При разработке любого летательного аппарата (кроме планеров и ряда аппаратов легче воздуха) в независимости от его функционального назначения возникает потребность в таком двигателе для силовой установки, который может обеспечить соответствие изделия всем условиям технического задания заказчика. Это ставит перед ними задачу формирования и анализа списка требований к силовой установке. Грамотный, взвешенный подход при составлении списка позволит подобрать оптимальный двигатель для данного летательного средства и в итоге создать наиболее конкурентоспособный авиационный комплекс. При этом немаловажную роль играют задачи экономии, конкурентоспособности, национальной безопасности и импортозамещения. Для летательных аппаратов военного назначения использование иностранных двигателей и их компонентов недопустимо.
Требования, предъявляемые ко всем авиационным двигателям условно можно разделить на два крупных блока: общие технические требования и технические требования к конкретному типу двигателю, устанавливаемому на конкретный тип летательного аппарата.
Общие требования можно разделить на: технические, специальные, производственные (технологические) и эксплуатационные.
Основными техническими требованиями, характеризуют выполнение технического задания в части реализации потребностей летательного аппарата в обеспечение его летно-технических и эксплуатационных характеристик:
- обеспечение взлетной тяги согласно тактико-техническим характеристикам летательного аппарата на протяжении всего ресурса;
- обеспечение надежной работы силовой установки и стабильности полетных режимов;
- обеспечение минимального расхода топлива;
- хорошая приемистость;
- обеспечение заданных рабочих режимов на всем типовом профили полета;
- обеспечение безопасности эксплуатации;
- обеспечение минимально допустимых выбросов загрязняющих веществ в атмосферу (для военных самолетов не актуально);
- минимальные стоимость, масса и габариты при заданной тяге.
К специальным требованиям относятся:
- низкая ИК заметность с задней полусферы;
- низкая шумность;
- низкая радиолакационная заметность с передней полусферы;
- устойчивость к боевым повреждениям;
- возможность работать на разных сортах топлива, в том числе низкого качества;
- работа двигателя с отказавшими масло- или электросистемой.
К производственным (технологическим) требованиям относятся:
- простота и технологичность изготовления и сборки двигателя;
- минимальные требования к производственному и испытательному оборудованию, а также к персоналу.
- высокая степень стандартизации и унификации элементов;
- использование недефицитных и дешевых материалов;
- низкая стоимость изготовления двигателя в целом.
К эксплуатационным требованиям относятся:
- удобство замены сменных эксплуатационных элементов (фильтры, стопоры и т. д.)
- удобство монтажа и демонтажа на летательный аппарат (с учетом изделия);
- простота, удобство выполнения регламентных операций;
- низкая стоимость ремонта и доступность запасных частей.
Часть из перечисленных требований являются взаимно противоречащими друг другу. Поэтому при создании двигателя приходится в той или иной степени идти на компромиссные решения, выполняя в первую очередь требования, которые для данного двигателя являются главными. Необходим поиск оптимума для каждого конкретного случая. Например, для истребителя важнее максимальная тяга и минимальная масса, а для транспортного самолета удельный расход топлива, который за длительный перелет за счет экономии горючего покроет рост массы силовой установки.
Технические требования к конкретному типу двигателя с учетом его компоновки в составе конкретного типа летательного аппарата и определяют важность соответствия изделия требованиям технического задания. При составлении ТЗ учитывается назначение и условия эксплуатации двигателя на летательном аппарате. Количественные показатели основных данных в совокупности должны обеспечивать приоритетность комплексу «летательный аппарат — двигатель» по отношению к лучшим известным и создаваемым образцам.
В техническом задании прописываются конкретные значения некоторых параметров. Параметры, характеризующие ГТД, можно разделить на две группы.
Первая группа — удельные параметры, не зависящие от размерности двигателя, используемые для сравнительной оценки технического совершенства ГТД: удельная тяга, удельный расход топлива, удельная масса, лобовой тяги. При проектировании, даже если это не оговорено в техническом задании, необходимо обеспечить конкурентоспособный продукт, с удельными параметрами не хуже чем у существующих или проектируемых аналогов.
Вторая — это параметры, выражающиеся абсолютной величиной и зависящие от размерности двигателя. Важнейшие из них: тяга, габариты, сухая масса двигателя.
Рассмотрим некоторые параметры по подробнее. При установке двигателя на определенный существующий летательный аппарат, расход воздуха через двигатель ограничивается пропускной способностью воздухозаборника данного летательного аппарата (с явлениями зуда и помпажа). Способ повышения удельной тяги в данном случае — увеличение тяги путем интенсификации параметров рабочего цикла, к сожалению, иногда ценой ресурса и стоимости двигателя. Высокая удельная тяга для современных двигателей для боевой авиации позволяет обеспечивать сверхзвуковой полет без включения форсажной камеры – одно из важнейших требований к истребительным комплексам пятого поколения
Удельная тяга гражданских ТРДД имеет тенденцию к некоторому снижению. Это является следствием постоянного повышения степени двухконтурности для улучшения экономичности.
Удельный расход топлива характеризует топливную эффективность авиационного двигателя. Для двигателей гражданской авиации значения удельного расхода воздуха при определенной тяге на крейсерском и на взлетном режимах обязательно прописываются в техническом задании на проектирование. Снижение удельного расхода топлива значительно уменьшает прямые эксплуатационные расходы и позволяет увеличить дальность полета воздушных судов. Поэтому улучшение экономичности гражданских ТРДД, ТВД и вертолетных ГТД — важнейшее направление их совершенствования. Увеличение двухконтурности и степени повышения давления наиболее частые пути уменьшения удельного расхода топлива для гражданской авиации.
Удельная масса является комплексным показателем, который характеризует параметрическое, конструктивное и технологическое совершенство любого двигателя.
К основным из этих способов снижения массы можно отнести:
- повышение параметров цикла, снижение потерь, применение сложных циклов позволяет увеличить удельную работу цикла и, при заданной тяге, снизить потребный расход воздуха через ГТД, а значит и его размерность;
- увеличение аэродинамической нагрузки на компрессор, а также конструктивные и схемные мероприятия позволяют снизить число ступеней и, следовательно, снизить массу;
- применение композиционных и перспективных материалов с низкой плотностью позволяет снизить массу;
- применение перспективных технологий изготовления: моноколеса типа «blisk» и «bling», передовые методы сварки роторов и корпусов;
При фиксированном диаметре на входе в компрессор лобовую тягу можно повысить за счет увеличения удельной тяги или производительности компрессора.
Требование к габаритным размерам двигателя связано с обеспечением его установки на самолете и возможностью его обслуживания и ремонта. Габаритный диаметр двигателя является весьма важной характеристикой, так как влияет на размеры гондолы двигателя, а следовательно, на ее лобовое сопротивление и массу. Малая длина двигателя также является важным показателем его качества, так как способствует уменьшению объема двигателя и повышению полезного объема на самолете при размещении двигателя.
Реализация требования к габаритным размерам осуществляется путем разработки конструкции с учетом этого требования и выпуском согласованного с разработчиком самолета, габаритного чертежа, в котором, наряду с максимальным диаметром и длиной, указаны, например, контуры расположения агрегатов, узлы крепления двигателя.
Тяга (мощность) авиационного двигателя должна обеспечивать необходимую тяговооруженность летательного аппарата в различных этапах полета в любой точке типового профиля. Величина тяги двигателя должна быть достаточной для обеспечения необходимых условий полета при заданных климатических условиях на протяжении всего ресурса. При проектировании нового изделия увеличение тяги до необходимого уровня достигается интенсификацией параметров рабочего цикла — увеличение температуры газа, увеличение расхода воздуха, уменьшение степени двухконтурности, дожиганием топлива в форсажной камере сгорания.
Общая масса двигателя складывается из суммы масс отдельных узлов и деталей. Значения массы двигателя, его узлов и деталей входят в конструкторскую документацию и контролируются в процессе изготовления, сборки и отгрузки потребителю.
Снижение массы двигателя, а следовательно, и удельной массы при заданной тяге достигается несколькими путями. Один из них — выбор рациональной конструктивной схемы двигателя и его основных узлов. Другим путем снижения массы двигателя является повышение качества применяемых конструкционных материалов с большой величиной удельной прочности, характеризующей отношение предела прочности материала к его плотности. Широкое применение в двигателестроении нашли легкие алюминиевые и магниевые, а также титановые сплавы. И следующий путь — это рациональное с точки зрения уменьшения массы конструирование всех входящих в двигатель деталей и их элементов.
Надежность является комплексным свойством двигателя, включающим в себя долговечность, сохраняемость, безотказность и ремонтопригодность двигателя. Уровень надежности двигателя характеризуется количественными показателями, определяемыми на основании статистических данных и расчетов, он закладывается при проектировании двигателя и контролируется в процессе всего его существование.
Обеспечение надежной работы двигателя достигается: закладкой в конструкцию отработанных и доведенных решений; учет при компоновки двигателя удобства сборки-разборки и обслуживания в целом; дублирование наиболее важных систем и узлов; контролем за качеством материалов, изготовления, сборки и испытаний двигателя, а так же его узлов; соблюдение всех правил эксплуатации и своевременный контроль за состояния двигателя.
При выборе двигателя для проектируемого ЛА необходимо рассмотреть технические требования, учитывающие опыт применения всех типов ГТД, и специфические требования, учитывающие его установку на определенный тип летательного аппарата. Перечень специфических требований к ГТД, к которым можно отнести нормальную работу на малом газе в условиях ливневых осадков или при отрицательных и положительных перегрузках, возможность быстрого выхода на максимальный режим формируются на основе анализа условий эксплуатации и назначения летательного аппарата.
Выбор определенных качеств или характеристик силовой установки для проектируемого летательного аппарата предопределяет уровень основных параметров его рабочего цикла и конструктивный облик.
Литература:
1. Газотурбинные двигатели. / А. А. Иноземцев, В. JI. Сандрацкий. Пермь: ОАО «Авиадвигатель», 2006.
2. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей / С. А. Вьюнов, Ю. И. Гусев, А. В. Карпов. — М.: Машиностроение, 1989 г.
3. Конструктивно-компоновочные схемы авиационных ГТД. / М. Л. Кузьменко, В. С. Чигрин, С. Е. Белова. — г.Рыбинск: РГАТА, 2005 г.
