Настоящая работа посвящена оценке достоинств и недостатков авиационных газотурбинных двигателей, содержащих несколько вентиляторов, каждый из которых вращает «своя» турбина низкого давления (далее ТНД), посаженная на один вал с вентилятором.
1. Сама по себе идея силовой установки (далее СУ) в которой поток сжатого вырабатываемого газогенератором горячего газа подают на входы нескольких ТНД, каждая из которых вращает «свой» вентилятор, отнюдь не нова. Так, например, на рис. 1.1 представлена схема самолёта вертикально взлёта - посадки (далее СВВП), опубликованная в книге, изданной более полувека тому назад [1].
Рисунок 1.1
Во избежание терминологической путаницы уточним следующие термины:
1.1. Турбина низкого давления (далее ТНД) последняя в газовом тракте двигателя турбина, газ с выхода из которой поступает в сопло и далее - в атмосферу.
1.2. Турбовентиляторная приставка (далее ТВП) - одновальная турбомашина, содержащая ТНД, вентилятор, корпус и сопло. Возможно, не необязательно наличие камеры смешения, в которой газ с выхода ТНД смешивается с воздухом, сжатым вентилятором и далее поступает в сопло.
1.3. Многовентиляторный ГТД (далее МВГТД) - ГТД, содержащий один газогенератор и более одной ТВП.
2. Известны ТРДД с одной ТВП. В конце пятидесятых - начале шестидесятых годов прошлого века в США серийно производились двигатели CJ-805-23 и TF-700. Несколько позже «По предложению П.А. Соловьёва в 1965г. в ОКБ были разработаны два проекта турбовентиляторных безредукторных двигателей с задней турбовентиляторной приставкой. Это ТРДД Д-40 и Д-50» [2]. Их продольные разрезы и конструктивные схемы представлены на рисунке 1.2.
Рисунок 2.1
Преимущества и недостатки ТРДД, выполненных по схеме рисунок 2.1 очевидны.
2.1. Преимущества:
2.1.1. Возможность обеспечить оптимальные скорости вращения компрессора низкого давления (далее КНД) и вентилятора по отдельности без применения дорогостоящего и сложного в изготовления редуктора.
2.1.2. На вход воздухозаборника КНД поступает «чистый» поток, не возмущённый в комлевой части вентилятора, как это имеет место в ТРДД с передним размещением вентилятора, что позволяет повысить КПД КНД и снизить расход топлива.
2.1.3. Длина и вес вала ТВП намного меньше, а жёсткость существенно больше, чем у вала низкого давления двух- или трёхвальных ТРДД с передним расположением вентилятора.
2.1.4. Исключается возможность зацепления самого длинного и нагруженного, а потому – самого проблемного вала низкого давления с другими валами при их продольных колебаниях.
2.2. Недостатки, принципиально присущие ТРДД, выполненных по схеме рисунок 2.1.
2.2.1. Наличие относительно большого и длинного центрального тела на входе в воздухозаборник вентилятора влечёт за собой некоторое снижение его КПД.
2.2.2. Асимметричное затенение газогенератором потока при несовпадении оси газогенератора с направлением потока на входе в вентилятор приводит к увеличению уровня вибраций на частоте вращения ротора ТВП, тем большему, чем больше угол между направлением потока на входе в ТВП и осью симметрии её ротора.
2.3. Тот факт, что General Electric давно прекратила выпуск ТРДД, выполненных по этой схеме, а проекты Д-40 и Д-50 не были реализованы, позволяет сделать вывод, что недостатки ТРДД, выполненных по схеме с единственной задней ТВП превалируют над их достоинствами.
3. Дополнительные преимущества ТРДД по схеме рисунок 2.1, которые даёт замена одной ТВП на несколько меньшего размера.
3.1. Уменьшение массы ТРДД. Следует из закона квадрата-куба. Из математики известно, что объёмы геометрически подобных тел пропорциональны кубам их линейных размеров, а площади – квадратам. Из практики - что «Квадратично-кубичная закономерность имеет место и в двигателестроении. Так, можно считать, что у ТРД тяга пропорциональна квадрату диаметра, а масса – объёму, т.е. кубу диаметра» [3].
3.1.1. Оценка величины уменьшения массы всего ТРДД при замене одной большой ТВП несколькими меньшего размера.
На рисунке 3.1 представлен график, отбражающих влияние степени двухконтурности на относительную массу каскада высокого давления ТРДД с передним размещением вентилятора, заимствованный из [4].
Рисунок 3.1
Доля массы каскада высокого давления в массе ТРДД с передним размещением вентилятора.
В первом приближении можно считать, что доли масс каскадов высокого давления у ТРДД с передним и задним размещением вентиляторов примерно одинаковы. Масса газогенератора ТРДД, выполненного по схеме рисунок 2.1 больше массы его каскада высокого давления на величину массы компрессора низкого давления (КНД). Чтобы учесть массу КНД при оценке доли массы всего газогенератора в ТРДД по схеме рисунок 2.1, увеличим долю массы каскада высокого давления на одну треть (см. рисунок 3.2).
Рисунок 3.2
Доли масс каскада высокого давления в массе ТРДД с передним вентилятором и газогенератора в ТРДД по схеме рисунок 2.1.
На основании графика рисунок 3.2 и формулы (5) было построено семейство графиков рисунок 3.3, отображающее зависимость уменьшения массы ТРДД с задним вентилятором при замене одной большой ТВП на несколько одинаковых, геометрически ей подобных, при различных степенях двухконтурности.
Экономия веса ТРДД с задним размещением вентиляторов в зависимости от их числа при различных степенях двухконтурности.
3.2. Возможность оптимизации числа ступеней КНД и КВД. Известно, что оптимальное отношения количества ступеней в КНД и КВД двухвального компрессора близко к единице. Тот факт. что в компрессоре газогенератора Д-50 отношение числа ступеней (3 в КНД и 11 в КВД) далеко от оптимального объясняется применением в Д-50 готового каскада высокого давления от ранее созданных двухвальных двигателей, в которых на одном валу с КНД был посажен вентилятор. В трёхвальных двигателях, у которых ТНД вращает только вентилятор, оптимальное отношение количеств ступеней компрессоров среднего и высокого давлений близко к единице. Например, в двигателях Д-36 [4] и Д-18[5] у которых оно точно равно 1.
Оптимизация количества ступеней в КНД и КВД позволяет несколько снизить массу компрессора и повысит его КПД.
3.3. Возможность уменьшения строительной высоты двигателя.
3.3.1. При компоновке двигателей под крылом самолётов-низкопланов, замена одного большого вентилятора на несколько ТВП с вентиляторами меньшего диаметра позволяет уменьшить «угол V» крыла, что в свою очередь позволяет уменьшить сопротивление интерференции крыла с фюзеляжем, высоту и массу стоек шасси [6] и [7].
3.3.2. У самолётов, выполненных по двухбалочной схеме, уменьшение строительной высоты позволяет разместить ТРДД внутри центрального участка крыла, что, в свою очередь, позволяет:
3.3.2.1. уменьшить до нуля аэродинамическое сопротивление силовой установки:
3.3.2.2. Уменьшить сопротивление интерференции центрального участка крыла с фюзеляжем, в отдельных случаях – до отрицательных его величин.
3.4. Размещение осей ТВП в одной плоскости позволяет придать выхлопной струе форму. близкую к плоской, без сколько-либо существенного усложнения конструкции ТРДД и увеличения его массы, что позволяет применить для всех ТВП общее плоское сопло.
Рисунок 3-4
Фрагмент из [9]
3.5. Дополнения к сказанному в тексте на рисунке 3-4.
Форму потока воздуха на входах в ТВП многовентиляторных ТРДД тоже несложно сделать плоской, что, позволяет сделать регулируемыми не только сопло, но и воздухозаборник. Возможность регулирования расхода воздуха на входах в ТВП дополнительно позволяет:
3.5.1. Увеличить тягу во взлётных режимах и при уходе на второй круг;
3.5.2. Уменьшить расход топлива в крейсерских режимах.
4. Недостатки, присущие многовентиляторным ТРДД и возможные пути их преодоления.
Помимо общих недостатков, присущих всем ТРДД с ТВП, которые перечислены в п. 2.2, у ТРДД с несколькими ТВП есть свои, присущие только им, недостатки, обусловленные наличием трубопроводов, соединяющих выход газогенератора с входами турбин ТВП. Главные из них:
4.1. Потери давления в трубопроводах. Приводят к уменьшению полезной работы на валах турбин ТВП и уменьшению тяги. Чтобы оценить их, нужен проект трубопровода, которого на данном этапе нет и быть не может. Полностью устранить их невозможно, но можно уменьшить за счёт рационального проектирования трубопроводов.
4.2. Потери тепла через стенки трубопроводов, также приводят к уменьшению полезной работы на валах турбин ТВП. Кроме того, возможны проблемы в связи с необходимостью отвода этого тепла. Радикально снизить температуру внешней поверхности трубопроводов, а, значит, и потери тепла можно за счёт футеровки внутренней поверхности трубопроводов фасонными огнеупорами, изготовленными из вспененного карбида кремния. В окислительной среде карбид кремния длительно выдерживает температуры до 1600К. Технология производства изделий из вспененного карбида кремния давно известна. Фирма ИРИТО применяла её ещё в конце прошлого века.
4.3. Увеличение массы ТРДД обусловленное наличием трубопроводов. На данном этапе возможны лишь грубые оценки массы трубопроводов, которые, однако, позволяют утверждать, что, при степени двухконтурности больше 3, экономия веса, обусловленная заменой одной большой ТВП (см. графики на рисунке 3.3) превысит утяжеление, обусловленное наличием трубопроводов.
Выводы.
Представляется целесообразным:
1. Дальнейшее углублённое исследование описанной здесь схемы многовентиляторного ТРДД.
2. Уделить особое внимание случаям компоновки многовентиляторных ТРДД внутри крыла, переднего горизонтального и V-образного хвостового оперения.
3. В целях экономии затрат и улучшения качества подготовки молодых специалистов часть исследований провести в рамках дипломного проектирования.
Литература.
1. Коллектив авторов. Проектирование самолётов. Под редакцией С.М. Егера. М. «Машиностроение». 1972 г. Стр. 178.
2. В.А. Зрелов. Отечественные газотурбинные двигатели. Основные параметры и конструктивные схемы. М. «Машиностроение». 2005г. Стр. 180.
3. В.М. Шейнин, В.И. Козловский. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолётов. М. «Машиностроение». Том 1 стр. 68.
4. О.К. Югов, О.Д. Селиванов. Основы интеграции самолёта и двигателя. М. «Машиностроение». 1989 г. Стр. 139 рис. 7.3.
5. Шустов И.Г. Двигатели 1944-2000 Авиационные, ракетные, морские, промышленные. АКС-Конверсалт. М. 2000г. стр. 322-323.
6. Там же. Стр. 324-325.
7. Ю.Б. Назаренко «Критика классической схемы современных пассажирских самолётов и их силовых установок и возможные альтернативные решения». Рисунок 5-4. https://dzen.ru/a/Zumh_4SoSVBD60r6
8. Там же. Рисунок 5-6
9. О.К. Югов, О.Д. Селиванов. Основы интеграции самолёта и двигателя. М. «Машиностроение». 1989 г. Стр. 122-123.