Предыдущая публикация
«Сердце» МиГ-31
27 января 1970 года согласно приказа Министерства авиационной промышленности (МАП) в Пермском моторостроительном конструкторском бюро под руководством Павла Александровича Соловьева начались работы по созданию двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажем Д-30Ф6.
В короткое время, используя опыт, полученный при создании демонстрационного двигателя (изделия 38), был разработан проект нового сверхзвукового ТРДДФ Д-30Ф6.
Из воспоминаний Виктора Михайловича Чепкина (в то время заместителя главного конструктора в пермском МКБ, позднее генерального конструктора ОКБ имени А.М. Люльки): «Революционность вновь разрабатываемого двигателя заключалась в том, что двухконтурный двигатель со степенью сжатия 22 мы применили для самолета, который летает на скорости 3000 км/час. Нам все говорили, что такой мотор не получится, поскольку мы довели показатель температуры газа перед турбиной до 1640°К, когда по тем временам все летали на уровне 1400°К. Конечно, такие изменения потребовали новой системы охлаждения, новых материалов лопаток и дисков турбин, новой идеологии доводки двигателя. Проблем была масса, споры были страшные, мы получили огромное количество отрицательных заключений, в том числе и от Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ). Но мы смогли всех убедить».
Был решен ряд новых вопросов: выбраны оптимальные параметры двигателя, в частности степень двухконтурности m=0,5, ставшая классической для многих последующих проектов двигателей подобного назначения у нас в стране и за рубежом, выбраны параметры и программы регулирования трех контуров двигателя (основной контур, контур регулирования сопла и контур регулирования расхода топлива форсажной камеры), обеспечивающие поддержание оптимальных тягово-экономических и эксплуатационных характеристик двигателя.
В частности, была разработана специальная программа повышения температуры газа перед турбиной с увеличением скорости полета самолета. Это обеспечило получение требуемой тяги во второй критической точке: на высоте 20 км и при скорости полета 2500 км/час. Позже ученые ЦИАМ назвали это «температурной раскруткой». Таким образом, была разработана методика получения крутой скоростной характеристики двигателя, ставшая впоследствии также классической для последующих проектов.
Особо необходимо выделить разработку системы автоматического управления и топливопитания (САУ и ТП), где впервые в отечественной практике была спроектирована и внедрена ЭВЦМ в качестве основного регулятора режимов работы ТРДДФ (РЭД-3048). Работы по этой системе были выполнены в Пермском агрегатно-конструкторском бюро (ПАКБ) под руководством главного конструктора А.Ф. Полянского, а затем Г.И. Гордеева.
На двигателе Д-30Ф6 были установлены две системы управления: основная – цифровая РЭД-3048 и дублирующая – гидромеханическая САУ.
Большие трудности в процессе доводки представляла основная камера сгорания (ОКС).
В результате интенсивных научно-исследовательских, расчетных и экспериментальных работ совместно с ЦИАМ были найдены эксклюзивные решения: для исключения горения топлива вдоль стенок жаровых труб введена подача охлаждающего воздуха через гофрированные кольца между секциями жаровых труб, для формирования равномерного поля температур на входе в турбину предусмотрено перераспределение подвода воздуха с помощью специальных отверстий в зоне смешения жаровой трубы, первоначальная разборная конструкция форсунки не обеспечивала герметичности и только разработка и внедрение сварной конструкции форсунки с применением электронно-лучевой сварки обеспечили ее полную герметичность.
Турбина высокого давления.
Для обеспечения работоспособности и требуемого ресурса при Тг*=1640°К, в первую очередь лопаток турбины, были отработаны конструкции сопловых и рабочих лопаток 1-й и 2-й ступеней с конвективно-пленочным и конвективным охлаждением, для чего необходимо было увеличить хладоресурс воздуха, отбираемого на охлаждение турбины.
С этой целью впервые в отрасли был разработан и применен воздухо-воздушный теплообменник в наружном канале двигателя. Снижение температуры охлаждающего воздуха на 20–40 процентов позволило повысить температуру газа перед турбиной на 90–180°К, что доказало целесообразность и эффективность данного мероприятия.
Интересна история создания и доводки многорежимного регулируемого сопла. Опыта разработки таких узлов МКБ не имело, но за работу принялись горячо и с азартом, проштудировав горы технической литературы и используя наработки своих московских коллег.
Для обеспечения летных характеристик МиГ-31 необходимо было обеспечить регулирование работы сопла в чрезвычайно широком диапазоне, а именно: при максимальной скорости полета М=2,83 степень понижения давления газа в сопле двигателя меняется практически в 20 раз, при этом степень расширения сопла (отношение площади выходного сечения к площади критического сечения) – более чем в три раза.
При таких условиях работы возникали потеря газодинамической устойчивости, вибрация сопла. Эту проблему решили организацией перепуска атмосферного воздуха в проточную часть двигателя на режимах неустойчивой работы без ухудшения характеристик сопла на основных режимах с помощью специальных клапанов на створках сопла, конструкция которых была запатентована.
Неожиданная проблема по соплу возникла в процессе летных испытаний: при полете на больших скоростях и на малых высотах ухудшалась управляемость самолетом, при этом от летчика требовались огромные усилия для его пилотирования. В результате проведения большого объема экспериментальных работ, в том числе киносъемки, было выявлено, что на этих режимах полета по причине нежесткой конструкции не обеспечивается синхронизация элементов сопла, происходит самопроизвольное изменение положения критического сечения сопла и, соответственно, изменение вектора тяги двигателя. Проблему удалось решить за счет изменения кинематических параметров системы управления створками, обеспечив газодинамическую синхронизацию створок сопла и, главное, устойчивость и стабильность вектора тяги двигателя.
В окончательном виде Д-30Ф6, конечно, стал сильно отличаться от первоначального проекта.
В первую очередь это касалось материалов: двигатель был сделан из новых титановых, никелевых сплавов и высокопрочных сталей разработки ВИАМ.
Первый полет МиГ-31 с двигателями Д-30Ф6 совершил 16 сентября 1975 года. Государственные испытания, включая войсковые, Д-30Ф6 успешно прошел в 1979-м году. Решающее значение для проведения госиспытаний Д-30Ф6 в заданные сроки имело освоение двигателя на самых ранних стадиях в серийном производстве пермского производственного объединения «Моторостроитель» им. Я.М. Свердлова (в настоящее время ОАО «ПМЗ»).
Высокие параметры двигателя позволяют МиГ-31 обеспечить высокую маневренность, большую дальность, уникальную скороподъемность, длительное время барражирования (с дозаправкой – до шести часов) и значительное превосходство в воздухе.
#двигатель #миг #авиация
В короткое время, используя опыт, полученный при создании демонстрационного двигателя (изделия 38), был разработан проект нового сверхзвукового ТРДДФ Д-30Ф6.
Из воспоминаний Виктора Михайловича Чепкина (в то время заместителя главного конструктора в пермском МКБ, позднее генерального конструктора ОКБ имени А.М. Люльки): «Революционность вновь разрабатываемого двигателя заключалась в том, что двухконтурный двигатель со степенью сжатия 22 мы применили для самолета, который летает на скорости 3000 км/час. Нам все говорили, что такой мотор не получится, поскольку мы довели показатель температуры газа перед турбиной до 1640°К, когда по тем временам все летали на уровне 1400°К. Конечно, такие изменения потребовали новой системы охлаждения, новых материалов лопаток и дисков турбин, новой идеологии доводки двигателя. Проблем была масса, споры были страшные, мы получили огромное количество отрицательных заключений, в том числе и от Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ). Но мы смогли всех убедить».
Был решен ряд новых вопросов: выбраны оптимальные параметры двигателя, в частности степень двухконтурности m=0,5, ставшая классической для многих последующих проектов двигателей подобного назначения у нас в стране и за рубежом, выбраны параметры и программы регулирования трех контуров двигателя (основной контур, контур регулирования сопла и контур регулирования расхода топлива форсажной камеры), обеспечивающие поддержание оптимальных тягово-экономических и эксплуатационных характеристик двигателя.
В частности, была разработана специальная программа повышения температуры газа перед турбиной с увеличением скорости полета самолета. Это обеспечило получение требуемой тяги во второй критической точке: на высоте 20 км и при скорости полета 2500 км/час. Позже ученые ЦИАМ назвали это «температурной раскруткой». Таким образом, была разработана методика получения крутой скоростной характеристики двигателя, ставшая впоследствии также классической для последующих проектов.
Особо необходимо выделить разработку системы автоматического управления и топливопитания (САУ и ТП), где впервые в отечественной практике была спроектирована и внедрена ЭВЦМ в качестве основного регулятора режимов работы ТРДДФ (РЭД-3048). Работы по этой системе были выполнены в Пермском агрегатно-конструкторском бюро (ПАКБ) под руководством главного конструктора А.Ф. Полянского, а затем Г.И. Гордеева.
На двигателе Д-30Ф6 были установлены две системы управления: основная – цифровая РЭД-3048 и дублирующая – гидромеханическая САУ.
Доводка двигателя
Большие трудности в процессе доводки представляла основная камера сгорания (ОКС).
В результате интенсивных научно-исследовательских, расчетных и экспериментальных работ совместно с ЦИАМ были найдены эксклюзивные решения: для исключения горения топлива вдоль стенок жаровых труб введена подача охлаждающего воздуха через гофрированные кольца между секциями жаровых труб, для формирования равномерного поля температур на входе в турбину предусмотрено перераспределение подвода воздуха с помощью специальных отверстий в зоне смешения жаровой трубы, первоначальная разборная конструкция форсунки не обеспечивала герметичности и только разработка и внедрение сварной конструкции форсунки с применением электронно-лучевой сварки обеспечили ее полную герметичность.
Турбина высокого давления.
Для обеспечения работоспособности и требуемого ресурса при Тг*=1640°К, в первую очередь лопаток турбины, были отработаны конструкции сопловых и рабочих лопаток 1-й и 2-й ступеней с конвективно-пленочным и конвективным охлаждением, для чего необходимо было увеличить хладоресурс воздуха, отбираемого на охлаждение турбины.
С этой целью впервые в отрасли был разработан и применен воздухо-воздушный теплообменник в наружном канале двигателя. Снижение температуры охлаждающего воздуха на 20–40 процентов позволило повысить температуру газа перед турбиной на 90–180°К, что доказало целесообразность и эффективность данного мероприятия.
Форсажная камера (ФК).
При доводке двигателя остро стояла проблема исследования виброгорения в ФК, которое проявилось в условиях, отличных от земных. Изучение этого вопроса требовало проведения дорогостоящих, занимающих значительное время испытаний на высотном стенде ЦИАМ или в полете. По заданию генерального конструктора были проведены исследования с помощью адекватной «увязки» математической модели двигателя, которая показала возможность имитации эксплуатационных условий работы ФК на собственных стендах. Для этого в МКБ создали два специальных стенда с имитацией летных условий по температуре для испытания двигателя в условиях, близких к полетным. Это позволило существенно сократить время доводки ФК и сэкономить значительные средства. Проблему решили проведением испытаний на стендах предприятия на эквивалентном режиме. Впервые в отечественной практике в конструкцию двигателя ввели систему впрыска и розжига топлива в ФК методом «огневой дорожки».Интересна история создания и доводки многорежимного регулируемого сопла. Опыта разработки таких узлов МКБ не имело, но за работу принялись горячо и с азартом, проштудировав горы технической литературы и используя наработки своих московских коллег.
Для обеспечения летных характеристик МиГ-31 необходимо было обеспечить регулирование работы сопла в чрезвычайно широком диапазоне, а именно: при максимальной скорости полета М=2,83 степень понижения давления газа в сопле двигателя меняется практически в 20 раз, при этом степень расширения сопла (отношение площади выходного сечения к площади критического сечения) – более чем в три раза.
При таких условиях работы возникали потеря газодинамической устойчивости, вибрация сопла. Эту проблему решили организацией перепуска атмосферного воздуха в проточную часть двигателя на режимах неустойчивой работы без ухудшения характеристик сопла на основных режимах с помощью специальных клапанов на створках сопла, конструкция которых была запатентована.
Неожиданная проблема по соплу возникла в процессе летных испытаний: при полете на больших скоростях и на малых высотах ухудшалась управляемость самолетом, при этом от летчика требовались огромные усилия для его пилотирования. В результате проведения большого объема экспериментальных работ, в том числе киносъемки, было выявлено, что на этих режимах полета по причине нежесткой конструкции не обеспечивается синхронизация элементов сопла, происходит самопроизвольное изменение положения критического сечения сопла и, соответственно, изменение вектора тяги двигателя. Проблему удалось решить за счет изменения кинематических параметров системы управления створками, обеспечив газодинамическую синхронизацию створок сопла и, главное, устойчивость и стабильность вектора тяги двигателя.
В окончательном виде Д-30Ф6, конечно, стал сильно отличаться от первоначального проекта.
В первую очередь это касалось материалов: двигатель был сделан из новых титановых, никелевых сплавов и высокопрочных сталей разработки ВИАМ.
Д-30Ф6 в строю
Первый полет МиГ-31 с двигателями Д-30Ф6 совершил 16 сентября 1975 года. Государственные испытания, включая войсковые, Д-30Ф6 успешно прошел в 1979-м году. Решающее значение для проведения госиспытаний Д-30Ф6 в заданные сроки имело освоение двигателя на самых ранних стадиях в серийном производстве пермского производственного объединения «Моторостроитель» им. Я.М. Свердлова (в настоящее время ОАО «ПМЗ»).
Высокие параметры двигателя позволяют МиГ-31 обеспечить высокую маневренность, большую дальность, уникальную скороподъемность, длительное время барражирования (с дозаправкой – до шести часов) и значительное превосходство в воздухе.
#двигатель #миг #авиация
Следующая публикация
Нет комментариев