В настоящее время ведутся активные научно-исследовательские и проектные работы по созданию двигателей для перспективных малошумных экономичных пассажирских самолетов. При проектировании перспективных ТРДД необходимо учитывать сложное взаимовлияние различных параметров турбины и двигателя в целом, при этом целесообразно принимать во внимание широкий спектр рекомендаций, предложенных российскими и зарубежными учеными на основании экспериментальных и аналитических исследований.

Одной из основных задач создания ТРДД для перспективных пассажирских самолетов является обеспечение требуемой степени двухконтурности m, в значительной степени влияющей на важнейшие эксплуатационные характеристики, как двигателя, так и самолета, а также его акустические характеристики.

Определяющим геометрическим параметром с точки зрения обеспечения требуемой степени двухконтурности является диаметр разделительной обечайки D₀ [1], который определяет и возможность размещения турбины низкого давления (ТНД) на максимальном диаметре. Повышение наружного диаметра выходного сечения ТНД D^п_тнд вызвано необходимостью снизить число ступеней z_t при сохранении достаточно высокой окружной скорости u_тср. На рисунке 1 показана взаимосвязь средней окружной скорости турбины и относительной высоты лопаток D_ср/h_т [9]: очевидно, что для реализации высоких окружных скоростей перспективных турбин необходимо находить разумный баланс между расположением выходного сечения турбины на максимально возможной высоте и применения оптимальных по высоте и динамико-прочностным характеристикам лопаток.

Число ступеней турбины определяется выражением: ,

где с_адт – располагаемая скорость газа в турбине; – средняя окружная скорость турбины; D_тср – средний диаметр турбины, D_кср – средний диаметр компрессора, u_к – скорость вращения ротора компрессора на среднем диаметре; y = 0,5…0,55 – коэффициент нагруженности (причем, для ТНД и ТВД оптимальные значения данного коэффициента будут различны [6, с. 12]). Что касается нагруженности ступеней, то в проектируемых ТРДД её стараются увеличить. Такой путь уже был применен компанией Honeywell для 3-ступенчатой ТНД, в итоге реализации удалось снизить число ступеней с 3-х до 2-х и увеличить нагруженность ступени на 37 % [5].

Рисунок 1. Взаимосвязь средней окружной скорости турбины и относительной высоты лопаток [9]

Анализ перспектив авиадвигателестроения выявляет тенденцию к повышению диаметральных размеров вентилятора (D^п_в) и при определенных значениях относительного диаметра втулки вентилятора d_{вт в} – к росту D₀. В таблице 1 приведены перспективные значения D^п_в, а также других основных параметров узлов двигателей для гражданских самолетов поколений N2A, N2B [1]. Из приведенной таблицы определяются и перспективные значения d_{вт в} для рассматриваемых двигателей.

Таблица 1. Параметры узлов двигателей для самолетов поколений N2A, N2B

Вместе с тем анализ конструкций серийных и спроектированных за последние 10 – 20 лет ТРДД (4 и 4 + поколений) показывает, что диаметр выходного сечения ТНД D^п_вых
практически у всех ТРДД превышает диаметр разделительной обечайки D₀ (таблица 2).

Анализ геометрии этих двигателей позволяет сделать еще ряд выводов. Наблюдается взаимосвязь высоты последней лопатки ТНД и определенных параметров двигателя: суммарного числа ступеней компрессора двигателя z_к (рисунок 2), высоты лопатки последней ступени ТНД h_т и числа ступеней ТНД z (рисунок 3), отношения h_{т вых}/ D_{т вых} (рисунок 4); отношения D_{т ср}/h_т и h_т/b (рисунок 5).

Соотношение D_{т вых}/D₀ перспективных ТРДД превышает единицу. Например, перспективный ТРДД компании Rolls-Royce для самолета поколения N + 3 (характеризуется существенным улучшением экономических и экологических характеристик, начало эксплуатации планируется на 2030-2035 гг.) имеет отношение D_{т вых}/D₀ =1,41; трехвальный ТРДД RB285 (Rolls-Royce) – 1,125 [3].

Турбины современных двигателей, как правило, имеют формы проточных частей турбин близкие к D_ср=const и D_вт=const. Известно, что форма проточной части D_п=const при возможности получать максимальную окружную скорость во всех ступенях опасна высокой степенью вероятности появления срыва потока и неудобством формирования компоновки газогенератора из-за высокого значения d_{вх п}.

Рисунок 2. Зависимость высоты последней лопатки ТНД и суммарного числа ступеней компрессора ТРДД 4 и 4+ поколений (анализ авторов)

Рисунок 3. Взаимозависимость высоты лопатки последней ступени ТНД и числа ступеней ТНД ТРДД 4 и 4+ поколений (анализ авторов).

Рисунок 4. Взаимосвязь высоты последней лопатки ТНД и отношения h _{т вых}/D _{т вых} (анализ авторов).

Степень раскрытия меридионального профиля проточной части турбины, характеризующаяся углом раскрытия γ, оказывает влияние на значение D^п_вых . При этом tg γ изменяется пропорционально удлинению лопатки последней ступени и обратнопропорционально числу ступеней ТНД. При реализации формы D_ср=const должно выполняться ограничение γ_вт= 15º–18º [2, с.366]. Влияние на угол раскрытия γ оказывает отношение удлинений рабочих лопаток в первых и последних ступенях. Это отношение может достигать 0,45–0,55 [4]. Рост величины γz/h_т вызывает рост степени понижения давления в турбине низкого давления π*_тнд. На основе анализа выполненных ТРДД 4 и 5 поколений можно сказать, что отношение z/h_т падает при росте отношения h_{т вых}/D₀ (рисунок 6).

Рисунок 5. Взаимосвязь отношений D_{т ср}/h_т и h_т/b [8].

Для определения оптимальных диаметральных габаритов выходного сечения турбины необходимо оценить напряженное состояние рабочей лопатки последней ступени ТНД [4]. Согласно имеющимся результатам исследований [2, с.573], наиболее существенное влияние на растягивающие напряжения в лопатках последней ступени турбины оказывают окружные скорости компрессора u_к и коэффициент производительности компрессора, где G_в – действительный расход воздуха через компрессор, G_в0 – теоретический расход, достижимый в случает отсутствия втулки, а также при скорости воздуха на входе, равной критической скорости, и при отсутствии окружной составляющей [2, с.177].

Рост π*_тнд может (из условия равенства работ) наступить только в условиях увеличения степени повышения давления в компрессоре низкого давления π*_кнд, очевидно, что в этом случае возрастет и π*_Σ. Как следствие – при реализации более внушительных степеней повышения давления в компрессоре температура воздуха за последней его ступенью Т*_к возрастет, равно как и по очевидным причинам Т*_г (при неизменных параметрах процесса подвода тепла в камере сгорания).

Рисунок 6. Взаимосвязь отношений z/h_т и h_{т вых}/D₀

От значения T*_г зависит и температура газа в окружной движении перед рабочим колесом T*_1w [7], со значением которой связана проблема, пока окончательно не нашедшая решения при проектировании современных двигателей. Очевидно, что её значение определяет температуру материала лопаток. С одной стороны, с позиции получения улучшенных технико-экономических характеристик двигателя, необходимо повышать T*_г . С другой стороны, с позиций организации системы охлаждения целесообразно иметь умеренные значения T*_1w, в оптимальном случае получающиеся при соотношении u/с_ад, соответствующем максимуму лопаточного (адиабатического) КПД. При снижении T*_1w снижается степень реактивности ступени. При очень низких значениях степени реактивности падает осевая сила, т.е. нарушается равновесие между силой, тянущей компрессор вперед и турбину назад. Вследствие этого растет нагрузка на заднюю опору, возникает необходимость устанавливать эксклюзивные – рассчитанные на данную, и довольно высокую, нагрузку подшипники. Отечественное машиностроение в настоящий момент не готово к производству таких подшипников и, как показывает практика, оснащение двигателя такими подшипниками иностранного производства ведет к настолько резкому удорожанию изделия, что оно перестает быть конкурентоспособным.

Для перспективных ТРДД, имеющих сверхвысокие степени двухконтурности, проблема шума турбины становится весьма актуальна – для перспективного пассажирского самолета показательным является шум, генерируемый в области аэропортов и жилых зон, т.е. шум, издаваемый на пониженных режимах. Режимы с пониженной тягой характерны для взлета и посадки. Известно, что на этих режимах шум турбины имеет более высокий уровень, чем другие составляющие шума двигателя.

Все существующие на данный момент средства шумоподавления относятся к пассивным, то есть глушится уже существующий звук. Для перспективных ТРДД с целью глушения шума турбины предлагается установка звукопоглощающих конструкций. Проведенный анализ эффективности предлагаемых различными программами к применению на турбинах перспективных ТРДД пассивных средств глушения шума показывает, что они не дадут того уровня снижения шума, которое корреспондировалось бы с тенденциями изменения соответствующих требований.

Развитие науки и техники в настоящее время заставляет активно воздействовать на источники шума. Разработка активных способов борьбы с шумом, его глушение в источнике, сейчас все еще представляют собой значительную сложность и, к тому же, нуждаются в новых и новых исследованиях, но именно они и должны быть применены для снижения шума турбин перспективных ТРДД. Например, предлагается метод влияния на ротор-статор взаимодействие, основанный на оптимальной с точки зрения генерируемого шума организации взаимодействия лопаток рабочего колеса последней ступени ТНД с закромочным следом лопаток соплового аппарата.

1. Богомолов Е.Н., Пономарев В.А., Ремизов А.Е Меридиональное положение входной части разделительной обечайки двухконтурных турбореактивных двигателей. Статистическое обобщение.// Вестник РГАТА имени П.А. Соловьева, 2008. – №2 (14) – 88 с.
2. Холщевников К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. – М.: Машиностроение, 1970;
3. Скибин В.А., Солонин В.И. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей./ Под общей редакцией. – М.: Изд-во ЦИАМ, 2010;
4. Богомолов Е.Н., Добродеев В.П. Проектирование проточной части турбокомпрессора авиационного газотурбинного двигателя./. – Ярославль: Изд-во Ярославского политехнического института, 1991;
5. Ultra Efficient Engine Technology Program. Performance Report. NASA. 2003
6. Кузьмичев В.С., Трофимов А.А. Проектный расчет основных параметров турбокомпрессоров авиационных ГТД: Учебное пособие. – Куйбышев, издание КАИ имени С.П. Королева, 1990.
7. Стечкин Б.С.. Теория реактивных двигателей. / Под ред. Стечкина Б.С.. – М.: Гос. Изд-во оборонной промышленности, 1956.
8. Абианц В.Х. Теория авиационных газовых турбин. – М.: Машиностроение, 1979.
9. Шляхтенко С.М., Сосунов А.А. Теория турбореактивных двухконтурных двигателей. – М.: Машиностроение, 1979.

Все статьи автора «Белова Светлана Евгеньевна»