Высотно скоростные характеристики авиационного двигателя

Д-30Ф6

Максимальный режим — 0,72;

Двигатель Д-30Ф6 — турбореактивный, двухконтурный, двухвальный, с общей форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым соплом. Разработан ОАО «Авиадвигатель», устанавливается на сверхзвуковой истребитель-перехватчик МиГ-31. Серийно производился ОАО «Пермские моторы», в настоящее время выпуск прекращён, ремонт производится на АО «218 АРЗ» (г. Гатчина). Силовая установка самолёта состоит из двух двигателей, имеющих отдельные воздухозаборники.

Содержание

• 1 История разработки
• 2 Конструкция двигателя
• 3 Надёжность и безотказность
• 4 Технические характеристики
• 5 См. также
• 6 Ссылки
• 7 Примечания

История разработки [ править | править код ]

В середине 1960-х годов появились новые образцы стратегического и наступательного вооружения: крылатые ракеты, способные лететь на сверхмалых высотах, огибая рельеф поверхности земли, высотные и высокоскоростные разведывательные самолёты, стратегические бомбардировщики и другие типы оружия. Для защиты протяжённых границ СССР от этих и других угроз потребовался самолёт с возможностью обнаружения и перехвата целей начиная с малых высот и заканчивая 30 километрами, на скоростях до 4000 км/ч, который мог нести различные типы ракет для перехвата и уничтожения воздушных целей на предельно малых, малых, средних и больших высотах, сопровождать одновременно несколько целей. Кроме всего прочего, в связи с малой плотностью ПВО и аэродромов на Дальнем Востоке и севере страны самолёт должен был обладать большим радиусом действия.

Для такого уникального по своим свойствам самолёта требовался не менее уникальный двигатель большой мощности при высокой экономичности. Сделать этот двигатель было поручено Пермскому моторостроительному конструкторскому бюро (МКБ, сейчас ОАО «Авиадвигатель») под руководством П. А. Соловьёва. Соловьёв решил делать двухконтурный двигатель с форсажной камерой со смешением потоков внешнего и внутреннего контуров двигателя.

В то время нашлось немало противников такой схемы, так как двигателей по такой схеме ещё не производилось.

Первоначально был создан двигатель-демонстратор на основе серийного двигателя Д-30, оснащённого форсажной камерой. После ряда испытаний на стенде ЦИАМ, стала очевидна правильность выбора схемы двигателя, и в 1970 году [1] МКБ приступило к разработке двигателя Д-30Ф6 для истребителя-перехватчика. Прототип самолёта с этим двигателем поднялся в воздух в 1975 году [2] .

Двигатель имеет уникальные высотно-скоростные характеристики, обеспечивая максимальную скорость самолёта 3000 км/ч и скорость у земли 1500 км/ч.

Конструкция двигателя [ править | править код ]

Двигатель Д-30Ф6 — модульной конструкции, выполнен из 7 модулей. Все модули (кроме базового) могут быть заменены в эксплуатации. Модули двигателя:

• Входной направляющий аппарат
• компрессор низкого давления
• Базовый модуль:
  • Разделительный корпус
  • Компрессор высокого давления
  • Камера сгорания
  • Турбина высокого давления
  • Турбина низкого давления
  • Задняя опора
• Корпус смеситель
• Форсажная камера
• Реактивное сопло
• Блок передней и задней коробки приводов

Надёжность и безотказность [ править | править код ]

Надёжность двигателя обеспечивается системами защиты, дублирования и раннего обнаружения неисправностей:

• системой ограничения максимальной частоты вращения ротора низкого давления и системой ограничения максимальной температуры газа за турбиной;
• системой защиты от раскрутки турбины привода постоянных оборотов;
• противообледенительной системой обтекателя и лопаток входного направляющего аппарата компрессора низкого давления;
• противопомпажной системой.

Электронно-гидравлическая система автоматического регулирования двигателя в случае отказа электронной системы дублируется гидравлической системой, обеспечивающей безопасность полёта и выполнение задания. Конструкция двигателя обеспечивает возможность параметрического контроля его состояния на самолёте. Для оценки состояния деталей газовоздушного тракта в процессе эксплуатации конструкция двигателя предусматривает осмотр всех рабочих лопаток компрессора и турбины, а также сопловых лопаток 1-й и 2-й ступеней турбины. В случае попадания посторонних предметов в газовоздушный тракт двигателя конструкция позволяет производить замену в эксплуатации как отдельных повреждённых лопаток 1-й ступени компрессора, так и всего модуля компрессора низкого давления.

Научная электронная библиотека

3.2.4 Физико-механические параметры процесса воздушных перевозок гражданской авиации РФ

К физико-механическим параметрам можно отнести основные характеристики авиационных двигателей, это высотно-скоростные характеристики — тяга двигателя, расход топлива, секундный расход воздуха m_В, удельный вес двигателя , габаритные размеры и ресурс двигателя.

Расход топлива может быть выражен:

1) в абсолютных величинах. К абсолютным величинам относится расход топлива за все время полета от аэродрома отправления до аэродрома назначения или на отдельных этапах полета;

2) в относительных величинах. К относительным величинам относятся:

а) удельный расход топлива — есть отношение часового расхода топлива к реактивной тяге или мощности двигателя, килограмм топлива на один ньютон тяги в час, вычисляем по формуле

(3.26)

где т — степень двухконтурности двигателя;

Н — высота полета, км.

Удельный расход топлива зависит от режимов работы двигателя, его типа, расчетных параметров рабочего процесса двигателя и КПД его элементов. Наиболее важен удельный расход топлива в условиях длительного крейсерского полета. Большое влияние на величину удельного расхода топлива С_уд оказывает высота полета и число М при работе ТРД и ТРДД на максимальных оборотах;

б) часовой расход топлива, т.е. килограмм топлива на один час полета. Часовой расход топлива С_Н равен произведению тяги на С_УД ( ), т.к. при возрастании высоты полета тяга уменьшается, а с ростом чисел М полета увеличивается, то часовой расход будет интенсивно уменьшаться с увеличением высоты и увеличиваться с ростом М. Если полет происходит на сверхзвуковых скоростях на высотах меньше расчетной высоты диффузора на входе воздуха в двигатель, то эффективная тяга двигателя Р_ЭФ существенно меньше тяги двигателя, а часовой расход остается неизменным;

в) километровый расход топлива q, т.е. килограмм топлива на один километр пути — есть расход топлива за то время, за которое воздушное судно пролетит относительно Земли с постоянной высотой и скоростью один километр пути. При безветрии километровый расход топлива, в килограммах на километр, вычисляем по формуле

, (3.27)

где V — истинная скорость воздушного судна (скорость воздушного судна относительно воздуха), м/с.

Часовой и километровый расход топлива могут выражаться осредненным значением, когда принимается полный расход топлива от старта до посадки, или показателем, соответствующим расходу топлива только на крейсерском участке полета, при этом исключается расход топлива на набор высоты и снижение перед посадкой;

г) расход топлива, приходящийся на один пассажиро-километр или на одну тонну-километр.

Тяга двигателя — реактивная сила, являющаяся результирующей газодинамических сил давления и трения, различают:

1) внутреннюю тягу (реактивную тягу) Р — результирующую всех газодинамических сил, приложенных к двигателю, без учета внешнего сопротивления;

2) эффективную тягу Р_ЭФ, учитывающую внешнее сопротивление силовой установки;

3) удельная тяга двигателя (тяга, приходящаяся на один килограмм расхода воздуха) является мерой экономичности силовой установки, параметром определяющего шум двигателя и критерием для сравнения аэродинамического сопротивления силовой установки.

Важной характеристикой, определяющей конструктивное совершенство авиационного двигателя, является его удельный вес, т.е. отношение сухого веса двигателя к максимальной стартовой тяги, вычисляемой по формуле

, (3.28)

Существенной геометрической характеристикой двигателя максимальный диаметр, зависящий от степени двухконтурности и стартовой тяги, в метрах, вычисляем по формуле

. (3.29)

Из разнообразного множества технологических параметров, в соответствии с рисунком 3.1, выбирают те, которые оказывают максимальное влияние на процесс воздушного сообщения, рассмотрим их.

Новый двигатель разработки ОДК пройдет испытания в термобарокамере ЦИАМ

Двигатель РД-93МА отправлен из Санкт-Петербурга в Москву. Силовая установка разработки ОДК-Климов (входит в Объединенную двигателестроительную корпорацию Госкорпорации Ростех) должна будет подтвердить высотно-скоростные характеристики в условиях имитации полета на стенде Центрального института авиационного моторостроения имени П.И. Баранова (ЦИАМ).

Комплекс испытаний в большой термобарокамере ЦИАМ пройдет в рамках опытно-конструкторских работ по РД-93МА. В ходе испытаний для двигателя будут имитированы условия максимально близкие к полетным. Будет проверена и работа системы автоматического управления двигателя БАРК-93МА, также разработанной и изготовленной в АО «ОДК-Климов».

При успешном прохождении этого этапа будет получено разрешение для проведения летно-конструкторских испытаний.

Началу испытаний предшествовал длительный подготовительной этап. В течение 2018-2019 гг. была выпущена и передана на заводы-изготовители конструкторская документация, организовано производство в новом составе кооперации, изготовлены макеты двигателя РД-93МА и КСА-54М, спроектирована и изготовлена новая «обвязка» двигателя, завершаются испытания турбостартера ВК-100-1МК в термобарокамере ЦИАМ по подтверждению высотного запуска, изготовлены опытные образцы БАРК-93МА и ИДК-93МА и многое другое. Непосредственно перед отправкой двигателя на испытания специалистами ОДК было подготовлено и проверено все необходимое оборудование для подключения двигателя к испытательному стенду.

РД-93МА — новый самолетный двигатель разработки АО «ОДК-Климов». Силовая установка кроме двигателя включает систему автоматического управления БАРК-93МА и коробку самолетных агрегатов КСА-54М.

Двигатель РД-93МА имеет улучшенные эксплуатационные характеристики. В частности, повышенные термодинамические параметры, усовершенствованную конструкцию вентилятора и горячей части, модернизированную систему автоматического управления силовой установкой. Также увеличены основные показатели — назначенный ресурс и тяга. Обеспечен дополнительный режим аварийного запуска двигателя в воздухе и реализована возможность аварийного
слива топлива. Все это обусловлено спецификой, связанной с возможным применением силовой установки на одномоторном самолете, что влечет за собой дополнительные требования по безопасности.

АО «ОДК-Климов» — предприятие российской двигателестроительной отрасли, занимающееся разработкой и производством газотурбинных двигателей и систем управления для самолетов и вертолетов. Включает в себя конструкторское бюро, современную производственную и экспериментальную базы. Предприятием разработаны вертолетные двигатели семейства ТВ3-117/ВК-2500, ВК-2500ПС-03, ТВ7-117В, самолетные двигатели РД-33, РД-33МК, РД-93 и ТВ7-117С/СМ/СТ и их системы управления. Система менеджмента качества ОДК-Климов сертифицирована по международному стандарту AS 9100:2016.

АО «Объединенная двигателестроительная корпорация» (входит в Госкорпорацию Ростех) — интегрированная структура, специализирующаяся на разработке, серийном изготовлении и сервисном обслуживании двигателей для военной и гражданской авиации, космических программ и военно-морского флота, а также нефтегазовой промышленности и энергетики.

Госкорпорация Ростех — одна из крупнейших промышленных компаний России. Объединяет более 800 научных и производственных организаций в 60 регионах страны. Ключевые направления деятельности — авиастроение, радиоэлектроника, медицинские технологии, инновационные материалы и др. В портфель корпорации входят такие известные бренды, как АВТОВАЗ, КАМАЗ, ОАК, «Вертолеты России», ОДК, Уралвагонзавод, «Швабе», Концерн Калашников и др. Ростех активно участвует в реализации всех 12 национальных проектов. Компания является ключевым поставщиком технологий «Умного города», занимается цифровизацией государственного управления, промышленности, социальных отраслей, разрабатывает планы развития технологий беспроводной связи 5G, промышленного интернета вещей, больших данных и блокчейн-систем. Ростех выступает партнером ведущих мировых производителей, таких как Boeing, Airbus, Daimler, Pirelli, Renault и др. Продукция корпорации поставляется более чем в 100 стран мира. Почти треть выручки компании обеспечивает экспорт высокотехнологичной продукции.

ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова» (входит в НИЦ «Институт имени Н.Е. Жуковского») — единственная в стране научно-исследовательская организация, осуществляющая комплексные научные исследования и научное сопровождение разработок в области авиадвигателестроения — от фундаментальных исследований физических процессов до совместной работы с ОКБ по созданию, доводке и сертификации новых двигателей, в том числе наземных газотурбинных установок. Все отечественные авиационные двигатели создавались при непосредственном участии института и проходили доводку на его стендах.

4.5. Высотные характеристики трдд

Высотные характеристики ТРДД качественно не отличаются от высотных характеристик ТРД.

С высотой полета до 11 км удельная тяга возрастает из-за увеличения  и . При этом удельный расход топлива снижается, несмотря на уменьшение степени двухконтурности. Тяга до 11 км уменьшается вначале менее интенсивно, чем снижается плотность _Н, из-за возрастания Р_уд, а на высотах более 11 км падает пропорционально плотности _Н.

4.6. Высотно-скоростные характеристики трдд

Высотно-скоростными характеристиками ТРДД называются зависимости тяги, удельного расхода топлива и других данных от числа М полета для ряда высот полета при принятой программе управления.

Для примера высотно-скоростные характеристики ТРДД для максимального режима приведены на рис. 4.17. При их расчете в стартовых условиях были заданы: Р = 50 кН; = 1500 К;= 10;= 2,5;m = 5. Расчет выполнен для трех высот полета: 0; 6 и 11 км.

Характер протекания этих ВСХ полностью соответствует ранее выявленным закономерностям для ТРДД с высокими m (рис. 4.15). При Н = 0 (в условиях разбега и разгона у земли) тяга в диапазоне М_Н = 0…0,4 резко падает (примерно на 25%). На высотах (в данном случае при Н = 6 и 11 км) интенсивный рост расхода воздуха компенсирует снижение удельной тяги, и суммарная тяга на заданной высоте с ростом М_Н сохраняется почти постоянной или слегка увеличивается. Удельный расход топлива с ростом М_Н монотонно увеличивается (при Н = 0 в диапазоне от М_Н = 0 до 0,8 – почти в 1,5 раза), а с ростом высоты полета до 11 км незначительно снижается. Наибольшее влияние высота полета оказывает на тягу двигателя.

Рис. 4.17. Высотно-скоростные

характеристики ТРДД для

Рис. 4.18. Дроссельная характеристика ТРДД (а) и изменение ,n_к/n_в и m при дросселировании двигателя (б)

4.7. Дроссельные характеристики трдд

Двухконтурные двигатели дозвуковых самолетов в процессе эксплуатации большую часть времени работают на дроссельных режимах, т.к. в условиях горизонтального полета у них необходимая потребная тяга, затрачиваемая на перемещение ЛА, существенно меньше тяги на максимальном режиме. Данные двигателя на этих режимах полета определяются по дроссельным характеристикам.

Дроссельными характеристиками ТРДД называются зависимости тяги, удельного расхода топлива и некоторых параметров рабочего процесса таких, как температура , степень двухконтурностиm, отношение частот вращения роторов /, КПД каскадов компрессораии др., от частоты вращения какого-либо из роторов, обычно отпри заданном режиме полета и принятой программе управления. Поскольку реактивные сопла у ТРДД свысокими степенями двухконтурности не регулируются, а углы установки лопаток НА регулируемых ступеней компрессора устанавливаются в зависимости от , то для изменения режима работы двигателя имеетсяодин управляющий фактор – расход топлива G_т. Поэтому дросселирование двигателя осуществляется только снижением G_т.

Дроссельные характеристики двигателя, имеющего =20;=1500 К иm=3, при М_Н = 0,85 и Н = 11 км в качестве примера представлены на рис. 4.18. Дросселирование двигателя сопровождается снижением температуры , возрастанием степени двухконтурностиm, небольшим повышением, а затем снижением КПД вентилятора и компрессора, а скольжение роторов S=/увеличивается. Такое изменениеS свойственно и двухвальным одноконтурным ТРД.

При дросселировании двигателя уменьшается q(_в)_ВД компрессора ТРДД и повышается q(_II). Это и приводит к увеличению степени двухконтурности

.

При снижении тяга ТРДДР уменьшается весьма интенсивно. Удельный расход топлива С_уд первоначально снижается, что связано с увеличением тягового КПД при уменьшении и увеличенииm, а также с возрастанием КПД вентилятора и компрессора. Затем, достигнув минимального значения (в данном случае при = 0,88),С_уд увеличивается главным образом за счет снижения внутреннего КПД двигателя.

Вид дроссельных характеристик у ТРДД со смешением потоков контуров и с раздельными контурами различается мало.

На характер протекания дроссельных характеристик ТРДД влияет величина расчетной степени двухконтурности m. Это видно из рис. 4.19, где дано сравнение относительного протекания дроссельных характеристик ТРД и ТРДД с различными значениями m. Чем выше величина m, тем меньше снижается С_уд на начальном участке дроссельной характеристики и тем интенсивнее увеличивается С_уд при более значительном дросселирование двигателя. Это объясняется тем, что внутренний КПД сравниваемых двигателей с одинаковыми расчетными параметрами рабочего процесса при дросселировании изменяется практически

одинаково, а величины тяговых КПД и характер их изменения при дросселировании сильно различаются.

Рис. 4.19. Относительные дроссельные

характеристики ТРДД при различных m