Традиционные способы снижения удельного расхода топлива путём повышения эффективности термодинамического цикла и повышения степени двухконтурности могут обеспечить относительно небольшие улучшения экономичности, но приводят к увеличению диаметральных размеров, осложнению проблем обеспечения требуемых ресурсов основных деталей, приемлемого теплового состояния деталей «горячей» части и т. д.Дальнейшее улучшение и оптимизация авиационных двигателей в рамках традиционных подходов и способов связано с всё возрастающими трудностями. С учётом вышеизложенного и проблем обеспечения всё возрастающих требований к ресурсам конструкций и эмиссии вредных веществ, в данной статье исследуется и описывается силовая установка (СУ) нетрадиционной конструктивно-компоновочной схемы: двухконтурные турбореактивные двигатели с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД. Анализируются, рассматриваются преимущества применения такой конструктивно-силовой схемы, применение на современных АГТД пятого поколения, а также выводы из расчётных и экспериментальных исследований. Переход к такой схеме обеспечивает существенное улучшение технико-экономических характеристик АГТД.

Ключевые слова: тенденции развития авиационных двигателей, ДТРД с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД, потери в СА первой ступени ТНД, разработка конструкций ДТРД, исследования ТВД и ТНД с обратным вращением роторов (ОВР),выводы из исследований, применение ТВД и ТНД с ОВР.

Требования, которым должны отвечать эксплуатируемые в настоящее время АГТД нового поколения:

 Высокая надёжность.

 Минимальная масса.

 Высокие эксплуатационные качества.

 Топливная экономичность и высокий ресурс.

 Минимальные загрязняющие воздействия на окружающую среду.

К важнейшим характеристикам авиационных двигателей, в первую очередь, относятся их экономичность и удельный вес. В значительной мере эти характеристики определяются газодинамическими и конструктивными особенностями узла турбины, который в современных двухконтурных двигателях (ТРДД) состоит из турбины высокого давления (ТВД), приводящей в движение компрессор высокого давления (КВД), и турбины низкого давления (ТНД), приводящей в движение компрессор низкого давления (КНД) и вентилятор соответственно.

Одной из главных тенденций развития авиационных двигателей является дальнейшее значительное повышение температуры газа перед турбиной при высокой суммарной степени сжатия воздуха в компрессоре высокого давления (КВД). При этом увеличение термодинамических параметров цикла происходит более быстрыми темпами, чем создание новых материалов и совершенствование систем охлаждения, что не позволяет обеспечить потребную окружную скорость рабочих колёс турбин.

Вследствие этого, ТВД, из-за недостаточной прочности лопаточных и дисковых материалов, и ограниченной окружной скорости ротора, работают при пониженных значениях кинематического параметра u/cis, что приводит к уменьшению угла выхода потока из ТВД до значений α2 = 50 ÷ 700, т. е. к значительной закрутке потока на выходе.

При вращении роторов ТНД и ТВД в одну сторону (прямое вращение ротора ТНД), это существенно увеличивает угол поворота потока в сопловом аппарате первой ступени (СА1) ТНД, что способствует увеличению в нём профильных и особенно вторичных потерь. Кроме того, в сопловом аппарате необходимо применять уменьшенный относительный шаг (т. е. в сопловом аппарате первой ступени (СА1) ТНД будет повышенное число лопаток).

В связи с этим, в практике мирового авиационного двигателестроения разрабатываются конструкции ТРДД с противоположным вращением роторов ТНД и ТВД (обратное вращение роторов ТВД и ТНД, рис.1).

Рис. 1. Схема ТВД и первой ступени ТНД в случае одностороннего и противоположного вращения роторов

Разработка конструкций ДТРД с противоположным вращением роторов ТНД и ТВД позволяет:

 значительно уменьшить угол поворота потока на выходе из ТВД и на входе в СА первой ступени ТНД, что приводит к снижению в нём профильных и вторичных потерь (на целых 3 %);

 большие углы закруток потоков, возникающие из-за недостаточной прочности лопаток, являются причиной работы модулей турбин при низких значениях кинематического параметра. Уменьшение этих углов, также оптимизирует вышеупомянутый параметр;

 существенно снижаются нагрузки от гироскопических моментов, порождаемые модулями компрессоров (КНД, КВД), что улучшает маневренность самолёта;

 применить одноступенчатую ТВД, что в свою очередь позволяет уменьшить массу и габариты проектируемого двигателя (на 15–20 %);

 существенно cнизить затраты на СЖЦ (стоимость жизненного цикла) проектируемого двигателя;

 увеличить температуру выхода газов из камеры сгорания на 2500–4500 С, что позволяет увеличить максимальную тягу двигателя на взлётном режиме, при неизменном охлаждении лопаток ТВД;

 вследствие уменьшения угла поворота потока в СА1 ТНД, уменьшается и угол установки лопаток и увеличивается оптимальный шаг решетки. Это приводит к уменьшению числа лопаток в СА первой ступени ТНД на 10–15 %. Также при этом суммарная поверхность лопаток уменьшается, что позволяет уменьшить и потребный для них расход охлаждающего воздуха;

 повышение КПД турбины и повышение его газодинамической эффективности.

Исследования иприменение ТВД иТНД собратным вращением роторов на современных двигателях пятого поколения.

Исследования турбин с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД ведётся во многих развитых странах мира. Работы указанного направления интенсивно проводились и проводятся в США, Англии, России, Германии и КНР, результаты исследований нашли применение в разработке ряда двигателей.

В двигателях Rolls-Royce Trent1000, Genx-1B/-2B (рис.2), CFM56–5В, PW-6000, GE90–115B (рис.3), применяемых в гражданской авиации, а также двигателях, применяемых в военной авиации (ТРДФ J79 фирмы General Electric, PW F119, ТРДДФ (M53)), в связи с высокой степенью теплоперепада в ТВД и очень большой газодинамической нагружённостью одно- и двухступенчатых ТВД, возникают большие углы закрутки на выходе из ТВД, что отрицательно влияет на работу узла турбины и двигателя в целом. Эти негативные факторы и недостатки, были успешно устранены и значительно ограничены применением во всех вышеуказанных типах двигателей конструкций с противовращением роторов ТВД и ТНД.

Цели, поставленные специалистами CFMI при проектировании новых турбин низкого и высокого давлений в рамках программы TECH56 по модернизации двигателей семейства CFM56–5B/-7B:

 разработка одноступенчатой ТВД, рассчитанной на 𝜋*т = 4,6 с η*т = 0,905;

 уменьшение числа лопаток СА и РК первой ступени ТНД на 10 %;

 применение схемы охлаждения лопаток СА с низкими потерями на смешение;

 уменьшение расхода охлаждающего воздуха на 22 %.

 уменьшение числа деталей на 35 %;

 улучшение обтекания при взаимодействии с ТВД и четырёхступенчатой ТНД.

Испытания ТВД и ТНД с противоположным вращением роторов были завершены в 2000 году. В значительной степени, перечисленные выше цели были достигнуты благодаря применению противоположного вращения роторов ТВД и ТНД.

Рис. 2. Схема проточной части двигателя Genx-1B

Рис. 3. ТВД и ТНД двигателя GE90–115B

Выводы из расчётных иэкспериментальных исследований ДТРД спротивоположным вращением роторов

1. Следует отметить, что в ТРДД с противоположным вращением роторов наиболее рациональными являются, средние значения степени реактивности ТВД ρ.Т= 0.43–0.45. При этом значение кинематического параметра u/cisбудет оптимальным в следующих пределах: u/cis= 0.42–0.43. В этом случае имеет место максимальное снижение веса ТВД без существенного снижения ее эффективности, а повышенная закрутка потока на выходе эффективно используется в СА1 ТНД.
2. При повышенных значениях кинематического параметра u/cis> 0.48–0.5 и пониженных значениях степени реактивности, закрутка потока за ТВД невелика и применение противоположного вращения роторов с точки зрения газодинамической эффективности ТНД не имеет смысла. Однако противоположное вращение роторов и в этих случаях может оказаться целесообразным с точки зрения уменьшения гироскопических эффектов и силовых воздействий на подшипники для маневренных самолётов.
3. Газодинамическая эффективность узла турбины с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД исследована недостаточно. Публикации на эту тему в мировой литературе имеют, как правило, лишь качественный или рекламный характер.
4. Снижение суммарных потерь в СА первой ступени ТНД с обратным вращением ротора обусловлено в первую очередь уменьшением коэффицента вторичных потерь на показатель — 0.02, что объясняется уменьшением потерь на трения (вследствие уменьшения суммарной поверхности лопаток и снижения уровня скоростей при обтекании слабо изогнутых лопаток).
5. К основным факторам, влияющим на потери в СА первой ступени ТНД, помимо угла поворота потока и коэффициента геометрической конфузорности, следует отнести конструктивный угол решетки на выходе β2к, угол сужения межлопаточного канала на выходе Е2 и угол «отставания» выходной кромки от эффективного угла решетки uкр.
6. При проектировании узла турбины с противоположным вращением роторов целесообразно и эффективно:

а) понижать осевую скорость на выходе из ТВД, что уменьшает меридиональное раскрытие СА первой ступени ТНД;

б) увеличивать конфузорность выходного участка межлопаточных каналов СА первой ступени ТНД, что уменьшает потери на трения и вторичные потери;

7. Применение противовращения роторов ТВД и ТНД в АГТД, может заметно уменьшить изменение радиального зазора рабочих лопаток ступеней ТВД при максимальных эволюционных перегрузках самолёта.

Литература:

1. Бойко А. В., Кожевников С. Н., Мельтюхов В. А. Оптимизация формы дозвуковых профилей решёток осевых турбин. //Изв. АН СССР. Энерг. и трансп. 1984 г. № 6. Стр. 119–124.
2. Деменченок В. П., Дружинин Л. Н., Пархомов А. Л. и др. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей. М: Машиностроение, 1979 г. 432 стр.
3. Пономарёв Б. А., Соценко Ю. В. — Турбины с противоположным направлением вращения роторов для авиационных силовых установок // Изв. вузов. Авиационная техника, 1986 г. № 2. Стр. 50–53.
4. Пономарёв Б. А., Соценко Ю. В.- Экспериментальное исследование прямых решёток сопловых аппаратов турбин с противоположным вращением роторов. М.: ЦИАМ, 1968 г.; 37 стр.
5. К. М. Попов, Г. Л. Подвидз, А. В. Грановский, А. М. Карелин, Л. Я. Лебедева — Газодинамические особенности турбин с противоположным вращением роторов // Лопаточные машины и струйные аппараты.1996 г. Выпуск № 13. Стр. 244–258.
6. Максутова М. К., Тарасов В. Н., Агачев Р. С. Особенности обтекания малоизогнутых сопловых профилей с углами входа больше 90°. Казань,1980 г. КАИ. Стр. 92–96.
7. Мухтаров М. Х. Характеристики плоских дозвуковых решёток осевых турбин. М.: ЦИАМ, 1968 г. Технический отчёт № 310. 46 стр.