Thiết kế máy bay T4 Episode 2 Part 8 docx

ДВИГАТЕЛЬ РД36-41. Двигатель РД3641  11и ступенчатый, одно- контурный ТРД, был разработан Рыбинским кон- структорским бюро моторостроения (РКБМ), возглавляемым главным конструктором П.А.Ко- лесовым. Он предназначен для эксплуатации на скоростях полета с числами М от 0 до 3,0 и на вы- сотах до 28000 м. Работы над РД3641 начались в 1964 г. после получения ТЗ на разработку нового двигателя для самолета Т4. К 1964г. РКБМ имело большой опыт созда- ния маршевых ГТД для тяжелых дальних само- летов: околозвукового ЗМ (двигатель ВД7), С сверхзвуковых Ту22Р и Ту22К (двигатели ВД 7М и РД7М2), выпускавшихся серийно, опыт- ного стратегического ракетоносца М50 (ВД 7БА и ВД7МА) и дальнего сверхзвукового истребителяперехватчика Ту128А (ВД19). Исследования и опыт, полученные при соз- дании этих двигателей, плодотворно сказались на проектировании и доводке РД3641. В работе над двигателем принимали участие работники РКБМ: А.Л. Дынкинын, Н.И. Пикалов, А.И. Крупин, А.Ф. Храмкин, Н.А. Блохин, Б.Е. Ру- бин, Р.И. Ворсин, В.А. Губин, В.А. Прохоров, Г.В. Шамаханова, Н.И. Галкин, B.C. Балашов, В.П. Михно, С.А. Шестериков, A.M. Логинов, И.А. Ку- черов, Э.В. Дегтярева, И.И. Зайцева, В.И. Вое- водин, Д.Н. Смольников, Н.Н. Лепилов и др. Двигатель РД3641 сохранил традицион- ную для двигателей КБ одноконтурную, одно каскадную схему. В отличие от своего бли- жайшего предшественника ВД19, имел на 30% большую тягу при увеличении расхода воздуха всего на 10%. У РД3641 была суще- ственно повышена максимальная температу- ра газов перед турбиной (на 140К), что было обусловлено не только увеличенной тягой двигателя, но и значительно возросшей ско- ростью полета (скоростной напор и сжатие в компрессоре разогревали воздух до 925К). Была обеспечена работоспособность двига- теля и его систем при температуре воздуха на входе до 330°С на максимальном режиме и 300°С на длительном (непрерывно до 2,5 ча- сов) крейсерском режиме, устойчивая работа на всех режимах при большой стационарной и динамической неравномерности воздушного потока, присущей воздухозаборнику сверхзву- кового самолета (окружная неравномерность 5,6%, интенсивность пульсации до 3%). Осо- бенности конструкции силовой установки са- молета Т4, предусматривающей расположе- ние в одном канале воздухозаборника двух двигателей, потребовали значительных запа- сов газодинамической устойчивости, исключа ющих опасное воздействие отказа (помпажа) двигателя на соседний. РД3641 должен был до 70% ресурса рабо- тать на максимальном и форсажном режимах. Эти отличия и особенности эксплуатации двигателя РД3641 потребовали коренных из- менений почти всех узлов его предшественни- ка ВД19. КОМПРЕССОР Компрессор претерпел наибольшие измене- ния. Традиционная первая сверхзвуковая ступень уступила место трансзвуковой с окружной скоро- стью 337 м/с. Была введена глубокая механизация компрес- сора. К применявшемуся ранее только одному по- воротному входному направляющему аппарату (ВНА) добавились два блока поворотных направ- ляющих аппаратов (НА); передний блок, включаю- щий НА со второй по пятую ступень, и задний блок  с седьмой по десятую. Это позволило получить достаточные запасы газодинамической устойчи- вости без перепуска воздуха из компрессора и по- высило его экономичность. Цилиндрическая наружная форма компрессо- ра позволила ограничить количество ступеней одиннадцатью. Традиционная форма проточной части с уменьшающимся наружным диаметром в сторону выхода из компрессора привела бы к уве- личению числа ступеней. КАМЕРА СГОРАНИЯ Камера сгорания подверглась непринципиаль- ным изменениям. ТУРБИНА В турбине была существенно изменена сис- тема воздушного охлаждения. Впервые выпол- нено охлаждение практически всех ее основных элементов, кроме пера рабочей лопатки второй ступени. Это было вызвано значительным уве- личением температуры газа в цикле до 1330 1340К. Для рабочих лопаток применен новый материал ЖС6К, а для дисков сплав ЭИ 698ВД. Изза высокой температуры воздуха на выходе из компрессора возникали дополни- тельные трудности при его использовании в ка- честве охладителя. Воздух имел пониженный хладоресурс, и, следовательно, приходилось увеличивать его расход. За этим следовало не- которое снижение экономичности турбины и ус- ложнение конструкции. ФОРСАЖНАЯ КАМЕРА (ФК) Форсажная камера двигателя имела широкий диапазон степени форсирования: от ш =1,23 до о 1=3.4, вместо 1,12,2 у двигателя ВД19. Гид 170 равлические потери, по сравнению с ВД19, были снижены в полтора раза: Ь Ф .=6% вместо 9,5. Камеру розжига заменило простое факельное воспламенение топлива в форсажной камере от так называемой "огневой дорожки". СОПЛО Всережимное сверхзвуковое сопло имело пло- щадки критического и выходного сечений, регули- руемые с помощью трех рядов управляемых ство- рок. Сопло с такой механизацией обеспечивало высокое значение коэффициента тяги на всех ос- новных режимах. ЗАЩИТА АГРЕГАТОВ ОТ ПЕРЕГРЕВА Сверхвысокие скорости длительного полета заставили решать вопросы защиты всех агрегатов от высокой температуры окружающего воздуха (300330°С), в то время как агрегаты могли надеж- но работать до 250°С. Для защиты от перегрева все двигательные приводные агрегаты размещались на одной ко- робке приводов, крепившейся в нижней части входного устройства двигателя. Специальный за- щитный контейнер из титанового листа с тепло- изоляцией из базальтового волокна охватывал ко- робку и установленные на ней приводные и неприводные агрегаты. Такая защита от внешнего воздействия плюс снятие тепла внутри контейнера циркулирующим топливом обеспечивали требуемый температур- ный режим. ТОПЛИВО И МАСЛО Применяемые в то время топливо и масло не могли быть использованы. Их предельно допусти- мые температуры оказывались существенно ниже указанных в ТЗ. В связи с этим нефтехимической промышленности была поручена разработка но- вого синтетического масла, надежно работающе- го в маслосистеме двигателя при разогреве от 20°С до 350°С. Такое масло, с индексом ВТ301, было создано. В качестве топлива были приняты: ракетное го- рючее РГ1, допускавшее нагрев до максималь- ной температуры 124°С и Т6, с максимально до- пустимой температурой эксплуатации 18СГС. В связи с температурными ограничениями по маслу и топливу, выход за пределы которых чре- ват аварийными ситуациями, в систему управле- ния в регулирования двигателя был включен агре- гат перепуска топлива  АПТ17, который:  обеспечивал перепуск топлива из топливо масляного радиатора ФК на вход в топливный фильтр двигателя, исключая застой и пере- грев топлива. После включения ФК, перепуск прекращался;  при предельной температуре топлива на вхо- де в двигатель увеличивалась его прокачка в самолетной топливной системе перепуском из первой ступени двигательного подкачива- ющего насоса (ДЦН66А);  при предельной температуре масла на выхо- де из двигателя включался перепуск топлива из форсажной секции топливомасляного ра- диатора в самолетный бак. Агрегат и система перепуска топлива обеспе- чивали поддержание допустимого уровня темпе- ратуры топлива и масла. Двигатель РД3641 был выполнен по однокон- турной прямоточной схеме. Он состоял из следу- ющих основных узлов и агрегатов:  компрессор с автоматически регулируемыми лопатками направляющих аппаратов с 1ой по 5ю и с 7ой по 10ю ступени;  камеры сгорания трубчатокольцевого типа;  осевой двухступенчатой турбины с охлаждае- мыми воздухом лопатками 1 ой ступени и со- пловыми лопатками 1ой и 2ой ступеней;  форсажной камеры с всережимным соплом, с регулированием критического и выходного сечений, обеспечивающим высокое значение коэффициента тяги на всех основных режи- мах работы;  коробки приводов агрегатов;  системы автоматического регулирования управ- ления;  воздушнопорохового стартера для запуска двигателя. Двигатель был оборудован системами питания топливом и кислородом, управления и регулиро- вания, запуска, смазки, суфлирования, зажига- ния, дренажа, охлаждения, антиобледенения, со всеми необходимыми приборами контроля. Таблица 1. ТЕМПЕРАТУРНЫЕ РЕЖИМЫ ПЛАНЕРА При длительном сверхзвуковом полете на скорости при числе М=3 на высотах 21  24 км элементы конструкции планера нагревается до 17 . Ту 22 Р и Ту 22 К (двигатели ВД 7М и РД7 2) , выпускавшихся серийно, опыт- ного стратегического ракетоносца М50 (ВД 7БА и ВД7МА) и дальнего сверхзвукового истребителяперехватчика Ту 1 28 А. достигает 28 0°С, верхняя поверхность фюзеляжа нагревается до темпера- туры 22 0"С, а нижняя  23 0"С. Максимальная температура нижней поверхности гондолы со- ставляет 300  320 °С. Поверхность. Т-4МС ( 20 0») СТРАТЕГИЧЕСКИЙ ДВУХРЕЖИМНЫЙ САМОЛЕТ РАКЕТОНОСЕЦ М 20 ОКБ В.М. МЯСИЩЕВА На основании Постановления ЦК КПСС и Сове- та Министров СССР от 28 ноября 1967 г. за № 10 98 3 78 и приказа