Силовые установки самолетов с вертикальными взлетом и посадкой

14
8
Силовые установки самолетов с вертикальными взлетом и посадкой

Силовые установки самолетов с вертикальными взлетом и посадкой

Интересная винтажная статья, которая, думаю, заинтересует коллег.

Предисловие редакции: В сентябрьском номере журнала Королевского авиационного общества опубликована статья «Силовые установки для самолетов вертикального взлета», автором которой является г-на Дж. Л. Уайльд (G. L. Wilde) – члена-корреспондента этого общества и начальника отдела предварительного проектирования компании Rolls-Royce Ltd., Дерби. Ниже приводится сокращенная версия его текста, которая является полезным дополнением к другим статьям по данной теме и которая должна быть прочитана перед англо-американской конференцией по авиации, которая должна состояться на следующей неделе.

Исследования компании Rolls-Royce и опыт эксплуатации экспериментального самолета Short SC.1 показывают, что в ближайшем будущем могут быть разработаны два типа вертикального взлета и посадки (СВВП). Все инженерные проблемы силовых установок этих машин могут быть решены с использованием имеющихся в настоящее время данных или результатов текущих испытаний и исследований.

Одним из этих типов будет ударный самолет малой и средней дальности. На уровне моря он будет развивать высокую дозвуковую скорость и нести военную нагрузку, равную примерно 10 процентам его полной массы. Если от самолета потребуется полет на большой высоте со сверхзвуковой скоростью, то этого можно добиться за счет оснащения маршевого двигателя системой дожигания топлива, хотя в этом случае масса самолета увеличится. Вторым типом, который использует укороченный или вертикальный взлет и посадку, может стать тактический военно-транспортный самолет со взлетной массой 100000 фунтов (45360 кг). С крейсерской скоростью 300-400 узлов (55-741 км/ч), развиваемой на высоте 20000 футов (6096 м), он будет нести полезную нагрузку массой от 20000 до 30000 фунтов (9072-13608 кг) на дальность до 500 морских миль (926 кг).

Оба типа ударных СВВП оснащены подъемными турбореактивными двигателями. Первый самолет с треугольным крылом с переменной стреловидностью передней кромки оснащен четырьмя подъемными двигателями, расположенными в центре фюзеляжа, и одним эффективным двухконтурным маршевым двигателем. Второй тип имеет крыло большего удлинения; четыре подъемных двигателя установлены попарно перед центральным отсеком вооружения и позади него. Поступательное движение обеспечивается двумя маршевыми двигателями, установленными в корневых частях крыла; на взлете устройства для поворота реактивной струи могут создавать дополнительную подъемную силу. Стабилизация самолета во время зависания и перехода осуществляется с помощью отбираемого от компрессора воздуха и сопел, регулируемых устройствами автоматической стабилизации.

тактический ударный самолет с треугольным крылом, четырьмя подъемными двигателями с тягой по 6000 фунтов (2722 кгс) и одним маршевым двухконтурным двигателем с тягой 11000 фунтов (4990 кгс). Последний не имеет устройства отклонения вектора тяги, но оснащен форсажной камерой

тактический ударный самолет с треугольным крылом, четырьмя подъемными двигателями с тягой по 6000 фунтов (2722 кгс) и одним маршевым двухконтурным двигателем с тягой 11000 фунтов (4990 кгс). Последний не имеет устройства отклонения вектора тяги, но оснащен форсажной камерой

тактический ударный самолет со стреловидным крылом, четырьмя подъемными двигателями и двумя маршевыми двигателями с отклонением реактивной струи

тактический ударный самолет со стреловидным крылом, четырьмя подъемными двигателями и двумя маршевыми двигателями с отклонением реактивной струи

Фактически ударный самолет с треугольным крылом с переменной стреловидностью передней кромки представляет собой усовершенствование конструкции экспериментального СВВП SC.1 с более легкими подъемными двигателями и более мощным маршевым двигателем. Хотя конфигурация второго ударного самолёта является новой, эта компоновка не представляет больших трудностей. В второго ударного самолета момент тангажа, возникающий из-за отказа двигателя, будет больше, чем момент тангажа у самолета с переменной стреловидностью передней кромки и, таким образом, ему потребуется большее отношение эффективной тяги подъемных двигателей к их массе. Его маршевые двигатели будут легче, чем двухконтурный двигатель первого самолета, но этот выигрыш будет нивелирован их более высоким расходом топлива.

Часто утверждается, что будет большая экономия эффективной тяги, если летательный аппарат будет разработан как самолет короткого взлета и посадки (СКВП), а не СВВП. Это зависит от принятого определения термина СКВП. Это означает, что для того, чтобы самолет достигал высоты 50 футов (15 м) после разбега длиной 500 футов (152 м), тяговооруженность должна составлять 1,05. Для выполнения укороченного взлета летательному аппарату данного типа необходимо отклонять тягу силовой установки на взлете и на малых скоростях горизонтального полета, когда аэродинамическое управление самолетом будет неэффективным. Гораздо лучше с самого начала спроектировать СВВП, которому необходима тяговооруженность 1,2. Эффективная тяга силовой установки СВВП ненамного больше, чем у силовой установки СКВП, и если самолет будет спроектирован как СВВП, то его взлет и посадка будут более безопасными.

Это, разумеется, не означает, что СВВП ограничен способностью выполнять только вертикальные взлет и посадку. Если имеется взлетно-посадочная полоса, и СВВП перед использованием подъемных двигателей сможет перемещаться по ней со скоростью, скажем, 30 узлов (56 км/ч), то это предотвратит попадание в двигатели мусора. Если подготовленной площадки поблизости нет, и короткий взлет невозможен, то СВВП может взлететь вертикально.

Если к ударному СКВП предъявляются определенные требования, то необходимо сделать выбор между использованием одного двигателя с отклонением реактивной струи или комбинированной силовой установки; в обоих случаях требуется тяговооруженность не менее 1,05. Если будет выбрана однодвигательная компоновка, то силовая установка будет иметь слишком высокую тягу для крейсерского полета и должна быть спроектирована со средней степенью давления, чтобы сохранить низкую удельную массу, и с высокой степенью двухконтурности для снижения потребления топлива. Для крейсерского полета на скорости М = 0,45 тяга двигателя должна быть снижена на 12%, что обеспечивает низкий удельный расход топлива. Если будет выбрана комбинированная силовая установка, то оба типа двигателей можно спроектировать без компромиссов.

Было проведено сравнение летательных аппаратов этих двух типов, поскольку оба они предназначены для выполнения одинаковых задач на малой высоте. Для выполнения любой боевой задачи самолет с комбинированной силовой установкой будет иметь меньшие размеры, и если машина данного типа будет оснащена двухконтурными двигателями, то у однодвигательного самолета первого типа взлетная масса будет более чем вдвое большей.

Один из подходов с многомоторной силовой установке заключается в том, чтобы обеспечить тягу при вертикальном старте за счет легких ускорителей или подъемных двигателей. Хотя подъемные двигатели будет иметь большую эффективную тягу и массу, они не требуют устройств отклонения реактивной струи, которые, вероятно, будут тяжелыми и громоздкими. Это техническое решение позволяет избежать конструктивной проблемы размещения маршевых двигателей так, чтобы их отклоненная линия тяги проходила близко к центру тяжести. С обоими вариантами комбинированных силовых установок тяга подъемных двигателей может отклоняться в пределах ±30° с небольшим увеличением массы, и таким образом может быть обеспечена большая горизонтальная составляющая тяги для ускорения или замедления.

При оценке массы самолета, предназначенного для выполнения ударных задач на малых высотах, было выбрано треугольное крыло с небольшим относительным удлинением. Средства механизации крыла не использовались и планировалось облегчение шасси. Это привело к предположению, что масса планера СВВП возможна на уровне 18-20 процентов по сравнению с 28-30 процентами для СКВП. Предполагается, что по сравнению с СКВП отношение тяга маршевого двигателя к массе у СВВП возрастет на 50 процентов. Это связано с тем, что необходимо поддерживать способность выдерживать большие перегрузки при установившихся виражах в горизонтальном полёте на высоких дозвуковых скоростях.

Вывод из исследований компании Rolls-Royce состоит в том, что для обеспечения вертикальных взлета и посадки могут быть установлены ракетные ускорители или подъемные двигатели без устройств отклонения реактивной струи и что СВВП данного типа должен быть лишь немного тяжелее, чем разработанный для выполнения тех же задач СКВП с комбинированной силовой установкой.

Тактический военно-транспортный самолет

Хотя эти тактические военно-транспортные самолеты, схемы которых приведены на иллюстрациях, ни в коем случае не являются идеальным решением, они представляют собой практическими шагами к крупному военно-транспортному СВВП. Один из этих самолетов оснащен подъемными турбореактивными двигателями, а второй подъемными двухконтурными турбореактивными двигателями с дефлекторами тяги на маршевых двигателях. Компоновка такого типа дает мало возможностей для снижения массы конструкции, а выполнение вертикальных взлета и посадки приводят к серьезным ограничениям в отношении дальности и полезной нагрузки.

тактический грузовой самолет с 20 турбовентиляторными подъемными двигателями с тягой по 7500 фунтов (3402 кгс) каждый и двумя турбореактивными маршевыми двигателями мощностью по 15000 фунтов (6804 кгс) с отклонением реактивной струи

тактический грузовой самолет с 20 турбовентиляторными подъемными двигателями с тягой по 7500 фунтов (3402 кгс) каждый и двумя турбореактивными маршевыми двигателями мощностью по 15000 фунтов (6804 кгс) с отклонением реактивной струи

– тактический грузовой самолет с 32 турбореактивными подъемными двигателями с тягой по 4750 фунтов (2155 кгс) каждый и двумя маршевыми турбовинтовыми двигателями Tyne

– тактический грузовой самолет с 32 турбореактивными подъемными двигателями с тягой по 4750 фунтов (2155 кгс) каждый и двумя маршевыми турбовинтовыми двигателями Tyne

В таком самолете вряд ли будет практичным отклонять всю тягу. Для выполнения вертикальных взлета и посадки на высоте 2000 футов (610 м) над уровнем моря при температуре +20°C и стандартной атмосфере отношение тяги подъемных двигателей к массе будет находиться в диапазоне о 1,4 до 1,45.

Опыт работы с подъемными двигателями

Первоначальные исследования основывались на предположении, что во время каждого вылета подъемные двигатели будут работать на полной мощности в течение 3 минут. У экспериментального самолета SC.1 переход от вертикального взлета к полёту с использованием аэродинамической подъёмной силы крыла занимает 30 секунд. Таким образом, расход топлива менее важен, чем небольшая масса.

Отношение тяги подъемных двигателей к массе зависит от конфигурации и условий эксплуатации. Размеры или количество подъемных двигателей определяются путем подбора взлетной мощности для эксплуатации в условиях высокогорья и больших температур. Ресурс подъемного двигателя до капитального ремонта может составлять около 800 часов, что эквивалентно 16000 часов работы планера. Интенсивные испытания RB.108 при циклических нагрузках дадут прочную основу для прогнозирования срока службы подъемных двигателей. Чрезвычайный режим работы может быть использован только в случае отказа одного двигателя в группе.

Подъемный двигатель должен иметь хорошие пусковые характеристики, низкие обороты холостого хода, быстрое ускорение и быструю реакцию тяги на резкое изменение расхода топлива. Двигатель RB.108 имеет быструю реакцию на движение ручки регулятора тяги, которая составляет 0,1 секунды; данный фактор особенно важен, если управление по тангажу и крену самолета осуществляется посредством дифференциального дросселирования подъемных двигателей, как это может быть на военно-транспортном СВВП.

В ходе работ с двигателями RB.108 было выполнено более 4500 часов тестирования на испытательных стендах и летных испытаний. Этот разработанный в 1954 году двигатель развивает тягу 2200 фунтов (1000 кгс) с 10 процентным отводом и 2500 фунтов (1134 кгс) без отвода.

Теперь можно разработать гораздо более легкий, дешевый и простой двигатель. Благодаря использованию новейших материалов и технологий производства стоимость единицы тяги может быть снижена более чем вдвое по сравнению с маршевым двигателем той же тяги. Одной из причин этого является простота конструкции. Количество деталей и узлов подъемного двигателя составляет примерно четвертую часть количества деталей и узлов двухконтурного двигателя Rolls-Royce RB.80 Conway; нет никаких вспомогательных приводов и только очень простые пусковые и топливные системы. На сборку и разборку подъемного двигателя требуется всего 22 человеко-часа по сравнению с несколькими сотнями у двигателя Conway. Группа из шести подъемных двигателей с системами не более сложна, чем помещенный в гондолу двигатель Conway.

Подъемные турбореактивные двигатели с тягой от 3000 до 5000 фунтов (1360-2268 кгс) кажутся наиболее подходящими для небольших боевых самолетов вертикального взлета и посадки. Для крупных транспортных самолетов более предпочтительными представляются двухконтурные двигатели с тягой от 8000 до 12000 фунтов (3629-5443 кгс) главным образом потому, что они производят меньше шума; однако такие двигатели имеют худшую приемистость, что влияет на управляемость самолета. Также двухконтурные двигатели страдают от относительно высокой потери тяги, если они предназначены для подачи воздуха высокого давления на струйные руль системы реактивного управления. И турбореактивные, и турбовентиляторные подъемные двигатели были построены и испытаны компанией Rolls-Royce.

. СВВП СВВП СКВП
Комбинированная силовая установка без отклонения тяги маршевого двигателя с отклонением тяги маршевого двигателя с отклонением тяги всех двигателей
Тип маршевого двигателя двухконтурный турбореактивный двигатель двухконтурный турбореактивный двигатель двухконтурный турбореактивный двигатель
Коэффициент двигателя 18 18 18
Степень двухконтурности 0,95 0,95 0,95
Удельная масса (только двигателя) 0,20 0,20 0,20
Отношение статической тяги к массе самолета 0,75 (без потерь на отклонение тяги) 0,69 (8% потерь на отклонение тяги) 0,46 (8% потерь на отклонение тяги)
Подъемные двигатели вертикальные турбореактивные вертикальные турбореактивные турбореактивные
Предполагаемая удельная масса подъемных двигателей 0,06 0,06 0,06
Отношение тяги подъемных двигателей к массе самолета 1,20 0,51 0,59
Отношение общей эффективной тяги к массе самолета 1,95 1,20 1,05
Масса конструкции планера (%) 17,9 18,1 30,3
Масса силовой установки (%) 35,0 30,6 25,7
Масса топлива (%) 28,6 28,6 24,3
Масса боевой нагрузки (%) 18,5 22,7 19,7
Коэффициент взлетной массы для соответствия требованиям боевой задачи (полет на уровне моря со скоростью 400-600 морских миль [741-1111 км/ч]) 1,06 0,865 1,0

 

источник: «VTOL Propulsion A PAPER BY A ROLLS-ROYCE ENGINEER» «FLIGHT» 7 September 1961, стр.396-397

Комментировать

Пожалуйста, авторизуйтесь чтобы добавить комментарий.
  Подписаться  
Уведомление о
×
Зарегистрировать новую учетную запись
Сбросить пароль
Compare items
  • Включить общее количество Поделиться (0)
Сравнить