"Зарубежное военное обозрение" 05'1988
ЗАРУБЕЖНЫЕ ВЕРТОЛЁТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Полковник Ю.Алексеев, кандидат технических наук
В предыдущем номере журнала {1} приведены общие сведения о зарубежных турбовальных (вертолетных) двигателях и основные их характеристики. Ниже рассматриваются конструктивные особенности перспективных двигателей.
Двигатель Т800 создается на конкурсной основе по двум проектам, авторами которых являются группа разработчиков фирм <Аллиссон> и <Гэррит> (двигатель T800-LHT-800), а также совместно фирмы <Авко> и <Пратт энд Уитни> (Т800-APW-800). Общими требованиями являются максимальная мощность на взлетном режиме 1200 л. с., закупочная стоимость 245 000 долларов (в ценах 1985 года), стоимость эксплуатации 120 долларов на 1 ч наработки, включая стоимость технического обслуживания и топлива, межремонтный срок службы не менее 2000 ч. В обоих проектах широко используются результаты работ по программе создания демонстрационного двигателя перспективной технологии. Разработчики намерены уменьшить число ступеней турбокомпрессора при одновременном обеспечении высоких характеристик двигателя.
В T800-LHT-800 используются двухступенчатый центробежный компрессор и двухступенчатые турбина привода компрессора и силовая турбина. Рабочие лопатки турбин выполнены короткими и широкими. Входное устройство имеет сепаратор посторонних частиц, которые, двигаясь по его криволинейному каналу, попадают во вторичный канал входного устройства, расположенный по периметру основного канала. Затем они поступают в специальный спиральный канал, из которого откачиваются насосом, приводимым от двигателя. Летные испытания этого двигателя начались в январе 1985 года на вертолете Белл 206, а с марта 1985 года проводятся на вертолете UH-1B.
В двигателе T800-APW-800 применен комбинированный компрессор с двумя осевыми и одной центробежной ступенями и двумя двухступенчатыми турбинами (привода компрессора и силовой) с монокристаллическими рабочими лопатками. Диски компрессора изготовлены литьем за одно целое с рабочими лопатками. Сепаратор посторонних частиц напоминает сепаратор двигателя Т800-LHT-800.
Двигатели обоих проектов (рис. 1) имеют цифровую электронную систему регулирования, которая, кроме своего основного назначения, обеспечивает автоматизированный запуск двигателя, автоматическое обнаружение помпажа с последующим выводом двигателя на беспомпажный режим, а также упрощает эксплуатацию двигателя на дизельном топливе, которая допускается в чрезвычайных условиях. Выбор подрядчика для разработки серийного двигателя Т800 планируется на середину 1988 года. Предполагается, что Т800 будет оснащен системой диагностики, которая обеспечит контроль температурного режима и наработки, а также индикацию сменных блоков (узлов), требующих замены. Ко времени завершения начального этапа эксплуатации двигателя в войсках для системы диагностики должны быть разработаны соответствующие алгоритмы, с помощью которых будут прогнозироваться потребности в тех или иных мероприятиях технического обслуживания (то есть будет реализовываться принцип эксплуатации <по состоянию>). Система диагностики будет выдавать необходимую информацию на один из индикаторов в кабине вертолета и на портативный дисплей, используемый наземным персоналом.
Двигатель T1701-AD-700 разрабатывается американской фирмой <Аллисон>. Его максимальная мощность (на 30-минутном режиме) превышает 8000 л. с. Двигатель имеет 13-ступенчатый осевой компрессор, приводимый двухступенчатой турбиной с воздушным охлаждением рабочих лопаток, и двухступенчатую силовую турбину. Входной [40] направляющий аппарат и статорные лопатки первых пяти ступеней компрессора управляемые. Камера сгорания кольцевая малодымная, с пленочным охлаждением. Подача топлива осуществляется через 16 горелок, расположенных по периметру внутренней стенки жаровой трубы. Частота вращения выводного вала 11 500 об/мин. Основные узлы подвески двигателя расположены по бокам входного устройства, семь задних узлов вокруг выхлопной трубы обеспечивают выбор оптимального варианта подвески двигателя в различных условиях.
При создании двигателя большое внимание обращается на его высокую экономичность на нерасчетных режимах работы. Так, если на расчетном 30-минутном режиме удельный расход топлива составляет 0,213 кг/л. с.-ч, то на максимальном продолжительном (7300 л. с.) он равен 0,21, а на режимах 75-, 50- и 25-проц. мощности - соответственно 0,212; 0,23 и 0,29 кг/л. с.-ч.
Двигатель T700-GE-700 (рис. 2) разработан американской фирмой <Дженерал электрик> для вертолета UH-60A <Блэк Хок> (мощность 1620 л. с.). Отличается высокой живучестью в условиях боевых повреждений. Это обеспечивается, в частности, тем, что все внешние трубопроводы и проводка сгруппированы и защищены. Конструктивно двигатель выполнен секционным, с несколькими узлами подвески. Компрессор имеет пять осевых и одну центробежную ступень, диски осевых ступеней выполнены за одно целое с рабочими лопатками из стали, стойкой к коррозии. Входной направляющий аппарат и статорные лопатки первых двух ступеней управляемые. Камера сгорания короткая, с центральной подачей топлива. Турбина привода компрессора и силовая турбина двухступенчатые.
Система регулирования двигателя электрогидромеханическая, при этом гидромеханический блок может быть заменен за 12 мин без последующей регулировки. Электрический блок обеспечивает работу двигателя в двухдвигательных силовых установках (управляет частотой вращения и крутящим моментом). Частота вращения газогенератора 44700 об/мин, а выводного вала 21000 об/мин.
Двигатель обладает достаточно хорошей экономичностью на пониженных режимах работы: на промежуточном (1560 л. с.) удельный расход топлива составляет 0,22 кг/л. с.-ч, а на максимальном продолжительном (1260 л. с.) - 0,215 кг/л. с.-ч. В условиях загрязненного воздуха пылеотделитель, не имеющий вращающихся деталей, обеспечивает удаление из поступающего воздуха до 95 проц. песка и пыли.
На основе базового варианта к настоящему времени разработаны несколько других модификаций этого двигателя различной мощности. Так, T700-GE-701 мощностью 1700 л. с. устанавливается на вертолете АН-64А <Апач>, a T700-GE-401А аналогичной мощности предполагается использовать на опытных образцах вертолета ЕН-101, создаваемого европейскими странами НАТО.
Специалисты фирмы <Дженерал электрик> считают, что двигатель T700-GE-700 имеет потенциальные возможности для увеличения мощности на 70 проц. (до 2700 л. с.) с увеличением температуры газов перед турбиной до 1400°С. Они рассчитывают добиться этого главным образом за счет использования новых конструкционных материалов и улучшения аэродинамики лопаток турбокомпрессора. Например, в разрабатываемом двигателе T700-GE-401C степень повышения давления увеличена до 17,1, температура газов перед турбиной - до 1370° С, а мощность - до 1850 л. с. Полагают, что использование на этом двигателе более производительного (на 12 проц.) осевого компрессора позволит увеличить степень повышения давления до 18,4 и мощность до 2000 л. с. Такие компрессоры уже созданы и применяются на турбовинтовых вариантах двигателя Т700.
Двигатели Т400-СР-400 и T400-WV-402 разработаны канадским отделением американской фирмы <Пратт энд Уитни> и используются на некоторых модификациях вертолетов UH-1 и АН-1. Мощность Т400-СР-400 составляет 1800 л. с., а Т400-WV-402 - 1970 л. с. Конструктивно они практически идентичны и представляют собой сдвоенные двигатели, каждый из которых имеет компрессор с тремя осевыми и одной центробежной ступенью, кольцевую противоточную камеру сгорания, двухступенчатую турбину привода компрессора и одноступенчатую свободную турбину. Мощность на выводной вал (6600 об/мин) передается от обоих двигателей через редуктор со степенью редукции 5:1.
Межремонтный срок службы двигателей составляет 2000 ч. Имеются возможности для создания модификаций с увеличенной мощностью за счет добавления четвертой осевой ступени компрессора. [41]
Двигатель <Аллисон-250>разработан американской фирмой <Аллисон> в многочисленных вариантах (в классе мощности 400 - 700 л. с.), основными из которых являются 250-С20 и 250-С30. В вооруженных силах США двигатели применяются под обозначениями Т63-А-720 (фирменное 250-С20В) на вертолете ОН-58С, Т703-А-700 (250-C30R) на вертолете ОН-58D. В двигателях 250-С20В, F, № компрессор состоит из шести осевых и одной центробежной ступени, в 250-C20R - из четырех осевых и одной центробежной, а двигатели других вариантов и модификаций имеют одноступенчатый центробежный компрессор. Турбины привода компрессоров и силовые турбины всех двигателей двухступенчатые. Температуры газов перед силовыми турбинами составляют: в модификации 250-С20В - 810°С, 250-С30 - 740°С и 250-C-30R - 725°С. Системы регулирования пневмомеханические (за исключением 250-C30R, имеющего цифровую систему), частоты вращения выводных валов несколько более 6000 об/мин. Двигатели достаточно экономичные, удельный расход топлива на крейсерском режиме работы (75 проц. взлетной мощности) 0,321 кг/л. с.-ч (для 250-С20В), 0,301 кг/л. с.-ч (250-C-20R) и 0,298 кг/л. с.-ч (250-С30).
В настоящее время разрабатывается двигатель 250-С34 мощностью 770 л. с. с одноступенчатым центробежным компрессором и новой одноступенчатой турбиной привода компрессора. Расчетная температура газов перед силовой турбиной около 800°С, удельный расход топлива на крейсерском режиме порядка 0,3 кг/л. с. ч.
Двигатель ТМ333-1М разрабатывается французской фирмой <Турбомека> для вертолета SA-365M. Он состоит из секций редуктора с приводами, газогенератора и силовой турбины, каждая из которых может заменяться новой без предварительной проверки на стенде. Компрессор двигателя имеет две осевые и одну центробежную ступени, противоточную камеру сгорания и одноступенчатые силосую турбину и турбину привода компрессора. Корпус компрессора титановый. Мощность на основных режимах: 910 л. с. - на чрезвычайном, 850 л. с. - на взлетном и 750 л. с. - на максимальном продолжительном, частота вращения выводного вала 6000 об/мин. Система регулирования полноправная цифровая электронная. Двигатель проходит летные испытания, а его гражданский вариант ТМ333-1А мощностью 840 л. с. запущен в серийное производство. Разработчики полагают, что серийный двигатель ТМ333-1М будет иметь межремонтный срок службы 2000 ч, а в последующем он будет увеличен до 3000 ч для газогенератора и до 6000 ч для редуктора и силовой турбины.
Фирма <Турбомека> работает над более мощными вариантами этого двигателя. Сообщается, в частности, что с 1984 года проходит стендовые испытания двигатель ТМ333-В мощностью 1000 л. с.
Двигатель MTM385R (рис. 3) создается совместно западногерманской фирмой <Моторен унд турбинен унион> и французской <Турбомека> в классе мощности 1400 л. с. для перспективного боевого вертолета. В иностранной прессе отмечается, что для западногерманской фирмы это первый крупный проект разработки турбовального двигателя, в котором она участвует на равных со вторым подрядчиком, чему способствует накопленный ею опыт в ходе производства по американским лицензиям турбовальных двигателей Т64-MTU-7 мощностью 3925 л. с. для вертолета CH-53G и 250-С28В мощностью 550 л. с. для вертолета ВО-105 (РАН-1).
MTM385R выполнен по модульной схеме, состоит из секций редуктора, газогенератора и силовой турбины. Компрессор комбинированный, имеет две осевые ступени (статорные лопатки управляемые) и одну центробежную. Камера сгорания противоточная. Одноступенчатая турбина привода газогенератора (частота вращения 44140 об/мин) имеет воздушное охлаждение рабочих лопаток, ее диск изготавливается способом порошковой металлургии. Двухступенчатая силовая турбина (частота вращения 28000 об/мин) неохлаждаемая. Характерными особенностями двигателя считаются необычная частота вращения выводного вала (8000 об/мин) и интегральный бак маслосистемы, располагаемый по периметру корпуса компрессора.
Двигатель RTM322-01 разрабатывается совместно английской фирмой <Роллс-Ройс> и французской <Турбомека> в классе мощности 2100 л. с. Его предполагается устанавливать на серийных перспективных вертолетах NH-90 и ЕН-101. В [42] двигателе используется конструктивная схема с комбинированным компрессором (три осевые и одна центробежная ступень) и двухступенчатыми силовой турбиной и турбиной привода компрессора. Система регулирования полноправная цифровая электронная.
Первые типовые стендовые испытания двигателя (150-часовые и 300-часовые ускоренные) проведены в 1986 году, летом того же года начались его летные испытания на вертолете S-70C. Довести двигатель до уровня военных стандартов разработчики рассчитывают до конца 1988 года.
При создании RTM322 предусмотрены возможности по существенному увеличению его мощности. Это предполагается осуществить в три этапа с доведением мощности на первом этапе до 2300 л. с. (увеличить температуру газов перед турбиной до 1270°С), на втором - до 2600 л. с. (1300°С) и на третьем - до 3000 л. с. (1430° С).
Двигатель ТМ319 создан французской фирмой <Турбомека> в классе мощности 450 - 500 л. с. для двухдвигательных вертолетов со взлетной массой 2 - 2,5 т и однодвигательных массой 1 - 1,5 т. Конструктивно он состоит из редуктора с входным устройством, газогенератора (одноступенчатый центробежный компрессор, одноступенчатая неохлаждаемая турбина и передняя секция противоточной камеры сгорания) и одноступенчатой силовой турбины с задней секцией камеры сгорания. Особенностью ТМ319 является противоположное вращение турбин.
Двигатель имеет следующие основные режимы: максимальный чрезвычайный - 510л. с. (удельный расход топлива 0,25 кг/л. с.-ч), взлетный - 460 л. с. и максимальный продолжительный - 400 л. с.
Серийное производство планировалось начать в 1987 году для вертолетов AS-355 с межремонтным сроком службы 2000 ч. В последующем намечено увеличить его до 3000 ч для секции газогенератора и до 6000 ч для остальных. Двигатель рассчитан на эксплуатацию <по состоянию>, что будет обеспечено после завершения разработки для него полноправной цифровой электронной системы регулирования.
Двигатель <Ариэль> (рис. 4) разработан в классе мощности 700 л. с. со следующими основными режимами работы: максимальный чрезвычайный - 730 л. с., чрезвычайный - 700 л. с. (удельный расход топлива 0,25 кг/л. с.-ч), взлетный и промежуточный чрезвычайный - 640 л. с. (0,26 кг/л. с.-ч), максимальный продолжительный - 590 л. с. Имеет комбинированный компрессор с одной осевой и одной центробежной ступенями, камеру сгорания с центробежной подачей топлива, двухступенчатую турбину привода газогенератора и одноступенчатую силовую. Мощность на выводной вал с частотой вращения 6000 об/мин (передний или задний) передается через двухступенчатый редуктор.
Двигатель <Ариэль> устанавливается на вертолетах AS-350 и SA-365, в перспективе вместо него предполагается использовать новый - ТМ319.
Двигатели GЕМ в классе мощности 900-1200л. с. созданы английской фирмой <Роллс-Ройс>. Основной базовой модификацией является GEM-2 Мк1001, имеющий модульную конструкцию из следующих секций: редуктор; вал силовой турбины; корпус входного устройства и четырехступенчатый осевой компрессор; каскад высокого давления (одноступенчатые центробежный компрессор и турбина высокого давления) с промежуточным корпусом компрессора и камерой сгорания; коробка приводов; одноступенчатая турбина низкого давления; двухступенчатая силовая турбина; выхлопная труба (рис. 5). Особенностями двигателя являются размещение планетарного редуктора во входном устройстве и двухзальная схема газогенератора. Стандартная частота вращения выводного вала 6000 об/мин, но она может быть и более высокой - 27000 об/мин.
Основные режимы работы GEM-2 Мк1001: если работает один двигатель силовой установки (из двух), то максимальный чрезвычайный (2,5 мин) - 900 л. с., 60-минутный чрезвычайный - 830 л. с.; если работают оба двигателя, то взлетный (5 мин) - 830 л. с. и максимальный продолжительный - 750 л. с.
Аналогичные режимы имеют двигатели GEM других модификаций, кроме GEM-2 Мк1004, у которого есть 20-секундный чрезвычайный и 30-минутный взлетный вместо стандартного пятиминутного.
Двигатели семейства GEM предназначены главным образом для вертолетов англо-французской разработки, a GEM-2 Мк1004 является экспортным вариантом. Конструктивно все они допускают переоборудование из менее мощных вариантов в более мощные. Сообщается, в частности, что с 1986 года GEM-2 переоборудуются в GEM-42 Мк1017 с увеличением мощности на 2,5-ми.нутном чрезвычайном режиме до 1120 л. с., 60-минутном чрезвычайном до 1050 л. с., пятиминутном взлетном до 1000 л.с. и максимальном продолжительном до 890 л. с.
Таковы современное состояние и некоторые перспективы развития за рубежом турбовальных вертолетных двигателей.
{1} Начало см.: Зарубежное военное обозрение. - 1988. - № 4. - С. 39-44. - Ред.
HTTP://ATTEND.TO/COMMI
Статья предоставлена: http://www.zw-observer.narod.ru
