Cтраница 2
Одним из существенных преимуществ двухконтурных ТРД по сравнению с другими типами авиационных ГТД является возможность весьма значительного форсирования тяги двигателя на взлете путем дополнительного сжигания топлива в форсажных камерах. [16]
Для предотвращения значительного снижения тяги ( мощности) при высоких плюсовых температурах tH прибегают к форсированию тяги ГТД. [17]
Следует отметить, что фирма Бристоль Сиддли, создававшая первые модификации ДТРД Пегас, еще в 60 - е годы провела большой комплекс работ по исследованию системы форсирования тяги внешнего контура этого двигателя, так что рациональная конструкция такой системы сейчас достаточно изучена. Поэтому первые возобновленные в 1980 г. стендовые испытания ДТРДФП Пегас прошли успешно. [18]
В результате сжигания дополнительного топлива за турбиной температура газов возрастает с 800 - 1000 К до 1700 - 2100 К, а скорость истечения газов ( с6) увеличивается на 30 - 50 %, что приводит к значительному форсированию тяги и увеличению удельного расхода топлива. [19]
Следует также отметить, что при разработке более мощных модификаций такого подъемно-маршевого двигателя необходимо выдерживать определенное положение направления вектора тяги относительно центра тяжести самолета и строго согласовывать тягу двигателя и массовые характеристики самолета. Вследствие этого серьезные конструктивные изменения двигателя, например форсирование тяги установкой на входе дополнительной ( нулевой) ступени вентилятора, не могут быть проведены без смещения точки приложения тяги на самолете. [20]
Форсирование тяги повышением числа оборотов ротора дает возможность кратковременно увеличить тягу двигателя на 15 - 20 % и более. С этой целью у ряда двигателей предусмотрено введение чрезвычайного р е ж и - м а, работа на котором допустима в исключительных ( аварийных) случаях в течение 2 - 3 мин. Такой способ форсирования тяги приводит к увеличению ( пропорционально квадрату числа оборотов) напряжений в деталях ротора, а также температуры T s, что существенно снижает прочность этих деталей и главным образом рабочих лопаток турбины. В связи с этим в ряде случаев предусматривается прекращение дальнейшей эксплуатации двигателей, работавших на чрезвычайном режиме. [21]
В начальной стадии работ для ознакомления с зарубежным опытом были закуплены образцы некоторых английских турбореактивных двигателей, а также использованы образцы трофейных двигателей немецких фирм. Однако для становления и развития реактивной авиации были необходимы более мощные и отличающиеся лучшими удельными параметрами крупноразмерные турбореактивные двигатели с силой тяги 5000 - 9000 кг - для тяжелых реактивных самолетов среднего и большого радиусов действия и высоконапряженные двигатели с минимальным удельным весом и кратковременным форсированием тяги до 3000 - 4000 кг - для скоростных реактивных истребителей. [22]
Вентилятор и компрессор низкого давления находятся на одном валу и приводятся неохлаждаемой трехступенчатой турбиной. Компрессор высокого давления имеет семь ступеней, по конструкции аналогичен компрессору двигателя JT8D и приводится одноступенчатой охлаждаемой турбиной, система охлаждения которой более эффективна, чем у гражданского двигателя. Камера сгорания трубчато-кольцевая с четырьмя топливными форсунками на каждой жаровой трубе, что обеспечивает высокий коэффициент полноты сгорания топлива. Всережимное эжекторное реактивное сопло регулируется автоматически соответственно степени форсирования тяги. [23]
Метод форсирования испарительным охлаждением является перспективным при больших числах М полета и увеличении высотности самолетов. Это объясняется тем, что с увеличением скорости полета температура воздуха в первой ступени сжатия компрессора увеличивается и создаются хорошие условия для более полного фазового превращения впрыскиваемой жидкости. При полете самолета на большой высоте ( свыше 20 км) расход воздуха через проточную часть двигателя уменьшается, что способствует также уменьшению расхода охлаждающей жидкости на испарительное охлаждение сжимаемого воздуха. В настоящее время на некоторых самолетах, например Ф-105 Тендерчиф ( США), испарительное охлаждение впрыскиванием смеси воды и спирта является методом форсирования тяги. [24]
Компрессор - осевой, девятиступенчатый, с околозвуковыми первыми ступенями. Камера сгорания - прямоточная, кольцевого типа, с двенадцатью двухка-нальными центробежными форсунками. В стенках жаровой трубы камеры имеется щелевая перфорация, предотвращающая перегрев стенок и способствующая лучшему смешению топлива с воздухом. Интересной особенностью камеры сгорания является теплоизолирующее покрытие, наносимое на ее корпус, что понижает температуру в двигательном отсеке. Турбина - осевая, двухступенчатая, с охлаждаемыми сопловыми лопатками первой ступени. Форсажная камера состоит из диффузорной части и собственно камеры сгорания. Тошшвоподающая система позволяет изменять степень форсирования тяги и состоит из радиально расположенных в диффузорной части топливных коллекторов. Температура газа в форсажной камере на режиме максимального форсажа достигает 2000 К - Регулируемое всережимное реактивное сопло управляется с помощью гидроцилиндров, перемещающих кольцо, связанное с подвижными створками. Ротор двигателя имеет три опоры, две из которых с роликовыми подшипниками расположены перед компрессором и перед турбиной, третья с шариковым подшипником расположена за компрессором. [25]