной из
задач оптимизации параметров ГТД с целью
обеспечения наилучших характеристик двигателя
и объекта его применения (летательного
аппарата, промышленного оборудования,
электростанции и т.д.) при минимальной стоимости
жизненного цикла.
Значительным резервом для
совершенствования цикла и улучшения параметров ГТД является
снижение внутрицикловых потерь - повышение
КПД лопаточных машин, снижение потерь и
утечек по тракту ГТД и расхода воздуха на
охлаждение. В настоящее время благодаря развитию
методик трехмерного моделирования процессов
в узлах ГТД достигнут значительный прогресс
в повышении их характеристик.
2.1.1.2. Применение сложных
циклов в ГТД
Рассмотренные выше направления
совершенствования простого цикла ограничиваются
технологическими возможностями,
имеющимися в данный момент времени. Другим
возможным направлением улучшения характеристик
ГТД является применение усложненных схем для
реализации так называемых сложных циклов.
Обычно сложным циклом называют цикл ГТД,
содержащий дополнительные
термодинамические процессы, не входящие в простой цикл:
- промежуточный подогрев в процессе
расширения,
- промежуточное охлаждение в процессе
сжатия,
- утилизация тепла выхлопных газов,
- увлажнение циклового воздуха и др.
Утилизация отводимого из цикла тепла может
быть реализована различными способами:
- подогревом выхлопными газами циклово-
го воздуха перед камерой сгорания
(регенеративный цикл);
- производством перегретого пара высокого
давления и впрыском его в камеру
сгорания и турбину ГТД (цикл STIG) или
срабатыванием пара в отдельной паровой
турбине (комбинированный парогазовый цикл);
- использованием тепла выхлопных газов
для повышения теплотворной
способности топлива (химическая регенерация);
- утилизацией тепла выхлопных газов в
дополнительном утилизационном цикле
(воздушном или с использованием низкокипя-
щей жидкости).
Для значительного улучшения характеристик
ГТД перечисленные процессы и способы
утилизации тепла могут применяться в различных
сочетаниях.
Поскольку в наземных и морских ГТД нет
характерных для авиадвигателей жестких
ограничений по габаритам и массе, то для таких ГТУ
сложные циклы используются чаще. В
авиационных ГТД для повышения тяги широко
применяется цикл с промежуточным подогревом
в процессе расширения (цикл ТРДФ и ТРДДФ).
Дополнительный теплоподвод после
расширения газа в турбине осуществляется в форсаж-
52

2.1. ОсновырабочегопроцессаГТД
ной камере (ФК), где рабочее тело
подогревается до температуры Г*ф=2000...2200 К (при
ocs = l,l...l,2). Промежуточный подогрев
значительно повышает работу цикла и,
соответственно, скорость истечения газов из сопла, удельную
тягу двигателя (в 1,5.. .2 раза).
Однако КПД цикла существенно снижается
из-за подвода дополнительного тепла при бо-
лее низком давлении. Удельный же расход топ-
лива двигателя значительно увеличивается как
вследствие ухудшения КПД цикла, так и из-за
снижения полетного КПД (увеличения скорости
истечения). Из-за низкой экономичности
форсажный режим обычно используется в критических
условиях эксплуатации - на взлете (для
сокращения длины ВПП), для ускоренного разгона ca-
молета, для преодоления звукового барьера и т.д.
Применения форсажа в сверхзвуковом крейсерс-
ком полете обычно стремятся избежать из-за зна-
чительного снижения дальности полета.
В 1940-1960-х гг. были созданы опытные
образцы ТВД с регенератором. Этим применение
регенеративного цикла в авиационных ГТД ог-
раничилось и не получило дальнейшего развития
по причине значительного веса и габаритов теп-
лообменника и его низкой надежности. Однако
в настоящее время вновь проявляется интерес
к применению регенерации тепла. Так, в рамках
европейской программы CLEAN
прорабатываются перспективные ТВД и ТРДД с
рекуператором (в ТРДД - в сочетании с промежуточным
охлаждением).
В наземных ГТД регенеративный цикл при-
меняется достаточно широко. Утилизация теп-
ла осуществляется в теплообменниках-рекупе-
раторах и позволяет повысить КПД цикла на
20...30% (относительных.). При этом удельная
работа несколько снижается из-за
гидравлических потерь в рекуператоре. Очевидно, что реге-
нерация тепла возможна, если температура вы-
хлопных газов существенно выше температуры
воздуха за компрессором, т.е. при небольшой
степени сжатия тг*к = 4... 10.
В настоящее времярегенеративный цикл исполь-
зуется в ГТД небольшой размерности (мощностью
до ~16 МВт) и в микротурбинах, для которых при-
менение высокой степени сжатия ограничивается
малой размерностью лопаточных машин.
Энергетические наземные ГТД широко ис-
пользуются в составе ПГУ в комбинированном
парогазовом цикле, который является
комбинацией простого газотурбинного цикла и парового
цикла Ренкина. В ПГУ тепло выхлопных газов
ГТД используется в котле-утилизаторе для
производства перегретого пара и выработки дополни-
тельной мощности в конденсационной паровой
турбине. Увеличение мощности и КПД установки
составляет ~50 %.
Уровень КПД современных ПГУ,
базирующихся на ГТД с высокими параметрами цикла
(ГСА= 1600...1700 К, тг*к= 16...23) достигает
58...60%.
Достаточно часто в энергетических ГТД ис-
пользуется также цикл с впрыском пара в
камеру сгорания и турбину (цикл STIG). В отличие от
ПГУ в этом случае нет необходимости в паровой
турбине, поэтому установки с впрыском пара
значительно проще и дешевле. Однако и прирост
мощности и КПД в таких установках меньше,
чем в ПГУ. Очевидным недостатком цикла
является потеря большого количества специально
подготовленной воды (парогазовая смесь после
расширения в турбине и охлаждения в котле
выбрасывается в атмосферу).
Цикл с промежуточным подогревом в назем-
ных ГТД имеет ограниченное применение из-за
отрицательного влияния на эффективный КПД.
Такой цикл в настоящее время используется
только в энергетических ГТД GT24 и GT26
фирмы Alstom. Эти ГТД предназначены для работы
в составе ПГУ и имеют мощность180 и 260 МВт.
В ГТД имеется вторая камера сгорания,
расположенная после первой ступени пятиступенчатой
турбины. Для компенсации снижения КПД цикла
в GT24 и GT26 применена повышенная степень
сжатия тг* = 30.. .32.
к
В наземных ГТД используются также циклы:
- с промежуточным охлаждением;
- с промежуточным охлаждением и
промежуточным подогревом;
- с промежуточным охлаждением и
регенерацией;
- с промежуточным охлаждением,
промежуточным подогревом и регенерацией;
- с впрыском пара в камеру сгорания с
последующим его извлечением на выхлопе при по-
мощи контактного конденсатора;
- циклы с увлажнением воздуха и др.
Однако реализующие перечисленные циклы
установки не нашли пока широкого применения
и являются либо опытными образцами, либо вы-
пущены небольшой серией.
В рамках зарубежных программ развития
энергетики прорабатываются перспективные yc-
53

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
тановки, объединяющие ГТД сложных циклов
с различными технологическими процессами.
Но данные установки, по сути, уже не являются
ГТД в классическом его понимании, а представ-
ляют собой сложные технологические системы
по совместному производству различных видов
энергии (электрической, механической,
тепловой, холода) и химических продуктов,
экологически чистые и безотходные.
2.1.2. Авиационный ГТД
как движитель
При реализации термодинамического цикла
авиационного ГТД получается механическая
работа. Она должна быть преобразована в
полезную работу силы тяги, с помощью которой
осуществляется движение летательного аппарата.
Как отмечалось выше, ТРД и ТРДД относятся
к двигателям прямой реакции - они
одновременно выполняют функции двигателя и движителя.
У этих двигателей нет специального устройства
(движителя), который преобразует эффективную
мощность реактивной струи в работу силы тяги.
Для получения достаточной тяги необходимо
иметь избыток скорости истечения из сопла Wc
над скоростью полета V. Однако этот же
избыток скорости обуславливает потерю части
кинетической энергии. Совершенство ТРД и ТРДД
как движителя характеризует полетный КПД,
равный отношению тяговой мощности NTsr к
располагаемой эффективной мощности N.
расп*
N.
Лп =
тяг
RV,
n
N.
расп
V.
W
GT — -G3
г 2 в 2
н
где R - тяга, H;
Gr - массовый расход газа на срезе сопла, кг/с;
GB - массовый расход воздуха на входе в дви-
гатель, кг/с;
Wc - скорость истечения из сопла, м/с;
Vn - скорость полета, м/с.
Упрощенное выражение полетного КПД
впервые получено Б.С. Стечкиным. Оно справедливо
для любого ВРД с одним воздухозаборным
устройством и одним реактивным соплом и имеет вид
Лп =
2(VJWJ
14VJWJ
Основной особенностью полетногоКПДявля-
ется его падение с увеличением скорости
истечения из сопла. Причиной такого падения является
рост абсолютной скорости отброса рабочего тела
W-V^ и увеличение потерь энергии с выходной
скоростью. Поэтому применение одноконтурных
ТРД с высокой свободной энергией (с высокими
параметрами цикла) при дозвуковых скоростях
полета невыгодно. В этом случае высокое
значение эффективного КПД цикла сочетается с низ-
ким полетным КПД. В то же время повышение
полетного КПД путем снижения скорости
истечения из ТРД не дает эффекта, поскольку падает
КПД цикла.
В ТРДД наличие наружного контура
позволяет при высоких параметрах цикла снизить
скорости истечения за счет увеличения расхода
воздуха и сочетать высокий КПД цикла с высоким
полетным КПД. Это обуславливает значительное
снижение удельного расхода топлива, что и
является одним из важнейших свойств и преиму-
ществТРДД[2.1].
В авиационных ГТД непрямой реакции (ТВД
и вертолетных ГТД) основным движителем
является винт, поэтому полетный КПД практически
равен КПД винта:
Лп= Лв
2.1.3. Полный КПД и топливная
эффективность (экономичность) ГТД
Для авиационной СУ с ГТД общая
эффективность преобразования химической энергии
топлива в полезную работу передвижения ЛА
определяется полным (или общим) КПД Г|0. Полный
КПД равен произведению эффективного КПД
цикла и полетного КПД:
Ло= ЛеЛп-
Величина полного КПД определяет удельный
расход топлива СУ, т.е. её экономичность. Удельный
расход топлива определяется по следующим фор-
мулам.
Для ТРД и ТРДД удельный расход топлива на
единицу тяги, кг/кН-ч:
f~i
т час
D '
Fn3600
/;
R Ло(Я„+^/2)
При F< 1000 м/с
Q =
Гп3600
чпн
10 и
54

2.2. Параметры ГТД
Для ТВД удельный расход топлива на
единицу эквивалентной мощности, кг/кВт-ч
s~i
r^ тчас
N.
экв
г|в3600
ЪоНи
где GT4ac - часовой расход топлива, кг/ч;
Ни - низшая тегшота сгорания топлива, кДж/кг;
Vn - скорость полета, м/с;
Жжв-эквивалентная мощность ТВД (сумма
мощности на валу винта и условной
мощности, развиваемой за счет прямой
реакции двигателя), кВт;
R - тяга, кН.
Заметим, что удельный расход топлива ТРД
и ТРДД зависит не только от общего КПД, но
и от скорости полета. Для ТВД зависимость эко-
номичности от скорости полета проявляется не-
явно - через КПД винта.
Для авиационных ГТД зависимость удельно-
го расхода топлива от эффективного и полетного
КПД, а также от температуры газа перед
турбиной вусловиях H= 11 км, M=0,8 показана на
рис. 2.4 и 2.5.
Для наземных ГТД окончательным полезным
эффектом является мощность на выходном валу.
Поэтому экономичность наземных ГТД
оценивается эффективным КПД Г|е, а удельный расход
топлива определяется (кг/кВт-ч):
3600
C =
nA
2.2. Параметры ГТД
2.2.1. Основные параметры
авиационных ГТД
Параметры, характеризующие ГТД, можно
разделить на две группы.
Первая группа - это параметры,
выражающиеся абсолютной величиной и зависящие от
размерности двигателя. Важнейшие из них:
- реактивная тяга- для двигателей прямой
реакции (ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ),
- мощность на выходном валу- для ГТД
непрямой реакции (ТВД и вертолетных ГТД);
- расход топлива;
- расход воздуха на входе в двигатель;
- сухая масса;
- габаритные размеры.
1,8
1,6
а
* 1,4
*
d
w
S
м 1,2
^^
n 1-0
i
3 0.8
* Лш^
JQ
X
JZ
о
£
0.4
0.2
\
\
\
vNg
\n._30%
iX40 %
50%4
0j42)
предел по r|
40
50 60 70 80 90
Полетный КПД, %
100
Рис. 2.4. Зависимость удельного расхода топлива
от эффективного (r|) и полетного КПД
кД
Я
й s
к «
g н
й 8
X
&
о
6ч
03
* &
ё ^
И
S
в
§
S x
Н >>
к ff
О ^
L2
F
Iй
^-1
W n ^^
ад с0^э
| J0.50
§ g0,45
1 d0.40
Я C3
| ^O>35
§0,30
1000
s
й
у
t^
h
я
о
J3
я
о
с
1400 1800 2200
Температура газа, К
Рис. 2.5. Теоретически достижимые минимальные
значения удельных расходов топлива в зависимости
от температуры газа перед турбиной
55

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
Тяга, мощность, расход топлива и расход
воздуха зависят от многих факторов: режима
работы ГТД, скорости и высоты полета, атмосфер-
ных условий, принятой программы
регулирования. Поэтому эти параметры обычно
указываются при стандартных атмосферных условиях для
основных важнейших режимов и условий по-
лета - на взлетном режиме при H = 0 и Мп = 0
и в высотно-скоростных условиях, наиболее
характерных для конкретного типа ГТД.
Например, для ТРДД магистральных граж-
данских и военно-транспортных самолетов это,
как правило, режим набора высоты (номиналь-
ный) и максимальный крейсерский режим на
высоте H= 11 км при скорости полета,
соответствующей числу Мп = 0,8 (Vn = 850 км/ч), а также
максимальный режим при H=0 при скорости
отрыва самолета от ВПП (Мп = 0,2.. .0,25).
Для военных ТРДФ и ТРДДФ в земных
условиях обычно указываются параметры на взлет-
ном режиме, как без использования форсажа,
так и с включенной ФК (полный форсаж).
В зависимости от назначения двигателя
величина тяги и мощность авиационных ГТД фазмер-
ностьдвигателя)изменяются в широкихпределах.
Они определяют расход воздуха, расход топлива,
габаритные размеры и массу ГТД. Указанные
абсолютные параметры используются при
проектировании летательного аппарата для определения
его летно-технических характеристик.
Тяга современных ТРД и ТРДД изменяется
вшироких пределах - от нескольких килонью-
тонов до нескольких сотен килоньютонов. В
настоящее время максимальная тяга достигнута на
ТРДД GE90-115B фирмы General Electric (GE).
Этот двигатель предназначен для двухдвигатель-
ного дальнемагистрального самолета Boeing 777.
Во времяиспытанийдвигательразвивалтягу569 кН
E8000 кгс) при сертификационной взлетной тяге
512кН E2200ктс). Среди форсажных двигателей
наибольшую взлетную тяту7?ф = 245 кН B5000 ктс)
имеет ТРДДФ HK-32, разработанный в СССР в КБ
«Труд» (в настоящее время - ОАО «СНТК имени
Н.Д. Кузнецова», г. Самара) и применяемый на
стратегическом бомбардировщике ТУ-160.
Мощность современных ТВД и вертолетных
ГТД составляет от нескольких сотен до
нескольких тысяч киловатт. Максимальную мощность
Ne = 11030 кВт A5000 л.с.) имеет двигатель HK-
12 самарского КБ «Труд» для самолетов ТУ-95,
ТУ-114, AH-22. Двигатель прошел
государственные испытания в 1956 г. и в течение полувекаяв-
ляется рекордсменом-долгожителем, продолжая
эксплуатацию на стратегическом
бомбардировщике ТУ-95 и военно-транспортном самолете AH-22.
Наиболее мощным вертолетным ГТД является
двигатель Д-136 мощностью 8400 кВт A1400л.с),
созданный в СССР в КБ «Прогресс» (г. Запорожье,
ныне Украина) для тяжелых вертолетов МИ-26.
Столь широкий диапазон тяги и мощности ГТД
обуславливаетзначительныеразличия в
конструкции и параметрах двигателей в зависимости от их
размерности. Поэтому при анализе
конструктивных особенностей и параметров ГТД обычно yc-
ловно делят на классы тяги или мощности (более
узкие диапазоны). Входящие в один класс двига-
тели имеют относительно близкую размерность
и, соответственно, значительно большую общность
параметров и конструктивных решений. Это
позволяет более объективно оценивать и сравнивать сте-
пень совершенства ГТД и его отдельных узлов.
Например, для современных гражданских
ТРДД можно условно выделить следующие
классы тяги:
- 1О...ЗОкН (~1000...3000кгс)- ТРДД для
небольших служебных и региональных ca-
молетов;
- ЗО...6ОкН C000...6000кгс)- ТРДД для
двухдвигательных дальних служебных ca-
молетов и для региональных самолетов
вместимостью 50-70 пассажиров;
- 6О...9ОкН F000...9000кгс)-ТРДД для
двухдвигательных региональных самоле-
тов вместимостью 70-120 пассажиров;
- 9О...14ОкН (9000...14000кгс)-ТРДД для
двухдвигательных ближне- и среднемагист-
ральных самолетов вместимостью 120-180
пассажиров;
- 140...200кН A4000...20000кгс)- ТРДД
для двухдвигательных ближне- и средне-
магистральных самолетов вместимостью
180-250 пассажировидля четырехдвига-
тельных дальнемагистральных самолетов
вместимостью 300-350 пассажиров;
- 200...350кН B0000...35000кгс) ТРДД
для двухдвигательных ближне- и средне-
магистральных самолетов вместимостью
200-300 пассажиров и для четырехдвига-
тельных дальнемагистральных самолетов
вместимостью 350-600 пассажиров;
- свыше 350кН (>35000кгс)- ТРДД для
двухдвигательных дальнемагистральных
самолетов вместимостью свыше 300
пассажиров.
56

2.2. Параметры ГТД
Для военных ТРД (Ф) и ТРДД (Ф) можно
выделить следующие классы тяги:
- до 10 кН (< 1000 кгс) - малоразмерные
ТРД и ТРДД для летающих мишеней, кры-
латых ракет, беспилотных ЛА;
- 1О...5ОкН AООО...5ОООкгс)- двигатели
для учебно-тренировочных самолетов, лег-
ких истребителей и ударных самолетов;
- 50.. .150 кН E000.. .15000 кгс) - двигатели
для средних и тяжелых одно- и двухдви-
гательных боевых самолетов
(истребители и ударные самолеты);
- свыше 150 кН (> 15000 кгс) - для тяжелых
истребителей и ударных самолетов с
высокой тяговооруженностью, а также
сверхзвуковых тяжелых стратегических
бомбардировщиков.
ТВД и вертолетные ГТД можно условно
разделить на двигатели малой (< 1000 кВт), средней
AООО...ЗОООкВт) ивысокой (> 3000кВт) мощ-
ности. ГТД малой мощности применяются на
легких турбовинтовых самолетах и вертолетах
(служебных и частных). ГТД средней мощности
применяются на транспортных и пассажирских
двух- и четырехдвигательных турбовинтовых
самолетах и вертолетах среднего класса.
ГТД высокой мощности применяются на
тяжелых транспортных самолетах и
бомбардировщиках (AH-22, Ty-95) и тяжелых вертолетах
(МИ-26).
Необходимо отметить, что такое деление дви-
гателейнаклассыноситусловныйхарактер. В
зависимости от конкретных целей сравнения и
анализа классы тяги и мощности ГТД могут быть
сужены или расширены.
Расход воздуха современных авиационных
ГТД изменяется в широких пределах: от ~1 кг/с
в вертолетных и самолетных ГТД малой
мощности до ~1500кг/свмощных ТРДДсвысокой
степенью двухконтурности.
Для сравнительной оценки уровня технического
совершенства ГТД используются удельные
параметры, не зависящие от размерности двигателя:
- удельная тяга R^ - отношение тяги ТРД (Ф)
и ТРДД (Ф) к расходу воздуха (R^ = R/GJ;
- удельная мощность 7V - отношение мощ-
jAK
ности на валу ТВД или вертолетных ГТД
к расходу воздуха (N^ = NJ GB);
- удельный расход топлива- отношение
часового расхода топлива к тяге или
мощности (доя ТРДиТРДД CR = GJR, доя
ТВД и вертолетных ГТД Се = GJNe);
- удельная масса у - отношение сухой мас-
сы к тяге или мощности (для ТРД и ТРДД
у = Мдв/7?, для ТВД и вертолетных ГТД
у = MJN^. B зарубежной литературе
часто используется обратная величина-
отношение тяги к массе;
- лобовая тяга 7?лоб - отношение тяги к пло-
щади входа в двигатель G?лоб = R/FBJ.
Удельной тягой и мощностью G?^, JVJ назы-
jAK jAK
вают тягу или мощность, получаемую с одного
килограмма расхода воздуха через двигатель. При
заданной тяге или мощности повышение
удельных показателей означает снижение потребного
расхода воздуха через двигатель и, как следствие,
уменьшение габаритов и массы ГТД.
К настоящему времени на военных ТРДДФ
с низкой степенью двухконтурности (m = 0,25.. .0,5)
достигнута наибольшая величина удельной тяги.
Она составляет 12О...13ОдШкт/сиимеет
тенденцию к дальнейшему увеличению в
перспективных проектах. Высокая удельная тяга для
современных военных двигателей помимо снижения
массы и габаритов обеспечивает возможность
сверхзвукового крейсерского полета без
включения форсажной камеры.
Удельная тяга гражданских ТРДД имеет
тенденцию к некоторому снижению, даже несмотря
на рост температуры газа перед турбиной. Это
является следствием постоянного повышения
степени двухконтурности (расхода воздуха) для
улучшения экономичности и снижения шума.
Совершенствование цикла ГТД -
повышение Г*г, тг*к, аэродинамической эффективности
узлов - позволяет на современных самолетных
и вертолетных двигателях достигать удельной
мощности N = 300.. .350 кВт/кг/с. И эта вели-
jr*>
чина не является предельной.
Удельный расход топлива (CV) характеризует
топливную эффективность (экономичность) ГТД.
Для современных гражданских ТРДД в условиях
крейсерского полета степень двухконтурности
m = 1.. .2,5. Новейшие ТРДД с высокой и
сверхвысокой степенью двухконтурности (m = 5...16)
имеют удельный расход топлива 0,6.. .0,5 кт/дН-ч.
На рис. 2.6 показана зависимость удельного расхода
топлива от уровня тяги доя современных ТРДД.
Удельный расход топлива современных ТВД
и вертолетных ГТД (Се) составляет:
- 0,25...0,3 кг/кВт-ч для ГТД мощностью бо-
лее 1000 кВт;
- 0,3.. .0,35 кг/кВт-ч для ГТД малой мощности
доЮООкВт.
57

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
oo
о
СИ
К
топ
о
II
5
-—•*
^^*
II
* %
8 s
x s*i
о ™
сЗ W
а сь
-s >g
з _
Днн
- О
| &
Si ^
5 iS
r^> D
&
0,63
0,62
0,61
0,60
0,59
0,58
0,57
0,56
0,55
0,54
0,53
0,52
0,51
0,50
RB211-535E4
CFM56-5B
PW6000 а*
CFM56*A
CFM*6-5A3
ЛС-90А
V2500-A1
ПС-90А12
w^V25P0-A5
~Z
О
\ I I
- двигатели, сертифицированные в 1980-1989-х гг.
- двигатели, сертифицированные в 1990 1999-х гг.
- двигатели, сертифицированные после 2000 гг.
- проекты
-18T
PW4052
PW2000
CF6-80C2
ПС-12
О
=M56-5C
PW4168
PW4084
PW4090
W4098
TRENT 500
TRENT 800
GE90-76B/98B
TRENT 900
GE90-11iB
5000 10000 15000 20000 25000 30000 35000 40000 45000 50000 55000
Взлетная тяга, кг с
Рис. 2.6. Зависимость удельного расхода топлива от уровня тяги для современных ТРДД
Снижение удельного расхода топлива
значительно уменьшает прямые эксплуатационные
расходы и позволяет увеличить дальность полета
воздушных судов. Поэтому улучшение экономичности
гражданских ТРДЦ, ТВД и вертолетных ГТД -
важнейшее направление их совершенствования.
Для военных ТРД (Ф) и ТРДД (Ф)
экономичность также является важным фактором, во мно-
гом определяющим радиус боевого действия и
стоимость жизненного цикла двигателя. Для
данного типа двигателей стремление к повышению
удельной тяги входит в противоречие с
необходимостью снижения удельного расхода топлива.
Поэтому при выборе параметров военных ТРДД,
особенно предназначенных для многорежимных
самолетов, ищется оптимальный компромисс,
который бы удовлетворял требованиям высоких
тяговых характеристик и приемлемой
экономичности.
Сочетание высокой удельной тяги на
сверхзвуковых режимах и низкого удельного расхода
топлива на дозвуковых крейсерских режимах
может быть обеспечено применением различных
схем двигателей с изменяемым циклом (ДИЦ).
Такие двигатели обеспечивают оптимальное
изменение степени двухконтурности и степени
сжатия на различных режимах.
Удельная масса ТТДявляется комплексным по-
казателем, который характеризует параметрическое,
конструктивное и технологическое совершенство
ГТД. При проектировании ГТД, его узлов и атрега-
тов применяются различные способы,
направленные на снижение удельной массы.
Основные из этих способов:
- совершенствование цикла ГТД-
повышение параметров, снижение внутрицикловых
потерь, применение сложных циклов
позволяют увеличить удельную работу цикла
и при заданной тяге снизить потребный
расход воздуха через ГТД, а значит, и его
размерность;
- аэродинамическое и конструктивное
совершенствование основных узлов ГТД -
увеличение аэродинамической нагрузки ступеней
компрессора и турбины, а также
конструктивные и схемные мероприятия позволяют
снизить число ступеней и, следовательно,
снизить массу;
- современные конструкционные
материалы -применениеболеежаропрочных, с
высокими механическими свойствами, в том
числе композиционных материалов, как
в «горячих», так и в «холодных» узлах ГТД,
58

2.2. Параметры ГТД
позволяет снизить массу основных деталей
ротора и статора при сохранении запасов
длительной и циклической прочности;
- применение перспективных технологий
изготовления - моноколеса типа «blisk»
и «bling», передовые методы сварки
роторов и корпусов, термозащитные покрытия
деталей, наиболее подверженных
воздействию высоких температур, и др.
Более детально эти способы снижения мас-
сы будут рассмотрены в разделах, посвященных
проектированию основных узлов ГТД.
Отметим, что удельная масса авиационного
ГТД зависит от его размерности - тяги или
мощности. Это объясняется следующим. При
сохранении геометрического подобия, механической
напряженности и температурного состояния масса
двигателя должна была бы зависеть от куба диа-
метра, например диаметра на входе в
компрессор. По зависимости, близкой к кубической,
изменяются, например, массы роторов ГТД. Однако
для таких деталей, как корпуса, сопла, входные
устройства, агрегаты с коммуникациями,
зависимость массы от диаметра ближе к квадратичной.
Поэтому масса двигателя Мдв пропорциональна
диаметру D в степени щ где 2 < n < 3. Для
оценочных расчетов можно принимать n = 2,6, т.е.
Мт~&'6.
Тяга двигателя R пропорциональна расходу
воздуха GB, который, в свою очередь, зависит от
площади на входе в компрессор, т.е. от квадрата
диаметра: R~ GB~D2. Тогда удельная масса ГТД
может быть выражена как
Y =
M Dn
R D
2 •
Поскольку n > 2, то при уменьшении D фаз-
мерности двигателя) у тоже уменьшается.
Однако это утверждение справедливо
лишь до некоторой предельной тяги, примерно
равной ЮкН (ЮООкгс). При дальнейшем
снижении тяги удельная масса будет возрастать, так
как размеры значительного количества деталей
при малой размерности ГТД определяются уже
не условиями их нагрузки, атехнологическими
возможностями [2.2].
Таким образом, чтобы корректно сравнить
удельные массы различных двигателей для
оценки их совершенства, сравнение необходимо
проводить для ГТД близкого класса тяги
(мощности), одного типа и назначения.
Удельная масса современных гражданских
ТРДД находитсявпределах 0,16...0,21. Для
военных ТРДДФ - в пределах 0,1.. .0,15. В
перспективных программах планируется снижение
удельной массы ТРДДФ до значений 0,05.. .0,08.
Лобовой тягой называют тягу, которую
можно получить с единицы A м2) входного сечения
ГТД. Лобовая тяга характеризует возможность
получения заданной тяги при габаритных
ограничениях максимального диаметра двигателя.
При фиксированном диаметре на входе в
компрессор лобовую тягу можно повысить за счет
увеличения удельной тяги или
производительности компрессора фасхода воздуха). Повышения
расхода воздуха можно достичь увеличением
скорости воздуха на входе в компрессор, а
также уменьшением втулочного диаметра на входе
в компрессор.
В однотипных двигателях увеличение лобо-
вой тяги также косвенно говорит об улучшении
их весовых характеристик.
2.2.2. Основные параметры
наземных и морских приводных ГТД
В отличие от авиационных двигателей в на-
земных и морских ГТД свободная энергия
полностью срабатывается на турбине и передается
потребителю в виде механической работы на
выходном валу двигателя. По способу
использования свободной энергии наиболее близким
авиационным аналогом для наземных и морских ГТД
является вертолетный ГТД.
К основным параметрам наземных и морских
ГТД относятся эффективная мощность и
эффективный КПД на выходном валу. Также
важными параметрами являются расход воздуха,
расход и температура газов, располагаемая
тепловая мощность на выходе, расход топлива. Эти
параметры используются при проектировании
ГТУ и объектов применения ГТД.
Масса и габариты для наземных и морских
ГТД имеют второстепенное значение. Исключение
составляюттранспортныеГТД, в томчисле и
морские, используемые для привода судовых
движителей. Для транспортных двигателей габариты
(обьем) имеют важное значение, поскольку
пространство для их размещения на объектах
применения зачастую ограничено.
Параметры ГТД обычно даются в
стандартных условиях ISO 2314:
- температура атмосферного воздуха +15 °С;
- давление атмосферного воздуха 760 мм рг.сх;
59

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
- относительная влажность воздуха 60 %;
- без учета потерь давления во всасывающем
и выхлопном устройствах объекта приме-
нения ГТД;
- с учетом потерь на входе и выходе
собственно ГТД - во входном корпусе компрес-
copa и выходном тракте ГТД за турбиной,
включающем стойки задней опоры,
диффузор и улитку.
Мощность наземных и морских ГТД
изменяется в широких пределах - от десятков киловатт
в микротурбинах до сотен мегаватт в крупных
стационарных энергетических ГТД. К
настоящему времени создано множество моделей ГТД,
достаточно равномерно заполняющих мощностной
ряд от 30 кВт до 350000 кВт C50 МВт).
Мощностной ряд ГТД можно условно
разделить на четыре класса:
- микротурбины - имеют мощность 30 кВт
до 250 кВт, применяются обычно в
составе автономных энергоагрегатов для
выработки электроэнергии или совместного
производства электрической, тепловой
энергии и в ряде случаев для
производства холода;
- ГТД малой мощности - от 250 кВт до
10 МВт, для механического и морского
привода, привода электрогенератороввсоставе
ГТЭС простого циклаивкогенерационных
установках для совместного производства
электрической и тепловой энергии;
- ГТД средней мощности- от 10МВт до
60 МВт для механического и морского
привода, в составе ГТЭС простого и
комбинированного парогазового цикла и в когенера-
ционных установках;
- ГТДбольшоймощности -от60до350 МВт,
используются в составе ГТЭС
комбинированного парогазового цикла и в коге-
нерационных установках; значительно
реже - в простом цикле.
Важнейшими уделышми параметпрамщ
определяющими степень технического совершенства
наземных и морских ГТД, являются удельная мощ-
ность и эффективный КПД на выходном валу.
Удельная мощность (аналогично ТВД и вер-
толетным ГТД) представляет собой мощность,
приходящуюся на единицу A кг/с) расхода
воздуха GB, и численно равна удельной работе цикла
(кДжЛсг), кВт/кг/с.
*fy,r NJ G_.
Современные наземные и морские ГТД посто-
янно развиваются в сторону повышения удельной
мощности за счет увеличения температуры газа
перед турбиной, совершенствования аэродинами-
ки лопаточных машин и систем охлаждения. В
настоящее время особенно значителен прогресс в по-
вышении параметров мощных одновальных
энергетических ГТД. Это объясняется интенсивным
заимствованием авиационных технологий в
области трехмерной аэродинамики, применением
многослойных теплозащитных покрытий (ТЗП)
и эффективных систем охлаждения турбины,
использованием теплообменников для снижения
температуры охлаждающего воздуха и водяного
пара в качестве охладителя.
Удельная мощность новейших серийных
энергетических ГТД достигает 400...450кВт/кт/с
при освоенной температуре газа перед
турбиной Г*СА=1700К (при работевбазовом
режиме с межремонтным ресурсом 25 000 часов).
Разрабатываются опытные модели
энергетических ГТД с температурой газа перед турбиной
ГСА=1783К.
Удельная мощность ГТД малой и средней
мощности достигает значений 300.. .350 кВт/кг/с
при максимальной температуре газа на номи-
нальном режиме Т*СА = 1500.. .1600 К.
Важнейшим удельным параметром назем-
ных и морских ГТД является эффективный
КПД (r|e). Он характеризует топливную эффек-
тивностьипредставляет собой отношение
эффективной мощности на валу Ne к мощности, подве-
денной с топливом А^топл, кВт:
GL__7~T
топл
4e =
N.
N.
топл
т час м
3600
JV,3600
т час и
в'
где GT4AC - часовой расход топлива ГТД, кг/ч;
Ни - низшая теплота сгорания, кДжЛсг.
Учитывая, что отношение GT4AJNe является
удельным расходом топлива Се, выражение для
эффективного КПД ГТД можно записать также
в виде
_ 3600
^^*
Повышение эффективного КПД - важнейшее
направлениеразвитияГТД-достигаетсяповыше-
нием параметров цикла Т*СА и тг*к в оптимальном
60

2.3. Требования к авиационным ГТД
соотношении, а также уменьшением внутрицик-
ловых потерь за счет совершенствования аэро-
динамики лопаточных машин, систем охлажде-
ния и снижения потерь по тракту ГТД.
Эффективный КПД зависит также и от класса
мощности-уГТД меньшего класса мощности
КПД, как правило, ниже фис. 2.7). Эта зависимость
проявляется через фактор размерности. В ГТД
меньшей мощности более умеренные параметры
цикла, так как сложнее получить высокий КПД на
малоразмерных лопаточных машинах. Параметры
цикла, кроме этого, влияютина удельную
стоимость ГТД. Эффективный КПД современных ГТД
простого цикла составляет r|e = 0,18.. .0,43.
Удельная стоимость ГТД- экономический
параметр, характеризующий стоимость 1 кВт
установленной мощности ГТД в определенной
стандартной комплектации. Например, если ГТД
применяется для механического привода, в состав
оборудования входят: системы запуска,
управления, противообледенительная и
противопожарная, входное и выходное устройства, редуктор
и некоторые другие. С ростом мощности ГТД
существенно снижается его удельная стоимость. Так,
например, удельная стоимость ГТД для
механического привода составляет от 400.. .450 $/кВт (для
ГТД класса мощности ~1 МВт) до 170...180$/кВт
(для ГТД мощностью 30.. .40 МВт).
2.3. Требования к авиационным ГТД
К авиационным ГТД предъявляются
следующие требования:
- общие технические требования,
изложенные в нормативных документах,
- технические требования к конкретному
разрабатываемому двигателю с учетом его
установки на конкретный летательный аппарат.
В числе важнейших технических требований
к конкретному двигателю - технические
характеристики, надежность, ресурс, живучесть и
безопасность, производственная и эксплуатационная
технологичность, экологические характеристики,
экономические показатели.
2.3.1. Требования к тяге (мощности)
Тяга и удельный расход топлива- важнейшие
характеристики двигателя, определяющие размеры
и основные внутренние параметры (Г*СА, тг*к, m).
Тяга авиационного двигателя должна
обеспечивать необходимую тяговооруженность лета-
тельного аппарата в различных условиях полета.
Тяговооруженность G?)-это отношение суммарной
тяги всех установленных на самолете двигателей
(Явзлх)к взлетной массе самолета (GcaM взл):
^_ ^взл!
G
сам. взл
Ле,% 45
40
35
30
25
20
Конвертируемые ГТД малой
и средней мсхцности и
стационарные ГТД
малой мощности
\
Стационарные ГТД
большой мощности
с прямым приводом ЭГ
Стационарные ГТД
средней мощности
Т™^ Ш ——» -——■- —™- ■ ■ ——■ -^-* Г Г * ----^ Ч"» ^F4W T ----. ^^^ Г W ^ 1
с редукторным приводом ЭГ
1000
10000
100000
1000000
Мощность, кВт
Рис 2.7. Зависимость эффективного КПД (т| ) наземных ГТД от мощности
61

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
Для транспортных дозвуковых самолетов тяга
задается исходя из следующих условий.
Первое- обеспечение необходимой тяговоо-
руженности на взлетном режиме (с ограничением
времени работы двигателей). Тяговооруженность
должна обеспечивать нормальный взлет при
заданной взлетной дистанции, безопасный взлет и на-
бор высоты при отказе двигателя, уход на второй
круг при снижении и посадке, а также минималь-
ное акустическое воздействие при взлете и проле-
те. Тяговооруженность современных транспорт-
ных самолетов в зависимости от числа двигателей
находится в пределах 0,25.. .0,35. Меньшее
значение относится к четырехдвигательным самолетам,
большее - к двухдвигательным.
Второе - получение необходимой тяговоо-
руженности (избытка тяги) для набора высоты
по заданной траектории H=f(L) с постоянной
приборной скоростью (V = const) и с оптималь-
но-минимальным временем набора крейсерско-
го эшелона (т « 30 мин), который определяется
навигационными и экономическими факторами
фасход топлива).
Третье- получение необходимой тяговоору-
женности на максимальном крейсерском режиме
(предельный режим с неограниченным време-
нем работы) для обеспечения устойчивого полета
с поддержанием оптимальных заданных скорости
(Мп) и эшелона {H) крейсерского полета. Самый
выгодный по расходу топлива полет совершается
по статическому потолку - с набором высоты по
мере выгорания топлива. Однако такой режим не-
пригоден для пассажирских маршрутов.
При недостаточной тяговооруженности на
взлетном режиме допускается применение
максимального взлетного режима ^IP) с очень
ограниченным суммарным временем работы
(т«5...30мин). Такое может происходить при
отказе двигателя на взлете и других
чрезвычайных ситуациях. При отказе двигателя в высотном
полете используется так называемый
«промежуточный режим». Для поддержания безопасной
высоты полета такой режим имеет меньшие па-
раметры, чем взлетный режим, но большие, чем
режим набора высоты.
Поддержание заданной тяги на режимах
производится, как правило, до температуры атмос-
ферного воздуха £Н=(МСА+15°С) при взлете
и£н=(МСА+10°С) на режимах набора высоты
и крейсерских. Поскольку скоростные
характеристики двигателей с разной удельной тягой фаз-
личной степенью двухконтурности m)
отличаются, то, как правило, дополнительно задается
также тяга на взлетном режиме при скорости отрыва
самолета от взлетно-посадочной полосы (ВПП),
обычно соответствующей Мп=0,20...0,24.
Дополнительно к сверхзвуковым транспорт-
ным самолетам предъявляется требование
высокой тяговооруженности при Мп = 0,95...1,15 для
преодоления звукового барьера на возможно
большей высоте {H> 9... 11 км) и при Мп = 2,0.. .2,2 на
высоте крейсерского полета (H= 17...18 км).
Специфические требования по тяговооружен-
ности предъявляются к двигателям боевых само-
летов (истребителей). Требуется в 3^ раза
большая тяговооруженность на взлете и в большей
части так называемой области полетов H=f(M),
чтобы обеспечить:
- максимальную скороподъемность, мини-
мальное время разгона и минимальную
длину взлетной полосы;
- максимальный избыток тяги для ведения
воздушного боя на виражах без потери высоты;
- сверхзвуковой крейсерский полет при
Мп = 1,6 1,8 на большой высоте (для
истребителей 5-го поколения - без
включения ФК).
Двигатели для боевых самолетов
(истребители) для экономии ресурса материальной части
в мирное время могут иметь боевые и учебные
режимы, меньшие по тяге на 10.. .15 %.
Требования к тягам гражданских и военных
ТРДД приведены в табл. 2.1.
2.3.2. Требования к габаритным
и массовым характеристикам
Требования к габаритным размерам авиацион-
ных ГТД обусловлены возможностью и удобством
размещения СУ на самолете. Важнейшее значение
имеет максимальный диаметр двигателя,
поскольку во многом от него зависит диаметр мотогондо-
лы. Максимальный диаметр мотогондолы зависит
также и от рациональной компоновки двигатель-
ных и самолетных агрегатов и трубопроводов
обвязки, размещаемых снаружи двигателя. Диаметр
мотогондолы имеет особенно важное значение при
размещении СУ под крылом самолета. При такой
компоновке необходимо обеспечить минимально
допустимое расстояние от поверхности ВПП до
нижней кромки мотогондолы. Это расстояние
определяется исключением возможности попадания
посторонних предметов в двигатель с
поверхности ВПП, а также безопасностью посадки самолета
с креном при полностью обжатой основной стой-
62

2.3. Требования к авиационным ГТД
Таблица 2.1
Требования к тяге авиационных ГТД на различных режимах
ТипЛА
Дозвуковые
транспортные
самолеты
Боевые
самолеты
(истребители)
Условия полета
яп=о
МпП- 0;
t - +30 °С
н
Яп=11км
М =0,8
мс;+ю °с
яп=о
мп = о
Ял
Яп=18...20км
М =2. .2,5
Яп=0'
МП=0,7
Яп=11км,
M*=0,8; 1,8
Режим
Максимальный взлетный
(чрезвычайный режим, ЧР)
Взлетный
Максимальный продолжительный
Малый газ
Реверс тяги
Промежуточный
Максимальный продолжительный (набор)
Максимальный крейсерский
Полетный малый газ
Боевые режимы:
- полный форсаж
- максимальный (б/ф)
Учебные режимы:
- полный форсаж
— максимальный (б/ф)
Боевой режим
Учебный режим
Крейсерские режимы
Требования к тяге
R =A,1...1,15)R
max v ' ' / взл
R - @,25...0,35) G In
взл ч ' ' ' взл.сам дв
Я = @,8...0,9)Я
v ' ' ' взл
R <@,04...0,06)Я
м.г. ч ' ' ' взл
R > 0,2R
РЕВ ' ВЗЛ
(\,05...\ff)R
v ' r^/ maxnp
A,07. ..1,1) Л
v ' ' ' max креис.
@,1 9... 0,22) RJiH= 0,M=0) или
G 7к -п ),
взл.сам4 сам дв/7
где К =17...19
^ сам
п >п
дв — агр
R =A...1,25)G
БОЕВ. ФОРС V ' / ВЗЛ
R =@,6.. .0,7) R
боев v ' ' / боев, форс
R - @,85...0,90) R
У.Р. ФОРС v ' ' 7 БОЕВ
R =@,6.. .0,7) R
У.Р. v ' ' 7 У.Р. ФОРС
Согласно требованиям ТЗ
Согласно требованиям ТЗ
Согласно требованиям ТЗ
ке шасси со стороны крена. Для удовлетворения
указанным требованиям мотогондолы могут быть
выполнены с некруглым сечением, несколько об-
жатым в нижней части (например, мотогондолы
ТРДД семейства CFM56, устанавливаемых на ca-
молетах Boeing 737). Уменьшение диаметральных
габаритов двигателя и мотогондолы имеет также
важное значение для снижения аэродинамическо-
го сопротивления СУ и самолета в целом.
Малая длина двигателя также относится к важ-
ным показателям его качества, так как способствует
уменьшению обьема двигателя, длины мотогондо-
лы или двигательного отсека, если СУ
располагается внутри фюзеляжа. В последнем случае уменьше-
ние длины двигателя способствует повышению
полезного обьема внутри самолета. При размещении
СУ на пилоне под крылом уменьшение длины дви-
гателя и мотогондолы облегчает задачу оптималь-
ной компоновки системы крьшо-пилон-мотогон-
дола сцелью минимизации вредного воздействия
интерференции (дополнительного
аэродинамического сопротивления, связанного с взаимодействием
реактивной струи сопла (сопел) и потоков воздуха,
обтекающих крыло, пилон и мотогондолу).
Современная тенденция развития ТРДД в
сторону увеличения степени двухконтурности и,
соответственно, увеличения диаметров вентилятора
и мотогондолы усложняет размещение и компо-
новку СУ под крылом самолета и требует
согласованной проработки данного вопроса совместно
с разработчиком самолета.
Требования к массе проектируемого двига-
теля задаются проектировщиком летательного
аппарата. Для гражданских ТРДД регламенти-
руется сухая масса двигателя (ГОСТ 17106-90),
атакже отдельно масса реверсивного
устройства, которое считается самолетным агрегатом, но
разрабатывается обычно двигателестроительным
или специализированным предприятием. Если
предприятие-проектировщик двигателя
проектирует всю СУ, включая мотогондолу, то может
быть задана масса всей СУ.
Удельная масса проектируемого двигателя, как
правило, не должна превышать удельной массы
лучших двигателей аналогичного типа и класса
тяги (мощности). Снижение массы достигается
выбором рациональной конструктивной схемы
двигателя и его основных узлов, использованием
63

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
конструкционных материалов с большей удель-
ной прочностью и рациональным
конструированием всех деталей и элементов двигателя.
2.3.3. Возможность развития ГТД
по тяге (мощности)
Требование развития ГТД по тяге связано
с существующей в настоящее время практикой
создания семейств самолетов на основе базовой
модели. Как правило, после разработки
базовой модели самолета создаются модификации
с укороченным и удлиненным фюзеляжем,
соответственно - с пониженной и повышенной
пассажировместимостью, а также модификации
с увеличенной дальностью полета и грузовые
варианты.
Варианты базового самолета с увеличенными
пассажировместимостью и дальностью полета,
имеют увеличенный взлетный вес и требуют
пропорционального повышения тяги двигателей
для сохранения тяговооруженности и летно-тех-
нических характеристик. Поэтому конструкция
базовой модели двигателя должна допускать
развитие двигателя в сторону повышения тяги. При
использовании самолетов на высокогорных
аэродромах или в условиях постоянного жаркого кли-
мата может потребоваться расширение условий
эксплуатации. Например, поддержание взлетной
тяги до +45 °С, а не до +30 °С, что равносильно
повышению тяги в стандартных условиях.
Повышение тяги до 10 % обеспечивается без
изменения конструкции двигателя. Путем pe-
гулировки САУ повышают частоту вращения
турбокомпрессора (возрастает температура газа
перед турбиной) в пределах существующих
запасов по температуре. Форсирование двигателя
осуществляется обычно после накопления
определенного опыта эксплуатации базовой моде-
ли и устранения первоначальных дефектов. При
необходимости могут применяться более
эффективные ТЗП лопаток турбины.
Модификация двигателя с повышением тяги до
20 % без изменения габаритных диаметров двигате-
ля может повлечь за собой значительное изменение
конструкции и повышение параметров. Например,
может потребоваться увеличение числа подпорных
ступеней, повышение расхода воздуха и степени
сжатия вентилятора за счет увеличения частоты
вращения ротора НД, если имеется запас по
производительности вентилятора. Или возникнет
необходимость перепрофилирования лопаток
вентилятора, применение более жаропрочных материалов
втурбине ипоследних ступенях компрессора,
интенсификация охлаждения турбины.
Повышение тяги свыше 20 % может
потребовать увеличения диаметра вентилятора для
значительного повышения расхода воздуха. А это
означает фактически разработку нового двигате-
ля на базе существующего газогенератора, новой
мотогондолы, реверса и т.д.
Создание модификаций ГТД различной тяги
(мощности) на базе единого газогенератора
рассматривается в разд. 2.5.2.
2.3.4. Требования к используемым
горюче-смазочным материалам
К горюче-смазочным материалам (ГСМ)
относятся используемые в двигателе топлива, масла
и гидравлические жидкости.
2.3.4.1. ТопливаавиационныхГТД
Топливо- один из важнейших компонентов
в системе летательного аппарата и его СУ,
являющийся основным источником получения энергии.
Основными требованиями, предъявляемыми
к топливу авиационных ГТД, являются:
- высокие теплотворная способность и уцель-
ный вес, обеспечивающие повышенную
дальность полета при фиксированной
емкости топливных баков;
- безопасность эксплуатации: безвредность
топлива и продуктов сгорания для
человека и окружающей среды;
- возможность применения в широком
диапазоне окружающих температур (от -60 °С
до +60 °С);
- высокая химическая и термическая
стабильность: низкое коксообразование и нагаро-
образование в топливной системе и камере
сгорания; обладание высоким хладоресур-
сом при использовании в качестве погло-
тителя тепла в системах охлаждения масла,
воздуха и элементов конструкции;
- удобство использования продуктов
сгорания в качестве рабочего тела двигателя;
- наличие в большом количестве в природе
при экономически рациональных способах
добычи и переработки;
- экономичность и безопасность наземной
инфраструктуры доставки, хранения и
заправки.
В настоящее время в качестве реактивных топ-
лив наиболее распространены авиационные керо-
64

2.3. Требования к авиационным ГТД
сины. Они как раз удовлетворяют большинству ука-
занньис требований. Авиационный керосин является
продуктом прямой перегонки сырой нефти и имеет
в своем составе в основном керосиновые фракции
(с добавлением более легких - лигроиновых) и
различные присадки. Авиационный керосин состоит
из углеводородов метанового ряда СпН2п+2,
нафтенового ряда СпН2п, ароматического ряда СпН2пч5 и
содержит в среднем 85 % углерода и 15 % водорода.
Марки отечественных авиационных керосинов,
применяемых в качестве рабочего, дублирующего
и резервного топлива, приведены в табл. 2.2.
Таблица 2.2
Марки авиационных керосинов
Вид топлива
Основное
Дублирующее
Резервное
Марка топлива
ТС-1
РТ, Т-8В
Т-6, Т-2
РТ
Т-8В, ТС-1
Т-2, Т-6
Т-6
Т-8В, РТ
ТС-1
Основные топлива предназначены для
постоянной эксплуатации ГТД и должны обеспечивать
работу в полном соответствии с
предъявленными к ним требованиями. Дублирующие топлива
применяются при отсутствии основных и
должны обеспечивать работу ГТД с учетом некоторых
оговоренных ограничений. Резервные топлива
используются в неотложных случаях при
отсутствии основных и дублирующих с учетом
ограничений, в том числе по ресурсу.
Рекомендации по применению топлив,
некоторые свойства топлив и рекомендованные ЦИАМ
зарубежные заменители приведены в табл. 2.3.
Для предотвращения образования кристаллов
льда при низких температурах к топливам могут
добавляться специальные противокристаллиза-
ционные присадки: этилцеллозольв технический
(жидкость И), спирт тетрагидрофурфуриловый
(жидкость И-М).
В связи с ограниченностью мировых запасов
нефти в будущем планируется применение так
называемых альтернативных топлив- синтетического
керосина (продукт переработки каменных угаей),
природного газа (метана) иводорода. Основные
теплофизические свойства альтернативных топлив
в сравнении со свойствами авиационного керосина
ТС-1 приведены в табл. 2.4.
Необходимо отметить, что водород и метан
имеют пониженную плотность в жидкой фазе
и, как следствие, пониженную по сравнению с ке-
росином объемную теплоту сгорания (метан -
в 1,4 раза; водород - в 4 раза), несмотря на
значительно большую массовую теплоту сгорания.
Так как водород и метан являются криогенными
топливами, их применение требует установки на
летательном аппарате теплоизолированных
криогенных топливных баков и криогенной
топливной аппаратуры (теплообменник-газификатор,
Таблица 2 .3
Рекомендации по применению топлив
Марка
топлива
ТС-1
ГОСТ 10227-86
Т-2
ГОСТ 10227-86
РТ
ГОСТ 10227-86
Т-6
ГОСТ 12308-89
Т-8В
ГОСТ 12308-89
Температура топлива
в системе двигателя, °С
не выше
100,
кратковременно 120
100,
кратковременно 120
300
250
Применение
На двигателях дозвуковой авиационной техники (с
небольшой продолжительностью сверхзвукового полета). Имеет
средний уровень термической стабильности и испаряемости
На двигателях дозвуковой и сверхзвуковой авиационной
техники в качестве резервного топлива
На двигателях дозвуковой авиационной техники и
сверхзвуковой (с небольшой продолжительностью
сверхзвукового полета). Имеет высокий уровень термической
стабильности, улучшенные противоизносные свойства и средний
уровень испаряемости
На двигателях сверхзвуковой авиационной техники. Имеет
высокий уровень термической стабильности и низкий уровень
испаряемости. Обладает меньшей коррозионной активностью.
При отрицательных температурах имеет плохие пусковые
свойства
На двигателях сверхзвуковой авиационной техники в
качестве дублирующего топлива. Лучшие противоизносные
свойства. Более термостабильно
Зарубежный
заменитель
JETA-1; JP-8;
ATFtypeJETA-1;
Turbo Fuel A-1
JP-4
JETA-1;PT;
N3; PL-6
65

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
Таблица 2 .4
Свойства альтернативных топлив
Параметры
Плотность, кг/л
Температура кипения
(при атмосферном давлении), °С
Низшая теплота сгорания:
массовая, кДж/кг
объемная, кДж/л
Содержание в топливе:
углерода, %
водорода, %
Топлива
керосин
ТС-1
0,788
-410
43300
34120
85
15
бутан
(С4Н10)
0,601
-0,5
45640
27430
82,7
17,3
пропан
(СЗН8)
0,582
-42
46380
26990
81,7
18,3
метан
(СН4)
0,424
-162
50060
21220
75
25
водород
(Н2)
0,071
-253
121020
8590
100
криогенный насосный агрегат и др.), а также
системы обеспечения пожаровзрывобезопаснос-
ти на двигателе.
Практическое использование криогенных топ-
лив вгражданском ГТД впервые было
осуществлено в «СНТК имени Н.Д. Кузнецова» (г. Самара).
В 1988 г. на летающей лаборатории ТУ-155 был
испытан опытный двигатель НК-88 с
использованием в качестве топлива жидкого водорода,
а в 1989r.- сиспользованием сжиженного
природного газа. Высокий хладоресурс
криогенных топлив делает привлекательным их
применение для двигателей летательных аппаратов,
рассчитанных на высокие сверхзвуковые
скорости полета.
2.3.4.2. Авиационныемасла
Смазочные масла применяются в
авиационных ГТД и редукторах для обеспечения
надежной и долговечной работы узлов, в которых
имеются пары трения, в первую очередь
подшипников и зубчатых передач. К основным функциям
смазочных масел относятся:
- уменьшение трения движущихся
относительно друг друга деталей;
- снижение износа трущихся поверхностей;
- отвод выделяющегося при трении тепла,
а в подшипниковых узлах роторов ГТД
также отвод тепла, поступающего
посредством теплопередачи от более нагретых
деталей и от горячего воздуха или газа,
проникающего в опору через уплотнения;
- защита деталей ГТД от коррозии.
Энергия давления масла может
использоваться для управления агрегатами двигателя и
воздушного винта. Для выполнения
перечисленных функций современные авиационные масла
должны удовлетворять следующим основным
требованиям:
- хорошие смазывающие свойства во всем
диапазоне рабочих температур,
обеспечивающие высокую несущую способность мас-
ляной пленки (пленка не должна исчезать
при максимальных нагрузках);
- пологая вязкостно-температурная
характеристика, обеспечивающая достаточную
вязкость масла при максимальных рабочих
температурах и наименьшее увеличение
вязкости при отрицательных температурах для
обеспечения надежного запуска двигателя;
- высокая термостабильность;
- малая испаряемость при рабочих
температурах;
- отсутствие коррозионного воздействия на
металлы и резинотехнические изделия;
- отсутствие в составе масла токсичных
веществ;
- совместимость с другими маслами;
- приемлемая стоимость.
Используемые в авиационных ГТД масла
можно разделить на две основные группы - минераль-
ные и синтетические.
Минеральные масла вырабатываются путем
перегонки нефти при пониженном давлении.
Полученные масляные фракции очищаются
различными способами для удаления нежелатель-
ных примесей асфальто-смолистых веществ,
органических кислот, высокоплавких
парафиновых углеводородов и т.п. Для улучшения рабочих
свойств в минеральные масла могут
добавляться различные антиокислительные, противоиз-
носные и антикоррозийные присадки.
В настоящее время минеральные масла
применяются в основном в низкотемпературных ГТД
66

2.3. Требования к авиационным ГТД
устаревших моделей. В этих двигателях макси-
мальная рабочая температура масла не
превышает 150 °С. Основные марки ирабочие
температуры отечественных минеральных масел,
а также импортные аналоги-заменители
приведены в табл. 2.5.
В современных высокотемпературных ГТД
применяются синтетические масла. Синтетические
масла вырабатываемые на основе полиальфао-
лефинов, сложных эфиров двухосновных
органических кислот, эфиров неопентилполиолов,
силоксанов, ортосилоксанов и других с
добавлением антиокислительных, антикоррозионных,
противоизносных и противозадирных присадок.
Синтетические масла значительно превосходят
минеральные по термической и термоокисли-
тельной стабильности, огнестойкости,
испаряемости и по ряду других специальных
требований. Марки и рабочие температуры
современных синтетических масел, а также импортные
аналоги-заменители и рекомендации по
применению масел приведены в табл. 2.6.
Таблица 2.5
Основные марки авиационных минеральных масел
Марка масла
МС-8РК
ТУ38 1011181-88
МС-8П
ОСТ38.01163-78
MH-7,5y
ТУЗ 8 101722-85
МС-8ГП
ТУ38.301-19-59-95
МС-20
ГОСТ 2 1743-76
Максимальная
рабочая температура
масла, °С
150
150
150
150
250
Применение
Для эксплуатации и консервации авиационных ГТД.
Вырабатывается на основе масла МС-8П, содержит
дополнительно ингибитор коррозии и повышенное
количество антиокислительной и антикоррозионной
присадки
Для теплонапряженных авиационных
турбореактивных двигателей. Вырабатывается из
сернистых нефтей, содержит антиокислительные,
противоизносную и антикоррозионную присадки.
Обеспечивает легкий запуск при минус 40 °С
Масло на загущенной основе содержит
антиокислительную, противоизносную и антикоррозионную
присадки. Для турбовинтовых двигателей и редукторов
Для использования в ГТУ для ГПА. Уступает маслу
МС-8П по низкотемпературным свойствам
Высоковязкое масло. Вырабатывается из
малосернистых нефтей, без присадок. Применяется в смеси
с маслом МС-8П на редукторах энергоустановок
Зарубежные
аналоги-заменители
Aeroshell Turbine Oil 3SP;
Turbonycoil321;
Mobil Turbo 319A-2
HP-8
Таблица 2.6
Основные марки авиационных синтетических масел
Марка масла
ИПМ-10
ТУЗ 8 1011299-90
ВНИИ НИ
50-1-4ф
ГОСТ 13076-86
ВНИИ НП
50-l-4y
ТУ38.401-58-12-91
Макс,
рабочая
температура масла, °С
200
200
200
Наличие присадок
Антиокислительные,
противоизносная и
антикоррозионная
Антиокислительная,
противоизносная
Комплекс присадок
Применение
Для теплонапряженных
авиационных турбореактивных двигателей.
Обладает хорошими
вязкостно-температурными свойствами
Имеет хорошие низкотемпературные
характеристики. Уступает маслу ИПМ-
10 по термоокислительной стабильности
и смазывающей способности
Для авиационных ГТД.
Вырабатывается на основе масла
ВНИИ НП 50-1-4ф, имеет улучшенные
характеристики
Зарубежные
аналоги-заменители
Turbonycoil 210A;
Mobil Turbo 3 19A-2
Turbonycoil 210A;
Mobil Turbo 3 19A-2;
Aeroshell Turbine Oil 390
Castrol AERO 325;
Exxon Turbo Oil 2389;
Ayrex S Turbo 256;
Mobil Jet Oil 11;
Exxon Turbo Oil 2380;
Aeroshell Turbine Oil 560;
Turbonycoil 525-2A;
Turbonycoil 600
67

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
Окончание табл. 2.6
Марка масла
ЛЗ-240
ТУ 301-04-010-92
Б-ЗВ
ТУ38 101295-85
ВТ-301
ТУ38 101657-85
ПТС-225
ТУ38.401-58-1-90
Петрим
ТУ38.401-58-245-99
Макс,
рабочая
температура масла, °С
175
175
250
225
175
Наличие присадок
Антиокислительная,
противоизносная
Антиокислительная
Комплекс присадок
Комплекс присадок
Применение
Для газотурбинных и других
специальных двигателей и редукторов
Для ГТД вертолетов, в редукторах
Для ГТД. Обладает хорошими
вязкостно-температурными свойствами
Для ГТД, имеет повышенную вязкость
при низких температурах.
Для газоперекачивающих агрегатов
с приводом от авиационных двигателей
Зарубежные
аналоги-заменители
2.3.4.3. Авиационные гидравлические
жидкости
В гидросистемах летательных аппаратов и СУ
в качестве рабочей жидкости применяются специ-
альныегидравлическиежидкости. В современных
самолетах гидравлические жидкости применяют-
ся в агрегатах шасси, тормозной системы,
системы управления. В авиационных СУ
гидравлические жидкости могут применяться в силовых узлах
гидросистем управления реверсом, соплом, пово-
ротных лопаток компрессора и др. Необходимо
отметить, что в системах управления сопла и по-
воротных лопаток в качестве рабочей жидкости
широко используется также авиационное топли-
во (керосин).
К гидравлическим жидкостям предъявляются
следующие основные требования [2.3]:
- оптимальная вязкость, обеспечивающая
достаточно быструю реакцию гидроустройств
и плавное движение деталей гидросистемы,
отсутствие перетеканий ипотерь жидкости
через уплотнения;
- широкий интервал рабочих давлений и тем-
ператур;
- хорошие смазочные свойства;
- отсутствие легкокипящих составных
частей для предотвращения образования па-
ровых пробок в гидросистеме;
- жидкость не должна разлагаться,
расслаиваться, выделять какие-либо вещества,
способные засорить каналы гидросистемы;
- нетоксичность и взрывопожаробезопасность.
Основные марки и свойства авиационных гид-
равлических жидкостей на минеральной и
синтетической основе приведены в табл. 2.7.
2.3.5. Надежность авиационных ГТД
2.3.5.1. Основныепоказатели
Требования к надежности ГТД определяются
показателями безотказности, основными из
которых являются следующие:
- показатели, непосредственно влияющие на
безопасность работы двигателя;
Таблица 2.7
Основные марки и свойства гидравлических жидкостей
Марка жидкости
Масло АМГ-10
ГОСТ 6794-75
Рабочая жидкость
НГЖ-4у
ТУ38 101740-80
Рабочая жидкость
НГЖ-5у
ТУ38.401-58-57-93
Состав
Маловязкая нефтяная фракция, загущенная
виниполом ВБ-2. Содержит
антиокислительную присадку альфанафтол
Эфир фосфорной кислоты на загущенной
основе, с антиокислительной и
антикоррозионной присадками
Смесь эфиров фосфорной кислоты с
присадками, улучшающими антиокислительные,
антикоррозионные и антиэрозионые свойства
Применение
Основная марка гидравлической жидкости
общего назначения для авиационной техники,
работающей в интервале температур -60...+150 °С.
Огнеопасна
В гидравлических устройствах, работающих
в интервале температур -55...+125 °С.
Взрывопожаробезопасная.
Свыше 200 °С разлагается
В гидравлических устройствах,
работающих в интервале температур -60.. .+150 °С.
Взрывопожаробезопасная
68

2.3. Требования к авиационным ГТД
- показатели, характеризующие
технико-экономическое совершенство двигателя.
Рассмотрим обе группы подробнее.
2.3.5.1.1. Показатели безотказности,
непосредственно влияющие
на безопасность работы двигателя
Коэффициент частоты нелокализованных
отказов на 100 000 часов наработки; средняя
наработка на нелокализованный отказ fiC100000).
Численное значение коэффициента частоты
нелокализованных отказов определяется по фор-
муле
Ш00000нлд = 1000007Унлд /1&
гдеТУщтд- число нелокализованных отказов (не-
локализованных разрушений, нелокали-
зованных пожаров) в рассматриваемый
период эксплуатации;
tc - суммарная наработка парка двигателей
в рассматриваемый период
эксплуатации, ч.
Величина средней наработки на нелокализо-
ванный отказ, ч:
Тшщ = 100000 / ШОООООщвд.
Требования к величине коэффициента Ш00 000
определяются условиями безопасности полетов
и устанавливаются Нормами летной годности
(НЛГ). По Авиационным правилам НЛГ
(АП-25, АП-33) этот коэффициент не должен
превышать 0,03 (Тящ > 3,3 млн ч).
Коэффициент частоты отказов, приводящих
к неустранимому в полете выключению
двигателя на 1000 часов наработки ^*1000^. Средняя
наработка на отказ, приведший к
неустранимому в полете выключению двигателя (ТПВ).
Численное значение коэффициента K\000im
определяется по формуле
ШООО^ЮООЛ^/^,
где 7VjTg - количество отказов, приведших к
неустранимому вполете выключению двигателя
в рассматриваемый период эксплуатации;
tc - суммарная наработка двигателей врас-
сматриваемый период эксплуатации, ч.
При этом средняя наработка на отказ,
приведший к неустранимому в полете выключению,
7_B = iooo/mooooOnB
Требования к уровню коэффициента частоты
отказов, приводящих к неустранимому в поле-
те выключению двигателя, задаются из условия
обеспечения практической невероятности
выключения двух двигателей (полной потери тяги
для двухдвигательных самолетов).
В настоящее время значение коэффициента
ТПОООттвЗадается на уровне не менее 0,02
независимо от числа двигателей на самолете.
2.3.5.1.2. Показатели безотказности,
характеризующиетехнико-экономическое
совершенство двигателя
Коэффициент частоты съемов двигателей
с самолета на 1000 часов наработки для
отправки времонт при эксплуатации по техническому
состоянию с управлением ресурсами по второй
стратегии (К1000СДр).
Численное значение коэффициента
определяется по формуле
Ш000СДр=1000ЛГСДр/гс,
где 7Vgrp - количество снятых двигателей для
отправки в ремонт в рассматриваемый
период эксплуатации;
tc - суммарная наработка двигателей
в рассматриваемый период
эксплуатации, ч.
Коэффициент Ш000сдр близок кпоказателю
Ш0008у,применяемому зарубежными фирмами.
Средняя наработка на съем двигателей для
отправки в ремонт, Гсдр, ч.
Значение показателя Гсдр определяется по
формуле
Гсдр=1000/Ш000Сдр.
Этот показатель характеризует среднюю
продолжительность использования двигателя на ca-
молете («на крыле») между отправками в ремонт.
Значения определяются технико-экономическим
анализом и обеспечением экономической
конкурентоспособности двигателя и носят
рекомендательный характер.
Коэффициент надежности вылетов, Кзв.
Кзв характеризует уровень обеспечения
бесперебойной эксплуатации, предполагающий
предотвращение отказов двигателя, которые
приводят к задержкам вылетов. Численное
значение коэффициента определяется по фор-
муле
69

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
K^ = (\-NJN,jm%,
где N3B - количество задержек вылетов из
аэропорта на 15 минут и более за
рассматриваемый период эксплуатации по
причинам, связанным с двигателем;
TV^-количество вылетов за
рассматриваемый период эксплуатации.
Коэффициент Кзв задают исходя из
обеспечения конкурентоспособности двигателя по
данному признаку. Значения на уровне 99,98 %
считаются конкурентоспособными.
2.3.5.2. Методология обеспечения
надежности
Надежность двигателя обеспечивается целым
комплексом работ на всех этапах жизненного
цикла (ЖЦ) двигателя.
2.3.5.2.1. Этап проектирования
Первым этапом является этап
проектирования, на котором определяется конструктивный
образ двигателя. Для обеспечения надежности
двигателя уже на этом самом первом этапе
необходимо выполнить анализ целого комплекса
данных, накопленных в ходе эксплуатации.
Выполняются следующие работы:
- формирование согласованных требований
к надежности двигателя и определение
требований к надежности покупных комплектующих
изделий;
- анализ материалов по отказам изделий-про-
тотипов и формирование перечня основных
мероприятий по их устранению на
разрабатываемом двигателе;
- разработка мероприятий по повышению
эксплуатационной технологичности,
контролепригодности, ремонтопригодности;
- анализ материалов о производственно-тех-
нологических неисправностях и стабильности
технологических процессов двигателя-прототипа;
- разработка мероприятий по увеличению
ресурса и календарного срока службы;
- анализ и оценка влияния хранения,
консервации, упаковки, транспортировки, погрузо-раз-
грузочных работ на надежность двигателя (по ма-
териалам использования двигателя-прототипа);
- разработка регламента технического
обслуживания двигателя;
- оценка ожидаемых уровней показателей
безотказности по материалам технического
проекта, подготовленного для представления
макетной комиссии;
- разработка мероприятий по надежности
двигателя по замечаниям макетной комиссии;
- проверка надежной работы двигателя путем
проведения стендовых испытаний;
- проверка надежной работы изделия путем
проведения испытаний на летающей лаборатории;
- оценка показателей безотказности двига-
теля по результатам стендовых испытаний для
получения заключения о возможности первого
вылета самолета;
- обеспечение проведения заводских
наземных и летных испытаний самолета;
-разработка «Руководства по эксплуатации
двигателя»;
- разработка программы увеличения ресурса
двигателя и обеспечение перехода на
эксплуатацию по техническому состоянию;
- организационное обеспечение устранения
дефектов, выявленных в процессе доводочных
работ, разработка мероприятий по их
устранению, предотвращению;
- обеспечение исследования отказов и
повреждений, выявленных в процессе доводочных работ;
- разработка номенклатуры и
количественного состава запчастей для восстановления
двигателя в процессе эксплуатации и при
ремонте;
- оценка показателей безотказности на этапе
завершения государственных стендовых
испытаний двигателя.
2.3.5.2.2. Этап производства серийного
двигателя, его эксплуатации иремонта
На данном этапе выполняются работы по
обеспечению, поддержанию заданных уровней
надежности:
- обеспечение информирования
конструкторских подразделений о дефектах изделий;
- обеспечение своевременной разработки
мероприятий по устранению, предотвращению
дефектов двигателя;
- обеспечение анализа и оценки показателей
безотказности серийных изделий;
- проведение авторских надзоров на заводе-из-
готовителе, ремонтном заводе по качеству
изготовления и ремонта двигателя;
- проведение авторских надзоров в местах
эксплуатации;
- проведение периодического анализа
дефектов, проявившихся в эксплуатации, выпуск
планов по повышению надежности, ресурса,
обеспечение контроля их выполнения;
70

2.3. Требования к авиационным ГТД
- проведение оперативных, периодических
оценок показателей безотказности двигателя по
результатам серийной эксплуатации.
2.3.6. Ресурс авиационных ГТД
Под ресурсом двигателя и его основных
деталей, разрушение которых может привести
к опасным для самолета последствиям, пони-
мается установленная и подтвержденная всеми
требуемыми видами исследований и испытаний
суммарная наработка, при достижении которой
эксплуатация основных деталей или двитате-
ля должна быть прекращена. Ресурс относится
к основным показателям качества двигателя,
которые характеризуют степень его совершенства
и в значительной мере определяют
экономическую эффективность эксплуатации.
От правильного назначения ресурса зависит
безопасность полетов, поэтому НЛГ
устанавливают требования к подтверждению ресурса
самолета. Процедура подтверждения ресурсов
одна из самых дорогостоящих в процессе
производства и сертификации двигателя. В то же
время ресурс двигателя значительно влияет на
стоимость эксплуатационных расходов. Поэтому
по мере изменения технических и
экономических условий производства и эксплуатации двига-
телей постоянно совершенствуются и методики
управления ресурсом.
2.3.6.1. Методология обеспеченияресурса
В настоящее время в практике мирового
и отечественного двигателестроения сложились
три основных метода (стратегии) управления
ресурсами авиационных ГТД. Традиционная ме-
тодология обоснования ресурсов предполагает
установление и подтверждение фиксированного
времени и числа полетных циклов (ПЦ) между
ремонтами двигателя до окончания его
эксплуатации. Двигатель в эксплуатацию передается
с невысоким значением подтвержденного на-
чального ресурса, как правило, - часового. Затем
в течение всего периода эксплуатации по мере
проведения ресурсных испытаний
представителей парка двигателей по эксплуатационным
программам на стендах завода-изготовителя или
на основе результатов летных испытаний ресурс
периодически увеличивается. Такой метод
подтверждения ресурса известен как стратегия 1
управления ресурсом.
Стратегия 1 широко использовалась при уп-
равлении ресурсом двигателей первых поколе-
ний. У этих двигателей межремонтные и полные
ресурсы были невелики, а прочность и
долговечность деталей практически однозначно оп-
ределялась параметрами несущей способности
и длительной прочности. Цикличность нагруже-
ния также была невелика. Выявляемые в
эксплуатации дефекты устранялись при относительно
частых ремонтах.
У двигателей последующих поколений
цикличности нагружения возросли и основным пов-
реждающим фактором стала малоцикловая
усталость материала деталей. Это привело к тому, что
разрушения (поломки) деталей стали
происходить от действия циклического нагружения с
высоким уровнем знакопеременных напряжений
при ограниченном (до 105)числе циклов. Это яв-
ление связано с наличием в деталях так
называемых концентраторов напряжений (критических
зон). В концентраторах напряжений
действующие номинальные напряжения, как правило зна-
копеременные, локально возрастают - создаются
условия для быстрого развития дефектов и пос-
ледующего разрушения детали. Возникла
необходимость подробного исследования поведения
материала в критических зонах и определения
прогнозируемого ресурса деталей, который
связан с их наличием.
В рамках стратегии 1 традиционные
ресурсные испытания полноразмерных двигателей
стали проводиться по эквивалентно-циклическим
программам. Эти программы учитывали и
отрабатывали все переменные режимы двигателя,
характерные для его работы в ПЦ. Одновременно
развивались и усложнялись расчетные методики
определения напряженно-деформированного
состояния деталей в критических зонах.
Развивается производство двигателей,
ресурсы которых исчисляются десятками тысяч циклов
и часов, и методика обоснования ресурса путем
проведения эквивалентно-циклических
испытаний полноразмерных двигателей требует огром-
ных затрат времени и средств. А для
подтверждения полного ресурса такого двигателя с
необходимыми нормативными запасами по циклической
долговечности нужны многие годы и чрезвычайно
большое количество топлива. Поэтому в мировой
практике в последние годы разработаны новые
подходы куправлению ресурсами авиационных
двигателей. Особенностью новых подходов
является самое пристальное внимание, уделяемое
ресурсу двигателя с самого начала создания дви-
гателя, т.е. осуществление ресурсного проектиро-
71

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
вания. Одновременно с проектированием
двигателя решаются вопросы о системе увеличения его
ресурса, которая используется в процессе
эксплуатации.
Основное положение новой методологии управ-
ления ресурсом двигателей состоит втом, чтобы
эксплуатировать двигатель по техническому
состоянию его основных деталей. В современном пони-
мании эксплуатация по техническому состоянию не
требует испытаний полноразмерного двигателя для
подтверждения возрастающего ресурса. Ресурс
увеличивается на основе большего обьема проверок
технического состояния двигателя и его основных
деталей после отработки различных этапов
ресурса, атакже на основе опыта предыдущей
эксплуатации, эксплуатации прототипов, назначенного
циклического ресурса основных деталей. Ресурс
основных деталей, в свою очередь, определяется
путем опережающих циклических испытаний на
стендах поузловой доводки вне двигателя
{стратегия 2) или расчетным путем на базе развитого банка
данных по механическим свойствам материалов
деталей {стратегия 3).
2.3.6.2. Количественные показатели
ресурса
Для эксплуатирующихся по стратегии 1 авиа-
ционных ГТД первых поколений устанавливается
полный (назначенный) и межремонтный ресурс
в часах. При проектировании современных дви-
гателей учитывается то, что эксплуатироваться
они будут по техническому состоянию. Поэтому
по стратегии 2 и 3 управления ресурсом для них
устанавливается ресурс для деталей «горячей»
и «холодной» части, который определяется
количеством ПЦ.
Типовой ПЦ двигателя включает в себя
установившиеся и переменные режимы - запуск
на земле перед полетом, полет, посадка и py-
ление (до выключения двигателя). Исходными
данными для тепловых и прочностных
расчетов деталей и узлов являются режимы ПЦ.
Для этого ПЦ задается набором расчетных
режимов двигателя и распределением времени
наработки на этих режимах. При
распределении времени наработки необходимо учитывать
режимы с отклонением параметров
атмосферы от стандартных, ухудшение параметров
двигателя с увеличением наработки («новый
двигатель» и двигатель «в конце ресурса»),
а также возможный разброс параметров по
причинам производства («плохой» двигатель
и «средний» двигатель). Кроме этого, двигатель
может иметь несколько типовых ПЦ (например,
при установке на различные типы самолетов).
В качестве примера приведены значения
требуемых показателей ресурса типового ТРДД пя-
того поколения - для перспективного ближне-
среднемагистрального самолета, длительность
обобщенного ПЦ 2,5 ч.
1. На этапе развитой эксплуатации ТРДД:
- ресурс основных деталей «холодной»
части двигателя >30000 ПЦ G5000 ч);
- ресурс основных деталей «горячей» части
двигателя > 15000 ПЦ C7500 ч);
- календарный срок службы в пределах
ресурса основных деталей «холодной» части
двигателя > 25 лет.
2. К началу эксплуатации подтвержденные эк-
вивалентно-циклическими испытаниями (с
необходимыми запасами) начальные ресурсы:
- основных деталей «холодной» части дви-
гателя > 7500 ПЦ A8750 ч);
- основных деталей «горячей» части двига-
теля > 5000 ПЦ A2500 ч).
2.3.7. Требования производственной
технологичности
Одним из требований при проектировании
и конструировании ГТД является обеспечение
технологичности конструкции. Технологичность
конструкции двигателя - это совокупность свойств
конструкции, которые определяют ее
приспособленность к достижению оптимальных затрат при
производстве, техническом обслуживании и pe-
монте при заданном качестве, объеме выпуска
и условиях выполнения работ.
Конструкция двигателя может считаться техно-
логичной при выполнении следующих условий:
- простота конструкции основных узлов
и двигателя в целом, легкость изготовле-
ния, удобство при сборке и эксплуатации;
- элементы конструкции по возможности
унифицированы и стандартизированы;
- при изготовлении деталей и узлов макси-
мально использованы типовые, групповые
и прогрессивные технологические процессы,
в том числе обработка на станках с ЧПУ;
- ограничена номенклатура используемых
материалов и их типоразмеров;
- при изготовлении минимизированы
затраты материальных и людских ресурсов;
- конструкция обладает конструктивной и тех-
нологической преемственностью, что позво-
72

2.3. Требования к авиационным ГТД
ляет сократить сроки изготовления и
освоения двигателя в производстве;
- обеспечивается надежность двигателя
в эксплуатации.
Производственная технологичность
конструкции двигателя отрабатывается особенно
эффективно, когда есть тесное взаимодействие
конструкторов и технологов на всех стадиях проектирования
изделия.
Руководящими документами при
отработке конструкции на технологичность являются
ГОСТ14.201 - 83, ГОСТ14.205 - 83.
2.3.8. Требования эксплуатационной
технологичности
2.3.8.1. Эксплуатационная технологичность -
показатель совершенства ГТД
Эксплуатационная технологичность (ЭТ)
является важным технико-экономическим
показателем совершенства авиационных ГТД.
ЭТ двигателя- совокупность свойств двига-
теля и его узлов (например, проектные
характеристики, конструктивные решения, новые
материалы и прогрессивные технологии), которые
позволяют выполнять его техническое
обслуживание ограниченным количеством исполнителей
средней квалификации с применением простых
средств для технического обслуживания и ми-
нимальными затратами. Современные двига-
тели проектируются с учетом требований ЭТ.
Двигатель должен иметь такую конструкцию,
которая может сохранять или восстанавливать
пригодное к эксплуатации состояние на протяжении
всего периода эксплуатации.
Опыт разработки, производства и
эксплуатации авиационных двигателей свидетельствует
о том, что в решающей степени ЭТ закладывается
на этапе разработки двигателя. Но на всех других
этапах ЭТ должна оцениваться и
подтверждаться. Обеспечить требования ЭТ на самых ранних
этапах проектирования позволяют современные
трехмерные графические программы. Они
широко применяются при проектировании ГТД.
В дальнейшем ЭТ отрабатывается и
подтверждается на макетах двигателя. Конструкторы полу-
чили возможность видеть работу проектируемых
деталей во всей системе в целом. Это позволяет
избежать ситуаций, когда крепеж деталей, часто
обслуживаемые элементы или агрегаты
располагаются в труднодоступных местах или когда для
демонтажа того или иного блока необходимо снять
несколько смежных. Такой подход уже на этапах
проектирования и доводки нового двигателя
позволяет свести к минимуму возможные
конструктивные изменения по причине ЭТ, а значит, -
снизить стоимость эксплуатации двигателя.
Самый совершенный двигатель и самолет
будет бесполезен и неинтересен эксплуатанту, если
из-за плохой ЭТ его техническое обслуживание
или ремонт потребует средств и времени едва ли
не больше, чем на эксплуатацию.
2.3.8.2. Основныекачественные
характеристики ЭТ
Качество ЭТ двигателя определяется его
приспособленностью к техническому обслуживанию
и ремонту (ТО и P) с минимальными затратами.
К основным качественным характеристикам ЭТ
относятся:
1) модульность- возможность простой
замены некоторых основных секций двигателя
в эксплуатации без отправки двигателя в ремонт
(например, рабочее колесо вентилятора, коробка
приводов), возможность разборки на модули при
ремонте двигателя;
2) ремонтопригодность - приспособленность
конструкции двигателя к восстановлению
работоспособности двигателя, его характеристик
и параметров с помощью ремонтных технологий
и замены деталей, агрегатов и модулей;
3) контролепригодность - приспособленность
конструкции двигателя для контроля
механического состояния, характеристик и параметров
двигателя, достаточных для обнаружения ранних
признаков неисправности или разрушения, а
также для проведения наземного анализа и контроля
текущего технического состояния;
4) доступность - свободный доступ к
системам, узлам, агрегатам, контрольным элементам
и деталям двигателя, требующим регламентного
обслуживания, проверки, регулировки или
частой замены, без снятия других деталей или узлов
и без разборки двигателя;
5) легкосъемность - приспособленность
конструкции к снятию и установке узлов, агрегатов
и деталей с минимальными трудозатратами;
6) взаимозаменяемость - свойство
конструкции, обеспечивающее возможность замены без
подгонки одноименных деталей, узлов, агрегатов
и модулей с сохранением заданных
характеристик двигателя;
73

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
7) восстанавливаемость после
эксплуатационных повреждений без отправки двигателя
в ремонт;
8) простота технологических процессов при
ТО и P - возможность выполнения ТО и P огра-
ниченным количеством обслуживающего пер-
сонала средней квалификации с минимальными
затратами;
9) регулируемость - свойство конструкции дви-
гателя, обеспечивающее возможность и удобство
регулирования при ремонте и испытаниях для
поддержания заданных параметров и
работоспособности. При этом объем необходимых регули-
ровочных работ при ТО в эксплуатации должен
быть сведен к минимуму;
10) преемственность - приспособленность
конструкции двигателя к применению
стандартного ручного инструмента для проведения
обслуживания, регулировок, сборки и разборки.
Возможность применения специального
инструмента, испытательного оборудования, контроль-
но-проверочной аппаратуры и технологических
процессов, которые существуют и используются
для обслуживания двигателей других типов,
находящихся в эксплуатации. Потребность в новых
специальных инструментах, контрольно-прове-
рочной аппаратуре и технологических процессах
должна быть сведена к минимуму, и
обосновываться технико-экономической эффективностью
их применения.
2.3.8.3. Количественные показатели ЭТ
Количественные показатели ЭТ
определяются на основе статистических данных по затратам
времени, труда и средств расходуемых на ТО и P,
хранение и транспортирование. Количественные
показатели ЭТ характеризуют достигнутые конс-
труктивно-технологические свойства и
совершенство конструкции двигателя, атакже
совершенство применяемых методов ТО и P, хранения
и транспортирования.
Основной параметр количественной оценки
ЭТ - количество затраченных на ТО и P челове-
ко-часов, отнесенное на один час работы двига-
теля в полете.
Уровень ЭТ двигателя оценивается как в
составе воздушного судна, так и отдельно. Для
оценки достигнутой ЭТ составляется паспорт
на двигатель с расчетом ЭТ, которая в дальней-
шем подтверждается на этапе государственных
испытаний и эксплуатации.
2.3.9. Экономические требования
к авиационным ГТД
2.3.9.1. Себестоимость производства
В настоящее время жесткая конкуренция на
мировом рынке авиадвигателей вынуждает
проектировщиков при создании новой техники не
только закладывать технически совершенные
характеристики узлов и модулей, но и заранее
решать вопросы экономической
эффективности двигателей. В частности, планируется мак-
симально допустимая себестоимость двигателя
в серийном производстве - проектирование на
«заданную стоимость». Для этого уже на этапе
проектирования принимаются необходимые
технические (по конструкции двигателя) и произ-
водственно-технологическиерешения.
Интересным и перспективным направлением
является проектирование двигателя на заданный
уровень эксплуатационных расходов, хотя это
и значительно более сложная задача прежде
всего из-за более сложной структуры
эксплуатационных затрат.
2.3.9.2. СтоимостъЖЦдвигателя
Наиболее распространенным в мировой
практике методом оценки экономической
эффективности эксплуатации двигателя является
расчет стоимости ЖЦ. В стоимость ЖЦ включаются
затраты на закупку нового двигателя и
эксплуатационные расходы на обеспечение бесперебойной
эксплуатации одной СУ летательного аппарата
(ЛА) в течение времени, равного ресурсу плане-
pa. Как правило, сравнительная оценка величины
стоимости ЖЦ для различных вариантов
производится через показатель затрат на один летный
час эксплуатации:
^ч= ^щт/ ^'
где Сч - стоимость ЖЦ двигателя,
приходящаяся на один час эксплуатации;
С - стоимость ЖЦ суммарные затраты
на обеспечение обслуживание одной
СУ в течение назначенного ресурса
планера;
t^ - назначенный ресурс планера.
На стадии проектирования или начальной
стадии эксплуатации назначенный ресурс плане-
pa t^ принимается в соответствии с техническим
заданием на самолет. Для самолетов гражданской
авиации назначенный ресурс планера составляет
40000...60000часов.
74

2.3. Требования к авиационным ГТД
Стоимость ЖЦ С™т - это комплексный пока-
уК_Ц
затель, включающий в себя следующие затраты:
С = С + С
^ЖЦ ^зак ^экспл?
где Сзак - затраты на закупку двигателей;
СЭКС1Ш - затраты, связанные с обеспечением
эксплуатации одной СУ ЛА.
Стоимость закупок Сзак- стоимость нового
двигателя (или двигателей), обеспечивающих
бесперебойную работу СУ в течение назначен-
ного ресурса tw.
Для двигателей, имеющих фиксированный
назначенный ресурс £дв
^зак ~^ Vw' ^wJ ^об^дв?
где tm - назначенный ресурс двигателя;
Коб - коэффициент оборота двигателей,
учитывающий необходимость наличия
резервных двигателей (для подмены сни-
маемых и отправляемых в ремонт). Как
правило^= l,l...l,3;
Сда - стоимость нового двигателя.
Для двигателей, эксплуатирующихся по
техническому состоянию с заменой выработавших
ресурс основных деталей при текущих ремонтах,
Ц$ак~^обЦ*в*
Эксплуатационные затраты Сэкспл - затраты
авиакомпаний непосредственно на эксплуатацию
двигателей.
С = С + С + С + С
экспл рем агр экс. обс топл?
где CDeM - стоимость ремонтов двигателя (дви-
гателей) на ремонтном предприятии
за время наработки СУ, равное tm;
рем
С.
агр
- стоимость агрегатов двигателя, заме-
няемых по выработке назначенного
ресурса в процессе эксплуатации;
Сэкс обс - стоимость обслуживания двигателя
в аэропортах за время tnjl;
Стопл - стоимость топлива, вырабатываемого
двигателем за время £пл.
Стоимость обслуживания в аэропортах
определяется по формуле
г = С + Г' + Г' + Г'
экс. обс зар.пл обор обс. обор апт?
где Сзарпл - затраты на заработную плату персона-
ла, обслуживающего двигатели в
эксплуатации, отнесенные к одной СУ;
Собор - стоимость оборудования ирасходных
материалов для обслуживания двига-
телей в эксплуатации, отнесенные к од-
ной СУ;
Собсобор-стоимость технического
обслуживания оборудования, указанного выше,
отнесенная к одной СУ;
Сатгг - стоимость технической аптечки (ком-
dlll V
плекта запасных частей и агрегатов
для оперативных замен в
эксплуатации), отнесенная к одной СУ
Стоимость топлива определяется по формуле
С = С t
топл час пл
гдеС_ -
час
средний часовой расход топлива на один
двигатель (определяется расчетом по
типовому ПЦ или опыгао-эксперимен-
тальным путем).
2.3.10. Экологические требования
2.3.10.1. Требованиякэмиссии авиационных
двигателей гражданской авиации
Основным международным органом, регули-
рующим вопросы защиты окружающей среды от
воздействия авиации, является Международная
организация гражданской авиации - ИКАО.
Она объединяет 185 государств, втом числе
Российскую Федерацию. ИКАО -
специализированное отделение ООН, на которое возложе-
на ответственность за разработку стандартов,
рекомендуемой практики и инструктивного ма-
териала по различным аспектам деятельности
международной гражданской авиации.
Международные стандарты по эмиссии
вредных веществ от авиационных двигателей граж-
данской авиации существуют в виде тома II
«Эмиссия авиационных двигателей» Приложения
16 кКонвенции омеждународной гражданс-
кой авиации. В пределах Российской Федерации
эмиссия вредных веществ регулируется АП-34
«Охрана окружающей среды. Нормы эмиссии для
авиационных двигателей» [2.4]. В соответствии
с международными и отечественными
стандартами в настоящее время нормируется эмиссия
оксидов азота C^Ox), оксида углерода (СО), не-
сгоревших углеводородов (НС) и дыма (SN).
Нормируемым параметром эмиссии газообраз-
ных вредных веществ является условный
валовый выброс каждого вещества, отнесенный к тя-
ге двигателя на взлетном режиме. Эмиссия дыма
нормируется по максимальному измеренному
значению условного числа дымности SN.
Методика определения эмиссии авиационных
двигателей инормируемые значения эмиссии co-
шасно требованиям норм ИКАО изложены в ш. 6.
75

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
23.10.2. Ограничения по шуму
Международные стандарты ирекомендуемая
практика решения проблемы авиационного шума
впервые были разработаны и официально изда-
ны Советом ИКАО в 1971 г. в виде Приложения
16 (глава 2) к Конвенции о международной граж-
данской авиации и начали действовать с 6 января
1972 г. Прогресс в развитии гражданской авиации,
в частности, применение ТРДД высокой степени
двухконтурности с развитой системой шумоглу-
шения, обусловили появление в 1978 г. новых,
более жестких норм на уровни шума самолетов
на местности. Эти нормы известны сегодня как
нормы главы 3 тома 1 Приложения 16. В 2001 г.
на 33-й Ассамблее ИКАО были утверждены но-
вые нормы на уровни шума самолетов - нормы
главы 4 со сроком введения в действие с 1 января
2006 г. Нормы главы 4 в сумме на 10 EPN дБ
жестче норм главы 3. При этом отменяется правило
компенсации, и запас относительно главы 3 по
сумме в любых двух контрольных точках должен
быть не менее 2 EPN дБ.
Для дозвуковых реактивных самолетов
уровень шума, регламентируемый нормами ИКАО,
определяется в трех контрольных точках.
1. Шум при разбеге и взлете на расстоянии
450 метров от ВПП, измеряемый микрофонами
в пяти точках.
2. Шум при наборе высоты, измеряемый на
продолжении оси ВПП на расстоянии 6500 мет-
ров от начала разбега. Допустимый уровень
шума во второй контрольной точке
нормируется в зависимости от количества двигателей на
самолете. Этим учитывается возможность двух-
и трехдвигательных самолетов, имеющих более
высокую тяговооруженность, взлетать по более
крутой траектории, чем четырехдвигательные.
Поэтому для четырехдвигательных самолетов
105
100
95
90
85
80
10
50 100
500
105
100
95
90
85
80
допускается более высокий предельный уровень
шума в данной точке.
3. Шум при посадке, измеряемый в точке про-
должения оси ВПП на расстоянии 2000 метров от
посадочного торца ВПП на высоте 120 метров.
Нормы шума в каждой контрольной точке
определяются индивидуально для каждого типа
самолета по линейному закону в зависимости от
логарифма взлетного веса.
Графики зависимости предельного
допустимого уровня шума от взлетной массы самоле-
та для трех контрольных точек в соответствии
с нормами гл. 3 приведены на рис. 2.8.
Основная информация об источниках шума
ГТД, природе его возникновения и способах сни-
жения, а также методики оценки и контроля из-
ложены в гл. 15.
2.3.11. Некоторые специфические
требования к авиационным ГТД
в зависимости от их применения
(незаметность в инфракрасном
и радиолокационном диапазонах
длин волн)
К ЛА военного назначения предъявляются
требования по обеспечению низких уровней замет-
ности в радиолокационном (РЛ) и инфракрасном
(ИК) диапазонах длин волн.
Впервые концепция малой заметности ЛА
и конкретные требования к уровням
демаскирующих признаков в РЛ и ИК-диапазонах спектра
были разработаны в США в 70-х гг. прошлого
столетия, и послужили толчком к развертыванию
широкомасштабных работ в рамках программы
Stealth («Стелс»). Суть концепции - самолет дол-
жен иметь минимальную заметность для систем
обнаружения и наведения оружия зенитно-ракет-
ных комплексов и истребителей-перехватчиков.
двигателя
3 дзигатепя
\2 ооигателя
100
95
90
85
ЯП
10
50 100
500
10
50 100
500
Рис. 2.8. Нормы гл. 3 стандарта ИКАО
76

2.3. Требования к авиационным ГТД
Исходя из этой концепции были созданы «само-
леты-невидимки» F—117A иВ-2, которые
находятся на вооружении ВВС США, и принимали
участие в боевых действиях.
При разработке требований к уровням замет-
ности ЛА учитываются следующие факторы:
- предназначение ЛА, его цели и задачи;
- потребные летно-технические
характеристики ЛА, характеристики навигаци-
онно-прицельного оборудования и
вооружения;
- технический уровень систем обнаружения
и наведения оружия и боевые
возможности средств поражения ЛА, имеющихся на
вооружении противника;
- состав и характеристики систем бортово-
го комплекса обороны ЛА (система
предупреждения об облучении и пусках
ракет, системы постановки активных и
пассивных помех в различных диапазонах
спектра);
- имеющиеся научно-технические
разработки в области техники и технологии малоза-
метности;
- экономический потенциал страны-разра-
ботчика.
Общие требования к уровням заметности
ЛА в РЛ и ИК-диапазонах спектра включают
в себя:
- перечень типов ЛА и их массовые
характеристики;
- условия полета ЛА и режим работы СУ;
- диапазоны длин волн в РЛ и ИК-диапазо-
нах спектра и потребные уровни заметнос-
ти в различных угловых зонах передней
и задней полусферы.
На основе общих требований к заметнос-
ти ЛА устанавливаются требования к
системам и элементам ЛА, формирующим его РЛ
и ИК-сигнатуру Установлены такие требования
и к двигателю ЛА. Они содержат данные о
требуемых уровнях РЛ-контрастности (эффективной
площади рассеяния, мг) и ИК-контрастности
(силе излучения, Вт/ср) двигателя в различных
угловых зонах передней и задней полусфе-
ры на режимах малой заметности. В качестве
примера использования средств уменьшения
РЛ и ИК-заметности на рис. 2.9 показан проект
перспективного ТРДДФ F-го поколения) с кри-
волинейными входным устройством и плоским
регулируемым соплом.
2.3.12. Соответствие требованиям
летной годности
По классификации Авиационного Регистра
Межгосударственного авиационного комитета
(МАК) воздушное судно включает в себя компо-
ненты I, II и III класса.
К компонентам I класса относятся:
- авиационный маршевый двигатель (АМД);
- воздушный винт (BB);
- вспомогательный двигатель (ВД).
К компонентам II класса относятся части
конструкции планера воздушного судна,
работоспособность которых влияет на летную годность
(фюзеляж, крыло, секции механизации крыла,
шасси, механическая система управления и др.).
К компонентам III класса относятся
комплектующие изделия (КИ), которыми являются
любые готовые изделия (механизмы, агрегаты,
приборы, блоки и др.)? устанавливаемые на
воздушное судно, АМД, BB, ВД.
Для обеспечения безопасности полетов к воз-
душному судну и его компонентам
предъявляется комплекс требований по обеспечению летной
годности. НЛГ авиационных двигателей
приведены вАП-33 [2.4]. Они содержат требования
Воздухозаборник с блокированием
«видимости» вентилятора
Сопло с блокированием
«видимости» горячих узлов
Рис. 2.9. Перспективный ТРДДФ со средствами подавления заметности
77

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
к проектированию и конструированию узлов
и систем двигателя по обеспечению прочности,
надежности и безопасности, а также комплекс
стендовых и летных испытаний по проверке вы-
полнения требований НЛГ.
Кроме требований летной годности
воздушные суда и их компоненты должны отвечать
требованиям охраны окружающей среды согласно
действующим ограничениям выбросов вредных
веществ в атмосферу (окись углерода СО, не-
сгоревшие углеводороды НС, окислы азота NOX,
а также дым CN) и уровня шума, создаваемого
самолетом на местности во время взлета и по-
садки.
Работы по установлению соответствия воз-
душного судна и его компонентов требованиям
по обеспечению летной годности и охране
окружающей среды называются сертификацией.
Компоненты воздушного судна
сертифицируются либо в его составе (компоненты III класса),
либо на начальном этапе самостоятельно, а за-
тем - в составе воздушного судна (компоненты
I и II класса).
Сертификации также подвергаются
предприятия и организации, разрабатывающие и
производящие авиационную технику.
Государственным компетентным органом,
осуществляющим нормирование летной годности,
процедуры сертификации ивыдающим
соответствующие сертификаты на образцы авиационной
техники, является Авиационный Регистр МАК,
который действует на территории государств-
учредителей МАК: в Азербайджане, Армении,
Беларуси, Грузии, Казахстане, Кыргызстане,
Молдове, Таджикистане, Узбекистане, Российской
Федерации, Туркменистане и Украине.
Процедуры сертификации авиационной
техники приведены вАП-21. После проведения
сертификации двигателя разработчик получает
от Авиационного Регистра МАК Сертификат
типа на двигатель.
2.4. Особенности требований к ГТД
наземного применения
В данном разделе рассматриваются
особенности требований к наземным ГТД, ис-
пользуемым в качестве привода нагнетателей
природного газа в составе ГПА и для привода
электрогенераторов в составе ГТЭС различно-
го типа.
Энергетика и механический привод являются
важнейшими областями применения наземных
ГТД: в суммарном объеме мирового
производства наземных и морских ГТД энергетические ГТД
составляют около 91 %, приводные ГТД- около
5 % (по стоимости). В России основной
потребитель ГТД - газотранспортные подразделения
ОАО «Газпром», однако и в энергетике в послед-
нее время наблюдается быстрый рост спроса на
газотурбинные приводы.
2.4.1. Особенности требований
к приводным ГТД для ГПА
2.4.1.1. Требования кхарактеристикам ГТД
Основными характеристиками ГТД,
определяющими его размерность и техническое
совершенство, являются номинальная мощность на
выходном валу (NenOM) иэффективный КПД (г|е)
на режиме номинальной мощности.
7VeHOM- это максимальная длительная мощ-
ность в определенных стандартных условиях
(см. ниже), при которой обеспечиваются заявлен-
ные показатели ресурса, надежности и экономич-
ности. NenOM и Г|е определяются для двух условий:
условий по ISO 2314 и станционных условий.
Условия ISO 2314 (ГОСТ 20440-75):
1) параметры воздуха на входе (в плоскости
входного патрубка компрессора): полное
давление 0,1013 МПА, полная температура +15 °С, от-
носительная влажность 60 %;
2) параметры на выхлопе (в плоскости вы-
хлопного патрубка турбины или на выходе из
регенератора, если используется регенеративный
цикл): статическое давление 0,1013 МПА;
3) сопротивление входного и выхлопного
трактов ГПА не учитывается.
Параметры ГТД в условиях ISO используются
для определения технического уровня двигателя
и сравнения его с ближайшими аналогами.
Станционные условия отличаются от условий
ISO учетом потерь полного давления во входном
и выхлопном устройствах ГПА, которые обычно
не превышают 1000 Па A00 мм вод.ст.).
Номинальная мощность должна
обеспечиваться до температуры атмосферного воздуха
+25 °С (это требование может быть изменено для
конкретного двигателя).
Максимальная мощность ГТД - это предель-
ная рабочая мощность, развиваемая при больших
отрицательных температурах атмосферного
воздуха. Максимальная мощность должна быть до
20 % выше номинальной.
78

2.4. Особенности требованийкГТДназемного применения
Номинальный КПД проектируемых ГТД дол-
жен соответствовать современному
техническому уровню или быть выше. Значения КПД сов-
ременных серийных ГТД для различных классов
мощности приведены в табл. 2.8 [2.5].
Таблица 2.8
Современный уровень КПД ГТД
Класс
мощности,
МВт
2...4
4...8
10...12,5
16...25
КПД, % (в станционных условиях)

Авиапроизводные ГТД
простого цикла
27...28
29...33,5
31...34,5
34...38
Стационарные
ГТД простого
цикла
26...27,5
28...32,5
29...33
32...35
Стационарные
ГТД
регенератов ного цикла
—
32...34
32...35
34,5...36,5
Примечание: показатели относятся к серип-
ноп товарной продукциимировогорынка
простого ирегенеративного цикла и не относятся кус-
тановкам сложных икомбинированных циклов.
Перспективныеразработки и прототипы могут
иметъКПДна l,5...2 % (абсолютных) выше.
Нагрузочная характеристика двигателя ГПА
(зависимость мощности от частоты вращения
силовой турбины при постоянном режиме газо-
генератора) должна быть пологой - не более 5 %
снижения мощности при частоте вращения CT
70 % от номинальной.
Минимальная мощность, при которой
допускается длительная эксплуатация ГТД, может
составлять до 50 % от номинальной мощности.
Конструкция ГТД должна допускать
возможность отбора сжатого воздуха из-за компрессора
на станционные нужды и в противообледени-
тельную систему. При этом соответственно
снижаются мощность и КПД.
Двигатели ГПА работают на земле, в
условиях запыленности, поэтому в процессе
эксплуатации мощность снижается из-за загрязнения газо-
воздушного тракта двигателя (в основном, про-
точной части компрессора). Для восстановления
мощности выполняют промывку газовоздушного
тракта. При промывке на вход в двигатель при
помощи промывочных устройств подаются спе-
циальные моющие растворы. Промывку выпол-
няют на рабочем режиме или на режиме холод-
ной прокрутки. Отличие промывки на рабочих
режимах от промывки на холодной прокрутке
заключается в расходах промывочной
жидкости - на холодной прокрутке подается значитель-
но больше моющей жидкости. Рекомендуемая
периодичность промывки:
- на рабочем режиме - через 300.. .1000
часов работы;
- на режиме холодной прокрутки - через
3000...5000 часов работы.
Промывки могут производиться и чаще в
случае значительного снижения мощности ГТД при
сильной загрязненности воздуха.
2.4.1.2. Требования кресурсам
и надежности
Класс использования ГТД для ГПА, как пра-
вило, базовый:
- время работы свыше 6000 ч/год;
- число пусков не менее 20 в год;
- время непрерывной работы - более
300 ч/пуск.
Срок службы ГТД - не менее 20 лет.
Ресурсы:
- назначенный - не менее 100000 ч;
- межремонтный - 20000.. .25000 ч.
Назначенный ресурс газогенератора ГТД,
конвертированного из авиадвигателя, должен быть
не менее 50000 час.
Надежность ГТД для ГПА определяется
следующими основными показателями:
а) наработка на отказ по причинам, связанным
с двигателем, ч:
T = T I Ч
отказ p отказ'
где Гр - суммарное время работы парка двига-
телей, ч;
4mm.- количество отказов.
UlKa3
Нормируемое значение Тотказ> 3500 ч.
б) коэффициент надежности пусков
кип = П / Побщ,
где П - количество удавшихся пусков;
Побщ- общее количество пусков с учетом
неудавшихся.
Нормируемое значение КШ1> 0,95.
в) коэффициент готовности:
K = T,/(T, + T^)
где Гр - суммарное время работы парка двига-
телей, ч;
Гпрост- суммарное время вынужденных
простоев, связанное с устранением
отказов, ч.
Нормируемое значение Кт > 0,98.
79

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
г) коэффициент технического использования:
# = T I (T + T + T ),
ТИ p V^ p **■ восст тор/'
где Гр - суммарное время работы парка двига-
телей, ч;
Гвосст - суммарное время восстановления,
связанное с устранением отказов, ч;
ГТОР - время простоев на плановое
техническое обслуживание и ремонт,
запланированный на время простоев, ч.
Нормируемое значение ^та> 0,9.
Фактически показатели надежности
оцениваются по результатам эксплуатации и должны
быть подтверждены по истечении пяти лет
эксплуатации двигателей.
2.4.13. Требования к габаритам
и весовым характеристикам
В отличие от авиационных к ГТД наземного
применения предъявляются менее жесткие
требования по габаритам и массе.
Основными ограничениями являются габари-
ты контейнеров для транспортировки и хранения
двигателей. ГТД должны транспортироваться
обычными транспортными средствами с
применением распространенных грузоподъемных
механизмов. При проектировании промышленных
двигателей для ГПА нет необходимости вводить
в конструкцию элементы, снижающие массу
деталей: выборки, проточки, отверстия и т.п. Также не
следует применять без особой необходимости
дорогостоящие легкие сплавы (титановые, алюмини-
евые, магниевые) и высоколегированные стали.
2.4.1.4. ИсполъзуемыеГСМ
В качестве топлива для ГТД ГПА в
основном используется природный газ, отбираемый
из транспортных газопроводов. Состав и
характеристики топливного газа регламентируются
отраслевым стандартом. При проектировании
ГТД, особенно деталей камеры сгорания, лопа-
ток и дисков турбины, следует учитывать, что
в состав природного газа входят сероводород
и меркаптановая сера. Эти компоненты газа при
высоких температурах вызывают
оксидно-сернистую коррозию деталей. Повышенным
содержанием сероводорода отличается природный
газ, откачиваемый из подземных хранилищ газа.
В некоторых случаях в качестве топлива могут
использоваться попутные нефтяные газы.
Транспортируемый газ, используемый в
качестве топлива, проходит на компрессорных
станциях через специальные блоки подготовки В этих
блоках газ доводится до требований стандарта по
чистоте, содержанию влаги и температуре.
Во многих случаях транспортируемый
природный газ используется и в качестве рабочего
тела для турбостартеров двигателя - так
называемый пусковой газ. Пусковой газ также подается
к стартеру двигателя из блоков подготовки газа
компрессорной станции.
В системах смазки ГТД для ГПА используют-
ся минеральные масла типа МС-8П, в некоторых
двигателях используется масло турбинное типа
ТП-22е. В высокотемпературных ГТД,
конвертированных из авиадвигателей, применяются
синтетические масла при условии минимизации
потерь масла.
2.4.1.5. Требования экологии и безопасности
Существуют допустимые нормы содержания
окислов азота и углерода в выхлопных газах
приводных ГТД ГПА.
Содержание окислов азота (в сухих
продуктах сгорания при температуре 0 °С, давлении
0Д013МПА иусловной концентрации
кислорода 15 %):
- для вновь проектируемых ГТД - не более
50 мг/нм3;
- для модернизируемых ГТД- не более
150 мг/нм3.
Содержание оксидов углерода- не более
ЮОмг/нм3.
Компрессорные станции магистральных
газопроводов являются объектами повышенной по-
жаровзрывоопасности. Поэтому кГТД для ГПА
предъявляются особые требования по
обеспечению безопасности работы. Конструкция двигателя
в целом, его составных частей, агрегатов, трубной
и электрической обвязки должны гарантированно
исключать искрообразование, утечку топливно-
го газа, нелокализованные разрушения роторов.
В конструкции должны применяться датчики и ат-
регаты взрывобезопасного исполнения, корпуса
компрессоров, турбин следует проектировать бо-
лее прочными. Двигатели необходимо оборудовать
системой автоматической защиты от раскрутки
роторов, а в случае ее отказа разрушение лопаток
должно предшествовать разрушению дисков.
В отличие от авиационных двигателей ГТД
для ГПА устанавливаются в специальных
укрытиях, закрываются шумотеплоизолирующи-
ми кожухами. Кроме того, в составе самих ГПА
предусмотрены шумоглушащие устройства во
входной шахте и в системе выхлопа. Поэтому
80

2.4. Особенности требованийкГТДназемного применения
в конструкции собственно двигателя не
предусматриваются какие-либо устройства для
снижения уровня шума.
2.4.1.6. Требованияпроизводственной
и эксплуатационной технологичности
Требования производственной и
эксплуатационной технологичности для промышленных
ГТД в целом аналогичны требованиям к
авиационным ГТД.
2.4.2. Особенности требований к ГТД
энергетических установок
2.4.2.1. ТребованиякхарактеристикамГТД
Основные характеристики энергетических ГТД,
так же как и ГТД механического привода, Ne ном
иГ|е на режиме номинальной мощности, которые
обычно указываются в стандартных условиях ISO
(см.подразд. 2.4.1). При проектировании
конкретных энергетических объектов используются
параметры ГТД в станционных условиях с учетом
потерь полного давления на входе и выхлопе, отборов
воздуха имощности на нужды станции согласно
требованиям заказчика.
ЭнергетическиеГТДмогутработатьв различных
условиях в соответствии с классами использования,
которые отличаются суммарным временем работы
и числом запусков в течение года. Выделяемые по
ГОСТ 29328 классы использования энергетических
ГТД представлены в табл. 2.9 [2.6].
Класс использования ГТД, определяющий
количество циклов «запуск - нагружение - работа под
нагрузкой - разгружение - останов», должен
учитываться при проектировании ГТД и определении
его ресурса.
ГТД должен надежно работать с мощностью
до 20 % выше номинальной при больших
отрицательных температурах атмосферного воздуха,
но без превышения номинальной температуры
газа перед турбиной.
Таблица 2. 9
Классы использования ГТД
Класс
использования
гтд
Базовый
Полупиковый
Пиковый
Оперативный
резерв
Показатели использования
Время работы,
час/год
свыше 6000
свыше 2000 до 6000
включительно
свыше 500 до 2000
включительно
до 500
включительно
Число пусков,
пуск/год
не более 100
свыше 100 до 200
включительно
свыше 200 до 500
включительно
свыше 500
В периоды резкого возрастания потребности
в электроэнергии ГТД может работать в так
называемом «пиковом» режиме (не путать с пико-
вым классом использования). Пиковый режим
допускает превышение номинальной мощности
до 10 % за счет некоторого увеличения
температуры газа перед турбиной выше номинального
значения. Допустимая величина превышения
номинальной мощности в пиковом режиме, время
работы и соответствующее снижение ресурса
ГТД согласовывается с заказчиком и
оговаривается в техническом задании (T3) на двигатель.
В процессе эксплуатации ГТД в течение меж-
ремонтного периода допускается снижение
мощности до 4 %, а КПД до 2 % (относительных).
2.4.2.2. ИсполъзуемыеГСМ
Энергетические ГТД должны работать на га-
зообразном или жидком виде топлива или на
обоих видах топлива. Вид и состав топлива, условия
перехода двигателя с одного топлива на другое
оговариваются в T3 на ГТД.
В качестве газообразного топлива обычно ис-
пользуется природный газ. Могут использоваться
также попутный газ нефтяных месторождений,
синтетический газ, низкокалорийные газы (биогаз,
доменный газ и др.). В качестве жидкого топлива
используется дизельное топливо (ГОСТ 305) или га-
зотурбинное топливо ^OCT 10433). Газообразное
и жидкое топливо перед подачей в камеру сгорания
ГТД должно быть подготовлено.
Требования к используемым маслам не
отличаются от аналогичных требований для ГТД ме-
ханического привода (см. подразд. 2.4.1).
2.4.2.3. Требования кресурсам
и надежности
Ресурсы ГТД согласно ГОСТ 29328 должны
быть не менее указанных в табл. 2.10.
Таблица 2 . 1 0
Ресурсы энергетических ГТД
Показатели
Средний
ресурс между
капитальными
ремонтами
Ресурс
до списания
Класс использования
Базовый
Не менее
25 000 час
100 000 час
Пиковый
1000 пусков или
4000 час работы
под нагрузкой
5000 пусков
81

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
Ресурсы энергетических ГТД учитываются,
как правило, в эквивалентных часах. При
расчете наработки ГТД в эквивалентных часах за эта-
лонный режим обычно берется номинальный
режим при работе на природном газе (т.е, один
час работы на данном режиме равен одному эк-
вивалентному часу). При нерасчетных условиях
работы каждый час наработки рассчитывается с
определенным повышающим коэффициентом,
который учитывает повышенную
повреждаемость деталей ГТД при работе в нерасчетных
условиях (табл. 2.11) [2.7].
Таблица 2. 1 1
Определение эквивалентной наработки
энергетических ГТД
Условия работы
Работа на пиковом режиме
Работа на дизельном топливе
Работа на зол о содержащем
Работа с впрыском воды
Нормальный запуск
Ускоренный запуск
Отключение с полной
Коэффициент при
определении эквивалентной
наработки, экв. час
4...6
1,5
2...4
l,5...2,0
5...10
20
10...130
Конкретные значения указанных в таблице
коэффициентов определяет разработчик ГТД
в процессе проектирования и доводки.
В течение межремонтного периода
показатели надежности ГТД должны составлять:
1) средняя наработка на отказ:
- в пиковом классе использования- не ме-
нее 800 час;
- в базовом классе использования - не менее
3500 час;
2) коэффициент надежности пусков - не ме-
нее 0,95;
3) коэффициент готовности - не менее 0,98;
4) коэффициент технического использования:
- для стационарных ГТД - не менее 0,92;
- для авиапроизводных ГТД - не менее 0,95.
2.4.2.4. Требованиякэкологии
и безопасности
Как правило, энергетические объекты
располагаются внутри населенных пунктов или в их
непосредственной близости. Это определяет
жесткие требования к экологическим
характеристикам энергетических ГТД и их контроль.
Содержание оксидов азота в отработавших газах
ГТД при работе с нагрузкой от 0,5 до 1,0
номинальной не должна превышать 50 мг/мз на
газообразном топливе и 100 мг/мз на жидком топливе.
Требования к безопасности в основном
аналогичны рассмотренным выше требованиям к ГТД
механического привода.
2.4.2.5. Требования к контролепригодности,
ремонтопригодности и др.
Конструкция ГТД должна обеспечивать мак-
симально возможный визуальный и
инструментальный контроль критических и наиболее
ответственных элементов и узлов без разборки или
при незначительной разборке.
Конструкция ГТД должна обеспечивать
максимально возможный объем ремонтно-восстанови-
тельных работ без демонтажа двигателя в
условиях электростанции. Мощные энергетические ГТД
обязательно выполняются с полным горизонталь-
ным разъемом для возможности выемки и ремон-
та ротора ГТД в условиях эксплуатации.
К габаритным и массовым характеристикам
энергетических ГТД, как правило, не
предъявляется жестких требований. В основном эти
ограничения связаны с необходимостью
транспортировки ГТД и его элементов обычными
транспортными средствами, а также с использованием
для монтажа двигателя на месте эксплуатации
обычных грузоподъемных механизмов.
2.5. Методология проектирования
2.5.1. Основные этапы
проектирования ГТД
Разработка новых изделий в современном
авиационном двигателестроении, как правило,
выполняется в несколько этапов:
- разработка технического задания (T3);
- разработка технического предложения;
- выполнение эскизного проекта;
- выполнение технического проекта;
- разработка конструкторской документации.
2.5.1.1. Техническоезадание
T3 - это конструкторский документ, в котором
представлена совокупность технических,
экономических, экологических требований к вновь
создаваемому изделию.
T3 состоит из следующих основных разделов:
- наименование и назначение двигателя;
- основные технические характеристики дви-
гателя;
82

2.5. Методология проектирования
- требования по экологическим показателям
(эмиссия, шум);
- технико-экономические требования;
- показатели надежности;
- требования по ресурсам основных деталей;
- состав двигателя, требования к отдельным
модулям и узлам;
- требования к системам и комплектующим
изделиям;
- требования к сертификации двигателя и его
систем;
- требования к материалам (климатическому
исполнению двигателя);
- требования по ЭТ, удобству ТО и P,
удобству хранения;
- требования по консервации, сроку хранения
и службы;
- требования по транспортировке готовых
двигателей.
На базе T3 разрабатывается техническое
предложение и осуществляются этапы эскизного
и технического проектов. Государственная или
ведомственная приемка готового изделия
проводится с целью проверки соответствия изделия
заявленным в T3 требованиям.
2.5.1.2. Техническое предложение
Техническое предложение - это совокупность
конструкторских документов, которые должны
содержать технические и технико-экономичес-
кие обоснования целесообразности разработки
документации двигателя на основании:
- анализа T3 заказчика;
- анализа различных вариантов возможных
решений;
- сравнительной оценки решений с учетом
конструктивных и эксплуатационных
особенностей разрабатываемого и
существующих двигателей;
- патентных исследований.
Техническое предложение после согласования
и утверждения в установленном порядке
является основанием для разработки эскизного
проекта. В общем случае при разработке технического
предложения выполняют следующие работы:
-разработка вариантов возможных
конструктивных решений, установление особенностей
вариантов (принципов действия, размещения
функциональных составных частей и т.п.), их
конструкторская проработка. Глубина такой проработки должна
быть достаточной для сравнительной оценки
вариантов;
-проверка вариантов на патентную чистоту
и конкурентоспособность, оформление заявок на
изобретения;
-проверка соответствия вариантов экологи-
ческим требованиям;
-сравнительная оценка вариантов. Сравнение
проводится по показателям качества изделия,
например: надежности, техническим, экономическим,
эргономическим параметрам. Сопоставление
вариантов может проводиться также по показателям
технологичности (ориентировочной удельной
трудоемкости изготовления, ориентировочной удельной
материалоемкости и др.), стандартизации и
унификации. При этом следует учитывать конструктивные
и эксплуатационные особенности
разрабатываемого и существующих двигателей, тенденции и
перспективы развития отечественного изарубежного
авиадвигателестроения;
- выбор оптимального варианта двигателя,
обоснование выбора;
-установление требований кдвигателю
(технических характеристик, экологических
показателей и др.) и последующей стадии разработки дви-
гателя (определение необходимого объема работ,
варианты возможных решений, которые следует
рассмотреть на последующей стадии и др.).
2.5.1.3. Эскизный проект
Эскизный проект- совокупность
конструкторских документов, которые должны содержать
принципиальные конструктивные решения,
дающие общее представление о составе и
особенностях работы двигателя и его узлов, а также
данные, определяющие назначение, основные
параметры и габаритные размеры
разрабатываемого изделия. Эскизный проект после
согласования и утверждения в установленном порядке
служит основанием для разработки
технического проекта или рабочей конструкторской
документации.
Эскизный проект предполагает:
- разработку и анализ вариантов
возможных решений, определение технических
характеристик вариантов, их конструкторскую
проработку. Глубина проработки должна быть
достаточной для сопоставления
рассматриваемых вариантов;
- разработку и обоснование технических
решений, направленных на обеспечение
показателей надежности, установленных техническим
заданием и техническим предложением;
83

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
- оценку двигателя на технологичность и пра-
вильность выбора средств и методов контроля
(испытаний, анализа, измерений);
- оценку двигателя в отношении его
соответствия требованиям эксплуатационной техноло-
гичности;
- проверку вариантов технических решений
на патентную чистоту и конкурентоспособность,
оформление заявок на изобретения;
- проверку соответствия вариантов экологи-
ческим требованиям, требованиям техники
безопасности;
- сравнительную оценку рассматриваемых
вариантов двигателя. При этом следует
учитывать конструктивные и эксплуатационные
особенности разрабатываемого и существующих
двигателей, тенденции и перспективы развития
отечественного и зарубежного авиадвигателест-
роения;
- выбор оптимального варианта из
предложенных технических решений, обоснование
выбора; принятие принципиальных решений;
- подтверждение (или уточнение)
предъявляемых к двигателю требований, установленных
техническим заданием и техническим предложением,
и определение технико-экономических
характеристик и показателей, не установленных техническим
заданием и техническим предложением;
- выявление на основе принятых
принципиальных решений новых составных частей,
комплектующих изделий и материалов, которые
должны быть разработаны другими
предприятиями (организациями), составление технических
требований к этим изделиям и материалам;
- составление перечня работ, которые
следует провести на последующей стадии разработки,
в дополнение или уточнение работ,
предусмотренных техническим заданием и техническим
положением;
- проработку основных вопросов технологии
изготовления для внедрения новых
технологических процессов (оборудования);
- предварительное решение вопросов
упаковки и транспортирования двигателя.
2.5.1.4. Технический проект
Технический проект - совокупность
конструкторских документов, которые должны
содержать окончательные технические решения,
дающие полное представление об устройстве
разрабатываемого двигателя, и исходные
данные для разработки рабочей документации.
Технический проект после согласования и
утверждения в установленном порядке служит
основанием для разработки рабочей
конструкторской документации.
Перечень работ, выполняемых на стадии
технического проекта:
- разработка конструктивных решений двига-
теля и его основных составных частей;
- проведение необходимых расчетов, в том
числе подтверждающих технико-экономические
показатели, установленные техническим заданием;
- выполнение необходимых принципиальных
схем, схем соединений и др.;
- оценка двигателя по экологическим
характеристикам;
- анализ конструкции деталей, сборочных
единиц и двигателя в целом на технологичность
с учетом предложений предприятий-изготовите-
лей в части обеспечения технологичности в
условиях данного конкретного производства, в том
числе по использованию имеющегося на
предприятии оборудования, а также учета в данном
проекте требований нормативно-технической
документации, действующей на предприятии-из-
готовителе; выявление необходимого для
производства изделий нового оборудования
(обоснование разработки или приобретения); разработку
метрологического обеспечения (выбор методов
и средств измерения);
- разработка, изготовление и испытание
опытных образцов двигателя и его составных частей;
- оценка изделия в отношении его
соответствия экономическим требованиям;
- оценка транспортирования, хранения, а
также монтажа двигателя на самолете;
- оценка эксплуатационной технологичности
двигателя (взаимозаменяемости, удобства
обслуживания, ремонтопригодности,
устойчивости к воздействиям внешней среды, возможности
быстрого устранения отказов, контроля
качества работы изделия, обеспеченности средствами
контроля технического состояния и др.);
- окончательное оформление договоров на
разработку и изготовление новых
комплектующих изделий, в том числе средств измерения
и материалов, применяемых в разрабатываемом
двигателе;
- оценка уровня стандартизации и
унификации изделия;
-проверка двигателя на патентную чистоту
и конкурентоспособность, оформление заявок на
изобретения;
84

2.5. Методология проектирования
- выявление номенклатуры покупных изделии,
согласование применения покупных изделий;
- согласование габаритных, установочных
и присоединительных размеров двигателя с
заказчиком (потребителем);
-частичная разработка чертежей сборочных
единиц и деталей, двигателя для ускорения
выдачи задания на разработку
специализированного оборудования для их изготовления или выдачи
заданий по получению специальных заготовок;
- проверка соответствия принимаемых
решений требованиям техники безопасности и
производственной санитарии;
- составление перечня работ, которые
следует провести на стадии разработки рабочей
документации, в дополнение и (или)
уточнение работ, предусмотренных техническим
заданием, техническим предложением и
эскизным проектом.
2.5.1.5. Разработка конструкторской
документации
К конструкторским документам (далее -
документы) относят графические и текстовые
документы, которые в отдельности или в
совокупности определяют состав двигателя и содержат
необходимые данные для его изготовления,
контроля, приемки, эксплуатации и ремонта.
Документы подразделяют на виды, указанные
втабл. 2.12.
С целью обеспечения удобства пользования
конструкторская документация авиационных
двигателей оформляется в единой системе,
которая носит название ЕСКД (единая система
конструкторской документации). Единые правила
выпуска конструкторской документации
описаны в ряде нормативных документов ЕСКД -
государственных стандартах (ГОСТ), которые
обязательны для применения на всей территории
Российской Федерации.
2.5.2. Разработка конструкций ГТД
на основе базовых газогенераторов
2.5.2.1. Газогенератор - базовыйузел ГТД
Под газогенератором ГТД сложных схем
(ТРДД, ТРДДФ, многовальных ТВД, вертолет-
ных и наземных ГТД) обычно понимают каскад
высокого давления, состоящий из
компрессора, камеры сгорания и турбины. В трехвальном
ТРДД в качестве газогенераторной части двига-
теля можно рассматривать двухвальный
турбокомпрессор, который объединяет каскады
среднего и высокого давления. Понятие
газогенератора возникло с появлением авиационных ТРДД,
а впоследствии стало широко использоваться
и для других типов многовальных многокаскад-
ных ГТД.
Газогенератор является наиболее
ответственным агрегатом ГТД, непосредственно
определяющим параметры и характеристики двигателя.
Газогенератор является также наиболее
напряженной частью двигателя в отношении
прочности, теплостойкости, эксплуатационной
надежности. Он включает узлы и системы,
работающие при наибольших температуре и давлении
в тракте двигателя и наибольших же окружных
скоростях (компрессор, камера сгорания, турбина,
трансмиссия). Поэтому в газогенераторе
сосредоточены самые передовые и дорогостоящие
технологии и материалы, используемые при
производстве ГТД. Значительная часть технических проблем,
возникающих при создании и доводке новых дви-
гателей, а также финансовых и временных затрат
также связана с газогенераторной частью.
В настоящее время при разработке ГТД для
сокращения сроков создания и снижения
технического и финансового рисков широко
практикуется опережающая разработка и доводка
ключевых узлов и технологий. В дальнейшем эти узлы
и технологии используются в коммерческих
проектах- этим сводятся к минимуму различные
риски. Как правило, этот процесс идет при
финансовой поддержке государства. Такой подход
в полной мере применяется при разработке
газогенератора как наиболее сложного и
дорогостоящего агрегата ГТД, определяющего техническое
совершенство двигателя в целом.
2.5.2.2. Основныепараметры
и конструктивные схемы
газогенераторов ГТД
Рассмотрим понятие размерность
газогенератора. Размерность газогенератора характеризуется
приведенным расходом воздуха на входе в
компрессор Gm и на выходе из компрессора G^ вых.
Приведенный расход (кг/с) на выходе
определяется по формуле
С = С
пр вых
ко
вх
85

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
Таблица 2 .1 2
Виды документов
Вид документа
Чертеж детали
Сборочный чертеж
Чертеж общего вида
Теоретический чертеж
Габаритный чертеж
Электромонтажный чертеж
Монтажный чертеж
Упаковочный чертеж
Схема
Спецификация
Ведомость
спецификаций
Ведомость ссылочных
документов
Ведомость покупных
изделий
Ведомость разрешения
применения покупных изделий
Ведомость техн. предл.
Ведомость эскиз, проекта
Ведомость техн. проекта
Пояснительная записка
Технические условия
Программа и методика
испытаний
Таблица
Расчет
Эксплуатационные
документы
Ремонтные документы
Инструкция
Определение
Документ, содержащий изображение детали и другие данные, необходимые для ее
изготовления и контроля
Документ, содержащий изображение сборочной единицы и другие данные, необходимые для
ее сборки (изготовления) и контроля. К сборочным чертежам также относят чертежи, по
которым выполняют монтаж, агрегатов и обвязки
Документ, определяющий конструкцию двигателя, расположение основных агрегатов,
взаимодействие его составных частей и поясняющий принцип работы изделия
Документ, определяющий геометрическую форму (обводы) изделия и координаты
расположения составных частей
Документ, содержащий контурное (упрощенное) изображение изделия с габаритными,
установочными и присоединительными размерами
Документ, содержащий данные, необходимые для выполнения монтажа электрообвязки
изделия
Документ, содержащий контурное (упрощенное) изображение изделия, а также данные,
необходимые для его установки (монтажа) на месте применения
Документ, содержащий данные, необходимые для выполнения упаковывания изделия
Документ, на котором показаны в виде условных изображений или обозначений составные
части изделия и связи между ними
Документ, определяющий состав сборочной единицы, комплекса или комплекта
Документ, содержащий перечень всех спецификаций составных частей изделия с указанием
их количества и входимости
Документ, содержащий перечень документов, на которые имеются ссылки в конструкторских
документах изделия
Документ, содержащий перечень покупных изделий, примененных в разрабатываемом
изделии
Документ, содержащий перечень покупных изделий, разрешенных к применению
Документ, содержащий перечень документов, вошедших в техническое предложение
Документ, содержащий перечень документов, вошедших в эскизный проект
Документ, содержащий перечень документов, вошедших в технический проект
Документ, содержащий описание устройства и принципа действия разрабатываемого изделия,
а также обоснование принятых при его разработке технических и технико-экономических
решений
Документ, содержащий требования(совокупностьвсехпоказателей,норм,правилиположений)
к изделию, его изготовлению, контролю, приемке и поставке
Документ, содержащий технические данные, подлежащие проверке при испытании изделий,
а также порядок и методы их контроля
Документ, содержащий в зависимости от его назначения соответствующие данные, сведенные
в таблицу
Документ, содержащий расчеты параметров и величин, например, расчет размерных цепей,
расчет на прочность и др.
Документы, предназначенные для использования при эксплуатации, обслуживании и
ремонте изделия в процессе эксплуатации
Документы, содержащие данные для проведения ремонтных работ на специализированных
предприятиях
Документ, содержащий указания и правила, используемые при изготовлении изделия
(сборке, регулировке, контроле, приемке и т.п.)
86

2.5. Методология проектирования
В приближенных оценках можно
пользоваться упрощенной формулой
„ _ _, | * 5/6
првых кокгг '
Приведенный расход воздуха на входе в комп-
peccop газогенератора GK0 характеризует площадь
и диаметр на входе в компрессор (при определен-
ной приведенной скорости на входе А-вх и втулоч-
ном отношении я?вх).
Приведенный расход воздуха по выходу
из компрессора Gnp вых характеризует площадь
и диаметр (высоту лопатки) на выходе из комп-
peccopa. Этим параметром удобно
пользоваться при оценке достижимого уровня мощности
(тяги) ГТД, создаваемых на базе газогенерато-
pa. Более высокая размерность газогенератора
(Gnp вых) при фиксированной суммарной степе-
ни сжатия компрессора позволяет иметь
больший физический расход воздуха через двига-
тель и, соответственно, большую мощность
(или тягу).
Gnp вых не зависит от «наддува» (наличия ком-
прессора низкого давления (КНД)) на входе,
также как и от подстановки ступеней впереди комп-
peccopa. Добавление ступеней за компрессором
уменьшает G^ вых (размерность газогенератора)
и требует более радикального изменения
конструкции газогенератора.
Необходимо иметь в виду, что для ГТД с oce-
вым компрессором может существовать
ограничение минимальной размерности газогенерато-
pa при G^ < 2...2,5 кг/с. Это связано с умень-
шением высоты лопаток последних степеней
компрессора до Г|л<16...18мм, вызывающим
значительное падение КПД из-за увеличения
относительных зазоров и неблагоприятного
влияния числа Рейнольдса. Этот предел может
быть несколько уменьшен, если применить
понижающуюся форму проточной части компрес-
copa или установить на выходе центробежную
ступень. Газогенераторы с осецентробежными
и центробежными компрессорами часто
применяются в малоразмерных авиационных и назем-
ных ГТД.
Газогенератор характеризуется
термодинамическими параметрами:
- максимальной температурой газа перед тур-
биной;
- степенью сжатия в компрессоре;
- расчетной степенью расширения в турбине;
- КПД компрессора и турбины.
Эти параметры врешающей степени
определяют параметры цикла и основные данные ГТД.
КПД узлов газогенератора как основного
производителя свободной энергии имеют повышенное
влияние на тягу (мощность) и экономичность дви-
гателя по сравнению с КПД других узлов ГТД (на-
пример, турбокомпрессора низкого давления).
Также важны геометрические и
аэродинамические параметры узлов газогенератора:
- приведенная окружная скорость компрессора;
- втулочные соотношения компрессора на
входе и выходе;
- форма проточной части;
- аэродинамическая нагрузка ступеней комп-
peccopa и турбины (коэффициент
теоретического напора компрессора Hz и параметр
нагруженности турбины У) определяет
количество ступеней компрессора и турбины
и влияет на конструктивный облик и выбор
силовой схемы газогенератора.
Поиск оптимального сочетания
геометрических и аэродинамических параметров,
обеспечивающих высокие КПД компрессора итурбины,
прочность основных деталей и минимальную
массу газогенератора для ГТД различных схем
и назначения - сложная оптимизационная задача,
решаемая на этапе проектирования газогенерато-
pa и ГТД.
Газогенераторы ГТД малой размерности вы-
полняются с осецентробежными или центробеж-
ными (одно- и двухступенчатыми) компрессо-
рами. Турбины газогенератора даже при малой
размерности, как правило, выполняются oce-
выми. Конструктивные схемы газогенераторов
различной размерности показаны на рис.2.10.
Параметры газогенераторов некоторых
современных ГТД даны в табл. 2.13.
Основные тенденции развития газогенерато-
ров современных ГТД:
- повышение аэродинамической нагружен-
ности ступеней компрессора и турбины для
сокращения количества ступеней газогенератора
и соответствующего снижения стоимости
производства и ремонта;
- повышение максимальной температуры газа
перед турбиной;
- уменьшение размерности газогенератора
для ГТД фиксированной тяги (мощности) в
связи с общей тенденцией повышения температуры
газа перед турбиной и степени двухконтурности
(для гражданских ТРДД);
87

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
4
1
а
Ско=90кг/с;
7T,.= 21,2;
V^K max ^~V"
6првых=7,Окг/с
Ско=10,9кг/с;
як = 6,6;
V^K max У->^)?
Сппвых^2,25кг/с
пр вых
б
I
Ско-6,35кг/с;
кк - 13,3;
Сппвых^О,73кг/с
пр вых
в
Рис. 2.10. Конструктивные схемы газогенераторов различной размерности:
а) газогенератор ТРДД GE90:1 - 10-ступенчатый осевой компрессор с регулируемыми BHA и НА 2...
5 ступеней; 2 - 2-ярусная камера сгорания; 3 - 2-ступенчатая осевая турбина; 4 - подшипники;
б) газогенератор ТРДД ALF507: 1 - осецентробежный компрессор F ос. + 1 ц/б); 2 - противоточная
камера сгорания; 3 - 2-ступенчатая осевая турбина; 4 - подшипники;
в) газогенератор ТВД TPF 351-2:1 - 2-ступенчатый осецентробежный компрессор; 2 - противоточная
камера сгорания; 3 - 2-ступенчатая осевая турбина; 4 - подшипники

2.5. Методология проектирования
Таблица 2. 1 3
Основные параметры газогенераторов некоторых современных ТРДД
Параметры
CFM-56-5C2
V2500-A1
ПС-90А
PW 2037
GF6-80C2
PW 4084
GE90-90B
ном/
макс. кр.
кг/с
27,9/27,4
32,1/30,8
47,6/47,1
41,0/40,2
58,2/
/94
ном/
макс. кр.
12,5/12,2
16. ..18
/15
16,2/15,9
13,0/12,5
11,9/
10/
/22,8
*«>
9
10
13
12
14
11
10
А,
мм
-615
567
648
660
750
850
-965
вх/вых
0,70/
0,92
0,53/
0,92
0,488/
0,905
0,63/
0,91
0,48/
0,895
0,66/
0,875
0,53/
0,92
ико,
ном/
макс. кр.
м/с
420/413
363,5/361
/348
346/
366/
/~440
ном/
макс, кр
0,86/0,861
0,861/
0,867
0,834/
0,838
0,868/
0,87
0,876/
0,861/
/~0,86
^к дол'
ном/
макс, кр
0,9/0,901
0,904/
0,908
0,885/
0,888
0,906/
0,907
0,91/
-0,9/
/0,906
Т*
1 СА?
К
1635
1592
1640
1593
1638
1780
1750
4,2
4,8
5,1
4,1
4,0
3,9
5,1
0,882
0,896
0,888
0,905
0,929
0,91
0,924
1
2
2
2
2
2
2
-улучшение эмиссионных характеристик ка-
меры сгорания: снижение вредных выбросов NOx,
CO, CN, дымности;
- применение передовых технологий: колес
типа «blisk» и «bling» в компрессоре, многослой-
ных ТЗП и эффективных систем охлаждения
в турбине и др.
Необходимо отметить, что сокращение
количества ступеней газогенератора наиболее
актуально для авиационных ГТД - в первую очередь
для боевых ТРДДФ, поскольку таким образом
повышается компактность и снижается масса.
Также это очень важно и для двигателей реги-
ональных и ближнемагистральных самолетов.
Для них снижение покупной цены, стоимости
ремонта и обслуживания имеет большее вли-
яние на снижение прямых эксплуатационных
расходов, чем экономичность двигателя.
Для наземных, в особенности для
энергетических ГТД, компактность и малый вес имеют
второстепенное значение. Решающими
являются требования экономичности и
надежности. Для этих ГТД обычно используются уме-
ренные окружные скорости и
аэродинамические нагрузки, обеспечивающие максимально
высокие КПД лопаточных машин и экономич-
ность ГТД, а также снижающие эрозионный
износ лопаток при работе в более запыленном
и загрязненном воздухе по сравнению с авиа-
ционными ГТД.
2.5.2.3. СозданиеГТДразличного назначения
на базе единого газогенератора
Стоимость создания полностью нового ГТД,
например ТРДД класса тяги 1ОО...4ООкН (при
проектировании «с осевой линии»), достигает
1...3 миллиарда долларов США иприближает-
ся к стоимости разработки планера самолета.
Поэтому газогенератор вновь созданного двига-
теля целесообразно использовать для
разработки на его базе модификаций большей или мень-
шей тяги или создания ГТД другого назначения.
Кроме значительной экономии финансовых
средств использование доведенного газогенера-
тора позволяет существенно снизить
технический риск и сроки создания новых ГТД, а также
обеспечить более высокий уровень начальной
надежности двигателей, что повышает их конку-
рентоспособность.
Конструктивно создание ГТД различных схем
на базе единого газогенератора осуществляется
надстройкой газогенератора необходимыми до-
полнительными узлами и системами (рис. 2.11).
Например, при разработке ТРД газогенератор
дополняется входным устройством и соплом.
При создании ТРДД газогенератор
надстраивается каскадом низкого давления (вентилятором
и турбиной низкого давления (ТНД)), наруж-
ным контуром и выхлопной системой, которая
может быть выполнена с раздельными соплами
внутреннего и наружного контуров или с общим
89

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
ТРД
Базовый
газогенератор
Ч
твд
Li4
■.
X
ф
ч s
-^ftftgf9
&31
fj'[
*
,*
ч
ТРДД
Вертолетный ГТД,
наземный ГТД
пЧйкЛО
Рис. 2.11. Схема создания различных ГТД на базе общего газогенератора
соплом. При создании промышленных ГТД
разрабатывается узел CT, а при необходимости
значительного повышения мощности газогенератор
может быть надстроен каскадом НД для
увеличения расхода воздуха.
При разработке ГТД необходимо учитывать
конструктивные и прочностные ограничения га-
зогенератора, которые определяют возможный
предел повышения тяги (мощности) двигателя.
При наличии на входе газогенератора КНД,
т.е. когда газогенератор работает при
повышенных давлении (Р*вх) и температуре (Г*вх) на
входе, пропорционально Р*вх и Г*вх повышаются
давление и температура по тракту газогенератора,
а также увеличиваются физическая частота
вращения и расход воздуха. Повышение указанных
параметров возможно до определенных макси-
мальных значений, на которые рассчитан
газогенератор из условия обеспечения нормированных
запасов прочности основных деталей и
работоспособности трансмиссии.
Важным конструктивным параметром
является внутренний диаметр подшипников
газогенератора, ограничивающий максимальный диа-
метр вала каскада НД, который проходит внутри
вала газогенератора. Повышение мощности и
крутящего момента на валу каскада НД (например,
при увеличении степени двухконтурности ТРДД)
при фиксированном диаметре вала НД может
вызвать трудности с обеспечением прочности вала.
Увеличение же диаметра подшипников
газогенератора ограничивается величиной параметра D*n,
определяющего долговечность подшипников,
атакже прочностью дисков турбины
газогенератора при увеличении диаметра внутреннего
отверстия диска.
Для снятия такого рода прочностных и
конструктивных ограничений может потребоваться
радикальная модернизация газогенератора:
изменение конструкции, использование новых
материалов, керамических подшипников или
применение редуктора для привода вентилятора.
Использование базового газогенератора
широко применяется в практике газотурбостроения.
Например, в Советском Союзе в КБ «Труд» (г.
Куйбышев, ныне Самара) в 1960-1970-хгг. на базе га-
зогенератора опытного двигателя НК-6 было
разработано семейство ТРДД НК-8 (Rmjl= 93...103 кН)
для магистральных самолетов ИЛ-62 иТУ-154
и ТРДД НК-86 с RmjI= 127 кН для самолета ИЛ-86,
а также ТРДДФ НК-144 для пассажирского
сверхзвукового самолета ТУ-144 с7?ф= 172кН иТРД-
ДФ НК-22 с 7?ф = 196 кН для сверхзвукового
дальнего бомбардировщика ТУ-22М.
Еще одним примером успешной в техническом
и коммерческом плане разработки авиационных
ГТД различного назначения на основе единого
газогенератора является создание американской
фирмой General Electric двух различных семейств
авиационных ГТД на базе газогенератора
военного ТРДДФ F101 тягой 133 кН,
предназначенного для стратегического бомбардировщика B-lB
фис.2.12).
90

2.5. Методология проектирования
ТРДДФ F110-CE-100 ( Дф 125 кН. m = 0.8)
Щжшт:-^
Tv
.;f т !^'' л
^^r"^^
1 ь.
^^s*^JJ._L^<A
i^^fc
Ь-^дЬ- -
ТРДДФП01 (Лф =133кН.т=2)
S-+*-f
U.t
^T^
r-^^r^r^3J-S^
Семейство военных ТРДДФ с низкой степеньюдвухконтурности
Семейство ТРДД высокой степеньн) двухконтурности CF\156
Подсемейства:
CFM56-2;
CFM56-3;
С1-М56-5Л.
CFM56-5B;
O~ >± CFM56-5C;
^__i?ri^ CFM56-7
^- *_rr~ ^&^k*^^- -'^rp
C<feCT^^^
ТРДД CFM56-3 (R-X2 W5 vH.rn=5)
Рис. 2.12. Семейства ТРДД различного назначения на базе единого газогенератора
91

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
Совместно с французской фирмой Snecma
было разработано семейство ТРДД CFM56 с
высокой степенью двухконтурности m = 4,9...6,6
в классе тяги 82...152 кН, включающее большое
количество модификаций, для магистральных
самолетов Boeing 737, Airbas A320 иА340 и др.
Двигатели выполнены по двухвальной схеме
с подпорными ступенями на валу вентилятора.
В процессе развития CFM56 с 1977 г. по 2001 г.
было разработано и введено в эксплуатацию
шесть базовых подсемейств, отличающихся диа-
метром вентилятора и количеством подпорных
ступеней. Это позволило CFM56 закрыть
широкий диапазон тяги от 82 до 152 кН и
эксплуатироваться на 20 моделях самолетов. За 20 лет
развития семейства CFM56 базовый газогенератор
также был значительно модернизирован в части
совершенствования аэродинамики и
конструкции компрессора и турбины, а также улучшения
экологических характеристик камеры сгорания.
Это позволило уменьшить удельный расход топ-
лива последних моделей ТРДД более чем на 10 %
при близких параметрах цикла.
Вторым семейством ГТД на базе газогене-
ратора F101 стало семейство военных ТРДДФ
F110, предназначенных для истребителей F-14,
F-15 и F-16. По сравнению с базовым двигателем
F101 (см. рис. 2.12) была снижена степень двух-
контурности с 2,0 до 0,8 и применен
трехступенчатый КНД с повышенной степенью сжатия
и уменьшенным диаметром на входе. Были
созданы четыре модификации двигателя в
диапазоне тяги 7?ф=19...151 кН, атакже бесфорсажный
вариант F118 для стратегического
бомбардировщика B-2A.
Также на базе конвертированных газогенера-
торов авиадвигателей возможна разработка на-
земных ГТД различных схем. Пример создания
семейства промышленных ГТД в классах мощ-
ности 10, 12, 16 и 25 МВт на базе ТРДД ПС-90А
разработки ОАО «Авиадвигатель» показан на
рис. 2.13. Базовый авиационный двигатель пред-
ставляет собой экономичный малошумный ТРДД
с высокими параметрами цикла: Т*СА = 1640 К,
тг к = 38, m = 4,5, эксплуатирующийся на самоле-
тах типа ИЛ-96, ТУ-204 и ИЛ-76. Конструктивно
двигатель выполнен по двухвальной схеме с
двумя подпорными ступенями на валу вентилятора
и со смешением потоков внутреннего и наружно-
го контуров.
Газогенератор базового двигателя представляет
собой высоконапорный одновальный
турбокомпрессор, включающий тринадцатиступенчатыи ком-
прессор со степенью сжатия тг*к= 16, трубчато-коль-
цевую камеру сгорания сдвенадцатью жаровыми
трубами идвухступенчатую турбину высокого
давления (ТВД). Размерность газогенератора
характеризуется приведенным расходом воздуха на
входе GB0 = 47 кг/с и по выходу GB пр вых= 4,6 кг/с.
В системе базового ТРДД ПС-90А газогенератор
работает с «наддувом» от вентилятора и под-
порных ступеней и поэтому рассчитан на
высокие температуру и давление по газовоздушному
тракту и повышенную физическую частоту
вращения.
Первой моделью наземного ГТД стал двига-
тель газотурбинной установки ГТУ-12П в классе
мощности 12 МВт с КПД 34,6 %. Он представлял
собой конвертированный газогенератор базового
ТРДД и вновь спроектированную
двухступенчатую силовую турбину (CT) с номинальной
частотой вращения пст= 6500 об/мин.
Примечание: термин «газотурбиннаяуста-
новка» (ГТУ) часто употребляется в наземном
газотурбостроении. ГТУвключает помимо
двигателя подмоторную раму, CA У и ряд других
систем обеспечения двигателя. Состав
оборудования, включаемый вГТУ, может быть
различным в зависимости от применения,
однако, когда идет речь об основных данных
и параметрах ГТУ, имеются в виду
параметры и основные данные двигателя, например:
мощность и КПД на валу, расход воздуха,
степень сжатия и т.д.
В дальнейшем на базе газогенератора ПС-90А
был разработан двигатель для установки ГТУ-10П
мощностью 10 МВт свысокооборотной CT
(пСТ = 9000 об/мин) для привода компрессоров
закачки природного газа в подземные хранилища.
В связи с отсутствием наддува от КНД
физическая частота вращения газогенератора и темпера-
тура перед турбиной ГТУ-12П и ГТУ-10П
значительно ниже, чем на базовом ПС-90А.
Для создания ГТД в классе мощности
16 МВт базовый газогенератор был
модифицирован: спереди компрессора была установлена
дополнительная ступень для увеличения
расхода воздуха и степени сжатия. Поскольку при
этом, как отмечалось ранее, приведенный
расход воздуха по выходу практически не изме-
нился, то доработка камеры сгорания и ТВД не
потребовалась. Вследствие «наддува»
базового компрессора от дополнительной ступени на
92

2.5. Методология проектирования
Базовый ТРДД ПС-90А
Д=157кН,да = 4,5,7г=38
Fe,_=1640K
ГТУ-10П
ЛГе=10.3МВт,ги=34%
ГТУ-12П
N=\2,4 МВт,г|е=34,6%
X
^
«^-».-,^^^4 \\ •
■Ж^1^—rr
^V £
ж^
T-n:i,
<€+
пСТ= 9000 об/мин, zCT= 1
ГТУ-25П
А^=25,6МВт,ле=40%
Каскад низкого давления, zK= 3, zT= 1
nCJ= 6500 об/мин, zCT= 2
«
ГТУ-16П
7V,=16,5 МВт,т1е=37%
Дополнительная ступень на выходе, z=\
Ы__ _.
^
♦-
i
пст= 5300 об/мин, zCT= 3
«ст= 5000 об/мин, zCT= 3
Рис. 2.13. Семейство наземных ГТД на базе газогенератора ТРДД ПС-90А
93

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
входе частота вращения модифицированного
газогенератора повысилась. Была разработана
также новая трехступенчатая СТ. Увеличение
расхода воздуха до GB0= 57 кг/с и степени
сжатия до тг*к = 20 в сочетании с повышением
температуры газа перед турбиной обеспечило
увеличение мощности до 116,5 МВт и КПД до
37 % (в условиях ISO).
Наиболее мощная модификация - ГТУ-25П
в классе мощности 25 МВт - была создана путем
надстройки базового газогенератора каскадом
низкого давления для значительного повышения
расходавоздухаи степенисжатия. СТразработа-
на вновь на базе CT ГТУ-16П. Турбокомпрессор
НД включает трехступенчатый КНД ПС-90А
со срезанной наружной частью лопаток
вентилятора и новую одноступенчатую ТНД.
В конструкции ГТУ-25П в наибольшей степени
используется параметрический и прочностной
потенциал базового авиадвигателя ПС-90А,
авысокие параметры цикла: 7*СА=1512К,
тг*КЕ= 28 обеспечивают высокий уровень
эффективного КПД r|e= 40 %.
Очевидно, что использование общего
газогенератора в семействе ГТД различного
назначения может привнести некоторые
отклонения от оптимумов для конкретных типов ГТД
и соответствующие компромиссы. Для
обеспечения работоспособности узлов в различных
применениях (особенно в ТРДДФ на
сверхзвуковых режимах) может потребоваться ряд
конструктивных изменений газогенератора,
замена материалов, улучшение охлаждения,
пересогласование рабочих точек компрессора.
Однако при двойном или тройном
применении общего газогенератора достигается
значительная экономия времени и средств на
трудоемкую аэродинамическую и прочностную
доводку лопаточных машин, а именно:
получение КПД, запасов устойчивости, частотной
отстройки деталей компрессора и турбины от
опасных вибронапряжений, обеспечение
долговечности роторных деталей и
подшипниковых узлов.
Пример проектирования ТРДД различного
класса тяги на базе общего газогенератора показан на
рис.2.14. Представлено семейство гражданских
ТРДД в широком диапазоне тяги (R = 90.. .220 кН)
со степенью двухконтурности 5...12, втом числе
с редукторным приводом вентилятора.
2.5.2.4. Использование геометрического
моделирования при проектировании ГТД
В практике проектирования ГТД наряду
с использованием полноразмерных базовых
газогенераторов находит широкое применение
геометрическое моделирование
газогенераторов, отдельных узлов ГТД и ступеней
лопаточных машин.
Отношение сходных линейных размеров
конструктивных узлов моделируемого и
базового ГТД называется коэффициентом
моделирования. Для определения коэффициента
моделирования узла или ступени чаще всего ис-
пользуется характерный диаметр. Например,
для компрессора - это наружный диаметр
первого рабочего колеса:
К = D I Г)
мод нар нар. баз
Моделирование может производиться как
в сторону увеличения размеров G<ГМОД>1), так
и в сторону уменьшения (КМОД<\). Вмодели-
рованных узлах ГТД все линейные размеры
прямо пропорциональны коэффициенту
моделирования - расход воздуха (газа) и мощность (тяга)
прямо пропорциональны квадрату КМОД, а объем
и масса прямо пропорциональны кубу Кыод.
Моделирование узлов ГТД основано на
гидродинамической теории подобия, основные
положения которой рассматриваются в курсе
«Теория ГТД». Если в геометрически подобных
конструкциях выдерживается равенство
гидродинамических критериев подобия
(относительных скоростей потока в осевом и окружном
направлении - Ха и Хи, чисел Рейнольдса (Re),
Пекле (Ре), Фруда (Fr) и показателей адиабаты
(к = CplCy) в сходственных точках), то возможно
распространение результатов аэродинамического
и прочностного проектирования и испытаний
базового узла на моделируемый узел. Это означает,
что при идентичных параметрах цикла (Т*СА и тг*к)
и внешних условиях в модельном узле
сохраняются аэродинамика потока, температуры и
давления по тракту, исходное количество лопаток,
напряжения и запасы прочности,
вибросостояние деталей, запасы по критической частоте
вращения. Поэтому использование стратегии
проектирования ГТД, основанной на
моделировании, значительно снижает объемы
проектных работ и технические риски, а также делает
возможным применение результатов испытаний
94

2.5. Методология проектирования
ТРДД R = 9,2 тс m = 5,0
H = Q,M=0
R = 9250 кгс
C*=0,37
кг
КГС-Ч
GB0 = 293 кг/с
m = 5,0
^z=21
z.= l,62
^кнд ~ A1
ГСА=1570К
Я= ll,M=0,8
2050 кгс
тсг
0561 кгс-ч
З12кг/с
4,95
23
1,675
2,22
1342K
ТРДД Я=12,5тс m = 5,5
H = 0,M=0 H= ll,M=0,8
R= 12500кгс 2600кгс
Сл=0,346
кг
КГ
GB0 = 405 кг/с
m = 5,5
V28
z=l,62
кнд
= 2,8
кгс-ч О,585"кгс-ч
427 кг/с
5,48
30
1,65
3,0
ГСА=1620К
1365K
ТРДД R= 18,5тс m = 9fi
H = 0,M=0 H= ll,A/=0,8
Л= 187ООкгс
Г" = 0 70 КГ
^д v/;^-^ КГС'Ч
GB0 = 697 кг/с
m = 9,0
^KS=32
zB=l?48
^КНД " ^5^
ГСА=173ОК
3500 кгс
тгт
0,541й^ч
742 кг/с
9,0
34,5
1,49
3,55
1450K
ТРДД R = 22,0 тс m = 12,0
Я = 0,М=0 H= ll,Af=0,8
R = 22000 кгс
С = 0 25 ^^
^д u,z-j КГС-Ч
GB0= 916 кг/с
ш = 11,6
лкЕ=32,6
^в=1?345
^ = 3,65
TCA= 1660K
FKP=+15%
3500 кгс
KT^
0,513 кгс-ч
922 кг/с
12,0
32,7
1,40
3,30
1430K
Рис. 2.14. Пример проектирования семейства ТРДД на базе унифицированного газогенератора
95

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
и опыта эксплуатации существующих ГТД при
разработке моделируемых.
В табл. 2.14 даны примеры ГТД,
созданных с использованием моделирования базовых
газогенераторов. На рис.2.15 и2.16
показаны примеры разработки компрессоров ОАО
«Авиадвигатель» и фирмы Solar (США) с
использованием моделирования базовых комп-
рессоров иотдельных ступеней. На рис.2.17
показаны лопатки турбины модельных ГТД
фирмы Solar: Titan 130 и Taurus 70.
Необходимо отметить, что на практике при
моделировании невозможно точно выдержать
все критерии и граничные условия. Так, при
изменении линейных размеров пропорцио-
нально изменяются критерии подобия (Re, Pe,
Fr), могут не выдерживаться относительные
радиальные зазоры, относительные радиусы
кромок лопаток, сопряжений и т.д. Поэтому
при проектировании ГТД, и в особенности
авиационных, чаще используется принцип «ма-
лого моделирования». По этому принципу
доведенный по аэродинамике и прочности
газогенератор или узел моделируется в малом
диапазоне изменения линейных размеров -
приблизительно ±20 %. Это позволяет с относительно
небольшой доводкой сохранить все
аэродинамические и прочностные характеристики
турбокомпрессора.
При разработке наземных ГТД используют-
ся и более значительное моделирование (см.
табл. 2.14). Так, например, при разработке
компрессора энергетического ГТД MS9000H
фирмы General Electric коэффициент
моделирования базового компрессора авиационного
двигателя CF6-80C2 Кыод= 3,1. В данном
случае моделировалась только проточная часть
(профили лопаток), а конструкция компрес-
copa разрабатывалась заново в соответствии
с принципами энергетического турбомашино-
строения. Это позволило сэкономить
значительные средства за счет проведения
испытаний и снятия характеристик компрессора на
малоразмерной модели.
Таблица 2. 1 4
Примеры ГТД, созданных моделированием базовых газогенераторов
ГТД с моделированным
газогенератором
(фирма-разработчик)
Величина изменения
линейных размеров при
моделировании Кмод
Исходный ГТД
(фирма-разработчик)
Год начала
работы
Авиационные ТРДД
Д-30КУ/КП (ОАО «Авиадвигатель»)
Д=103...118кН
АЛ-31Ф (ОАО «Сатурн»)
R - 123 кН
BR710J15 (Rolls-Royce)
Я = 66...93кН
Trent 900 (Rolls-Royce)
^303_374kH
GP 7000 (Engine Alliance)
^298_362kH
Trent 500 (Rolls-Royce)
Я = 236...249кН
CF34-10 (General Electric)
^80_82kH
1,11
1,13
0,9
0,9
0,86
0,8
0,915
Д-30 (ОАО «Авиадвигатель»)
Я = 66...68кН
РД-33 (ГУНПП «Завод им. Климова»)
Д = 81...86кН
V2500(IAE)
^98_147kH
Trent 800 (Rolls-Royce)
Я = 332...463кН
GE90 (General Electric)
# = 340...512kH
Trent 800 (Rolls-Royce)
Я = 332...463кН
CFM56-5 (CFMI)
Д = 98...151кН
1967
1975
1993
1996
1996
1997
2001
Промышленные наземные ГТД
Tempest (Siemens)
N3J1 - 7,7 МВт
Titan 130 (Solar)
Ne= 13,3 МВт
MS 9000H (General Electric)
N3JI » 320 МВт
1,25
1,36
3,1
Typhoon (Siemens)
#эт = 4,3...5,2 МВт
Taurus 70 (Solar)
Ne - 7,2 МВт
ТРДД CF6-80C2 (General Electric)
1994
(ввод в экспл.)
1998
(ввод в экспл.)
1999
96

2.5. Методология проектирования
БАЗОВЫЙ КОМПРЕССОР
1959 г.
7C = 6
'К
ma*
ил=310 rtc ^ r^ —:
G = 26.5*rA:
тл<
C,-0.6--
•..,- - - 'w<>"
тТШТП а""
z=t
Применение: ТРДД Д-20П
ио=г2^ м/с £Г__ _
СЕРИЙНЫЙ
1967 г.
1 РНА ^Km=,8
_iL
0^=32 кг/с
__Ur
ТПТГГПГ i
Z=10
Применение: ТРДЦД-ЗО,
ГТУ-2.5П. ГТУ-4П
. ==o.e5
'ля
= 0.S35
'non
моделирование
(Кмод= 1,113)
►
I РНА
U0 =3-15 М/С
+ 1 ст
<W*o «■*
СЕРИЙНЫЙ
1971 r.
тон
'K
ГПй"<
^ir
1
пп
2=11
U^0.355
Чл0-^2
Применение: ТРДДД^ОКУ, - КП, - 154
UD =365 М/С
•*2ст
Gm_=43 »г/с
грнд
Uo=-t00M./C
+ tCT
Om=6$ Kr,v:
СЕРИЙНЫЙ
1984 г
^: = i7
ma.<
+ 1 ст
i *"^^*"T[ ^ля
I I 111111111 4jp*w
Z=13
Применение: ТРДД ПС-90А,
ГТУ-1ОП, ГТУ-12П, ГТУ-25П
СЕРИЙНЫЙ
1998 г.
4 РНА
7C = 23
j~^ , 'ГПЗХ
ЛгГ^Гг ,-
ия=Зб5м/с
<W527 №ft
СЕРИЙНЫЙ
1979 г
i РНА 7Tu = 8
UO=325 Wc
-1 ст
C^=40 w/c
*n^0-S5
T] =0.565
'non
Z = 10
ЗРНА
I I I
rT\Wj
u
rfW
, =o.e^
'non
t
Применение: ТРДДФ Д-30Ф6
ПРОЕКТ
2002 r.
7i: = 17
и
•к
газ»:
Lrr
I I
Ji
шшц?
п..
u
№
Z=I4
Применение: ГТУ-16П
Применение: 1-взльныи энергетмческмИ ГТДМя180 МВт
Рис. 2.15. Использование геометрического моделирования при создании
компрессоров ОАО «Авиадвигатель»
97

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
I I ст\ пснсй
CENTAUR 40
N=3,5 В
\1 одс л и p 0 в а н пс
12 стлпеней
TAURUS 60 А
Nc=5.7 В G
15 ступеней
MARS 100
Л
X
<L>
С
Nc=lL2B 5
S^S
S
о
X
3 новые
CTYHCHIi
7Гк=17,4
Молслированис
14 cr\[icncM
TAURUS 70
N=7.2 В
Молслированис 13 ступени
1 - 13
ступени
14 ст\пеней
Г/LAN f30
N>13.3B
Моделирование
Рис. 2.16. Пример разработки компрессоров ГТД фирмы Solar c использованием моделирования
каскадов компрессора и отдельных ступеней
Рис. 2.17. Рабочие и сопловые лопатки турбины модельных ГТД Titan 130 и Taurus 70 фирмы Solar
98

2.6. Сертификация авиационных ГТД, ГТУ для ГПА и ГТЭС
2.6. Сертификация авиационных ГТД,
ГТУ для ГПА и ГТЭС, их производства
и систем менеджмента качества этого
производства
2.6.1. Общие положения
2.6.1.1. Общиеположения
no авиационным ГТД
Находясь в воздушном пространстве
воздушное судно с пассажирами и (или) грузом
становится потенциально опасным для человека
и природы объектом.
Любой отказ фазрушение или просто потеря
работоспособности) какого-либо жизненно важно-
го элемента конструкции планера или другого ком-
понента воздушного судна (в первую очередь ави-
ационного маршевого двигателя) может привести
к авиационному происшествию, аварии или даже
катастрофе. В результате может быть нанесен вред
(ущерб) здоровью людей, находящихся на борту
воздушного судна и (или) на земле, порча и (или)
потеря имущества: воздушного судна, багажа
пассажиров, груза и (или) имущества третьих лиц,
находящихся на земле в районе аварии или
катастрофы, вред и ущерб природной среде в месте аварии
или катастрофы воздушного судна.
Различного вида износы, вызванные длитель-
ной эксплуатацией воздушного судна и
приводящие к ухудшению технических характеристик
и параметров авиационных двигателей,
ухудшают экологические характеристики этих двигате-
лей и, как следствие, отрицательно воздействуют
на окружающую среду.
Учитывая общественную и государственную
значимость необходимости защиты жизни и
здоровья граждан РФ, государственного и муници-
пального имущества, имущества физических
и юридических лиц, а также охраны
окружающей среды, жизни и здоровья животных и
растений, в РФ создана, зарегистрирована в
Госстандарте и функционирует Система сертификации
авиационной техники и объектов гражданской
авиации (CC AT и ОГА). В рамках этой системы
обязательной сертификации подлежит, в
частности, типовая конструкция авиационных двига-
телей воздушных судов транспортной категории,
осуществляющих перевозки пассажиров, бага-
жа, почты и (или) груза в интересах гражданской
и (или) государственной авиации, и
производство авиационных двигателей. Также в рамках
этой системы Авиарегистром МАК проводится
сертификация типовой продукции авиационно-
го двигателя и его производства на соответствие
требованиям Авиационных правил.
В данном разделе в качестве объектов
сертификации рассматриваются:
- авиационный маршевый ГТД основных
СУ воздушных судов транспортной категории,
используемых для пассажирских и (или)
грузовых перевозок в эксплуатирующих организациях
гражданской и (или) государственной авиации;
- ГТУ на базе авиационных двигателей,
работающие на природном газе, для привода генераторов
(в ГТЭС) или нагнетателей (в ГПА);
- производство авиационных ГТД и система
менеджмента качества (CMK) разработки и изго-
товления ГТУ.
Термины и их определения, а также при-
нятые сокращения и обозначения приведены
в подразд. 2.6.2. Органы регулирования
деятельности в области гражданской авиации и ГТУ
наземного применения приведены в под-
разд.2.6.1.4. Законодательные и иные
нормативные документы, регламентирующие
сертификацию типовой конструкции авиационных
ГТД, сертификацию производства авиационных
ГТД и CMK, приведены в подразд. 2.8.8, 2.8.9.
2.6.1.2. Общиеположения
по сертификации наземной техники
Наземная техника отличается от авиационной
особенностями эксплуатации и различными ве-
домственными подходами к процессу
сертификации. Поэтому для наземной техники приняты
отличающиеся от авиационных правила
сертификации.
Цель сертификации наземной техники:
- создание условий для деятельности
юридических лиц на едином товарном рынке РФ;
- создание условий для участия в международ-
ном экономическом, научно-техническом
сотрудничестве и международной торговле;
- содействие потребителям в компетентном
выборе продукции;
- защита потребителя от недобросовестности
изготовителя (продавца, исполнителя);
- контроль безопасности продукции для
окружающей среды, жизни, здоровья и
имущества;
- подтверждение показателей качества
продукции, заявленных изготовителем.
99

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
2.6.1.3. Общиеположения
по сертификации производства и CMK
Производство авиационных ГТД в
обязательном порядке сертифицируется специально упол-
номоченным органом по сертификации АР МАК
в соответствии с АП-21 фазделы F и G). При этом
Изготовитель авиационных ГТД может получить
документ, подтверждающий соответствие
производства, в виде Одобрения производства или в
виде Сертификата серийного производства - в
зависимости от готовности производства при наличии
сертификата типа на авиационный ГТД.
Сертификация CMK производства наземных
ГТУ производится в добровольном порядке
аккредитованным в Госстандарте РФ
сертифицирующим органом в соответствии с выбранной
системой сертификации CMK. Сертификация
CMK ГТУ осуществляется, как правило, на
соответствие требованиям ГОСТ P ИСО 9001-2001
(ИСО 9001-2000) «Системы менеджмента
качества. Требования» [2.10].
2.6.1.4. Органырегулирования деятельности
2.6.1.4.1. Авиационная техника
Органами регулирования деятельности в
области гражданской авиации являются:
-Международная организация гражданской
авиации (ИКАО).
- Совет по авиации и использованию
воздушного пространства. Образован странами СНГ-
участниками Минского соглашения.
- Межгосударственный авиационный комитет
(МАК). Постоянно действующий
исполнительный орган Совета по авиации и использованию
воздушного пространства.
-АвиационныйрегистрМежгосударственного
авиационного комитета (Авиарегистр МАК).
Компетентный постоянно действующий орган
Межгосударственного авиационного комитета.
Осуществляет сертификацию изделий
авиационной техники (AT), сертификацию предприятий
авиационной промышленности,
осуществляющих разработку, изготовление и ремонт AT.
- Российское авиационно-космическое
агентство (Росавиакосмос). Управление авиационной
промышленности Федерального агентства по
промышленности. Осуществляет на
предприятиях авиационной промышленности
лицензирование деятельности по разработке, производству,
испытанию и ремонту AT.
- Государственная служба гражданской
авиации ^осавиация). Федеральная служба по надзору
в сферетранспорта(Ространснадзор). Осуществляет
контроль и надзор за соблюдением
законодательства РФ и международных договоров РФ
о Гражданской авиации (ГА), лицензирование
следующих видов деятельности на объектах ГА:
ремонт AT, деятельность по техническому
обслуживанию воздушных судов, деятельность по
ремонту воздушных судов. Проводит сертификацию
юридических лиц, осуществляющих техническое
обслуживание и ремонт AT.
- Независимая инспекция Авиарегистра МАК.
Функции Независимой инспекции (по
уполномочию Авиарегистра МАК) по надзору и контролю
процесса создания (разработки и
сертификации) авиационного двигателя исполняет военное
представительство Минобороны России в
Организации - Разработчике этого двигателя.
- Госстандарт РФ. Федеральное агентство
по техническому регулированию и метрологии
(Ростехнадзор).
- Гостехнадзор РФ, Госэнергонадзор РФ,
Госкомитет по охране окружающей среды РФ.
Федеральная служба по экологическому, техноло-
гическому и атомному нодзору (Ростехнадзор).
- УГПС МВД МЧС РФ. Главное управление
Государственной противопожарной службы
Министерства РФ по делам гражданской
обороны, чрезвычайным ситуациям и
ликвидации последствий стихийных бедствий (ГУ ГПС
МЧС РФ).
2.6.1.4.2. Органы регулирования
деятельности по сертификации
производства и CMK
Органами регулирования деятельности по
сертификации производства и CMK являются АР
МАК и Госстандарт РФ.
2.6.2. Термины и определения
2.6.2.1. Авиационная техника
АВИАЦИОННАЯ ДЕЯТЕЛЬНОСТЬ.
Организационная, научная, техническая,
производственная, эксплуатационная ииная деятельность,
направленная на удовлетворение нужд экономики,
юридических и (или) физических лиц в воздушных
перевозках и авиационных работах и услугах, а
также на поддержку и развитие авиации, в том числе
на создание фазработку), производство и
эксплуатацию объектов авиационной техники.
АВИАЦИОННАЯ ПРОМЫШЛЕННОСТЬ.
Отрасль промышленности, в которой
осуществляются разработка, производство, реализация,
100

2.6. Сертификация авиационных ГТД, ГТУ для ГПА и ГТЭС
послепродажное обслуживание, ремонт или
утилизация объектов авиационной техники.
АВИАЦИОННАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ.
Юридическое лицо, имеющее в своей собственности
(или на другом законном основании) единый
имущественный производственный комплекс
(предприятие), используемый для осуществления
авиационной деятельности, основной целью
деятельности которого являются разработка,
производство, реализация, послепродажное
обслуживание, ремонт или утилизация авиационной техники.
АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА. Воздушные
суда, их маршевые и вспомогательные двигате-
ли, бортовое оборудование и агрегаты,
вооружение, средства спасения, тренажеры, наземные
средства управления воздушным движением,
навигации, посадки и связи, а также средства на-
земного обслуживания воздушных судов.
ВОЗДУШНОЕ СУДНО. Самолет или винток-
рылый аппарат (вертолет) транспортной
категории, используемый в целях гражданской,
государственной и (или) экспериментальной авиации.
АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ. Маршевый
или вспомогательный двигатель воздушного суд-
на транспортной категории.
ВОЗДУШНЫЕ ПЕРЕВОЗКИ. Перевозки
пассажиров, багажа, грузов и почты на коммерческой
(за плату) или безвозмездной (бесплатно) основе,
выполняемые на воздушных судах гражданской
авиации. Воздушные перевозки могут быть как
внутренними (в воздушном пространстве над
территорией РФ), так и международными (в воз-
душном пространстве двух и более государств).
ГОСУДАРСТВЕННОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ.
Система правового, технического и (или) эконо-
мического регулирования авиационной
деятельности организаций авиационной промышленнос-
ти по удовлетворению потребностей физических
и юридических лиц в воздушных перевозках
в целях защиты их прав на безопасные и
качественные воздушные перевозки (на безопасность
полетов и экологическую безопасность
воздушных судов).
БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТОВ.
Обеспеченность регулярных воздушных трасс воздушны-
ми судами, в полной мере удовлетворяющими
требованиям к летной годности воздушных
судов и их компонентов, в том числе и авиацион-
ных двигателей.
ЭКОЛОГИЧЕСКАЯ БЕЗОПАСНОСТЬ. Ми-
нимально вредное воздействие на людей и
природу от деятельности в области авиации, в том
числе и в первую очередь: (а) от вредного
воздействия шума на местности от работающих
двигателей в районах взлета и посадки воздуш-
ного судна и (б) от вредного воздействия эмиссии
выходящих из двигателей газов.
ЛЕТНАЯ ГОДНОСТЬ. Соответствие воздуш-
ного судна и его компонентов, в том числе и авиа-
ционных двигателей, действующим в РФ
требованиям к летной годности гражданских воздушных
судов и охране окружающей среды (экологичес-
ким требованиям по шуму и эмиссии газов).
СЕРТИФИКАЦИЯ. Составная часть
государственного регулирования авиационной
деятельности. Сертификацией устанавливается
и удостоверяется соответствие типовой
конструкции объекта авиационной техники (а также
его производства) требованиям к летной годнос-
ти и охране окружающей среды.
АВИАЦИОННЫЕ ПРАВИЛА. Свод
процедур, правил, норм и стандартов, выполнение
которых признается в качестве обязательного условия
обеспечения безопасности полетов и охраны
окружающей среды от вредного воздействия
авиации (обеспечения летной годности).
НОРМЫ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ. Часть
Авиационных правил, которая содержит
требования к типовой конструкции, параметрам и летным
качествам воздушных судов и их компонентов,
в том числе и авиационных двигателей, направ-
ленные на обеспечение безопасности полетов.
ТИПОВАЯ КОНСТРУКЦИЯ. Конструкция
объекта авиационной техники (включая его лет-
ные характеристики и эксплуатационные
ограничения - ограничения в ожидаемых условиях
эксплуатации), соответствие которой требованиям
Норм летной годности, применимых для данного
типа авиационной техники, устанавливается по
результатам сертификации этого типа.
2.6.2.2. Наземная техника
БЕЗОПАСНОСТЬ продукции, процессов
производства, эксплуатации, хранения, перевозки,
реализации и утилизации - состояние, при
котором отсутствует недопустимый риск, связанный
с причинением вреда жизни или здоровью граж-
дан, имуществу физических или юридических
лиц, государственному или муниципальному
имуществу, окружающей среде, жизни или
здоровью животных и растений.
ДЕКЛАРИРОВАНИЕ СООТВЕТСТВИЯ -
форма подтверждения соответствия продукции
требованиям технических регламентов.
101

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
ДЕКЛАРАЦИЯ 0 СООТВЕТСТВИИ -
документ, удостоверяющий соответствие выпускае-
мой в обращение продукции требованиям
технических регламентов.
ПОДТВЕРЖДЕНИЕ СООТВЕТСТВИЯ - доку-
ментальное удостоверение соответствия
продукции или иных объектов, процессов производства,
эксплуатации, хранения, перевозки, реализации
и утилизации, выполнения работ или оказания yc-
луг требованиям технических регламентов,
положениям стандартов или условиям договоров.
РИСК - вероятность причинения вреда жизни
или здоровью граждан, имуществу физических
или юридических лиц, государственному или
муниципальному имуществу, окружающей
среде, жизни или здоровью животных и растений
с учетом тяжести этого вреда.
СЕРТИФИКАТ СООТВЕТСТВИЯ - документ,
удостоверяющий соответствие объекта
требованиям технических регламентов, положениям
стандартов или условиям договоров.
ЗНАК ОБРАЩЕНИЯ НА РЫНКЕ -
обозначение, служащее для информирования
приобретателей о соответствии выпускаемой в обращение
продукции требованиям технических регламентов.
КОНТРОЛЬ (надзор) за соблюдением
требований технических регламентов - проверка
выполнения юридическим лицом или
индивидуальным предпринимателем требований технических
регламентов к продукции, процессам
производства, эксплуатации, хранению, перевозкам,
реализации и утилизации и принятие мер по
результатам проверки.
ТЕХНИЧЕСКОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ -
правовое регулирование отношений в области
установления, применения и исполнения обязательных
требований кпродукции, процессам
производства, эксплуатации, хранения, перевозки,
реализации и утилизации, а также в области
установления и применения на добровольной основе
требований к продукции, процессам производства,
эксплуатации, хранения, перевозки, реализации
и утилизации, выполнению работ или оказанию
услуг и правовое регулирование отношений в
области оценки соответствия.
ТЕХНИЧЕСКИЙ РЕГЛАМЕНТ- документ,
который принят международным договором РФ,
ратифицированным в порядке, установленном
законодательством РФ, или федеральным законом,
или указом Президента РФ, или постановлением
Правительства РФ и устанавливает обязательные
для применения и исполнения требования к
объектам технического регулирования (продукции,
в том числе зданиям, строениям и сооружениям,
процессам производства, эксплуатации,
хранения, перевозки, реализации и утилизации).
ФОРМА ПОДТВЕРЖДЕНИЯ
СООТВЕТСТВИЯ - определенный порядок документально-
го удостоверения соответствия продукции или
иных объектов, процессов производства,
эксплуатации, хранения, перевозки, реализации и
утилизации, выполнения работ или оказания услуг
требованиям технических регламентов,
положениям стандартов или условиям договоров.
ЗАЯВИТЕЛЬ - физическое или юридическое
лицо, обратившееся с заявкой на проведение
сертификации или аккредитации.
СИСТЕМА СЕРТИФИКАЦИИ - совокупность
правил выполнения работ по сертификации, ее
участников и правил функционирования
системы сертификации в целом.
СЕРТИФИКАЦИЯ - форма осуществляемого
органом по сертификации подтверждения
соответствия объектов требованиям технических рег-
ламентов, положениям стандартов или условиям
договоров.
СЕРТИФИКАЦИЯ ПРОДУКЦИИ-
процедура подтверждения соответствия, посредством
которой независимая от изготовителя
(продавца, исполнителя) и потребителя (покупателя)
организация удостоверяет в письменной форме,
что продукция соответствует установленным
требованиям.
СЕРТИФИКАТ СООТВЕТСТВИЯ - документ,
удостоверяющий соответствие обьектатребовани-
ям нормативных документов, указывающий, что
обеспечивается необходимая уверенность в том,
что должным образом идентифицированная
продукция соответствует конкретному стандарту или
другому нормативному документу.
ОРГАН ПО СЕРТИФИКАЦИИ - юридическое
лицо, аккредитованное вустановленном порядке
на независимость и техническую компетентность,
для выполнения работ по сертификации.
ИДЕНТИФИКАЦИЯ ПРОДУКЦИИ-
установление тождественности характеристик
продукции ее существенным признакам.
ОЦЕНКА СООТВЕТСТВИЯ- прямое или
косвенное определение соблюдения требований,
предъявляемых к объекту.
ПОДТВЕРЖДЕНИЕ СООТВЕТСТВИЯ -
документальное удостоверение соответствия
продукции, процессов производства, эксплуатации,
хранения, перевозки, реализации и утилизации,
выполнения работ или оказания услуг
требованиям нормативных документов.
102

2.6. Сертификация авиационных ГТД, ГТУ для ГПА и ГТЭС
2.6.2.3. Производство и CMK
ОРГАН ПО СЕРТИФИКАЦИИ -
юридическое лицо или индивидуальный предприниматель,
аккредитованные в установленном порядке для
выполнения работ по сертификации.
ОЦЕНКА СООТВЕТСТВИЯ- прямое или
косвенное определение соблюдения требований,
предъявляемых к объекту.
ПОДТВЕРЖДЕНИЕ СООТВЕТСТВИЯ
-документальное удостоверение соответствия
продукции или иных объектов, процессов производства,
эксплуатации, хранения, перевозки, реализации
и утилизации, выполнения работ или оказания yc-
луг требованиям технических регламентов,
положениям стандартов или условиям договоров.
СЕРТИФИКАЦИЯ - форма осуществляемого
органом по сертификации подтверждения
соответствия объектов требованиям технических рег-
ламентов, положениям стандартов или условиям
договоров.
СЕРТИФИКАТ СООТВЕТСТВИЯ - документ,
удостоверяющий соответствие объекта
требованиям технических регламентов, положениям
стандартов или условиям договоров.
СИСТЕМА СЕРТИФИКАЦИИ - совокупность
правил выполнения работ по сертификации, ее
участников и правил функционирования системы
сертификации в целом.
СЕРТИФИКАЦИЯ ПРОИЗВОДСТВА -
установление соответствия производства у
Изготовителя требованиям Авиационных правил,
а именно его способности изготавливать
каждое серийное изделие с соблюдением того, что
оно соответствует типовой конструкции и
находится в состоянии, обеспечивающем
безопасность эксплуатации, а также выполнению
им предписанных действий по поддержанию
летной годности.
ОБЯЗАТЕЛЬНАЯ СЕРТИФИКАЦИЯ - форма
подтверждения соответствия объекта
требованиям, установленным врегламентирующих
нормативных и правовых документах, требующих
обязательного исполнения.
ДОБРОВОЛЬНАЯ СЕРТИФИКАЦИЯ -
форма подтверждения соответствия объекта
установленным требованиям в добровольном
порядке.
Термины и определения по сертификации CMK
изложены в ГОСТ P ИСО 9000-2001 «Системы
менеджмента качества. Термины и словарь» [2.11].
2.6.2.4. Принятые сокращения
и обозначения
МАК - Межгосударственный авиационный
комитет;
Авиарегистр МАК - Авиационный регистр
Межгосударственного авиационного комитета;
ВС - воздушное судно;
АД - авиационный двигатель;
АМД - авиационный маршевый двигатель;
АВД - авиационный вспомогательный двига-
тель;
АП - авиационные правила;
НЛГ - нормы летной годности;
СЗИ - сертификационные заводские испытания;
СКИ - сертификационные контрольные
испытания.
2.6.3. Порядок и процедура сертификации
авиационной техники
2.6.3.1. Основныеэтапысоздания
авиационных ГТД
Сертификация типовой конструкции
авиационного двигателя занимает особое место во всем
процессе создания (разработки и сертификации)
любого двигателя нового типа.
Процесс создания авиационного двигателя
схематично можно разбить на следующие
основные этапы:
1) маркетинговые исследования мирового
рынка воздушных перевозок. Определение
востребованного рынком (с учетом на перспективу)
нового типа авиационного двигателя с
конкретными техническими параметрами и
характеристиками. Формирование конструктивного облика
нового двигателя с учетом научно-технического
опыта и технического потенциала (технического
«задела») конкретной Авиационной
организации - Разработчика двигателя нового типа;
2) документальное оформление Технического
предложения на разработку двигателя нового типа.
Предложение потенциальному Заказчику варианта
возможного применения двигателей предлагаемо-
го типа в связке «воздушное судно - авиационный
маршевый двигатель», то есть поиск возможного
Заказчика на разработку предложенного двигате-
ля, готового финансировать этот проект;
3) проектирование фазработка) конструкции
основных (ключевых) составных частей двига-
теля, его узлов и систем. Разработка компоновок
ключевых узлов. Выпуск рабочих чертежей
деталей и сборочных единиц этих узлов. Изготовление,
103

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
сборка и испытания ключевых узлов двигателя
в целях подтверждения обоснованности выбора
основных (ключевых) параметров и
характеристик двигателя;
4) получение от Заказчика оформленного
Технического задания на разработку авиаци-
онного двигателя нового типа и оформление
(заключение) с ним соответствующего
хозяйственного Договора на финансирование проекта.
Начало финансирования Заказчиком проекта
создания двигателя нового типа;
5) разработка полных комплектов рабочей
конструкторской и технологической документации
(комплектов РКД икомгшектов РТД) на
изготовление двигателей как в опытном, так и в серий-
ном производстве. Изготовление, сборка и
контроль партии опытных двигателей. Специальные
и доводочные испытания опытных двигателей.
Определение типовой конструкции двигателя,
обеспечивающей заданные параметры и
характеристики. Корректирование документации комплектов
РКД и РТД по результатам доводочных испытаний
и определения (утверждения Разработчиком)
типовой конструкции двигателя;
6) сертификационные заводские испытания
(СЗИ) опытного двигателя (двигателя, изготов-
ленного в опытном производстве Разработчика)
и полностью соответствующего по его
конструкции типовой конструкции двигателя, определен-
ной и утвержденной Разработчиком. Испытания
проводятся под полным надзором и контролем
Независимой инспекции - военного
представительства Минобороны России у Разработчика,
уполномоченного Авиарегистром МАК на ис-
полнение этих функций. Корректирование ком-
плектов РКД и РТД по результатам испытаний.
Окончательное утверждение Разработчиком
типовой конструкции двигателя. Принятие
решения о предъявлении двигателя на
сертификационные контрольные испытания (СКИ);
7) сертификационные контрольные
испытания (СКИ) двигателя, изготовленного в серий-
ном производстве Производителя (потенциаль-
ного Изготовителя новых и ремонтных двигате-
лей нового типа) и полностью соответствующего
по его конструкции окончательно утвержденной
Разработчиком типовой конструкции. Испытания
проводятся под полным надзором и контро-
лем комиссии Авиарегистра МАК, имеющей
в этом случае статус Государственной комиссии.
Корректирование комплектов РКД и РТД по
результатам испытаний. Принятие Авиарегистром
МАК типовой конструкции двигателя
сертифицированного типа. Выдача Авиарегистром МАК
и получение Разработчиком Сертификата типа
на вновь созданный и сертифицированный дви-
гатель нового типа;
8) принятие решения о постановке созданного
(разработанного и сертифицированного) двигате-
ля нового типа на производство (изготовление но-
вых и ремонтных двигателей), на эксплуатацию
(пассажирские перевозки Эксплуатирующими
организациями на регулярных маршрутах) и на
ремонт (производство ремонтных двигателей
в Ремонтных организациях авиационной промыш-
ленности и гражданской авиации).
2.6.3.2. Этапы процесса сертификации
авиационных ГТД
При конструировании авиационного двигате-
ля наряду с обеспечением заявленных и
заданных технических параметров и характеристик
необходимо в безусловном порядке обеспечить
соответствие типовой конструкции двигателя
(а следовательно, и любой его составной части)
требованиям летной годности и охраны
окружающей природной среды, изложенным вАП-33,
АП-34 иАП-36, по процедурам согласно АП-21.
Это должен иметь в виду каждый участник
процесса создания двигателя и его составных частей,
до самого мелкого винтика. В первую очередь -
Конструктор.
Поэтому в целях обеспечения требований
летной годности и охраны окружающей среды
Конструктор и (или) любой иной Участник
процесса создания двигателя нового типа при
конструировании (выполнение расчетов и компоновок),
разработке рабочей конструкторской
документации (выпуск рабочих детальных и сборочных
чертежей, спецификаций, ведомостей, программ,
методик, инструкций и иных конструкторских
документов) и при дальнейшей доводке типовой
конструкции «своей» составной части двигателя
(с корректированием конструкторской
документации соответствующей части) должен и просто
обязан в безусловном порядке:
1) конструктивно обеспечить должный
уровень летной годности и при необходимости эко-
логических характеристик «своей» составной
части двигателя;
2) подготовить и оформить в установленном
АП порядке все сертификационные доказатель-
ные документы, подтверждающие летную год-
ность и экологическую безопасность этой части
в составе сертифицированного двигателя;
104

2.6. Сертификация авиационных ГТД, ГТУ для ГПА и ГТЭС
3) убедительно продемонстрировать
Авиарегистру МАК соответствие созданной
конструкции нормируемым требованиям в составе
сертифицированного двигателя и в дальнейшем в составе
сертифицированного воздушного судна совместно
с данным сертифицированным двигателем.
Сертификация типа авиационных двигателей,
разрабатываемых в целях их использования в
составе воздушных судов транспортной категории,
применяемых в гражданской авиации для
воздушных перевозок пассажиров и (или) грузов,
последовательность ее этапов и (или) ключевых
моментов регламентированы Авиарегистром
МАК,часть21 (АП-21).
Схематично весь процесс сертификации
типовой конструкции двигателя можно разбить на
следующие этапы.
Первый этап. Организация-разработчик двига-
теля подает Заявку в Авиарегистр МАК на полу-
чение Сертификата типа разрабатываемого двига-
теля. Необходимо иметь в виду, что Заявку можно
(и нужно) подавать только тогда, когда определен
конструктивный облик двигателя, определены
другие источники финансирования (в том числе
заемные средства или собственные финансовые
ресурсы). Решение о подаче Заявки (и о сроках ее
подачи) принимает Руководитель организации-
разработчика этого двигателя. Поскольку срок
действия Заявки в отношении авиационных дви-
гателей ограничен тремя годами, этап создания
фазработка и сертификация) двигателя, в период
проведения которого необходимо подавать Заявку,
выбирается и утверждается Руководителем
организации с учетом необходимости синхронизации
(совмещения) срока окончания работ по доводке
конструкции и сертификации двигателя и
срока действия Заявки. Приняв Заявку, Авиарегистр
МАК определяет (и информирует об этом
Разработчика) Сертификационные центры и
другие Организации, принимающие участие в
работах по сертификации типовой конструкции конк-
ретного двигателя.
Второй этап. Разработка и утверждение
Авиарегистром МАК Сертификационного
базиса двигателя (комплекса требований к летной
годности и охране окружающей среды примени-
тельно к типовой конструкции данного двигате-
ля). Кроме требований как таковых (конкретных
пунктов АП-33, АП-34, АП-36, атакже пунк-
тов АП-25), в Сертификационном базисе
приводятся сертификационные работы, участники
этих работ (Сертификационные центры и иные
Организации) и виды сертификационных
доказательных документов, обеспечивающих получе-
ние от Авиарегистра МАК Сертификата типа.
Третий этап. Проведение этапа макета
образца (двигателя) вместе с его компонентами
(агрегаты и иные покупные комплектующие дви-
гателя изделия) в одном «пакете» системы
«воздушное судно - авиационный маршевый двига-
тель», рассматриваемый как конечный продукт,
«потребляемый» пассажиром.
На данном этапе осуществляется «привязка»
двигателя к воздушному судну конкретного типа,
оснащение двигателя агрегатами и иными покуп-
ными комплектующими изделиями (в том числе
агрегатами для так называемых «самолетных
нужд») и параллельно и «полным ходом»
проводится комплекс доводочных и
сертификационных работ (в том числе и испытаний) по
сертифицируемому двигателю с выпуском и оформле-
нием в установленном порядке соответствующих
сертификационных доказательных документов.
Дополнительно необходимо отметить, что уже
на этом этапе должен быть определен Изготовитель
серийных экземпляров вновь разрабатываемого
двигателя и должны начаться работы по
подготовке и освоению серийного производства. Это
связано и с тем, что уже на СКИ (на пятом этапе
сертификации двигателя), то есть еще до
завершения работ по сертификации и постановке дви-
гателя на серийное производство, Авиарегистру
МАК должен быть предъявлен экземпляр
сертифицируемого двигателя, поставляемый
Изготовителем (изготовленный серийным
производством на этапе его подготовки и освоения)
и соответствующей типовой конструкции, уста-
новленной по результатам СЗИ (четвертого этапа
сертификации двигателя).
Четвертый этап. Этап испытаний
Заявителя- Разработчика сертифицируемого двига-
теля. Подготовка, предъявление и проведение
Сертификационных заводских испытаний (СЗИ)
экземпляра опытного двигателя.
Для СЗИ выбирается один экземпляр из
партии опытных двигателей, полностью
соответствующий типовой конструкции, утвержденной
генеральным конструктором по результатам дово-
дочныхработ. Двигатель после предъявительских
испытаний разбирается, комплектуется, дефекти-
руется и предъявляется Независимой инспекции
Авиарегистра МАК - военному
представительству Минобороны России у Разработчика
сертифицируемого двигателя. Испытания, как и весь
комплекс сертификационных доказательных
работ, проводятся по оформленной в установлен-
105

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
ном порядке и одобренной Авиарегистром МАК
Программе СЗИ под надзором и полным конт-
ролем представителей Независимой инспекции
и проводятся в целях:
а) доведения конструкции двигателя, его
параметров и характеристик, обеспечивающих
требования Технического задания на разработку двигателя;
б) установления типовой конструкции двига-
теля, обеспечивающей должный уровень летной
годности и охраны окружающей среды;
в) определения условий предъявления двига-
теля на СКИ.
По результатам СЗИ корректируется (при
необходимости) комплект РКД, оформляется Акт дово-
дочных и сертификационных работ, включая СЗИ
как таковые, и принимается Решение о
предъявлении двигателя на СКИ.
Пятый этап. Этап испытаний Авиарегистра
МАК, проводимых под его руководством
комиссии (имеющей статус государственной
комиссии). Подготовка, предъявление и проведение
Сертификационных контрольных испытаний
(СКИ) экземпляра двигателя, изготовленного ce-
рийным производством Изготовителя на этапе его
подготовки и освоения и соответствующего
типовой конструкции, установленной по результатам
СЗИ (четвертого этапа сертификации двигателя).
Поставленный (полученный) от Изготовителя
экземпляр двигателя после предъявительских
испытаний разбирается, дефектируется и
предъявляется комиссии Авиарегистра МАК -
государственной комиссии. СКИ двигателя (как и его СЗИ)
обеспечиваются Заявителем, то есть проводятся
на производственной площадке Организации -
Разработчика двигателя и за счет его средств,
заложенных в проект «Разработка двигателя».
Испытания, как и весь комплекс
сертификационных доказательных работ, проводятся по оформ-
ленной в установленном порядке Программе СКИ
фазработанной Сертификационным центром,
утвержденной Председателем комиссии и
согласованной с Заявителем), одобренной Авиарегистром
МАК. Испытания проводятся под надзором и пол-
ным контролем комиссии Авиарегистра МАК.
Испытания проводятся в целях:
а) контрольной проверки и подтверждения
соответствия параметров и характеристик дви-
гателя требованиям Технического задания на его
разработку и требованиям, обеспечивающим
должный уровень летной годности и охраны
окружающей среды;
б) окончательного установления (уточнения при
необходимости) и утверждения типовой
конструкции двигателя;
в) принятия решения о выдаче Разработчику
Сертификата типа на вновь разработанный и
сертифицированный двигатель и решения о
возможности постановки на производство (подготовку
и освоение) и на само производство как таковое
(изготовление новых и ремонтных двигателей)
в условиях серийного производства конкретного
Изготовителя, атакже на эксплуатацию
(пассажирские перевозки) и ремонт двигателей
сертифицированного типа в условиях конкретных
авиационных Эксплуатирующих и Ремонтных
организаций.
Шестой этап. Анализ результатов
сертификации фаботы по доведению конструкции дви-
гателя до типового, доводочные и иные
сертификационные испытания, результаты СЗИ и СКИ
двигателя, корректирование рабочей
конструкторской документации по результатам испытаний),
принятие решения и выдача Авиарегистром МАК
Сертификата типа на вновь созданный двигатель.
На данном этапе комиссией Авиарегистра
МАК - государственной комиссией оформляется
согласованный с Разработчиком двигателя Акт
по результатам СКИ, который в окончательном
виде утверждается Авиарегистром МАК. После
утверждения Акта Разработчик направляет
в Авиарегистр МАК Представление на получе-
ние соответствующего Сертификата типа, к
которому, в частности, прилагается Уведомление
Заявителя - Разработчика двигателя и потенци-
альногоИзготовителя -Производителясерийных
двигателей данного типа, согласованное с
Независимыми инспекциями вэтих Организациях,
о том, что комплект РКД в подлинниках на
изготовление, послепродажное обслуживание (в
эксплуатации, при хранении итранспортировании),
ремонт и утилизацию откорректирован по
результатам сертификационных работ, в полной мере
отражает типовую конструкцию двигателя, при-
годен для серийного производства, послепродаж-
ного обслуживания в эксплуатации и ремонта,
является собственностью Разработчика - Автора
типовой конструкции, хранится у
Разработчика и может быть передан Изготовителю по
Лицензионномусоглашению.Порезультатамрас-
смотрения Представления принимается Решение
о выдаче Разработчику Сертификата типа,
определяются и оформляются имущественные права
Разработчика - Автора конструкции на типовую
106

2.6. Сертификация авиационных ГТД, ГТУ для ГПА и ГТЭС
конструкцию вновь созданного двигателя как
объекта интеллектуальной промышленной
собственности. Одновременно принимается Решение
о Производителе серийных двигателей и об
условиях их серийного производства.
На этом процесс сертификации (как
составной и неотъемлемой части процесса создания)
авиационного двигателя можно считать
завершенным с учетом следующего. В дальнейшем
Разработчик - Автор типовой конструкции дви-
гателя несет всю полноту ответственности за
соответствие этой типовой конструкции
действующим Нормам летной годности и охраны
окружающей среды на всех этапах жизненного цикла
этого типа, включая этапы разработки,
производства, эксплуатации, ремонта и модификации
вплоть до списания и утилизации.
2.6.4. Порядок и процедуры выполнения
работ по сертификации наземной техники
Сертификация наземной техники в
зависимости от вида продукции имеет обязательный или
добровольный характер. Правовые основы
обязательной идобровольной сертификации, права,
обязанности и ответственность участников
сертификации определены Законом «О сертификации
продукции и услуг» [2.12].
Применительно к газотурбинной технике на-
земного применения согласно российскому
законодательству [2.13] определены следующие
требования об обязательной сертификации
приводных и энергетических газотурбинных установок
на соответствие требованиям:
- ГОСТ 29328-92 «Установки газотурбинные
для привода турбогенераторов. Общие
технические условия».
- ГОСТ 28775-90 «Агрегаты
газоперекачивающие с газотурбинным приводом».
- ГОСТ P ИСО 11042-1-2001 «Установки га-
зотурбинные. Методы определения выбросов
вредных веществ» [2.14].
Сертификация наземной техники включает:
- подачу заявки на сертификацию конкретного
вида продукции с указанием реквизитов органи-
зации-заявителя, кода продукции по ОКП;
информации о соответствии требований нормативных
документов, схемы сертификации;
- принятие решения по заявке, в том числе
выбор схемы сертификации;
- отбор, идентификацию образцов продукции
и их испытания;
- оценку производства (если это
предусмотрено схемой сертификации);
- анализ полученных результатов и принятие
решения о выдаче (об отказе в выдаче)
сертификата соответствия (далее - сертификат);
- выдачу сертификата;
- осуществление инспекционного контроля за
сертифицированной продукцией (если это
предусмотрено схемой сертификации);
- корректирующие мероприятия при
нарушении соответствия продукции установленным
требованиям и неправильном применении знака
соответствия;
- информация о результатах сертификации.
Сертификацию продукции проводят
специально уполномоченные и аккредитованные
органы по сертификации, имеющие соответствующие
лицензии и Аттестат аккредитации в системе
сертификации ГОСТ Р.
Сертификация проводится на условиях
договоров между заявителем, органом по сертификации
и, в ряде случаев, испытательной лабораторией.
Заявитель вправе выбрать любой орган по
сертификации, любую испытательную
лабораторию исходя из экономических, территориальных,
ведомственных, конъюнктурных соображений.
При сертификации ГТУ проверяются
характеристики (показатели) продукции в
конкретном объеме требований, установленных соглас-
но[2.15].
При этом для приводных ГТУ
(предназначенных для привода нагнетателей ГПА)
проверяются обязательные требования (характеристики)
в объеме требований [2.15, 2.16], а для
энергетических ГТУ (предназначенных для привода
турбогенераторов ГТЭС) [2.12, 2.16].
Порядок проведения сертификации
продукции, рекомендуемые схемы, форма заявки, форма
решения органа по сертификации, форма
сертификата соответствия, правила заполнения бланка
сертификата приведены в [2.16].
Добровольная сертификация проводится по
инициативе заявителей (изготовителей,
продавцов, исполнителей) в целях подтверждения
соответствия продукции требованиям стандартов,
технических условий и других документов,
определяемых заявителем.
В соответствии с российским
законодательством для ГПА и ГТЭС, которые включают в свой
состав соответственно приводные и
энергетические ГТУ, возможна процедура только
добровольной сертификации.
На основании [2.17] юридически однозначно
определена номенклатура продукции, подтверж-
107

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
дение соответствия требованиям нормативных
документов которых осуществляется путем
оформления декларации о соответствии.
2.6.5. Сертификация производства и CMK
Этапы работ по сертификации CMK:
1. Организация работ (Заявка на
сертификацию предприятия Разработчика или Изготовителя
в сертифицирующий орган, подготовка
комплекта документов по CMK Заявителем,
формирование комиссии).
2. Анализ документов CMK проверяемой
организации - Заявителя.
3. Подготовка к аудиту (проверке) «на месте».
4. Проведение аудита (проверки) «на месте»
и подготовка акта по результатам аудита.
5. Завершение сертификации, выдача и
регистрация сертификата.
6. Инспекционный контроль
сертифицированной системы менеджмента качества [2.18, 2.19].
2.6.6. Закон о техническом
регулировании
2.6.6.1. Авиационная техника
АП - составная часть системы технического
регулирования РФ, регламентируемой
Федеральным законом «О техническом регулировании»
Государственное правовое и техническое
регулирование в области установления, применения
и исполнения обязательных требований к
продукции авиационных организаций - авиационным
двигателям, а также к процессам их разработки,
производства, реализации, послепродажного
обслуживания, эксплуатации, хранения,
транспортирования, ремонта, списания и утилизации
осуществляется в полном соответствии с
требованиями, нормами, правилами и стандартами АП,
действующих на правовой территории Государств
СНГ- участников Минского соглашения 1991
года, в том числе на территории РФ - инициатора
и участника этого Соглашения.
1 июля 2003 года вступил в силу Федеральный
закон № 184-ФЗ от 27.12.2002 г. «О техническом
регулировании» [2.20], согласно которому в целях:
а) защиты жизни и здоровья граждан
(физических лиц);
б) защиты имущества физических и
юридических лиц, государственного и (или)
муниципального имущества;
в) охраны окружающей природной среды,
в том числе жизни и (или) здоровья животных
и растений от потенциально опасных объектов
(в нашем случае от авиационного двигателя
в составе воздушного судна)
устанавливаются технические регламенты - обязательные
для применения и использования
требования к объектам технического регулирования.
Вышеуказанным Законом установлено, что
такие Регламенты должны иметь статус
федеральных законов и вводиться в действие также
федеральными законами.
АП, имеющие статус международного
договора, введены в действие на правовой
территории РФ Постановлением Правительства РФ.
Следовательно, АП фактически являются
составной частью Воздушного законодательства
РФ и по существу являются дополнением к
Воздушному кодексу РФ.
В целях гармонизации Воздушного
законодательства РФ со вновь введенным Законом «О
техническом регулировании» необходима
законодательная легализация АП, в том числе и в первую
очередь частей 21,23,33,34,36,145 и 183 (АП-21,
АП-25, АП-33, АП-34, АП-36, АП-145 иАП-183)
[2.21, 2.22], определяющих правила, нормы,
требования и процедуры сертификации авиационных
двигателей.
2.6.6.2. Закон «О техническом
регулировании» применительно
к наземной технике
Закон «О техническом регулировании» (Закон)
[2.23] - это базисный документ для
производственников. Он предусматривает, что в течение
семи лет будут разработаны и установлены
технические регламенты, в которых будут
прописаны требования к выпускаемой продукции,
процессам ее производства, эксплуатации, хранения
и утилизации.
Основная идея Закона исходит из
необходимости введения нового, отвечающего рыночной
экономике и международной практике подхода
к вопросам установления и применения
обязательных и рекомендуемых (добровольных)
требований к продукции, процессам ее производства
и обращения, работам и услугам и заключается:
- во введении в практику обязательных
технических регламентов;
- установлении добровольного статуса
национальных стандартов;
- предоставлении производителю
возможности выбора различных схем оценки
соответствия продукции и услуг установленным
108

2.6. Сертификация авиационных ГТД, ГТУ для ГПА и ГТЭС
требованиям в зависимости от степени по-
тенциальной опасности продукции и услуг;
- отделении функций государственных конт-
рольных и надзорных органов от функций
органов по сертификации;
- создании единой информационной
системы технического регулирования.
Техническое регулирование осуществляется
в соответствии с принципами:
- применения единых правил установления
требований к продукции, процессам
производства, эксплуатации, хранения,
перевозки, реализации и утилизации, выполнению
работ или оказанию услуг;
- соответствия технического регулирования
уровню развития национальной экономики,
развития материально-технической базы,
атакже уровню научно-технического
развития;
- независимости органов по аккредитации,
органов по сертификации от изготовителей,
продавцов, исполнителей и приобретателей;
- единой системы и правил аккредитации;
- единства правил иметодов исследований
(испытаний) иизмерений при проведении
процедур обязательной оценки соответствия;
- единства применения требований
технических регламентов независимо от видов или
особенностей сделок;
- недопустимости ограничения конкуренции
при осуществлении аккредитации и
сертификации;
- недопустимости совмещения полномочий
органа государственного контроля
(надзора) и органа по сертификации;
- недопустимости совмещения одним орга-
ном полномочий на аккредитацию и
сертификацию;
- недопустимости внебюджетного
финансирования государственного контроля
(надзора) за соблюдением требований
технических регламентов.
Технические регламенты принимаются в целях:
- защиты жизни или здоровья граждан,
имущества физических или юридических лиц,
государственного или муниципального
имущества;
- охраны окружающей среды, жизни или
здоровья животных и растений;
- предупреждения действий, вводящих в
заблуждение приобретателей.
Принятие технических регламентов в иных
целях не допускается.
Технические регламенты с учетом степени
риска причинения вреда устанавливают минимально
необходимые требования, которые обеспечивают:
- безопасность излучений;
- биологическую безопасность;
- взрывобезопасность;
- механическую безопасность;
- пожарную безопасность;
- промышленную безопасность;
- термическую безопасность;
- химическую безопасность;
- электрическую безопасность;
- ядерную и радиационную безопасность;
- электромагнитную совместимость в части
обеспечения безопасности работы
приборов и оборудования;
- единство измерений.
Содержащиеся в технических регламентах
обязательные требования являются
исчерпывающими, имеют прямое действие на всей
территории РФ и могут быть изменены только путем
внесения изменений и дополнений в
соответствующий технический регламент. Невключенные
в технические регламенты требования не могут
носить обязательного характера.
Технические регламенты могут быть двух видов:
- общие технические регламенты;
- специальные технические регламенты.
Требования общего технического регламента
обязательны для применения и соблюдения в
отношении любых видов продукции, процессов
производства, эксплуатации, хранения,
перевозки, реализации и утилизации.
Требованиями специального технического рег-
ламента учитываются технологические и иные
особенности отдельных видов продукции,
процессов производства, эксплуатации, хранения,
перевозки, реализации и утилизации, степень риска
причинения вреда которыми выше степени риска
причинения вреда, учтенной общим техническим
регламентом.
Обязательные требования определяются
совокупностью требований общих и специальных
технических регламентов.
Обязательные требования, касающиеся вопросов
безопасности продукции, защиты окружающей
среды, предупреждения действий, вводящих в
заблуждение приобретателей, содержащиеся в настоящее
время вразличных ведомственных нормативных
актах, втом числе вгосударственных стандартах,
выносятся в технические регламенты.
109

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
Создается прозрачная двухуровневая
структура нормативных и нормативно-правовых
документов: верхняя ступень - технические
регламенты, нижняя -гармонизированные с
техническими регламентами добровольные стандарты.
Стандарты призваны помочь производителю
правильно понять и выполнить требования рег-
ламентов.
Принцип добровольного применения
стандартов говорит о волеизъявлении любого лица - субь-
екта хозяйственной деятельности - применять или
не применять конкретные стандарты.
Закон предусматривает два вида стандартов:
национальные стандарты, которые принимаются
национальным органом по стандартизации, и
стандарты организаций. Существующие в настоящее
время отраслевые стандарты не предусмотрены
законом и должны быть переведены либо вранг
национальных стандартов, либо в стандарты
организаций, либо в технические документы.
Предполагается, что сохранится привычная
аббревиатура «ГОСТ» для национальных стандартов.
Разработку стандартов, как итехнических реша-
ментов, может осуществлять любое лицо при
условии соблюдения всех необходимых требований,
установленных законом. Решение о принятии или
отклонении того или иного проекта национально-
ro стандарта принимается национальным органом
по стандартизации. Если производитель принял
добровольное решение о применении конкретного
стандарта, то с данного момента соблюдение всех
требований становится для него обязательным.
Технические регламенты и стандарты прежде
всего должны базироваться на международных
стандартах. При этом в национальных стандартах
должны устанавливаться, как правило,
эксплуатационные, потребительские характеристики
продукции, но не требования к конструкции и
дизайну. Это сделано для того, чтобы у производителей
была возможность самим выбирать технические,
технологические и эргономические решения -
экономически наиболее целесообразные.
Стандартизация, подтверждение соответствия,
аккредитация и государственный надзор - это эле-
менты технического регулирования. Испытания,
сертификация, декларирование - инструменты,
позволяющие государству оградить и защитить
своих граждан от потребления опасной и нена-
длежащего качества продукции. Подтверждение
соответствия - финальная часть оценки
соответствия, документальное свидетельство того, что
продукция или услуга соответствуют установленным
требованиям, завершается либо выдачей
сертификата, либо подачей декларации о соответствии.
Правительством ежегодно уточняется
перечень продукции, для которой требуется
обязательное подтверждение соответствия, а также
дополняется перечень отдельных видов
продукции, в отношении которых обязательная
сертификация заменяется декларированием
соответствия. Госстандарт утверждает перечни продукции
с указанием, каким конкретным требованиям
эта продукция должна соответствовать. Когда
будет разработан технический регламент, такие
требования должны будут указываться в
технических регламентах. Техническими регламента-
ми будут определены и формы подтверждения
соответствия (декларация либо сертификат),
а также возможные схемы (предусматривающие
возможность выбора производителем наиболее
предпочтительного из нескольких вариантов),
по которым обязательное подтверждение
соответствия может осуществляться.
Подтверждение соответствия может носить
добровольный или обязательный характер.
Добровольное подтверждение соответствия
осуществляется в форме добровольной сертификации.
Обязательное подтверждение соответствия
осуществляется в формах:
- принятия декларации о соответствии (да-
лее - декларирование соответствия);
- обязательной сертификации.
Обязательное подтверждение соответствия
проводится только в случаях, установленных
соответствующим техническим регламентом, иисключи-
тельно на соответствие требованиям технического
регламента. Декларация о соответствии и
сертификат соответствия имеют равную юридическую силу
независимо от схем обязательного
подтверждения соответствия и действуют на всей территории
Российской Федерации. Предполагается, что более
широко будет использоваться декларирование
соответствия. Обязательная сертификация будет
применяться, как правило, для наиболее опасных видов
продукции. Продукция, соответствие которой
требованиям технических регламентов подтверждено
впорядке, предусмотренном настоящим Законом,
маркируется знаком обращения на рынке.
Указанные процедуры по отношению к
продукции проводятся на дорыночной стадии. На стадии
обращения на рынке соответствие продукции
требованиям технических регламентов будет
проверяться путем проведения государственного
контроля (надзора) уполномоченными в соответствии
110

2.7. Англо-русский словаръ-минимум
с законодательством РФ федеральными органами
исполнительной власти.
При выявлении в результате проведения конт-
рольно-надзорных мероприятий несоответствия
продукции установленным требованиям органы
государственного контроля (надзора)
применяют законодательно предусмотренные меры по
недопущению причинения вреда потребителю.
В их числе приостановка производства, запрет
передачи продукции, приостановление или
прекращение действия декларации о соответствии
или сертификата соответствия, отзыв продукции
с рынка, а также меры, предусмотренные
административным законодательством.
Технические регламенты должны быть
приняты в течение семи лет со дня вступления в силу
настоящего Федерального закона. Обязательные
требования к продукции, процессам
производства, эксплуатации, хранения, перевозки,
реализации и утилизации, в отношении которых
технические регламенты в указанный срок не были
приняты, прекращают действие по истечении
семилетнего срока.
Контрольные вопросы
1. Назовите основные параметры
авиационных ГТД.
2. Что такое удельная масса реактивного ГТД?
Как она зависит от размерности двигателя?
3. Что такое удельная мощность наземных ГТД?
4. Какие параметры реального цикла ГТД
определяют его совершенство?
5. Почему температура газа перед турбиной
у наземных ГТД ниже, чем у авиационных?
6. Что такое тяговооруженность летательного
аппарата?
7. Чем определяются требования к габаритам
и массе авиационного ГТД?
8. Какими показателями безотказности
характеризуется безопасность работы авиационного
двигателя?
9. Какими показателями безотказности
характеризуется технико-экономическое
совершенство авиационного двигателя?
10. В чем различие между тремя методами
(стратегиями) подтверждения ресурса двигателя?
11. Перечислите требования, предъявляемые
к производственной технологичности двигателя?
12. Перечислите требования, предъявляемые
к эксплуатационной технологичности двигателя?
13. Что такое стоимость жизненного цикла дви-
гателя? Из каких составляющих она складывается?
14. Перечислите экологические требования,
предъявляемые к двигателям гражданской
авиации?
15. Перечислите показатели надежности ГТД
для наземного использования.
16. Каким параметром характеризуется
размерность газогенератора?
17. Назовите термодинамические параметры
газогенератора.
18. Перечислите основные тенденции
развития газогенераторов современных ГТД.
19. Приведите примеры создания семейств
двигателей на базе единого газогенератора.
20. В чем состоит идея геометрического
моделирования при разработке ГТД? В чем
ограниченность этого метода?
21. Назовите основные этапы сертификации
типовой конструкции авиационного двигателя.
22. Является ли обязательной сертификация
авиационных двигателей, ГТД наземных
установок?
2.7. Англо-русский словарь-минимум
air flow - расход воздуха на входе в двигатель
air humidification - увлажнение воздуха
bypass ratio (BPR) - степень двухконтурности
core [engine] - газогенератор
cycle - цикл
thermodynamic с. - термодинамический ц.
simple с. - простой ц.
combined с. - комбинированный ц.
open с. - разомкнутый ц.
closed с. - замкнутый ц.
topping с. - внутренний цикл
bottoming с. - внешний цикл
dry weight - сухая масса
efficiency - коэффициент полезного действия
thermal e. - эффективный КПД
propulsion e. - полетный (тяговый) КПД
overall e. - общий (полный) КПД двигателя
shaft e. - эффективный КПД (на выходном
валу ГТД)
envelope dimensions - габаритные размеры
fuel - топливо
fuel flow - расход топлива
gas generator - газогенератор
heat addition - подвод тепла
heat removal (heat extraction) - отвод тепла
intercooling - промежуточное охлаждение
kerosene - керосин
lube oil - смазочное масло
natural gas - природный газ
overall pressure ratio (OPR) - суммарная степень сжатия
power - мощность
gross p. - полная мощность
net p. - полезная мощность
111

Глава 2. Основные параметры и требования к ГТД
[output] shaft p. - эффективная мощность
(на выходном валу ГТД)
specific p. - удельная мощность
scaling - геометрическое моделирование
(up - в сторону увеличения размеров)
(down - в сторону уменьшения размеров)
sequential combustion - промежуточный подогрев
specific fuel consumption (SFC) - удельный расход топлива
specific thrust - уцельная тяга
specific work - удельная работа
steam (water) injection - впрыск пара (воды)
thrust - тяга
tubine rotor inlet temperature (TRIT) - температура газа перед
турбиной
2.8. Список литературы
2.1. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей
/ C.M. Шляхтенко [и др.]. - M.: Машиностроение, 1979.
2.2. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные
двигатели. Конструкция и расчет деталей / Г.С. Скубачевский. - M.:
Машиностроение, 1981.
2.3. Резников M.E. Авиационные и ракетные топлива и
смазочные материалы / M.E. Резников. - M.: Воениздат, 1960.
2.4. Авиационные правила /
Межгосударственный авиационный комитет. — M., 1999.
2.4.1. Ч. 21. Процедуры сертификации авиационной
техники. Разд. А, В, С, D, E, F, G. - 1999.
2.4.2. Ч. 33. Нормы летной годности двигателей
воздушных суцов. -1994.
2.4.3. Ч. 34. Охрана окружающей среды. Нормы эмиссии
для авиационных двигателей. — 1999.
2.4.4. Ч. 36. Сертификация воздушных суцов по шуму на
местности. -1994.
2.5. ГОСТ 28775-90. Агрегаты газоперекачивающие с
газотурбинным приводом.
2.6. ГОСТ 29328-92. Установки газотурбинные для
привода турбогенераторов. Общие технические условия.
2.7. Теплоэнергетика. - 1999.-№ 1.
2.8. Воздушный кодекс Российской Федерации:
Федеральный закон № 60-ФЗ от 19.03.1997.
2.9. О государственном регулировании развития
авиации: Федеральный закон № 10-ФЗ от 08.01.1998.
2.10. ГОСТ P ИСО 9001-2001 (ISO 9001-2000) Системы
менеджмента качества. Требования.
2.10. ГОСТ P ИСО 9001-2001 (ISO 9001-2000) Системы
менеджмента качества. Термины и словарь
2.12. Федеральный закон о сертификации продукции и
услуг от 10.06.93 г № 5151-1 (в редакции Федеральных законов
от 27.12.95 г., № 211-ФЗ, от 02.03.98, № 30-ФЗ, от 31.07.98,
№ 154-ФЗ).
2.13. Номенклатура продукции и услуг (работ), в
отношении которых законодательными актами Российской
Федерации предусмотрена их обязательная
сертификация): постановление Госстандарта РФ от 30.06.2002 г.
№ 64. Введено в действие с 1 декабря 2002 года
(см. письмо Госстандарта РФ от 18.11.2002 г. № ИК —11-
23/3791).
2.14. ГОСТ P ИСО 11042-1-2001. Установки
газотурбинные. Методы определения выбросов вредных веществ.
2.15. Порядок сертификации продукции в Российской
Федерации: постановление Госстандарта РФ от 21.09.1994 г.
№ 15 федакции 11.07.2002 г.)
2.16. Система сертификации ГОСТ Р. Формы
основных документов, применяемых в системе:
постановление Госстандарта РФ от 17.03.1998 № 12.
2.17. Номенклатура продукции, соответствие которой
может быть подтверждено декларацией о соответствии:
постановление Госстандарта РФ от 31.12.2002 № 127.
2.18. Руководство 21.2C по сертификации и надзору за
производством изделий авиационной техники / АР МАК. —
M., 2004.
2.19. P 50.3.005-2003. Временный порядок сертификации
CMK на соответствие ГОСТ P ИСО 9001-2001 (ИСО 9001:
2001).
2.20. О техническом регулировании: Федеральный закон
№184-ФЗот27.12.2002.
2.21. АП-145. Авиационные правила. Ч. 145. Ремонтные
организации. - M., 1999.
2.22.АП-183. Авиационные правила. 4.183.
Представители Авиационного регистра. - M., 1999.
2.23. Полякова E. Мировые стандарты для России /
E. Полякова // Российская бизнес-газета. 1 июля. № 25. - 2003.
112

Глава 3
КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ ГТД
3.1. Конструктивные схемы
авиационных ГТД
3.1.1. Турбореактивные двигатели
Конструктивные схемы ТРД можно
классифицировать по следующим основным признакам:
- по типу компрессора - с центробежным или
осевым компрессором;
- по количеству роторов турбокомпрессора -
одновальные и двухвальные;
- по наличию или отсутствию ФК.
ТРД первого поколения проектировались как
с центробежными, так и с осевыми компрессора-
ми. Конструктивная схема ТРД с центробежным
компрессором показана на рис. 3.1, а с осевым ком-
прессором- на рис. 3.2 и 3.3. При ограниченных
диаметральных габаритах для увеличения расхода
воздуха применяются центробежные компрессоры
с двухсторонним входом (см. рис. 3.1).
I
Из-за значительно большего миделевого
сечения центробежного компрессора по сравнению
с осевым и, соответственно, меньшей лобовой
тяги ТРД с центробежными компрессорами не
получили дальнейшего развития, за
исключением малоразмерных двигателей.
ТРД и ТРДФ второго и третьего поколений
разрабатывались с осевыми компрессорами.
В процессе совершенствования двигателей
степень сжатия в однокаскадных осевых компрессо-
рахдостиглатг*к = 12... 15приколичествеступеней
Z,= 14...17.
Для обеспечения устойчивой работы и
высокого КПД однокаскадных высоконапорных
компрессоров на нерасчетных режимах входной
направляющий аппарат (BHA) инаправляющие аппараты
(НА) нескольких передних ступеней выполняются
поворотными (см. рис. 3.2). В ТРД АЛ-21Ф
разработки НПО «Сатурн» в 14-ступенчатом
компрессоре со степенью сжатия тг*к= 14,7 поворотными были
выполнены направляющие аппараты не только пяти
первых, но и пяти последних ступеней.
3
Рис. 3.1. Конструктивная схема ТРД с центробежным компрессором (BK-1): 1 - центробежный компрессор
с двухсторонним входом; 2 - трубчатая камера сгорания; 3 - одноступенчатая осевая турбина; 4 - реактивное
сопло; 5 - диффузор компрессора с направляющими лопатками; 6 - опоры с подшипниками; 7 - агрегаты
113

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
i
6
Рис. 3.2. Конструктивная схема одновального ТРД с осевым компрессором (ТРДФ J79 фирмы General Electric):
1 — 17-ступенчатый компрессор с поворотными BHA и НА 1. ..6 ступеней; 2 — трубчато-кольцевая камера сгорания;
3 — трехступенчатая турбина; 4 — ФК; 5 — регулируемое сопло; 6 — опоры с подшипниками
Рис. 3.3. Конструктивная схемадвухвального ТРД с осевым компрессором (турбокомпрессор ТРДФ P11Ф-300): 1
-трехступенчатый КНД; 2-трехступенчатый КВД; 5-камера сгорания; ^-одноступенчатая ТВД; 5 - одноступенчатая ТНД;
6 - вал турбокомпрессора ВД; 7 - вал турбокомпрессора НД; 8 - подшипники
Преимуществами ТРД одновальной схемы
можно считать простоту трансмиссии (минимальное
количество валов, опор иподшипников), атакже
хорошую приемистость двигателя, которая
обеспечивается за счет высокой частоты вращения ротора
ГТД на режиме малого газа при «закрытом»
положении регулируемых НА. Кнедостаткам схемы
можно отнести развитую механизацию
компрессора, которая усложняет конструкцию и трудоемкость
изготовления.
В двухвальных ТРД (см. рис. 3.3) компрессор
состоит из двух каскадов - компрессора низкого
давления (КНД) и компрессора высокого
давления (КВД), которые приводятся соответственно
турбинами низкого и высокого давления (ТНД
и ТВД). КВД и ТВД образуют турбокомпрессор
высокого давления (ВД), а КНД и ТНД
образуют турбокомпрессор низкого давления (НД).
Ротора турбокомпрессоров ВД и НД
кинематически не связаны и имеют возможность
вращаться с различной (оптимальной для каждого
каскада) частотой.
Повышенная частота вращения
турбокомпрессора ВД позволяет сократить число ступеней
КВД, общее число ступеней двухкаскадного
компрессора и его длину по сравнению с однокас-
кадным компрессором с той же степенью сжатия.
Меньшая длина роторов обеспечивает их
повышенную жесткость.
Недостатком двухвальных ТРД можно считать
усложнение трансмиссии (увеличение числа ва-
лов, опор, подшипников, уплотнений),
повышенные требования кточности изготовления сопло-
вых аппаратов турбин (изменение площади co-
пловых аппаратов вызывает изменение скольже-
ния роторов и запасов устойчивости КНД), а также
114

3.1. Конструктивные схемы авиационныхГТД
связанные со скольжением роторов некоторые
трудности обеспечения высокой приемистости.
3.1.2. Двухконтурные турбореактивные
двигатели
ТРДЦ внастоящее время является основным
типом авиационных газотурбинных двигателей для
гражданских и военных самолетов. Более сложный
принцип работы по сравнению с ТРД и наличие
в связи с этим дополнительных конструктивных
элементов обуславливает большое количество
возможных конструктивных схем ТРДД.
ТРДД можно классифицировать по
следующим основным конструктивным признакам.
По типу выхлопной системы:
- с раздельными соплами внутреннего и
наружного контуров;
- с общим соплом (со смешением потоков
внутреннего и наружного контуров).
По числу роторов (валов):
- одновальные,
- двухвальные;
- трехвальные.
По расположению вентилятора:
- переднее расположение;
- заднее расположение.
По наличию или отсутствию подпорных
ступеней на валу вентилятора.
По типу привода вентилятора:
- с прямым приводом;
- с приводом через редуктор.
По наличию или отсутствию ФК.
По расположению ФК:
- во внешнем контуре;
- в обоих контурах;
- с общей ФК после смешения потоков.
Современные ТРДД с высокой степенью
двухконтурности выполняются как с раздельным
истечением, так и с общим соплом.
Смешение потоков дает существенное
улучшение экономичности ТРДД, максимум
которого реализуется при умеренной степени
двухконтурности m = 2...3 (АСЛ« -4 %), но
сохраняется и при высоких значениях m = 8...10
(ACR « -2 %). Для реализации максимального
выигрыша по удельному расходу топлива
применяются специально профилированные
лепестковые смесители. Такие смесители
обеспечивают высокую степень смешения потоков и
выравнивания поля температур и скоростей на
срезе сопла. Применяются также
конструктивно более простые и технологичные кольцевые
смесители, имеющие минимальное
гидравлическое сопротивление, но и меньший выигрыш
по удельному расходу топлива. ТРДД с лепес-
тковым смесителем показан на рис. 1.8, ТРДД
с кольцевым смесителем - на рис. 3.4.
ТРДД с общим соплом имеют преимущества
в акустических характеристиках - более низкий
уровень шума. Это достигается как за счет
выравнивания поля скоростей на срезе сопла, так
и благодаря возможности использования звуко-
2 1
Рис. 3.4. ТРДД с кольцевым смесителем (RB211): 1 — общее сопло; 2 — кольцевой смеситель
115

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
поглощающих панелей большей площади из-за
более длинной наружной обечайки двигателя.
На режимах реверсирования ТРДД с общим
соплом обеспечивают более высокую обратную
тягу. При расположении реверса тяги в наружном
контуре это происходит благодаря
значительному снижению прямой тяги внутреннего контура
из-за перерасширения потока газа в общем сопле
(см. верхнюю часть рис. 1.8). А при расположении
реверса за смесителем - за счет использования
потоков обоих контуров для создания обратной тяги.
Примеры конструкции реверсивных устройств
различных типов приведены в гл. 9.
ТРДЦ с общим согшом имеют более
длинный канал наружного контура имотогондолу
(см. рис. 1.18) и, соответственно, несколько
большую массу. При высокой и сверхвысокой
степени двухконтурности более длинная мотогондола
с общим соплом при установке под крылом может
иметь повышенное сопротивление интерференции.
ТРДД сраздельным истечением (без
смешения) имеют более короткий канал наружного
контура. СУ стаким ТРДД имеет характерную
ступенчатую конфигурацию (см. рис. 1.18),
образуемую соплами наружного и внутреннего
контуров. Более короткая обечайка наружного контура
облегчает компоновку СУ на пилоне под крылом
с минимальным сопротивлением интерференции,
а также способствует снижению ее массы.
С увеличением степени двухконтурности эти
факторы приобретают все большее значение.
Новейшие серийные и разрабатываемые ТРДД
cm = 8...11 (GE90, TRENT800, TRENT500,
TRENT900, GP7000, проекты ТРДД для Boeing
7E7) выполняются без смешения потоков. Выбор
схемы с раздельным истечением для ТРДД со
сверхвысокой степенью двухконтурности
определяется также и тем, что с увеличением степени
двухконтурности облегчается обеспечение нор-
мируемого уровня шума и необходимого уровня
обратной тяги на режиме реверсирования.
Современные ТРДД с умеренно высокой
степенью двухконтурности m = 4...7 выполняются
с выхлопной системой как со смешением, так
и без смешения потоков.
Выбор типа выхлопной системы является ком-
промиссным решением, учитывающим
перечисленные факторы и характеристики ТРДД, а также
способ установки двигателя на конкретный тип
самолета. Например, для дальнемагистрального
пассажирского самолета пониженный удельный
расход топлива для ТРДД с общим соплом может
иметь решающее значение. По числу роторов
современные ТРДД разделяются на одно-, двух-
и трехвальные.
Очевидным преимуществом одноеальной
схемы является относительная простота
конструкции - минимальное количество валов, опор,
подшипников, уплотнений. Но практическое
использование одновальной схемы возможно лишь
при низкой степени двухконтурности, когда
вентилятор и КВД имеют близкие по величине диа-
метры и частоты вращения и могут быть
объединены на одном валу.
Существенными недостатками одновальной
схемы являются:
- ограниченные возможности повышения
степени сжатия при приемлемом
количестве ступеней компрессора,
- худшая приемистость,
- необходимость более мощного пускового
устройства.
ТРДД одновальной схемы не получили
широкого применения. Единственным серийным од-
новальным двухконтурным двигателем является
ТРДДФ M53 фирмы Snecma тягой 95 кН,
применяемый на французском сверхзвуковом
истребителе Мираж 2000 фис. 3.5).
Двухвалъная схема в настоящее время стала
классической и применяется как в гражданских
ТРДД с высокой и сверхвысокой степенью
двухконтурности (рис. 3.6), так и в военных ТРДД
и ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности.
Вентилятор, работающий на наружный и
внутренний контуры, подпорные ступени на валу
вентилятора и ТНД, расположенные во внутреннем
контуре, образуют турбокомпрессор НД,
называемый часто турбовентилятором. КВД и ТВД
образуют турбокомпрессор ВД, который вместе
с камерой сгорания (КС) образует газогенератор.
Турбокомпрессоры НД и ВД имеют только
газодинамическую связь, кинематически они не
связаны и имеют разную частоту вращения.
Важная роль газогенератора как наиболее
напряженного и технологически сложного узла
ТРДД, его параметры и конструктивные
особенности были рассмотрены в подразд. 2.5.2.
Вентиляторы современных ТРДД и ТРДДФ,
имеющих низкую степень двухконтурности и
степень сжатия тг*к = 2,0...5,0, выполняются много-
ступенчатыми (ZB = 2.. .5). А вентиляторы ТРДД
с высокой и сверхвысокой степенью
двухконтурности - одноступенчатыми.
На валу вентилятора во внутреннем контуре
часто устанавливаются дополнительные ступени,
называемые подпорными или бустерными. Они
116

3.1. Конструктивные схемы авиационныхГТД
3
Рис. 3.5. Общий вид и схема турбокомпрессора одновального ТРДДФ (M53): 1 - трехступенчатый КНД;
2 — 5-ступенчатый КВД; 3 — канал наружного контура; 4 — КС; 5 — двухступенчатая турбина; 6—опоры с подшипниками
1 8 2 11 8
8
Рис. 3.6. Конструктивная схема двухвального ТРДД (CFM56-5B):7 — вентилятор с антивибрационными
полками; 2 — подпорные ступени; 3 — разделительный корпус; 4 — девятиступенчатый КВД; 5 — КС; 6 —
одноступенчатая ТВД; 7 - четырехступенчатая ТНД; 8 - опоры с подшипниками; 9 - вал турбокомпрессора НД; 10 - вал
турбокомпрессора ВД; 11 - спрямляющий аппарат вентилятора; 12 - коробка приводов
117

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
предназначены для увеличения расхода
воздуха через внутренний контур и повышения
мощности газогенератора (см. рис. 3.6). Количество
подпорных ступеней в современных ТРДД
варьируется от одной до семи. При фиксированной
тяге, степени двухконтурности истепени сжатия
установка подпорных ступеней позволяет снизить
размерность, массу и стоимость газогенератора,
а значит, - и двигателя в целом. Изменением
количества подпорных ступеней идиаметра вентиля-
тора (при фиксированной размерности газогенера-
тора) может быть создано семейство ТРДЦ сраз-
личной тягой на базе единого (унифицированного)
газогенератора. Примеры создания ГТД различного
назначения и тяги (мощности) рассмотрены в под-
разд. 2.5.2.
Серийные гпрехвалъные ТРДД (или ТРДД
с двухвальным газогенератором) впервые были
разработаны вконце 1960-х - начале 1970-хгг.
фирмой Rolls-Royce (Великобритания). Это было
семейство ТРДД RB211 с высокой степенью двух-
контурности в классе тяги 200 кН для магистраль-
ных пассажирских самолетов фис. 3.7).
Двухвальная схема газогенератора при уме-
ренной степени сжатия так же, как и в двухваль-
ных ТРД, позволяла сократить количество
ступеней компрессора и обеспечить газодинамичес-
кую устойчивость без применения механизации.
Однако, в настоящее время для новейших ТРДД
(тг*КЕ = 40.. .45 в трехвальных ТРДД) с увеличени-
ем общей степени сжатия приходится применять
регулирование НА компрессора.
Достоинствами трехвальной схемы ТРДД
считаются большая жесткость коротких роторов
и стабильность радиальных зазоров в
эксплуатации. Очевидный недостаток трехвальной схемы -
высокая сложность трансмиссии с большим
количеством валов, опор, подшипников и уплотнений.
Развитие по тяге трехвальных ТРДД
осуществляется аналогично ТРДД двухвальной схемы -
добавляются ступени на входе в КНД и
увеличивается диаметр вентилятора. Первые ступени
относительно быстроходных КНД трехвальных
двигателей имеют значительно большую напор-
ность, чем подпорные ступени двухвального
ТРДД, которые находятся на тихоходном валу
вентилятора. Поэтому для одинакового
увеличения расхода воздуха через внутренний контур
в трехвальном двигателе требуется меньшее
количество дополнительных ступеней, что можно
считать преимуществом трехвальной схемы.
С другой стороны, добавление ступеней на
входе КНД по сути является модернизацией двух-
1
9 3
6 9 7
8
9
13
14
10
11
12
Рис. 3.7. Конструктивная схема трехвального ТРДД (RB211-535E4): 1 - широкохордный
вентилятор; 2 — шестиступенчатый КНД; 3 — канал наружного контура; 4 — шестиступенчатый КВД;
5 - RC; 6 - одноступенчатая ТВД; 7 - одноступенчатая ТСД; 8 - трехступенчатая ТНД; 9 - опоры
с подшипниками; 10- вал турбокомпрессора ВД; 11 - вал турбокомпрессора СД; 12 - вал
турбокомпрессора НД; 13 - спрямляющий аппарат вентилятора; 14 - коробка приводов
118

3.1. Конструктивные схемы авиационныхГТД
вального газогенератора. Это в итоге может быть
технически более рискованным, трудоемким и фи-
нансово затратным мероприятием, чем добавление
большего количества низконапорных подпорных
ступеней на валу вентилятора в двухвальном ТРДД
с сохранением унифицированного газогенератора.
В целом же трехвальная схема является
технически более сложной, поэтому по такой схеме
выполнено меньше моделей двигателей, чем по
двухвальной. Это гражданские ТРДД с высокой
степенью двухконтурности семейства RB211
nTrent фирмы Rolls-Royce, Д-36, Д-436 иД-18
ЗМКБ «Прогресс» (Украина), а также военные
ТРДДФКВ199 (объединение европейских фирм),
НК-25 иНК-32 «СНТК им.Н.Д. Кузнецова»
(г. Самара, Россия).
При увеличении степени двухконтурности
свыше m = 9... 11 может оказаться выгодным pe-
дукторный привод вентилятора, который
обеспечивает вращение вентилятора и турбины НД
с различной частотой. Эта выгода объясняется
следующими обстоятельствами.
1. С увеличением степени двухконтурнос-
ти снижаются оптимальные степень сжатия
и приведенная окружная скорость вентилятора.
Соответственно, снижается и оптимальная
частота вращения, в то время как мощность,
потребляемая вентилятором, увеличивается. В результате
значительно возрастает крутящий момент на валу
турбовентилятора. Для обеспечения необходимой
прочности требуется увеличение наружного диа-
метра вала и применение специальных сверхпро-
чных материалов. Увеличение диаметра вала НД,
проходящего внутри вала газогенератора, в свою
очередь, требует увеличения диаметров подшип-
ников газогенератора и отверстий в дисках ТВД
и КВД. Увеличение диаметра подшипников
ограничивается параметром (D-n), определяющим их
долговечность, а увеличение диаметров
отверстий в дисках - прочностью и массой дисков.
2. Снижение частоты вращения турбовентиля-
тора иповышение его мощности (особенно при
наличии на валу вентилятора большого
количества подпорных ступеней) требует увеличения числа
ступеней ТНД для сохранения приемлемого КПД.
Всовременных ТРДД ст = 6...9число ступеней
ТНД достигает ZTH^ = 7, что усложняет
конструкцию, увеличивает число деталей, длину массу
и стоимость ТНД и двигателя в целом. При
отсутствии редуктора выбор частоты вращения турбовен-
тилятора (приведенной окружной скорости венти-
лятора) и количества ступеней ТНД всегда является
компромиссом, обеспечивающим максимальное
значение произведения КПД вентилятора иКПД
ТНД (г|*в, Л*тнд)- Этот параметр определяет
эффективность турбовентилятора в целом при минималь-
но возможном количестве ступеней ТНД. При
проектировании на «заданную стоимость» двигателя
или летного часа при выборе Z^ учитываются
также и экономические показатели (стоимость
изготовления, ремонта и технического обслуживания).
Применение редуктора позволяет независимо
оптимизировать частоты вращения и другие па-
раметры вентилятора и турбины с обеспечением
максимального КПД и низкого уровня шума вен-
тилятора, максимального КПД и малого числа
ступеней ТНД, прочности вала турбовентилято-
pa при уменьшенном диаметре. Привод подпор-
ных ступеней для сокращения их числа можно
осуществить от высокооборотного вала ТНД.
Разработка компактных и легких авиацион-
ных редукторов большой мощности с высоким
КПД для ТРДД и ТВВД является сложной
технической задачей. Так в ТРДД с RB3JI = 120.. .240 кН
и m = 11... 15 мощность турбовентилятора
составляет 18000...33000кВт. Для создания редукторов
такой мощности необходимо обеспечить
работоспособность зубчатых передач при высоких контак-
тных напряжениях, долговечность высоконагру-
женных подшипников, разработать эффективную
систему смазки редуктора и систему охлажде-
ния масла. Даже при высоком КПД редуктора
@,99.. .0,995), который обеспечивается
высокоточным оборудованием при изготовлении зубчатых
колес, для указанного класса тяги мощность теп-
лоотдачи в масло составит NTGIUl = 90...330 кВт.
Конструктивная схема ТРДД со сверхвысокой
степенью двухконтурности с редукторным при-
водом вентилятора показана на рис. 3.8.
Редукторный привод вентилятора в настоящее
время практически применяется в некоторых мо-
делях серийных ТРДД малой размерности тягой
7?взл = 15.. .35 кН с умеренно высокой m = 4.. .6.
Мощность турбовентилятора таких двигателей
на порядок меньше указанных выше значений
(рис. 3.9).
Создание мощных редукторных ТРДД со
сверхвысокой степенью двухконтурности и ТВВД
с закапотированным BB в классе тяги R > 100 кН
находится в настоящее время на стадии проек-
тных проработок или создания опытных и
демонстрационных образцов. Нарис. 3.10 показа-
на конструктивная схема опытного ТВВД НК-93
вклассе тяги 180...200кН разработки «СНТК
им. Н.Д. Кузнецова» (г. Самара) с двухрядным
закапотированным ВВ. ТВВД трехвальный с двух-
119

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
\
Рис. 3.8. Конструктивная схема ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности и редукторным
приводом вентилятора (проект): 1 - редуктор; 2 - подпорные ступени на высокооборотном валу НД
1
h-y
Рис. 3.9. Конструктивная схема ТРДД малой размерности с редукторным приводом вентилятора (ALF 507):
1 — редуктор; 2 — подпорные ступени на низкооборотном валу
120

3.1. Конструктивные схемы авиационныхГТД
Рис. 3.10. Конструктивная схема опытного ТВВД HK-93:
1 - двухрядный винтовентилятор с поворотными лопастями; 2 - механизм поворота лопасти; 3 - редуктор
вальным газогенератором оснащен двухрядным
BB с поворотными лопастями,
обеспечивающими оптимальные характеристики ТВВД на
различных режимах при прямой тяге, а также
реверсирование тяги за счет поворота лопастей.
BB приводится во вращение трехступенчатой
ТНД через планетарно-дифференциальный
редуктор мощностью свыше 22 000 кВт.
Одной из возможных схем ТРДД со
сверхвысокой степенью двухконтурности без
использования редуктора может быть схема с задним
расположением вентилятора (рис. 3.11). Двухрядный
вентилятор с противовращением рабочих колес
приводится биротативной ТНД, имеющей два
вращающихся в противоположные стороны
ротора. Первый ротор образуют рабочие лопатки,
а второй - сопловые, которые в данной
конструкции также становятся рабочими. Биротативная
турбина может быть выполнена с существенно
меньшим количеством ступеней. Данную
концепцию ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтур-
ности прорабатывала фирма Rolls-Royce в 1980-
хгг. впроекте «Contrafan» G?взл = 230...270кН,
m = 15,6).
Безредукторный привод двухрядного венти-
лятора с помощью биротативной турбины
возможен и при переднем расположении вентилятора
фис.3.12). Впоказанной схеме используется
развернутый на 180° (против полета) газогене-
ратор и поворот потоков воздуха и газа внутри
двигателя на 180°. Благодаря этому валы
биротативной турбины вентилятора не проходят
через газогенератор и связанные с этим проблемы
отсутствуют. Схема позволяет выполнять сме-
шение потоков при короткой наружной
обечайке, характерной для ТРДД без смешения,
которая обеспечивает пониженное сопротивление от
интерференции с крылом. Аналогичная схема
двигателя, но с обычным однорядным вентилято-
ром применялась на малоразмерном ТРДД ATF3
фирмы Honywell с 7?взл = 24 кН и умеренной сте-
пенью двухконтурности m = 2,8.
Современные военные ТРДДФ с низкой
степенью двухконтурности выполняются по двухваль-
ной схеме с общей ФК после смешения потоков
наружного ивнутреннего контуров. На рис. 3.13
показан ТРДДФ поколения 4+ F100-PW229 фирмы
Ргай&\УЫЬеутягой7гф= 130 кНи ТРДДФ5-гопоко-
ления M88-2 фирмы Snecma (Франция) с Яф = 75 кН,
используемый на истребителе «Рафаль».
Основные конструктивные особенности новей-
ших ТРДДФ:
- малое число ступеней компрессора и турби-
ны с повышенной аэродинамической нагрузкой
(у ТРДДФ пятого поколения ZB=3, ZK]^ = 5...6,
^твд= 1? ^тнд= 1; Для двигателей шестого поко-
ления прорабатывается возможность снижения
количества ступеней до ZB = 2 A) и ZK]^ = 3.. .4);
121

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
1
Рис. 3.11. Конструктивная схема ТРДД с задним расположением вентилятора (концепция «Contrafan» фирмы
Rolls-Royce): 1 — двухвальный газогенератор; 2 — биротативная ТНД; 3 — двухрядный вентилятор
i
Рис. 3.12. Конструктивная схема ТРДД с развернутым газогенератором и биротативной турбиной НД (проект):
1 — двухрядный вентилятор; 2 — биротативная турбина вентилятора; 3 — газогенератор; 4 — смеситель; 5 — поворот
потоков воздуха и газа на 180°
122

3.1. Конструктивные схемы авиационныхГТД
ТРДДФ 4+ поколения F100-PW229
ТРДДФ 5-го поколения M88-2
1
Рис. 3.13. Общий вид и конструктивная схема ТРДДФ с общей форсажной камерой: 1 — трехступенчатый КНД;
2 — шестиступенчатый КВД; 3 — одноступенчатая ТВД; 4 — одноступенчатая ТНД; 5 — ФК; 6 — регулируемое сопло
- применение противовращения роторов для
повышения КПД турбины и снижения нагрузок
от гироскопических моментов;
- применение материалов и технологий и
использование компоновок СУ, снижающих
инфракрасную и радиолокационную заметность.
Одним из перспективных направлений
развития ТРДД является разработка двигателей изме-
няемого цикла (ДИЦ), в которых в зависимости
от режима полета меняется степень двухконтур-
1 2 3 4
ности m. Изменение степени двухконтурности
является одним из требований современных
многоцелевых (многорежимных) боевых самоле-
тов. Регулирование m может потребоваться и для
двигателей перспективных сверхзвуковых
пассажирских и административных самолетов, в том
числе для снижения шума при взлете.
На рис. 3.14 показана конструктивная схема
демонстрационного ДИЦ, испытанного фирмой
General Electric (США). Для возможности регули-
5 6 7
Рис. 3.14. Конструктивная схема двигателя-демонстратора изменяемого цикла (ДИЦ) фирмы General Electric:
1 — первый блок вентилятора; 2 — перепускной кольцевой канал; 3 — второй блок вентилятора; 4 — газогенератор;
5 — поворотный CA ТНД; 6 — регулируемый смеситель; 7 — регулируемое сопло с центральным телом
123

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
рования степени двухконтурности вентилятор
двигателя разделен на два блока. Первый
двухступенчатый блок приводится турбиной НД, а второй блок
(одноступенчатый)- газогенератором. Оба блока
имеют регулируемые BHA и НА для согласования
расходов воздуха. Между блоками расположен
кольцевой перепускной канал с клапанами. Клапаны
закрыты при работе в режиме обычного ТРДЦ и
открываются при работе в режиме «двойной степени
двухконтурности», что позволяет перепускать часть
воздуха за передним блоком вентилятора в
наружный контур. Перепускной канал заканчивается pe-
гулируемыми створками для эффективного
смешения двух потоков воздуха в наружном контуре. Для
перераспределения мощности между ТВД иТНД
при регулировании степени двухконтурности ТНД
имеет регулируемый сопловой аппарат (CA). Канал
наружного контура заканчивается регулируемым
смесителем для согласования степени двухконтур-
ности и нагрузки вентилятора.
Такая схема позволяет регулировать степень
двухконтурности вдиапазоне m = 0,25...0,6. Это
дает снижение удельного расхода топлива на крей-
серском режиме примерно на 8 %. Из-за сложной
конструкции с большим количеством регулиру-
емых элементов, в том числе и в горячей части
двигателя, ДИЦ пока не получили практического
применения. Однако внедрение отдельных
конструктивных элементов на боевых ТРДД
следующих поколений вполне возможно.
3.1.3. Турбовинтовые и вертолетные ГТД
Принципиальная особенность турбовинтовых
и вертолетных двигателей состоит в том, что oc-
новное тяговое усилие создается специальным
движителем - винтом, а доля реактивной тяги,
создаваемой проходящим через двигатель пото-
1
ком газа, относительно мала. Основное назна-
чение ГТД этого типа - производство мощности
на валу двигателя для привода воздушного вин-
та СУ. Для того чтобы эффективно «сработать»
большой тешюперепад, турбины ТВД и верто-
летных ГТД выполняют многоступенчатыми,
а выхлопное устройство двигателя - в виде
диффузора. Винт приводится через редуктор, так как
частота вращения вала ГТД значительно выше
требуемой частоты вращения винта.
ТВД и вертолетные ГТД можно
классифицировать по нескольким конструктивным признакам.
По кинематической схеме:
- одновальные;
- со свободной турбиной (ГТД со свободной
турбиной могут быть выполнены с одно-
и двухвальным газогенератором);
- со «связанным» КНД, привод которого
производится силовой турбиной (CT).
По расположению редуктора:
- со встроенным редуктором;
- с выносным редуктором.
По расположению винта ТВД:
- с тянущим винтом;
- с толкающим винтом.
Двигатели одновальной схемы наиболее просты
по конструкции и поэтому широко применяются
во всех классах мощности. По одновальной
схеме выполнен, например, наиболее мощный вна-
стоящее время ТВД HK-12MB GУе=11ОЗОкВт)
разработки CHTK им. Н.Д. Кузнецова (г. Самара),
показанный на рис. 3.15. Двигатель имеет
встроенный однорядный дифференциальный редуктор,
передающий избыточную мощность от пятисту-
пенчатой турбины на двухрядный винт
изменяемого шага @ШШ) диаметром 5,6 м. Достоинством
4 7 7 5 6 7
Рис. 3.15. Конструктивная схема одновального ТВД (HK-12MB): 1 - двухрядный винт; 2 - редуктор;
3 - входное устройство; 4 - 14-ступенчатый осевой компрессор; 5 - кольцевая КС; 6 - пятиступенчатая
турбина; 7 - опоры с подшипниками
124

3.1. Конструктивные схемы авиационныхГТД
одновальных двигателей является высокая при-
емистость: на режиме малого газа поддерживается
высокая частота вращения (близкая к взлетной), при
этом угол установки лопастей винта обеспечивав
минимальное потребление мощности. Повышение
мощности (тяги винта) выполняется подачей
топлива в КС при одновременном увеличении угла
установки («затяжелении») винта таким образом,
чтобы обеспечивалась максимальная тяга. Недостаток
одновальных двигателей - сложность согласования
работы компрессора, турбины и винта.
Широкое распространение получила также
схема со свободной турбиной, расположенной
на отдельном валу и служащей только для
привода винта. Компрессор, КС и ТВД (турбина
компрессора) образуют отдельный модуль - га-
зогенератор, который имеет с CT только
газодинамическую связь. ТВД и вертолетные ГТД со
свободной турбиной более гибки в применении.
Они требуют меньшей мощности пусковых
устройств, чем одновальные двигатели, но
отличаются худшей приемистостью. Обычно по такой
схеме выполняются ГТД для вертолетов. На
рис. 3.16 а, б, 6 показаны конструктивные схемы
ГТД со свободной турбиной.
Турбовинтовой двигатель TB7-117
разработки ГУНПП «Завод им. В.Я. Климова» (г. Санкт-
Петербург) имеет мощность 2000 кВт и
эксплуатируется на самолете ИЛ-114. Двигатель с одно-
вальным газогенератором, осецентробежным ком-
прессором и встроенным соосным редуктором.
Вертолетный ГТД ТВЗ-117 разработки ГУНПП
«Завод им. В.Я. Климова» для боевых
вертолетов семейств МИ-17, МИ-24, KA-28, KA-32,
КА-50/52. Двигатель мощностью 1600 кВт с oce-
вым компрессором. Вал CT выходит назад и
соединяется с вертолетным редуктором.
Турбовинтовой двигатель ТВЗ-117ВМА-СБМ1
для регионального самолета АН-140 является
модификацией вертолетного ГТД ТВЗ-117.
Двигатель имеет оригинальную трансмиссию
привода винта, разработанную для сохранения
без изменений конструкции базового верто-
летного двигателя (см. рис. 3.16, в). Мощность
CT передается главному выносному редуктору
привода винта с помощью заднего
промежуточного редуктора и вала-рессоры,
проходящего сверху двигателя. Благодаря такой схеме
трансмиссии нет необходимости пропускать
силовой вал свободной турбины через газо-
генератор при «естественном» расположении
двигателя «по полету».
Применяется также расположение двигателя
в мотогондоле «против полета». В этом случае нет
необходимости в длинной трансмиссии, редуктор
может быть выполнен встроенным, но требуются
повороты на 180° потоков воздуха ивыхлопных
газов фис. 3.17). Недостатками схемы являются
трудности согласования характеристик
компрессора и воздушного винта и обеспечение
устойчивой работы КНД, частота вращения которого
определяется частотой вращения винта.
По схеме со «связанным» КНД выполнен
ТВД Tyne (Rolls-Royce) мощностью 2600 кВт.
На рис. 3.18 в качестве примера показан проект
ТВД M138 вклассе мощности 6000...9000кВт
консорциума европейских фирм. Этот двигатель
стал прототипом разрабатываемого в настоящее
время ТВД TP400 для перспективного
европейского военно-транспортного самолета A400M.
Для TP400 выбрана схема со свободной
турбиной с приводом КНД от отдельной турбины.
Для передачи мощности от CT воздушному
винту используются встроенные и выносные
редукторы. Схемы ТВД со встроенным
редуктором показаны нарис. 3.15, 3.17, 3.18. Общий
вид ТВД с выносным редуктором показан на
рис. 3.19.
СУ вертолетов также выполняются с
выносными редукторами. Вертолетные редукторы
значительно превышают по габаритам редукторы
ТВД, поскольку имеют большее передаточное
число из-за более низкой частоты вращения
несущего винта. СУ вертолетов для повышения
безопасности эксплуатации, как правило, включа-
ют два ГТД, которые передают мощность на винт
через общий редуктор.
На самолетах с ТВД обычно переднее
расположение винта (относительно двигателя и мотогондо-
лы), который в данном случае является «тянущим».
Существуют СУ с ТВД и с задним расположением
винта («толкающий» винт). Конструктивная
схема ГТД и общий вид СУ с ТВД и «толкающим»
винтом показаны на рис. 3.20.
Необходимо отметить, что привод
двухрядного толкающего винта может быть
осуществлен и без редуктора - с помощью биротативной
турбины. Схема ТВД в этом случае аналогична
схеме ТРДД с задним расположением
двухрядного вентилятора и биротативной турбиной,
показанной на рис. 3.11, но без обтекателя
наружного контура. Опытный ТВВД GE36 фирмы
General Electric, выполненный по данной схеме,
проходил летные испытания в 1986 г.
125

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
1
а
1
б
6
Рис. 3.16. Конструктивные схемы ГТД со свободной турбиной: а - ТВД TB7-117:1 - вал винта; 2-редуктор;
3 — осецентробежный компрессор E осевых + 1 центробежная ступень); 4 — противоточная КС; 5 —
двухступенчатая турбина газогенератора; 6 - двухступенчатая CT; 7 - вал газогенератора; 8 - вал CT; б -
вертолетный ГТД ТВЗ-117: 1 — 12-ступенчатый осевой компрессор; 2 — кольцевая КС; 3 — двухступенчатая турбина
газогенератора; 4 - двухступенчатая CT; 5 - вал газогенератора; 6- вал CT; в - ТВД ТВЗ-117 ВМАСБМ1:
1 — 12-ступенчатый осевой компрессор; 2 — кольцевая КС; 3 — двухступенчатая турбина газогенератора;
4 - двухступенчатая CT; 5 - вал газогенератора; 6 - вал CT; 7 - промежуточный редуктор; 8 - трансмиссия;
9 - вал винта; 10 - основной редуктор; 11 - воздухозаборник; 12 - выхлопной диффузор
126

3.1. Конструктивные схемы авиационныхГТД
iJv
8
Рис. 3.17. Общий вид ТВД с поворотом потоков воздуха и выхлопных газов на 180 ° (Walter M601-E):
1 - входное устройство с поворотом потока на 180 °; 2 - осецентробежный компрессор; 3 - КС; 4 - турбина
газогенератора; 5 - CT; 6 - редуктор; 7 - выхлопное устройство с поворотом потока газа на 180 °; 8 - вал винта
Рис. 3.18. Общий вид ТВД с поворотом потоков воздуха и выхлопных газов на 180 ° (Walter M601-E):
1 - винт изменяемого шага; 2 - редуктор; 3 - КНД на высокооборотном валу НД; 4 -КВД; 5 - кольцевая
КС; 6 - турбина ВД; 7 - турбина НД (CT); 8 - вал ВД; 9 - вал НД
Рис. 3.19. Общий ТВД с выносным редуктором (CT7 фирмы GEAE): 1 - вал винта; 2 - элементы крепления;
3 — двигатель; 4 — выносной редуктор; 5 — трансмиссия
127

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
7
1
направление
полета
Рис. 3.20. Общий и конструктивная схема ТВД с толкающим винтом (TPF351-20): 1 - «толкающий» винт; 2 - входное
устройство; 3 - двухступенчатый центробежный компрессор; 4 - противоточная КС; 5 - двухступенчатая турбина
газогенератора; 6 - трехступенчатая свободная турбина; 7 - выхлопное устройство; 8 - редуктор; 9 - вал винта;
10 - привод агрегатов
3.1.4. Подъемные
и подъемно-маршевые ГТД
В качестве основных компонентов СУ
вертикально взлетающих самолетов используются
следующие типы двигателей:
- подъемные двигатели, работающие только
при взлете и посадке;
- подъемно-маршевые двигатели с
устройствами для поворота реактивной струи,
работающие при взлете-посадке и в крейсерском полете;
- подъемно-маршевые двигатели с подъем-
ным вентилятором, приводимым от двигателя
при взлете и посадке и отключаемым в
крейсерском полете.
СВВП и СУВВП могут иметь различные
схемы с использованием указанных типов
двигателей. К настоящему времени практическое приме-
нение получили три типа СУ:
1) СУ, состоящая из одного подъемно-мар-
шевого двигателя (ТРДД), расположенного
вблизи центра масс самолета и имеющего по-
воротные сопла внутреннего и наружного кон-
туров. Двигатель обеспечивает вертикальную
тягу и стабилизацию самолета на режимах
взлета-посадки и горизонтальную тягу в крей-
серском полете. Такая схема используется на
СУВВП «Harrier» c подъемно-маршевым дви-
гателем «Pegasus»;
2) СУ, состоящая из нескольких подъемных
двигателей и подъемно-маршевого двигателя. По
данной схеме выполнены СУ российских СУВВП
ЯК-38иЯК-141;
3) СУс подъемно-маршевымдвигателеми подъ-
емным вентилятором. Такой тип СУ используется
в опытном СУВВП F-35 фирмы Lockheed Martin,
разрабатываемом по программе JSF.
Схемы и параметры различных СУ для СВВП/
СУВВП приведены на рис. 3.26.
Подъемные двигатели предназначены для
создания вертикальной тяги на этапах взлета
и посадки. Поскольку в горизонтальном поле-
1
Рис. 3.21. Подъемный ТРД (РД-38): 1 - агрегаты двигателя
в коке компрессора; 2 - нерегулируемый шестиступенчатый
компрессор; 3 - короткая камера сгорания со встроенным
топливным коллектором; 4 - охлаждаемая турбина с диском из
титанового сплава; 5 - двухпозиционное поворотное сопло
128

3.1. Конструктивные схемы авиационныхГТД
те эти двигатели не используются, они должны
иметь минимальный вес и объем, чтобы
уменьшить отрицательное влияние на характеристики ca-
молета. В качестве подъемных двигателей обычно
применяются ТРД. Для уменьшения эрозионного
воздействия на аэродромное покрытие
рассматривается использование ТРДД, имеющих более низ-
кую скорость истечения и температуру выхлопных
газов, но и значительно большие габариты.
Удельная масса подъемных ТРД достигает
величины у = 0,07...0,05. Низкая масса
обеспечивается простотой конструкции двигателя и его
систем, атакже широким использованием лег-
ких конструкционных материалов, в том числе
КОМПОЗИЦИОННЫХ.
Конструкция подъемного двигателя должна
обеспечивать его работоспособность в вертикаль-
ном положении. Поскольку двигатель работает
очень короткое время, возможно максимальное
упрощение топливной системы или ее обьедине-
2 3
ние с топливной системой маршевого двигателя.
Маслосистема подъемного двигателя может быть
расходного типа, когда масло из маслосистемы
выбрасывается за борт. Агрегаты маслосисте-
мы могут быть размещены в коке компрессора.
Двигатель может быть оснащен поворотным co-
плом, чтобы обеспечить определенное
управление вектором тяги. Запуск подъемного двигателя
может производиться подачей сжатого воздуха от
маршевого двигателя непосредственно натурбину.
Нарис. 3.21 показана конструктивная схема подъ-
емного ТРД РД-38 разработки НПО «Сатурн».
Подъемно-маршевые двигатели
обеспечивают горизонтальную и вертикальную тягу
посредством изменения вектора тяги. Для этого
предназначена специальная отклоняющая
система, состоящая из одного, двух или четырех
поворотных сопел. Так, например, подъемно-
маршевый ТРДД «Pegasus» для СВВП «Harrier»
фис.3.22) имеет четыре поворотных сопла-
. 1 ! -ч-it
■*У» Р1¥тм
1
Г
Ъ
j
let-
Щ
Т
vx
► -
\
/
1 2 4 5 6 7
Рис. 3.22. Схема работы и общий вид подъемно-маршевого ТРДД (Pegasus): 1 - вентилятор; 2 - поворотные
сопла наружного контура; 3 - поворотные сопла внутреннего контура; 4 - КВД; 5 - КС; 6 - ТВД; 7 - ТНД
129

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
по два в каждом контуре двигателя. Сопла
обеспечивают устойчивость самолета при взлете-по-
садке без использования дополнительных
подъемных двигателей.
Недостатком такого типа СУ, состоящей из
одного двигателя, является необходимость
значительного переразмеривания двигателя для обеспечения
потребной тятовооруженности самолета при
вертикальном взлете. Как результат - в горизонтальном
крейсерском полете подъемно-маршевый двигатель
работает на глубоких дроссельных режимах с
повышенным удельным расходом топлива.
Улучшение экономичности подъемно-маршево-
го двигателя на крейсерских режимах может быть
достигнуто двумя способами. Первый -
установка перед поворотными соплами ФК, включаемых
при вертикальном взлете (при этом уменьшается
потребная размерность двигателя и степень
дросселирования в крейсерском полете). Второй - при-
менением СУ с подъемными двигателями,
создающими часть вертикальной тяги [3.1].
СВВПЖ-38М
На рис. 3.23 показаны подъемно-маршевые
двигатели R-27B-300 с двумя поворотными
соплами для СВВП ЯК-38 и R-79B-300 с од-
ним поворотным соплом для первого в мире
сверхзвукового СУВВП ЯК-141. СУ самоле-
тов ЯК-38 иЯК-141 состоят из двух
подъемных и одного подъемно-маршевого двигателя.
Особенности устройства поворотных сопел
подъемно-маршевых двигателей будут
рассмотрены в главе 9.
На рис. 3.24 показана СУ с подъемно-марше-
вым двигателем и подъемным вентилятором,
разработанная для СУВВП F-35. Двухступенчатый
биротативный вентилятор (рис. 3.25) имеет
механический привод от турбокомпрессора НД
подъемно-маршевого двигателя. Трансмиссия
привода включает вал, фрикционную муфту
для плавного подключения вентилятора и
конический редуктор для раздачи мощности на
оба вала вентилятора. Подъемный вентилятор
имеет регулируемые BHA и НА и регулируе-
Подъемно-маршевый ТРДД с двумя поворотными соплами (P27B-300)
Сверхзвуковой СУВВП ЯК-141
Подъемно-маршевый ТРДД с одним поворотным соплом (P79B-300)
Рис. 3.23. Подъемно-маршевые ТРД и ТРДД
130

3.2. Конструктивные схемы наземных и морских ГТД
СУВВП F-35 (Lockheed Martin)
с СУ в положении вертикально взлета
(посадки)
1
Рис. 3.24. Силовая установка с подъемно-маршевым двигателем и подъемным вентилятором для СУВВП (F-35):
1 - подъемный вентилятор; 2 - муфта; 3 - трансмиссия; 4 - рукава отбора воздуха в систему стабилизации самолета;
5 — поворотное сопло в положении вертикальной тяги; 6 — подъемно-маршевый двигатель
мое сопло с возможностью отклонения векто-
pa тяги.
Подъемно-маршевые двигатели должны
обеспечивать стабилизацию и управление самоле-
том при взлете, на режиме висения и при малых
скоростях движения, когда аэродинамические
рули самолета не эффективны. Для этих целей
применяют системы реактивного управления
самолетом - управление с помощью изменения
вертикальной тяги самих подъемных и подъем-
но-маршевых двигателей и управление с
помощью сжатого воздуха, отбираемого за компрес-
сором двигателей и выпускаемого через
специальные реактивные сопла, расположенные на
концах крыльев и фюзеляжа [3.2].
Рис. 3.25. Силовая установка с подъемно-маршевым
двигателем и подъемным вентилятором для СУВВП (F-35):
1 - подъемный вентилятор; 2 - муфта; 3 - трансмиссия;
4 - рукава отбора воздуха в систему стабилизации самолета
3.2. Конструктивные схемы наземных
и морских ГТД
Рассмотренные в гл. 1 типы наземных и морс-
ких ГТД могут быть выполнены с помощью
различных конструктивных схем.
131

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
Двигатель
Схема силовой установки
Самолет
Начало
эксплуатации
ш
<D
§
Ъ£
О
ТРДД
"Пегас" 2... 11
R = 5OO0...975OKrc
m= 1,35,,,1,55
1510K
198 Krfc
"Пегас" 11
S
РвИ220имДД^
Tc= 1260
ЭвЕ„=1в2
^te= 11 ,., 14
Ода=1412... 1470 иг
"Кестрел"...
Хэрриер II AV-8B
с "Пегас" 11
GMLMat= 13500 кг
Силиирг = S700 КГ
Gn^.-6fl00...7250Kr
Оппмук= 5760 кг
VM*^=1074KM^
1959... 1974 г
ТРД
Р27-В-Э00
R = 6570 кгс
m = 0
T^=14OQK
Gej = 100 КГ/С
7C-=io
G№- 1350 *r
АЛ-21
808Окгс
0
1263K
104 кг/с
14,6
1845 *r
РД-38
07BO.
De=&60
P27-B-300
5cr Вст 1+1
ЯК-38М
ЛЗШШ&
R = 2x3250Krc
Тс*= 1370 К
Ge-=45.2RrA::
7t*K^ 5,2
сзш= 22e кг
ОБ=885мм 14cr Зст
АЛ-21
G
G
<3
V*rn= 1009 КМ/Ч
p= 11700 иг
LB*>r=75O0...8400Kr
r 3600 кг
1976r
Ш
О)
i
О
ТРДДФ
Р-79В-Э00
R = 15500 кгс A4000 кгс
m = 0,8 с отбором)
Tw=1620K
G-SoB 180 кг/с
Як-=22
Сдв= 2750 кг
Pfl-41(-48)
0790,
De=113SMM
P-79B-300
таягслш'
T~V~~~9~C~T~~~~~~~~~E>C~~~T~T~^^^^T^^
:щ^Ш
Зст 11cr 2+2
й
R = 2*4100RfC
Tc*-U5OK
GaCo= ^3'5 кгЛ
Л^-= 6,3-
GflF=29OKr
ЯК-141
Owi,Mw= 19500 КГ
Gny-r= 10900 кг
M «= 1,7
1988r
Варианты JSF
2
л
ш
m
о
fO
ш
ф
Q-
0)
JQ
fe
Ш
а
ТРДДФ
YF120-FX
С отбором газа л воздуха
на привод вантилятора
m = 0,2...0,6
ЗСк2= 36
Ge-,= 181,4rr/c-
для YF120(GAR)
I вариант
Макдоннел - Дуглас
Ов=970мм
Dg=940MM
YF12O-FX
*-
Вентилятор w турбина DQ= 1Ш... 1270 мм
стдвигатвляРПО ^YF120<GAR)
Испытания для JSF - в 1999... 2003 r.
ТРДДФ
F119
R*= 15900 кгс
R&/f= ЮбООкгс
m = 0Р45
Tc^=1BOOK
GEla= 127кг/с
Kf= 35
II вариант МаКДОННеЛ - ДуГЛЭС
GEA-FXL
F119{SE615)
Dr:-946hM
R = 7270 кгс
Gwi.e*= 22500 кг
Gryor.= 10000 ... 11000 кг
СЗмптиш.= 7700 кг
Смгилирт= 5800 кг
Ми»= 1,5
{Требования МО США)
Проекты 1994 г.
ТРДДФ
F119
+
ГЩ тмпа
RB-162
Нортроп - Грумман
типа RB-162
(от "Трайдент" ЗВ)
F119
Ов=946нн
i
_--1
R = 6730..,ei60Krc
e
л
ТРДДФ
F119-JSF
НФ- 18000 КЛС
Rm= 13600Krc
m = 0,S
Ge;-= 176,3 tJfc
Dc=1140MM
Боинг
F119-SE614
Q
JSF Боинг
X^32
О*ст=9070кгйля КМП)
м«*=1.е
Первый полет
1в сент. 2000 г
Ш
ГО
ш
J}
fe
ТРДДФ
F135
(JSF119-611
с приводным
вентилятором)
R^=195O0Krc
1ГНЕ
Rrap=J7280Krc
Ra^17Q70 ^с
m = 0,56...0,51
7CKE=2S...29
Локхид - Мартин
De= 1270 uu
7C;=2,25
Ga-= 233 кг/с
JSF Локхид - Мартин
F-35 STOVL
<СУВВП):
NW=1,4
R = 9070 кгс
Бентипятор фирмы
RR и Аплисон
Муфта сцеллФния
Nn=28U00n.C.
R = 712OKrc
Радиус боевого
действкя 835 км
Длинна взлетнай
полосы 168 м
Первый полет Х-35
(опытныйобразец)
24 октября 2000 г
Первый полет
серийного
самолета
2006r Начало
эксплуатации
2007^2009rr
Рис. 3.26. Схемы и параметры различных силовых установок для СВВП/СУВВП
132

3.2. Конструктивные схемы наземных и морских ГТД
3.2.1. Одновальные ГТД
Одновальная схемаявляется классической для
наземных ГТД и применяется во всем диапазоне
мощности от 30 кВт до 350 МВт. По одноваль-
ной схеме могут быть выполнены ГТД простого
и сложного циклов, в том числе и парогазовые
установки (ПГУ).
Конструктивно одновальный наземный или
морской ГТД аналогичен одновальным авиаци-
онным ТВД и вертолетным ГТД и включает ком-
прессор, КС и турбину фис. 3.27).
Расширение газа втурбине одновального на-
земного ГТД происходит практически до атмос-
ферного давления, поэтому мощность турбины
значительно больше мощности компрессора,
аизбыточная мощность с вала ГТД передается
потребителю. Вал отбора мощности может быть
выполнен как со стороны компрессора, так и со
стороны турбины (см. рис. 3.27). Это
обеспечивает большую гибкость при компоновке ГТД в
составе различных объектов применения.
Одновальная схема проста по конструкции.
Она имеет минимальное количество опор, под-
шипников, уплотнений. В одновальных про-
мышленных ГТД нет дорогостоящих узлов CT
(силовая турбина) и задней опоры, газовода
между турбиной газогенератора и CT (см. рис. 3.27),
что существенно снижает стоимость ГТД.
Недостатки схемы обусловлены соединени-
ем вала турбокомпрессора ГТД и приводимо-
го оборудования. При загрузке с переменной
частотой вращения линии рабочих режимов
компрессора одновального ГТД зависят от
характера функции мощность загрузки - частота
вращения (N=f(n)), а также от температуры на
входе в ГТД. Это вызывает трудности
регулирования ГТД, поддержания необходимых запасов
устойчивости компрессора и приемлемого тем-
пературного состояния двигателя. Недостатком
одновальной схемы является также большая
потребная мощность стартера.
По причине указанных особенностей одно-
вальные ГТД в настоящее время практически не
применяются для механического привода. В
конце 1950-х - начале 1960-х гг. они использовались
на газопроводах, но затем были полностью заме-
нены на ГТД со свободной турбиной. Основное
применение ГТД одновальной схемы - это
привод электрогенераторов с постоянной частотой
вращения. Важнейшим преимуществом
энергетических ГТД одновальной схемы является
высокая точность поддержания частоты вращения,
определяющая высокое качество электроэнергии.
Запуск ГТД может осуществляться от
приводимого генератора, работающего во время запуска
в режиме электродвигателя.
При работе одновального ГТД в составе ПГУ
(парогазовая установка) выполняется
регулирование (прикрытие) BHA компрессора на дрос-
сельных режимах для поддержания постоянной
температуры газов на выхлопе ГТД, что благо-
приятно сказывается на КПД парового контура
и энергетической установки в целом.
3.2.2. ГТД со свободной силовой
турбиной
Схема ГТД со свободной CT показана на
рис. 3.28. В этой схеме турбина разделена на два
каскада. Первый каскад - ТВД - используется для
привода компрессора, а второй каскад -
свободная CT - приводит нагрузку (нагнетатель, элект-
рогенератор, насос и т.д.). ТВД и CT механичес-
ки не связаны и имеют возможность вращаться
с различной частотой. Компрессор, КС и ТВД
образуют единый конструктивный модуль - газоге-
нератор (турбокомпрессор ВД), который служит
для подачи рабочего газа с заданными
параметрами на свободную СТ. Частота вращения газоге-
нератора определяется потребным расходом
воздуха для обеспечения заданной мощности ГТД.
Частота вращения CT определяется нагрузкой.
Независимость частот вращения газогенера-
тора и CT обуславливает основные
преимущества данной схемы:
- универсальность применения ГТД для
привода различных нагрузок как с постоянной, так
и с переменной частотой вращения;
- стабильность протекания линии рабочих
режимов на характеристике компрессора при изменении
условий загрузки CT и атмосферных условий;
- меньшая потребная мощность пускового
устройства.
Основными недостатками схемы со
свободной CT являются усложнение и удорожание
конструкции по сравнению с одновальной схемой
(рис.3.31). Авслучае привода электрогенера-
тора- также и меньшая точность поддержания
частоты вращения CT при резких колебаниях за-
грузки и на переходных режимах.
На рис. 3.28 показан двигатель ГТУ-16П
разработки ОАО «Авиадвигатель» мощностью 16 МВт,
выполненный по схеме с CT с выходом силово-
го вала назад. Двигатель имеет высоконапорный
однокаскадный компрессор со степенью сжатия
133

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
воздух
нагрузка
компрессор
камера сгорания
а
газ
1
6
Рис. 3.27. Одновальные ГТД: а - принципиальная схема одновального ГТД; 6 - одновальный ГТД V84.3A фирмы
Siemens мощностью 180 МВт; в - одновальный ГТД PG9171(E) фирмы General Electric мощностью 123 МВт;
1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - КС; 4 - турбина; 5 - выхлопной диффузор; 6 - вал отбора мощности
134

3.2. Конструктивные схемы наземных и морских ГТД
газ
воздух
компрессор
топливо
i
нагрузка
камера сгорания
а
силовая турбина
воздух
нагрузка
топливо
компрессор
♦
твд
газ
камера сгорания
в
силовая турбина
6
Рис. 3.28. ГТД с CT и однокаскадным турбокомпрессором: а - принципиальная схема ГТД с CT с выходом
силовоговаланазад; б—двигательГТУ-16ПОАО«Авиадвигатель»мощностью 16МВт:7—входнойкорпус;
2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - ТВД; 5 - CT; 6 - задняя опора; 7 - вал отбора мощности;
в - принципиальная схема ГТД с CT и выходом силового вала вперед: г - двигатель ГТУ-4П ОАО
«Авиадвигатель» мощностью 4 МВт; 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания;
4 - ТВД; 5 - CT; 6 - задняя опора; 7 - выхлопной диффузор; 8 - вал отбора мощности
135

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
тг*Ктах=23 вчетырнадцати ступенях итрехсту-
пенчатую консольную свободную СТ. На этом же
рисунке показан аналогичный по схеме двигатель
ГТУ-4П мощностью 4 МВт с выходом силового
вала вперед в сторону компрессора.
В связи с общей тенденцией развития ГТД
в направлении повышения степени сжатия, а
также сложностью разработки однокаскадных вы-
соконапорных компрессоров в настоящее время
газогенератор (турбокомпрессор) часто выпол-
няют двухвальным, аналогично двухвальному
газогенератору ТРДД. Для промышленных ГТД
со свободной CT более точным будет
использование термина «двухвальный турбокомпрессор»,
так как значительное количество наземных ГТД,
конвертированных из авиационных ТРДД,
созданы на базе одновального газогенератора и
модифицированного каскада низкого давления (КНД
и ТНД) базового двигателя с добавлением вновь
спроектированной СТ.
На рис. 3.29 показаны примеры ГТД сдвух-
каскадным турбокомпрессором и CT:
- двигатель ГТУ-25П мощностью 25 МВт
разработки ОАО «Авиадвигатель», созданный
на базе высоконапорного газогенератора и КНД
гражданского ТРДД ПС-90А;
- ГТД Coberra 6000 в классе мощности
24.. .32 МВт, созданный на базе двухвального га-
зогенератора трехвального гражданского ТРДД
RB211-24G фирмы Rolls-Royce;
-ГТД LM1600 мощностью 14МВт,
созданный на базе газогенератора и
модифицированного каскада низкого давления военного ТРДДФ
F404 фирмы General Electric.
На базе трехвальных авиационных ТРДД воз-
можно создание наземных ГТД со свободной CT,
имеющих трехвальный турбокомпрессор. На
рис. 3.30 показана принципиальная схема и про-
дольный разрез единственного в мировой
практике серийного промышленного ГТД, выполнен-
ного по данной схеме. Это российский двигатель
HK-36CT в классе мощности 25.. .30 МВт,
разработанный в «СНТК им. Кузнецова» (г. Самара)
на базе трехвального ТРДДФ HK-32.
Отмеченные выше существенные недостатки
схемы ГТД со свободной CT в энергетическом
применении вынуждают разработчиков ГТД
создавать для привода электрогенераторов одновальные
модификации двигателей путем исключения узла
CT с задней опорой и подстановки дополнительной
ступени ктурбине газогенератора. Одновальную
идвухвальную модификации имеют ГТД фирмы
Solar (США) в классе мощности 2.. .13 МВт (моде-
ли Centaur 40, Taurus 60, Taurus 70, Titanl30) и
фирмы Siemens (ФРГ) вклассе мощности 4...7МВт
(модели Typhoon, Tornado). Схема подобной
модернизации показана на рис. 3.31 на примере проекта
одновального ГТД ОАО «Авиадвигатель» на базе
двигателя ГТУ-12П, выполненного по схеме со
свободной турбиной.
Схема со свободной турбиной (с одновальным
и двухвальным газогенератором) широко
применяется в ГТД различного назначения. Она часто
используется в ГТД, разработанных на базе ави-
ационных, как правило - многовальных, прото-
типов. По данной схеме выполнено большое
количество моделей ГТД в классе мощности от 0,5
до 51 МВт. Наибольшая мощность 51 МВт pea-
лизована в энергетическом ГТД фирмы General
Electric LM5000STIG, работающем по циклу
с впрыском пара.
3.2.3. ГТД со «связанным» КНД
Схемы ГТД со «связанным» КНД показаны на
рис. 3.32. В отличие от рассмотренных выше
схем со свободной турбиной, в которых
количество каскадов турбины всегда на единицу больше,
чем количество каскадов компрессора, в схеме со
«связанным» КНД количество каскадов компрес-
copa и турбины одинаково. Для привода КНД ис-
пользуется CT, а ТНД отсутствует. Данная схема
позволяет существенно удешевить многоваль-
ные ГТД из-за исключения одного каскада турби-
ны, уменьшения количества опор, подшипников
и уплотнений.
Схема со «связанным» КНД удобна для
конверсии многовальных авиационных ТРДД с
высокой степенью двухконтурности в промыш-
ленные ГТД, поскольку позволяет максималь-
но использовать материальную часть базовых
двигателей. В данном случае используется не
только газогенератор, но и каскад НД базового
двигателя с трансмиссией. КНД базового ТРДД
(вентилятор и подпорные ступени)
модифицируются для наземного применения, атурбина
вентилятора используется и как силовая, и как
привод КНД. Высокая степень унификации с
базовым авиадвигателем позволяет дополнительно
удешевить ГТД за счет увеличения серийности
производства значительной части деталей или
использования деталей базовых авиадвигателей,
отработавших летный ресурс.
Схема со «связанным» КНД имеет возможность
привода нагрузки как со стороны компрессора,
так и со стороны турбины. Как привод электроге-
136

3.2. Конструктивные схемы наземных и морских ГТД
воздух
тнд
i ТВД
газ
J
нагрузка
1
а
силовая турбина
7 8 9
10
^
1
9 8 Ю
i 1
.8 10
Рис. 3.29. ГТД с CT и двухкаскадным турбокомпрессором: а - принципиальная схема ГТД с CT с двух-
каскадным турбокомпрессором; 6 - двигатель ГТУ-25П ОАО «Авиадвигатель» мощностью 25 МВт;
в - ГТД Coberra 6000 фирмы Rolls-Royce мощностью 24...32 МВт; г - ГТД LM1600 фирмы General
Electric мощностью 14 МВт; 1 - входное устройство; 2 - КНД; 3 - КВД; 4 - КС; 5 - ТВД; 6 - ТНД;
7 - CT; 8 - задняя опора; 9 - выхлопной диффузор; 10 - вал отбора мощности
137

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
газ
воздух
кнд
L.
ксд тсд
_д квд . твд
тнд
пв
с
]
камера сгорания
а
J
нагрузка
силовая турбина
1
4 5 6 7
8 9
10 11
6
Рис. 3.30. ГТД с CT и трехкаскадным турбокомпрессором: а - принципиальная схема ГТД
с CT с трехкаскадным турбокомпрессором; б - ГТД HK-36CT «СНТК им. Кузнецова»
мощностью 25...30 МВт: 1 - входное устройство; 2 - КНД; 3 - КСД; 4 - КВД; 5 - КС;
6 - ТВД; 7 - ТСД; 8 - ТНД; 9 - CT; 10 - задняя опора; 11 - вал отбора мощности
Рис. 3.31. Пример модернизации ГТД с CT в ГТД одновальной схемы: 1 - компрессор;
2 - КС; 3 - ТВД; 4 - дополнительная ступень турбины; 5 - CT; 6 - задняя опора;
7 - вал отбора мощности
138

3.2. Конструктивные схемы наземных и морских ГТД
нератора данная схема по точности поддержания
частоты вращения CT занимает промежуточное
положение между схемами со свободной CT и од-
новальной схемой.
Недостатки схемы - необходимость
согласования характеристик КНД и загрузки, сложность
обеспечения устойчивости КНД, особенно при
работе CT с постоянной частотой вращения в энерге-
тическом применении. Для обеспечения
устойчивости применяются поворотные BHA и НА КНД
и перепуск воздуха из-за КНД в атмосферу.
На рис. 3.32 показаны ГТД со «связанным»
КНД - двухвальный ГТД LM6000 фирмы General
Electric мощностью 43 МВт и трехвальный ГТД
TRENT фирмы Rolls-Royce мощностью 52 МВт,
созданные конверсией базовых ТРДД по описан-
ной схеме. LM6000 имеет возможность привода
нагрузки как со стороны турбины, так и со
стороны компрессора.
Схема со «связанным» КНД может быть исполь-
зована для модернизации (увеличения мощности)
ГТД, выполненных по схеме со свободной
турбиной путем подстановки КНД перед имеющимся
компрессором. Привод КНД в этом случае будет
от существующей свободной СТ. Конструкция
базового ГТД должна иметь возможность пропуска
вала привода КНД внутри вала газогенератора,
a CT должна допускать работу с увеличенным
расходом газа или иметь возможность подстановки
дополнительной ступени на выходе. На рис. 3.33
показан пример подобной модернизации промыш-
ленного ГТД 601-K9 мощностью 6,5 МВт
фирмы Rolls-Royce в более мощную модификацию
601-Kll мощностью 8 МВт путем подстановки
КНД к базовому ГТД с приводом его от СТ.
3.2.4. Конструктивные особенности
наземных ГТД различного назначения
В основном ГТД механического привода в
настоящее время выполняются по схемам со
свободной турбиной и, значительно реже, - по схеме
«со связанным» КНД. Для привода
электрогенераторов используются все рассмотренные выше
схемы. Однако мощные энергетические ГТД
(Ne > 60 МВт), которые используются на
электростанциях для поддержания частоты тока в сети
в базовом режиме, как правило, выполняются по
одновальной схеме.
Конструкция собственно двигателя, предна-
значенного для механического и энергетического
привода, практически идентична. Отличия могут
быть в конструкции трансмиссии, соединяющей
ГТД с нагрузкой, в узлах крепления ГТД, в
системе топливопитания (если предусматривается
работа на различных видах топлива), в
составе и расположении некоторых агрегатов систем
двигателя, в программном обеспечении САУ.
ГТД, используемые в составе силовых агрегатов
морских гражданских судов и военных кораблей,
выполняются в основном по схемам со свободной
СТ. Реже - со «связанным» КНД. В морских
условиях используются как ГТД стационарного типа,
так и ГТД, конвертированные из авиадвигателей.
Конструкция морских ГТД должна удовлетворять
ряду специфических требований:
- стойкость к коррозии в условиях агрессив-
ной морской среды;
- способность выдерживать большие
ударные нагрузки (для ГТД боевых кораблей);
- возможность работы на низкосортном жид-
ком топливе;
- высокая экономичность не только на номи-
нальном режиме, но и на глубоких дрос-
сельных режимах @,2.. .0,3 от NnOM).
Возможно также требование реверсирования
направления вращения свободной СТ.
В ГТД для морского применения используют-
ся коррозионностойкие материалы и покрытия,
усиленные опоры и подшипниковые узлы. При
работе на низкосортных сортах жидкого топлива
используются системы топливоподготовки для
удалений примесей ванадия, натрия, кальция,
серы и др. Морские ГТД должны быть
оборудованы эффективными системами очистки (промыв-
ки) газовоздушного тракта от солевых отложений.
При необходимости реверсирования направления
вращения CT выполняется с двухярусными ло-
патками. Реверсирование осуществляется пере-
ключением потока газа за турбокомпрессором на
внешний ярус CT, лопатки которого спрофили-
рованы для обеспечения обратного вращения СТ.
Недостатком реверсивных турбин является сни-
жение КПД CT и ГТД в целом на вентиляционные
потери при прямом вращении ротора СТ.
Для удовлетворения требований экономичнос-
ти на дроссельных режимах используются ГТД
сложных циклов, например, с регенерацией теп-
ла или с промежуточным охлаждением и
регенерацией. Высокая экономичность на дроссельных
режимах достигается поддержанием постоянно
высокой температуры газа перед рекуператором
путем поворота («прикрытия») соплового
аппарата свободной CT или BHA компрессора (в од-
новальной схеме ГТД).
В СУ железнодорожных локомотивов ГТД
чаще используются для привода электрогене-
139

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
газ
воздух
камера сгорания
силовая турбина (ТНД)
а
воздух
газ
LKH^ КСД топливо ТСД
^4 r КВД ТВД
*
i:
камера сгорания
нагрузка
г
в
силовая турбина (ТНД)
1
2
4 5
6 7 8
9 10
Рис. 3.32. ГТД со «связанным» КНД: а - принципиальная схема ГТД со «связанным» КНД с двухкаскадным
турбокомпрессором; 6 - ГТД LM6000 фирмы General Electric мощностью 43 МВт: 1 - входное устройство;
2 - КНД; 3 - корпус перепуска воздуха из-за КНД; 4 - КВД; 5 - КС; 6 - ТВД; 7 - CT (ТНД); 8 - задняя опора;
9 - вал отбора мощности; в - принципиальная схема ГТД со «связанным» КНД с трехкаскадным
турбокомпрессором; г - ГТД Trent фирмы Rolls-Royce мощностью 52 МВт: 1 - входное устройство; 2 - КНД; 3 - КСД;
4 - КВД; 5 - КС; 6 - ТВД; 7 - ТСД; 8 - CT (ТНД); 9 - задняя опора; 10 - вал отбора мощности
140

3.2. Конструктивные схемы наземных и морских ГТД
Базовый ГТД 601-K9 фирмы Rolls-Royce мощностью 6,5 МВт
Модифицированный ГТД 601-Kll мощностью 8 МВт
Рис. 3.33. Пример увеличения мощности ГТД (схема со свободной CT) путем подстановки КНД с приводом его
от CT (схема ГТД со «связанным» КНД)
раторов, питающих тяговые электродвигатели.
Значительно реже- для механического привода
колес локомотива. В последнем случае использу-
ются ГТД со свободной СТ. Локомотивные ГТД
могут быть стационарного и конвертированного
типа, а их конструктивное исполнение не
обладает особой спецификой, за исключением некоторых
вспомогательных систем [3.2].
ГТД, наряду с дизельными двигателями,
применяются для привода наземной боевой
техники - танков, командно-штабных бронемашин
и пр. Основная конструктивная особенность
танковых ГТД - наличие мощной системы пы-
леочистки циклового воздуха, системы
удаления пылевых отложений. Например, российский
танковый двигатель ГТД-1000Т/ТФ мощностью
740...810 кВт разработки ГУНПП им. Климова
(г. Санкт-Петербург) оборудован специальными
пневмоударниками, которые позволяют
двигателю пропустить за свой ресурс около 500 кг
пыли без обслуживания воздухоочистителя. CT
ГТД-1000Т/ТФ выполнена с поворотным сопло-
вым аппаратом для улучшения динамических
характеристик ГТД, повышения экономичности
на дроссельных режимах, а также для
возможности работы CT в режиме потребителя
мощности (при торможении танка). Для повышения
экономичности танковые ГТД могут
выполняться с регенераторами тепла (рис. 3.34).
Применение ГТД в автомобильном
транспорте не нашло пока широкого применения из-за
низкой экономичности на всех режимах (даже
при использовании регенерации тепла) и
худшей приемистости, несмотря на преимущества
компактности, малого веса, многотопливности
и других по сравнению с традиционными
карбюраторными и дизельными двигателями. Как
правило, автомобильные ГТД выполняются по
схеме со свободной СТ. Из-за малой размерности
(Ne < 300 кВт) в конструкции широко использу-
ются радиальные турбомашины, а для
повышения экономичности - регенераторы тепла.
141

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
Пластичный рекуператор
Рис. 3.34. Общий вид танкового ГТД с рекуператором (AGT 1500 фирмы Honeywell)
(фотография любезно предоставлена компанией Honeywell)
3.2.5. Конструктивные особенности ГТД
сложных циклов
Из-за наличия дополнительных
специфических узлов конструктивный облик ГТД сложных
циклов существенно отличается от ГТД
простого цикла. К таким узлам относятся
промежуточные охладители, теплообменники-рекуператоры,
дополнительные КС, системы впрыска воды и
пара в газовоздушный тракт ГТД и др.
ГТД регенеративного цикла имеет
достаточно сложную систему трубопроводов подвода
и отвода воздуха и газа к рекуператору. Кроме
этого, меняется конструкция узла КС: вводятся
фланцы отвода и подвода воздуха. ГТД
регенеративного цикла достаточно широко применялись
в1950-1970гг. вклассе мощности до 25 МВт.
Поскольку ГТД первых поколений имели
относительно низкую степень сжатия, применение
регенерации тепла позволяло повысить их
экономичность до 25 %. Регенеративный цикл использует-
ся в современных и перспективных малоразмер-
ных ГТД- в них сложно реализовать высокую
степень сжатия с высоким КПД. На рис. 3.35
показан новейший одновальный энергетический
ГТД с рекуператором мощностью 4,6 МВт
фирмы Solar (США). Двигатель Mercury 50 имеет
оригинальную компоновку узлов,
обеспечивающую минимальную длину трубопроводов
циклового воздуха, и выносную КС.
На рис. 3.36 показан ГТД WR-21 мощностью
25 МВт фирмы Rolls-Royce c традиционной ком-
поновкой узлов и системы отвода и подвода
воздуха к рекуператору. Двигатель работает по более
сложному циклу с промежуточным
охлаждением ирегенерацией тепла. WR-21 разработан для
ВМФ США, имеет высокую экономичность не
только на номинальном, но и на глубоких
дроссельных режимах. Такая экономичность
обеспечивается поддержанием постоянной температуры
перед рекуператором при снижении мощности за
счет регулирования («прикрытия») CA свободной
СТ. Промежуточный охладитель выполнен в
виде компактного воздушно-жидкостного
теплообменника, расположенного между КНД и КВД по
периметру вокруг двигателя.
Промежуточное охлаждение может быть
осуществлено также при впрыске воды за КНД:
происходит отбор тепла от воздуха при
испарении капель воды в канале между КНД и КВД
и в первых ступенях КВД. Для быстрого
испарения система распыла должна обеспечивать
дробление капель до размера менее 20 мкм. Подобный
142

3.2. Конструктивные схемы наземных и морских ГТД
Принципиальная схема одновального
ГТД с рекуператором
рекуператор
$с:- ■
-^t<tft
5
Рис. 3.35. Конструктивная компоновка перспективного одновального ГТД с рекуператором Mercury 50
фирмы Solar мощностью 4,6 МВт: 1 - рекуператор; 2 - канал подвода газа от турбины к рекуператору;
3 - канал подвода воздуха от рекуператора к КС; 4 - выносная КС; 5 - турбина; 6 - входное устройство;
7 - компрессор; 8 - трубопроводы подвода воздуха от компрессора к рекуператору
Принципиальная схема ГТД
с пром.охлаждением и рекуператором
Теплообменник-
охладитель
Рекуператор
2 3 4 5 6 10
Рис. 3.36. ГТД с промежуточным охлаждением и регенерацией WR-21 фирмы Rolls-Royce мощностью 25 МВт:
1 - входное устройство; 2 - КНД; 3 - КВД; 4 - ТВД; 5 - ТНД; 6 - CT; 7 - КС; 8 - теплообменник-охладитель;
9 - рекуператор; 10 - вал отбора мощности
143

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
цикл осуществлен вГТД LM6000 фирмы General
Electric, получившем обозначение LM6000 SPMNT.
На рис. 3.37 показана система распыла воды
в канале между КНД и КВД. Впрыск воды
осуществляется обычно при высоких температурах
атмосферного воздуха и позволяет значительно
повысить мощность ГТД при некотором росте
эффективного КПД. Так, при £Н = +ЗО°С мощность
увеличивается на 20 %.
Подвод воды
Нарис. 3.38 показан энергетический ГТД,
работающий по циклу с промежуточным
охлаждением - проект LMS100 фирмы General Electric
мощностью 100 МВт. Охлаждение воздуха за
КНД осуществляется в воздушно-жидкостном
или в воздухо-воздушном теплообменнике.
ГТД, работающие по циклу с промежуточным
подогревом в процессе расширения, включают
дополнительную КС, расположенную после час-
Рис. 3.37. Система промежуточного охлаждения впрыском воды за КНД в ГТД LM6000 SPRE4T фирмы
General Electric: 1 - КНД; 2 - воздушный коллектор; 3 - водяной коллектор; 4 - форсунки мелкого распыла
воды; 5 - отбор воздуха за 8 ступ. КВД для системы распыла воды; 6 - КВД
Принципиальная схема ГТД с
пром. охлаждением
Теплообменник -
охладитель ^J
Рис. 3.38. ГТД с промежуточным охлаждением воздуха в теплообменнике (проект LMS100 фирмы
General Electric мощностью 100 МВт): 1 - входное устройство; 2 - КНД; 3 - коллектор отвода воздуха
к пром. охладителю; 4 - коллектор подвода воздуха от пром. охладителя; 5 - КВД; 6 - КС; 7 - ТВД;
8 - ТНД; 9 - CT; 10 - выхлопной диффузор
144

3.2. Конструктивные схемы наземных и морских ГТД
Принципиальная схема ГТД
с пром. подогревом
I
6
Рис. 3.39. ГТД с промежуточным подогревом GT26 фирмы Alstom мощностью 260 МВт:
1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — первая (основная) КС; 4 — 1-я ступень турбины;
5 — вторая (дополнительная) КС; 6 — 2—5-я ступени турбины; 7 — вал отбора мощности
ти ступеней турбины. На рис. 3.39 показан одно-
вальный энергетический ГТД GT26 мощностью
26О...28ОМВт фирмы Alstom, выполненный по
данной схеме. Дополнительная (вторая) КС
расположена после первой ступени турбины. Для
компенсации снижения КПД цикла в GT26
применена повышенная степень сжатия тс* = 30.. .32,
к *
реализованная в 22-ступенчатом однокаскадном
компрессоре.
Двигатели, работающие по циклу с впрыском
пара, оборудуются системой подачи пара в КС
и, в ряде случаев, в тракт турбины. Часть пара,
впрыскиваемого в КС, подается непосредственно
в зону горения через объединенные топливно-па-
ровые форсунки для снижения эмиссии окислов
азота fNOx). Это так называемый экологический
впрыск, величина которого примерно равна
расходу топлива. Основная часть пара
впрыскивается обычно в диффузор КС и называется
энергетическим впрыском.
Контрольные вопросы
1. В чем достоинства и недостатки двухваль-
ных схем ТРД перед одновальными?
2. В чем достоинства и недостатки схем ТРДД
без смешения потоков и со смешением?
3. Почему ТРДД одновальной схемы не полу-
чили широкого применения?
4. Для чего предназначены подпорные
ступени в ТРДД?
5. В чем основной недостаток трехвальных
ТРДД? В чем достоинства?
6. Почему в двигателях высокой степени двух-
контурности может оказаться выгодным редук-
торный привод вентилятора?
7. Почему не получила распространения
схема ТРДД с задним расположением вентилятора?
8. Как и для чего может изменяться в
зависимости от режима полета степень двухконтурнос-
ти ТРДД?
9. В чем состоит основной недостаток одно-
вальной схемы ТВД?
10. Что представляет собой схема двухвально-
го ТВД со «связанным» КНД?
11. В чем особенности схем вертолетных ГТД?
12. Для каких летательных аппаратов
предназначены подъемные двигатели?
13. В чем особенности требований к подъем-
ным двигателям?
14. В чем недостаток силовых установок на
базе подъемно-маршевых двигателей с поворот-
ными соплами?
145

Глава 3. Конструктивные схемы ГТД
15. Как обеспечивается устойчивость и
управление СВВП при взлете и висении?
16. В чем достоинства и недостатки одноваль-
ной схемы наземных ГТД ?
17. В чем достоинства и недостатки схемы на-
земных ГТД со свободной силовой турбиной?
18. В чем достоинства и недостатки схемы на-
земных ГТД с двухвальным турбокомпрессором?
19. В чем достоинства и недостатки схемы на-
земных ГТД со связанным КНД?
20. Для чего в некоторых конструкциях на-
земных ГТД предусматривается впрыск водяного
пара в камеру сгорания?
3.3. Англо-русский словарь-минимум
architecture - схема (двигателя)
counter-rotational fan - биротативный вентилятор
direct fan drive - прямой привод вентилятора
engine — двигатель
bare engine — изолированный двигатель
combustion engine - ГТД наземного применения
installed engine — установленный двигатель
mixed flow engine — двигатель со смешением потоков
separate flow engine - двигатель с раздельным истечением
single-shaft engine - одновальный двигатель
twin-shaft (two-shaft) engine - двухвальный двигатель
twin-spool core engine - двухкаскадный тур-бокомпрессор
two-spool engine - двухкаскадный двигатель
varied cycle engine — двигатель изменяемого цикла
free fcower) - turbine свободная (силовая) турбина
gas turbine - ГТД наземного применения
geared fan drive - редукторный привод вентилятора
heat exchanger - теплообменник
jopping combustor - выносная камера сгорания
recuperator - рекуператор
single-rotation fan - однорядный вентилятор
turbofan - ТРДД
turbofan with augmentor (afterburner) - ТРДДФ
turbojet - ТРД
turbojet with augmentor (afterburner) - ТРДФ
turboprop — турбовинтовой двигатель
turboshaft - турбовальный двигатель
3.4. Список литературы
3.1. Теория воздушно-реактивных двигателей /C.M. Шлях-
тенко [и др.]. - M.: Машиностроение, 1975.
3.2. Шварц B.A. Конструкции газотурбинных установок
/ B.A. Шварц. - M.: Машиностроение, 1970.
146

Глава 4
СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ГТД
При работе ГТД все его детали и узлы
испытывают воздействие разнообразных нагрузок-
газовых, центробежных, инерционных, вибрационных,
акустических, от температурных деформаций, от
крутящих иизгибающих моментов идр. Усилия
от этих нагрузок передаются от детали кдетали.
В итоге усилия суммируются и передаются на
внешнюю подвеску двигателя или взаимно
компенсируются («уничтожаются») без передачи на
наружные элементы ГТД. Детали и узлы, которые
воспринимают основные внутренние усилия и по которым
осуществляется их дальнейшая передача, называют
силовыми. Совокупность силовых деталей и узлов
определяет силовую схему двигателя.
Для удобства анализа работы деталей и узлов
ГТД, входящих в силовую схему, применяется ее
упрощенное графическое изображение. Обычно
для таких схем используют условные
изображения деталей и узлов, но обязательно показывают
их взаимное расположение и наличие всех
существующих связей между отдельными элементами.
Силовая схема двигателя во многом зависит от
конструктивных особенностей его узлов -
компрессора, камеры сгорания и турбины, сопла, опор
ротора, а также от выбора схемы крепления двига-
теля к самолету или к раме (наземные ГТУ). Как
правило, при прочностных расчетах силовые
схемы корпусов и роторов рассматривают отдельно.
При анализе работы деталей, входящих в си-
ловую схему ГТД, необходимо учитывать их
температурное состояние. Часть деталей нагрета до
высокой температуры и, следовательно,
температурные деформации этих деталей могут являться
дополнительными нагружающими факторами.
Силовая схема ГТД позволяет представить
общую картину взаимодействия отдельных силовых
элементов двигателя, помогает определить усилия,
действующие на конкретную деталь, что
необходимо дая оценки прочности и жесткости конструкции.
4.1. Усилия, действующие в ГТД
В ряде случаев усилия, действующие на
детали ГТД, замыкаются внутри детали и внешне
не проявляются. Это прежде всего относится
к деталям, работающим в поле центробежных
сил (диски, валы, рабочие лопатки компрессора
и турбины). Такие усилия называются
внутренними.
Усилия в узлах ГТД в основном передаются
на соседние элементы силовой схемы, частично
замыкаются внутри двигателя, а частично
передаются через детали системы подвески на ca-
молет. Так сила тяги передается на самолет как
равнодействующая осевых составляющих сил,
действующих на элементы силовой схемы двига-
теля. Усилия, не замыкающиеся внутри двигате-
ля, называют свободными.
Основные нагрузки можно разделить на три
группы по природе возникновения:
-газовые- обусловлены перепадом давления
в газовом тракте двигателя и изменением
скорости и направления газового потока;
- массовые (силы инерции и инерционные
моменты) - возникают при вращении роторов
двигателя, эволюциях самолета, взлете и
посадке, при наличии статического и динамического
дисбалансов роторов;
- температурные - возникают из-за
неравномерного нагрева и/или охлаждения деталей,
различного коэффициента линейного расширения
их материалов, а также при стеснении
температурных деформаций.
Силы и моменты, действующие на узлы и
детали двигателя, можно разделить на несколько
видов по характеру деформации:
- растягивающие или сжимающие силы -
возникают вследствие давления газов на детали дви-
гателя и от действия центробежных сил
вращающихся масс;
- изгибающие моменты - возникают от
газовых сил, масс узлов и деталей, а также от
инерционных сил;
- крутящие моменты - возникают в роторах
от действия воздуха и газов на рабочие лопат-
ки компрессора и турбины и в корпусных
деталях от действия воздуха и газов на
направляющие лопатки компрессора и сопловые ло-
патки турбины.
В зависимости от направления действия на-
грузки могут быть разделены на осевые и попе-
147

Глава 4. Силовые схемы ГТД
речные, действующие в вертикальной и
горизонтальной плоскостях. Моменты различного
происхождения могут действовать вокруг всех трех
осей - продольной (совпадающей с осью двигате-
ля), вертикальной и горизонтальной.
4.1.1. Осевые газовые силы
Осевое усилие Ро9 возникающее на элементах
конструкции двигателя от газовых сил,
определяется как сумма сил статических Рс и динами-
R
внеш
ческих P:
r~K
p =p +p
О * С * Д
D.1)
Статические силы возникают из-за изменения
статического давления P газа во входном и вы-
с
ходном сечении элемента. Газодинамические
силы возникают из-за изменения импульса газа
(воздуха) при прохождении его через
рассматриваемый элемент конструкции.
В общем случае усилие от статического
давления определяется как
Pc = pF.
D.2)
где p - статическое давление в
рассматриваемом сечении; F— площадь рассматриваемого
сечения.
Динамическое усилие от изменения импульса
газа определяется как
P^m{V,-V,), D.3)
где m - расход газа (воздуха); Vx и V2 - скорость
газа (воздуха) во входном и выходном сечениях
рассматриваемого элемента.
Рассмотрим определение осевых сил в
отдельных узлах и деталях ГТД.
За положительное направление сил примем
направление движения воздуха (газа) в
проточной части двигателя.
4.1.1.1. Входноеустройство двигателя
Определяем усилие на внутреннюю стенку
входного устройства (рис. 4.1).
Выбраны два сечения I-I - входное и II—II -
выходное. Из газодинамического расчета в
сечениях известны скорости воздуха (Vl9 V2) и
статические давления (Р19 Р2).
Равнодействующая сил статического давления
^c = PJx - PJl,
D.4)
где/t uf2 - площади входного и выходного
сечений.
dx
Рис. 4.1. Схема действия статических сил во входном
устройстве
D.5)
В нашем случае
fr (* / 4) dl
/2= (тс / 4) {dl - d*).
Динамическая составляющая определяется
по формуле D.3).
Кроме того, на внешнюю стенку входного
устройства действует осевая сила Рв9
получающаяся от давления Рвпеш воздуха на наружную стенку
обтекателя (определяется расчетом или продувкой
входного устройства в аэродинамической трубе).
Таким образом, суммарная осевая сила,
действующая на входное устройство двигателя,
рассчитывается следующим образом:
Pa*=Pc+P*+P.= PJl-Plfl +
D.6)
+ т(Г2-Гг)+Ръ.
4.1.1.2. Осевой компрессор
дискового типа
Для осевого компрессора дискового типа
приложенная к ротору осевая сила определяется
следующим образом (рис. 4.2):
Acs=E^ D.7)
где PCTi - осевая сила, действующая на каждое
рабочее колесо.
Осевая сила, действующая на отдельное
рабочее колесо определяется следующим образом:
P . = p . + p
стг ci дг?
D.8)
где Pci - сумма статических давлений,
действующих на рабочее колесо (т.е. на лопатки и диски);
Рд. - газодинамическое усилие, вызванное
изменением импульса воздуха при прохождении
через лопатки.
148

4.1. Усилия, действующиевГТД
В нашем примере рассмотрен вариант
расчета более сложного по конструкции рабочего
колеса КВД с двухступенчатым лабиринтным
уплотнением за рабочим колесом. Необходимо
отметить, что в современных ГТД давление
воздуха за компрессором достигает значительных
величин - свыше 30 кгс/см2. Поэтому для ми-
нимизации утечек воздуха из проточной части
применяются лабиринтные уплотнения из
нескольких ступеней. Естественно, для рабочих
колес промежуточных ступеней, где
отсутствуют лабиринтные уплотнения, расчет суммы
сил статических давлений значительно проще
и представляет частный случай
рассматриваемого примера.
Сумма сил статических давлений,
действующих на рабочее колесо (рис. 4.3)
p=pjdMPj- о +ppi4dj- dB2) -
-p3in/4(Dj- dJ) -p2 n/4(dJ- dJ) -
-p,n/4(dJ- О -p4n/4(dJ- dB2).
D.9)
Динамическая составляющая осевого усилия
для рабочего колеса
P* = m(C2V-Clv), D.10)
где m- расход воздуха; C2V и Clv- осевые
составляющие скорости воздуха на входе и выходе
из рабочего колеса.
Таким образом, осевое усилие на отдельном
рабочем колесе осевого компрессора определя-
ем как
P=P^I4{DJ- dJ) +p,n/4(dJ- d>) -
-p3in/4(Dj- dJ) -p2n/4(dJ- dJ) -
-p3n/4(dJ- d*) -P,n/4(dj- d*) +
+ m(C2V -Clv).
Конструктивно изменяя диаметральное pac-
положение лабиринтов, можно довольно в
широких пределах варьировать величину осевой
силы, действующей на диск. Таким методом
широко пользуются при отстройке суммарного
осевого усилия, передаваемого на опору ротора
(подразд. 4.1.1.6).
Осевое усилие, действующее на лопатки НА
компрессора осевого типа, определяется анало-
гичным способом.
Осевая сила, действующая на проточную часть
НА i ступени (рис. 4.4), определяется так же, как
и для рабочего колеса, по следующей формуле:
nnn
Рис. 4.2. Схема осевого компрессора дискового типа:
1 — диски; 2 — рабочие лопатки; 3 — лабиринтные
уплотнения
с
IV
d
m
L
1 Ры
\
У
±1
А Р4
А/Т
c2V—
t
и*
РЪ Т^в2
'^-Bl
Рис. 4.3. Схема действия статических сил на рабочее
колесо осевого компрессора
149

Глава 4. Силовые схемы ГТД
D
m
Pni
с
IV
I I I
D
31
Рз1
с
2V
d
31
ш
Рис. 4.4. Схема действия статических сил на лопатку
направляющего аппарата осевого компрессора
D.11)
Pc=Pu,W-dJ)n/4-
-p3i (DJ- dJ) n/4 +m (C2r- Clv),
где pni, p3i, ClV9 C2V- статические давления и
осевые скорости на средних радиусах лопатки перед
и за рабочим колесом; Dni, dni, D3i, d3i - наружный
и внутренний диаметры входной и выходной
кромки лопатки; m - расход воздуха.
Осевые силы на рабочие лопатки и НА
компрессора действуют в сторону входа и
достигают величин, в несколько раз превышающих
тягу двигателя. Их определение необходимо для
расчета на прочность и деформацию элементов
конструкции роторов, корпусов осевого
компрессора и опор.
Осевые силы вызывают растяжение
ротора компрессора и корпуса. Усилия растяжения
возрастают от первой ступени к последней, так
как происходит сложение осевых сил ступеней.
Определение осевых усилий для осевых
компрессоров барабанного типа фис. 4.5)
производится по этой же методике, но оно упрощено, так
как для средних ступеней компрессора нет
необходимости определять перепады статических
давлений на дисках.
4.1.13. Камера сгорания
Осевые усилия, действующие на КСЛ
определяются как сумма приложенных к ней
статических и динамических усилий.
n
JHT^
n n n
Рис. 4.5. Схема осевого компрессора барабанного типа:
1 - диски; 2 - рабочие лопатки; 3 - лабиринтные
уплотнения; 4 - барабан ротора
Для КС, изображенной на рис. 4.6, осевая сила,
действующая на внутренние поверхности
Лжс = mBVx - mTV2 + Л (Dn2 - dn2) тг/4 -
-P2(D22-d22)%/4,
D.13)
где Pl9 Vl9 P2, V2 - статические давления и
скорости воздуха и газа на входе и выходе из КС; mB -
расход воздуха на входе в КС; тТ - расход газа на
выходе из КС; Dn, dn, D2, d2 - геометрические
размеры КС на входе и выходе.
Учитывая, что расход газа на выходе из КС
больше расхода воздуха на входе в нее всего на
1.. .2 %, эту формулу можно упростить, т.е.
Лжс = m^V, - V2) + тг/4 (Л (А,2 - <C) -
-P2(D32-d3% DЛ4)
Осевая сила КС действует в сторону
компрессора и достигает величины, значительно
превышающей величину тяги двигателя.
Pi
v
Ai
dn
d-.
Рис. 4.6. Схема действия осевых сил на КС
150

4.1. Усилия, действующиевГТД
4.1.1.4. Турбина
Осевое усилие от газовых сил, действующее
на рабочее колесо и сопловые аппараты
турбины, определяется точно так же, как и для
компрессора, при этом осевая сила турбины всегда
направлена в сторону сопла.
4.1.1.5. Сопло
Осевое усилие, действующие на сопло,
определяется как сумма осевых составляющих
статических сил, действующих на разные эле-
менты сопла, и динамических усилий потока
воздуха (газа).
В наиболее сложном случае двухконтурно-
го двигателя с внутренним смешением потоков
осевая сила может быть определена следующим
образом (для простоты расчетов примем, что
смешение потоков воздуха наружного контура
и газа внутреннего контура происходит
мгновенно в плоскости смешения):
Poc=lPoc + lPOR D.15)
где Рос - суммарное осевое усилие, действующее
на сопло; X Poc ~ сумма осевых составляющих
статических усилий, действующих на разные
элементы сопла; Е^од~ сумма динамических
усилий потока воздуха и газа.
В свою очередь
Zj ^o ст *o вх *o cp о к *o вн *o> см *o к* V*^ ^ ^V
Определим величину каждой из составляющих.
Осевая равнодействующая сил статического
давления на входе
P =P (D 2-d 2)n/4-
* овх A нарЧ^вх авхн / ш^
-PSd>-d*)%l4,
D.17)
где Рнар - статическое давление воздуха
наружного контура на входе в сопло; Рвн - статическое
давление газа внутреннего контура на входе в сопло;
DBX, я?вхн - диаметральные размеры канала
наружного контура на входе в сопло; dBXB - внутренний
диаметр канала внутреннего контура на входе
в сопло.
Для упрощения расчетов наружный диаметр
внутреннего контура на входе в сопло
принимаем равным внутреннему диаметру канала
наружного контура.
Осевая равнодействующая сил статического
давления на выходе из сопла
Pocv = Pcdc2n/4, D.18)
где Рс - статическое давление газа на срезе co-
пла; dc - диаметр сопла.
Po, = Pad*n/4, D.19)
где Ркв - статическое давление газа на срезе co-
пла; dK - диаметр сопла.
Осевая равнодействующая сил статического
давления на наружную стенку сопла
Pom = Pm(Dj - d?) л/4 -
-PH(Dj-dc2)K/4, D.20)
где Ркв- среднее внутреннее статическое
давление воздуха на наружную стенку сопла (для
упрощения примем Рнв = (Ряар +PJ/2, Рп -
статическое наружное давление (часто это
давление принимается равным атмосферному, т.е.
P =P )
± н ± атм/#
d
вхн
d
Рис. 4.7. Схема действия сил на реактивное сопло двухконтурного двигателя с внутренним смещением потоков
151

Глава 4. Силовые схемы ГТД
Таким образом
РОВИ = тг/4 фвх2 - d*)x
x(Pm,+Pc-2PaJ/2 D.21)
Аналогично определяется осевая составляющая
сил статического давления на стенку смесителя:
^ocM = я/4 (dBJ - DJ) (Рвк +PJ/2 -
D 22)
- л/4 (dBJ - DJ) (Рнар +PJ/2,
гдеРн -статическоедавлениев камересмешения;
DCM - диаметр смесителя; (Рвн + Рсм)/2 - среднее
внутреннее статическое давление на стенку сме-
сителя; (Рнар + Рсы)/2 - среднее наружное
статическое давление на стенку смесителя.
После преобразований получим
^ocM = л/4 «хн2 - DJ) (РВИ - Рнар)/2. D.23)
Осевая составляющая сил статического дав-
ления на внутренний корпус сопла:
Лж = ^/4 (dBJ-d>)Ркв-
- л/4 (dBJ - d*) (Pm +PJ/2,
где (Рвн + Ркв)/2 - среднее наружное статическое
давление на корпус сопла.
После преобразований получим
Рок = тг/4 (dBJ - d,?) (Ркв - PJ/2. D.25)
Сумма динамических усилий от потока
воздуха и газа через сопло
Yf= Кнар + "*гшЖ - ^внар^нар " ™гвн ^вн? D'26)
D.24)
где гпв нар - расход воздуха через наружный
контур; тгвн - расход газа через внутренний контур;
Vc - скорость газа на срезе сопла; FHap - скорость
воздуха в наружном контуре на входе в сопло;
FBH - скорость газа во внутреннем контуре на
входе в сопло.
Осевая сила, действующая на сужающееся
реактивное сопло, всегда имеет направление
«назад» (т.е. против полета для авиационных
двигателей). На расширяющуюся часть co-
пла Лаваля осевое усилие имеет направление
«вперед».
Предложенная выше модель расчета осевых
сил, действующих на сопло, предназначена для
относительно конструктивно сложного двухкон-
турного авиационного ГТД. Определение осевых
сил для других конструкций сопла может
рассматриваться как частный случай приведенной
методики.
4.1.1.6. Осевая сила
В газотурбинных двигателях вал турбины
связан с валом компрессора, благодаря чему осевая
сила компрессора в значительной степени
уравновешивается осевым усилием турбины, а
неуравновешенная часть осевого усилия воспринимается
упорным подшипником ротора и передается через
силовые элементы опоры на корпусные детали
двигателя. Величина осевой силы, характер ее
изменения от запуска до максимального режима
работы двигателя является важным параметром,
влияющим на работоспособность подшипника.
С целью контроля расчетных величин осевой
силы проводят замер фактической осевой силы,
действующей на шарикоподшипник ротора на
специально оборудованном двигателе.
Необходимо заметить, что осевое усилие на
рабочем колесе можно регулировать, меняя
расположение на его боковых поверхностях
уплотнений, и, следовательно, составляющую осевой
силы на образованных ими кольцевых
поверхностях. Для того чтобы разность осевых сил
компрессора и турбины, называемая просто «осевая
сила», не превышала величину, допустимую для
упорного подшипника, расположение
уплотнений на дисках определяют расчетными методами
и уточняют экспериментально.
Для измерения осевой силы применяют тен-
зометрические кольца, установленные в корпусе
опоры с обеих сторон наружного кольца
упорного шарикоподшипника.
Тензокольца представляют собой плоские
упругие кольца 1 специальной конструкции фис. 4.8).
На поверхностях О1? О2 кольца 1 зеркально
установлены (наклеены) тензодатчики 2. При приложении
осевого усилия на опорные площадки выступов 3
тензокольца происходит деформация площадок
с появлением сжимающих усилий с одной
стороны площадки и растягивающих усилий - с другой
стороны. Деформация площадок вызывает
деформацию тензодатчиков, наклеенных на площадки,
и изменение их сопротивления, что
контролируется соответствующей аппаратурой.
Для проведения испытания по замеру осево-
го усилия на двигателе фис. 4.9) опора 1
шарикоподшипника и сам шарикоподшипник 2
дорабатываются под установку тензоколец 3
справа и слева от наружной обоймы подшипника.
Сигналы с тензодатчиков этих колец выводятся
на стендовую контрольно-записывающую
аппаратуру и непрерывно записываются во время
испытания. При наличии осевой силы,
направленной вперед, деформируется переднее тензо-
152

4.1. Усилия, действующиевГТД
A-A
Осевая сила
о2
Рис. 4.8. Тензометрическое кольцо с тензодатчиками:
1 — упругое кольцо; 2 — тензодатчики; 3 — опорные площадки выступов
кольцо и, наоборот, при появлении осевой силы,
направленной назад, деформируется заднее
тензокольцо. Степень деформации тензоколь-
ца зависит от величины осевого усилия и
определяет уровень контрольного сигнала. Перед
испытанием в лабораторных условиях проводят
тарировку кольца, т.е. определяют зависимость
уровня контрольного сигнала от величины
задаваемого осевого усилия.
Рис. 4.9. Опора шарикоподшипника с тензокольцами
для замера осевого усилия: 1 - опора (корпус); 2 -
шарикоподшипник; 3 — кольца с тензодатчиками; 4 — вал
На рис.4.10 вкачестве примера показано
фактическое изменение осевой силы на роторе
низкого давления во всем диапазоне работы двигателя
ПС-90А, замеренное во время наземных испытаний.
Осевая сила при всех условиях работы направлена
в одну сторону (по направлению полета).
Для объяснения характера изменения осевой
силы, действующей на шарокоподшипник (далее
просто ОС), напомним, что она является малой
^подш
Закрытие заслонки перепуска
воздуха за подпорными
ступенями КЦЦ
симальныи
dM
Закрытие клапанов
перепуска воздуха
за 6-й и 7-й ступенями КВД
Рис. 4.10. Осевая сила на роторе низкого давления
двигателя ПС-90А
153

Глава 4. Силовые схемы ГТД
разностью больших усилий, действующих на
роторы компрессора и турбины.
Осевые усилия, действующие на компрессор
и турбину, являются суммой большого числа
газостатических и газодинамических сил, при-
ложенных к отдельным элементам или деталям
ротора. При изменении режима работы двитате-
ля происходят непропорциональные изменения
составляющих осевого усилия. Особенно
заметное влияние на эти изменения оказывает
закрытие (открытие) отборов воздуха за различными
ступенями компрессора, связанное с
необходимостью повышения устойчивости работы КВД
и КНД на различных режимах работы двигателя.
Как видно из рис. 4.10 на низких режимах
работы двигателя, до закрытия клапанов перепуска
за 6-й и 7-й ступенями КВД, по мере увеличения
режима работы и параметров двигателя более
интенсивным был рост газовых сил
«компрессорной» части ротора и суммирующее усилие
(«осевая сила»), направленное «вперед», также
увеличивалось. После закрытия клапанов
перепуска за 6-й и 7-й ступенями КВД более
интенсивным стал рост газовых сил «турбинной»
части ротора и осевая сила стала уменьшаться при
увеличении режима работы. Эта закономерность
сохранилась несмотря на скачкообразное
увеличение осевой силы в момент закрытия заслонок
перепуска воздуха за КНД.
Аналогичным образом можно объяснить
изменение осевой силы, действующей на шарико-
Fa
Закрытие заслонки перепуска
воздуха за подпорными
ступенями КНД
Максимальный
Малый газ
Закрытие клапанов
перепуска воздуха
за 6-й и 7-й ступенями КВД
Рис. 4.11. Осевая сила на роторе высокого давления
двигателя ПС-90А
подшипник ротора ВД, хотя характер изменения
ее противоположен (рис. 4.11).
Сумма осевых усилий, приложенных краз-
личным узлам двигателя, численно равна тяге,
развиваемой ГТД.
На рис. 4.12 показано расчетное распределение
сил, действующих на узлы двигателя ПС-90А на
максимальном режиме работы в земных
условиях. Внутренние усилия в элементах конструкции
<=
27,3%
64,2%
200,0%
L72,1%
17,3%
32,3%
107,1%
< ' <
585,8%O
*XF
а вперед
2F,
аназад
100%<3=- Тяга
485,8%
Рис. 4.12. Осевые силы, действующие на узлы двигателя ПС-90А
154

4.1. Усилия, действующиевГТД
двигателя значительно превышают те усилия,
которые передаются на силовые элементы самолета
или рамы (для наземных установок). Правильное
определения этих усилий, построение реальных
схем воздействия сил на каждую отдельную oc-
новную деталь силовой схемы двигателя
позволит принимать оптимальные решения как с точки
зрения прочностных и ресурсных, так и с точки
зрения массовых показателей для этих деталей.
4.1.2. Крутящие моменты
от газовых сил
С достаточной точностью крутящие момен-
ты от газовых сил, возникающие на лопатках
рабочих колес (PK) и НА можно вычислить на
основе треугольников скоростей на среднем
радиусе ступени перед и за соответствующими
элементами [4.1]. Таким образом, для PK и НА
компрессора (рис.4.13) расчетные формулы
можно записать следующим образом:
M^K = m(R, C1TT-R, СЛХ
кр v 2cp 2U lcp Ш/?
Mm = m(R, С..-Я, С„1
кр v Зср Ъи 2cp 2U'7>
D21)
D.28)
где m-расход воздуха (газа); 7?lcp, R2cp, R3cp -
средний радиус проточной части перед и за PK или
НА; Сш, C2U, C3U - окружная скорость воздуха
(газа) на среднем радиусе.
Как видно из формул, крутящие моменты
равны разности моментов количеств движения
воздуха относительно оси вращения ротора.
m
с
PK
f
f
r
f
НА
с,
Рис. 4.13. Определение крутящего момента на лопатках
компрессора
Для PK момент имеет положительный знак,
что означает подвод энергии к воздушному
потоку и увеличение кинетической энергии враща-
тельного движения воздуха. Окружное усилие
и момент на рабочем колесе от воздействия
воздуха направлены против направления вращения.
Для НА момент получается с отрицательным
знаком, что означает уменьшение кинетической
энергии вращательного движения и переход ее
в давление. Окружное усилие и момент,
действующие на НА, направлены в сторону вращения PK.
Крутящие моменты, действующие на ротор
и корпус компрессора, суммируются, начиная
с первой ступени. Наибольшие крутящие момен-
ты действуют за последней ступенью
компрессора. Крутящий момент для любого промежуточного
сечения ротора или корпуса определяется как сум-
ма моментов всех предыдущих ступеней. Расчет
этих моментов необходим для оценки прочности
элементов конструкций ротора и корпуса.
Величины крутящих моментов, действующих
на ротор и статор турбины, определяются
аналогичным образом. Но процессы, происходящие
в турбине, носят противоположный характер,
а следовательно, направление действия крутящего
момента будет направлено в другую сторону.
4.1.3. Инерционные силы
и моменты
Инерционные силы и моменты возникают
в деталях двигателя от статической и
динамической неуравновешенности роторов, а также от
изменения скорости и траектории самолета, на
котором закреплен двигатель.
Неуравновешенные силы и моменты роторов
двигателя передаются на корпуса через
подшипниковые опоры. Направление действия этих сил
меняется во времени, а величины этих сил
пропорциональны квадрату частоты вращения
ротора. Благодаря высокой точности балансировки
роторов амплитуды этих сил и моментов
невелики. Однако, действуя с высокой частотой, они
способны вызывать вибрации корпусов и усталостные
повреждения в них. Более подробно вопросы
статической и динамической неуравновешенности
роторов рассмотрены в подразд. 14.5.
При разгоне и торможении самолета
появляется дополнительная осевая сила (к силе
обусловленной газовыми нагрузками), нагружающая
ротор двигателя и передаваемая на корпус через
упорные подшипники. Значение этой силы мо-
жет превышать массу ротора в несколько раз.
Кроме того, эта дополнительная сила нагружает
узлы крепления двигателя к самолету.
При отклонении траектории полета самоле-
та от прямолинейной возникает угловое
ускорение, которое вызывает гироскопический момент
155

Глава 4. Силовые схемы ГТД
и инерционные перегрузки. Величина гироско-
пического момента пропорциональна угловому
ускорению и частоте вращения ротора и может
быть определена как
Мг = /Qcosina, D.29)
где/- массовый момент инерции ротора
относительно оси его вращения; Q = 2nlx - средняя уг-
ловая скорость вращения самолета в
пространстве; т - время, необходимое для совершения
рассматриваемого поворота самолета на угол 360°;
со - угловая скорость вращения ротора; a - угол
между осями, вокруг которых происходит
вращение (как правило, при расчете берут наиболее
неблагоприятный случай с углом равным 90°).
При отсутствии точных данных момент
инерции ротора (кг • см • с) можно определять
приближенно по формуле
I=k(R/l000y, D.30)
где R - статическая тяга двигателя, кг; x = 1 - для
ротора с центробежным компрессором; x = 2 - для
ротора с осевым компрессором; к = 20.. .30.
Направление гироскопического момента
определяется по направлению действия поворотного
ускорения. При этом удобно пользоваться
правилом: гироскопический момент, возникающий при
отклонении самолета от прямолинейной
траектории, направлен таким образом, что под действием
его самолет стремится повернуться в
пространстве так, чтобы направления вращения с угловыми
скоростями со и Q, видимые от постороннего
наблюдателя, совпадали. На рис. 4.14 приведен
пример определения направления действия
гироскопического момента.
Гироскопический момент имеет весьма
большую величину. Он передается на корпус от ротора
через подшипники и опоры, вызывая в корпусах
и роторах напряжения изгиба. Для уменьшения
сил, действующих от гироскопического момента
на подшипники и опоры, расстояние между
последними выбирают как можно больше.
Угловую скорость вращения самолета можно
также определить по коэффициенту перегрузки.
При эволюциях самолета возникает
центробежная сила инерции ротора (см. рис. 4.14):
Pj=&rGlg = k,G, D.31)
где G - вес ротора; r - радиус кривизны; кх -
коэффициент перегрузки.
Принимая во внимание, что скорость полета
по траектории V= Qr, из выражения D.31)
можно найти величину Q.
Рис. 4.14. Определение направления действия
гироскопического момента на ротора двигателей самолета
О =hjg|V,
D.32)
где V— скорость полета самолета.
Для самолетов-истребителей величина
коэффициента перегрузки kx= 8...10 (десятикратная
перегрузка получается, в частности, при выходе
самолета из пикирования).
4.2. Силовые схемы роторов
Силовые схемы роторов отличаются
следующим:
- способом соединения дисков ступеней
компрессора и турбины между собой;
- числом и расположением опор;
- способом соединения роторов турбины
и компрессора для передачи крутящего момента
и осевых сил;
- способом фиксации осевого положения
роторов, исключающего их смещение и нарушение
осевых и радиальных зазоров между элементами
ротора и корпуса двигателя.
В зависимости от числа опор различают двух-,
трех-, четырехопорные роторы, а в зависимости
от числа роторов - одно-, двух- и трехвальные
двигатели. Двухопорные роторы применяются
при относительно коротких и жестких роторах
компрессора и турбины, чаще всего - в системе га-
зогенератора. Трехопорные роторы применяются
156

4.2. Силовыесхемыроторов
в конструкциях многоступенчатых компрессоров
и турбин, чаще всего - в системе наружных
каскадов двух- или трехвальных двигателей. Радиально-
упорный подшипник, воспринимающий разность
осевых нагрузок на компрессор и турбину,
стараются расположить исходя из соображений его на-
именьшей тепловой напряженности, т.е. в «холод-
ной» части двигателя, например в передней части
компрессора.
На рис.4.15 представлены примеры широко
применяемых силовых схем роторов авиацион-
ных двигателей:
- силовая схема роторов двигателя General
Electric CF-6-80 - двухвальная с двухопорным
ротором НД и четырехопорным ротором ВД;
- силовая схема роторов двигателя PW-2037 -
двухвальная с трехопорным ротором НД и двухо-
порным ротором ВД;
General Electric CF-6-80
кнд
tlitl
о
Ж
твд
тнд
WffW
иш
PW-2037
КВД
ПС-90А
Rolls-Rovce Trent 800
ТВД
тсд
ксд
тнд
w
Рис. 4.15. Примеры силовых схем роторов авиационных двигателей
157

Глава 4. Силовые схемы ГТД
- силовая схема роторов двигателя ПС-90А -
двухвальная с трехопорным ротором НД и трехо-
порным ротором ВД;
- силовая схема роторов двигателя Rolls-Royce
Trent 800 - трехвальная с трехопорным ротором
НД с межвальным расположением
шарикоподшипника, трехопорным ротором СД и двухопор-
ным ротором ВД.
Силовые схемы роторов ГТД наземного
применения значительно проще. Как правило, они
включают в себя одновальный ротор ВД
базового авиационного двигателя (с высокой степенью
унификации конструктивных решений) или
новый специально разработанный ротор.
4.3. Силовые схемы статоров
Силовые корпуса двигателей предназначены
для восприятия и суммирования усилий,
действующих в ГТД, и частичной передачи их в виде
силы тяги (двигатели воздушных судов) на сило-
вые элементы самолета или крутящего момента
(двигатели, как приводы к другим агрегатам)
на подмоторную раму.
К силовым корпусам ГТД относят
корпуса компрессора, камеры сгорания, турбины,
а также корпуса опор. Все эти корпуса
собираются в единую конструкцию - статор с
помощью фланцев, которые соединяются болтами,
шпильками, штифтами. К силовым корпусам
крепятся входные и выходные устройства дви-
гателя, коробки приводов, корпуса наружного
контура, устройства форсирования и реверса
тяги. На силовых корпусах размещаются узлы
крепления двигателя к самолету или к подмо-
торной раме.
Силовые схемы статоров одноконтурных
двигателей различаются в основном по виду
связи корпусов компрессора, камеры сгорания,
турбины и опоры заднего подшипника ротора.
На рис. 4.16 приведены четыре типовые схемы
статоров одноконтурного двигателя с трехопор-
ным ротором.
На всех схемах корпус 1 компрессора
непосредственно связан с корпусом 2 переднего
подшипника и корпусом 3 среднего подшипников
ротора. На схеме а корпус турбины 4 связан
с корпусом среднего подшипника ротора через
корпус 5 заднего подшипника ротора и корпус 6
газосборника. На схеме б задний подшипник
расположен за турбиной и его корпус 7 через корпус
1 1
\ _ \
nf*x
111
\
б
8
4
в
Рис. 4.16. Типовые схемы статоров одноконтурных авиацион-
ных двигателей: а - с «внутренней» связью; б - с «наружной»
связью; в — с комбинированной связью; 1 — корпус
компрессора; 2 - корпус переднего подшипника; 3 - корпус среднего
подшипника; 4 — корпус турбины; 5 — корпус заднего
подшипника; 6 - корпус газосборника; 7 - корпус заднего подшипника;
8 - корпус камеры сгорания
турбины и корпус 8 камеры сгорания связан с
корпусом среднего подшипника ротора. На схеме в
изображена разветвленная связь корпусов, при
которой к корпусу среднего подшипника ротора
независимо крепят корпус заднего подшипника
ротора, а через корпус камеры сгорания корпус
турбины.
В настоящее время нашли широкое
применение силовые схемы статоров типа б и в. Силовая
схема типа а широко не распространена на дви-
гателях с прямым потоком газа ввиду
относительно небольшой жесткости и сложности
конструктивного выполнения. Однако она
применяется на двигателях с петлевым потоком газа,
к примеру, на промышленных ГТД или двигате-
лях малой мощности.
Силовые схемы статоров двухконтурных дви-
гателей в основном являются развитием какой-
либо из вышеперечисленных схем с
включением в нее силового корпуса наружного контура.
Рассмотрим одну из таких схем статоров на
примере авиационного двигателя ПС-90А.
158

4.4. ОпорыроторовГТД
///
////
II 8 12 1 14
15 7
16
13 6
Рис. 4.17. Силовая схема статора двигателя ПС-90А: 1 - разделительный корпус; 2 - корпус КВД; 3 - наружный корпус
камеры сгорания; 4 - внутренний корпус камеры сгорания; 5 - корпус турбины; 6 - задняя опора; 7 - стойки (штыри) камеры
сгорания; 8 - опора шарикоподшипника ротора низкого давления; 9 - наружный корпус вентилятора; 10 - наружный корпус;
11,12,13 - опоры ротора низкого давления; 14,15, 76-опоры ротора высокого давления
В силовую схему статоров газогенератора
двигателя ПС-90А (рис.4.17) входят
разделительный корпус 7, корпус 2 КВД,
наружный корпус 3 и внутренний корпус 4 камеры
сгорания, корпус 5 турбины, задняя опора 6.
Наружный корпус и внутренний корпус каме-
ры сгорания жестко соединены между собой
стойками (штырями) 7. К силовой схеме
газогенератора через разделительный корпус
жестко присоединены силовые элементы
наружного контура - опора 8 шарикоподшипника
ротора низкого давления, наружный корпус 9
вентилятора, наружный корпус 10.
В двигателе применены трехопорная схема
ротора ВД и трехопорная схема ротора НД. Опоры
77, 72, 13 - опоры ротора НД, причем опора 77
служит для восприятия осевого усилия и
передачи его на корпус газогенератора. Опоры 14, 15,
16- опоры ротора ВД, причем опора 15 служит
для восприятия осевого усилия и передачи его на
корпус газогенератора. В опорах 77 и 15
установлены радиально-упорные шарикоподшипники,
в остальных опорах - роликовые подшипники.
Крепление двигателя ПС-90А к пилону само-
лета, передача силы тяги к силовым элементам
пилона осуществлены деталями системы
подвески (более подробно см. подразд. 4.5).
4.4. Опоры роторов ГТД
Опоры ГТД служат для передачи усилия от
вращающихся роторов к корпусам. Опоры
воспринимают значительные статические и
динамические усилия от валов двигателя. Они должны
обеспечивать достаточную жесткость силовой
схемы двигателя и необходимое центрирование
валов во всем диапазоне реализуемых нагрузок.
В настоящее время получили
распространение следующие типы опор:
- опоры жесткого типа, воспринимающие
усилия во всех направлениях;
- упруго-демпферные опоры,
устанавливаемые преимущественно на радиальные
подшипники;
- опоры межроторного типа.
К преимуществам опор первого типа можно
отнести достаточно простую конструкцию,
возможность передачи значительных осевых и
радиальных усилий. Недостатком жестких опор
является их большая чувствительность к тем-
пературному градиенту, что приводит к
значительному изменению посадки наружных колец
подшипников. К опорам жесткого типа
предъявляются высокие требования по точности
механической обработки посадочных мест под
подшипники.
К преимуществам опор второго типа
можно отнести возможность самоустановки опоры
в процессе работы, меньшую массу, чем у опор
первого типа, возможность некоторого
демпфирования передаваемых усилий, меньшую
чувствительность к температурным градиентам.
Недостатки опор данного типа - относительная
сложность конструкции, ограничение
использования из-за гибкости. Проявление
динамических явлений в таких опорах требует их доводки
в процессе разработки.
159

Глава 4. Силовые схемы ГТД
Опоры межроторного типа не нуждаются
в прямой связи с корпусами двигателя. Они
передают нагрузку на силовые корпуса через тот
ротор, на который опираются. Опоры этого типа
наиболее компактны, но требуют серьезной
конструктивной проработки и доводки. Они имеют
самую сложную систему подачи и отвода масла
к подшипнику - детали систем подвода и отвода
масла размещаются во вращающихся валах.
4.4.1. Конструктивные элементы
опор ГТД
Конструкции опор ГТД весьма разнообразны.
Они учитывают индивидуальные особенности
конкретного двигателя и практически не
повторяются вразличных разработках. Однако при
всем конструктивном разнообразии в
конструкции опор всегда можно выделить группы эле-
ментов (или деталей), имеющих единое
функциональное назначение.
В общем случае в своем составе опора ГТД
(рис. 4.18) обязательно содержит основные эле-
менты - статорную и роторную части и подшип-
ник. Статорная (корпусная) часть 1 опоры -
передает усилия от неподвижного кольца подшип-
ника на корпуса двигателя. Роторная часть 2
опоры - передает усилия от ротора двигателя на
подвижное кольцо подшипника. Подшипник 3
опоры - сопрягает подвижный ротор и непод-
вижный корпус, передает усилия от роторной
к статорной части опоры. Все эти элементы
1
Рис. 4.18. Опора ГТД: 1 - статорная часть опоры;
2 - роторная часть опоры; 3 - подшипник; 4 - фланец;
5 - опорная гайка
опоры являются силовыми, они обеспечивают
передачу усилий от ротора на статорную часть
двигателя.
Кроме силовых элементов в состав опоры мо-
гут входить отдельные элементы систем
обеспечения работоспособности подшипника, а именно:
- детали уплотнений масляной полости;
- детали системы смазки подшипника;
- детали наддува уплотнений масляной по-
лости;
- детали системы охлаждения опоры.
Деталями и узлами двигателя вокруг каждой
опоры создается замкнутое пространство, в
котором организована подача масла на подшипни-
ки и откачка масла. Это замкнутое пространство
называется масляной полостью опоры. Нередко
конструкция двигателя предусматривает одну
масляную полость для нескольких опор.
4.4.2. Статорная часть опоры
Основное назначение статорной части опо-
ры - установка неподвижного кольца подшип-
ника и восприятие усилий от этого кольца для
передачи на корпуса двигателя. На статорной
части опоры расположено посадочное место не-
подвижного кольца подшипника. К точности его
выполнения предъявляются специальные
требования по OCT1 00323-79 [4.2].
При проектировании статорной части опоры
необходимо учитывать, что жесткость опоры не-
посредственно влияет на величину допустимых
зазоров по торцам лопаток компрессора и тур-
бины, а следовательно, - на КПД этих узлов.
Можно выделить две основные группы опор,
в конструкции которых реализуются различные
требования по жесткости. Первая группа -
жесткие опоры. Вторая группа - опоры с упругими
элементами, размещенными под неподвижным
кольцом подшипника.
Жесткие опоры подшипника, входящие в
статор двигателя, могут быть выполнены двумя
различными способами. Они могут быть одним
целым с корпусом узла двигателя, в котором
размещена опора. При этом цельный корпус узла
может быть литой, штампованной или сварной
конструкции (примеры таких конструкций
приведены на рис. 4.34, 4.37).
По второму способу опоры могут иметь само-
стоятельный корпус с одним или более фланце-
выми соединениями с любым корпусом статора
двигателя фис. 4.40, 4.43, 4.44).
160

4.4. ОпорыроторовГТД
Когда жесткая опора выполнена заодно с
корпусом двигателя, в этот корпус нередко
запрессовывается стальная гильза, в которую и
устанавливается неподвижное кольцо подшипника
(рис.4.19,4.37).
Рис. 4.19. Применение запрессованной гильзы
в корпусе опоры ГТД: 1 - подшипник; 2 - корпус
узла двигателя; 3 - гильза
Если корпус имеет в радиальном направлении
большой градиент температуры, то для
сохранения посадки гильзы в корпусе опоры может ис-
пользоваться упругий элемент между холодной
частью корпуса, омывающейся маслом, и на-
ружной горячей частью корпуса. Ослабление
или полное исчезновение натяга запрессованной
в корпус гильзы происходит за счет температур-
ной утяжки от горячей части корпуса более xo-
лодной части, прилегающей к гильзе. Пример
конструкции с упругим элементом корпуса опо-
ры показан на рис. 4.35, 4.37.
При необходимости отстройки от резонансов
изгибных колебаний ротора или для компенса-
ции несоосности опор при многоопорных
схемах роторов ГТД в непосредственной
близости от неподвижного кольца подшипника могут
размещаться упругие, демпферные (сухие или
масляные) или упруго-демпферные элементы.
Более подробно описание конструкции и работы
упруго-демпферных элементов приведено в под-
разд. 4.5.7. Разнообразные конструктивные
варианты таких опор представлены в подразд. 4.4.7.1.
Следует напомнить, что реализация
демпфирования требует увеличения радиальных зазоров
по лопаткам компрессора и турбины, а это всегда
нежелательно с точки зрения КПД этих узлов.
Иногда с целью минимизации диаметральных
размеров опоры беговая дорожка для тел качения
подшипника организуется непосредственно на
поверхности корпуса опоры (см. рис. 4.44), т.е.
применяются специальные так называемые ин-
тегральные подшипники.
4.4.3. Роторная часть опоры
Основное назначение роторной части опо-
ры - установка подвижного кольца подшипника
и передача усилия от вала ротора на это подвиж-
ное кольцо. На роторной части опоры
расположено посадочное место подвижного внутренне-
го кольца подшипника. К точности выполнения
посадочного места предъявляются специальные
требования по OCT1 00323-79 [4.2].
Кроме этого, на роторной части опоры могут
быть расположены детали подвода масла, если
подача смазки организована через внутреннее
кольцо подшипника. Конструктивное исполнение
подобных решений представлено на рис. 4.44,
4.38, 4.43.
При установке подвижного кольца подшипника
с помощью пакета деталей, одна из которых
имеет резьбовое крепление к валу ротора,
необходимо обеспечить высокую точность опорных торцев
деталей пакета (минимальное биение) и
стабильность этого биения в процессе эксплуатации.
В некоторых случаях для обеспечения pe-
монтопригодности вала под внутреннее кольцо
подшипника запрессовывается стальная втулка
(см. рис. 4.33).
Для уменьшения размеров опоры, так же как
и для статорной части, применяются интеграль-
ные подшипники - вместо беговой дорожки под-
вижного кольца организуется беговая дорожка на
поверхности вала или специальной втулки, раз-
мещенной на валу. Примеры таких конструкций
приведены на рис. 4.35, 4.44.
4.4.4. Подшипники
Подшипники являются наиболее
ответственными элементами опор ГТД - именно
в них происходит непосредственный силовой
контакт между ротором и статором двигателя.
Подшипники ГТД должны обеспечивать
безотказную работу в течение требуемого ресурса
при заданных уровнях скоростей и нагрузок.
Поэтому для них необходимо обеспечить опре-
деленные условия смазки, охлаждения, а также
защиты от внешних неблагоприятных
воздействий (тепловых потоков, твердых частиц загряз-
нений и т.д.). Для осуществления этих
функций предназначены механические компоненты,
161

Глава 4. Силовые схемы ГТД
образующие масляную и внешние воздушные
полости опор, система смазки, а также система
наддува уплотнений и охлаждения опор.
4.4.4.1. ТипыподшипниковГТД
и их обозначения
В современных ГТД в основном применяют-
ся подшипники качения, обладающие по
сравнению с подшипниками скольжения рядом
преимуществ: меньшим коэффициентом трения,
большей устойчивостью к попаданию
загрязнений и работе с перекосом, меньшими размерами
по длине, меньшей потребностью в смазке,
возможностью работы в широком диапазоне частот
вращения.
Подшипники скольжения в ГТД применяются
в конструкции отдельных элементов двигателя
и агрегатов воздушной и масляной систем - в тех
местах, где требуется конструктивно обеспечить
минимальные радиальные размеры в зонах пар
трения (поворотные лопатки компрессора,
шестеренчатые насосы маслосистемы, заслонки
воздушных систем и т.д.).
Подшипники качения классифицируют по
следующим признакам:
1) по направлению воспринимаемой нагрузки
относительно оси вала - радиальные, радиально-
упорные, упорные;
2) по форме тел качения - шариковые,
роликовые.
В опорах роторов ГТД применяются, как
правило, однорядные шариковые ироликовые
подшипники с сепараторами. Наличие сепаратора
позволяет распределить тела качения (шарики,
ролики) равномерно по окружности. При этом
исключается их взаимное задевание (трение) и
обеспечивается стабильный процесс распределения
нагрузки фис. 4.20).
Е—3
а
Рис. 4.20. Типы подшипников ГТД: а - шариковый
подшипник - воспринимает все виды нагрузок;
6 - роликовый подшипник - воспринимает только
радиальные нагрузки
Соотношение габаритных размеров
подшипников качения определяет их серию: сверхлег-
кую, особо легкую, легкую, легкую широкую,
среднюю, среднюю широкую и тяжелую.
8 ГТД применяются преимущественно
подшипники сверхлегкой, особо легкой, легкой и средней
серий.
Для российских подшипников качения
характеристика типа и исполнения, точности
изготовления, его конструктивных особенностей
заложена в условном обозначении, узаконенном
государственным стандартом ГОСТ 3189-89[4.3].
Условное обозначение подшипника состоит
из основного и вспомогательного (рис. 4.21).
Основное обозначение- цифровое, максималь-
ное количество цифр - семь.
Порядковый номер цифр в основном
обозначении считают справа налево.
*1 - внутренний диаметр подшипника.
Число из первых двух цифр от 04 до 99,
умноженное на 5, даст внутренний диаметр подшипника.
Числа менее 04 обозначают внутренние диаметры:
00 - 10 мм, 01 - 12 мм, 02 - 15 мм, 03 - 17 мм.
*2 - серия подшипников по наружному диа-
метру:
9 и 8 - сверхлегкая,
1 и 7 - особо легкая,
2 - легкая,
5 - легкая широкая,
3 - средняя,
6 - средняя широкая,
4 - тяжелая,
5 - особо тяжелая (только для упорных
подшипников).
*3 - тип подшипника (форма тел качения и
направление воспринимаемой нагрузки):
0 - шариковый радиальный однорядный,
1 - шариковый радиальный сферический
двухрядный,
2 - роликовый радиальный с короткими ци-
линдрическими роликами,
3 - шариковый радиальный сферический двух-
рядный,
4 -роликовыйрадиальный с длинными цилин-
дрическими роликами или иглами,
5 - роликовый радиальный с витыми роликами,
6 - шариковый радиально-упорный,
7 - роликовый конический,
8 - шариковый упорный,
9 - роликовый упорный.
*4 - условное обозначение конструктивной
разновидности подшипника.
162

4.4. ОпорыроторовГТД
Вспомогательное обозначение
Основное обозначение
X X
г
X
X X
*.
*
*.
Класс точности
Ряд радиального зазора @ - основной ряд и т.д.)
Рис. 4.21. Условное обозначение подшипника
*5 - условное обозначение серии по ширине
и высоте подшипника.
*6 - условное обозначение материала деталей
подшипника (например *8, *9 и т.д.).
*7 - условное обозначение специальных
технических требований (например *10 и т.д.).
*8- P (P1, P2...)- детали подшипников из
теплостойких сталей.
*9 - Л (Л1, Л2...) - сепаратор из латуни.
*10- У (У1, У2...)- дополнительные
технические требования к шероховатостям
поверхности деталей, к радиальному зазору и осевой
«игре», к покрытию.
Пример расшифровки обозначений
подшипника. Подшипник 6-80202T2C15 - шариковый
радиальный однорядный с двумя защитными шай-
бами, изготовлен из стали ШХ-15 с габаритными
размерами по ГОСТ 7242-70 [4.4], по 6-му классу
точности, срадиальным зазором по основному
ряду, с температурой отпуска 250 °C (T2),
заполнен пластичной смазкой ВНИИ НП-207 (C15),
02 - внутренний диаметр подшипника,
равный 15 мм;
2 - серия наружного диаметра - легкая;
0 - тип подшипника - радиальный шариковый;
08 - конструктивная разновидность - с двумя
защитными шайбами;
0 - серия ширины - нормальная.
Дополнительно заводы-изготовители
авиационных подшипников указывают индивидуальный
номер подшипника и номер партии - год и месяц
изготовления подшипника.
Перед постановкой в изделие заводы-изгото-
вители авиационных двигателей маркируют
подшипники: указывается место установки и номер
двигателя (номер комплекта).
4.4.4.2. Материалы подшипников
Кольца итела качения подшипников
работают при значительных сосредоточенных
нагрузках, вызывающих высокие контактные
напряжения, в условиях многоциклового воздействия.
Одновременно рабочие поверхности этих деталей
подвергаются истиранию вследствие
проскальзывания, сопровождающего процесс вращения
подшипника.
Контактные напряжения в рабочих зонах мо-
гут достигать весьма больших значений (порядка
4000 МПа).
В связи с этим к подшипниковым материалам
предъявляется ряд специфических требований,
основное из которых наличие высокой
твердости. Твердость колец и тел качения
подшипников, как правило, должна быть не менее 59 HRC.
В ряде случаев для специфических условий
применения, когда нагрузки на подшипники
малы, допускается использование материалов,
имеющих твердость впределах 45...50HRC.
Кроме этого, подшипниковые материалы
должны обладать высокими прочностными
характеристиками, сопротивлением износу,
удовлетворительными усталостными свойствами,
вязкостью (сопротивлением хрупкому разрушению).
Для определенной группы подшипников
необходимо, чтобы материалы могли противостоять
воздействию повышенных температур и
агрессивных сред (тепло- и коррозионностойкие
подшипниковые материалы).
163

Глава 4. Силовые схемы ГТД
Материалы для деталей подшипников
характеризуются высокой структурной и размерной
стабильностью. Для достижения указанного комп-
лекса свойств необходимо, чтобы подшипниковые
материалы обладали минимальной
загрязненностью неметаллическими включениями,
удовлетворительной макроструктурой, отсутствием мик-
ронесплошностей, регламентированными струк-
турными характеристиками перлита, мартенсита,
карбидной составляющей и т.п. Принимая это во
внимание, подшипниковые материалы можно
разделить на три основные группы.
Первая группа- стандартные подшипнико-
вые материалы, включающие в себя высокоуг-
леродистые хромистые твердокалящиеся стали
и низкоуглеродистые легированные конструкци-
онные стали с поверхностным упрочнением.
Вторая группа - теплопрочные и коррозион-
но-стойкие высокоуглеродистые легированные
стали и сплавы.
Третья группа - неметаллические материалы.
При создании авиационных двигателей про-
слеживается тенденция кувеличению удельной
мощности, снижению массы и повышению
рабочей температуры деталей опор. Поэтому для
деталей авиационных подшипников в большинстве
случаев приходится использовать специальные
материалы. Например, к низколегированным xpo-
мистым сталям, широко применяемым в общем
машиностроении, прежде всего добавились кор-
розионно-стойкие стали, теплопрочные цементи-
руемые стали, а также различные виды керамики.
Отечественная промышленность при
производстве подшипников использует следующие ма-
териалы:
- ШХ15-Ш- хромистая высокоуглеродистая
твердокалящаяся сталь, изготавливаемая мето-
дом электрошлакового переплава. Подшипники,
изготовленные из этой стали, могут работать при
температуре до 120 °С. Для повышения рабочей
температуры подшипников необходима дополни-
тельная термообработка стали (отпуск при более
высокой температуре), но при этом твердость
стали уменьшается. В этом случае подшипники
из данной стали применяются при температурах
эксплуатации ниже 200 °С.
- 8Х4В9Ф2-Ш (ЭИ347Ш)- легированная
вольфрамом теплопрочная подшипниковая
сталь, изготавливаемая методом электрошлако-
вого переплава. Подшипники, изготовленные из
этой стали, могут работать при температуре до
450 °С, поэтому широко применяются в опорах
основных валов ГТД. По сравнению со сталью
ШХ15-Ш данная сталь менее технологична
и имеет более высокую стоимость.
- 95Х18-Ш- коррозионно-стойкая высокох-
ромистая сталь, изготавливаемая методом элект-
рошлакового переплава. В зависимости от темпе-
ратуры эксплуатации подшипников применяют
два варианта термообработки деталей: с низким
отпуском 15О...16О°С и сотпуском на
вторичную твердость при 400...420 °С. Подшипники из
данной стали применяются, как правило, в местах
не имеющих циркуляционной смазки (шарнирные
подшипники для крепления двигателя в мотогон-
доле, подшипники тросовой системы и т.п.).
В настоящее время для производства
авиационных подшипников качения иностранные
производители подшипников используют
следующие материалы:
- AISI 52100- высокоуглеродистая
хромистая сталь, получаемая методом вакуумно-дуго-
вого переплава. Подшипники, выполненные из
этой стали, могут работать при температуре до
120 °С. Для стабильной работы при более
высокой температуре (до 205 °С) необходима допол-
нительная термообработка стали, но при
высокой температуре твердость стали уменьшается.
Отечественный аналог - сталь ШХ15-Ш;
- M50- молибденовая тегшопрочная сталь.
Высокая чистота материала достигается методом
двойного вакуумного переплава (вакуумно-индук-
ционная выплавка с последующим вакуумно-дуго-
вым переплавом). В настоящее время M50 является
преобладающей сталью, используемой для
производства авиационных подшипников, работающих
при высокой температуре. Подшипники, выполнен-
ные из этой стали, могут работать при температуре
до 320 °С. У стали M50 существует «барьер», когда
из-за большой скорости вращения (приблизительно
при d 'N= 2,4 -106 (мм • об/мин), где d - внутренний
диаметр подшипника (мм), N— скорость вращения
вала (об/мин)), натяга при посадке и изгибающих
или деформирующих напряжений на дорожке
качения подшипника появляются окружные
растягивающие напряжения, превышающие ве-
личину 190 МПа. Эти напряжения увеличивают
общие напряжения материала, появляющиеся
вследствие контакта при качении, что
приводит к усталостному выкрашиванию и
растрескиванию вращающегося кольца. Подшипники,
выполненные из стали M50, рекомендуется
использовать при dN до 2-106 (мм-об/мин).
В отечественной подшипниковой промышленности
164

4.4. ОпорыроторовГТД
применяется аналог - высоковольфрамовая теп-
лопрочная сталь ЭИ347-Ш;
- M50 Nil - цементируемая сталь, основанная
на стали M50, со сниженным содержанием угле-
рода @,12%). Так же как иМ50, сталь M50Nil
получается методом двойного вакуумного
переплава. Эта сталь рекомендуется для при-
менения при значении параметра dN от 2 -106
до 2,4 -106 (мм -об/мин). Стойкость стали к на-
пряжениям растяжения достигается благодаря
тому, что при цементации в цементируемом слое
возникают остаточные сжимающие напряжения.
В отечественной промышленности нет тешю-
прочных цементируемых подшипниковых сталей;
- M50 SuperNil - это сталь M50 Nil, термооб-
работанная по специальному технологическому
процессу. Врезультате специальной
термообработки остаточные внутренние сжимающие напря-
жения получаются больше, чем у стали M50 Nil.
M50 SuperNil рекомендуется для применения при
d-Nvr 2,5 -106 до 3 -106 (мм-об/мин);
-AISI440C - коррозионно-стойкая сталь,
имеющая незначительную усталостную прочность
в связи с низкой твердостью из-за особенностей
структуры материала (наличие избыточных
карбидов). Применение этой стали в авиационной
промышленности ограничено. Отечественный
аналог - сталь 95X18;
- Cronidur 30 - азотируемая мартенситная
нержавеющая сталь. Этот материал, созданный
в Германии для подшипников качения,
продемонстрировал улучшение коррозионной
стойкости в сто раз по сравнению с AISI440C и в пять раз
увеличение срока службы подшипников по
сравнению со сталью M50. Cronidur 30 отличается от
применяемых для подшипников сталей высоким
содержанием хрома.
Из керамических материалов, используемых
для производства высокоскоростных
подшипников качения, лучше всего зарекомендовал себя
нитрид кремния /Si3N4/. Особенности этого
материала- высокая прочность, высокая
твердость, коррозионная стойкость и низкая плот-
ность - позволяют применять его при более
высоких температурах и снизить массу. В то же
время увеличение срока службы может быть
достигнуто путем снижения тепловыделения, на-
пряженности материала и износа подшипника.
Коррозия может быть полностью исключена как
причина отказа.
В настоящее время нитрид кремния широко
используется для изготовления подшипников.
Наибольший эффект дают комбинированные
подшипники (подшипники с керамическими те-
лами качения и стальными кольцами).
Чисто керамические подшипники из-за
высокой стоимости применяются только в особых
случаях: при работе без смазки в условиях очень
высоких температур. Вследствие этого их примене-
ние в авиации в обозримом будущем ограничено.
Для изготовления сепараторов авиацион-
ных подшипников используются следующие
материалы:
- безоловянистые бронзы;
- латунь;
- магниевый чугун;
- стали, имеющие закалку до 35.. .40 HRC3;
- алюминиевые сплавы;
- текстолит.
При этом сепараторы из алюминиевых спла-
вов и текстолита используются в подшипниках,
рабочая температура которых не превышает
150 °С. Для остальных материалов рабочая тем-
пература может быть 300 °С и выше.
В отдельных случаях (например, в подшипни-
ках главных валов) на сепараторы наносят анти-
фрикционное покрытие:
- свинцово-оловянистое (при рабочей тем-
пературе до 250 °С);
- серебро (при рабочей температуре 300 °С
и выше).
Коэффициент теплового расширения
материала сепаратора должен быть близок, насколько
это возможно, к коэффициенту теплового
расширения материалов наружного и внутренне-
го колец, а также тел качения подшипника. Это
необходимо для обеспечения стабильных (или
минимально изменяемых) зазоров в подшипнике
в процессе работы.
4.4.43. Условияработы и особенности
конструкции подшипников ГТД
В ГТД подшипники опор работают в условиях
сравнительно высоких радиальных и осевых на-
грузок, высоких окружных скоростей. Кроме того,
на работоспособность подшипников оказывают
значительное влияние такие факторы, как темпе-
ратурное состояние опоры, организация подачи
смазки на тела качения, наличие частиц загрязне-
ний в масле, точность изготовления, а также
конструктивные особенности непосредственно самих
ПОДШИПНИКОВ.
В опорах роторов ГТД применяются
исключительно подшипники качения: однорядные ша-
165

Глава 4. Силовые схемы ГТД
риковые - для восприятия радиальных и осевых
нагрузок и однорядные роликовые - для
восприятия радиальных нагрузок. Основные типы
и конструктивные особенности шариковых
подшипников показаны на рис. 4.22.
Подшипник а применяется как радиально-
упорный. Радиус беговой дорожки в нем
несколько больше радиуса шара. Под действием осевой
силы в подшипнике линия контакта смещается
на угол контакта а, величина которого и
определяет величину нагрузки. Направление
воспринимаемых нагрузок - радиальных и осевых - в обе
стороны. Величина допустимой осевой нагрузки
может достигать до 70 % от неиспользованной
допустимой радиальной нагрузки.
Подшипник б имеет разъемное наружное
кольцо с большой глубиной канавки и
увеличенный угол контакта а, что позволяет
воспринимать большие радиальную и осевую нагрузки.
В таких подшипниках шарики имеют контакт
с беговыми дорожками в трех точках, их
называют трехточечными.
Подшипник в имеет разъемное внутреннее
кольцо с двумя точками контакта и неразъемное
наружное кольцо со специальным профилем бе-
говой дорожки, который также обеспечивает
контакт с шариком в двух точках с увеличением угла
контакта а. Такие подшипники (с четырехточеч-
ным контактом) могут воспринимать еще более
высокие радиальные и осевые нагрузки. Однако
следует учитывать, что увеличение точек
контакта не проходит бесследно и приводит к
увеличению тепловыделения при работе подшипника,
что требует, в свою очередь, увеличения подачи
а
а
масла для обеспечения съема тепла. Подшипники
с четырехточечным контактом обеспечивают
восприятие максимальных радиальных и осевых
нагрузок при минимальном осевом люфте
подшипника.
Нередки случаи, когда отдельные элементы
подшипников проектируются с учетом
индивидуальных особенностей конструкции опор,
требований технологии и т.д. На рис. 4.22
приведены такие конструктивные особенности
подшипников. Подшипник г имеет наружное кольцо
с отверстиями для подачи масла для смазки
шаров. Аналогичные отверстия могут выполняться
на внутренних кольцах подшипников. Наружное
кольцо подшипника d имеет фланец для
крепления к корпусу опоры. Подшипник e имеет на
наружном кольце специальный буртик для
крепления съемного приспособления для демонтажа
подшипника.
Основные типы роликовых подшипников,
применяемых в ГТД, приведены на рис. 4.23.
На подшипниках а и б осевая фиксация роли-
ков осуществлена бортами, расположенными на
подвижном внутреннем кольце и на неподвижном
наружном кольце соответственно. Уроликовых
подшипников для компенсации значительных
температурных перемещений вала или
корпусных деталей внутреннее или наружное кольцо
могут выполняться значительно более
широкими. Учитывая большую степень интеграции
подшипниковых узлов в конструкцию опор,
довольно часто роль наружного или внутреннего кольца
возлагают на детали корпуса или ротора, что
позволяет уменьшить диаметральные размеры опор.
а
в
Рис. 4.22. Типы и особенности шариковых подшипников, применяемых в ГТД: а - двухточечный; 6 - трехточечный
с разъемным наружным кольцом; в - четырехточечный с разъемным внутренним кольцом; г - с подводом масла через
наружное кольцо; d - с фланцевым креплением наружного кольца к корпусу опоры; e - с технологическим буртом для
демонтажа
166

4.4. ОпорыроторовГТД
a
б
в
Рис. 4.23. Типы роликовых подшипников, применяемых в ГТД: а - с фиксацией роликов
на внутреннем кольце; 6 - с фиксацией роликов на наружном кольце; в - без внутреннего
кольца, с подводом масла через наружное кольцо; г - без наружного кольца, с подводом
масла через внутреннее кольцо
В этом случае применяют подшипники в и г. На
этих же исполнениях на кольцах подшипника по-
казаны отверстия для подвода масла на ролики.
Важным элементом конструкции подшип-
ника, определяющим ero работоспособность,
является сепаратор, в частности его центровка.
Центрировать сепаратор можно как по наруж-
ному, так и по внутреннему кольцу. В каждом из
этих способов есть свои преимущества и свои
недостатки.
При центровке сепаратора по внутреннему
кольцу (рис. 4.24) происходит следующее: под
действием неуравновешенной силы P сепаратор
прижимается к кольцу, его внутренняя
поверхность будет изнашиваться в секторе, который
был легким. Таким образом, легкая часть
сепаратора будет становиться еще более легкой, а не-
уравновешенная сила сепаратора с центровкой
1
\
\
Износ
\
>
\
У/
>
\
"г- -
\
\
7
Сепараторы
Рис. 4.24. Места износа сепаратора роликового подшипника:
а — при центровке по наружному кольцу; 6 — при центровке
по внутреннему кольцу
по внутреннему кольцу в процессе износа будет
увеличиваться. При центровке по внутреннему
кольцу температурное расширение сепаратора
приводит кувеличению зазора между кольцом
и сепаратором, что исключает возможность за-
клинивания последнего.
При центровке сепаратора по наружному
кольцу (см. рис. 4.24) явление износа сепаратора
в «тяжелом» секторе приводит к уменьшению не-
уравновешенной силы. Отрицательной стороной
такой центровки является то, что при изменении
температурного режима работы подшипника воз-
можно расширение сепаратора с уменьшением
зазора между ним и наружным кольцом до нуля
с последующим заклиниванием сепаратора в на-
ружном кольце.
Необходимо отметить, что центровка
сепаратора по наружному кольцу улучшает условия
смазки, так как появляется возможность подачи
масла в увеличенный зазор между сепаратором
и внутренним кольцом, уменьшает удельное дав-
ление на поверхности центрирования,
обеспечивает лучший отвод тепла от подшипника через
более холодное наружное кольцо.
Для работы подшипника важное значение
имеет точность и качество изготовления как ca-
мих подшипников, так и посадочных мест на ва-
лах и корпусах под эти подшипники, получение
строго определенной геометрической формы,
минимальной эксцентричности и требуемой
шероховатости посадочных поверхностей.
Надежная работа подшипников
обеспечивается правильным подбором зазоров между
телами качения и кольцами с учетом
необходимости работы в широком диапазоне нагру-
зок и температур. Заниженные зазоры, пере-
167

Глава 4. Силовые схемы ГТД
ходящие в натяг при определенных
температурных условиях, могут привести к большим
контактным напряжениям с последующим вы-
крашиванием материала тел качения и колец.
Завышенные зазоры могут привести к про-
скальзыванию тел качения с сопутствующими
процессами повышенного износа.
Как показывает практика, на подшипники
должны постоянно действовать нагрузки,
достаточные для предотвращения в них проскальзыва-
ния на всех рабочих и переходных режимах
работы двигателя, в том числе и на режимах запуска
и сброса частоты вращения. С достаточной для
инженерной практики точностью можно считать,
что 30...40 % номинального натяга при посадке
наружного кольца вкорпус опоры и70...90%
номинального натяга при посадке внутреннего
кольца на вал идет на уменьшение начального
радиального зазора в подшипнике. Как прави-
ло, процесс подбора зазора в подшипниках - это
тонкий и длительный процесс, во многом
определяемый опытной и экспериментальной
доводкой авиационного двигателя.
В настоящее время широкое распространение
получила практика проектирования специаль-
ных подшипников разработчиками двигателей.
В этом случае подшипники индивидуальной
конструкции оптимально интегрируются в опо-
ры двигателя, позволяя упростить конструкцию,
улучшить массовые характеристики при
сохранении или даже улучшении показателей
долговечности и надежности.
4.4.4.4. Основные дефекты
подшипниковых узлов
Выход из строя подшипников является одним
из самых тяжелых по своим последствиям прояв-
лением дефектов авиационного двигателя.
В основном выход подшипников из строя
обусловлен усталостным выкрашиванием
материала на дорожках качения колец и телах каче-
ния. Начальными дефектами, по которым
развивается выкрашивание материала, являются
коррозия, намятины и риски, прорыв масляной
пленки, высокие контактные напряжения, при-
жоги при проскальзывании, дефекты материала
ПОДШИПНИКОВ.
Кроме этого, к выходу подшипников из строя
приводит разрыв сепаратора, фреттинг-коррозия
по посадочным поверхностям, износ подшипни-
ков без усталостного выкрашивания.
Результаты анализа проявления дефектов под-
шипников, атакже причины, вызывающие вы-
шеперечисленные дефекты и способы их
устранения представлены в табл. 4.1.
Кроме того, на работоспособность подшипни-
ка влияет ряд факторов, а именно:
1) производственные, обусловленные
точностью изготовления и особенностями технологии
сборки:
- перекосы внутреннего и наружного подшип-
ника относительно друг друга, изменяющие кине-
матику подшипника и, связанное с этим, дополни-
тельное взаимодействие элементов подшипника;
- забоины на телах качения, наносимые при
сборке из-за несовершенства технологии или
невнимательности сборщика, влияющие на pe-
альные (фактические) зазоры и возможный до-
полнительный распор в подшипнике,
инициирующий начало выкрашивания;
2) эксплуатационные, обусловленные попада-
нием в зону контакта между телами качения:
- фрагментов грязи, заносимых смазкой;
- твердых частиц - продуктов износа,
выкрашивания или разрушения других элементов,
заносимых смазкой или с наддуваемым в опору воздухом;
3) дополнительные нагрузки в подшипнике
при транспортировке, приводящие к микроде-
формации поверхности беговых дорожек колец
ПОДШИПНИКОВ.
Влияние этих вредных факторов устраняется
следующими мероприятиями:
- соблюдение дополнительных конструктор-
ско-технологических требований к процессам
изготовления, сборки, эксплуатации двигателя,
введение в конструкцию двигателя регулировоч-
ных элементов для устранения несоосностей, пе-
рекосов подшипников;
- оснащение процесса сборки специальными
приспособлениями, исключающими получение
забоин на подшипниках;
- дополнительная очистка воздуха, подавае-
мого на наддув уплотнений;
- ужесточения условий транспортировки (на-
пример, запрет перевозки железнодорожным
транспортом или контроль уровня перегрузок
при транспортировке).
В большинстве случаев к выходу подшипни-
ков из строя приводит сочетание нескольких не-
благоприятных факторов, например, сочетание
высокой нагрузки, высокой температуры и нали-
чия частиц загрязнения в масле и в воздухе, по-
168

4.4. ОпорыроторовГТД
Таблица 4.1
Дефекты подшипников ГТД
Наименование
дефекта
Намятины
ириски
Прорыв
масляной пленки
Повышенные
контактные
напряжения
Прижоги
при
проскальзывании
Дефекты
материала
подшипников
Разрыв
сепаратора
Фретгинг-
коррозия
Износ
подшипников
Коррозия
Причины дефекта
Попадание с маслом в подшипники стружки
и абразивных частиц, оставшихся в полостях
при изготовлении деталей и узлов двигателя
Попадание продуктов приработки
лабиринтных уплотнений, поступающих с
прорывающимся через уплотнения воздухом в
подшипники
Температура деталей подшипников при работе
превышает максимально допустимую рабочую
температуру масла
Работа подшипника с нагрузкой,
превышающей расчетную. Выборка зазора в подшипнике
при работе
Отсутствие нагрузки на подшипник
Наличие в материале подшипников
неметаллических включений
Прижоги на деталях подшипников при
шлифовании
Работа подшипника с перекосом
Потеря посадочного натяга на валу,
проворачивание подшипника в корпусе вследствие
неправильно выбранной посадки
подшипника, либо ослабление затяжки гайки
Потеря посадочного натяга на валу,
проворачивание подшипника в корпусе вследствие
увеличения размеров подшипников при работе
с температурой, превышающей рабочую (для
сталей ШХ15, 95X18)
Работа подшипников на загрязненном масле
Работа подшипников с проскальзыванием
Несоблюдение правил хранения и
консервации как подшипников, так и двигателей
в целом
Способ устранения дефекта
Ужесточение контроля за чистотой деталей и узлов,
поступающих на сборку. Исключение застойных зон в
деталях маслосистемы, из которых невозможно удалить
загрязнения. Исключение попадания абразивных частиц
в масло систему на участках сборки (применение
заглушек, чехлов и т.п.)
Применение покрытий, исключающих образование
абразивных частиц. Внедрение конструкции уплотнений опор,
обеспечивающей защиту подшипников от попадания
в них загрязнений, поступающих с прорывающимся
через уплотнения воздухом (применение защитных
гребешков и т.п.). Обеспечение чистоты наддувающего воздуха
(выбор мест отбора, применение воздухоочистителей)
Применение масел, имеющих более высокую рабочую
температуру. Снижение температуры деталей
подшипников (применение теплоизоляции). Применение
теплообменников, снижающих температуру масла и
наддувающего воздуха
Стабилизация действующей на подшипник нагрузки.
Применение подшипника с оптимальным зазором,
исключающим работу подшипника с натягом
Стабилизация действующей на подшипник нагрузки.
Применение подшипников специальной конструкции
Применение подшипников из сталей электрошлакового
и вакуумного (двойного вакуумного) переплава
Соблюдение технологии изготовления подшипников.
Внедрение неразрушающих видов контроля для выявления
повышенных остаточных напряжений
Устранение перекоса при работе подшипника
Снижение температуры деталей подшипников.
Оптимизация подачи масла. Применение подшипников из
теплостойкой стали
Увеличение посадочного натяга. Увеличение момента
затяжки гайки
Применение в маслосистеме фильтров более тонкой
очистки
См. прижоги при проскальзывании
Соблюдение правил хранения и консервации
169

Глава 4. Силовые схемы ГТД
падающем в масляную полость через
лабиринтные уплотнения.
Говоря о дефектах подшипников необходимо
отметить, что при работе подшипника в
«комфортных условиях» (высокая чистота масла,
относительно невысокие температуры и оптималь-
ные нагрузки) подшипник качения становится
практически «вечным».
С целью своевременного диагностирования
состояния подшипников на авиационных двига-
телях применяются специальные системы
контроля, позволяющие отследить начальные
стадии проявления дефекта. В частности, в линиях
откачки масла от узлов подшипников
устанавливаются фильтры-сигнализаторы и магнитные
сигнализаторы стружки, которые в случае
появления стружки в масле дают сигнал оповещения
в кабину пилота. Также в линиях откачки масла
устанавливаются магнитные пробки, которые
регулярно осматриваются в процессе
эксплуатации для контроля появления стружки. Появление
стружки на магнитной пробке позволит точно
определить место расположения дефектного
подшипника, так как каждая магнитная пробка
конструктивно привязана к линии откачки от
конкретной опоры (подшипника).
Кроме того, в настоящее время, например, на
двигателе ПС-90А внедрен периодический
контроль проб масла из двигателя для определения
в нем количества металла. Увеличение
количества металла в масле является сигналом для
проявления особого внимания к работе опор двига-
теля, ужесточению контроля другими методами
диагностики, а в случае превышения
установленной нормы двигатель может быть отстранен
от эксплуатации.
4.4.5. Элементы систем обеспечения
работоспособности подшипников
Конструктивно опора ротора ГТД
представляет собой сложный узел, в который кроме силовых
элементов входят и отдельные элементы систем
обеспечения работоспособности подшипников,
а именно:
- детали систем смазки подшипников;
- детали уплотнений масляных полостей;
- детали системы наддува уплотнений и
охлаждения опоры.
Конструктивные особенности силовых
элементов опор (корпусная и роторная части опоры,
подшипник) рассмотрены в предыдущих
разделах. В этом разделе остановимся более подробно
на работе и конструктивном исполнении деталей
систем, обеспечивающих оптимальные условия
работы наиболее нагруженной части опоры -
подшипника.
Надежная и безотказная работа подшипников
роторов ГТД во многом обеспечивается
организацией подачи масла в узлы опор. Масло,
подаваемое в больших количествах на подшипники
(от нескольких десятков до нескольких сотен
килограммов в час в зависимости от размера
подшипника, частоты вращения ротора, места
расположения и величины воспринимаемых им
нагрузок), предназначено не только для смазки
трущихся частей, но и для отвода от них тепла.
В условиях работы на двигателе рост
температуры подшипника обусловлен «внутренним»
нагревом подшипника и внешним подводом теп-
ла. «Внутренний» нагрев подшипников качения
вызывается упругой деформацией тел качения
и беговых дорожек колец при приложении к ним
нагрузок. При этом происходит деформация на-
гружаемых участков и последующее
возвращение их в исходное состояние. Внутреннее трение
между частицами металла в таком процессе
приводит к выделению тепла. Кроме того,
подшипники, расположенные в «горячих зонах» двигателя
(в районе камеры сгорания и турбины),
испытывают значительный дополнительный подогрев от
горячих деталей, что приводит к необходимости
организации повышенного теплосъема с
помощью прокачиваемого масла.
Максимальная эффективность работы
подшипника достигается при постоянном наличии
масляной пленки между поверхностями
контакта наружного и внутреннего кольца и телами
качения. Для того чтобы выполнить это
условие и обеспечить постоянное наличие масляной
пленки, желательно обеспечить прямую и
непрерывную подачу масла на контактирующие
поверхности деталей подшипника.
Практика показывает, что для этой цели лучше
подавать масло ввиде струек через
калиброванные отверстия в зазор между внутренним кольцом
подшипника исепаратором. Вэтом случае масло
хорошо омывает рабочую поверхность
внутреннего кольца, поверхности тел качения, под действием
центробежных сил попадает на беговую дорожку
наружного кольца, омывает ее и вытекает в масля-
ную полость опоры. Пример такого
конструктивного решения представлен на рис. 4.36.
Весьма эффективна подача масла на тела
качения через отверстия во внутреннем кольце
подшипника. Но конструктивно решить эту за-
170

4.4. ОпорыроторовГТД
дачу значительно сложнее, так как необходимо
организовать подвод масла через вращающийся
вал (см. рис. 4.33).
Надежность работы подшипников в
значительной степени зависит от уровня и
равномерности нагревания деталей подшипника. Разность
температур между внутренними и наружными
кольцами и по ширине колец подшипников
должна быть минимальной для исключения искажения
формы рабочих поверхностей подшипников из-
за температурного градиента. Для обеспечения
равномерного охлаждения подшипников подвод
масла рекомендуется организовывать с двух
сторон (см. рис. 4.37).
Вокруг каждой опоры детали иузлы ГТД
создают «замкнутое» пространство, вкотором
организуются процессы подачи масла на
подшипники и его откачки в масляную полость опоры.
К масляным полостям предъявляются
специфические требования.
1. Для исключения коксования масла
температура деталей в масляных полостях опор не
должна превышать предельно допустимую
температуру масла на всех режимах работы двигателя.
Выполнение этого требования обеспечивается
постановкой теплозащитных экранов или
кожухов на деталях масляной полости, введением
охлаждения деталей опоры продувкой
относительно холодным воздухом.
2. Внутри масляных полостей не должно быть
малоподвижных объемов масла, а также
застойных зон. Конструкция деталей внутри масляной
полости должна исключать наличие глухих
отверстий и «карманов».
3. Масляные полости опор должны обладать
необходимым объемом, не позволяющим
переполнять их масляно-воздушной смесью,
образующейся при работе подшипника. Форма мас-
ляных полостей, расположение и площадь
каналов откачки должны обеспечивать немедленное
удаление масляно-воздушной смеси из рабочей
зоны подшипника. Для полного удаления мас-
ла отверстие для слива и откачки должно быть
расположено в самой нижней точке масляной
полости. Необходимо учитывать, что объем
принудительно откачиваемой масляно-воздушной
смеси примерно в четыре раза больше, чем
объем масла, подаваемого в подшипник.
4. Масляные полости, расположенные в «го-
рячих» зонах двигателя, должны иметь мини-
мально возможную площадь поверхности с це-
лью снижения величины тепловых потоков,
передаваемых через стенки.
5. Уплотнения масляных полостей должны
обеспечивать надежную защиту, с одной
стороны, воздушных полостей двигателя от попадания
масла, а также его паров и аэрозолей, а с другой
стороны - самих масляных полостей от
попадания в них загрязнений, поступающих с
прорывающимся через уплотнения воздухом.
6. При применении наддува лабиринтных
уплотнений масляных полостей должен
обеспечиваться положительный перепад давлений на всех
режимах работы двигателя (включая
переменные), т.е. давление в масляной полости всегда
должно быть ниже давления наддува.
Подробно конструкция, расчет и особенности
работы уплотнений масляных полостей
рассмотрены в главе 13.
В подразд. 4.4.7 напримерероссийского двига-
теля ПС-90А и американского двигателя PW2037
показаны различные варианты конструктивного
исполнения опор.
4.4.6. Проектирование опор ГТД
Опоры ГТД как объект проектирования
представляют собой комплекс, состоящий из
механических компонентов конструкции двигателя,
а также элементов систем обеспечения
работоспособности подшипников. Основные элементы
опор ГТД представлены на рис. 4.25.
Одной из основных особенностей опор ГТД
является их глубокая геометрическая и
функциональная интеграция с конструкцией двигателя
и его систем, причем это касается как силовых
элементов, так и систем обеспечения
работоспособности подшипников. Границы между
опорами и остальными элементами двигателя могут
быть выделены, как правило, только условно.
Поэтому разработка опор должна проводиться
одновременно с разработкой как отдельных уз-
лов, систем, так и двигателя в целом на каждом
этапе проектирования ГТД.
Разработка опор ГТД представляет собой ком-
плекс конструкторских, расчетных и
экспериментальных работ, включающий:
1. Проектирование элементов опор (силовых
элементов, оболочек масляных и воздушных полостей,
элементов подвода масла к подшипникам и отвода
его из масляных полостей опор, уплотнений и т.д.).
2. Проектирование или подбор подшипников.
3. Расчет теплового состояния опор.
4. Расчет напряженно-деформированного
состояния элементов опор.
171

Глава 4. Силовые схемы ГТД
ОПОРЫ ГТД
Механические компоненты
Главные
компоненты
Прочие компоненты
Элементы систем
обеспечения
работоспособности
подшипников
Рис. 4.25. Основные элементы опор ГТД
5. Экспериментальные исследования
отдельных элементов опор и систем обеспечения
работоспособности подшипников на специальных
установках или двигателях.
Следует обратить внимание, что приведенный
перечень отражает лишь состав работ, при этом
он не определяет хронологическую
последовательность их выполнения.
Например, экспериментальные исследования
и доводка отдельных элементов опор и систем
обеспечения работоспособности подшипников на спе-
циальных установках могут проводиться на любом
этапе проектирования двигателя. То же самое мож-
но сказать и о расчетах отдельных элементов опор.
4.4.6.1. Исходные данные, ихразработка
Этапу собственно проектирования опор ГТД
предшествует этап формирования исходных дан-
ных, включающих в себя параметры силового
взаимодействия элементов опор, их теплового
состояния, атакже требования по обеспечению
экологических или ресурсных показателей,
надежности, весовых характеристик и т.д.
Исходные данные на проектирование опор могут
быть представлены в виде трех основных групп:
1. Определяемые национальными,
международными, атакже отраслевыми стандартами,
правилами и т.д.
2. Определяемые внешними условиями
функционирования опор, которые, в свою очередь,
подразделяются:
- на определяемые условиями эксплуатации
ГТД в составе объекта;
- на определяемые типом, конструкцией, па-
раметрами, а также технико-экономичес-
кими показателями ГТД.
3. Определяемые условиями обеспечения за-
данных показателей ресурса и надежности под-
шипников, весовых характеристик.
В исходные данные первой группы включены
общие требования, направленные на обеспечение
безопасной эксплуатации, охраны окружающей
среды ит.п. Как правило, они не могут
корректироваться разработчиком ГТД. Применительно
к опорам ГТД это может быть, например, порядок
и методика установления ресурса подшипников.
Исходные данные второй группы
формируются на основе технического задания на разработку
ГТД, результатов предварительной проработки
конструкции двигателя, результатов газодинами-
ческого и прочностного расчетов, опыта
эксплуатации аналогов и т.д. Эта часть исходных данных
может частично корректироваться в процессе
проектирования.
Исходные данные, определяемые условиями
эксплуатации ГТД в составе объекта примене-
ния, обусловлены следующими факторами:
- типом и условиями эксплуатации
объекта применения ГТД (для авиационных
ГТД определяются типовым полетным
циклом);
172

4.4. ОпорыроторовГТД
- диапазоном возможных перегрузок при
работе, монтаже и транспортировке;
- условиями и частотой запуска и останова;
- характером переменных режимов работы;
- диапазоном возможных положений осей ГТД
при работе, монтаже и транспортировке;
- типом и маркой масел;
- составом и параметрами атмосферного
воздуха.
Исходные данные, определяемые типом,
конструкцией, параметрами, обусловлены
следующими факторами:
- выбранной силовой схемой и схемой pac-
положения опор ГТД;
- предельными внешними габаритами опор;
- взаимными смещениями и перекосами осей
ротора фоторов) и статора ГТД в сечениях
посадочных мест подшипников;
- осевыми и радиальными нагрузками,
передаваемыми от ротора (роторов) на статор;
- частотами вращения роторов;
- параметрами воздуха во вторичных
воздушных системах;
- температурами и массами смежных
роторных и статорных деталей.
Исходные данные третьей группы
определяются условиями обеспечения заданных
показателей ресурса и надежности подшипников. Как
правило, сюда относятся:
- надежность ГТД;
- контролепригодность ГТД;
- стоимости жизненного цикла ГТД;
- масса составных частей ГТД.
В исходных данных, в частности, могут
устанавливаться предельно допустимые значения
следующих параметров:
- внешних нагрузок, действующих на под-
шипники и их элементы;
- окружных скоростей в подшипниках
(скоростной параметр d-N)\
- взаимных перекосов колец подшипников;
- отклонений размеров и формы посадочных
мест под подшипники;
- температуры деталей подшипников;
- разности температур колец подшипников
между собой и по ширине кольца;
- размеров и концентрации твердых частиц
загрязнений в воздухе, поступающем в мас-
ляные полости опор из системы наддува уп-
лотнений;
- значений физико-химических
характеристик и чистоты масла, поступающего к по-
верхностям качения подшипников;
- температуры воздуха, поступающего в мас-
ляные полости опор из системы наддува
уплотнений;
- температуры поверхностей,
контактирующих с маслом.
На основе исходных данных разрабатывается
техническое задание на проектирование опор,
в котором отражаются наиболее важные
требования и показатели, в частности, значения
требуемой расчетной долговечности подшипников.
Кроме этого, в техническом задании
указываются дополнительные специальные требования
к конструкции и технологии сборки опор.
4.4.6.2. Определениенагрузок
Нагрузки, действующие на подшипник в
рабочих условиях, в наибольшей степени
определяют выбор подшипника и его работоспособность.
В зависимости от характера возникновения мож-
но различать нагрузки:
1) двигательные, обусловленные
конструкцией и процессами, происходящими в двигателе
при его работе:
- массой ротора, приходящейся на его опору;
- центробежными силами вращающегося
ротора с учетом дисбалансов, в том числе
центробежными силами шаров или роликов
подшипника;
- осевой силой ротора (суммы осевых сил,
действующих на элементы ротора);
- механическими колебаниями ротора
(вибрации), передающимися на опору, с
частотами, кратными частоте вращения ротора;
- неравномерным нагревом вала, колец под-
шипника, корпуса и связанным с этим до-
полнительным взаимодействием элементов
подшипника;
2) самолетные, возникающие при измене-
нии величины или направления скорости полета
и обусловленные эволюцией самолета:
- эксплуатационными перегрузками;
- гироскопическими моментами роторов.
Современные расчетные методики подбора
подшипников и определения их долговечности
частично или в полной мере учитывают влияние
двигательных и самолетных нагрузок.
В стационарных наземных установках нагруз-
ки на опоры ГТД, связанные с перемещениями
двигателя в пространстве, отсутствуют.
Рассмотрим несколько подробнее содержание
конструкторских, расчетных и экспериментальных
работ, выполняемых при разработке опор ГТД.
173

Глава 4. Силовые схемы ГТД
4.4.6.3. Конструирование элементов опор
Конструирование собственно опор
производится в процессе конструирования как отдельных
узлов (компрессора, турбины и т.д.), так и
двигателя в целом и состоит из следующих этапов:
- выбор силовой схемы и схемы
расположения опор двигателя;
- выбор типа исполнения для каждой из опор
(упругая, упруго-демпферная и т.д.);
- определение посадочных диаметров валов;
- определение внешних предельных
габаритов опор;
- выбор типа уплотнений масляных
полостей опор;
- определение внешних механических
нагрузок (нагрузок между ротором и статором);
- предварительное определение внешних га-
баритов подшипников;
- определение температуры деталей и узлов,
расположенных в непосредственной
близости от опор;
- определение параметров воздуха в
полостях, где будут расположены опоры;
- выбор способа подвода масла к
подшипникам;
- выбор общей схемы маслосистемы двига-
теля;
- выбор схемы системы наддува уплотнений
масляных полостей и охлаждения опор.
При конструировании опор разработчики часто
руководствуются соображениями минимального
проектного риска иотдают предпочтение схемам,
хорошо отработанным на прототипах. При этом
принимаются во внимание следующие ограничения:
- по окружным скоростям в подшипниках
(скоростной параметр d-N);
- по внешним нагрузкам, действующим на
подшипники и их элементы.
При выполнении эскизных или рабочих ком-
поновок опор также принимаются меры по
обеспечению возможно более полного соответствия
конструкции исходным требованиям на
проектирование, а именно:
- исключение недопустимых взаимных
перекосов колец подшипников, возникающих
вследствие взаимных смещений и перекосов осей
ротора фоторов) и статора ГТД в сечениях
посадочных мест подшипников;
- максимально-возможное снижение
внешнего теплоподвода к подшипникам, а также
температуры поверхностей, контактирующих
с маслом;
- обеспечение заданных значений физико-хими-
ческих характеристик и чистоты масла,
поступающего к поверхностям качения подшипников;
- защита подшипников от попадания на их
рабочие поверхности твердых частиц загрязнений,
содержащихся в воздухе, поступающем в масляные
полости опор из системы наддува уплотнений;
- исключение попадания на рабочие
поверхности подшипников продуктов приработки (в
частности, недопустимость работы подшипников в «мас-
ляной ванне» во всем предусмотренном условиями
работы диапазоне положений осей ГТД);
- исключение задержки продуктов износа
(стружки) в масляных полостях опор.
Результатом конструирования опор являются
их эскизные или рабочие компоновки (в
зависимости от этапа проектирования ГТД), на основе
которых определяются геометрические
параметры различных элементов, необходимые для
проектирования или подбора подшипников, а также
для выполнения расчетов теплового и напряжен-
но-деформированного состояния опор.
4.4.6.4. Проектирование или подбор
подшипников
Проектирование или подбор подшипников
производится на основании технического
задания, в котором, в частности, оговариваются:
- значения расчетной долговечности
подшипников;
- диапазон внешних осевых и радиальных
нагрузок;
- диапазон рабочих температур деталей
подшипников;
- диапазон рабочих частот вращения
роторов;
- тип, марка, а также значения физико-хими-
ческих характеристик и чистоты масла;
- предельные внешние габариты
подшипников, значения посадочных диаметров валов
и корпусов и т.д.
Выбор подшипников ГТД и определение их
расчетной долговечности производится в
соответствии сГОСТ 18855-94 (ИСО 251-90) [4.5],
Справочником-каталогом [4.6] и
Ограничительным перечнем подшипников [4.7] по методике,
изложенной в [4.8].
Расчет на долговечность подшипников
производится по формуле
Lh = (Сг /Рг)аЮв/F0п) D.33)
где Lh - расчетная долговечность, ч;
n - частота вращения подшипника, об/мин;
174

4.4. ОпорыроторовГТД
Cr - радиальная динамическая грузоподъем-
ность подшипника, H;
Pr - эквивалентная динамическая нагрузка на
подшипник, H;
а = 3 - для шарикоподшипников,
а = 3,33 - для роликоподшипников.
Динамическая радиальная грузоподъемность
подшипников определяется следующим образом:
Сг~ Скат^каДф^лД^ D'34)
где Сгкат - базовая динамическая радиальная
грузоподъемность подшипника по каталогу
[4.6], H;
7^-коэффициент влияния качества, зависит
от точности изготовления,
материала деталей и конструкции подшипника
(i^=l,0...1,8);
Кф - коэффициент влияния тонкости
фильтрации масла, (Кф = 0,9.. .1,3);
i^-коэффициент влияния окружной
скорости поверхностей тел качения, зависит от
величины dJSl (dm - диаметр окружности
центров тел качения, N—частота вращения
подшипника, об/мин) (KdN = 1... 1,2);
К -коэффициент влияния вязкости масла,
(#„= 0,8...1,2).
Эквивалентная динамическая радиальная на-
грузка Рг вычисляется по формуле
- для шарикового подшипника
P={VXFr+YFa)K6K^, D.35)
- для роликового подшипника
P=VFrK6K^, D.36)
где Fr, Fa - соответственно радиальная и осевая
нагрузки на подшипник, постоянные по
величине и направлению, нагрузка на
подшипники определяется как реакция
в опорах от усилий на роторе. Расчетная
долговечность подшипников
определяется для средней за полетный (или
рабочий) цикл нагрузки;
X и Y- коэффициенты радиальной и осевой
нагрузки соответственно, определяются
по справочнику [4.6] в зависимости от
конструкции подшипника;
V=l - при вращении внутреннего кольца
подшипника относительно направления на-
грузки;
F=l,2 - при вращении наружного кольца
подшипника;
Кб - коэффициент безопасности,
учитывающий вибрационные перегрузки в
зависимости от места установки подшипни-
ка(#в=1...1,3);
K^ - температурный коэффициент,
учитывающий теплостойкие свойства материала
подшипника, K^ = 1,0 для подшипников
с твердостью поверхностей качения ко-
лец и тел качения HRC > 59 и
температурой отпуска колец и тел качения
tonT < 225 °С при рабочей температуре
^6<180°С.
Проектирование подшипников может
выполняться или специализированными фирмами,
или непосредственно самим разработчиком ГТД.
Подбор готовых подшипников осуществляется
разработчиком ГТД по согласованию с
разработчиком или поставщиком упомянутых
подшипников. Результатом проектирования или
подбора подшипников являются подробные данные
о конфигурации, размерах, а также материалах
их основных компонентов (колец, тел качения,
сепараторов), необходимые для выполнения
расчетов теплового и напряженно-деформированно-
го состояния опор.
4.4.6.5. Расчет теплового состояния опор
В процессе работы двигателя детали опор,
в том числе и подшипники, подвергаются на-
греву. Причинами нагрева являются внутреннее
тепловыделение в подшипнике, обусловленное
процессами трения, а также воздействие внешних
тепловых потоков от расположенных в
непосредственной близости от опор нагретых деталей
ротора и статора. Источником внешних тепловых
потоков может являться также горячий воздух,
находящийся в полостях, непосредственно
примыкающих к опоре.
Тепло от подшипников отбирается маслом,
которое подается на смазку подшипников. Таким
же образом осуществляется отвод тепла и от
других омываемых маслом элементов опоры, таких
как силовые элементы, внутренние поверхности
оболочки масляных полостей, элементы валов,
контактные уплотнения и т.д.
В результате происходящих сложных процессов
теплообмена между деталями опор, другими
деталями ГТД, а также потоками воздуха и масла
устанавливается определенный уровень температуры
каждого из перечисленных компонентов,
участвующих в процессах теплообмена. Температура
компонентов при этом, очевидно, будет зависеть как
от режима работы ГТД, так и от внешних условий
(например, от температуры атмосферного возду-
175

Глава 4. Силовые схемы ГТД
xa, температуры масла на входе в двигатель и т.д.).
Работоспособность подшипников в течение
заданного ресурса может быть обеспечена при условии,
если уровень температуры их деталей, а также мас-
ла в зоне контакта поверхностей качения не будет
превышать предельно-допустимых значений,
которые в основном определяются:
- материалами деталей подшипников;
- типом и марками применяемых масел.
Предельно допустимые значения температу-
ры деталей подшипников и масел принимаются
во внимание разработчиком ГТД при назначении
максимальных рабочих температур упомянутых
компонентов. Максимальные рабочие темпера-
туры, как указано выше, затем вносятся в
техническое задание на проектирование подшипников
и учитываются при выборе конфигурации,
размеров, а также материалов их основных деталей.
Для проектирования подшипника, наиболее
подходящего для данной конкретной опоры, часто
оказывается недостаточным знание только макси-
мальной рабочей температуры его деталей. В ряде
случаев требуется проведение подробного анализа
влияния изменения температуры деталей подшип-
ника на его работу по всему диапазону режимов
полетного цикла. Для высоконагруженных
скоростных подшипников иногда бывает необходимым
выполнить оценку изменения температуры
деталей и на неустановившихся режимах работы дви-
гателя. Эти температуры необходимы для оценки
изменения радиальных зазоров иуглов контакта
в подшипниках, которыми, в свою очередь,
определяются возникающие вподшипниках
внутренние нагрузки. И, наконец, радиальные зазоры и уг-
лы контакта в подшипниках, особенно «горячих»
опор, могут определяться не только температурой
самих колец подшипников, но итемпературными
деформациями непосредственно сопряженных
с кольцами подшипников деталей двигателя (сило-
вых элементов статора, валов и т.д.).
Сказанным выше в основном и обусловлена
необходимость выполнения расчета теплового
состояния при проектировании опор ГТД.
Расчет теплового состояния опор
выполняется с целью определения:
- температуры деталей подшипников;
- температуры непосредственно
сопряженных с кольцами подшипников деталей дви-
гателя (силовых элементов статора, валов
и т.д.);
- температуры масла на выходе из опор.
Результаты расчета теплового состояния опор
в дальнейшем используются для оценки
соответствия выбранных конструкции и параметров
как собственно опор, так и систем обеспечения
работоспособности подшипников (маслосисте-
мы и воздушной системы наддува уплотнений
и охлаждения) требованиям по поддержанию
рабочей температуры подшипников, масла, деталей,
контактирующих с маслом, и т.д. в заданных пре-
делах. Кроме этого, результаты расчета теплового
состояния используются для анализа напряженно-
деформированного состояния деталей опор.
Расчет теплового состояния опор на стадии
проектирования проводится, как правило, как
проверочный в следующем порядке:
1) разработка исходных данных для расчета;
2) расчет рабочей температуры подшипников,
масла, деталей, контактирующих с маслом, сило-
вых элементов и т.д. на всех интересующих
режимах работы двигателя;
3) анализ результатов расчета и разработка
(при необходимости) рекомендаций по
корректировке конструкции и параметров опор и систем
обеспечения работоспособности подшипников.
В качестве исходных данных для расчета
принимаются:
- данные по конфигурации и размерам
конструктивных элементов опоры, полученные по
результатам эскизной или рабочей компоновки;
-данные по температуре расположенных
в непосредственной близости от опор деталей
ротора и статора, а также по температуре
воздуха в полостях, непосредственно примыкающих
к опоре, полученные на основании анализа теп-
лового состояния узлов двигателя;
- данные по параметрам воздуха в системе
наддува и охлаждения опор, полученные по
результатам гидравлического расчета этой
системы (подробнее о системе наддува и охлаждения
опор см. подразд. 12.5);
-данные по параметрам маслосистемы (тип
и марка масла, температура масла на входе в опо-
py, прокачка масла через опору), полученные по
результатам анализа прототипа или по
результатам экспериментальных исследований на двига-
телях или специальных установках;
- данные по рабочим и предельно-допустимым
значениям температуры деталей подшипников;
- данные по предельно-допустимым
значениям температуры непосредственно сопряженных
с кольцами подшипников деталей двигателя (си-
ловых элементов статора, валов и т.д.);
- данные по предельно-допустимым
значениям температуры масла на выходе из опор.
176

4.4. ОпорыроторовГТД
Перечисленные исходные данные использу-
ются для задания граничных условий, необходимых
для расчета температуры участвующих в процессе
теплообмена компонентов опор и систем
обеспечения работоспособности подшипников, в
первую очередь температуры деталей подшипников
и температуры масла на выходе из опор. В основу
расчета положен принцип определения
температуры компонентов, участвующих впроцессе теп-
лообмена, как результата совместного воздействия
на них внешних тепловых потоков и внутреннего
тепловыделения в подшипниках. Для расчета
внешних тепловых потоков используются методики,
аналогичные методикам, применяемым при
расчете систем охлаждения турбин (см. подразд. 8.3).
Расчет внутреннего тепловыделения в
подшипниках производится на основе методик анализа
теплового режима подшипников, приведенных,
например, в [4.9]. При расчете теплового состояния
опор применяют пакеты прикладных программ для
тепловых расчетов, например ANSYS. Результаты
теплового расчета опоры роликоподшипника КВД
авиационного ТРДЦ на одном из режимов полет-
ного цикла, выполненные с применением пакета
ANSYS, представлены на рис. 4.26.
Для удобства работы результаты расчета
представлены в виде графического изображения
опоры с цветовой индикацией. Шкала для
расшифровки цветовой гаммы, привязки ее к значениям
температуры приведена рядом с изображением.
Зона максимального нагрева подшипника
расположена на контактной поверхности роликов
с беговой дорожкой внутреннего кольца
подшипника. Необходимо обратить внимание на
довольно большую неравномерность температурного
состояния подшипника (относительно холодная
наружная обойма, неравномерный прогрев
внутреннего кольца). Все это необходимо учитывать
при подборе или проектировании подшипников,
анализе изменения рабочих зазоров при работе.
Анализ результатов теплового расчета опор
сводится прежде всего ксравнению полученных
значений температуры деталей подшипников
с температурами этих деталей, указанными в
техническом задании на проектирование. Кроме этого,
сравниваются полученные значения температуры
масла на выходе из опоры, атакже температуры
поверхностей деталей, контактирующих с маслом,
с предельно допустимыми значениями этих
параметров. В случае расхождения заданных и
полученных в расчете значений температуры производится
корректировка конфигурации и параметров
элементов опор и систем обеспечения работоспособности
подшипников, которая включает:
- изменение температуры масла на входе
в опору;
- изменение величины прокачки масла через
опору;
- изменение температуры и расхода воздуха,
охлаждающего опору;
- изменение конструкции собственно опоры
(элементов теплоизоляции, элементов
подвода масла к подшипникам и т.д.).
'.
м
г.й
\i\\
50
77
o =
ir.'i
lt7
12 1
nn
Рис. 4.26. Результаты расчета теплового состояния опоры роликоподшипника КВД авиационного ТРДД:
1 — корпус опоры; 2 — наружное кольцо подшипника; 3 — внутреннее кольцо подшипника; 4 — ролики;
5 - вал; 6 - упруго-демпферная опора
177

Глава 4. Силовые схемы ГТД
После соответствующей корректировки
исходных данных проводится повторный расчет
теплового состояния опоры и повторный анализ результатов
расчета. Подобные циклы повторяются до тех пор,
пока не будет получена удовлетворительная
сходимость расчетных и заданных величин температуры
компонентов, участвующих в процессе теплообме-
на. На основании результатов расчета теплового
состояния опор производится соответствующая
корректировка исходных требований кмаслосистеме
(например, по величинам теплосъема втогшивно-
масляных и воздушно-масляных теплообменниках,
производительности масляных насосов и т.д.,
(подробнее омаслосистеме см. подразд. 12.6.), атакже
исходных требований к воздушной системе
охлаждения опор (температуре, расходу охлаждающего
воздуха, конфигурации схемы охлаждения ит.д.).
Результаты расчета теплового состояния опор ис-
пользуются также в качестве исходных данных для
расчета НДС опор.
4.4.6.6. Расчет напряженно-деформированного
состояния элементов опор
Расчет напряженно-деформированного
состояния (НДС) элементов опор в общем случае
сводится к решению двух задач:
1. Определение НДС силовых элементов опор.
2. Определение внутренних зазоров в
подшипниках.
При расчете НДС силовых элементов опор
для различных режимов полетного цикла
производится оценка запасов прочности силовых
элементов по внешним нагрузкам, сохранения
посадок колец подшипников в корпусах и на валах,
осевой затяжки «пакетов» деталей опор с
наружными и внутренними кольцами подшипников.
Расчет внутренних зазоров в подшипниках
производится на основе результатов расчета НДС
элементов опор. По результатам этого расчета
определяются:
- для шарикоподшипников - диапазон
изменения углов контакта;
- для роликоподшипников - диапазон
изменения радиальных зазоров.
На примере расчета НДС опоры
роликоподшипника ТНД авиационных ГТД, выполненных
с применением пакета ANSYS, рассмотрим
последовательность выполнения отдельных этапов
этой работы.
Сначала были сформированы исходные
данные, представляющие описание условий
работы деталей опоры для разных режимов работы
двигателя. Эти исходные данные базируются на
результатах предварительных тепловых расчетов
модулей двигателя, опыта эксплуатации аналогов
и т.д. В нашем случае предварительная расчетная
модель температурного состояния деталей
опоры и давлений в ее полостях для максимального
режима представлена на рис. 4.27.
Для расчета НДС в пакете ANSYS создана ко-
нечно-элементная модель узла опоры, представ-
i*=2,16 кгс/см
£=120°С
P=\ ,8 кгс/см
*=120 °С
t"'jj'4f*vvnv
P=S ,44 кгс/см
t=395 °С
P = \ ,96 к гс/см
/=126°С
lC0
153.33S 206.;6'7 i6C cl3.333
1^6.567 18C j33.333 286.:6'7 ZlC
Рис. 4.27. Исходные данные. Давление в полостях и температура деталей опоры роликоподшипника ТНД
на максимальном режиме
178

4.4. ОпорыроторовГТД
ленная на рис. 4.28 (подробно о создании конеч-
но-элементных моделей рассказывается в книге
«Динамика и прочность авиационных двитате-
лей и энергетических установок»).
Расчет НДС выполнен в осесимметричной
постановке с учетом взаимодействия деталей опоры
между собой. Температура деталей принималась
по окружности равномерной. Проведенный ана-
лиз НДС для условий монтажа (т.е. для «холод-
ной» опоры) показал, что напряженным местом
является область переднего паза под уплотнение
обоймы демпфера фис. 4.29).
На следующем этапе проведена оценка тем-
пературной деформации деталей опоры на мак-
симальном режиме работы двигателя фис. 4.30).
Она показала, что из-за различного расширения
деталей переходная посадка кольца роликопод-
шипника трансформируется в натяг. Все эти дан-
ные необходимы для выполнения расчета НДС
в рабочих условиях.
Рис. 4.28. Опора роликоподшипника ТНД. Конечно-элементная модель: 1 - корпус; 2 - опора;
3 - обойма демпфирующая; 4 - кольцо наружное; 5 - крышка; 6 - фланец лабиринта; 7 - гайка;
8 - лабиринт
6.76/30.82
30.44/36.72
874E-05 6.763 13.527 20,29 27.054
.1.3R2 1П.14Ч lfi.qflR 7.3.fl?. ЗП.ДЯ*
Рис. 4.29. НДС деталей опоры роликоподшипника ТНД при монтаже
179

Глава 4. Силовые схемы ГТД
0,18
0,153
0 .02 .04 .06 .08 .1 .12 .14 .16 .18
радиальные перемещения, мм
Рис. 4.30. Радиальные температурные перемещения
деталей опоры роликоподшипника ТНД
на максимальном режиме
НДС узла опоры на максимальном режиме
представлено на рис.4.31. На рисунке хорошо
видны места концентрации напряжений,
определена их величина. На базе полученных
результатов производится расчетная оценка
долговечности для наиболее нагруженных мест конструкции.
Расчетная долговечность сравнивается с
заданной в техническом задании.
Результаты расчета используются для
оценки внутренних усилий в подшипниках, а также
для уточнения изменения температуры колец от
внутреннего тепловыделения в подшипниках. По
результатам расчета НДС опор могут вноситься
соответствующие корректировки как в
конструкцию силовых элементов опор, так и в
конфигурацию и размеры деталей подшипников.
4.4.6.7. Экспериментальные исследования
отдельных элементов опор
Основными целями проведения
экспериментальных исследований опор, проводимых на
этапе проектирования ГТД, являются:
- уточнение исходных данных на
проектирование опор и систем обеспечения
работоспособности подшипников;
- уточнение методик теплового расчета опор.
Экспериментальные исследования
проводятся или на специальных установках, или на дви-
гателях-прототипах. В процессе исследований
на физической полноразмерной модели
проектируемой опоры определяется зависимость
различных параметров (например, температуры колец
подшипников, температуры масла на выходе из
опоры) от частоты вращения, нагрузки,
прокачки масла, внешнего подогрева и т.д. Подробнее
с вопросами экспериментальных исследований
опор на установках можно ознакомиться,
например в [4.9].
44.84/-50.45
1
4L.72/-43.48
- 1 (апряжспия
00219 У.У66 19.93 29.894 39.858
4_QR4 14.Q4n 74 Q17 T4.R7fi 44.!^!4
Рис. 4.31. НДС деталей опоры роликоподшипника ТНД: 1, 2, 3 — места концентрации напряжений
180

4.4. ОпорыроторовГТД
АЛЛ. Конструктивное исполнение
опор современных ГТД
Выбор силовой схемы ГТД, несмотря на
необходимость выполнения общих требований изло-
женных выше, во многом определяется
традициями и практикой работы разработчика двигателя.
Наиболее удачные конструктивные решения, pe-
ализованные в ранних конструкциях ГТД и
проверенные временем, тиражируются и
развиваются в последующих разработках. Как правило,
накапливается бесценный опыт, существующий
в виде конкретных рекомендаций:
- осевая нагрузка через радиально-упорные
подшипники должна передаваться,
предпочтительно, через бурты, выполненные за одно целое
с валом и корпусом (пример такого исполнения
корпусной детали можно увидеть на опоре
шарикоподшипника ротора ВД двигателя ПС-90А -
рис. 4.36). При невозможности выполнить
данное требование необходимо, чтобы элементы
конструкции, через которые передается осевое
усилие, обеспечивали стабильность биения
опорных торцев в заданных пределах допуска в
течение всего времени работы двигателя;
- при значительном влиянии допусков на
долевые и угловые размеры (пакеты деталей, большие
габаритные размеры ит.д.) необходимо
предусмотреть индивидуальную регулировку соосности
опор с применением клиновых и эксцентриковых
регулировочных колец фегулирование соосности
опор с помощью эксцентрикового кольца
применяется на опоре роликоподшипника ТВД двига-
теля ПС-90А - рис. 4.37);
- допуск соосности опор, оговоренный в
конструкторской документации, должен быть
обеспечен в течение всего времени эксплуатации;
- в случае, когда подшипник собирается
с предварительным натягом, посадка выбирается
таким образом, чтобы обеспечить оптимальные
зазоры по телам качения с учетом теплового
состояния деталей опоры. Подробнее об условиях
выполнения этого требования можно
ознакомиться в подразд. 4.4.4.3;
- конструкции шариковых подшипников и их
опор должны обеспечивать демонтаж
подшипников без передачи усилия через тела качения;
- диаметр посадочного места под подшипник
должен быть определен из условия обеспечения
параметра d-N, где d - посадочный диаметр вала
под подшипник или внутренний посадочный
диаметр подшипника (мм), N— частота вращения
вала (об/мин). Для подшипников из
отечественной теплопрочной стали 8Х4В9Ф2-Ш (ЭИ347-
Ш) я?-7У<2,0*106(мм-об/мин), для подшипников
из зарубежной теплопрочной стали M50Nil VIM
VAR d-N< 2,4-106 (мм-об/мин);
- максимальная температура опоры должна
быть не менее чем на 50 °С ниже температуры
отпуска материала подшипников. При этом
следует учитывать, что максимальную температуру
опора может иметь уже после останова двигате-
ля (из-за поступающего тепла от дисков турбины
и т.п. при отсутствии охлаждения).
При температуре свыше 250 °С происходит
активное разложение даже синтетических масел,
оставшихся в масляной полости, а значит,
необходимо предусмотреть конструктивные решения
по предотвращению перегрева опор после
останова двигателя (теплозащитные покрытия, экраны,
продувка холодным воздухом). Примеры
реализации таких решений представлены на рис. 4.36
и8.17.
4.4.7.1. Конструкция опор авиационнъисГТД
Как показывает анализ существующих
конструкций авиационных двигателей, при
проектировании ГТД разработчики широко используют
свой опыт, проверенные временем
конструктивные решения, при обязательном выполнении тех
общих требований к конструкции опор, о
которых говорилось выше. Это наглядно можно
увидеть на примерах российского двигателя ПС-90А
и американского двигателя PW 2037.
Двигатель ПС-90А фис. 4.32) имеет трехопор-
ную конструкцию роторов ВД и НД. На рис. 4.32
показана схема расположения опор на двигателе
ПС-90А Силовые схемы роторов и корпусов
этого двигателя представлены в подразд. 4.2 и 4.3
(см.рис. 4.15 и4.17).
Опора шарикоподшипника ротора НД
(рис. 4.33) расположена в «холодной» зоне и не
требует специальных мероприятий по
обеспечению теплового режима. На этой опоре
происходит передача осевого усилия с ротора НД на
корпус. В ней установлен радиально-упорный
подшипник 7. На внутреннем кольце подшипника
выполнен технологический бурт для съема
подшипника при разборке. Наружное кольцо
подшипника установлено в корпус 2. Внутреннее
разъемное кольцо подшипника установлено на
валу 3 ротора. Подача масла на
шарикоподшипник осуществляется через форсунку 4 во внут-
реннююконическуюполостьрезьбовойвтулки 5.
Под действием центробежных сил во внутрен-
181

Глава 4. Силовые схемы ГТД
(см.рис.4.33) (см.рис.4.34) (см.рис.4.35) (см.рис.4.36) (см.рис.4.37) (см.рис.4.38)
Рис. 4.32. Двигатель ПС-90А. Схема расположения опор двигателя ПС-90А
Рис. 4.33. Опора шарикоподшипника ротора НД: 1 - радиально-упорный подшипник; 2 - корпус;
3 - вал ротора; 4 - форсунка; 5 - втулка; 6 и 7 - лабиринты
182

4.4. ОпорыроторовГТД
ней конической полости втулки создается мас-
ляная ванна, откуда масло по пазам в вале
ротора поступает под внутреннее кольцо подшипни-
ка и через отверстия в кольце - на тела качения.
Уплотнения масляной полости осуществляется
лабиринтами 6 и 7, причем на лабиринте выпол-
нен маслоотбойный буртик. Для наддува лаби-
ринтов используется воздух из противообледе-
нительной системы двигателя.
На рис. 4.34, показана промежуточная опо-
pa ротора НД. Роликоподшипник 7 установ-
лен в разделительном корпусе 2 на упруго-
Рис. 4.34. Промежуточная опора ротора НД
с роликоподшипником: 1 - роликоподшипник; 2 - корпус;
3 - упруго-демпферная опора; 4 - форсунка
демпферной опоре 3 типа «беличье колесо».
Подача масла на подшипник осуществляется
через форсунку 4.
Передняя опора ротора ВД (рис. 4.35)
также расположена в разделительном корпусе.
Роликоподшипник 7 установлен на упруго-де-
мпферной опоре 2. Уплотнение масляной по-
лости осуществляется лабиринтами 3 и 4, при
этом производится наддув межлабиринтной
полости воздухом из-за компрессора НД.
Все вышеуказанные опоры расположены в
единой масляной полости разделительного корпуса
с объединенной откачкой масла в нижней части.
Для снижения давления в масляной полости
и обеспечения рабочего перепада давления на
лабиринтных уплотнениях полость соединена
с окружающей атмосферой через систему суфли-
рования. Подсоединение системы суфлирования
производится в верхней части масляной полости
разделительного корпуса.
Опора шарикоподшипника ротора ВД (см.
рис. 4.36) предназначена для передачи осевого
усилия сротора ВД на корпусные детали двигателя.
В состав опоры входит радиально-упорный шари-
коподшипник 7, имеющий разъемное внутреннее
кольцо 2. Наружное кольцо 3 установлено в обой-
му 4, запрессованную в корпус 5 кожуха
внутреннего камеры сгорания. Подача масла
осуществляется через форсунки 6 в зазор между сепаратором 7
ивнутренним кольцом подшипника. Уплотнение
масляной полости производится лабиринтами 8 и 9,
имеющими маслоотбойный буртик.
2 1 3 4
ЭД
"^Л
Рис. 4.35. Передняя опора ротора ВД
с роликоподшипником: 1 - роликоподшипник;
2 - упруго-демпферная опора; 3 и 4 - лабиринты
Опора расположена в зоне высоких темпера-
тур, поэтому для нее предусмотрены особые меры
по устранению перегрева - установка теплоза-
щитного экрана 10 на наружных деталях масля-
ной полости, а также введение продувки корпус-
ных деталей относительно «холодным» воздухом.
На первых двигателях воздух для охлаждения
опоры брался из-за КНД, но как показал опыт
эксплуатации, из-за низкого давления
охлаждающего воздуха не удавалось реализовать надежный
режим охлаждения опоры. В связи с этим отбор
воздуха для охлаждения опоры стал
производиться из-за седьмой ступени КВД, но, с
обязательным охлаждением в воздушном теплообменнике,
расположенном в наружном контуре двигателя.
Таким образом, вокруг опоры шарикоподшипни-
ка конструктивно сформирована полость 77, через
которую пропускается охлаждающий воздух.
183

Глава 4. Силовые схемы ГТД
\
Рис. 4.36. Опора шарикоподшипника ротора ВД: 1 -
шарикоподшипник; 2 — внутреннее кольцо; 3 — наружное кольцо;
4 — обойма; 5 — корпус кожуха внутренний камеры сгорания;
6 - форсунка; 7 - сепаратор; 8 и 9 - лабиринты; 10 -
теплозащитный экран; 11 — воздушная полость
Задняя опора ротора ВД (см. рис. 4.37)
двигателя ПС-90А подробно описана в подразд. 8.1.2.4
на примере конструктивно аналогичной опоры
ТВД двигателя ПС-90А2 (рис. 8.17). Опора
шарикоподшипника и задняя опора ротора ВД, меж-
вальный подшипник двигателя ПС-90А
установлены в одной масляной полости, организованной
кожухом вала камеры сгорания.
В масляной полости в нижней части
находятся два трубопровода отвода масла (отдельно -
для шарикоподшипника КВД и для
роликоподшипника ТВД), причем в каждой линии откачки
4 2 1 3
Рис. 4.37. Задняя опора ротора ВД
с роликоподшипником
Рис. 4.38. Задняя опора ротора НД с роликоподшипником:
1 - роликоподшипник; 2 - фланец; 3 - упруго-демпферная
опора; 4 - опора задняя двигателя; 5 и 6 - лабиринтные
уплотнения
установлены элементы системы диагностики
состояния подшипника - магнитный сигнализатор
стружки и датчик температуры масла. Верхняя
часть масляной полости соединена с
окружающей атмосферой через систему суфлирования.
В задней опоре ротора НД фис. 4.38)
расположен роликоподшипник 7. Подшипник
установлен на «жестком» фланце 2, имеющем упру-
го-демпферную опору 3. Фланец находится на
задней опоре 4 двигателя. Подвод масла на
роликоподшипник - принудительный через форсунки.
Уплотнения масляной полости осуществляется
лабиринтами 5 и 6. Роликоподшипник
расположен в масляной полости задней опоры, в которой
организованы откачка масла - в нижней части,
и суфлирование с наружной атмосферой - в
верхней части. В системе откачки масла установлены
элементы диагностики подшипника- магнитная
пробка и датчик температуры.
Двигатель PW2037 имеет двухопорную
конструкцию ротора ВД и трехопорную конструкцию
ротора НД. На рис. 4.39 показана схема
расположения опор на двигателе PW2037.
Силовая схема роторов представлена в
подразд. 4.2 (см. рис. 4.15).
Рассматриваемые двигатели - российский
ПС-90А и американский PW2037 - являются
двигателями одного класса и имеют много
общих конструктивных решений в исполнении
опор, но остановимся на отличиях. В первую
184

4.4. ОпорыроторовГТД
(см. рис. 4.40) (см. рис. 4.41) (см. рис. 4.42)
(см. рис. 4.43)
(см. рис. 4.44)
Рис. 4.39. Двигатель PW2037. Схема расположения опор на двигателе PW2037
очередь удвитателя PW2037 необходимо
отметить следующее:
- для ротора ВД принята двухопорная сило-
вая схема, причем опора шарикоподшип-
ника размещена в относительно холодном
месте перед КВД;
- уплотнения масляных полостей
осуществлены с помощью контактных уплотнений;
- подшипники опор специально
спроектированы с учетом применения в конкрет-
ной опоре.
На рис. 4.40^.44 показаны исполнения опор
двигателя PW2037.
Наружное кольцо 1 (см. рис. 4.40)
шарикоподшипника 2 крепится к фланцу 3. Подвод
масла осуществляется под внутренний буртик
маслосборного кольца 4, а затем по
отверстиям в опорном бурте вала 5 и пазам внутреннего
кольца 6 на тело качения.
Наружное кольцо 1 (см. рис. 4.41)
роликоподшипника 2 имеет фланец для крепления к
корпусу 3 опоры. Подвод масла осуществлен под
внутреннее кольцо роликоподшипника. Рядом
с роликоподшипником расположено два контак-
7
Рис. 4.40. Опора шарикоподшипника ротора НД: 1 -
наружное кольцо с фланцем; 2 - радиально-упорный
шарикоподшипник; 3 — фланец подшипника; 4 — маслосборное
кольцо; 5 - вал ротора НД; 6 - внутреннее разъемное
кольцо; 7 — контактное уплотнение; 8 — корпус
185

Глава 4. Силовые схемы ГТД
Рис. 4.41. Промежуточная опора ротора НД с
роликоподшипником: 1 — наружное кольцо подшипника с фланцем;
2 — роликоподшипник; 3 — корпус опоры; 4 — контактное
уплотнение (уплотнение межвального пространства);
5 - вал ротора НД; 6 - вал ротора ВД
7
1 2 6
Рис. 4.43. Задняя опора ротора ВД с роликоподшипником:
1 - фланец подшипника; 2 - теплоизоляционный кожух;
3 - роликоподшипник; 4 - вал ротора ВД; 5 - вал ротора
НД; 6 - контактные уплотнения; 7 - корпус
тных уплотнения 4, изолирующих масляную по-
лость опоры от межвальной полости роторов ВД
иНД.
На рис. 4.42 передача осевого усилия на ша-
рикоподшипник 1 с вала 2 и далее на корпусной
фланец осуществлена через бурты на валу ротора
и фланце 3.
На рис. 4.43 опора расположена в
«горячей» зоне. Фланец 1 имеет V-образную форму для
компенсации различных температурных
расширений наружной и внутренней части. Опора
защищена теплоизоляционным кожухом 2. Наружное
кольцо роликоподшипника 3 имеет увеличенную
длину для компенсации монтажных неточностей
и теплового расширения.
Рис. 4.42. Опора шарикоподшипника ротора ВД:
1 — радиально-упорный шарикоподшипник; 2 — вал
ротора ВД; 3 - силовой фланец; 4 - корпус; 5 - вал
ротора НД; 6 — контактное уплотнение
1
Рис. 4.44. Задняя опора ротора НД с роликоподшипником:
1 - роликоподшипник; 2 - теплоизоляционный кожух;
3 - вал ротора НД; 4 - контактное уплотнение; 5 - корпус
Наружное кольцо роликоподшипника 1
(см. рис. 4.44) имеет упругий элемент, а внутрен-
нее кольцо - увеличенную длину. Опора
защищена теплоизоляционным кожухом 2.
4.4.7.2. Конструкция опор наземных ГТД
В конструкции опор наземных ГТД
применяются те же конструктивные решения, что и в опо-
pax авиационных двигателей. В случае создания
наземных ГТУ на базе существующих
авиационных конструкция опор предусматривает
большую степень унификации применяемых деталей
и узлов, что позволяет значительно удешевить
производство.
186

4.5. ПодвескаГТД
4.5. Подвеска ГТД
Как рассматривалось выше (см. подразд. 4.1),
часть усилий, возникающих в узлах ГТД,
передается на силовые элементы самолета (для
авиационных двигателей) и на силовую раму (для
двигателей наземного применения).
Совокупность деталей ГТД,
обеспечивающих передачу этих усилий, определяет систему
подвески двигателя. Кроме того, детали
подвески фиксируют двигатель относительно силовых
элементов самолета или рамы с обеспечением
необходимых степеней свободы.
В общем случае на детали системы подвески
действуют следующие силы и моменты:
- осевая сила (сила тяги для авиационного
ГТД);
- вес двигателя;
- инерционные нагрузки от
неуравновешенности ротора;
- неуравновешенная часть момента
кручения на статорных деталях.
Для авиационных ГТД, кроме того,
необходимо учитывать инерционные нагрузки и
гироскопический момент от ротора двигателя,
возникающие при движении летательного аппарата.
Конструктивно система подвески включает
в себя силовые корпуса двигателя, к которым
прикреплены стержневые тяги, кронштейны,
оси, соединяющие эти корпуса с силовыми эле-
ментами пилона (крыла, корпуса) самолета или
рамы.
Как правило, каждая подвеска состоит из двух
поясов - переднего и заднего. Центр масс ГТД
обычно размещается примерно посредине
между плоскостями крепления. Для упрощения усло-
вимся пояс передней подвески обозначать ППП,
а пояс задней подвески - ПЗП.
Для анализа работы деталей подвески ГТД ис-
пользуется понятие схемы подвески. Это не что
иное, как условное обозначение элементов
подвески, показывающее взаимное положение и виды
связей силовых элементов корпусов двигателя и ca-
молета фамы). Схема подвески позволяет
определить распределение нагрузок между ее элемента-
ми, провести необходимые прочностные расчеты,
оценку деформации корпусов.
Основная тенденция современных схем
подвески двигателя - стремление к уменьшению
прогиба геометрической оси силового корпуса
двигателя (для ТРДД - силового корпуса
газогенератора). От величины прогиба геометрической
оси ГТД зависит выбор величины радиального
зазора по лопаткам роторов, который является
одним из факторов, определяющих КПД узлов
компрессора и турбины, а следовательно, -
экономичность двигателя. Главное влияние на про-
гиб геометрической оси оказывает размещение
на корпусе точки крепления, через которую
передаются осевые нагрузки. Чем ближе точка
«снятия» осевых нагрузок к оси двигателя, тем
меньше изгибные деформации, тем более легким
может быть выполнен корпус двигателя, с
меньшими зазорами по лопаткам роторов, а
следовательно, - с более стабильными
характеристиками экономичности в процессе эксплуатации.
В меньшей степени на прогиб корпусов влияет
расположение точки крепления по оси двигателя.
Она может быть расположена вблизи ППП,
вблизи ПЗП или между поясами подвески. От
размещения этой точки крепления зависит характер
эпюры изгибающего момента по оси двигателя.
На выбор схемы подвески ГТД влияет и
конструкция силового корпуса, от которого зависит
изменение радиальных зазоров между ротором
и статором. Количество опор роторов и наличие
жестких радиальных связей в корпусах в месте
расположения этих опор, в частности в районе
задней опоры КВД, исключает овализацию
корпусов в месте расположения опор и при прогибах
корпусов позволяет опорам отслеживать
перемещения корпусов в соответствующих сечениях.
Таким образом, силовой корпус является одним из
элементов подвески, и подвеска вместе с
корпусом составляют статически определимую ферму.
Для широко применяемых ТРДД в ряде
случаев в качестве силового корпуса подвески ис-
пользуется не только корпус газогенератора, но
и часть корпуса наружного контура. Именно
с корпуса наружного контура передается тяга на
силовые элементы самолета.
Преимущества такой схемы следующие:
- простота конструкции элементов
крепления и более короткие связи с самолетом;
- более высокий КПД силовой установки за
счет меньшего загромождения канала
наружного контура, через который эти связи
(стержни) не проходят;
- использование жесткости самого
наружного контура, наличие жестких радиальных
связей в зоне ППП, как это осуществлено,
например, на ТРДД RB-211, или промежу-
187

Глава 4. Силовые схемы ГТД
точный фазделительный) корпус, как на
Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП.
Так как при расположении точки снятия
«осевого» усилия на наружном контуре пле-
чо изгибающего корпус момента больше, то
приходится усиливать корпус газогенератора.
Этим исключаются большие прогибы
геометрической оси ТРДД по сравнению с
расположением такой же точки на газогенераторе.
С другой стороны, при размещении переднего
пояса подвески на газогенераторе
приходится усиливать корпус газогенератора силовым
кольцом - шпангоутом, на котором
размещаются точки крепления.
На основании существующей практики
проектирования можно сформулировать
следующие общие требования, предъявляемые
к конструкции и расположению на двигателе
узлов крепления:
- удобство замены ГТД и его технического
обслуживания в эксплуатации;
- точки подвески должны быть расположены
на двигателе так, чтобы обеспечивалось крепле-
ние двигателя в направлении всех шести
степеней свободы - в осевом, вертикальном и боковом
направлениях, вокруг продольной, вертикальной
и горизонтальной осей. При этом система под-
вески должна быть статически определима, т.е.
не допускается двойного крепления в направ-
лении и вокруг указанных осей. Благодаря
этому корпусная система двигателя изолируется от
деформации самолетной конструкции и
предупреждается возникновение в узлах подвески не-
расчетных нагрузок;
- конструкция элементов крепления двигателя
при всех условиях полета и режимах работы не
должна препятствовать термическим
деформациям корпуса двигателя;
- точки подвески должны быть расположены
на силовых корпусах газогенератора в зоне pac-
положения внутренних связей опор;
- форсажная камера может иметь дополни-
тельную «точку» подвески в плоскости корпуса
реактивного сопла. Для обеспечения статической
определимости конструкция дополнительной
«точки» подвески должна обеспечивать
необходимую степень свободы (применение шарнирно-
го соединения и т.д.);
- для проведения такелажных, монтажных
и транспортировочных работ на двигателе
предусматриваются специальные точки крепления и
поддержки. Обычно их располагают врайонах ППП
и ПЗП и проектируют с выполнением требований,
предъявляемых к основным элементам подвески.
4.5.1. Схемы подвески ГТД
на самолете
Выбор схемы подвески двигателя на самоле-
те, конструктивное исполнение элементов под-
вески определяются необходимостью выполне-
ния «двигательных» требований, о которых
говорилось выше, а с другой стороны - диктуется
также наличием «самолетных» требований фас-
положение двигателя на летательном аппарате,
конструкция силовых элементов самолета,
особенности эксплуатации и т.д.).
В настоящее время в гражданской и транс-
портной авиации наиболее часто двигатель на
самолете подвешивается на пилоне под крылом.
Пример такого расположения двигателя пред-
ставлен на рис. 4.45. Для двигателей,
устанавливаемых на пилонах под крылом самолета,
обязательно выполнение элементов крепления к ca-
молету в верхней части в районе расположения
пилона. На рис. 4.46 показана схема подвески
двигателя RB-211. Подвеска двигателя выпол-
Рис. 4.45. Самолет Ил-96-300 с двигателями ПС-90А, расположенными на пилонах под крылом
188

4.5. ПодвескаГТД
Пилон самолета
ППП ^^~*~ 9
///Y^7V
пзп
1
10
Рис. 4.46. Схема подвески ТРДД RB-211 (печатается с разрешения Rolls-Royce plc.): 1, 2, 4, 5, 6-стержни,
воспринимающие вертикальные, боковые нагрузки и крутящий момент; 3 - штырь, воспринимающий осевые
усилия (тягу двигателя); 7, 8 - кронштейны силовой подвески на пилоне самолета; 9,10 - силовой элемент
пилона самолета
нена по «классической» схеме, с наличием ППП
и ПЗП и предназначена для крепления двигателя
на пилоне под крылом самолета.
Как упоминалось выше, в качестве силового
элемента в ППП использован корпус наружного
контура, а в ПЗП - корпус газогенератора.
Схема подвески двигателя Д-30КП на само-
лете Ил-76 (см. рис. 4.47) весьма похожа на
предыдущую конструкцию подвески ГТД на пилоне,
под крылом.
В случае расположения ГТД в хвостовой
части самолета или в фюзеляже самолета (для
военной авиации) применяется боковая подвеска
самолета (рис. 4.48, 4.49, 4.50).
У двигателя Д-30 (см. рис. 4.51) точки крепле-
ния силовых элементов расположены на
наружном контуре. Несомненно, это позволило
значительно упростить конструкцию системы подвес-
ки, но повлекло за собой необходимость
усиления корпусных деталей и введения радиальных
ребер между наружным и внутренним корпусом
в зоне ПЗП.
Рассмотрим более подробно схему подвес-
ки двигателя ПС-90А на самолетах Ил-96-300
иТу-204. Эта схема подвески была реализована
позднее, чем показанные выше для двигателей
RB-211 и Д-ЗОКП. В схеме был учтен опыт
предыдущих разработок ивведен дополнительный эле-
мент - пояс средней подвески ЩСП), позволяющий
уменьшить деформацию корпусов газогенератора.
В схему подвески двигателя ПС-90А
(рис. 4.52) входят разделительный корпус 7,
силовое кольцо 2 компрессора, силовое кольцо 3
задней опоры, передние тяги 4 и 5,
горизонтальная тяга 6, кронштейн 7 средней подвески с тя-
гой 5, тяга наклонная 9, тяги задние 70, 77, 12
и кронштейн 13 заднего пояса подвески. Наличие
ПСП позволяет разгрузить корпуса газогенерато-
189

Глава 4. Силовые схемы ГТД
гоп
ппп
Рис. 4.47. Схема подвески ТРДД Д-ЗОКП: 1, 2, 4 - стержни, воспринимающие вертикальные, боковые
нагрузки и крутящий момент; 3 - штырь, воспринимающий осевые усилия (тягу двигателя); 5 -
силовой элемент пилона самолета
Рис. 4.48. Самолет Ил-62М с двигателями Д-ЗОКУ
Рис. 4.49. Самолет Ty-134A с «боковым» расположением двигателей Д-ЗО
190

4.5. ПодвескаГТД
Рис. 4.50. Самолет МиГ-31 с двигателями Д-30Ф6
pa и уменьшить величину их прогибов. Передача
силы тяги от силовых корпусов газогенератора
двигателя (см. подразд. 4.3) осуществляется
через кронштейн задней подвески. Тяги ППП
имеют шарнирное соединение как с корпусами
газогенератора, так и с силовыми элементами
пилона самолета. Тяги ПЗП также шарнир-
но закреплены и к корпусам газогенератора,
и к кронштейну 73, но сам кронштейн жестко
закреплен за пилон самолета.
Для гидросамолетов характерно
расположение двигателя на пилоне над крылом летатель-
ного аппарата фис. 4.53). Как правило, в таких
случаях осуществляется «нижняя» подвеска дви-
гателя, т.е. элементы крепления к самолету
располагаются в нижней части двигателя, но это не
является обязательным. В случае применения
существующего ГТД с «боковой» или даже
«верхней» подвеской во избежание переделки
отработанной силовой схемы двигателя может быть
принято решение о сохранении двигательной
части системы подвески. Это приводит к
необходимости установки на летательном аппарате
дополнительных силовых ферм, обеспечивающих
принятую систему подвески для ГТД.
4.5.2. Схемы подвески наземных ГТД
При выборе схемы подвески ГТД наземного
применения также обязательно выполнение требований
по двигателю, которые предъявляются для авиации.
Но если для авиационных двигателей элементы
подвески предназначены прежде всего для переда-
ШП
ППП
Рис. 4.51. Схема подвески ТРДД Д-30: 1, 2, 3, 4, 5 - стержни, воспринимающие вертикальные, боковые
нагрузки и крутящий момент; 6 — стержень, воспринимающий осевые усилия (тягу двигателя); 7 — силовые
элементы корпуса самолета, 8 - радиальные ребра
191

Глава 4. Силовые схемы ГТД
I
Места крепления силовой
балки пилона самолета
ГПП
10
12 П
S
14
Рис. 4.52. Схема системы подвески двигателя ПС-90А: 1 - разделительный корпус; 2 - силовое кольцо компрессора;
3 - силовое кольцо задней опоры; 4 и 5 - тяги передние; 6 - тяга горизонтальная; 7 - кронштейн средней подвески;
8 - тяга средней подвески; 9 - тяга наклонная; 10, 11, 12 - тяги задние; 13 - кронштейн заднего пояса подвески,
14 - корпус газогенератора
Щ^ШШ^^^ШШШШШШ^ШШШШШШ^^ШШ^., На рис. 4.54 в качестве примера представлена
схема подвески наземной установки ГТУ-16П.
Рис. 4.53. Самолет А-40 с «верхним»
расположением двигателя
чи тяги двигателя в качестве основной нагрузки, то
для двигателей наземного применения элементы
подвески должны впервую очередь обеспечивать
передачу крутящего момента.
Размещение двигателя наземных установок
на специальной раме при менее жестких, чем
в авиации, требованиях по массе и габаритам
позволяет упростить конструкцию подвески.
Как правило, на наземных установках
применяется два пояса подвески с системой простых по
конструкции стержней (тяг) и шарниров.
4.6. Конструкция подвесок ГТД
Как упоминалось выше, детали подвески
ГТД осуществляют его фиксацию относительно
силовых элементов самолета (для авиационных
двигателей) или силовой рамы (для двигателей
наземного применения). Кроме того, именно
детали подвески обеспечивают передачу усилий,
возникающих в узлах ГТД, на силовые элементы
самолета фамы).
Конструктивное исполнение систем подве-
сок ГТД разнообразно и зависит от
индивидуальных конструктивных особенностей как дви-
гателя, так и объекта его применения. Большое
влияние на выбор конструктивных решений
имеют опыт и традиции фирм-разработчиков.
Даже при выполнении одинаковых схем подвес-
ки конструкция деталей, узлов крепления
бывают весьма различными не только у ГТД
различных разработчиков, но и у модификаций одного
двигателя.
192

4.6. Конструкция подвесок ГТД
ПЗП
1
ппп
ПЗП
Рис. 4.54. Схема подвески установки ГТУ-16П: 1 — двигатель; 2 — рама; 3 — стержни, воспринимающие
вертикальные, боковые нагрузки и крутящий момент; 4 — стержень, воспринимающий осевое усилие
4.6.1. Конструкция подвески
авиационных ГТД
Рассмотрим конструктивное исполнение
системы подвески и ее отдельных узлов на примере
крепления двигателя ПС-90А на самолетах Ил-
96-300, Ty-204. Двигатели ПС-90А на этих ca-
молетах расположены на пилонах под крыльями
и имеют «верхнюю» подвеску.
Схема системы подвески двигателя ПС-90А
показана на рис. 4.55.
Система подвески двигателя имеет три пояса.
Передний силовой пояс (см. рис. 4.55,
сечение A-A) образован разделительным корпусом 7,
передним силовым кольцом 2 компрессора,
передней опорой ротора вентилятора и подпорных
ступеней, задней опорой ротора вентилятора
и передней опорой КВД. На разделительном
корпусе расположены два транспортировочных
фланца 3 для крепления двигателя на
технологической тележке, два кронштейна 4 для такелаж-
ных работ и две тяги 5 для крепления двигателя
к силовой балке 6 пилона самолета. Передняя
подвеска двигателя осуществляется двумя тя-
гами, расположенными V-образно. Нижними
концами тяги шарнирно крепятся к переднему
силовому кольцу, а верхними концами
надеваются на конические цапфы кронштейна сило-
вой балки пилона самолета или траверсе люль-
ки транспортировочного ящика (см. рис. 4.55,
элемент Г).
193

Глава 4. Силовые схемы ГТД
ЧО
I
о <s
ffl О*
Й О
&B
<D
Я" Он
1 §
§ §
&o
£
л
*n ч
« §
n" <u
§ §
&§
£ s
" <* л
S
о ^
s s
О fc[
я л
л «
ч
S tX,
g «г
g I
§ I
« 1
o> о
|Я
M
н и
I §
r^ Ч
ою
^> b^
К ^S
a ffl
Q °
3
—
н
S
о
п
S
Pi
1
<
о
и
гателя
к
S
о
|
* г>
Он
£
£
ТЯГ
1
=£
£
акелаж
Е-
-£
V
£
Ч
d
го
О
£Г
м2
Г.
§
и
о
cc
о
ч
s
о
<N
*~^
■ г-
£
Й
О
0J
pQ
g
£
й
у
t7s
О
E
2
fU
д
П ^
cd
го
* §
qj g
g сЗ
Я £
Й ^
О u
л 5
м н
^ 5
^H ^4
оГ bf
s s
й £
й 5
sl
сз
X
I
к
го
rH Д
" -£
ы ^
§ н
И нн
о а
w £
м о
^J- 4^
s л
g и
§^
н J*s"
s 3
О P
. о
u^ «
^ о
^ £
. н
g &
Рн £
£
Рн
<=-5 О
**ч U
• r-. Св
и 2
о н
<u I
M rrj
g^
в я
;й &
й о
S- £
Э °
&
я
-К
UJ
ь
5
£
О
&
O\
» ^
£
Й
О
aj
Cfi
§
£
-£
w
£
ч:
0J
Он
о
rt
u
S
I
oo
194

4.6. Конструкция подвесок ГТД
Средний силовой пояс (см. рис. 4.55, сечение Б-
Б) образован задним силовым кольцом подвески 7,
расположенным на корпусе КВД, корпусом
опоры шарикового подшипника ротора КВД, опорой
роликового подшипника ТВД. На заднем силовом
кольце шарнирно закреплены тяга 8 средней
подвески 8 и кронштейн силовой подвески средней 9.
Заднийсшовойпояс(см.рисЛ.55,сечея№В-В)
образован задней опорой двигателя и опорой
роликового подшипника ТНД. Задняя
подвеска образована тремя тягами 70,
расположенными в виде буквы «И» и кронштейном подвески
11. Тяги закреплены нижними концами на си-
ловом кольце 12 задней опоры, а верхними на
кронштейне подвески. Кронштейн при помощи
сферического шарнира и двух тяг силовой бал-
ки крепится к силовой балке пилона самолета
(см. рис. 4.55, элемент Д) или к траверсе люльки
транспортировочного ящика.
Все три силовых пояса связаны между собой
корпусами газогенератора исистемой тяг:
передний и средний силовые пояса - тягой
горизонтальной 73, асредний изадний- тягой наклонной 14.
Горизонтальная тяга шарнирно прикреплена одним
концом к разделительному корпусу, другим - к
кронштейну средней подвески. Наклонная тяга одним
концом шарнирно крепится к кронштейну средней
подвески, другим - к кронштейну подвески.
Передняя подвеска передает на пилон самолета
в точках крепления инерционные и
аэродинамические силы, воздействующие на двигатель и гондолу
ввертикальной плоскости. Задняя подвеска
передает на пилон самолета прямую и обратную тяги
двигателя, инерционные и аэродинамические силы,
действующие в горизонтальной и вертикальной
плоскостях перпендикулярно оси двигателя, а
также возникающий крутящий момент вплоскости,
перпендикулярной оси двигателя. Тяги
горизонтальная и наклонная, поддерживая средний силовой
пояс, повышают изгибную жесткость корпуса
газогенератора и, таким образом, препятствуют прогибу
корпуса газогенератора и роторов двигателя.
Остановимся более подробно на конструкции
разделительного корпуса и задней опоры,
являющихся обязательной принадлежностью
переднего и заднего поясов подвесок современных
авиационных двигателей.
Разделительный корпус современного ГТД
является важной частью силовой схемы двигате-
ля. Он осуществляет жесткую силовую
радиальную связь корпусов газогенератора с передними
опорами двигателя. Как правило, в одновальных
ГТД в разделительном корпусе расположена
передняя опора компрессора, а в двухвальных
ГТД - передняя опора КВД и задняя опора
вентилятора. В более сложных силовых схемах двух-
контурных двигателей разделительный корпус
обеспечивает силовую связь корпусов
газогенератора с наружными силовыми корпусами
(корпус вентилятора, кожух наружный, реверс, co-
пло). Как правило, именно на разделительном
корпусе находится передний пояс подвески ГТД
к самолету или раме в наземных установках.
Разделительный корпус представляет собой
сложную тонкостенную литую конструкцию.
На некоторых изделиях элементы корпусов
соединены при помощи сварки. Корпуса
приводов имеют фланцы для крепления к корпусам
опор двигателя, для установки различных
крышек, элементов подвода и отвода масла и т.п. Для
увеличения жесткости конструкции корпуса, как
правило, имеют ребра. Корпуса центральных
приводов большинства изделий изготовляются из ли-
тейных сплавов на основе магния или титана.
На рис. 4.56 представлен разделительный
корпус двигателя ПС-90А. Разделительный кор-
1
11 3 10 4 7 5 8 9
^3**..;-; ■■■,-;--: \~J fV--!r.jT^vSa
уШ1 -fc*^j: L'iJ. у ><&ZK f? V*5
,7,' ,V ~-JUfc ,--7W'iA*'TW.Bj^
Tb>-A*-7*>- fJ +
'V
Рис. 4.56. Разделительный корпус двигателя ПС-90А:
1 - вентилятор; 2 - КВД; 3 - КНД; 4 - корпус наружный;
5 - корпус внутренний; 6 - колесо зубчатое; 7 - корпус
привода; 8 - опора задняя вентилятора; 9 - передняя опора
КВД; 10 - корпус опоры вентилятора; 11 - опора передняя
вентилятора
195

Глава 4. Силовые схемы ГТД
пус расположен между вентилятором 7, компрес-
сором 2 высокого давления - с одной стороны
и компрессором 3 низкого давления - с другой
стороны. Конструктивно он состоит из двух
частей: наружного 4 и внутреннего 5 корпусов, co-
единенных между собой шпильками.
Разделительный корпус изготовлен методом
литья из сплава магния МЛ-5. В проточной части
наружного контура (рис. 4.57) имеются 12
стоек- четыре радиальных (верхняя 7, нижняя 2,
две горизонтальные 3) и четыре пары наклонных
стоек 4, воспринимающих крутящие моменты.
В проточной части внутреннего контура
расположены шесть радиальных стоек, равномерно
расположенных по окружности.
Рис. 4.57. Силовые элементы (ребра) разделительного
корпуса двигателя ПС-90А: 1 - стойка верхняя; 2 - стойка
нижняя; 3 - стойка боковая; 4 - стойки наклонные
Во внутренней полости разделительного
корпуса расположен центральный привод, который
служит для отбора мощности на коробку
приводов от ротора компрессора высокого давления.
Кинематическая схема центрального привода
представляет собой две пары зубчатых колес:
цилиндрическую и коническую. На валу
ротора компрессора высокого давления установле-
но ведущее цилиндрическое зубчатое колесо 6
(см. рис. 4.56). Ведомое цилиндрическое
зубчатое колесо и пара конических зубчатых ко-
лес смонтированы в одном блоке - в
корпусе приводов 7. Корпус приводов монтируется
во внутренней полости внутреннего корпуса.
В корпусе приводов расположена задняя опо-
pa 8 вентилятора.
В задней части внутреннего корпуса
расположена передняя опора 9 КВД. На переднем фланце
внутреннего корпуса установлен корпус опоры
вентилятора 70, в которой расположена передняя
опора 77 вентилятора.
Задняя опора является силовым элементом
двигателя, обеспечивающим жесткую радиаль-
ную связь корпуса газогенератора с задней опо-
рой двигателя. Как правило, задняя опора
является частью заднего пояса подвески ГТД к само-
лету или раме наземных установок.
Кроме того, узел задней подвески двигателя
обеспечивает установку датчиков для контроля
температуры и полного давления газа за турбиной,
деталей подвода и отвода масла, а также крепление
элементов смесительного устройства двигателя.
Пример конструкции задней опоры двигателя
ПС-90А приведен на рис. 4.58.
Задняя опора включает в себя шестистоечный
корпус 7, силовое кольцо 2, внутренний корпус 3,
соединенные между собой болтами и
образующие силовой корпус задней опоры, кожух
защитный 4, который служит для защиты силового коль-
ца от соприкосновения с горячими газами.
В заднюю опору также входят:
- передняя диафрагма 5 для защиты внут-
ренних полостей опоры от попадания го-
рячих газов, выходящих из турбины;
- обтекатели 6 для защиты шестистоечного
корпуса от горячих газов;
- корпус термопар 7;
- козырьки 8 для забора воздуха из наружно-
го контура двигателя для охлаждения внут-
ренних полостей задней опоры;
- кронштейны 9 и тяги 10 для соединения
задней опоры с наружным корпусом;
- тяги 77 и кронштейн 72 для подвески дви-
гателя на самолете;
- кронштейны 13 крепления термопар, тер-
мопары 14 для контроля температуры газа
за турбиной;
- смеситель 15 и конус 16, являющиеся эле-
ментами смесительного устройства;
- диафрагма 7 7.
Через три стойки опоры проходят трубы под-
вода и откачки масла на охлаждение подшипника
и труба суфлирования масляной полости задней
опоры. Через одну стойку выводятся проводники
термопар.
Силовое кольцо, шестистоечный корпус,
внутренний корпус выполнены из жаропрочного
титанового сплава. Кожух защитный и обтека-
196

4.6. Конструкция подвесок ГТД
Вид по полету
Вид против полета
8
Рис. 4.58. Опора задняя: 1 - корпус со стойками; 2 - кольцо силовое; 3 - корпус внутренний; 4 - кожух защитный;
5-диафрагма; 6-обтекатель; 7-корпустермопар; #-козырек; Р-кронштейн; 70-тяга; 77-тяга; 72-кронштейн;
13 - кронштейн; 14 - термопары; 15 - смеситель; 16- конус; 17- диафрагма
тели выполнены из жаростойкого сплава. Тяги
и кронштейн подвески выполнены из сплава
типаЭП517.
На рис. 4.59 показана система подвески двига-
теля фирмы Rolls-Royce RB 211-22B. Двигатель
имеет традиционную схему системы подвески,
имеющую два силовых пояса - ППП и ПЗП.
Кронштейн 1 ППП крепится к корпусу 2 наруж-
ного контура, поэтому в силовую конструкцию
ППП необходимо ввести силовые радиальные
связи - тяги 3 между корпусом 2 и силовым
корпусом 4 газогенератора. На ПЗП расположен кронш-
тейн 5, который, как и кронштейн 7, служит для
крепления двигателя к пилону самолета.
На рис. 4.60 показано конструктивное ис-
полнение системы подвески двигателя RR Trent
800. Система подвески имеет два силовых поя-
ca - ППП и ПЗП с кронштейнами 1 и 2
соответственно, крепления двигателя к пилону самолета.
В отличие от ранее рассмотренной схемы под-
вески двигателей RB-211 и Trent 800 для
разгрузки корпусов газогенератора между кронштейном
ПЗП и силовым корпусом компрессора, входящим
в ППП, установлена наклонная тяга 3.
На рис. 4.61 представлен двигатель фирмы
Pratt & Whitney PW4000. На двигателе PW4000
максимально реализовано требование приближения
точки «снятия» осевых нагрузок коси двигателя.
Пилон 1 через силовые кронштейны 2 и 3 соединен
практически непосредственно с корпусом газогене-
ратора 4. Подобное конструктивное решение
позволяет минимизировать изгибные деформации
корпуса газогенератора.
Боковую систему подвески двигателя
рассмотрим на примере крепления двигателя Д-30
III серии на самолете Ty-134A и Д-30Ф6 на само-
лете МИГ-31.
Двигатель Д-30 (см. рис. 4.62) имеет два по-
яса подвески. В ППП в верхней части входного
корпуса компрессора находится кронштейн 1
с конической цапфой, к которой монтируется две
тяги 2. В ПЗП находится силовой корпус 3 подве-
сок, на котором установлены семь кронштейнов 4
(один - в верхней части, шесть - симметрично
вертикальной оси двигателя). В зависимости от
того, в правой или левой мотогондоле располо-
жен двигатель, будут заняты только четыре
задних точки подвески (верхняя и три боковых
с какой-либо стороны). В ПЗП к кронштейну 4
подсоединены тяга 5, две тяги 6 и тяга 7, с по-
мощью которых передаются крутящий момент,
боковые и вертикальные нагрузки. Передача oce-
вого усилия производится через тягу 8. Для подъ-
ема двигателя имеются три кронштейна, из кото-
197

Глава 4. Силовые схемы ГТД
Рис. 4.59. Двигатель Rolls-Royce RB 211-22B (печатается с разрешения Rolls-Royce plc.):
1 - кронштейн ППП; 2 - корпус наружного контура; 3 - тяга; 4 - корпус газогенератора; 5 - кронштейн ПЗП
ППП
ПЗП
,'■
,-■
Рис. 4.60. Двигатель Rolls-Royce Trent 800 (печатается с разрешения Rolls-Royce plc.):
1 - кронштейн ППП; 2 - кронштейн ПЗП; 3 - наклонная тяга
198

4.6. Конструкция подвесок ГТД
1
ппп
пзп
3
Рис. 4.61. Двигатель Pratt & Whitney PW4000: 1 - пилон крыла самолета;
2 - кронштейн ППП; 3 - кронштейн ПЗП; 4 - корпус газогенератора
5 10
Рис. 4.62. Крепление двигателя Д-30 на самолете Ty-134:1 - кронштейн; 2 - тяги ППП; 3 - силовой
корпус ПЗП; 4 - кронштейн ПЗП; 5, б, 7, 8 - тяги; 9, 10 - кронштейны для подъема двигателя;
11 - технологические фланцы разделительного корпуса
рых два кронштейна 9 закреплены на шпильках
заднего фланца разделительного корпуса и один
кронштейн 10 прикреплен болтами к заднему флан-
цу диффузора и переднему фланцу заднего корпуса
камеры сгорания. Втранспортировочном ящике,
а также на монтажной тележке двигатель крепится
в задней части за два боковых кронштейна 4 и в пе-
редней части - за цапфы, устанавливаемые на два
боковых фланца 11 разделительного корпуса.
Двигатель Д-30Ф6 в двигательном отсеке ca-
молета МИГ-31 крепится к самолетным подвес-
кам в двух силовых поясах фис. 4.63). ППП pac-
положен на разделительном корпусе, ПЗП- на
силовом кольце задней опоры.
Крепление двигателя в переднем поясе
осуществляется в одной точке с помощью передней
подвески, а в заднем поясе - в трех точках с по-
мощью двух кронштейнов.
Передняя подвеска состоит из кронштейна/,
болта-подвески 2 со сферическим подшипником
иконтровочного замка. Кронштейн крепится
двумя призонными болтами к верхней стойке
разделительного корпуса и четырнадцатью - к его флан-
цам. На заднем фланце кронштейна имеются три
такелажных отверстия. Болт-подвеска
вворачивается в резьбовое отверстие верхней
цилиндрической части кронштейна и контрится замком 3.
В болт-подвеску завальцован сферический под-
шипник, в который вставляется болт регулиру-
199

Глава 4. Силовые схемы ГТД
<^
11
8
Рис. 4.63. Крепления двигателя Д30-Ф6 в двигательном отсеке самолета МИГ-31:1 —кронштейн ППП; 2—болт-подвеска;
3 — контровочный замок; 4 — кронштейн ПЗП; 5 — подвеска боковая транспортировочная; 6 — кронштейн такелажный;
7 — кронштейн крепления приспособления для закатки двигателя в двигательный отсек; 8 — передний кронштейн;
9 — задний кронштейн; 10 — тяга; 11 — упор; 12 — кронштейны «стяжки»
емой тяги подвески переднего крепления двига-
теля в двигательном отсеке самолета.
Кронштейны 4 силового кольца задней опоры
крепятся к фланцам наружного силового кольца
задней опоры. На кронштейне имеются по две
проушины, за которые крепятся тяги крепле-
ния двигателя в двигательном отсеке самолета.
Правый двигатель крепится с помощью двух
тяг к проушинам левого кронштейна и одной
тягой к верхней проушине правого кронштейна.
Левый двигатель крепится с помощью двух тяг
к проушинам правого кронштейна и одной тягой
к верхней проушине левого кронштейна.
Боковые транспортировочные подвески на
разделительном корпусе используются при
транспортировке двигателя на специальной те-
лежке и установке двигателя на
транспортировочную «люльку». Узел боковой
транспортировочной подвески состоит из боковой подвески 5
и деталей крепления. Боковая подвеска крепится
к разделительному корпусу. На боковой подвеске
имеется фланец с посадочным отверстием под
цилиндрический выступ бокового транспортиро-
вочного кронштейна и четыре резьбовых
отверстия для крепления бокового транспортировочно-
го кронштейна.
Такелажные кронштейны 6 служат для подъема
двигателя спецприспособлением и используются
при монтаже и демонтаже двигателя в
транспортировочную люльку. Такелажный кронштейн пя-
тью болтами с самоконтрящимися гайками кре-
пится к фланцу переднего корпуса ФК. Кроме
того, для такелажных работ используются
отверстия на кронштейне передней подвески.
Задние кронштейны 7 крепления
приспособления для закатки двигателя установлены на за-
днем фланце корпуса ФК и служат для крепле-
ния кронштейна задней каретки приспособления
для закатки.
Передние кронштейны «закатки»
предназначены для крепления «лыж» при закатке двигателя
в двигательный отсек самолета. Они расположены
200

4.6. Конструкция подвесок ГТД
на входном корпусе КНД. Для закатки
двигателя в двигательный отсек самолета применяются
большой кронштейн и малый кронштейн. Эти
два кронштейна аналогичны по конструкции, но
различаются по размерам. Каждый из кронштейнов
состоит из переднего кронштейна 5, заднего крон-
штейна 9 и тяги 70, соединяющей эти кронштейны.
Конструкция тяги позволяет регулировать ее длину.
На правом двигателе большой кронштейн
ставится с правой стороны двигателя, а малый крон-
штейн - с левой. На левом двигателе - наоборот.
Расположенные на корпусе ФК упоры 11 пред-
назначены для передачи осевого усилия от тяг
задней каретки приспособления для закатки дви-
гателя в самолет на корпуса двигателя. Каждый
упор крепится к ребру жесткости корпуса.
Кронштейны 12 «стяжки», расположенные на
фланцевом разъеме корпуса с экранами ФК и ре-
VVWVv
-,-.-/.-,-,-/AW.V
гулируемого сопла, служат для крепления само-
летных тяг, соединяющих регулируемые сопла
правого и левого двигателей.
4.6.2. Конструкция подвесок
наземных ГТД
Конструктивное исполнение систем подве-
сок ГТД на наземных установках так же мно-
гообразно, как и на авиационных двигателях.
Часто в комплект поставки наземных ГТУ
входит и силовая рама, на которой закреплен дви-
гатель. Таким образом, на заводе-изготовителе
производится полный монтаж ГТД на силовой
раме с установкой элементов системы подвески.
Транспортируется и монтируется на месте уже
готовый модуль ГТУ. Пример такого исполнения
рассмотрим на установке ГТУ-16П (рис. 4.64).
Рама двигателя представляет собой сварную
конструкцию из стальных катаных профилей, на
©
J
ф
Рис. 4.64. Установка ГТУ-16П: 1 и 2 - крон-
штейны; 3 и 4 - тяги подвески; 5 -
опорная лапа; 6 - втулка; 7 - рама; 8 - штырь;
9 - сферический подшипник
201

Глава 4. Силовые схемы ГТД
которой смонтированы кронштейны 7, 2 крепле-
ния тяг 3, 4. Рама имеет четыре опорные лапы 5
для крепления ее на раме ГТУ или в транспор-
тировочном контейнере. На торцах рамы прива-
рены втулки 6 для установки колес при монтаже
двигателя на раму ГТУ. Для исключения
перемещения в осевом направлении двигатель
фиксируется при помощи штыря 5, расположенного на
силовом кольце задней опоры свободной
турбины. Штырь входит в сферический подшипник 9,
закрепленный на раме двигателя.
Контрольные вопросы
1. Что называют силовой схемой двигателя?
2. Приведите классификацию нагрузок в ГТД
по природе их возникновения?
3. В какую сторону направлена суммарная
осевая сила, действующая на рабочую лопатку
компрессора?
4. В какую сторону направлена суммарная
осевая сила, действующая на рабочую лопатку
турбины?
5. В какую сторону направлена суммарная осевая
сила, действующая на лопатку статора турбины?
6. В какую сторону направлена суммарная
осевая сила, действующая на лопатку статора
компрессора?
7. В какую сторону направлена суммарная
осевая сила, действующая на камеру сгорания?
8. Как измеряется осевая сила, действующая
на шариковый подшипник ротора ГТД?
9. Как влияет на суммарную осевую силу,
действующую на ротор высокого давления ТРДД,
открытие клапанов перепуска в КВД?
10. Как уравновешивается крутящий момент от
газовых сил, действующий на ротор турбины?
11. На каких режимах полета самолета на ротор
двигателя действует гироскопический момент?
12. Какими узлами конструкции двигателя
воспринимается осевая инерционная сила,
действующая на ротор ГТД при торможении самолета?
13. В каких случаях в силовую схему роторов
ТРДД вводят межвальный подшипник?
14. Почему одна из опор ротора ГТД
выполняется на шариковом подшипнике, а остальные - на
роликовых?
15. Каким образом осуществляется передача
радиальных усилий с задней опоры ротора ТРД в
силовой схеме статора с внутренней связью?
16. Почему силовая схема статора ТРД с
внутренней связью не получила широкого
распространения?
17. Для чего применяются упруго-демпфер-
ные опоры роторов ГТД?
18. В чем преимущества и недостатки
авиационных двухточечных и трехточечных шариковых
подшипников?
19. В чем преимущества и недостатки
центрирования сепараторов подшипников по
внутреннему и наружному кольцам подшипника?
20. Каким образом обеспечивается
температурный режим работы подшипников?
21. Какие элементы входят в состав опор
роторов ГТД и для чего они предназначены?
22. Какие нагрузки воспринимает система
подвески двигателя?
23. Чем обусловлено стремление к
уменьшению прогиба геометрической оси двигателя при
проектировании системы подвески?
24. Перечислите требования к конструкции
системы подвески двигателя на самолете.
25. В чем особенности схем подвески
наземных ГТД?
4.7. Англо-русский словарь-минимум
applied force - приложенная сила
axial clearance - осевой зазор
axial force - осевая сила
axial load - осевая нагрузка
balance chamber - разгрузочная полость
ball bearing — шарикоподшипник
bearing — подшипник, опора
bearing cage — обойма подшипника
bearing chamber - полость подшипника
bearing housing - корпус подшипника
bending load - изгибающая нагрузка
bearing package - узел подшипника
bearing race - обойма подшипника
bearing sump — масляная полость подшипника
bearing support - опора подшипника
bracket — подвеска, кронштейн
case - корпус
clearance - зазор
coking - коксообразование
connection - соединение
contact seal — контактное уплотнение
contamination — загрязнения, посторонние включения
damper - демпфер
elastically supported bearing - подшипник с упругой
установкой в опоре
engine front mount - передний узел подвески
engine mount — узел подвески двигателя
engine mount structure - подмоторная рама
engine-mounting trunnion - цапфа подвески двигателя
engine rear mount - задний узел подвески
flange connection - фланцевое соединение
fluid stream lubrication - смазка масляной струей
202

4.8. Списоклитературы
frame - рама, силовой корпус
gravity load - весовая нагрузка
grooved restrictor - лабиринтное уплотнение
gyroscopic moment - гироскопический момент
handling trunnion - цапфа для транспортировки двигателя
hanger - подвеска
hoist — точка подвески
inertial force - сила инерции
inertial load - инерционная нагрузка
inner bearing - внутренняя обойма
internal diameter - внутренний диаметр
intershaft bearing — межвальный подшипник
joint — соединение, связь
link — тяга, звено
link connection - шарнирное соединение
load bearing case - силовой корпус
lubrication - смазка
main bearing - подшипник ротора ГТД
moment ofmomentum — момент количества движения
mount - подвеска, крепление
mounting bracket - узел подвески
oil baffle - маслоотражатель
oil damped bearing - подшипник с масляным демпфером
oil film — масляная пленка
oil fikn damper - масляный демпфер (подшипника)
oil jet - масляная форсунка
oil nozzle — масляная форсунка
oil sample - проба масла
outer bearing - наружная обойма
outer diameter - наружный диаметр
pressure force - сила давления
pylon — пилон
raceway - беговая дорожка подшипника
radial bearing - опорный подшипник
radial clearance - радиальный зазор
restrictor — бесконтактное уплотнение
roller - ролик
roller bearing - роликоподшипник
rotor support damper - демпфер опоры ротора
shaft - вал
shield - защитная оболочка
split bearing - разрезная обойма
spray-jet lubrication - смазка струйной форсункой
static pressure - статическое давление
structural member- силовой элемент
temperature strain - температурная деформация
thermal insulation blanket - теплоизоляционный слой
thrust bearing - упорный подшипник
under-race lubrication- смазка с подводом через отверстия
во внутренней обойме подшипника
4.8. Список литературы
4.1. Конструкция и проектирование авиационных
газотурбинных двигателей / под ред. Д.В. Хронина. - M.:
Машиностроение, 1989.
4.2. ОСТ 100323-79. Валы и отверстия корпусов
газотурбинных двигателей, посадки шариковых и роликовых
подшипников.
4.3. ГОСТ 3189-89. Подшипники шариковые и
роликовые. Система условных обозначений.
4.4. ГОСТ 7274-70.
4.5. ГОСТ 18855-94 (ИСО 251-90). Подшипники
качения. Динамическая расчетная грузоподъемность и расчетный
ресурс (долговечность).
4.6. Подшипники качения: справочник-каталог / под ред.
В.И. Нарышкина и P.B. Корасташевского. - M.:
Машиностроение, 1984.
4.7. Подшипники. Ограничительный перечень. — М., 1989.
4.9. Методикарасчетной оценки долговечности
подшипников качения авиационных двигателей и их агрегатов,
требования к конструктивным параметрам опор. ЦИАМ, 1996.
4.10. ДемидовичВ.М. Исследование теплового режима
подшипников ГТД /B.M. Демидович. — M.: Машиностроение,
1978.
203

ОГЛАВЛЕНИЕ
ПРЕДИСЛОВИЕ К СЕРИИ «ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ» 3
ПРЕДИСЛОВИЕ К КНИГЕ «ОСНОВЫ КОНСТРУИРОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК» 5
Глава 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ГАЗОТУРБИННЫХДВИГАТЕЛЯХ 9
1.1. Введение 9
1.2. Газотурбинные ВРД-основные двигатели современной авиации 12
1.2.1. Основные типы авиационных ГТД, объекты и области применения 12
1.2.1.1. Турбореактивные двигатели (ТРД) 12
1.2.1.2. Турбовинтовые двигателии вертолетные ГТД 13
1.2.1.3. Двухконтурныетурбореактивные двигатели (ТРДД) 15
1.2.1.4. Двигатели для самолетов вертикального взлетай посадки 19
1.2.1.5. Комбинированные двигатели для больших высот и скоростей полета 21
1.2.1.6. Вспомогательные авиационные ГТД и СУ 22
1.2.2. Авиационные СУ 23
1.2.3. История развития авиационных ГТД 25
1.2.3.1.Россия 25
1.2.3.2. Германия 30
1.2.3.3. Англия 32
1.3. ГТД наземного и морского применения 37
1.3.1. Области применения наземных и морских ГТД 37
1.3.1.1. Механический привод промышленного оборудования 37
1.3.1.2. Приводэлектрогенераторов 38
1.3.1.3. Применение в морскихусловиях 39
1.3.2. Основные типы наземных и морских ГТД 39
1.3.2.1. СтационарныеГТД 40
1.3.2.2. Наземные и морские ГТД, конвертированные из авиадвигателей 41
1.3.2.3. Микротурбины 43
1.4. Основные мировые производители ГТД 44
1.4.1. Основныезарубежные производителиГТД 44
1.4.2. Основные российские производители ГТД 46
Контрольные вопросы 48
1.5. Англо-русский словарь-минимум 48
1.6. Списоклитературы 48
1 лявя 2. ООНОВНЫЕ HAxAJVlElxoi И ГхЕгэОВАНИЯ rv 1 ГД 4"
2.1. Основы рабочего процесса ГТД 49
2.1.1. ГТДкактепловаямашина 49
2.1.1.1. Простой газотурбинный цикл 49
2.1.1.2. Применение сложных циклов в ГТД 52
2.1.2. Авиационный ГТД какдвижитель 54
2.1.3. Полный КПДитопливнаяэффективность (экономичность) ГТД 54
2.2. ПараметрыГТД 55
2.2.1. Основные параметры авиационных ГТД 55
2.2.2. Основные параметры наземных и морских приводных ГТД 59
204

2.3. Требования к авиационным ГТД 61
2.3.1. Требования к тяге (мощности) 61
2.3.2. Требования к габаритным и массовым характеристикам 62
2.3.3. Возможность развития ГТД по тяге (мощности) 64
2.3.4. Требованиякиспользуемымгорюче-смазочнымматериалам 64
2.3.4.1. Топлива авиационныхГТД 64
2.3.4.2. Авиационные масла 66
2.3.4.3. Авиационные гидравлическиежидкости 68
2.3.5. Надежность авиационных ГТД 68
2.3.5.1. Основные показатели 68
2.3.5.1.1. Показатели безотказности, непосредственно влияющие
на безопасностьработы двигателя 69
2.3.5.1.2. Показатели безотказности, характеризующие технико-экономическое
совершенство двигателя 69
2.3.5.2. Методология обеспечения надежности 70
2.3.5.2.1. Этап проектирования 70
2.3.5.2.2. Этап производства серийного двигателя, его эксплуатации и ремонта 70
2.3.6. Ресурс авиационныхГТД 71
2.3.6.1. Методологияобеспеченияресурса 71
2.3.6.2. Количественныепоказателиресурса 72
2.3.7. Требования производственной технологичности 72
2.3.8. Требованияэксплуатационнойтехнологичности 73
2.3.8.1. Эксплуатационная технологичность - показатель совершенства ГТД 73
2.3.8.2. Основные качественные характеристики ЭТ 73
2.3.8.3. Количественныепоказатели ЭТ 74
2.3.9. Экономические требования к авиационным ГТД 74
2.3.9.1. Себестоимостьпроизводства 74
2.3.9.2. СтоимостьЖЦдвигателя 74
2.3.10. Экологическиетребования 75
2.3.10.1. Требования к эмиссии авиационных двигателей гражданской авиации 75
2.3.10.2. Ограниченияпо шуму 76
2.3.11. Некоторые специфические требования к авиационным ГТД в зависимости от их
применения (незаметность в инфракрасном и радиолокационном диапазонах длин волн) 76
2.3.12. Соответствие требованиямлетной годности 77
2.4. Особенности требований к ГТД наземного применения 78
2.4.1. Особенности требований к приводным ГТД для ГПА 78
2.4.1.1. Требования к характеристикам ГТД 78
2.4.1.2. Требованиякресурсами надежности 79
2.4.1.3. Требования к габаритам и весовым характеристикам 80
2.4.1.4.ИспользуемыеГСМ 80
2.4.1.5. Требованияэкологии и безопасности 80
2.4.1.6. Требования производственной и эксплуатационной технологичности 81
2.4.2. Особенности требований к ГТД энергетических установок 81
2.4.2.1. Требования к характеристикам ГТД 81
2.4.2.2.ИспользуемыеГСМ 81
2.4.2.3. Требования к ресурсам и надежности 81
2.4.2.4. Требованиякэкологиии безопасности 82
2.4.2.5. Требования к контролепригодности, ремонтопригодности и др 82
2.5. Методологияпроектирования 82
2.5.1. Основные этапы проектирования ГТД 82
2.5.1.1. Техническое задание 82
2.5.1.2. Техническое предложение 83
205

2.5.1.3. Эскизный проект 83
2.5.1.4. Техническийпроект 84
2.5.1.5. Разработкаконструкторской документации 85
2.5.2. Разработка конструкций ГТД на основе базовых газогенераторов 85
2.5.2.1. Газогенератор - базовый узел ГТД 85
2.5.2.2. Основные параметры и конструктивные схемы газогенераторов ГТД 85
2.5.2.3. Создание ГТДразличного назначения на базе единого газогенератора 89
2.5.2.4. Использование геометрического моделирования при проектировании ГТД 94
2.6. Сертификация авиационных ГТД, ГТУ для ГПА и ГТЭС, их производства и систем
менеджментакачестваэтого производства 99
2.6.1. Общие положения 99
2.6.1.1. Общие положения по авиационным ГТД 99
2.6.1.2. Общие положения по сертификации наземной техники 99
2.6.1.3. Общие положенияпо сертификациипроизводстваи CMK 100
2.6.1.4. Органырегулирования деятельности 100
2.6.1.4.1. Авиационнаятехника 100
2.6.1.4.2. Органы регулирования деятельности по сертификации производства и CMK 100
2.6.2. Термины и определения 100
2.6.2.1. Авиационнаятехника 100
2.6.2.2. Наземнаятехника 101
2.6.2.3. ПроизводствоиСМК 103
2.6.2.4. Принятые сокращения и обозначения 103
2.6.3. Порядокипроцедурасертификации авиационнойтехники 103
2.6.3.1. Основные этапы создания авиационных ГТД 103
2.6.3.2. Этапы процессасертификации авиационныхГТД 104
2.6.4. Порядок и процедуры выполнения работ по сертификации наземной техники 107
2.6.5. Сертификацияпроизводстваи CMK 108
2.6.6. Закон о техническом регулировании 108
2.6.6.1. Авиационнаятехника 108
2.6.6.2. Закон «О техническом регулировании» применительно к наземной технике 108
Контрольные вопросы 111
2.7. Англо-русский словарь-минимум 111
2.8. Списоклитературы 112
Глава 3. КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ ГТД 113
3.1. Конструктивные схемы авиационныхГТД 113
3.1.1. Турбореактивные двигатели 113
3.1.2. Двухконтурныетурбореактивные двигатели 115
3.1.3. Турбовинтовые и вертолетные ГТД 124
3.1.4. Подъемные и подъемно-маршевые ГТД 128
3.2. Конструктивные схемы наземных и морских ГТД 131
3.2.1. ОдновальныеГТД 133
3.2.2. ГТДсо свободной силовойтурбиной 133
3.2.3. ГТД со «связанным» КНД 136
3.2.4. Конструктивные особенности наземных ГТДразличного назначения 139
3.2.5. Конструктивные особенностиГТДсложныхциклов 142
Контрольные вопросы 145
3.3. Англо-русский словарь-минимум 146
3.4. Списоклитературы 146
206

Глава 4. СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ГТД 147
4.1. Усилия, действующие в ГТД 147
4.1.1. Осевые газовые силы 148
4.1.1.1. Входноеустройство двигателя 148
4.1.1.2. Осевой компрессор дискового типа 148
4.1.1.3. Камерасгорания 150
4.1.1.4.Турбина 151
4.1.1.5. Сопло 151
4.1.1.6. Осеваясила 152
4.1.2. Крутящие моменты отгазовыхсил 155
4.1.3. Инерционные силы и моменты 155
4.2. Силовые схемыроторов 156
4.3. Силовые схемы статоров 158
4.4. ОпорыроторовГТД 159
4.4.1. Конструктивные элементы опор ГТД 160
4.4.2. Статорнаячасть опоры 160
4.4.3. Роторнаячасть опоры 161
4.4.4. Подшипники 161
4.4.4.1. Типы подшипников ГТД и их обозначения 162
4.4.4.2. Материалыподшипников 163
4.4.4.3. Условия работы и особенности конструкции подшипников ГТД 165
4.4.4.4. Основные дефекты подшипниковыхузлов 168
4.4.5. Элементы систем обеспеченияработоспособности подшипников 170
4.4.6. Проектирование опор ГТД 171
4.4.6.1. Исходные данные, ихразработка 172
4.4.6.2. Определениенагрузок 173
4.4.6.3. Конструирование элементов опор 174
4.4.6.4. Проектирование илиподбор подшипников 174
4.4.6.5. Расчеттеплового состояния опор 175
4.4.6.6. Расчет напряженно-деформированного состояния элементов опор 178
4.4.6.7. Экспериментальные исследования отдельных элементов опор 180
4.4.7. Конструктивноеисполнение опор современныхГТД 181
4.4.7.1. Конструкция опор авиационных ГТД 181
4.4.7.2. Конструкция опор наземныхГТД 186
4.5.ПодвескаГЩ 187
4.5.1. Схемы подвески ГТД на самолете 188
4.5.2. Схемы подвескиназемныхГТД 191
4.6. КонструкцияподвесокГТД 192
4.6.1. Конструкция подвески авиационныхГТД 193
4.6.2. Конструкция подвесок наземных ГТД 201
Контрольные вопросы 202
4.7. Англо-русский словарь-минимум 202
4.8. Списоклитературы 203
207

Учебное издание
Иноземцев Александр Александрович,
Нихамкин Михаил Александрович,
Сандрацкий Валерий Львович
ОСНОВЫ КОНСТРУИРОВАНИЯ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Учебник
Том 1
Общие сведения. Основные параметры и требования,
Конструктивные и силовые схемы
Редактор и корректор И.А. Мангасарова
Подписано в печать 10.05.2008. Формат 60x90/8.
Усл. печ. л. 26. Тираж 1000 экз. Заказ № 79/2008.
Издательство
Пермского государственного технического университета.
Адрес: 614990, г. Пермь, Комсомольский проспект, 29, к. 113,
Тел.C42J19-80-33.