Анализ и статистика изменений эксплуатационного ресурса авиационного газотурбинного двигателя и его влияние на безопасность полётов - Военное дело и гражданская оборона курсовая работа

Главная

Военное дело и гражданская оборона
Анализ и статистика изменений эксплуатационного ресурса авиационного газотурбинного двигателя и его влияние на безопасность полётов

Эксплуатационные испытания с опережающей наработкой ресурса на самолётах-лидерах. Новые технологии и материалы в авиадвигателестроении, влияющие на эксплуатационный ресурс и безопасность полётов. Технологии обработки деталей в авиадвигателестроении.


посмотреть текст работы


скачать работу можно здесь


полная информация о работе


весь список подобных работ


Нужна помощь с учёбой? Наши эксперты готовы помочь!
Нажимая на кнопку, вы соглашаетесь с
политикой обработки персональных данных

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
ОПРЕДЕЛЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
эксплуатационный авиационный полет безопасность
ГТДД - газотурбинный двухконтурный двигатель;
ТРДФ - турбореактивный двигатель форсированный;
ТРДДФ - турбореактивный двухконтурный двигатель форсированный;
ТВРД - турбовентиляторный реактивный двигатель;
ТВВД - турбовинтовентиляторный двигатель;
КВД - компрессор высокого давления;
ВСУ - вспомогательная силовая установка;
САУ - система автоматического управления;
ИКАО - Международная Организация ГА;
NASA - Национальное Аэрокосмическое Агентство ( США);
ЦИАМ - Центральный Институт Авиационных Материалов
Современная авиация принадлежит к числу главных факторов существования и развития человеческого общества. Стремительный рост мирового объёма перевозок с годовым приростом на уровне около 6% обеспечил достижение на рубеже нового тысячелетия величины общего объёма пассажирских перевозок в 5 раз превышающего соответствующего уровня для середины 1970-х годов.
Ключевым фактором существования и эффективности любого летательного аппарата тяжелее воздуха является двигатель с его тяговыми, экономическими, экологическими, весогабаритными и другими эксплуатационными характеристиками, среди которых наиболее важными являются надёжность и безопасность эксплуатации, основой которых является эксплуатационный ресурс авиадвигателя.
В самом конце 1930-х начале 40-х годов прошлого века были созданы первые авиационные ГТД (турбореактивные ТРД и турбовинтовые ТВД). В отличие от винтомоторной силовой установки особенностью ТРД является возрастание тяговой мощности с ростом скорости полёта, что позволило кардинально раздвинуть диапазон скорости полёта в сторону её увеличения. К настоящему времени авиационные ГТД различных схем и параметров практически полностью вытеснили поршневой двигатель из транспортной, пассажирской и военной авиации.
В данной работе рассматривается развитие авиационных ГТД, их разновидностей, проводится анализ изменения эксплуатационного ресурса и путей ведущих к его увеличению.
1. АВИАЦИОННЫЕ ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
Современный турбореактивный двигатель во всём своём видовом многообразии - это настоящий шедевр инженерной и научно-технической мысли.
История существования авиационных ГТД насчитывает более 70 лет. [2] В результате научно-технического прогресса за это время авиационные ГТД достигли наивысшего в сравнении с продукцией общего машиностроения уровня показателей:
* аэродинамической нагруженности лопаточных машин
* максимальной температуры газа в турбине;
* теплонапряженности и экологического совершенства камер
* эффективности охлаждения и теплозащиты горячей части;
* применения высокоэффективных конструктивно-технологических решений;
* применения новых металлических и неметаллических
* применения альтернативных (в том числе криогенных) топлив.
Высокая производительность современных лопаточных машин (компрессоров и турбин), исчисляемая в земных статических условиях десятками и сотнями килограмм в секунду рабочего тела в сочетании с высокими параметрами цикла обеспечивает преимущества авиационных ГТД по компактности и весогабаритным характеристикам.
Для иллюстрации уровня рабочих нагрузок и требований к прочности основных элементов конструкции авиационных ГТД можно привести следующее качественное сравнение. В маневренном самолете уровень перегрузки (отношение действующей на тело силы к его весу) конструкции и экипажа может достигать величины порядка 101, тогда как в среднем по параметрам и размерности в авиационном ГТД уровень перегрузки ответственных деталей ротора высокого давления (рабочие лопатки) на рабочем режиме составляет величину порядка 10 в 5-й степени, т.е. в десять тысяч раз больше, при этом температура тела охлаждаемой рабочей лопатки из жаропрочного сплава достигает многих сотен градусов. Эти достижения в авиационных ГТД базируются на фундаментальных и прикладных исследованиях в области газовой динамики, горения и теплообмена, конструкционной прочности, теории управления и технической диагностики. Широко применяется компьютерное многодисциплинарное моделирование высоких уровней, физический модельный эксперимент, натурные исследования экспериментальных узлов и систем двигателей на уникальных, имитирующих реальные условия эксплуатации, стендах, что обеспечивается наличием мощной научно-технической инфраструктуры. Помимо отечественного авиадвигателестроения, только США (Pratt-Whitney, General Electric), Англия (Rolls-Royсe) и Франция (SNECMA) владеют полным циклом создания и выпуска авиационных ГТД. Недаром атрибутом великой державы считается способность создавать и производить авиационные газотурбинные двигатели. [2]
В свою очередь авиационное двигателестроение, базирующееся на наиболее передовых технологиях, стимулирует развитие всех тех отраслей промышленности, где требуются компактные, мобильные и хорошо управляемые источники энергии: наземный и водный транспорт; теплоэнергетика; газоперекачка; технологии сушки, очистки, пожаротушения и т.п. Всё возрастающие и расширяющиеся требования к авиационным двигателям стимулируют развитие конструкционных материалов, технологического оборудования, электронной и электрической техники и др. Развитие авиационных ГТД связано с растущими потребностями в развитии экономики, транспорта, обеспечением экономической безопасности и поддержанием обороноспособности государства. Закономерности развития авиационных ГТД, т.е. последовательное улучшение показателей технического совершенства и эффективности их применения на летательном аппарате, носит непрерывно шаговый характер, отражающий необходимость накопления требуемого объема знаний, осознания опыта предшествующих разработок и эксплуатации, освоения новых технологий создания высокоэффективных узлов и элементов. Эти обстоятельства, наряду с факторами конкуренции и поддержания паритетности, обуславливают существование поколений ("шагов" развития) авиационных ГТД. Поколение характеризуется типами и назначением ГТД, уровнем параметров цикла, принципиальной схемой основных узлов, конструкционными материалами, а также технологией изготовления конструкций основных узлов.
Временные рамки создания поколений авиационных ГТД зависят от множества факторов, в т.ч. и не технического характера; ориентировочно сроки создания поколений ГТД (1- 5) могут быть в основном отнесены соответственно к 40-м, 50-м, 60-м, 70-90-м гг. и к концу прошлого - началу нового тысячелетия.
Темпы развития авиационных ГТД определяются в первую очередь ограничениями допустимого на данном этапе уровня температуры газа перед турбиной с учётом обеспечения прочности, надежности, ресурса конструкции и, таким образом, напрямую зависят от технологий создания высокотемпературных конструкционных материалов и экономичных систем охлаждения теплонапряженных деталей конструкции. Примерная величина прироста максимальной температуры газа от поколения к поколению составляет около 150...200К. Повышение температуры газа сопровождается, как отмечалось, увеличением степени повышения давления в цикле и, следовательно, температуры воздуха в конце сжатия. Развитие авиационных ГТД характеризуется разработкой все более высоконапорных компрессоров. При этом решение проблем эффективности, прочности и надежности (газодинамической устойчивости) компрессоров достигается разработкой и внедрением новых (для своего времени) технологий (разделение на каскады, поворот лопаток направляющих аппаратов, двухконтурная схема тракта, пространственное профилирование элементов проточной части с повышенной нагрузкой на ступень, моноколёса, жаропрочные сплавы в последних ступенях и др.). [4]
Вследствие повышения обоих параметров цикла по мере развития ГТД возрастают температура воздуха на входе и температура газа на выходе из основной камеры сгорания, расположенной между компрессором и турбиной. При этом осложняются проблемы обеспечения её эффективности, прочности, надежности, ресурса, приемлемых экологических характеристик (эмиссия вредных веществ) и характеристик запуска. Развитие авиационных ГТД в части камер сгорания характеризуется созданием и внедрением новых технологий, позволяющих обеспечить уникально высокий уровень теплонапряженности и других характеристик камер. В их число входят конструктивно-схемные решения, организация сложного многорежимного рабочего процесса, обеспечения эффективного охлаждения стенки жаровой трубы, температурного поля перед турбиной с приемлемой неоднородностью, экологических характеристик в соответствии с жесткими нормами на эмиссию и др. Сложность разработки этих технологий связана с их зачастую неоднозначным влиянием на различные характеристики камеры, при улучшении одних и ухудшении других. Так, международные нормы на эмиссию вредных веществ постоянно ужесточаются, что затрудняет оптимизацию параметров цикла ТРДД в целях повышения топливной экономичности. Принципиально сходные соображения можно высказать относительно остальных узлов и элементов авиационных ГТД.
Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит во вращение компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя. [1]
Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т. д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным. Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальной скорости вращения и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.
В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются. Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10--45 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. [1]В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках. Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолётах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки, и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии. Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги. Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащённые системами охлаждения, и термобарьерные покрытия. [4]
В турбовинтовом двигателе (ТВД) основное тяговое усилие обеспечивает воздушный винт, соединённый через редуктор с валом турбокомпрессора. Для этого используется турбина с увеличенным числом ступеней, так что расширение газа в турбине происходит почти полностью и только 10--15 % тяги обеспечивается за счёт газовой струи. Турбовинтовые двигатели гораздо более экономичны на малых скоростях полёта и широко используются для самолётов, имеющих большую грузоподъёмность и дальность полёта. Крейсерская скорость самолётов, оснащённых ТВД, 600--800 км/ч.
Турбовальный двигатель (ТВаД) -- газотурбинный двигатель, у которого вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю. Основная область применения -- силовые установки вертолётов.
Двухконтурный турбореактивный двигатель
В турбореактивном двухконтурном двигателе (ТРДД) воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности < 4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m > 4 -- потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно. Применение второго контура в двигателях для военной авиации позволяет охлаждать горячие части двигателя, это позволяет увеличивать температуру газов перед турбиной, что способствует дополнительному повышению тяги. Двигатели с малой степенью двухконтурности (m<2) применяются для сверхзвуковых самолётов, двигатели с m>2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов. [8]
Турбовентиляторным двигателем в популярной литературе обычно называют ТРДД с высокой (выше 2) степенью двухконтурности. В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полета, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевом направлении). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности -- без смешения потоков. Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству ТРД, последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.
Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом. По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе невысока -- сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора. ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию. Область применения таких двигателей -- дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры.
Достоинства и недостатки турбовентиляторного двигателя
Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.
Недостатки -- большие масса и габариты. Особенно -- большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полете. [1]
Дальнейшим развитием ТВРД с увеличением степени двухконтурности m=20--90 является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД). В отличие от турбовинтового двигателя, лопасти двигателя ТВВД имеют саблевидную форму, что позволяет перенаправить часть воздушного потока в компрессор и повысить давление на входе компрессора. Такой двигатель получил название винтовентилятор и может быть как открытым, так и закапотированным кольцевым обтекателем. Второе отличие -- винтовентилятор приводится от турбины не напрямую, как винт, а через редуктор. Двигатель наиболее экономичен, но при этом крейсерская скорость полета ЛА, с такими типами двигателей, обычно не превышает 550 км/ч, имеются более сильные вибрации и "шумовое загрязнение".
Вспомогательная силовая установка (ВСУ -- небольшой газотурбинный двигатель, являющийся дополнительным источником мощности, например, для запуска маршевых двигателей самолетов). ВСУ обеспечивает бортовые системы сжатым воздухом ( в том числе для вентиляции салона), электроэнергией и создает давление в гидросистеме летательного аппарата.
Каждое новое поколение авиационных ГТД характеризуется комплексом новых созданных, реализованных в производстве и внедренных в эксплуатацию технологий (технических "событий"), краткий перечень которых позволяет сформулировать определения поколений авиационных ГТД на основе анализа мировой практики авиадвигателестроения. Впервые это сделано в ЦИАМ в 70-х гг. прошлого века. [2]
Первое поколение - характеризует начальный этап развития авиационных ГТД (1940-е - начало 50-х гг.). Созданы относительно простые по схеме и конструкции первые ТРД(ф) и ТВД в основном военного назначения с одновальными центробежными и осевыми компрессорами ( Пк = 3...5,5) и неохлаждаемыми турбинами (Тг = 950...1150К). Конструкционные материалы заимствованы в основном из практики поршневого авиадвигателестроения и паротурбостроения (сталь, алюминиевые и магниевые сплавы). Пилотируемые самолеты с ТРД первого поколения впервые преодолели звуковой барьер. [5]
Второе поколение - (50-е - 60-е гг.) характерно существенным расширением работ по созданию новых образцов ГТД (по прежнему ТРД(Ф) и ТВД), что свойственно этапу экстенсивного развития направления. Компрессоры осевые с П*к = 7...13 одновальные с регулируемым поворотом лопаток направляющих аппаратов или двухвальные, применяются первые сверхзвуковые ступени с высокой производительностью. Турбины с Тг = 1100...1250К с неохлаждаемыми рабочими лопатками. В номенклатуру конструкционных материалов входят титан и улучшенные жаропрочные сплавы. Двигатели в основном ориентированы на военное применение, в том числе на серийных самолетах, достигших скорости М = 2 и более. Модификации некоторых из ГТД 2-го поколения находят применение на первых реактивных и турбовинтовых самолетах пассажирской авиации, в связи с чем возникает новая проблема высокого шума при взлете, создаваемого реактивной струёй ТРД; разрабатываются первые образцы шумоглушащих сопел. [5]
Третье поколение авиационных ГТД (в основном 1960-е гг.) характерно принципиально новым шагом - созданием и внедрением двигателей двухконтурной схемы - ТРДД с малой и умеренной степенью двухконтурности (m = 0,5...2,5), что позволило снизить скорость истечения реактивной струи и потери с выходной скоростью, тем самым обеспечив повышение полетного кпд и экономичности (на 15...20 %), а также снижению уровня шума (на 15...20 дБ). Создание ТРДД стало возможным прежде всего благодаря разработке и внедрению технологий изготовления рабочих лопаток турбины с внутренним конвективным воздушным охлаждением, что позволило поднять максимальную температуру газа перед турбиной до уровня 1300...1450К. Компрессоры, как правило, двухвальные с Пк = 15...20. В сфере разработок двигателей военного назначения продолжается развитие ТРДФ и создаются первые ТРДДФ на базе ТРДД для гражданской авиации. В номенклатуре конструкционных материалов растет доля жаропрочных сплавов. Двигатели 3 поколения до настоящего времени находятся в эксплуатации. [1]
Четвертое поколение авиационных ГТД (1970-е - 90-е гг.) приходится на стадию интенсивного развития данного направления, характерную расширением разработок модификаций двигателей различной тяги, мощности и назначения, включая газотурбинные установки для наземного (морского) транспорта и энергетики, на основе ограниченного числа новых базовых конструкций авиационных ГТД и их газогенераторов. Этот методологический подход отражает влияние роста сложности двигателей, расширения и ужесточения эксплуатационных требований, в первую очередь по ресурсу и надежности, увеличения наукоёмкости и затрат на отработку новых технологий и материалов. Двухконтурные двигатели различных схем заняли господствующее положение для разрабатываемых самолетов гражданской и военной авиации. Благодаря созданию и внедрению новых технологий изготовления литых с направленной кристаллизацией и монокристаллических лопаток турбины с эффективным охлаждением температура газа перед турбиной достигла уровня 1500...1700К. Степень повышения давления в компрессорах, реализованная в двух - и трёхвальной схемах, выросла до 25...40, причем нижняя часть диапазона по преимуществу соответствует сверхзвуковым многорежимным ТРДДФ, а верхняя - дозвуковым транспортным ТРДД. Степень двухконтурности последних возросла до 4...8, что в совокупности с увеличением параметров цикла позволило снизить удельный расход топлива на крейсерском режиме полета при М = 0,8 на ~15...20 % по сравнению с двигателями 3 поколения . Важной новой технологией ТРДД с большой степенью двухконтурности явилось создание одноступенчатых вентиляторов со степенью повышения давления ~1,6...1,8 ("движителей") большого диаметра (порядка ~2 м для двигателей средней тяги) без входного направляющего аппарата. К числу основных требований к вентиляторам этого типа относятся очень высокие производительность и кпд при выполнении ужесточающихся требований по уровню шума и безопасности эксплуатации. Разработки вентиляторов этого типа продолжаются до настоящего времени. Созданы вентиляторы с лопатками сложной пространственной конфигурации без антивибрационных полок и облегчённой конструкции, что потребовало совместного решения проблем газодинамики, прочности, материалов и способов производства. Существенный рост степени двухконтурности и степени повышения давления в компрессорах ТРДД 4-го поколения обусловил уменьшение размеров проточной части внутреннего контура, особенно сильно проявляющееся в тракте высокого давления, т.е. на выходе из компрессора газогенератора и на входе в турбину.
Следствием уменьшения высот лопаток, примерно пропорциональных квадратному корню из приведенного расхода воздуха (газа) в данном сечении, является усиление отрицательного влияния на к.п.д. радиального зазора, относительных толщин кромок лопаток, отклонений формы профилей от номинальных и т.п. Параметр размерности газогенератора ТРДД 4-го поколения имеет тенденцию к снижению в 3 и более раз по сравнению с ТРДД 3- го поколения той же тяги, что потребовало уже в 4-м поколении ТРДД разработать и внедрить технологию управления радиальным зазором в обеспечение повышения экономичности, стабилизации параметров с наработкой в эксплуатации и надежности. Характерной чертой разработок двигателей 4-го поколения является тенденция к сокращению числа ступеней турбокомпрессорной группы в целях уменьшения затрат на производство и эксплуатацию, снижения веса двигателя. Разработки новых лопаточных машин были направлены на интенсификацию рабочего процесса в отдельных ступенях. Впервые в двигателях 4-го поколения были разработаны и внедрены технологии высокоперепадных одноступенчатых турбин газогенераторов, что в совокупности с мероприятиями по сокращению числа ступеней в тракте сжатия способствовало широкому распространению компактных двухопорных газогенераторов, что также внесло свой вклад в весовое совершенствование двигателей. Удельный вес ТРДДФ 4-го поколения для маневренных самолетов был снижен в 5...7 раз по сравнению с ТРД первого поколения. Разработки усовершенствованных модификаций двигателей 4-го поколения продолжаются до настоящего времени.
Пятое и шестое поколения авиационных ГТД (1990-е - 2020-е годы) продолжает и развивает основные тенденции, сложившиеся при разработке двигателей 4-го поколения. [2]
Максимальная температура газа перед турбиной достигла уровня ~1900К, а степень повышения давления в компрессоре = 50 - 60.
Степень двухконтурности в дозвуковых ТРДД достигает очень высоких ("сверхбольших") значений m = 8...12, что в сочетании с повышением параметров цикла и кпд узлов позволило снизить расход топлива на 10...15 % по сравнению с ТРДД 4-го поколения. При этом в обеспечение эффективности турбовентиляторного каскада были разработаны и внедрены технологии создания многоступенчатых (до 6 - 7) турбин низкого давления для ТРДД безредукторных схем и понижающих частоту вращения вентилятора мощных редукторов для ТРДД редукторной схемы.
В настоящее время отечественное авиадвигателестроение переживает не лучшие времена. Хозяйственно-экономические изменения, произошедшие в начале 90-х годов прошлого века, резкое сокращение финансирования исследований и разработок авиационных ГТД способствовали отставанию от зарубежных фирм практически на целое поколение. В настоящее время актуальной задачей отечественного авиадвигателестроения является преодоление сложившегося технологического отставания по срокам и создание конкурентоспособных двигателей, соответствующих требованиям внутреннего и внешнего рынков.
В разработке находится высокоэкономичный отечественный базовый ТРДД 5-го поколения ПД-14 для ближнесреднемагистрального самолета нового поколения МС-21. Этот двигатель тягой в классе 14 тонн разработан по двухвальной схеме и включает все новые технологии в узлах, характерных для ТРДД 5-го поколения (широкохордный бесполочный вентилятор с полыми лопатками и низкой окружной скоростью для снижения уровня шума, малоэмиссионная кольцевая камера сгорания, охлаждаемая турбина высокого давления с высоким к.п.д., облегченная многоступенчатая турбина низкого давления). В целях снижения технического риска принята безредукторная схема ротора низкого давления, а степень двухконтурности составляет около ~9, что близко к практическому пределу для безредукторной схемы ТРДД.
Снижение удельного расхода топлива в новом ТРДД по сравнению с серийным аналогом предшествующего поколения составит, согласно проекту, ~15 %. Предусмотрено значительное улучшение экологических характеристик: снижение шума на ~15 дБ относительно главы 4 ИКАО и эмиссии на 20... 30 % относительно САЕР 6 ИКАО. Двигатель ПД-14 рассматривается как базовая конструкция для создания семейства дозвуковых ТРДД взлетной тягой в классе от 8 до 18 тонн, для самолетов различного назначения. Разработка ПД-14 осуществляется в рамках широкой кооперации проектных организаций и серийных предприятий авиадвигателестроения при головной роли разработчика и системного интегратора ОАО "Авиадвигатель". Научное обеспечение разработки осуществляется ЦИАМ и другими институтами авиапромышленности. Опыт создания современных авиационных двигателей, характеризующийся значительным ростом затрат на разработку и производство по сравнению с первыми поколениями ГТД, обусловил кардинальное изменение методологии создания новых двигателей. Основой современной методологии является опережающее по срокам создание экспериментально апробированного и обоснованного научно-технического задела (НТЗ) по узлам, газогенераторам, демонстрационным двигателям. Раннее выявление технических проблем в конкретной разработке и определение путей их решения позволяет существенно уменьшить затраты на разработку и сертификацию двигателя благодаря сокращению доли наиболее дорогой компоненты "доводки" отработки двигателя на опытных образцах. Базирование разработки двигателя на опережающем НТЗ также способствует согласованию сроков создания авиационного комплекса в целом. Создание опережающего НТЗ по перспективным авиационным двигателям является приоритетным направлением в национальной научно-технической политике. Выполняется поэтапный контроль реального хода программ с постановкой целей и оценкой результатов по предложенной NASA популярной сейчас шкале "уровней технологической готовности" от создания концепции (уровень 2) до экспериментально подтвержденной на образцах новой технологии (уровни 4-6). Выход на этот уровень дает основание к применению данной технологии в разработке двигателя по полной программе. Современная методология разработки авиадвигателей опирается на интеграцию систем пространственного моделирования течений в их элементах, деформаций под нагрузкой и т.п., компьютерного проектирования, автоматизированного изготовления деталей и физического эксперимента. На основе многодисциплинарных математических моделей (газовая динамика, теплообмен, горение, прочность, экономика и др.) совершенствуются методы расчета, оптимизации параметров и проектирования двигателей. Создаются компьютерные "испытательные стенды" ГТД, позволяющие воспроизводить и наблюдать детали сложнейших рабоч
Анализ и статистика изменений эксплуатационного ресурса авиационного газотурбинного двигателя и его влияние на безопасность полётов курсовая работа. Военное дело и гражданская оборона.
Сочинение По Картине Цыплакова Мороз
Курсовая Работа На Тему Изучение Особенностей Сферы Общения У Сотрудников Оао "Бкз"
Курсовая работа по теме Особенности таможенных платежей в режиме внутреннего потребления
Эссе Языки Народов Мира
Стратегии поведения в к.
Контрольная работа: Методы развития творческого воображения
Управление Человеческими Ресурсами В России Реферат
Реферат: Классификация информационных технологий. Скачать бесплатно и без регистрации
Эссе На Тему Глобальных Проблем
Статья: Обитатели почвы
Курсовая работа по теме Организация грузовой и коммерческой работы на станции
Реферат: Homo Erectus Essay Research Paper About one
Контрольная Работа На Тему Уголовный Закон
Реферат На Тему Асцит
Реферат по теме Оценка денежного потока
Курсовая Работа На Тему Финансовая Отчетность. Методические Основы Аудиторской Проверки Финансовой Отчетности
Контрольные Работы 8 Класс Алимов
Курсовая Работа На Тему Социально-Педагогическая Запущенность Детей В Детском Возрасте
Сочинение Конфликт Чацкого И Фамусовского Общества
Физика 7 Класс Контрольная Работа 1 Четверть
Учет расчетов с поставщиками и подрядчиками - Бухгалтерский учет и аудит курсовая работа
Біологія та екологія ґрунтових олігохет роду apporectoidae Малого Полісся - Биология и естествознание дипломная работа
Окружающая среда и ее компоненты - Биология и естествознание контрольная работа