1 Область применения

1 Область применения

1.1 Настоящий стандарт устанавливает требования к системе нумерации контрольных сечений (СНКС), а также дополнительных сечений проточной части авиационных двигателей и их подсистем, связанных с отбором воздуха на нужды летательного аппарата и непосредственно двигателя.

1.2 Требования настоящего стандарта распространяются на применение СНКС при выполнении газодинамических расчетов, связанных с функционированием авиационных двигателей, в компьютерных программах, при проектировании и обработке данных по двигателю, в документации всех видов, научно-технической, учебной и справочной литературе.

2 Нормативные ссылки

В настоящем стандарте использованы нормативные ссылки на следующие стандарты:

ГОСТ 23199-78 Газодинамика. Буквенные обозначения основных величин

ГОСТ 23851-79 Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения

Примечание — При пользовании настоящим стандартом целесообразно проверить действие ссылочных стандартов в информационной системе общего пользования — на официальном сайте Федерального агентства по техническому регулированию и метрологии в сети Интернет или по ежегодно издаваемому информационному указателю «Национальные стандарты», который опубликован по состоянию на 1 января текущего года, и по соответствующим ежемесячно издаваемым информационным указателям, опубликованным в текущем году. Если ссылочный стандарт заменен (изменен), то при пользовании настоящим стандартом следует руководствоваться заменяющим (измененным) стандартом. Если ссылочный стандарт отменен без замены, то положение, в котором дана ссылка на него, применяется в части, не затрагивающей эту ссылку.

3 Обозначения и сокращения

ВРД — воздушно-реактивный двигатель;

ГТД — газотурбинный двигатель;

КВД — компрессор высокого давления;

КНД — компрессор низкого давления;

КС — камера сгорания;

ЛА — летательный аппарат;

СНКС — система нумерации контрольных сечений;

ТРДФ — турбореактивный двигатель с форсажной камерой;

ТРД — турбореактивный одноконтурный двигатель;

ТВД — турбовинтовой двигатель;

ТВВД — турбореактивный винтовентиляторный двигатель;

ТРДДФ — турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой;

ТРТДФ — турбореактивный трехконтурный двигатель с форсажной камерой;

ТРДД — турбореактивный двухконтурный двигатель;

ФК — форсажная камера.

4 Система нумерации (индексации) контрольных сечений (СНКС) при функционировании газотурбинных авиационных двигателей

4.1 Принцип построения СНКС

4.1.1 СНКС двигателя служит для обозначения последовательности процессов, которым подвергаются воздушно-газовые потоки в авиационном двигателе независимо от типа его цикличности.

— кинетическое сжатие потока, происходящее на входе в двигатель в комплексе воздухозаборник/диффузор;

— механическое сжатие потока, происходящее в комплексе винтовентилятор/КВД (сжатие потока);

— ввод тепла (камера сгорания/форсажная камера);

— механическое расширение (расширение потока);

— расширение в сопловой части двигателя (сопло).

4.1.3 Нумерация контрольных сечений для идентификации превращений основного воздушно-газового потока, проходящего через газотурбинный двигатель, приведена в таблице 1.

Таблица 1 — Контрольные сечения для снятия параметров воздушно-газового потока

До входа в воздухозаборник двигателя

На входе в воздухозаборник двигателя

На входе в двигатель — перед вентилятором; перед КНД

За компрессором — на входе в камеру сгорания

За камерой сгорания — на входе в турбину

На 1-й ступени турбины — «горло» соплового аппарата

Перед форсажной камерой — в смесителе

На входе в сопло

В горловине сопла

4.1.4 В качестве базовой схемы с принятой системой нумерации сечений выбрана схема на основе турбореактивного одноконтурного двигателя с форсажной камерой и регулируемым соплом, в которой учтены все основные превращения воздушно-газового потока.

На рисунке 1 представлена СНКС на базе схемы ТРДФ с обозначением сечений согласно таблице 1.

СНКС в этой схеме наиболее близка к традиционной, используемой на практике, и проста для запоминания. Такая нумерация сечений является базовой для авиационного двигателя любого типа и в любом конструктивном исполнении, в том числе с воздухозаборником (в мотогондоле).

Рисунок 1 — Базовая СНКС для двигателя ТРДФ
Нумерация сечений — см. таблица 1

4.2 Примеры применения СНКС в схемах авиационных двигателей и винтовентиляторов различных типов

4.2.1 Одноконтурный ТРДФ

Сечения обозначаются однозначными цифрами от единицы (1) до девяти (9) по ходу основного тракта газовоздушного потока двигателя в соответствии с данными таблицы 1 и рисунка 1.

Если тот или иной процесс по 4.1.2 в двигателе отсутствует, то номер сечения для данного процесса изымается с сохранением всех номеров оставшихся сечений на своих местах. Таким образом базовая схема нумерации контрольных сечений остается неизменной.

4.2.2 ТРДДФ с форсажной камерой во втором контуре и со смешением контуров

4.2.2.1 Для распространения нумерации сечений с основного, первого контура (I), на второй контур (II) слева от номеров сечений контура I проставляют цифру один (1).

4.2.2.2 Двузначная нумерация сечений по контуру II продолжается вплоть до среза сопла этого контура, если нет смешения потоков в контурах I и II.

Если существуют смешение и общее сопло, то нумерация сечений по общему соплу проставляется по нумерации сопла контура I цифрами 7, 8 и 9 согласно рисунку 2, а не 17, 18 и 19.

Рисунок 2 — Схема нумерации контрольных сечений для двигателей ТРДДФ со смешением контуров и общим
соплом

4.2.2.3 Для обозначения промежуточных (дополнительных) сечений потоков, расположенных на участках основных процессов двигателя по 4.1.2, вводится знак подразделителя (« · »). При этом в цикле на участке сжатия 2 — 3 сечению присваивается номер начала процесса, а после подразделителя идет номер дополнительного сечения на данном участке цикла, возрастающий по потоку (2 · 1, 2 · 2 и т. д.).

4.2.3.1 Распространение схемы нумерации с основного контура двигателя I на контур III производят путем добавления цифры два (2) слева от основной цифры.

4.2.3.2 Нумерация сечений по контуру III обеспечивается двузначными цифрами вплоть до среза сопла этого контура, если нет смешения потоков в контурах I-III.

Если существуют смешение и общее сопло, то нумерация сечений по общему соплу проставляется по нумерации сопла более высокого по значению потока — см. рисунок 3.

Рисунок 3 — Схема нумерации контрольных сечений на основе двигателя ТРТДФ без смешения контуров

4.2.3.3 Точно также поступают с нумерацией дополнительных сечений в потоках концентрических контуров II, III и т. д, представленных на рисунках 2 и 3.

4.2.3.4 Нумерация сечений по контурам II, III и т.д. на базе нумерации основного контура I основана на принципе их концентричности относительно основного контура.

4.2.5 СНКС винтовентиляторов

4.2.5.1 Схема нумерации контрольных сечений в винтовентиляторных группах приведена на рисунке 4. Здесь использована та же базовая схема, что и в 4.2.3.

На рассматриваемом участке 1-3 представлены варианты компоновки винтовентилятора на двигателе ТВВД.

Ввиду того, что винтовентиляторные группы работают во внешнем, обтекающем двигатель потоке, к номерам сечений справа добавляется любая буква, например «Р». Промежуточные сечения нумеруются со знаком подразделителя «х» справа от основного номера сечения.

Рисунок 4 — Схема нумерации контрольных сечений для винтовентилятора на ТВВД
Нумерация сечений — см. таблица 2

4.2.5.2 Нумерация контрольных сечений для винтовентиляторной группы приведена в таблице 2

Таблица 2 — Контрольные сечения для винтовентиляторной группы

На входе в винтовентиляторную группу

— для внутренней части потока

На входе в винтовентиляторную группу

— для внешней части потока

На выходе из винтовентиляторной группы

— для внутренней части потока

На выходе из винтовентиляторной группы

— для внешней части потока

Между рабочими ступенями винтовентиляторной группы

— для внутренней части потока

Между рабочими ступенями винтовентиляторной группы

— для внешней части потока

На входе в КНД двигателя

Для толкающего варианта винтовентиляторной группы указаны номера сечений с учетом направлений потока и выхлопа газа из ТВВД.

4.2.6 Комбинированная силовая установка

4.2.6.1 Схема контрольных сечений комбинированной силовой установки, приведенная на рисунке 5, представляет собой ТРДДФ, объединенный с прямоточным ВРД, и имеет единое выходное сопло. ВРД рассматривается как один из контуров единой силовой установки.

Рисунок 5 — Схема нумерации контрольных сечений для комбинированной силовой установки ТРДДФ
с прямоточным ВРД и со смешением потоков

В этом случае номер контура ВРД, согласно единой системе нумерации силовой установки, следует за контурами I-III и т.д. основного двигателя. В данном примере за двухконтурным ТРДДФ следует третьим контуром поток в ВРД с нумерацией контура III от 21 до 27.

Таким образом, СНКС потоков может быть использована для схем любых авиационных двигателей и их сочетаний.

4.3 Нумерация сечений индивидуальных потоков

4.3.1 Нумерация сечений индивидуальных потоков (контуров), являющихся неконцентрическими относительно основного контура двигателя, основана на использовании СНКС для систем отбора, перепуска, регенерации тепла и т. д. с учетом направлений основного и концентрических относительно него газовоздушных потоков.

Основополагающими являются цифры в скобках (9); (8); . (3); (2); (1), обозначающие тот или иной контур газовоздушного потока, являющегося неконцентрическим относительно потока основного контура. Далее проставляются номера сечений для процессов, происходящих в индивидуальном контуре по 4.1.2.

4.3.2 Схема нумерации сечений вспомогательного силового блока на базе однокаскадного двухконтурного двигателя с двумя раздельными входными потоками приведена на рисунке 6.

Обозначения нумерации сечений для дополнительного индивидуального входа потока с теплообменником и вентилятором:

— (9)1 и (9) 1 · 1 — сечения теплообменника;

— (9)2 и (9)3 — сечения вентилятора;

— (9)7 и (9)9 — сечения выходной части системы (по аналогии с соплом).

Остальные контрольные сечения во вспомогательном блоке обозначают согласно базовой схеме контуров I и II.

А — теплообменник; Б — вентилятор; В — сопло

Рисунок 6 — Схема нумерации сечений вспомогательного силового блока с двумя раздельными
входными потоками

4.3.3 Схема двухконтурного ТРДД со смешением контуров и реверсом тяги представлена на рисунке 7.

Реверс тяги реализован в контуре II двигателя, сечения реверсированного потока обозначены цифрами, применяемыми для этого контура. В данном случае сечениям в сопловой части реверса тяги присвоены номера (9)17, (9)18 и (9)19.

Рисунок 7 — Схема нумерации контрольных сечений для ТРДД со смешением контуров и реверсом тяги

4.3.4 Схема комплексного применения СНКС для двигателя и связанных с ним индивидуальных систем приведена на рисунке 8.

Рисунок 8 — Схема нумерации контрольных сечений для ТРДД без смешения контуров с системами отборов,
перепуска и регенерации тепла
Нумерация сечений — см. таблица 3

4.3.5 Нумерация сечений для отбора воздуха на нужды двигателя и ЛА приведена в таблице 3.

Таблица 3 — Обозначение мест отбора воздуха на нужды двигателя ЛА и их нумерация

Авиационный двигатель принципиальная схема

В 2020 году исполняется 90 лет Московскому авиационному институту (национальному исследовательскому университету) и моторному факультету («Двигатели летательных аппаратов», сегодня — институт № 2 «Авиационные, ракетные двигатели и энергетические установки»).

Одновременно с образованием факультета были основаны и две профилирующие кафедры: теории авиадвигателей и конструкции авиадвигателей. Учебные планы на тот момент предусматривали подготовку инженеров по авиационным поршневым двигателям. В конце 40-х годов в авиации произошёл революционный переход от двигателей внутреннего сгорания к газотурбинным двигателям. В соответствии с этим и учебный процесс, и план научных исследований были переформатированы в направлении газотурбинного двигателестроения. С появлением жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей, электроракетных двигателей на факультете создавались новые кафедры и лаборатории.

Сегодня институт № 2 «Авиационные, ракетные двигатели и энергетические установки» МАИ проводит научно-исследовательские работы и осуществляет учебный процесс по всем типам двигательных установок всех типов летательных аппаратов (ЛА), выполняющих полёт как в воздухе, так и в космосе, а также рассматривающихся и в качестве перспективных двигательных установок ближайшего будущего.

Авиационные двигатели являются сложнейшими техническими устройствами, сконцентрировавшими в себе передовые достижения в самых разных областях науки: теории горения, прочности, надёжности, механики жидкости и газа, материаловедения и т. д. Именно поэтому только четыре страны в мире способны самостоятельно разрабатывать, производить и эксплуатировать авиационные двигатели. Это Россия, США, Великобритания и Франция. Сумев сохранить себя в этой четвёрке, несмотря на катастрофические 90-е, Россия вернула себе уверенность в том, что она является передовой технологической державой.

Одной из составляющих звеньев процесса разработки новых авиационных двигателей является кадровое обеспечение. Необходимо отметить, что обучить вчерашнего школьника на уровень инженера по проектированию авиационных двигателей невозможно менее, чем за 5 лет. Именно поэтому идеология трёхлетнего-четырёхлетнего бакалавриата не очень приживается в авиадвигательной среде. В МАИ инженера по проектированию авиационных двигателей обучают 5,5 лет. При этом руководители предприятий, на которые приходят выпускники института, отмечают, что ещё необходим как минимум год для полной адаптации выпускника вуза к практической работе. В связи со столь значительной инерционностью образовательного процесса необходимо обучать студентов на технологиях следующего поколения авиационной техники. Если сейчас вводятся в эксплуатацию летательные аппараты и двигатели 5-го поколения, то в вузе учебный процесс должен быть ориентирован как минимум уже на 6-е поколение.

В настоящее время в авиационном двигателестроении вновь сложилась ситуация, требующая революционных решений. Уже сейчас прогресс в материаловедении, системах охлаждения привёл к тому, что авиационные газотурбинные двигатели уже приблизились к своему термодинамическому пределу.

Мы находимся на пороге очередной революции в авиационном двигателестроении. Разными авторами называются различные перспективные направления: распределённые силовые установки с механическим, газодинамическим или электрическим способом передачи мощности, двигатели с изменяемой степенью двухконтурности, гибридные силовые установки с газотурбинной и электрической составляющими, двигатели, в камерах сгорания которых реализуется детонационное горение, двигатели с горением в сверхзвуковом потоке, комбинированные силовые установки.

Продолжая заниматься совершенствованием рабочего процесса, конструкции и технологии существующих и разрабатываемых в настоящее время двухконтурных и турбовинтовых двигателей, специалисты института № 2 в силу вышеизложенных обстоятельств всё более активно развивают следующие перспективные темы, которые, по нашему мнению, определят развитие авиадвигателестроения 6-го поколения:

1. Комбинированные силовые установки для перспективных летательных аппаратов с максимальной скоростью полёта, превышающей скорость звука более чем в 4 раза, М_п>4. Отметим, что все существующие летательные аппараты, способные производить самостоятельный взлёт, выполнение целевой задачи, возвращение, обеспечивающие многоразовую эксплуатацию, имеют максимальную скорость полёта, не превышающую скорость звука в 3 раза.

Наиболее наглядно это можно представить на диаграмме зависимости удельного импульса двигательной установки от скорости полёта для различных типов двигательных установок. Возможность создания самолётов, способных преодолеть рубеж скорости М_п=3, определяется, прежде всего, возможностью создания соответствующих силовых установок. Институт № 2 МАИ имеет уникальный опыт изучения рабочего процесса и разработки конструкций двигателей высокоскоростных летательных аппаратов. Отметим лишь некоторые, наиболее важные из выполнявшихся работ в области обеспечения полёта с сверхвысокими скоростями полёта.

Детально изучены проблемы организации горения при сверхзвуковых скоростях потока в камере сгорания. Исследовались различные виды топлива: водород, керосин, метан. Разработаны различные способы охлаждения, создан уникальный экспериментальный исследовательский стенд, оснащённый самыми передовыми методами измерения, который позволяет не только изучать физику горения, но и проводить испытания конструктивных элементов, образцов материалов в условиях высоких температур и скоростей потока. Исследовались проблемы разработки высокоскоростных прямоточных двигателей с твёрдым топливом, турбопрямоточные силовые установки, методы тепловой защиты, при этом использовались как экспериментальные методы исследования, так и передовые вычислительные методы.

Исходя из теоретических положений и имеющегося у коллектива специалистов института № 2 МАИ опыта, очевидно, что летательный аппарат, способный осуществлять управляемый полёт в зависимости от поставленной задачи в диапазоне скоростей от М_п=0 до М_п=4–6, должен иметь турбопрямоточную силовую установку. В классе прямоточных двигателей больших скоростей полёта решены многие проблемы для чисел М_п=3,5 и выше, но они применяются в ракетной технике и являются, по существу, изделиями однократного применения. В то же время для турбопрямоточных двигателей будущих высокоскоростных самолётов имеется ряд вопросов, до сих пор не имеющих сколь-нибудь однозначного решения. По нашему мнению:

• необходимо иметь конструкционные материалы, способные выдерживать длительное время высокие температуры; это относится, в том числе, и к элементам конструкции, ранее считавшимися «холодной частью» двигателя;
• следует разработать принципиально новую систему охлаждения двигателя, так как воздух при таких скоростях полёта уже не может использоваться в качестве охладителя;
• необходимо создать принципиально новые способы обеспечения энергией как борт летательного аппарата, так и систему управления силовой установкой, поскольку традиционный способ получения энергии от вращающегося ротора газотурбинного двигателя становится невозможным из-за того, что при высоких скоростях полёта газотурбинная часть турбопрямоточного двигателя должна будет быть перекрыта от набегающего потока воздуха и остановлена;
• необходимо решить проблему повторного запуска газотурбинного двигателя при возвращении летательного аппарата, что может оказаться проблематичным после длительного полёта на большой скорости и высокой температуры конструкции, а так как ротор будет остывать медленнее статора, то возможно заклинивание ротора; очевидно, что эти вопросы нуждаются в серьёзном изучении.

2. В классе двигателей для дозвуковой гражданской авиации, которая в обозримом будущем (горизонт планирования — 20–30 лет), по нашему мнению, останется основным видом коммерческих авиационных перевозок, несмотря на развитие технологий сверхзвуковой пассажирской авиации, основными критериями оценки совершенства двигателей наряду с экономичностью будут экологические показатели. Для специалистов института № 2 МАИ очевидно, что этим новым вызовам может соответствовать гибридный электротурбореактивный двухконтурный двигатель или электротурбовинтовой двигатель.

Для разработки гибридных двигателей необходимо также решить большое количество конструкторских и технологических проблем. Мы видим, в качестве первоочередных, следующие:

• необходимо исследовать и оптимизировать схемы гибридных силовых установок (ГСУ), применительно к различным типам летательных аппаратов; характеристики электрических машин;
• создать эффективные системы криогенного охлаждения таких установок.

Уже сегодня специалисты Московского авиационного института приступили к работам по гибридным силовым установкам. Эти работы проводятся в кооперации с отечественными предприятиями, а также согласованы планы по международным проектам с ведущими мировыми компаниями и университетами по программам IMOTHEP и FUTPRINT.

Юрий Равикович, проректор по научной работе МАИ, заведующий кафедрой «Конструкция и проектирование двигателей», доктор технических наук, профессор

Алексей Агульник, заведующий кафедрой «Теория воздушно-реактивных двигателей» МАИ, доктор технических наук

Схемы питания авиационных двигателей топливом

Питание современных двигателей топливом осуществляется принудительно при помощи топливных насосов, расположенных на двигателях. Существует ряд способов питания двигателя, которые в различных вариантах используются в современных системах. Основными способами подачи топлива к двигателю являются: питание самотеком, сверхдавлением в баках и питание при помощи насосов. В современной топливной схеме самолета, с низко расположенными баками в крыльях или фюзеляже, питание самотеком не может быть обеспечено, так как в некоторых случаях карбюраторы расположены выше уровня топлива в баках.

Все же топливо самотеком подается в нижнюю точку системы сборный коллектор или расходный бак, откуда оно засасывается насосом. Одно время систему подачи топлива для высотных самолетов предлагали осуществлять путем повышения давления в баках. В баки предполагалось нагнетать воздух и таким путем без помощи насосов обеспечивать питание на больших высотах.

Однако этот способ в авиации не привился вследствие того, что повышенные давления приводят к утяжелению конструкции баков и, главное, потому что повреждения бака (пробоина, трещина) приводят к прекращению подачи топлива.

Теперь повышение давления в баках используют в комбинации с питанием двигателя насосом, причем для безопасности в пожарном отношении в баки подается нейтральный газ, не поддерживающий горения, например, углекислый газ, азот, или отработанные газы.

Чем проще схема топливной системы, тем надежнее она в эксплуатации, поэтому конструкторы стремятся к осуществлению наиболее простой схемы. Например, когда схема питания топливом состоит из трех баков. Два верхних (передний и задний) подают топливо в нижний бак, из которого оно поступает к насосу. При наличии на самолете большого количества баков и если самолет предназначен для полета на больших высотах, система значительно усложняется. Появляется большое количество кранов, расходных баков, насосов подкачки и т. д.

Разновидности схемы питания топливом зависят от следующих факторов:
— количества баков и расположения их на самолете;
— способа подвода топлива из баков к общей магистрали;
— числа комбинаций питания из разных баков или групп их;
— способа увеличения живучести и надежности системы питания.

От этих факторов зависит установка дополнительных или ручных насосов, насосов подкачки топлива и системы кольцевания после насосов на многомоторных самолетах. Последовательность расположения агрегатов топливной системы по направлению движения топлива от баков к мотору изображается на принципиальной схеме. Компоновка и расположение агрегатов на самолете даются на монтажной схеме.

В системах предусматривается установка кранов, прекращающих подачу топлива к двигателю в аварийных случаях, например, при возникновении пожара, при остановке или повреждении двигателя.

При расположении большого количества баков на самолете, желательной схемой выработки топлива является следующая: вначале вырабатывается топливо из дополнительных подвесных баков, затем питание переключают на группу наиболее удаленных баков в крыле и в последнюю очередь вырабатывается топливо из фюзеляжного бака. Однако это обеспечивается при наличии кранов, которыми можно регулировать выработку из разных баков.

Двигатель ПД-14 стал самым значимым проектом в гражданской авиации за последние 30 лет

В конце прошлого года начались испытания новейшего российского авиационного двигателя ПД-14 на летающей лаборатории Ил-76ЛЛ, которые специалисты назвали «событием исключительной важности». ПАО «УМПО» определено как центр компетенции по нескольким ключевым технологиям в производстве данного двигателя. В чем же уникальность проекта и почему его назвали самым значимым российским проектом в области гражданской авиации за последние 30 лет?

В конце прошлого года начались испытания новейшего российского авиационного двигателя ПД-14 на летающей лаборатории Ил-76ЛЛ, которые специалисты назвали «событием исключительной важности». ПАО «УМПО» определено как центр компетенции по нескольким ключевым технологиям в производстве данного двигателя. В чем же уникальность проекта и почему его назвали самым значимым российским проектом в области гражданской авиации за последние 30 лет?

ПД-14 – двигатель пятого поколения, он соединяет в себе лучшие отечественные традиции с новыми авиационными стандартами XXI века. Турбореактивный двигатель – сложнейшее инженерное устройство, требующее очень непростых конструкторских решений. Например, одна лопатка турбины, а их в ступенях насчитывается около 70, вращается с частотой 12 тыс. оборотов в минуту, и на нее действует центробежная сила, равная 18 т. Для сравнения: это нагрузка на подвеску двухэтажного лондонского автобуса.

1. Первый авиадвигатель, созданный в России после распада СССР

Проект ПД-14 – новая страница в истории турбовентиляторных двухконтурных двигателей и первая отечественная разработка в области гражданского двигателестроения за последние 29 лет: первый полет Ил-76ЛЛ по программе испытаний ПС-90А состоялся 26 декабря 1986 года.

ПД-14 создан на базе специально разработанного уникального газогенератора, который включает три элемента: высокоэффективный компрессор, турбину высокого давления и малоэмиссионную камеру сгорания. Унифицированный газогенератор ПД-14 позволяет создавать двигатели тягой от 8 до 18 т.

2. Базовый проект для семейства двигателей

Семейство двигателей на базе ПД-14 позволит оснастить современными силовыми установками практически все российские самолеты: от ПД-7 для ближнемагистрального «Сухого Суперджет 100» до ПД-18, который можно установить на дальнемагистральный Ил-96. На базе газогенератора ПД-14 планируется разработать вертолетный двигатель ПД-10В для замены Д-136 на самом большом в мире вертолете Ми-26. Этот же двигатель можно использовать и на российско-китайском тяжелом вертолете, разработка которого уже началась. На базе газогенератора ПД-14 могут быть созданы газоперекачивающие установки или даже газотурбинные электростанции мощностью от 8 до 16 МВт.

3. Для ПД-14 разработано 16 новых технологий

Для ПД-14 разработано 16 критических технологий: монокристаллические лопатки турбины высокого давления с перспективной системой охлаждения, работоспособные при температуре газа до 2000 °К; пустотелая широкохордная лопатка вентилятора из титанового сплава, благодаря которой удалось повысить КПД вентиляторной ступени на 5% в сравнении с ПС-90; малоэмиссионная камера сгорания из интерметаллидного сплава; звукопоглощающие конструкции из композиционных материалов; керамические покрытия на деталях горячей части; полые лопатки турбины низкого давления и др.

4. Для проекта создано 20 новых материалов

При участии Всероссийского института авиационных материалов (ВИАМ) для ПД-14 было разработано порядка 20 новых материалов. Использование композитных материалов в конструкции двигателя и мотогондолы, полые широкохордные титановые лопатки вентилятора существенно снизили вес двигателя. ПД-14 выигрывает благодаря бесспорным преимуществам: уменьшению удельного расхода топлива на 10–15%, сокращению стоимости жизненного цикла на 15-20%; эксплуатация двигателя обойдется на 14–17% дешевле действующих аналогов.

Но создать материал — полдела: для его использования в гражданском авиадвигателе необходима сертификация по международным нормам. Иначе двигатель, как бы он ни был хорош, не допустят к полетам за пределами России. Правила тут очень строги, поскольку речь идет о безопасности людей. То же самое относится и к процессу изготовления двигателя: предприятиям отрасли требуется сертификация по нормам Европейского агентства авиационной безопасности (ЕASA). Все это заставит повысить культуру производства. Сама разработка ПД-14 проходила по новой, цифровой технологии, благодаря чему уже 7-й экземпляр двигателя был собран в Перми по технологии серийного производства, в то время как раньше опытная партия изготовлялась в количестве до 35 экземпляров. В целом же проект ПД-14 сохранит для России более 10 тыс. высококвалифицированных рабочих мест.

5. Экологичный и бесшумный авиадвигатель

Оптимизация параметров термодинамического цикла, малоэмиссионная камера сгорания, низкий удельный расход топлива позволили минимизировать вредные выбросы в ПД-14. Достигнутые показатели эмиссии ниже установленных норм на 30–45%.

ПД-14 – это бесшумный двигатель. 3D-аэродинамическое моделирование узлов, повышение степени двухконтурности для перехода в низкочастотную зону и применение эффективных систем шумоглушения последнего поколения позволили значительно снизить уровень шума. Показатели шума с существенным запасом превосходят нормы Международной организации гражданской авиации.

6. Первый российский авиадвигатель 5-го поколения

Прогресс в авиадвигателестроении характеризуется несколькими параметрами, но главным считается температура газа перед турбиной. Переход к каждому новому поколению турбореактивных двигателей, а всего их насчитывают пять, характеризовался ростом этой температуры на 100–200 градусов.

Так, у 1-го поколения двигателей конца 1940-х годов температура не превышала 877 °C, у 2-го поколения (1950-е гг.) этот показатель вырос до 977 °С, в 3-м поколении (1960-е гг.) этот параметр поднялся до 1176 °С, у двигателей 4-го поколения (1970–1980 гг.) температура газа дошла до 1376 °С. Лопатки турбин двигателей 5-го поколения, первые образцы которых появились на Западе в середине 1990-х, работают при температуре 1626 °С. В настоящее время в мире только 15% двигателей, находящихся в эксплуатации, относятся к 5-му поколению.

7. Технологии ПД-14 – государственная тайна

Кроме отечественных компаний, только фирмы США, Великобритании и Франции владеют технологиями полного цикла создания современных турбореактивных двигателей. То есть государств, производящих современные авиационные турбореактивные двигатели, меньше, чем стран, обладающих ядерным оружием или запускающих в космос спутники. К примеру, многолетние усилия Китая до сих пор так и не привели к успеху в этой области. Китайцы быстро скопировали российский истребитель Су-27, однако скопировать его двигатель АЛ-31Ф им так и не удалось. Китай до сих пор вынужден закупать этот уже давно не самый современный двигатель в России. Поэтому технологии разработки авиационных двигателей оберегаются как важнейшая государственная тайна.

Подробнее о двигателе ПД-14 и новых технологиях в промышленном производстве читайте на сайте ГК «Ростех».