offline
- ray ban11
- Legendarni građanin
- Pridružio: 17 Sep 2010
- Poruke: 24149
|
Jedan tekst iz 2013g
Citat:История МиГ-31 продолжается. Вот уже тридцать лет нет соперников уникальному двигателю Д-30Ф6
Впервые в стране
Предварительные работы в МКБ по созданию форсажного двигателя Д-30Ф6 начались согласно приказам Министерства авиационной промышленности (МАП) от 27.01.1970 года и от 16.08.1971 года, а полномасштабные НИОКР – позднее на основании постановления ЦК КПСС и Совета Министров от 12.05.1974 года и приказа МАП от 01.07.1974 года. В короткое время, используя опыт, полученный при создании демонстрационного двигателя (изделия 38 ), был разработан проект нового сверхзвукового ТРДДФ Д-30Ф6.
Двигатель проектировался с использованием аэродинамики компрессоров моторов Д-30 (Ту-134) и Д-30КУ/КП (Ил-62 и Ил-76) при необходимых конструктивных изменениях, обусловленных новыми условиями эксплуатации.
Выбор в 1955 году размерности газогенератора и его семиступенчатого компрессора высокого давления (КВД) для ТРДД Д-20 позволил, не меняя размерности базовых семи ступеней, создать семейство ТРДД с тягой от 5,5 до 16 тс.
Из воспоминаний В. М. 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 ЦИАМа 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 ТРДД (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
По причине низкой в то время надежности элементной базы на двигателе Д-30Ф6 были установлены две системы управления: основная – цифровая РЭД-3048 и дублирующая – гидромеханическая САУ.
Идеология, алгоритмы и доводка электронно-гидро-механической САУ и ТП выполнялись совместно специалистами МКБ П. А. Соловьева и ПАКБ (в настоящее время ОАО «СТАР»).
Впервые в нашей стране для анализа нестационарного теплового состояния топливо-масляной системы высокотемпературного двигателя была применена математическая модель, что позволило не отправлять двигатель в ЦИАМ для испытания на высотном стенде. Тепловое состояние системы в полетных условиях было проанализировано с помощью матмодели. Полученные данные увязали с результатами стендовых, а затем и летных испытаний. Данную работу высоко оценили специалисты ЦИАМа и в дальнейшем зачли на государственных испытаниях двигателя.
Доводка двигателя
Большие трудности в процессе доводки представляла основная камера сгорания (КС). В отечественном и зарубежном авиадвигателестроении имелись КС, работающие при ТК*900 К, а для Д-30Ф6 требовалось обеспечить надежную и эффективную работу при ТК*=1024 К.
В результате интенсивных научно-исследовательских, расчетных и экспериментальных работ совместно с ЦИАМом 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 при ТК*>950 К 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 ТСА*=1640 К, в первую очередь лопаток, были отработаны конструкции сопловых и рабочих лопаток 1 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 ЦИАМа 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. Первоначально сопло было разработано и затем вплоть до летных испытаний поставлялось ТМКБ «Союз», которое победило МКБ в конкурсе, поскольку в отличие от пермского КБ имело опыт разработки регулируемых сопел. Это была красивая, профессионально спроектированная конструкция. Первые испытания выявили недостатки: повышенные утечки, недостаточная жесткость – из-за чего «раздувалось» критическое сечение сопла, превышение по массе и другие. Коллеги поправили жесткость, а с утечками и массой не справились.
Длительная безрезультатная переписка, переговоры. Настал момент, когда генеральный конструктор принял решение: «Делать сопло самим». 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. Конечно, и в собственной конструкции проявились дефекты и недостатки, но их устраняли и быстрее, и эффективнее.
Для обеспечения летных характеристик МиГ-31 необходимо было обеспечить регулирование работы сопла в чрезвычайно широком диапазоне, а именно: при максимальной скорости полета МП=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, тряска сопла (так называемая бу-бу-ляция). 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 ВИАМа (руководители института: до 1976-го – А. Т. Туманов, после 1976-го – Р. Е. Шалин, с 1996-го по настоящее время – академик РАН Е. Н. Каблов). А геометрические размеры двигателя, определенные тогда еще, в 60-х годах, не изменились. В процессе разработки и доводки в конструкции двигателя Д-30Ф6 внедрено 52 технических решения, которые являются изобретениями и защищены авторскими свидетельствами.
 [Link mogu videti samo ulogovani korisnici]
|
