Заведующий кафедрой
к.т.н. __
(учёное звание и степень)
___ Глазков А.С. __
(подпись, фамилия и инициалы)
ВЫПУСКНАЯ
КВАЛИФИКАЦИОННАЯ
РАБОТА
(пояснительная записка)
Тема: “Особенности конструкции и эксплуатации основных систем авиационных двигателей семейства CFM56”
Руководитель
Глазков А.С.__
(Ф.И.О.)
________________
(подпись)
Исполнитель
Байбородина М.В.
(Ф.И.О.)
________________
(подпись)
Консультант
Озеров А. В.__
(Ф.И.О.)
________________
(подпись)
САНКТ-ПЕТЕРБУРГ
Г.
АННОТАЦИЯ
Дипломная работа посвящена изучению особенностей конструкции и эксплуатации основных систем авиационных двигателей семейства CFM56. Целью работы является получение результатов анализа особенностей конструкции, принципов работы, практики технического обслуживания систем, необходимых для работоспособности базового двигателя.
Первый раздел работы содержит сведения о турбореактивных двухконтурных двигателях, перспективах их развития и модернизации. Также затрагивается вопрос и о системах двигателя. Во втором разделе рассматриваются воздушные системы: внутренние и внешние. В третьем разделе изучена система смазки. В четвертом разделе рассматривается запуск и зажигание двигателя, и приведено описание реверсивных устройств. В пятом разделе произведен расчет для построения зависимостей, позволяющих проводить сравнительную оценку экономичности ТРДД с раздельным выходом потоков при различных параметрах рабочего процесса и степени двухконтурности. В заключительной части приведены выводы и рекомендации по проделанной работе.
Дипломная работа содержит:
- листов пояснительной записки – 123;
- разделов – 5;
- таблиц – 3;
- рисунков – 65;
- использованных источников – 10.
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
АММ – Aircraft Maintenance Manual. Руководство по эксплуатации
CDP – Compressor Discharge Pressure. CDP уплотнение или уплотнение баланса тяги
DEU – Display Electronic Unit. Электронный блок индикации
EASA – European Aviation Safety Agency. Европейское агентство по авиационной безопасности
ECAM – Electronic Centralised Aircraft Monitor.
EEC – Electronic Engine Control. Система электронного управления двигателем
EGT– Exhaust Gas Temperature. Температура выхлопного газа
EIU – Engine Interface Unit. Блок концентратор данных
FAR – Federal Aviation Regulations. Федеральные авиационные правила
FADEC – Full Authority Digital Engine (or Electronics) Control. Электронно-цифровая система управления двигателем
MCD – Master Chip Detector. Магнитный детектор стружки
МЕС – Main Engine Control. Агрегат дозировки топлива
LVDT – Linear Variable Differential Transducer. Преобразователи линейного перемещения
ODM – Oil Debris Monitors. Мониторы частиц износа в масла
SOAP – Spectrographic Oil Analysis Program. Метод спектрального анализа масла
ТАТ – Total Air Temperature. Полная температура воздуха на входе в двигатель
VBV – Variable Bleed Valves. Регулируемые перепускные клапаны
VSV – Variable Stator Vanes. Поворотные лопатки статора
КВД, КНД – компрессор высокого давления, компрессор низкого давления
ТВД, ТНД – турбина высокого давления, турбина низкого давления
ТРДД – турбореактивные двухконтурные двигатели
Оглавление
Введение…………………………………..…………………………………………….7
1. Двухконтурные турбореактивные двигатели для самолетов
Гражданской Авиации………………………………………………………………9
1.1. Перспективы развития двигателей………………………….………………..9
1.2. Двигатели для магистральных самолетов………………….……………….10
1.3. Семейство ТРДД CFM56…………………………………………………….12
1.4. Комплекты модернизации двигателей семейства CFM56…………………13
1.5. Системы турбореактивных двухконтурных двигателей…………………..17
1.6. Классификация систем двигателя…………………………………………...18
1.7. Требования к системам двигателя…………………………………..………19
1.8. Сечения газового тракта……………………………………………………..22
2. Воздушные системы двигателя…………………………………..………………..24
2.1. Внутренние воздушные системы………………………………..…………..24
2.1.1. Охлаждение и уплотнение компонентов………………..…………..24
2.1.2. Компенсация осевых усилий давлением………….……..…………..28
2.1.3. Наддув полости подшипника…………….…………….…………….30
2.2. Внешние воздушные системы………….……………………………………31
2.2.1. Системы охлаждения и вентиляции………………….…….………..31
2.2.2. Система активного управления зазорами…………….……….…….34
2.2.2.1. Компоненты системы активного управления зазорами…...36
2.2.2.2. Работа системы активного управления зазорами…….….…38
2.2.2.3. Логика управления и входные сигналы……………..….…..40
2.2.3. Системы управления компрессором…………………………..……..42
2.2.3.1. Система регулируемых клапанов отбора воздуха VBV..….43
2.2.3.2. Система поворотных лопаток статора VSV……....…..……48
2.2.3.3. Перепускные клапаны КВД…………………………….……52
3. Система смазки двигателя…………………………………..……………………..54
3.1. Функции системы смазки……………………………………………………54
3.2. Конструкция и компоненты системы смазки………………………………55
3.3. Зоны смазки……………………..…..…………….…………………………..58
3.4. Компоненты системы…………...………………………..…………………..60
3.4.1. Масляные баки……………………………………...…………………60
3.4.2. Насосы и фильтры………………………...…………………………..62
3.4.3. Охлаждение масла……………...…..…………………………………64
3.4.4. Компоненты дренажной системы…………...….……………………65
3.5. Системы индикации и мониторинга……………..………………………….66
3.5.1. Индикация рабочей информации………………...…………………..66
3.5.2. Датчики системы индикации…………………………..……………..67
3.5.3. Обработка данных, мониторинг системы……………...……………68
3.5.4. Мониторинг твердых частиц……………………………...………….69
3.6. Практика технического обслуживания маслосистемы…………...………..72
3.6.1. Обслуживание масляного бака……………..………………………..72
3.6.2. Масляный фильтр. Снятие/установка………….……………………73
3.6.3. Магнитный детектор стружки. Осмотр…………...…………………74
4. Системы запуска и зажигания. Реверсивные устройства.……………………….75
4.1. Система запуска…..…………………………………………………………..75
4.1.1. Основные сведения………………………….………………………..75
4.1.2. Компоненты системы запуска………………………..………………77
4.1.2.1. Воздушный трубопровод стартера………………………….77
4.1.2.2. Воздушный стартер…………...…………………...…………79
4.1.2.3. Пусковой клапан……………………...……………...……….80
4.2. Система зажигания……………………………...…………..………………..82
4.2.1. Основные сведения…………………...………………………………82
4.2.2. Компоненты системы зажигания……………....…………………….82
4.2.2.1. Генератор зажигания (блок зажигания)……..………...……83
4.2.2.2. Кабельная сеть системы зажигания……..…….………...…..84
4.2.2.3. Свеча зажигания…………………………..………...………..86
4.2.2.4. Электропитание…………………………….…...……………88
4.3. Практика технического обслуживания………………..……………………88
4.4. Система запуска и система зажигания двигателя CFM56-3………...……..89
4.4.1. Запуск на земле…………………..……………………………………89
4.4.2. Запуск в полете……………………..…………………………………90
4.4.3. Продолжительное зажигание…………..…………………………….91
4.5. Система запуска и система зажигания двигателя CFM56-7В………..……91
4.5.1. Запуск на земле………..………………………………………………91
4.5.2. Запуск в полете………………………..………………………………92
4.5.3. Продолжительное зажигание…………..…………………………….93
4.5.4. Защита от превышения ограничений, осуществляемая
блоком ЕЕС……………………………………………………………93
4.6. Реверсивные устройства…………………………………….……………….94
4.6.1. Работа реверсивных устройств, основные принципы………...……94
4.6.2. Типы реверсивных устройств……………………..…………………96
4.6.2.1. Система отклонения воздушного потока………………..….96
4.6.2.2 Система привода реверса……………………………..………99
4.6.2.3 Системы управления реверсом тяги………………..………101
4.6.3 Конструкция реверса…………………………………………...…….101
4.6.3.1 Неподвижные элементы…………………………….………101
4.6.3.2. Подвижная часть и компоненты системы активации…….102
4.6.4. Система управления реверсивными устройствами на
самолете А320………………………………………………………..104
5. Энергетический баланс ТРДД с раздельным выходом потоков..……...………107
5.1. Расчет зависимостей……………………………………..………………….107
5.2. Выводы……………………………………………………..………………..119
Выводы и рекомендации……………………………………………...……………..120
Список использованной литературы…………………………………………….…123
ВВЕДЕНИЕ
В настоящее время авиационный двигатель является одним из самых надежных среди высокотехнологичных изделий машиностроения. Наработка на выключение в полете широко эксплуатируемых двигателей составляет 200…500 тыс. ч. Это эквивалентно 2…5 выключениям двигателя в год на интенсивно эксплуатируемом парке, состоящем из 100 двухдвигательных самолетов. Следует отметить, что на современных самолетах выключение одного двигателя в полете, как правило, не приводит к чрезвычайной ситуации. Высокая надежность при создании авиационного двигателя обеспечивается высокой преемственностью конструкции, использованием только отработанных технических решений, имеющих большую наработку на стендах и в эксплуатации, использованием базовой конструкции двигателя для создания "семейств" двигателей в широком диапазоне изменения тяги.
Основные двигатели Гражданской Авиации в мире – ТРДД с большой степенью двухконтурности. Такие двигатели позволяют обеспечить значительное повышение качества летательных аппаратов благодаря высокой экономичности, безопасности, надежности, эксплуатационной технологичности, низким уровням шума и эмиссии вредных веществ.
По количеству эксплуатируемых двигателей на сегодняшний день семейство CFM56 занимает лидирующие позиции.
Двигатели семейства CFM56 являются одними из самых распространенных в мире. Их история начинается с применения на самолете Boeing 737-300, которые уже на протяжении более чем 25 лет оснащаются только двигателями этого семейства. Также они устанавливаются на самолетах Airbus серии А320 и Airbus А340-200 и -300.
Двигатели компании CFM International отличаются высоким уровнем параметров рабочего процесса, долговечностью, надежностью и доступностью. Эти качества обеспечиваются высокой преемственностью конструкторских решений, большой наработкой двигателей, постоянным совершенствованием узлов и систем на основе отработанных технологий.
На конец августа 2010 г. компания поставила более 21100 двигателей семейства CFM56, из которых 17317 были установлены на самолетах семейств А320 и B737/B737NG.
Неотъемлемой частью эксплуатации двигателя является техническое обслуживание, когда персонал имеет дело в основном не с конструкцией, а с системами двигателя. Техническое обслуживание авиационного двигателя в современных условиях подразумевает обслуживание систем двигателя – визуальный осмотр всего двигателя, проверку количества масла и его заправку, проверку картриджа масляного фильтра и его замену в случае необходимости, контроль стружкосигнализатора и другое. Здесь для обслуживающего персонала не маловажен вопрос знания систем.
Ознакомимся с конструкцией и принципом работы основных систем, разработанных для ТРДД. Чтобы разобраться в особенностях конструкции систем двигателей CFM56, рассмотрим их относительно других авиационных двигателей, активно эксплуатируемых в настоящее время.
ДВУХКОНТУРНЫЕ ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
megaobuchalka.ru
Cтраница 1
Двухконтурные двигатели имеют преимущество перед турбореактивными в меньшем удельном расходе топлива, однако при сверхзвуковых полетах это преимущество теряется, если во внешнем контуре не сжигать дополнительное количество топлива. [1]
Особенно полезными двухконтурные двигатели могут оказаться для многоцелевого самолета, когда необходимо сочетать высокую экономичность и дальность полета на малых скоростях с полетом на сверхзвуковых скоростях с включением форсажного режима. Двухконтурные двигатели за рубежом находят широкое применение в военно-транспортной скоростной авиации, на бомбардировщиках, а при использовании форсажных режимов - на бомбардировщиках и истребителях-бомбардировщиках. [2]
В последние годы созданы новые мощные двухконтурные двигатели Д - ЗОК, НК-8, АИ-25, Д-36 для пассажирских самолетов второго поколения - Ту-134, Ту-154, Ил-62, Як-40 и Як-42, не уступающие по своим техническим характеристикам и ресурсу лучшим однотипным иностранным образцам. [3]
Для существенного увеличения тяги двухконтурного двигателя применяется форсажная камера ( рис. 3), устанавливаемая за смесителем и работающая аналогично форсажной камере ТРДФ. [5]
С начала 70 - х годов интерес к двухконтурным двигателям возрос настолько, что для большинства проектируемых военных и гражданских самолетов, а также других летательных аппаратов предлагаются только ДТРД и ДТРДФ различных схем, наиболее полно удовлетворяющие требованиям, предъявляемым к двигателям современных и перспективных летательных аппаратов. [6]
Отмечается также, что ДТРДФ YJ101 - единственный в США двухконтурный двигатель с приводом вентилятора от одноступенчатой турбины, в результате чего ценой некоторого ухудшения эффективности турбины был получен выигрыш в массе исключением одной или нескольких ступеней турбины вентилятора. [7]
Малотоксичная камера сгорания авиационного двигателя ЛТ9Д разработана на базе конструкции серийной камеры сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя 1Т9Д - 7, имевшей неудовлетворительные эмиссионные характеристики. [8]
ДТРДФ из-за наличия воздушного контура обеспечивает лучшую взлетную характеристику самолета, так как продолжительность работы двухконтурного двигателя на этом режиме примерно на 30 % дольше, чем у одноконтурного. [10]
Ввиду того что высокая температура газа дает наибольший эффект и реализуется проще вследствие меньшей относительной высоты рабочей лопатки турбины, в двухконтурных двигателях уже на первых серийных ДТРД ( Конуэй и Спей), предназначенных для дозвуковых самолетов, были применены высокие для своего времени Т и, как следствие этого, охлаждаемые турбины. [12]
Наибольшее влияние на уровень шума оказывает скорость истечения газа, поэтому действенным способом снижения шума является переход в пассажирской авиации от ТРД к двухконтурным двигателям, шум реактивной струи которых меньше из-за существенно меньшей ее скорости. [14]
Страницы: 1 2 3
www.ngpedia.ru
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины, реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником. Вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора наружного и внутреннего контуров и на прилегающих к ним участках стенок этих контуров. Теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами. Изобретение позволяет повысить КПД и расширить диапазон бессрывных режимов. 4 ил.
Изобретение относится к области авиационных двигателей, преимущественно гражданского назначения, а также для использования в качестве силовых установок на самолетах военно-транспортной авиации.
Из патентной документации известны двухконтурные газотурбинные двигатели, содержащие вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины и реактивные сопла, а также теплообменник, установленный внутри полых обтекателей, расположенных в наружном контуре двигателя (см., например, патент США №5123242 по кл.60-226.1 от 1992 г.).
В таких двигателях теплообменники предназначены для утилизации тепла сжатого воздуха, отбираемого из проточной части компрессора газогенератора и направляемого для использования в различных системах самолета. В качестве хладоносителя в них предполагается использовать низкотемпературный воздух, отбираемый из наружного контура двигателя за его вентилятором.
Благодаря такому теплообмену удается частично компенсировать потери тяги, связанные с отбором высокоэнергетического воздуха из внутреннего контура двигателя, поскольку подогретый воздушный поток направляется на выхлоп и добавляет дополнительный импульс реактивной струе. Очевидно, указанный теплообмен не оказывает ощутимого влияния на процессы сжатия воздуха во внутреннем контуре двигателя и не дает никакого выигрыша в характеристиках его компрессоров.
По мнению авторов, наиболее близким техническим решением заявляемому объекту изобретения является двухконтурный газотурбинный двигатель, описанный в патенте США №5269135 по кл.60-226.1 1992 г.
Этот двигатель содержит вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины и реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником.
Согласно описанию в таком двигателе теплообменник предназначен для охлаждения масла, циркулирующего в маслосистеме двигателя. Хладагентом является часть воздуха, отбираемого из наружного контура двигателя за его вентилятором. Идея такой схемы состоит в том, что подогретый в дополнительном контуре воздух направляется на выхлоп и создает дополнительный импульс в реактивной струе. Поскольку теплоресурс охлаждаемого масла невелик, для размещения теплообменника оказывается достаточным использование дополнительного воздушного контура, имеющего малые поперечные габариты в окружном направлении, о чем свидетельствуют иллюстрации, содержащиеся в описании патента.
И в данном случае очевидным недостатком рассматриваемой схемы является то, что теплообменный процесс никак не используется для улучшения процессов сжатия воздуха в компрессорах двигателя.
Предлагаемый двигатель отличается от двигателя-прототипа тем, что вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора и на прилегающих участках стенок наружного и внутреннего контуров, а теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами.
Поставленной задачей предлагаемого изобретения являются:
- повышение коэффициента полезного действия вентилятора;
- повышение КПД компрессора;
- уменьшение энергии, потребляемой компрессором;
- снижение температуры газов перед турбиной, благодаря чему увеличивается эксплуатационный ресурс двигателя.
Технический результат, направленный на решение поставленной задачи, обеспечивается тем, что двигатель содержит вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины, реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником, при этом вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора наружного и внутреннего контуров и на прилегающих к ним участках стенок этих контуров, а теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами.
Особенности описываемого двигателя поясняются следующим фигурами.
На фиг.1 схематически показан его продольный разрез.
Фиг.2 поясняет структуру входного участка дополнительного контура, а на фиг.3 - вид по стрелкам K1, K2 и К3.
На фиг.4 представлено схематическое изображение корпуса компрессора в поперечном сечении.
Двигатель содержит вентилятор 1, оснащенный направляющими аппаратами 2 и 3 в наружном 4 и внутреннем 5 контурах двигателя соответственно, компрессоры низкого 6 и высокого 7 давления внутреннего контура двигателя, камеру сгорания 8, газовые турбины 9 и реактивные сопла 10 и 24.
Помимо традиционных узлов и магистралей, заявляемый двигатель имеет дополнительный воздушный контур 11, вход в который образован перфорацией 12, 13, 14 на торцевых стенках межлопаточных каналов и на примыкающих участках 18, 19, 20, 21 и 22, 23 проточных частей наружного и внутреннего контуров двигателя, как это показано в элементах А, Б, выделенных на фиг.1 и более наглядно изображенных на фиг.2. Из конструктивных соображений в качестве входа в дополнительный воздушный контур может быть использована лишь часть из указанных перфорированных стенок 12, 13 или 14.
Дополнительный контур 11 охватывает компрессоры 6 и 7 внутреннего контура. Часть поверхности проточной части дополнительного контура на участке, охватывающем компрессор высокого давления 7, образована внешней поверхностью корпуса этого компрессора, содержащего ребра 15, условно показанные на фиг.3. Такой корпус компрессора представляет собой теплообменник 16, показанный на схеме фиг.1. Выход из дополнительного контура 11 образован профилированным реактивным соплом 17.
Принцип действия предлагаемого двигателя состоит в следующем.
Воздух, отбираемый из наружного 4 и внутреннего 5 контуров двигателя через перфорацию 12, 18, 19, 13, 20, 21, 14, 22, 23, подается в дополнительный контур 11. Следуя вдоль последнего, этот воздух протекает через теплообменник 16 и далее покидает дополнительный контур через реактивное сопло 17.
Отбор (отсос) воздуха в дополнительный контур 11 через перфорации 12, 18, 19, 13, 20, 21, 14, 22, 23 приводит к ослаблению вторичных течений в межлопаточных каналах направляющего аппаратов 2 и 3, благодаря чему снижаются гидравлические потери в них, а следовательно, повышается КПД вентилятора. Одновременно задерживается момент отрыва потока в направляющих аппаратах, вследствие чего расширяется диапазон бессрывных режимов вентилятора 1.
В теплообменнике 16 происходит отбор тепла из основного потока воздуха в компрессоре высокого давления 7 и соответствующий нагрев воздуха в дополнительном контуре 11.
Благодаря этому достигаются следующие эффекты:
В процессе теплообмена в наибольшей степени охлаждаются струйки тока в пристеночной области, т.е. в пограничном слое. Как известно, при снижении температуры газов снижается их вязкость, благодаря чему снижаются гидравлические потери в проточной части компрессора. Наличие такого эффекта ранее было экспериментально установлено авторами при испытаниях осевого компрессора [1] и подтверждается результатами продувок диффузорных каналов [2].
Из общей термодинамики процессов сжатия известно, что при отводе тепла снижается работа, потребляемая компрессором. Это свойство широко используется в стационарных газотурбинных установках - между каскадами компрессора устанавливаются промежуточные теплообменники.
Благодаря уменьшению работы, потребляемой компрессором, снижается мощность приводящей его газовой турбины. При одном и том же перепаде давлений соответственно снижается температура газа перед ней, что является одним из наиболее существенных факторов увеличения эксплуатационного ресурса и повышения надежности работы двигателя.
Теплота, подведенная к потоку воздуха в дополнительном контуре, утилизируется в виде дополнительной тяги, поскольку обеспечивается увеличение скорости реактивной струи в связи с повышением его температуры.
Источники изобретения
1. Технический отчет ЦИАМ. Инв. №4231, 1983.
2. Захаров Н.Н. Влияние теплообмена на характеристики дозвуковых диффузоров. ЦИАМ, Техн. справка №6659, 1970.
Формула изобретения
Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины, реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником, отличающийся тем, что вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора наружного и внутреннего контуров и на прилегающих к ним участках стенок этих контуров, а теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами.
РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4
www.findpatent.ru
Cтраница 2
Вследствие того что СПС эксплуатируется в очень широком диапазоне скоростей и высот полета, американские специалисты считают невозможным создание легкого и эффективного на всех режимах полета одноконтурного или двухконтурного двигателя обычной схемы, особенно при условии ограничений по уровню шума. Действительно, ДТРД с большой степенью двухконтурности обеспечивает потребную взлетную тягу при низком уровне шума и имеет хорошую экономичность на дозвуковых скоростях полета. Для трансзвукового разгона целесообразен ТРДФ, а для сверхзвукового полета - ТРД или ДТРД с низкой степенью двухконтурности при высокой температуре газа перед турбиной. [16]
Из данных статистики видно, что процесс развития ГТД характеризуется значительным улучшением их экономичности и снижением удельной массы, причем в этом процессе важное значение имеет переход к двухконтурным двигателям, который наметился с 1960 г. и продолжается в настоящее время. Это дает основание считать, что широкий переход к двухконтурным двигателям составляет новый важный этап в развитии авиационных ГТД. [18]
Уменьшение удельной массы двигателя GE21 по сравнению с удельной массой ТРДФ GE4 / J6 достигается в основном уменьшением размеров реактивного сопла, упрощением системы теплозащиты и охлаждения двигателя вследствие снижения крейсерского числа Мп с 2 7 до 2 4 и наличия относительно холодного воздуха во внешнем канале двухконтурного двигателя. [19]
Особенно полезными двухконтурные двигатели могут оказаться для многоцелевого самолета, когда необходимо сочетать высокую экономичность и дальность полета на малых скоростях с полетом на сверхзвуковых скоростях с включением форсажного режима. Двухконтурные двигатели за рубежом находят широкое применение в военно-транспортной скоростной авиации, на бомбардировщиках, а при использовании форсажных режимов - на бомбардировщиках и истребителях-бомбардировщиках. [20]
Однако есть и удачные примеры создания на базе ТРД двухконтурных двигателей, например ДТРД CF700, до сих пор производящийся для небольших служебных самолетов. [22]
Из данных статистики видно, что процесс развития ГТД характеризуется значительным улучшением их экономичности и снижением удельной массы, причем в этом процессе важное значение имеет переход к двухконтурным двигателям, который наметился с 1960 г. и продолжается в настоящее время. Это дает основание считать, что широкий переход к двухконтурным двигателям составляет новый важный этап в развитии авиационных ГТД. [23]
Наиболее распространенным в настоящее время в авиации типом ГТД является двухконтурный турбореактивный двигатель. В мировом авиадвигателестроении применяются или рассматриваются три основные компоновочные схемы двухконтурных двигателей: с передним расположением вентилятора, с задним расположением вентилятора и с выносным вентилятором. [24]
Степень двухконтурности в значительной мере определяет основные показатели и удельные параметры ДТРД, его характеристики и конструктивную схему. ДТРД с т 4 называют двигателями с большой степенью двухконтурности, а двухконтурные двигатели с т 2 5 - двигателями с умеренной и малой степенью двухконтурности. Двигатели с большой степенью двухконтурности, имеющие одноступенчатый вентилятор, иногда называют турбо - вентиляторными. Частными случаями ДТРД можно считать двигатель со степенью двухконтурности т 0, при которой внешний контур отсутствует, и двухконтурный двигатель превращается в ТРД, и двигатель с очень большой степенью двухконтурности ( т30), у которого вентилятор превращается в воздушный винт, а двухконтурный двигатель - в ТВД. [25]
Изложенные выше соображения относятся, прежде всего, к од-новальным компрессорам одноконтурных двигателей. Однако они в равной мере применимы и к двухзальным и трехвальным компрессорам одноконтурных и двухконтурных двигателей, если их относить отдельно к компрессору ( вентилятору) второго ( наружного) контура или отдельно к многовальному компрессору первого ( внутреннего) контура. [26]
Фирма Манн Эгерстон ( Англия) выпускает прочные теплоизоляционные трехслойные панели со сплошным заполнителем из, поливинилхлорида ( р0 40 кг / м3, ст 0 28 МПа), которые применяются при постройке рефрижераторов. Как звукопоглощающие средства сотовые конструкции с перфорацией несущего слоя применяются для внутренней стенки воздухозаборника турбореактивного двухконтурного двигателя. [28]
На дозвуковых скоростях полета эти двигатели сочетают преимущества ТРД по тяговой мощности и ТВД - по экономичности. Двухконтурный двигатель с форсажной камерой ( ДТРДФ) обеспечивает высокие значения тяги, необходимые для достижения сверхзвуковых скоростей полета, при приемлемой экономичности и низкие расходы топлива ( с выключенной форсажной камерой) на дозвуковых скоростях. Двухконтурные двигатели удовлетворяют одному из важнейших требований, предъявляемых к силовым установкам современных военных самолетов, - многорежимности. [29]
Реактивная тяга ТРДД складывается из сил реакции потоков воздуха и продуктов сгорания, получивших ускорение в обоих контурах и вытекающих через два самостоятельных или одно общее реактивное сопло. ТРДД находят наибольшее применение на пассажирских самолетах с дозвуковыми скоростями полета. При сверхзвуковых скоростях полета применяются двухконтурные двигатели с форсажной камерой ( ТРДДФ), в таких двигателях дополнительное количество топлива сжигается в одном или в обоих контурах. [30]
Страницы: 1 2 3
www.ngpedia.ru
Изменение степени двухконтурности двигателя при дросселировании [c.100]
Изменение степени двухконтурности двигателя [c.118]
| Рис. 8.4. Спектр шума самолета D -8 с одноконтурным и двухконтурным двигателями |  |
В плане перспектив развития авиационных силовых установок важное место занимают поисковые исследования новых схем двигателей, которые обеспечили бы дальнейший прогресс развития авиации в направлении повышения дальности, улучшения экономичности и расширения диапазона скоростей и высот полета летательных аппаратов. Определенные возможности в этом плане дает применение комбинированных двигателей, а также двигателей с изменяемыми (параметрами цикла. Использование в одном двигателе двух различных циклов и организация целенаправленного регулирования параметров циклов и обмена энергиями между циклами может обеспечить получение высоких характеристик двигателя в широком диапазоне скоростей и высот полета. Важное значение имеет разработка двухконтурных двигателей с обменом тепловой [c.15]
Поворот рабочих лопаток в конструктивном отношении более сложен и находит в настоящее время ограниченное применение только в одноступенчатых вентиляторах некоторых двухконтурных двигателей. Реализация такого регулирования позволяет изменять в значительных пределах коэффициент напора вентилятора при сохранении высокого уровня КПД и расширить диапазон устойчивой его работы. Аналогичные результаты можно получить и с помощью регулируемого ВНА с лопатками переменной кривизны. Но постановка ВНА значительно увеличивает шум, создаваемый вентилятором. Кроме того, поворот рабочих лопаток обеспечивает возможность реверсирования тяги, создаваемой вентилятором, а также флюгирования его лопаток при полете с выключенным или отказавшим двигателем для уменьшения его лобового сопротивления. [c.173]
Наибольшее влияние на уровень шума оказывает скорость истечения газа, поэтому действенным способом снижения шума является переход в пассажирской авиации от ТРД к двухконтурным двигателям, шум реактивной струи которых меньше из-за суш,ест-венно меньшей ее скорости. Однако главным источником шума [c.63]
Этим требованиям наилучшим образом удовлетворяет двухконтурный двигатель с малой степенью двухконтурности, для которого необходимо было выбрать следующие параметры, определяющие цикл двигателя [c.88]
Малотоксичная камера сгорания авиационного двигателя ЛТ9Д разработана на базе конструкции серийной камеры сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя 1Т9Д-7, имевшей неудовлетворительные эмиссионные характеристики. Обеспечение качества прбцесса смесеобразования в этих камерах достигается ор- [c.32]
За последние годы широкое применение в гражданской авиации получили двухконтурные двигатели. Они по существу являются основными двигателями современной авиации. ТРДД состоит из двух контуров внутреннего (первый контур) и наружного, расположенного вокруг внутреннего (второй контур). [c.6]
В отличие от ТВД лучшая экономичность двухконтурных двигателей по сравнению с ТРД сохраняется и на значительно больших скоростях полета (до М = 1,2... 1,3). ТРДД могут быть эффективными и для больших сверхзвуковых скоростей полета. Такую возможность открыло сжигание топлива в двух контурах. [c.7]
Изложенные выше соображения относятся, прежде всего, к од-новальным компрессорам одноконтурных двигателей. Однако они в равной мере применимы и к двухвальным и трехвальным компрессорам одноконтурных и двухконтурных двигателей, если их относить отдельно к компрессору (вентилятору) второго (наружного) контура или отдельно к многовальному компрессору первого (внутреннего) контура. [c.109]
С начала 70-х годов интерес к двухконтурным двигателям возрос настолько, что для большинства проектируемых военных и гражданских самолетов, а также других летательных аппаратов предлагаются только ДТРД и ДТРДФ различных схем, наиболее полно удовлетворяющие требованиям, предъявляемым к двигателям современных и перспективных летательных аппаратов. [c.4]
В соответствии с ГОСТ 23851—79, введенным в процессе издания книги, обозначение турбореактивных двухконтурных двигателей — ТРДД, с форсажной камерой — ТРДДФ. [c.4]
Для существенного увеличения тяги двухконтурного двигателя применяется форсажная камера (рис. 3), устанавливаемая за смесителем и работающая аналогично форсажной камере ТРДФ. Рассматривается также схема двигателя с форсажем во внешнем контуре (ДТРДФП). [c.9]
Наиболее распространенным в настоящее время в авиации типом ГТД является двухконтурный турбореактивный двигатель. В мировом авиадвигателестроении применяются или рассматриваются три основные компоновочные схемы двухконтурных двигателей с передним расположением вентилятора, с задним расположением вентилятора и с выносным вентилятором. [c.17]
По всем этим причинам ДТРД с задним расположением вентилятора получили ограниченное распространение. Однако есть и удачные примеры создания на базе ТРД двухконтурных двигателей, например ДТРД F700, до сих пор производящийся для небольших служебных самолетов. [c.19]
Значительное распространение получили двухконтурные двигатели на небольших дозвуковых самолетах различного назначения— пассажирских, служебных, тренировочных и т. д. Примерами ДТРД такого назначения являются двигатели Ларзак 04 (рис. 11) со взлетной тягой 13,2 кН и TFE731 со взлетной тягой 16,5 кН. [c.22]
Существенное влияние на газодинамику и конструкцию двухконтурных двигателей оказывает наличие или отсутствие системы смешения (рис. 22). Для ДТРД и ДТРДФ со смешением упрощается система реверсирования и форсирования тяги. Двухконтурные двигатели со смешением потоков обладают важным достоинством — существованием одного реактивного сопла, которое можно регулировать с помощью известных конструктивных решений, что особенно важно для ДТРДФ. Кроме того, в таких двигателях можно использовать вентилятор с пониженной по сравнению с т венор степенью повышения давления, что упрощает задачу создания и снижает массу ротора турбовентилятора. [c.41]
Ввиду того что высокая температура газа дает наибольший эффект и реализуется проще вследствие меньшей относительной высоты рабочей лопатки турбины, в двухконтурных двигателях уже на первых серийных ДТРД ( Конуэй и Спей ), предназначенных для дозвуковых самолетов, были применены высокие для своего времени Г и, как следствие этого, охлаждаемые турбины. [c.51]
Анализ влияния изменения эффективности работы отдельных узлов на характеристики двигателя показывает, что в ТРД и ДТРД с малой степенью двухконтурности (двигатели военных самолетов) основное ухудшение характеристик, в частности увеличение Суд, возникает из-за [c.73]
При разработке в США первого газогенератора, получившего название LWGG (газогенератор малой массы), решалась задача создания ТРД с удельной массой около 0,01 кг/Н, в 2,5—3 раза меньшей, чем у двигателей, существовавших к началу 60-х годов. Достижения, полученные в результате осуществления этой программы, были использованы для создания новых перспективных газогенераторов, в частности газогенератора ATEGG (газогенератор перспективных ГТД), демонстрационных и серийных двигателей. На базе этих газогенераторов в США были созданы двухконтурные двигатели для истребителей F-15 и F-16, бомбардировщика В-1, военно-транспортного самолета С-5А, патрульного самолета противолодочной обороны S-3A, штурмовика А-10А и пассажирских самолетов D -10 и В.747. [c.81]
Технические возможности, заложенные в газогенераторе GE1 и его последующих модификациях, использованы в ряде других двигателей фирмы. В частности, турбина газогенератора GE9, камера сгорания другой его модификации GE1/10 и вентилятор демонстрационного ДТРД GE1/6 Послужили основой для двухконтурного двигателя TF34, применяемого в различных модификациях на патрульном самолете противолодочной обороны ВМФ США S-3A и самолете непосредственной поддержки ВВС США А-10А. Газогенератор GE1/J1B практически без изменения конструкции был использован в ТРД J97, созданном для беспилотного летательного аппарата. Кроме того, на двигателях различных схем и модификаций исследовались некоторые новые технические решения (регулируемый сопловой аппарат турбины низкого давления, реактивное сопло с регулируемым по направлению вектором тяги, перспективные схемы охлаждения турбины высокого давления и др.). [c.84]
Таким образом, все параметры цикла двигателя, за исключением степени двухконтурности, выбраны по термогазодинамическим соображениям с учетом конструктивных и технологических ограничений. Степень двухконтурности двигателя назначалась из условия обеспечения некоторого избытка тяги на основных пяти режимах полета и была принята равной приблизительно единице. При этом учитывалось, что двигатель, имеющий более низкую степень двухконтурности, мог бы хорошо работать на дроссельном режиме при полете на малой высоте, но с высоким расходом топлива, что сократило бы радиус действия самолета. Двигатель с большой степенью двухконтурности имеет больший диаметр, в результате чего фюзеляж планера и воздухозаборник получаются громоздкими, что ведет к увеличению лобового сопротивления и к уменьшению радиуса действия самолета. [c.88]
При равных габаритах двигатель. с т=0,25 имеет на 10% больший расход топлива на крейсерском режиме полета. Кроме того, если габариты такого двигателя увеличить, чтобы обеспечить одинаковую с ДТРДФ с т= тягу для восстановления маневренных качеств самолета, его удельный расход топлива примерно на 25% превысит Суд двухконтурного двигателя с большей степенью двухконтурности. На рис. 47 приведены удельные расходы топлива сравниваемых двигателей для режима полета с высокой скоростью у земли. [c.89]
Двигатель TF30 был первым созданным в США двухконтурным двигателем с форсажной камерой. Исходная модификация TF30-P-1 имела / . 3 = 82,3 кН. В результате постоянной модернизации двигателя его параметры непрерывно улучшались, в частности увеличивалась тяга. Так, одна из последних модификаций TF30-P-100 имеет= 111,2 кН. Этот пример хорошо иллюстрирует возможности форсирования современных двухконтурных двигателей. [c.99]
Для служебных, штабных, разведывательных и других небольших самолетов разрабатываются новые двухконтурные двигатели со взлетной тягой 20—35 кН. При проектировании этих ДТРД ставится задача создания высокоэкономичных, малошумных двигателей с малой эмиссией загрязняющих веществ, дешевых при производстве и простых в эксплуатации. Как известно, получение таких показателей в газотурбинных двигателях малых размеров затруднено, в связи с чем наряду с двигателями традиционных схем разрабатываются ДТРД необычных схем и компоновок. [c.179]
В единых силовых установках рассматривались для применения подъемно-маршевые ГТД различных типов, однако практически использовались ТРД и ДТРД с небольшой степенью двухконтур-ности. Подъемно-маршевые двигатели целесообразны в основном для военных самолетов, так как позволяют осуществлять не только вертикальные или укороченные взлет и посадку, но и полет с высокой дозвуковой или небольшой сверхзвуковой скоростью. В такой силовой установке удается реализовать высокие тяговоэкономические характеристики двухконтурных двигателей. [c.188]
Фирма Роллс-Ройс несколько лет работает над ДТРД RB.433 с ВПЛ. Этот двигатель предполагается использовать в качестве силовой установки противолодочного СКВП. Двигатель разрабатывается на базе демонстрационного ДТРД M.45-SD-02, который, в свою очередь, был спроектирован на основе серийного двухконтурного двигателя М.45-Н. Двигатель RB.433 должен развивать тягу 71,2 кН [19]. [c.199]
mash-xxl.info
Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.
.
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ТРДД) воздушно реактивный двигатель, в котором поступающий в него воздух делится на 2 потока, проходящих через внутренние и внешние контуры. Внутренний контур турбореактивный двигатель, внешний кольцевой канал с вентилятором, создающий… … Большой Энциклопедический словарь
турбореактивный двухконтурный двигатель — (ТРДД), воздушно реактивный двигатель, в котором поступающий в него воздух делится на 2 потока, проходящих через внутренний и внешний контуры. Внутренний контур турбореактивный двигатель, внешний кольцевой канал с вентилятором, создающим… … Энциклопедический словарь
Турбореактивный двухконтурный двигатель — 13. Турбореактивный двухконтурный двигатель ТРДД D. Zweistroim Luftstrahltriebwerk Е. Turbofan engine F. Turboréacteur à double flux Турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива,… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации
турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… … Энциклопедия «Авиация»
турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… … Энциклопедия «Авиация»
турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… … Энциклопедия «Авиация»
турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… … Энциклопедия «Авиация»
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ТРДД) турбореактивный двигатель с внутр. и нар. контурами движения воздуха (газа) и вентилятором, обслуживающим только нар. или оба контура (см. рис.). Тяга ТРДД создаётся реактивными соплами внутр. и нар. контуров или общим соплом, перед к рым… … Большой энциклопедический политехнический словарь
Двухконтурный турбореактивный двигатель — (см. Турбореактивный двухконтурный двигатель). Авиация: Энциклопедия. М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994 … Энциклопедия техники
Двигатель авиационный — тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и пр.). С момента зарождения авиации и до конца Второй мировой войны единственным практически используемым Д.а. был поршневой двигатель… … Энциклопедия техники
dic.academic.ru
Оглавление:1. Воздушно-реактивный двигатель2. Общие принципы работы ВРД3. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель4. Турбореактивный двигатель5. Двухконтурный турбореактивный двигатель6. Винтовентиляторный двигатель7. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель8. Основные характеристики ВРД
Схема ТРДД с малой степенью двухконтурности.1 Вентилятор.2 Компрессор низкого давления.3 Компрессор высокого давления.4 Камера сгорания.5 Турбина высокого давления.6 Турбина низкого давления.7 Сопло.8 Вал ротора высокого давления.9 Вал ротора низкого давления.
На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя. В основу двухконтурных ТРД, в англоязычной литературе Turbofan, положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД.
Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора.
Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности, то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур.
m = G2 / G1
Где G1 и G2 расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.
Если вернуться к формулам и то принцип присоединения массы можно истолковать следующим образом. В ТРДД, согласно формуле заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета. Уменьшение тяги, которое, согласно формуле, вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.
Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М.
ТРДД АИ-25 используемый на пассажирском самолёте Як-40
Все ТРДД можно разбить на 2 группы: со смешением потоков за турбиной и без смешения.
В ТРДД со смешением потоков потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя.
Например, длина ТРДД АИ-25, устанавливаемого на самолёте Як-40 2140 мм, а ТРДДсм АИ-25ТЛ, устанавливаемого на самолёте L-39 3358 мм.
ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолётов.
Отклоняемые створки сопла с ОВТ.
ТРДД Rolls-Royce Pegasus поворотные сопла которого позволяют осуществлять вертикальные взлет и посадку. Устанавливается на самолёте Harrier.
Специальные поворотные сопла, на некоторых ТРДД, позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняют управление самолётом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением маневренности и сокращением разбега самолёта при взлете и пробега при посадке, до вертикальных взлета и посадки включительно. ОВТ используется исключительно в военной авиации.
Порою в популярной литературе ТРДД с высокой степенью двухконтурности называют турбовентиляторными. В англоязычной литературе этот двигатель называется turbofan с добавлением уточнения high bypass, сокращённо hbp. ТРДД с высокой степенью двухконтурности выполняются, как правило, без камеры смешения. По причине большого входного диаметра таких двигателей их сопло внешнего контура достаточно часто делают укороченным с целью снижения массы двигателя.
Можно сказать, что с 1960-х и по сей день в самолётном авиадвигателестроении эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространенным классом ВРД, используемых на самолётах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолётов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности Д-18Т.
ТРДДФсм АЛ-31Ф.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности TF-39
Самолет АН-225 с шестью ТРДД Д-18Т
Самолет Су-27 с двумя ТРДДФсм АЛ-31Ф
Самолет Lockheed C-5 Galaxy с четырьмя ТРДД TF-39
Крылатая ракета Томагавк с ТРДДсм F-107
Як-44 с винтовентиляторными двигателями Д-27
Просмотров: 19880
www.vonovke.ru
