Spřátelené weby
další odkazy

Obecné tendencie vývoja parametrov LTKM

autor: Ing. Marián Hocko, PhD.

1998

1. Vývoj parametrov LTKM pre podzvukové lietadla

Základné úlohy perspektívnych výskumov a vývoja leteckých turbínových motorov sú zamerané na zlepšenie ich ekonomičnosti, zníženie hmotnosti a nákladov v priebehu životného cyklu a na zvýšenie ich spoľahlivosti a životnosti. Spôsoby riešenia týchto úloh v značnej miere závisia na určení motorov. Existuje však rada obecných požiadaviek, ktoré sú charakteristické pre všetky typy motorov. Rozoberieme ich na príkladoch motorov s priamou reakciou a čiastočne u dvojprúdových motorov, ktoré sú v súčasnom letectve najrozšírenejšie.

Hlavnou tendenciou zdokonaľovania pracovného procesu motorov je zvýšenie teploty plynov pred plynovou turbínou T_3c. To je podmienené tým, že so zvýšením teploty T_3c sa zvyšuje špecifický ťah motora a znižuje jeho špecifická hmotnosť. Okrem toho vedie zvýšenie teploty T_3c k zlepšeniu ekonomičnosti dvojprúdových motorov s komorou prídavného spaľovania na režimoch prídavného spaľovania. Avšak, ako je známe, zvýšenie teploty T_3c si vyžaduje súčasné zvýšenie π_kcΣ pre zabezpečenie najvyšších špecifických ťahov (π_kcΣ,opt) a najmenších špecifických spotrieb paliva (π_kcΣ,ek). Z tohoto dôvodu je typické pre vývoj všetkých typov leteckých turbínových motorov súčasné intenzívne zvýšenie celkovej teploty plynov pred turbínou T_3c a celkového stlačenia π_kcΣ. Toto je možné sledovať na obr. 1. a 2.; kde je znázornená zmena T_3c a π_kcΣ u základných zahraničných typov leteckých turbínových motorov s priamou reakciou v závislosti na roku ich vzniku. Pre názornosť sú štatistické body na obr. 2. aproximované dvomi krivkami: horná - pre dvojprúdové a dvojprúdové turbokompresorové motory s prídavným spaľovaním; spodná - pre jednoprúdové a jednoprúdové turbokompresorové motory s prídavným spaľovaním. Ako je možné v grafe vidieť, u dvojprúdových turbokompresorových motorov v porovnaní s jednoprúdovými turbokompresorovými motormi, pozorujeme počínajúc rokom 1960 intenzívnejší rast π_kcΣ. Analogickú tendenciu je možné sledovať, podľa údajov obr. 1., pri zmenách teploty T_3c v závislosti na rokoch vzniku motorov, ktorá je u dvojprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním omnoho vyššia ako u jednoprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním.

Je potrebné zdôrazniť, že kým do roka 1960 bolo stredné tempo prírastku teploty plynu pred plynovou turbínou ΔT_3c 8 až 10K za rok a dosahovalo sa použitím kvalitnejších žiarupevných materiálov, potom po roku 1960 sa tempo zvýšilo na 20 až 30K za rok v dôsledku použitia a zdokonaľovania sústav vnútorného vzduchového chladenia usmerňovacích a pracovných lopatiek plynovej turbíny.

Omnoho intenzívnejší rast teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c a celkového stupňa stlačenia π_kcΣ v závislosti na rokoch vzniku motorov u dvojprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním ako u jednoprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním sa vysvetľuje dvomi príčinami:
po prvé, u dvojprúdových motorov je prechod k zvýšeným hodnotám T_3c a π_kcΣ omnoho výhodnejší z hľadiska zvýšenia čelného ťahu a zlepšenia ekonomičnosti cm;
po druhé, dosiahnutie vysokých hodnôt T_3c a π_kcΣ je u dvojprúdových motorov možné jednoduchšie zabezpečiť pri tých istých materiáloch a úrovní technológie, než pri jednoprúdových motorov.

Použitie vyšších hodnôt teplôt T_3c je jednoduchšie u dvojprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním, vzhľadom na menšiu výšku lopatiek plynovej turbíny (pre motory s rovnakou hodnotou ťahu) a ich menší povrch chladenia. Pritom sa výška lopatiek stupňov plynovej turbíny zmenšuje jak v dôsledku dvojprúdového usporiadania (zmenšuje sa pomerný prietok plynu cez plynovú turbínu), tak aj v dôsledku zvýšenia π_kcΣ (zvyšuje sa hustota prúdu plynu v prietokovej časti plynovej turbíny). To uľahčuje chladenie plynovej turbíny a vytvára ďalšie možností zvýšenia teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c.

Hlavnou prekážkou pre dosahovanie vysokých hodnôt celkových stupňov stlačenia π_kcΣ u jednoprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním je zložitosť zabezpečenia stabilnej práce kompresora. Napr. dosiahnutie stupňa stlačenia π_kcΣ = 25 až 30 u jednoprúdového turbokompresorového motora s prídavným spaľovaním je v súčasnej dobe ťažko realizovateľné aj u motorov trojhriadeľovej koncepcie pri značnom sklze jednotlivých rotorov kompresora na nevýpočtových režimoch ich práce (pri znížení prepočítaných otáčok npr. ). U dvojprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním je stabilná činnosť dúchadla a kompresora ako celku zabezpečená existenciou vonkajšieho prúdu, do ktorého sa automaticky zabezpečuje prepúšťanie vzduchu za dúchadlom, pretože pri znížení prepočítaných otáčok npr. sa u nich obtokový pomer "m" vždy zvyšuje a hodnoty π_kcΣ v kompresore generátora plynu a spôsoby jeho regulácie sa prakticky neodlišujú od spôsobov regulácie jednoprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním.

Charakteristickým znakom vývoja turbokompresorových motorov je, že sa u nich vysoké hodnoty T_3c a π_kcΣ dosahujú pri podstatnom znížení počtu stupňov kompresora a čo je veľmi významné, prakticky pri nezmenenej úrovní napätí v ich lopatkách. Ako príklad je možné uviesť vývoj motorov firmy "GENERAL ELECTRIC". V tabuľke 1. sú uvedené niektoré údaje piatich motorov rôznych generácií vyrobených touto firmou.

Za charakteristický znak každej generácie je považovaná úroveň hodnoty teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c a celkový stupeň stlačenia π_kcΣ . Ako je možné registrovať, nehľadiac na značné zvýšenie π_kcΣ počet stupňov kompresora zk sa prakticky menil málo. Analogický záver je možné urobiť vzhľadom na počet stupňov plynovej turbíny. Uvedené výsledky boli dosiahnuté najmä cestou zvýšenia obvodových rýchlostí "uk" a "ut" v kompresorových a turbínových stupňoch. Hodnoty obvodových rýchlostí kompresora "uk" sú uvedené v tabuľke 1.

Dosahovanie vysokých hodnôt "uk" a "ut" je ohraničené povolenými hodnotami M-čísel prúdu plynu, ktorý obteká lopatky a taktiež úrovňou napätí v lopatkách, ktoré v značnej miere závisia na ich pomernej výške. Plynodynamické ohraničenia (v závislosti na povolených M-číslach v stupňoch dúchadla a kompresorov) sa prekonávajú vytvorením vysokoefektívnych transonických stupňov, pevnostné obmedzenia - použitím nových, pevnejších materiálov, a taktiež výberom racionálneho tvaru prietokovej časti, napr. pomerným zmenšením výšky, teda aj všetkých ostatných rozmerov lopatiek v dôsledku zväčšenia pomerného priemeru vložky d_VT (alebo pomeru D_str/h_L).

Ako ukazuje analýza štatistických údajov, súčasné zvýšenie teplôt T_3c a π_kcΣ je u vyrobených motorov sprevádzané zvýšením pomerného priemeru vložiek na všetkých stupňoch kompresora generátora plynu a zvlášť na prvých stupňoch, čím sa zabezpečujú priaznivé podmienky práce pre lopatky kompresora pri vysokých "uk" z hľadiska ich pevnosti.

Zvýšenie obvodových rýchlostí plynovej turbíny pri ich konštrukcii, ako ukazujú štatistické údaje [11], sú sprevádzané súčasným zvýšením pomeru D_T.str/h_L (obr.3). V dôsledku toho úroveň napätí (napr. pre plynové turbíny parameter σ/ρ.k_f, kde σ - ťahové napätie; ρ - hustota materiálu; k_f - súčiniteľ tvaru lopatiek) zostáva skoro nezmenená. Ak berieme do úvahy, že pracovná teplota povrchu lopatky plynovej turbíny pri zvýšení teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c pri zdokonaľovaní sústavy chladenia sa prakticky nezvyšuje, je možné urobiť záver, že proces vývoja turbokompresorových motorov cestou zvýšenia teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c sa v súčasnej etape v princípe zabezpečuje bez podstatného zvýšenia napätí a zníženia súčiniteľa zásoby pevnosti turbínových lopatiek.

Najzložitejším problémom zostáva prijateľná prevádzkyschopnosť dúchadiel, ktoré sa tiež nazývajú kompresory nízkeho tlaku (KNT), pri vysokých obvodových rýchlostiach u dvojprúdových turbokompresorových motoroch s prídavným spaľovaním v usporiadaniach bez reduktora, ktoré majú malé relatívne priemery vložiek na prvých stupňoch. Riešenie tohto problému spočíva v širšom použití vysokoefektívnych transonických dúchadlových stupňov. Aby sa dosiahlo zvýšenie kritických M-čísel obtekania lopatiek a zníženie vlnových strát, skúma sa možnosť použitia lopatiek dúchadla so šabľovitým tvarom lopatiek, ktoré by mali superkritické profily.

Najúčinnejším spôsobom zvýšenia účinnosti dúchadla (alebo KNT) je prechod od použitia antivibračných prírub a vytvorenie dúchadla s lopatkami bez prírub s dlhou tetivou a z vysoko-pevných kompozitných materiálov. Základným cieľom tejto novinky je odstránenie strát, ktoré sú dôsledkom použitia bandážnych náliatkov a zvýšenie účinnosti dúchadlového stupňa. Pritom sa tiež zlepšujú charakteristiky stupňa, t.j. zvyšuje sa výkonnosť stupňa a zmenšuje sa strmosť jeho charakteristiky.

Pri profilovaní lopatiek kompresorov sa stále vo väčšej miere využívajú nové metódy výpočtu zložitých trojrozmerných prúdení väzkého stlačovaného plynu s prihliadnutím vplyvu sekundárnych prúdení, skokov zhustenia, odtrhnutia prúdu, vzniku vírov a turbulencií. Vysokorýchlostné (superkritické) profily sa špeciálne korigujú s cieľom získania rovnomernejšieho rozloženia difúznosti prúdu pozdĺž tetivy (lopatky s korigovanou difúznosťou), čo vedie k zníženiu strát v dôsledku difúznosti a skokov zhustenia. Takéto lopatky sa odlišujú od klasických menšou pomernou dĺžkou (majú širšiu tetivu) a väčšou hrúbkou profilov. Použitie krátkych a pevných lopatiek umožňuje zvýšiť obvodové rýchlosti a zväčšiť aerodynamické zaťaženie stupňov. Toto sa v rovnakej miere vzťahuje aj na turbínové lopatky.

Malá dĺžka lopatiek posledných stupňov kompresorov vysokého tlaku (KVT), ktorá je typická pre vysokotlakové kompresory, vedie k značnému zvýšeniu strát pretekaním prúdu vzduchu cez radiálne medzery a k sekundárnym stratám. S prihliadnutím na to, že u dvojprúdových turbokompresorových motoroch prechádza cez kompresor vysokého tlaku len časť vzduchu a ich hodnoty stupňa stlačenia môžu perspektívne dosahovať 15 až 25, značné zmenšenie dĺžky lopatiek posledných stupňov kompresorov vysokého tlaku spôsobené uvedenými faktormi a zníženie ich účinnosti môže byť mimoriadne významné. To sa v rovnakej miere vzťahuje aj k prvým stupňom turbíny.

Na obr. 4a. je uvedená závislosť polytropickej účinnosti súčasných a perspektívnych kompresorov v závislosti na ich rozmeroch, charakterizovaných prepočítanou dodávkou vzduchu. Na obr. 4b. je uvedená závislosť polytropickej účinnosti súčasných a perspektívnych plynových turbín v závislosti na ich rozmeroch, charakterizovaných prepočítanou dodávkou plynu. Ako je možné vidieť v grafoch, polytropická účinnosť, ktorá určuje dokonalosť kompresora (plynovej turbíny) podľa polytropického exponentu procesu stlačovania, sa znižuje pri znižovaní prepočítaného prietokového množstva vzduchu a plynu Q_v,pr a Q_pl,pr. Zvýšenie účinnosti kompresora vysokého tlaku v týchto podmienkach môže byť dosiahnuté výmenou posledných troch až piatich stupňov jedným odstredivým stupňom, ktorý zabezpečuje rovnaké stlačenie, avšak s menšou citlivosťou na zmenu radiálnych medzier. Pri malých dĺžkach lopatiek vzniká potreba ovládania radiálnych medzier u axiálnych stupňov a čelných medzier u odstredivých stupňov. Zvýšenie stlačenia u stupňov kompresora a expanzie plynu u stupňov plynovej turbíny zvýšením obvodových rýchlostí a súčiniteľa zaťaženia zároveň so zmenšením vonkajších rozmerov a špecifickej hmotnosti zabezpečuje splnenie ešte jednej dôležitej požiadavky na budúce motory - podstatné zjednodušenie konštrukcie v dôsledku zníženia (perspektívne až o 50%) počtu súčiastok a v dôsledku toho aj zníženie ceny cyklu životnosti motora (až do 30%). Významné výsledky sa dosiahli v intenzifikácie procesu horenia a skracovaní pomerných rozmerov hlavných spaľovacích komôr, čo bolo možné dosiahnuť vďaka použitiu nových konštrukčných riešení vstupných ústrojenstiev s väčším počtom prvkov, ktoré zabezpečujú vytváranie zmesi paliva a vzduchu. Za posledných 20 rokov sa pomerná dĺžka hlavných spaľovacích komôr skrátila v priemere dvakrát a ich tepelné zaťaženie sa zvýšilo viac ako trikrát.

U zdokonalených konštrukcií hlavných spaľovacích komôr bude menšia spotreba chladiaceho vzduchu, rozšíri sa oblasť stabilných režimov činnosti a zlepší sa rovnomernosť teplotného poľa na výstupe z hlavnej spaľovacej komory.

Zmenšenie dĺžky a objemu hlavných spaľovacích komôr a zvýšenie ich tepelného zaťaženia v prvom rade zvýrazňuje problém tepelnej stálosti konštrukčných prvkov, ktorý sa rieši použitím teploochranných krytov, viacvrstvových kompozitných materiálov, disperzne spevnených zliatin a taktiež odparovacím a protiprúdovým chladením vzduchovým filmom.

U turbokompresorových motorov, ktoré pracujú s vysokými teplotami plynov, vzniká potreba špeciálnej regulácie hlavných spaľovacích komôr s cieľom udržania požadovaného stavu zmesi v primárnej zóne v celom rozsahu režimov práce motora - od spustenia až po maximálny režim. Takáto regulácia sa môže realizovať zmenou plochy prechodových prierezov víričov v čelnej časti plamencov, zmenou plochy otvorov pre dodávku doplnkového vzduchu do primárneho priestoru plamenca a ďalšími spôsobmi.

U regulovateľnej hlavnej spaľovacej komory, ktorá bola rozpracovaná firmou "GENERAL ELECTRIC" pre motor CF6 - 80 (obr. 5) sa vonkajší lopatkový vírič skladá z dvoch radov lopatiek. Prvý rad lopatiek víriča (5) je riešená ako otočný (pomocou synchronizačného krúžku (3)) pre zmenu plochy prechodového prierezu. Druhý rad lopatiek vonkajšieho víriča (6) má pevné lopatky. Týmto spôsobom sa zabezpečuje regulácia dodávky vzduchu, ktorý vstupuje do primárnej zóny plamenca hlavnej spaľovacej komory cez vírič.

Na znížených režimoch práce motora sa otočné lopatky vonkajšieho víriča privierajú, čím sa zabezpečuje bohatšia zmes paliva a vzduchu na týchto režimoch, ktorá je potrebná pre na uľahčenie spúšťania a rozšírenie oblasti spoľahlivej práce hlavnej spaľovacej komory pri tzv. "chudobnom odtrhnutí plameňa”. Pri práci motora na zvýšených režimoch sa regulovateľné lopatky víriča otvárajú, čím sa vytvára optimálne zloženie zmesi v primárnej oblasti, ktoré zabezpečí vysokú dokonalosť horenia a nízku úroveň dymenia na týchto základných režimoch činnosti hlavnej spaľovacej komory. Hlavné spaľovacie komory takého typu budú omnoho kratšie, môžu pracovať s palivami širšieho frakčného zloženia, budú mať širšiu oblasť stabilnej práce v závislosti na zložení zmesi paliva a vzduchu, budú mať malé straty celkového tlaku a nízku úroveň emisií. Tieto skutočnosti ich predurčujú pre použitie pre perspektívne motory budúcej generácie.

Zníženie počtu stupňov lopatkových strojov a skrátenie dĺžky hlavných spaľovacích komôr súčasne umožnilo zmenšiť osové rozmery generátora plynu a motora ako celku, skrátiť vzdialenosť medzi oporami, použiť dokonalejšie silové schémy a použiť nové konštrukčné materiály.

V konečnom dôsledku sa úroveň dokonalosti motora posudzuje podľa dosiahnutých hodnôt špecifickej hmotnosti motora a špecifickej spotreby paliva. Závislosť hodnoty špecifickej hmotnosti motora γ_M v závislosti na roku začiatku používania základných typov turbokompresorových motorov s priamou reakciou sú uvedené na obr. 6. Ako je možné vidieť na obr. 6 za posledných 20 rokov sa znížili hodnoty 1,5 až 2,0 krát. V súčasnej dobe majú kvalitnejšie podzvukové turbokompresorové motory s veľkým obtokovým pomerom "m" na vzletovom režime hodnoty γM = 0,016 až 0,018 kgN^-1. Kvalitnejšie dvojprúdové turbokompresorové motory s prídavným spaľovaním na režime plného prídavného spaľovania majú hodnoty γM = 0,012 až 0,015 kgN^-1.

V procese vývoja dvojprúdových turbokompresorových motorov je tiež veľmi dobre zreteľná tendencia znižovania hodnôt špecifickej spotreby paliva cm na režimoch bez prídavného spaľovania, čo je dôsledkom jak zvyšovania parametrov pracovného procesu a zdokonaľovania prvkov turbokompresorového motora, tak aj prechodu k používaniu dvojprúdových turbokompresorových motorov.

2. Vývoj parametrov LTKM pre nadzvukové lietadla

Súčasné nadzvukové lietadlá používajú dvojprúdové turbokompresorové motory so zmiešavaním prúdov, spoločnou komorou prídavného spaľovania a výstupnou dýzou pre obidva prúdy. Prechod od jednoprúdových motorov, ktoré boli použité u nadzvukových lietadiel tretej generácie, k dvojprúdovým motorom štvrtej generácie bol podmienený požiadavkami na zvýšenie ekonomičnosti a zníženie špecifickej hmotnosti pohonnej jednotky a tiež na zlepšenie možností zosúladenia charakteristík pohonných jednotiek a lietadiel v požadovanom rozsahu rýchlostí letu.

Zlepšenie špecifických parametrov a charakteristík uvedených motorov bolo dosiahnuté použitím špičkových parametrov pracovného procesu a významnými úspechmi v oblasti plynovej dynamiky, materiálov a technológie výroby, a taktiež využitím nových princípov a metód projektovania. Ako je možné vidieť v tab. 2, kde sú uvedené parametre nových zahraničných dvojprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním pre nadzvukové lietadla, hlavnou rozlišovacou zvláštnosťou týchto motorov je ďalšie zvyšovanie teploty plynov pred plynovou turbínou T_3c (až do 1700 až 1750 K a viac) pri porovnateľne úmernom zvýšení celkového stupňa stlačenia π_kcΣ (do 26 až 32) a malých hodnotách obtokového pomeru. Výber hodnoty obtokového pomeru "m" v danom prípade závisí na type lietadla, na vzájomnom vzťahu podzvukových a nadzvukových režimov letu a na dĺžke ich využívania. Hodnota obtokového pomeru "m" pre stíhacie lietadla sa nachádza v oblasti m = 0,15 až 0,65. U dvojprúdového turbokompresorového motora "F 101-GE-102", ktorý je určený pre strategický bombardér B-1B je hodnota m = 2,0, čím sa zabezpečuje nižšia hodnota špecifickej spotreby paliva na režimoch bez prídavného spaľovania, pričom sa však značne znižuje jeho ekonomičnosť pri práci na režimoch s prídavným spaľovaním. Najmenší obtokový pomer majú dvojprúdové turbokompresorové motory "PW 1120" a "F 404", a preto sa tieto motory najviac odlišujú špecifickými ťahmi a pomerne nízkymi špecifickými spotrebami paliva na režimoch prídavného spaľovania.

Motory viacúčelových nadzvukových lietadiel sa odlišujú od motorov podzvukových lietadiel tým, že je na ne kladená požiadavka viacrežimovosti. Napríklad, motor stíhacieho lietadla, musí na jednej strane vytvoriť vysokú hodnotu ťahu pri zrýchlení (zrýchlenie na vysokú rýchlosť) a prepade nadzvukových cieľov vo veľkých výškach a pri vedení vzdušného boja v stredných výškach v širokom rozsahu rýchlostí letu a na druhej strane - musí mať veľmi dobrú ekonomičnosť pri letoch podzvukovými rýchlosťami vo veľkých výškach, ako aj pri zemi. Pretože je každý režim letu charakterizovaný optimálnymi parametrami termodynamického cyklu, prijímajú sa kompromisné riešenia, ktoré sú v značnej miere nasmerované na zníženie špecifickej hmotnosti. Uvedená skutočnosť sa v konečnom dôsledku prejavuje v tom, že motory nadzvukových lietadiel sa odlišujú od motorov podzvukových lietadiel omnoho vyššími hodnotami teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c a omnoho nižšími hodnotami celkového stupňa stlačenia π_kcΣ. Z tých istých dôvodov je účinnosť turbokompresorov týchto motorov nižšia o 2 až 3% ako u podzvukových turbokompresorových motorov, čo je podmienené snahou znížiť počet ich stupňov.

Hlavným ukazovateľom dokonalosti dvojprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním je jeho špecifický ťah F_m, ktorý sa obvykle udáva pre vzletový režim. Čím je vyššia hodnota špecifického ťahu Fm, tým je vyšší čelný ťah a tomu zodpovedajú menšie čelné obvodové rozmery a špecifická hmotnosť motora. Hodnoty špecifických ťahov Fm,PS turbokompresorových motorov s priamou reakciou s prídavným spaľovaním sú uvedené na obr. 7. Ak porovnáme motory, ktorých prevádzka začala v tom istom roku, potom je špecifický ťah F_m,PS u jednoprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním vyšší, ako u dvojprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním. Avšak, ako je to možné vidieť na obr. 7, počínajúc rokom 1980 sa začínajú objavovať dvojprúdové turbokompresorové motory s prídavným spaľovaním, ktorých hodnota špecifického ťahu F_m,PS > 1100 N.s.kg^-1, prekonáva jednoprúdové turbokompresorové motory s prídavným spaľovaním. To bolo možné dosiahnuť vďaka vysokým parametrom pracovného procesu a malým hodnotám obtokového pomeru "m".

Na hodnotu špecifického ťahu Fm,PS v prvom rade vplýva teplota plynu pred plynovou turbínou T_3c a hodnota obtokového pomeru "m". Aby bolo možné analyzovať tento vplyv, sú na obr. 8. uvedené vypočítané závislosti hodnôt špecifického ťahu F_m,PS pri rôznych teplotách plynu pred plynovou turbínou T_3c a obtokového pomeru "m" pre hodnotu celkového stupňa stlačenia π_kcΣ = 26. V grafe sú uvedené parametre celej rady amerických motorov, ktoré boli použité u stíhacích lietadiel. Uvedené údaje potvrdzujú vhodnosť použitia možných hraničných hodnôt teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c a nízkych hodnôt obtokových pomerov "m" pre dosiahnutie vysokých špecifických ťahov F_m,PS u dvojprúdových turbokompresorových motorov s prídavným spaľovaním. Hviezdičkou sú v tomto grafe uvedené parametre jedného z motorov, ktorý bol rozpracovaný v USA na základe programu "ATF" pre perspektívne stíhacie lietadlo 90-tých rokov. Tento variant motora by mal mať teplotu plynu pred plynovou turbínou T_3c = 1800 K, celkový stupeň stlačenia π_kcΣ = 25 a obtokový pomer m = 0,25.

V tab. 3. sú pre porovnanie uvedené stendové parametre súčasného dvojprúdového turbokompresorového motora s prídavným spaľovaním F100-GE-100 a vypočítané hodnoty uvedeného perspektívneho motora (č. 2), ktoré majú rovnakú hodnotu vzletového ťahu. Ako je vidieť, vďaka zvýšeniu teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c o 140°K a zníženiu obtokového pomeru z hodnoty m = 0,7 na m = 0,25 špecifický ťah motora č.2 vzrástol v porovnaní so špecifickým ťahom motora č.1 takmer o 20%, čo viedlo k zníženiu prietokového množstva vzduchu pri nezmenenom ťahu na režime plného prídavného spaľovania z Q_v = 106 kg.s^-1 na Q_v = 90 kg.s^-1. V súlade s tým došlo k zníženiu rozmerov motora, čo malo za následok zníženie špecifickej hmotnosti motora g_M. Ekonomičnosť motora na režimoch prídavného spaľovania sa zlepšila o 20%, ťah na bez režimoch prídavného spaľovania vzrástol o 16%.

Na obr. 9. sú naznačené tendencie zvyšovania teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c a celkového stupňa stlačenia, znižovania počtu stupňov kompresora, ako aj zmeny špecifického ťahu Fm a špecifickej hmotnosti motora gM na vzletovom režime v závislosti na roku začiatku ich prevádzky, na príklade amerických motorov rôznych generácií, ktoré boli inštalované na stíhacích lietadlách. Ako je možné v grafe vidieť, kompresor motora TF 30-P-3 má stupeň stlačenia π_kcΣ = 17 dosahovaný v šestnástich stupňoch, pričom v kompresore motora F-100 hodnota celkového stupňa stlačenia π_kcΣ = 23 sa dosahuje v trinástich stupňoch (z^NTK = 3, z^VTK = 10), čo spolu so zvýšením teploty plynu za plynovou turbínou T_4c z 1400 K na 1590 K zabezpečilo dosiahnutie špecifickej hmotnosti motora g_M = 0,0125 kgN^-1 v porovnaní s hodnotou g_M = 0,022 kgN^-1 u motora TF-30-P-3. U motora F-404 je celkový stupeň stlačenia π_kcΣ = 25 dosiahnutý v desiatich stupňoch kompresora (z_NTK = 3, z_VTK = 7).

Možný variant jedného z perspektívnych motorov je uvedený na obr. 10 [15]. Má jednostupňové dúchadlo a trojstupňový kompresor vysokého tlaku s lopatkami malej pomernej dĺžky a jednostupňové plynové turbíny vysokého tlaku a nízkeho tlaku. Ako je možné sledovať, nehľadiac na použitie širších lopatiek u stupňov kompresorov a plynových turbín, zníženie počtu stupňov spôsobuje zmenšenie dĺžky motora a podstatné zníženie počtu jeho častí.

Pre nadzvukové lietadla určené pre manévrový boj sa intenzívne rozpracovávajú ploché (dvojrozmerné) výstupné dýzy, ktoré zabezpečujú riadenie vektora ťahu a zapínanie zariadenia pre reverzáciu ťahu počas letu. Takéto výstupné dýzy majú rad existujúcich výhod, nehľadiac na ich vyššiu hmotnosť. Podľa hodnotenia špecialistov je hmotnosť motora F-100 s takouto dýzou o 180 kg vyššia. Avšak, výskumy zároveň ukazujú, že okrem zlepšenia manévrovacích vlastností lietadla, skrátenia dĺžky vzletu a dobehu, zníženia úrovne infračerveného vyžarovania, takéto výstupné dýzy zabezpečujú zlepšenie kvality lietadla vďaka kladnej interferencii pohonnej jednotky a draka lietadla (v dôsledku supercirkulačného efektu) a majú za následok zníženie hmotností ďalších prvkov konštrukcie lietadla (odstránenie aerodynamických bŕzd, zmenšenie rozmerov chvostových riadiacich plôch).

Rozširuje sa tiež oblasť bezpečného manévrovania pri letoch vo veľkých výškach s malou rýchlosťou, kedy sa znižuje efektívnosť aerodynamického riadenia lietadla.

Pre lietadlo, ktoré je rozpracované podľa programu ATF, na základe zadania z roku 1985, sa pripravujú dva motory: GE-37 a PW-5000. Motor GE-37 s premenlivým pracovným procesom pracuje ako dvojprúdový turboreaktívny motor pri podzvukových a ako dvojprúdový turboreaktívny motor s prídavným spaľovaním pri nadzvukových rýchlostiach letu. Motor PW-5000 je dvojprúdový turboreaktívny motor s prídavným spaľovaním a s veľmi malým obtokovým pomerom. Obidva motory majú ploché výstupné dýzy, ktoré zabezpečujú odklonenie a reverzáciu ťahu [22].

V uvedenom programe, cieľom ktorého bolo vytvorenie perspektívneho stíhacieho lietadla pre vojenské letecké sily USA, je veľká pozornosť venovaná otázkam zabezpečenia nadzvukovej cestovnej rýchlosti letu, zvýšeného doletu, ešte väčšej manévrovacej schopnosti, nízkej úrovni demaskovacích príznakov, schopnosti vykonávať krátky vzlet a pristátie. Pozornosť, ktorá je venovaná lietadlám s nadzvukovou cestovnou rýchlosťou sa zdôvodňuje rozvojom prostriedkov PVO, schopných odhaliť a zničiť klasické lietadla, prekonávajúce PVO v malých výškach, a ktoré majú zvýšenú schopnosť pred zrážkou so zemou. Lietadlá s nadzvukovou cestovnou rýchlosťou sú schopné preniknúť k cieľu vo veľkej výške, kde pre znemožnenie použitia prostriedkov PVO proti lietadlu, musí lietadlo produkovať nízku úroveň demaskujúcich príznakov a dosahovať nadzvukové rýchlosti letu. V rámci programu ATF sa zdôrazňujú zvýšené požiadavky na polomer činnosti stíhacieho lietadla, ktorý musí byť v priebehu vedenia vzdušného boja pri rýchlosti M_H = 1,6 rovný 540 až 570 km. Polomer činnosti v priebehu bojovej činnosti pri M_H = 0,9 je určený na 900 až 950 km [15,16,17].

Dolet, ako vieme, je úmerný komplexnému parametru KMH/cm , ktorý sa nazýva koeficient doletu.

Ako ukazujú výskumy, uvedené požiadavky na dolet môžu byť pre sledované typy lietadiel uspokojené pri hodnotách KMH/cm > 8. U súčasných nadzvukových stíhacích lietadiel je koeficient doletu pri M_H = 1,6 rovný 4 až 6. Úsilie musí teda byť nasmerované na zlepšenie kvality K lietadla a na zníženie špecifickej spotreby paliva cm motora.

Nízka efektívnosť nadzvukového letu u súčasného stíhacieho lietadla sa vysvetľuje nutnosťou použitia režimov prídavného spaľovania motora, na ktorých je špecifická spotreba paliva veľmi vysoká. Preto sa musí nadzvukový cestovný režim vykonávať pri činnosti motora bez zapnutého prídavného spaľovania. Z tohto dôvodu musí motor produkovať vysoké hodnoty ťahu, ktoré sú potrebné pre let lietadla s nadzvukovými rýchlosťami letu bez použitia prídavného spaľovania. Jednou z ciest ako je možné riešiť túto úlohu je vytvorenie tzv. stechiometrických motorov. U týchto motorov sa všetok kyslík z privádzaného vzduchu do motora využíva na spaľovanie paliva v hlavnej spaľovacej komore motora. Pritom bude teplota plynu pred plynovou turbínou T_3c vyššia ako 2000 K, čo si vyžaduje použitie celej rady principiálne nových progresívnych riešení.

3. Vývoj turboreaktívnych motorov pre podzvukové lietadla

Hlavnými požiadavkami, ktoré sú kladené na turboreaktívne motory podzvukových lietadiel je ich vysoká ekonomičnosť a malá špecifická hmotnosť. Týmto požiadavkám v prvej rade vyhovujú dvojprúdové motory s vysokými hodnotami obtokového pomeru a taktiež turbovrtuľové a turbovrtuľovo-dúchadlové motory.

Výhody dvojprúdových turboreaktívnych motorov v porovnaní s turbovrtuľovými motormi spočívajú v konštrukčnej jednoduchosti (odpadáva potreba použitia reduktora a vrtule), nižšej úrovni hluku a vibrácií a taktiež v lepšej ekonomičnosti pri rýchlostiach vyšších ako 800 až 900 kmh^-1, kedy účinnosť vrtule začína prudko klesať. Najmä z tohoto dôvodu dvojprúdové turboreaktívne motory rýchlo vytlačili turbovrtuľové motory, ktoré sa znova začali objavovať až v súčasnej dobe po vypracovaní omnoho dokonalejších vrtuli, označovaných ako vrtuľové dúchadla.

U dvojprúdových turboreaktívnych motorov sa zníženie hodnoty špecifickej spotreby paliva c_m v princípe dosahuje cestou zvýšenia parametrov pracovného cyklu, t.j. prechodom k vyšším hodnotám teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c a celkového stupňa stlačenia vzduchu v kompresore π_kcΣ. K tomu dochádza pri prednostnom zvyšovaní π_kcΣ a súčasnom zvýšení obtokového pomeru "m" a zvyšovaní účinností jednotlivých častí motora. Prechod k vyšším hodnotám parametrov termodynamického cyklu T_3c a π_kcΣ, pri súčasnom znížení strát v častiach motora, zabezpečuje zvýšenie vnútornej účinnosti motora. Vyššie hodnoty obtokového pomeru "m" zvyšujú ťahovú účinnosť.

Závislosť špecifickej spotreby paliva c_m na obtokovom pomere "m" rôznych sériových dvojprúdových turboreaktívnych motorov a dvojprúdových turboreaktívnych motorov s prídavným spaľovaním pri ich činnosti na režimoch bez prídavného spaľovania počas vzletu lietadla je naznačený na obr. 11. Ako je možné vidieť v grafe, pri uvedených podmienkach sa ekonomičnosť dvojprúdových turboreaktívnych motorov pri zvýšení obtokového pomeru "m" zlepšuje v porovnaní s jednoprúdovými turboreaktívnymi motormi (m = 0) viac ako trikrát. V tabuľke 4. sú uvedené základné údaje zahraničných sériových dvojprúdových turboreaktívnych motorov s vysokými hodnotami obtokových pomerov. Optimálne obtokové pomery v závislosti na type lietadla sa sústreďujú okolo hodnôt m = 4,5 - 6,5, pričom sa využívajú veľmi vysoké hodnoty parametrov pracovného procesu T_3c a π_kcΣ .

Pre správne hodnotenie skúmaných motorov z hľadiska ekonomičnosti je potrebné ich porovnanie vykonať podľa špecifickej spotreby paliva v charakteristických podmienkach letu podzvukového lietadla, za ktoré sa obyčajne považuje rýchlosť M_H= 0,8 a výška H = 11 km. Obr. 12. znázorňuje tendencie vývoja dvojprúdových turboreaktívnych motorov z hľadiska ich ekonomičnosti a hodnôt parametrov pracovného cyklu pre lietadla III. a IV. generácie v perspektíve do roku 2000 [13]. Ako je vidieť na obrázku, u lietadiel III. generácie sa používajú dvojprúdové turboreaktívne motory s pomerne nižšími parametrami pracovného cyklu: π_kcΣ ≈ 20, T_3c ≈ 1400 K a m = 1 až 3. Pritom pre uvedené charakteristické podmienky letu hodnoty špecifickej spotreby paliva c_m zodpovedali hodnotám c_m = 0,068 až 0,078 kg.N^-1h^-1. U motorov IV. generácie sa obtokový pomer zvýšil na hodnotu m = 4 až 6 pri zvýšení π_kcΣ = 25 až 30 a T_3c = 1550 až 1650 K. Tým sa dosiahlo zníženie špecifickej spotreby paliva na c_m = 0,06 až 0,064 kg.N^-1h^-1.

Teoretické výpočty ukazujú, že existuje možnosť ďalšieho zníženia špecifickej spotreby paliva "c_m" u dvojprúdových turboreaktívnych motorov cestou zvýšenia obtokového pomeru "m", teploty plynu pred plynovou turbínou "T_3c" a celkového stupňa stlačenia "π_kcΣ". Takéto vypočítané závislosti sú uvedené na obr. 13. pre M_H= 0,8 a H = 11 km [15]. Tieto závislosti dávajú predstavu o očakávaných ziskoch v špecifickej spotrebe paliva u perspektívnych dvojprúdových turbokompresorových motorov pri zvýšení obtokového pomeru na hodnoty m = 40, celkového stupňa stlačenia na hodnoty π_kcΣ = 100 a teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c = 2000 K. Z grafov je možné zistiť, že tempo zlepšovania ekonomičnosti pri ďalšom zvyšovaní parametrov sa podstatne spomaľuje. Pri súčasnej úrovní dokonalosti jednotlivých častí dvojprúdových turboreaktívnych motorov už nie je možné dosiahnuť nižšiu špecifickú spotrebu paliva ako c_m = 0,05 kg.N^-1 h^-1.

Okrem toho ďalšie zvyšovanie obtokového pomeru u dvojprúdových turbokompresorových motorov tradičných principiálnych schém naráža na existujúce problémy. Po prvé, zvýšenie obtokového pomeru "m", ktoré zabezpečuje určité zníženie špecifickej spotreby paliva "c_m", súčasne spôsobuje zníženie špecifického ťahu (viď obr.13.) a následne aj zníženie čelného ťahu motora. Dochádza k nárastu vonkajšieho odporu pohonnej jednotky a efektívna špecifická spotreba paliva sa znižuje v menšej miere ako špecifická spotreba paliva "c_m". Po druhé, vznikajú problémy pri zosúladení spoločnej práce dúchadla takého dvojprúdového turboreaktívneho motora s jeho turbínou z hľadiska obvodových rýchlostí v dôsledku rôznosti ich priemerov, čo sa záporne prejaví na špecifickej hmotnosti motora. Ako ukázali výskumy, ďalšie zvyšovanie obtokového pomeru s cieľom zlepšenia ekonomičnosti, zníženia úrovne hluku a nutnosti uspokojenia ďalších požiadaviek, môže byť realizované u motorov nových principiálnych schém, ktorých hlavnými odlišnosťami je existencia dúchadla s otočnými pracovnými lopatkami a reduktor, umiestňovaný medzi dúchadlo a jeho plynovú turbínu. U takýchto motorov sa zvyšuje počet regulovaných parametrov, čo dáva možnosť väčšej zmeny ich pracovného procesu a lepšej adaptácie na podmienky letu lietadla. Každému obtokovému pomeru "m" zodpovedá príslušný celkový stupeň stlačenia dúchadla π_dc,opt. Pri obtokových pomeroch m = 4 až 6, hodnoty optimálneho stupňa stlačenia dúchadla zodpovedajú hodnotám π_dc = 1,7 až 1,8. Takéto hodnoty π_dc sú dosahované v jednostupňovom dúchadle pri obvodových rýchlostiach u_d = 450 až 500 ms^-1. Vysoké obvodové rýchlosti na druhej strane zhoršujú akustické charakteristiky dúchadla a stupeň dúchadla je transonický (s Machovým číslom prúdu vzduchu, ktorý nabieha na lopatky M = 1,4), čo vedie k určitému zníženiu účinnosti dúchadla.

Na druhej strane, plynová turbína dúchadla má menší priemer ako dúchadlo, čo u bezreduktorových, dvojhriadeľových, dvojprúdových turboreaktívnych motorov vedie k tomu, že obvodové rýchlosti plynovej turbíny sú omnoho nižšie ako u dúchadla. Tento nesúlad sa zväčšuje pri zvyšovaní obtokového pomeru "m", čo je podmienené znížením prietoku plynu cez plynovú turbínu vzhľadom k prietoku vzduchu cez dúchadlo. Teda, plynová turbína dúchadla sa v podstate stáva nevyužitou z hľadiska obvodovej rýchlosti, čo vedie k zvýšeniu počtu jej stupňov, pričom k tomu dochádza taktiež pri vysokých obvodových rýchlostiach dúchadla. Použitie reduktora odstraňuje uvedený nesúlad. Toto je zvlášť potrebné pri prechode na vyššie hodnoty obtokového pomeru "m", kedy sa v tomto prípade hodnoty celkového stlačenia dúchadla π_dc,opt znižujú. Toto vyvoláva nutnosť zníženia potrebných obvodových rýchlostí dúchadla. Závislosť potrebných hodnôt ud na π_dc,opt, ktoré boli získané na základe vypočítaných a experimentálnych údajov [13] sú uvedené na obr. 14. Ako je možné vidieť v grafe, prechod na hodnoty obtokového pomeru m = 10 až 14, čo zodpovedá celkovému stupňu stlačenia dúchadla π_dc,opt = 1,2 až 1,4, vyžaduje zníženie obvodovej rýchlosti dúchadla na ud = 200 až 300 ms^-1. Dosiahnutie potrebného zníženia hodnôt obvodových rýchlostí ud v uvedenom rozsahu v bezreduktorovej schéme dvojprúdových turboreaktívnych motorov by si vyžiadalo zvýšenie počtu stupňov plynovej turbíny na viac ako dvojnásobok, čo by malo za následok, že by bol takýto motor nereálny.

Účinok použitia reduktora ilustruje obr. 15, na ktorom sú naznačené tri rôzne varianty dvojprúdových turboreaktívnych motorov s veľkým obtokovým pomerom, prepočítané na rovnakú hodnotu ťahu. V prvom variante má plynová turbína dúchadla rovnaký stredný priemer ako plynová turbína generátora plynu. Pri tomto riešení je počet stupňov plynovej turbíny rovný dvanástim. V druhom prípade plynová turbína má väčší stredný priemer, čo znižuje počet jej stupňov na sedem, avšak tento variant nedáva výhodu zníženia hmotnosti plynovej turbíny dúchadla. V treťom prípade je použitý reduktor. To umožňuje zvýšiť obvodovú rýchlosť plynovej turbíny uT pri zadanej hodnote obvodovej rýchlosti dúchadla ud a zároveň znížiť počet stupňov plynovej turbíny na štyri pri zachovaní jej malého priemeru. Uvedeným spôsobom sa dosahuje zníženie celkovej hmotnosti motora a jeho celkovej dĺžky aj napriek hmotnosti reduktora.

Na obr. 11. sú uvedené hodnoty špecifickej spotreby paliva v stendových podmienkach pre skúšané motory sledovaného typu - M.45-5D firiem SNECMA a ROLLS-ROYCE, ktorý má obtokový pomer m = 8,7 a GE 19/F6E, ktorý má obtokový pomer m okolo 12.

Perspektívne možnosti zníženia špecifickej spotreby paliva u dvojprúdových turboreaktívnych motorov s reduktorom a dúchadlom s natáčacími lopatkami sú uvedené na obr. 12. krúžkami. Svetlý krúžok sa vzťahuje k motorom použitých u generácie lietadiel používaných v roku 1990. U týchto motorov sa predpokladá zvýšením obtokového pomeru m = 10 až 12 pri celkovom stupni stlačenia π_kcΣ = 35 až 40 a teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c = 1700 až 1750 K, zníženie špecifickej spotreby paliva pri M_H= 0,8, H = 11km na hodnotu c_m = 0,058 kg.N^-1 h^-1. Hodnoty, ktoré platia, podľa predpovedí zahraničných špecialistov, pre dvojprúdové motory, ktoré budú používané v roku 2000, je určený čierny krúžok. Tu sa predpokladá, na základe výberu obtokového pomeru m ≈ 50, teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c = 1900 K a celkového stupňa stlačenia π_kcΣ > 50, zníženie špecifickej spotreby paliva na hodnotu c_m = 0,053 kg.N^-1h^-1. Z toho je vidieť, že aj keď je možné zlepšenie ekonomičnosti pohonných jednotiek podzvukových lietadiel s dvojprúdovými turboreaktívnymi motormi, je zviazané s veľkými ťažkosťami. Avšak uvedené motory majú aj radu ďalších výhod.

Skutočnou výhodou dvojprúdových motorov s reduktorom je nízka hlučnosť, čím sa stávajú najvhodnejšími pre použitie pre lietadla na krátke trate. V dôsledku poklesu obvodovej rýchlosti ud sa znižuje úroveň hluku od dúchadla. Zníženie úrovne hluku od reaktívneho prúdu sa dosahuje vďaka nízkym rýchlostiam vytekajúceho plynu z dýz.

Regulácia dúchadla natáčaním jeho pracovných lopatiek umožňuje reverzáciu ťahu cestou nastavenia pracovných lopatiek dúchadla na záporné uhly nábehu, čím sa dosahuje záporné prúdenie vzduchu vo vonkajšom prúde (v smere od výstupnej dýzy k dúchadlu). Stupeň reverzácie je tým vyšší, čím má dvojprúdový motor vyšší obtokový pomer. Pri hodnote obtokového pomere m = 10 stupeň reverzácie dosahuje hodnotu 0,3 až 0,4, t.j. záporný ťah je 30 až 40% ťahu motora.

Avšak, základná výhoda dvojprúdového turboreaktívneho motora s otáčaním lopatiek dúchadla spočíva v možnosti optimalizácie jeho pracovného procesu pri zlepšení ekonomičnosti motora na cestovných režimoch letu. Problém zvýšenia ekonomičnosti turboreaktívneho motora pri jeho škrtení sa komplikuje v závislosti na miere zvýšenia ťahového vybavenia lietadiel, potrebného pre zabezpečenie ich krátkeho vzletu a zlepšenia ich manévrovacích charakteristík. Čím je vyššie ťahové vybavenie (maximálny ťah motorov) pri štarte lietadla, tým je viac potrebné škrtiť motory na cestovnom režime. Pri škrtení dvojprúdových turboreaktívnych motorov klasickej schémy sa rýchlo znižuje jeho vnútorná účinnosť v dôsledku silného zníženia celkového stupňa stlačenia π_kcΣ pri pomerne neveľkom znížení teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c. V uvádzanej schéme sa môže škrtenie motora vykonávať pri konštantných otáčkach turbodúchadla v dôsledku silného zníženia teploty plynu pred plynovou turbínou T_3c, bez významného zníženia celkového stupňa stlačenia π_kcΣ, čím sa zabezpečuje zlepšenie ekonomičnosti pri cestovných podmienkach letu o 10 až 15% v porovnaní s analogickými dvojprúdovými motormi klasických schém. Ešte väčší efekt v zlepšení škrtiacich charakteristík môže byť dosiahnutý u dvojprúdových turboreaktívnych motorov, ktoré majú pohon otočných dúchadlových lopatiek cez reduktor od niekoľkých paralelne pracujúcich a pri škrtení sa odpojujúcich plynových generátorov. Na obr. 16. je znázornená schéma dvojprúdového turboreaktívneho motora s natáčacími lopatkami dúchadla, ktorý má štyri generátory plynu. Túto schému dvojprúdového motora je zákonite možné priradiť k motorom s premenlivým pracovným procesom. Generátory plynu tohoto motora sú pripojené spojkami k spoločnému reduktoru, ktorý uvádza do pohybu dúchadlo s natáčacími lopatkami. U motora sa predpokladá regulácia plochy výstupnej dýzy vo vonkajšom prúde. Generátory plynu sa pripojujú alebo odpojujú v závislosti na vzletovom alebo cestovnom režime. Pri činnosti motora na vzletovom režime pracujú všetky generátory plynu.

Na obr. 16. sú znázornené charakteristiky uvedeného motora pre prípady, kedy má dúchadlo pevné lopatky (plné čiary) a pre prípady použitia dúchadla s natáčacími lopatkami (čiarkované čiary). Body A, B, V sa vzťahujú k maximálnym režimom činnosti zodpovedajúcich štyroch, dvoch a jedného generátora plynu. Z obrázka 16. je vidieť, že zníženie ťahu pri zadaných podmienkach letu je štvornásobné od F_T =0,2 do F_T =0,05 ( kde: F_T je hodnota ťahu motora počas vzletového režimu), ktoré je možné dosiahnuť súčasným rovnomerným škrtením všetkých štyroch generátorov plynu. V tomto prípade sa u nich znižujú parametre T_3c a π_kcΣ a znižuje sa aj vnútorná účinnosť motora. V prípade použitia dúchadla s pevnými lopatkami sa znižuje aj účinnosť dúchadla v dôsledku nevýpočtového obtekania jeho lopatiek. Pritom sa špecifická spotreba paliva zvyšuje 1,2 krát. Použitie dúchadla s natáčacími lopatkami umožňuje v rovnakých podmienkach znížiť špecifickú spotrebu paliva o 6 až 8% zvýšením účinnosti dúchadla ηd. Ak sa odpoja tri generátory plynu a posledný pracuje na maximálnom režime, ten istý ťah (F = 0,05) sa bude dosahovať pri tej istej vnútornej účinnosti cyklu akú mal motor na maximálnom režime. Pri použití dúchadla s pevnými, neotočnými lopatkami (bod "V") vždy dôjde k zvýšeniu špecifickej spotreby paliva c_m pri znížení účinnosti dúchadla. Ak sa však reguluje dúchadlo a výstupná dýza vonkajšieho prúdu (bod "V"), potom sa špecifická spotreba paliva znižuje a je nižšia ako bola v bode "A", čo sa vysvetľuje zvýšením účinnosti dúchadla na režime čiastočného zaťaženia pri uvažovanom spôsobe jeho regulácie. Je potrebné zdôrazniť, že na režime s čiastočne odpojenými generátormi plynu je obtokový pomer a následne aj ťahová účinnosť motora vyššia, ako pri súčasnom škrtení všetkých generátorov plynu, čo sa vysvetľuje zvýšením špecifickej výkonnosti plynového generátora a v dôsledku toho znížením potrebnej dodávky vzduchu do generátora plynu. Znížením prietoku vzduchu cez generátory plynu pri ich čiastočnom odpojení prebieha v dôsledku toho, že pri vyššej teplote plynu pred plynovou turbínou T_3c a pre určenie určeného výkonu pre pohon dúchadla s natáčacími lopatkami potrebujú menšiu dodávku vzduchu, ako pri súčasnom škrtení všetkých generátorov plynu súčasne.

Schéma perspektívneho dvojprúdového turboreaktívneho motora 90-tých rokov, ktorú vypracovala firma Pratt-Whitney je znázornená na obr. 17. Motor je riešený ako dvojhriadeľový. Jednostupňový rotor dúchadla a kompresor nízkeho tlaku, ktoré sú v jednom bloku, sa uvádzajú do pohybu cez reduktor trojstupňovou plynovú turbínu nízkeho tlaku. Kompresor vysokého tlaku je tvorený siedmymi axiálnymi stupňami a jedným radiálnym stupňom. Lopatky dúchadla sú šabľovitého tvaru so širokou tetivou. U motora je použitý krátky zmiešavač pre čiastočné premiešanie prúdov pred výstupnou dýzou. Použitím zmiešavača pre čiastočné premiešanie vonkajšieho prúdu vzduchu a vnútorného prúdu plynu pred výstupnou dýzou zabezpečuje zníženie úrovne hluku a zlepšenie ekonomičnosti motora na cestovných režimoch o 2 až 3% v dôsledku vyrovnávania teplotného poľa. Použitie spoločnej výstupnej dýzy tiež zlepšuje zosúladenie prvkov motora a zvyšuje efektívnosť reverzácie ťahu motora.

V poslednej dobe sa pre podzvukové lietadlá intenzívne vyvíjajú motory nového typu - turbovrtuľovodúchadlové motory. Odlišujú sa od skôr používaných turbovrtuľových motorov tromi charakteristickými črtami:

• novým typom vrtule, ktorá dostala názov vrtuľové dúchadlo;
• novým typom generátora plynu;
• zdokonaleným riadením pracovného procesu.

Základná požiadavka, ktorá je kladená na vrtuľové dúchadlo, spočíva v tom, že vrtuľové dúchadlo musí efektívne pracovať s vysokou účinnosťou, s prijateľnou úrovňou hluku a vibrácií až do M-čísla letu M = 0,8. Z tohoto dôvodu je nevyhnutné znížiť obvodovú rýchlosť na koncoch lopatiek vrtuľového dúchadla a zlepšiť jeho aerodynamické charakteristiky pri vysokých M-číslach obtekania lopatiek. Zníženie obvodových rýchlostí vrtuľového dúchadla a jeho priemeru sa dosahuje zvýšením počtu lopatiek na 8 až 12 namiesto 3 až 4 u turbovrtuľových motorov. Vrtuľové dúchadla sa môžu používať ako jednoradové, tak aj ako súosové s protibežným otáčaním lopatiek. Úroveň hluku turbodúchadlových motorov je nižšia ako u turbovrtuľových motorov, ale vyššia ako u dvojprúdových turboreaktívnych motorov.

Pohon vrtuľového dúchadla sa môže zabezpečovať od hriadeľa voľnej turbíny cez reduktor so stupňom redukcie 6 až 8, alebo sa môže použiť bezreduktorová schéma motora s pohonom vrtuľového dúchadla od turbodúchadlovej turbíny.

Špecifický výkon, ktorý sa odoberá z 1 m² prietokovej plochy vrtule dosahuje pre jednoradové vrtuľové dúchadla 300 kW/m² a pre dvojradové vrtuľové dúchadla 500 kW/m², čo je 2 až 5 krát vyššia hodnota ako u existujúcich vrtuli turbovrtuľových motorov.

Zlepšenie aerodynamických charakteristík vrtuľových dúchadiel sa dosahuje následným spôsobom:

1. pre lopatky vrtule sa používajú tenké superkritické profily, ktoré majú pomernú hrúbku s hodnotami do 0,05;
2. lopatky sa vyrábajú šabľovitého tvaru so šípovitosťou Ψ do 30° a dosahuje sa zvýšenie kritických M-čísel koncových prierezov lopatiek vrtuľového dúchadla.

Na základe uvedených faktorov sa predpokladá zabezpečenie účinnosti vrtuľového dúchadla (do 0,8 až 0,82) pri M_H = 0,8. Posledné výskumy ukázali, že použitie súosových vrtuli s protibežným otáčaním lopatiek zabezpečuje nielen zvýšenie špecifickej výkonnosti, ale aj zmenšuje straty, ktoré sú zviazané so zatáčaním vzduchového prúdu. Pritom ich účinnosť môže byť zvýšená pri M_H na hodnotu η_p = 0,86 až 0,88.

Na obr. 18. je uvedené porovnanie turbovrtuľových motorov, dvojprúdových turboreaktívnych motorov a turbovrtuľovo-dúchadlových motorov ako ťahových jednotiek, t.j. v závislosti na ich ťahovej účinnosti (s uvážením účinnosti vrtule a odporu gondoly). Ako je vidieť, u turbovrtuľových motorov sa vysoké ťahové účinnosti dosahujú pri nízkych M-číslach letu, a pri M_H > 0,65 hodnota ťahovej účinnosti η_p prudko klesá. U dvojprúdových turboreaktívnych motorov ťahová účinnosť rastie so zvyšovaním M_H, avšak jej maximálna hodnota je o 12 až 15% menšia ako u turbovrtuľových motorov. U turbodúchadlových motorov pri M_H= 0,8 sa darí získať rovnakú hodnotu ťahovej účinnosti ako u turbovrtuľových motorov pri M_H= 0,6 a zabezpečiť pri M_H= 0,8 ťahovú účinnosť o 12 až 15% vyššiu ako u dvojprúdových turboreaktívnych motorov.

Generátory plynu pre turbovrtuľovodúchadlové motory s uvážením posledných poznatkov sa odlišujú predovšetkým vysokými hodnotami parametrov pracovného procesu a existenciou väčšieho počtu regulovaných prvkov. Podľa prác, publikovaných v zahraničnej tlači, sa v závislosti na určení motora očakáva u turbovrtuľovo-dúchadlových motorov celkový stupeň stlačenia s hodnotami π_kc = 25 až 40 a teplota plynu pred plynovou turbínou T_3c = 1600 až 1700K. Takéto parametre pracovného procesu, v porovnaní s pracovnými parametrami turbovrtuľových motorov II. generácie, umožňujú získať vyššiu vnútornú účinnosť motora o 5 až 7%.

Perspektívne turbovrtuľovodúchadlové motory môžu byť vyrobené ako dvojhriadeľové alebo trojhriadeľové. Výskumy ukazujú, že pre dosiahnutie celkového stupňa stlačenia π_kcΣ > 25 je najvhodnejšia trojhriadeľová koncepcia motora s dvojhriadeľovým generátorom plynov a voľnou silovou turbínou (obr.19). V dôsledku malých prepočítaných prietokov vzduchu sa môže v rámci kompresora vysokého tlaku použiť odstredivý stupeň. Pre zabezpečenie dobrej ekonomičnosti turbovrtuľovo-dúchadlového motora na škrtených režimoch a možnosti zabezpečenia vysokých hodnôt celkového stupňa stlačenia π_kcΣ musí mať kompresor nízkeho tlaku regulovateľné otočné usmerňovacie lopatky skupiny prvých stupňov. Hlavné spaľovacie komory môžu byť riešené ako priamoprúdové, tak aj protiprúdové.

U turbovrtuľovo-dúchadlového motora vypracovaného firmou "General Electric" sa na výstupe z generátora plynu umiestňuje plynová turbína dúchadla s protibežným otáčaním rotora (obr. 20.). Plynová turbína má veľký stredný priemer a pomerne krátke lopatky. Tým sa dosahuje zníženie otáčok rotorov plynových turbín, ktoré sú priamo (bez reduktora) spojené s diskmi lopatiek vrtuľových dúchadiel s protibežným otáčaním. Tým sa dosahuje zníženie otáčok rotorov plynovej turbíny, ktoré sú priamo (bez pomoci reduktora) spojené s diskmi lopatiek vrtuľových dúchadiel s protibežným otáčaním. Vrtuľové dúchadla tohto typu majú priemer 3,5 až 4,5 m. V porovnaní s vrtuľami turbovrtuľových motorov je priemer vrtuľového dúchadla menší o viac ako 50%.

Nedostatok turbovrtuľovo-dúchadlových motorov bezreduktorového usporiadania spočíva v tom, že je problematické zabezpečiť optimálne parametre pre silovú plynovú turbínu, ktorá v dôsledku nízkych obvodových rýchlostí má značne vyšší počet stupňov a omnoho nižšie účinnosti stupňov, ktoré pracujú v podmienkach u/c1 < (u/c1)_opt. Zväčšovanie rozmeru priemeru a počtu stupňov silovej plynovej turbíny vedie k zvyšovaniu hmotnosti. Z tohto dôvodu predpokladajú špecialisti firmy "Rolls-Royce", že turbovrtuľovodúchadlové motory s bezreduktorovým pohonom dúchadla firmy "General Electric" môžu byť omnoho ťažšie a drahšie ako reduktorové turbovrtuľovodúchadlové motory. Oblasti použitia rôznych typov motorov podzvukových lietadiel v závislosti na M-čísle letu ukazuje obr. 21. Tu sa hodnotenie ekonomičnosti vykonáva vzhľadom na špecifickú spotrebu paliva, teda včítane jak ťahovej, tak aj vnútornej účinnosti. Ekonomičnosť dvojprúdových turboreaktívnych motorov s obtokovým pomerom m = 6 je považovaná za jednotkovú. Hodnoty uvedené na obr. 21 a iné výskumy ukazujú, že výhoda v špecifickej spotrebe paliva u turbovrtuľovo-dúchadlových motorov v porovnaní s lepšími perspektívnymi dvojprúdovými turboreaktívnymi motormi môže predstavovať pri M_H= 0 hodnotu do 20 až 25% a pri M = 0,7 do 30 až 40%.

Vypočítaná výhodná závislosť v špecifickej spotrebe paliva turbovrtuľovo-dúchadlových motorov v závislosti na dolete pri M = 0,7 až 0,8 cestovného režimu oproti perspektívnym dvojprúdovým turboreaktívnym motorom je uvedená na obr. 22. Zvýšenie ΔQ_p (do 30%) pri malých doletoch L je podmienené podstatným vplyvom úsekov rozbehu, stúpania a klesania lietadla pristáti, ktoré sa vykonávajú pri hodnotách M_H- čísel nižších ako je hodnota cestovného M-čísla, kde sa výhody turbovrtuľovo-dúchadlových motorov ukazujú omnoho zreteľnejšie.

Preto prvá oblasť možného použitia turbovrtuľovo-dúchadlových motorov je pre lietadla pre krátke trate. Pri dlhších letoch L sa vzájomný vplyv úsekov rozbehu - brzdenia v obecnom pomere režimov letu znižuje a začína sa prejavovať záporný vplyv omnoho vyššej hmotnosti pohonnej jednotky s turbovrtuľovo-dúchadlovým motorom, čo vedie k zníženiu výhody v nižšej spotrebe paliva ΔQp pri stredných doletoch. Na ťažkých, diaľkových lietadlách sa vplyv hmotnosti pohonnej jednotky znižuje z dôvodu veľkej pomernej časti hmotnosti paliva a výhoda v nižšej spotrebe paliva ΔQp sa znova zvyšuje. Tým sa predurčuje druhá oblasť použitia turbovrtuľovo-dúchadlových motorov - pre lietadla s veľkým doletom.

Veľmi dôležitou úlohou je vypracovanie motorovej gondoly s malým odporom. Jednou z možných ciest získania kladnej interferencie pohonnej jednotky a krídla lietadla počas letu a na vzletových režimoch je ofukovanie vonkajšieho povrchu krídla prúdom vzduchu od vrtule, tak ako je to znázornené na obr. 23. Ofukovanie vonkajšieho povrchu krídla vrtuľovým dúchadlom pri vychýlených klapkách v priebehu vzletu umožňuje podstatne zvýšiť súčiniteľ vztlaku cy krídla a získať vertikálnu zložku ťahu v dôsledku odklonu vzduchu pomocou krídla a klapiek, ktorý je odfukovaný vrtuľou smerom dolu od smeru vektoru rýchlosti letu.

4. Záver ¹

Analýza rozvoja leteckých motorov dokazuje, že rast absolútnych a špecifických parametrov LTKM sa zabezpečuje sústavným zvyšovaním celkového stupňa stlačenia kompresora π_KC a celkovej teploty plynu pred plynovou turbínou T_3C, čo je úzko zviazané s použitím dokonalejších žiarupevných zliatin a chladených lopatiek plynových turbín. Súčasne s tým podstatne rástla aj pracnosť ich výroby. Otázka ceny všetkých zdrojov sa posúva na prvé miesto.

Obecne je možné konštatovať, že letecký turbokompresorový prúdový motor piatej generácie sa odlišuje od motorov predchádzajúcej generácie následnými znakmi:

• značným zvýšením špecifických parametrov motora;
• zväčšením technickej životnosti, spoľahlivosti a prevádzkovej spoľahlivosti;
• zníženie nákladov na vytvorenie motora, výrobných nákladov a prevádzkových nákladov;

Je potrebné zvýrazniť, že tieto požiadavky nie sú nejako výnimočné, ale formujú sa pri vzniku každého nového motora, avšak v súčasnosti je situácia mimoriadna v tom, že:

1. Špecifické parametre motora je treba zlepšiť nie o niekoľko percent, ale o niekoľko desiatok percent.
2. V konštrukcii motorov piatej generácie sa budú používať celkom nové materiály.
3. Je nevyhnutné zastaviť nárast ceny motorov z generácie na generáciu, tak ako to bolo počas predchádzajúceho vývoja, vzhľadom na tvrdý konkurenčný boj.
4. Je nutné skrátiť dobu vývoja novej generácie leteckých turbokompresorových motorov, čo si bude vyžadovať použitie nových organizačných princípov.

Základných smerov zdokonaľovania parametrov motora a zodpovedajúcich technologických procesov je mnoho. Napríklad, počíta sa, že teplota plynov pred plynovou turbínou T_3C leteckých motorov 5. generácie má dosiahnuť 1900 až 2000 K (existujú názory o účelnosti jej ďalšieho zvýšenia). Avšak lopatky, ktoré sú schopné pracovať pri týchto teplotách, ešte neexistujú. Nový motor bude tepelne omnoho viac zaťažený. Toto je podmienené priamym zvýšením teploty plynu pred plynovou turbínou, ako aj tým, že z dôvodu zvýšenia špecifických parametrov sa ešte viac zvyšuje zaťaženie jednotlivých prvkov, súčiastok a uzlov. Skôr boli tieto problémy riešené použitím nových materiálov, nových povrchov a rôznych spôsobov spevnenia. Takmer všetky prvky Mendelejevovej tabuľky už boli vyskúšané, vrátane veľmi vzácnych prvkov. Nevyhnutným je prechod na principiálne nové materiály, akým je keramika, k čomu sú nevyhnutné nové objavy vo fyzike a chémii.

Základné smery vytvorenia perspektívnych technologických procesov je možné rozdeliť na niekoľko skupín. Do prvej skupiny je možné zaradiť opatrenia zamerané na zdokonalenie technológie výroby jednotlivých prvkov konštrukcie motora, akými sú lopatky plynovej turbíny a kompresora, hlavnej spaľovacej komory atď. Druhá skupina zahrňuje technológie, ktoré sú zviazané s dodávanou výrobou a kontrolou presnosti. Tu je nutné spomenúť úlohu informačných technológii, ktoré sú zviazané s celou štruktúrou výroby a bez ktorej výroba nemôže efektívne existovať. V ďalšej časti sú v krátkosti popísané smery a cesty riešenia problémov:

1. Lopatky turbíny

Z perspektívnych technologických procesov, ktoré zabezpečujú možnosť dlhodobej práce lopatiek kompresora pri vysokej teplote, je možné uviesť metódu usmernenej kryštalizácie a monokryštalického odlievania. Zvýšenie teplotného gradientu v oblasti kryštalizácie na 200°C/cm, podľa údajov "VIAM", zmenšuje rozmery stálej kvapalnej oblasti, čo zabezpečuje získanie omnoho rovnorodejšej jemnodentrickej štruktúry s menšou poréznosťou. To všetko zvyšuje únavovú pevnosť niklových zliatin pri odlievaní o 15 až 20 %. Ku kritickým technológiam výroby lopatiek je možné zaradiť opracovanie pracovných povrchov zámkov metódou hĺbkového brúsenia, vytvorenie chladiacich otvorov s malým priemerom metódou obrábania elektroerozívnym lúčom, ochranu vonkajších a vnútorných povrchov lopatiek pred plynovou eróziou a pôsobením vysokých teplôt cestou nanášania moderných povlakov. Súčasne s tým, aby sa mohli použiť omnoho vyššie teploty, je potrebné zvýšiť efektívnosť chladenia lopatiek použitím porézneho chladenia, čo umožňuje zvýšiť teplotu plynu pred plynovou turbínou až na T_3C = 2200 K. Technický život lopatiek plynovej turbíny je možné predĺžiť ešte jedným opatrením. Použitie ochranných povrchových povlakov, ktoré chránia vnútorné priestory a vonkajšie povrchy pred vysokoteplotnou oxidáciou. Je potrebné rozpracovať nové spôsoby komplexného legovania, ktoré zabezpečuje súčasný proces vytvárania povrchov. V súčasnej dobe je jednou z takých metód metóda plynových cirkulačných povlakov, ktoré sa môžu použiť na ochranu povrchov chladiacich otvorov s konvektívnym filmovým chladením a poréznym chladením.

2. Lopatky kompresora

Jedným zo smerov zdokonaľovania technológie výroby lopatiek kompresora, ktorých dĺžka profilovej časti je kratšia ako 140 mm, je kovanie na presný rozmer. Následným mechanickým opracovaním sú dokončované len pätky lopatiek na špeciálnych číslicovo riadených strojoch. To je v súčasnej dobe najlacnejšia technológia. Alternatívnou technológiou je technológia elektrochemického opracovania profilovej časti lopatky s veľkým skrútením a širokým profilom. Pracnosť výroby lopatiek touto technológiou je porovnateľná s technológiou presného kovania.

3. Ozubené kolesá

Ozubené kolesa sú z hľadiska významu a zaťaženia v poradí tretími súčiastkami, od ktorých závisí technický život leteckého motora. Presnosť výroby zubov dosiahla 4. a 5. stupeň, avšak ich spoľahlivosť pri práci je závislá od stavu povrchovej vrstvy, ktorá sa v princípe formuje v procese chemicko-termického opracovania. Radikálnym prostriedkom zlepšenia kvality ozubených kolies a zvýšenia technického života ich práce je použitie nových vysokoefektívnych technologických procesov:

• hlbinné brúsenie - nový proces vyrezávania zubov a záverečnej úpravy ozubených kolies;
• ionizačné chemicko-tepelné opracovanie, zahrňujúce procesy ionizačnej cementácie a nitrocementácie, a taktiež ionizačného nitridovania. Pri takomto opracovaní sa zvyšujú nosné vlastnosti povrchov ozubených kolies;
• nemalý vplyv pri výrobe ozubených kolies pre reduktor motora má použité vybavenie. V minulosti bolo pre výrobu jedného reduktora bolo treba do desiatich jednotiek vybavenia a 12 pracovníkov. A tak má skriňa viac ako 1500 špecifických rozmerov, čím existovala možnosť vzniku chyby. Na základe použitia novej technológie sa využíva len jedna jednotka technologického vybavenia a len jeden operátor. A to je ešte jeden spôsob zabezpečenia kvality ozubených prevodov.

4. Mechanické opracovanie

Viac ako 60 % pracnosti pri výrobe motora štvrtej generácie predstavuje mechanické spracovanie. Sú to časovo najnáročnejšie a najpracnejšie procesy, ktorými prechádzajú prakticky všetky súčiastky. I tu je jedná z hlavných rezerv zvýšenia efektívnosti výroby motorov. K základným smerom riešenia tohto problému je maximálna koncentrácia operácii na jednom pracovnom mieste. Existujú obrábacie stroje, na ktorých je možné sústružiť (súčasne s dvoma rôznymi programami), frézovať, vŕtať a brúsiť. V súčasnej dobe vybavenie určuje nielen technológiu výroby motora, ale aj jeho konštrukciu (až existencia obrábacieho stroja Turboblisk firmy Liechti umožnilo pristúpiť k projektovaniu a vyrobeniu monolitného kompresora motora AL-31FM). V mnohých prípadoch bolo cieľavedomo nahradené mechanické obrábanie elektroerozívnym alebo elektrochemickým opracovaním, prípadne laserovou, či plazmovou technológiou. Ako už bolo niekoľkokrát zvýraznené, všetko toto technologické vybavenie je opatrené číslicovou výpočtovou riadiacou technikou. Široké použitie výpočtovej techniky zapadá do celkovej stratégie kompjuterizácie výroby. Tá zabezpečuje najkratšiu cestu od myšlienok konštruktéra cez projekčno-konštrukčné práce, technologickú prípravu výroby bezprostredne k výrobe produkcie a kontrole parametrov na meracích strojoch. Perspektívne je možné hovoriť o zavedení počítačovej montáže a automatických skúškach motorov (na skúšobní leteckých motorov nebude skúšobný operátor, ktorý by ručne ovládal páku ovládania motora).

5. Spevnenie materiálu a povrchy

Tento spôsob opracovania je nevyhnutný na to, aby materiál súčiastok vydržal veľké zaťaženie a teploty. Difúzne a kombinované povrchové vrstvy už umožnili vyriešiť niektoré problémy, avšak neriešených otázok je ešte mnoho a pre zabezpečenie ďalšieho postupu v tejto oblasti je nevyhnutné zapojiť do riešenia problémov akademické inštitúty RAN.

6. Nerozoberateľné spoje

Na súčasnom leteckom motore celková dĺžka zvarovaných spojov pozostáva od stoviek metrov až do niekoľkých kilometrov. K základným požiadavkám, ktoré je možné klásť na taký druh spojov je možné stanoviť rovnakú pevnosť (niekedy aj vyššiu pevnosť zvaru) a kvalitu. Určitú zložitosť v súčasnej dobe predstavuje kontrola kvality zváraných spojov. Nevyhnutným je hľadanie nových spôsobov získania nerozoberateľných spojov, ako aj zdokonaľovanie existujúcich technológii, napr. zvárania trením.

7. Zdokonaľovanie metód kontroly presnosti výroby

Na leteckom motore je tak veľké množstvo rozmerov, že nie je možné ich premerať ručne. Pritom je nutné vylúčiť aj ľudský faktor. V týchto prípadoch len použitie koordinátno-meracích strojov, vytvorenie laboratórií pre meranie všetkých súčiastok v procese ich výroby umožní zvýšiť kvalitu a zvýšiť úroveň výrobnej disciplíny.

8. Vypracovanie nových materiálov

Pre výrobu celého radu súčiastok leteckého motora piatej generácie sa vyžadujú nové, unikátne materiály, ktoré majú vopred zadané vlastnosti, ktoré sú rôzne v jednotlivých bodoch súčiastky, napr. z hľadiska tepelnej vodivosti alebo tvrdosti. Toto je možné dosiahnuť pri využití nových technológii, vrátane samošíriacej sa vysokoteplotnej syntézy. V tomto smere sú veľmi dobre perspektívy. Z materiálov, ktoré boli získané metódou samošíriacej sa vysokoteplotnej syntézy, je možné získať napr. keramické lopatky. Tieto technológie umožňujú získať špeciálne prášky, ktoré po ich nanesení na súčiastky môžu podstatne teplotnú húževnatosť.

9. Nové spôsoby obrábania

Vlastnosti a kvalita súčiastok sa určujú nielen mechanickým opracovaním ale aj tepelným opracovaním, chemicky-tepelným opracovaním, vákuovým tepelným opracovaním, ionizačnými chemicko-tepelného spevnenia súčiastok. Ďalším smerom získania nových vlastností súčiastok je použitie práškovej a granulačnej metalurgie. Perspektívne zavedenie špeciálnych valcovacích stolíc pre horúce valcovanie diskov, pričom sa získava iná štruktúra materiálu disku a zvyšujú sa pevnostné charakteristiky materiálu disku. Významná je aj tá skutočnosť, že sa pri použití tejto technológie zvyšuje koeficient využitia materiálu. K novým metódam obrábania je treba zaradiť elektroerozívne a elektrochemické metódy. Ich základnou výhodou je, že umožňujú obrábanie súčiastok z materiálov, ktorých tvrdosť je prakticky rovnaká ako tvrdosť obrábacích nástrojov. Spočiatku sa elektroerózia začala používať pri výrobe nástrojov. V súčasnosti sa čoraz častejšie využíva v základnej výrobe. Skôr bolo uvádzané použitie elektroerózie u vložiek v lopatkách plynovej turbíny pri vytváraní chladiacich otvorov s malým priemerom a veľkou hĺbkou. Súčasné elektroerózivné stroje sú vybavené číslicovou výpočtovou riadiacou technikou.

10. Informačné technológie

Tento druh technológie, z hľadiska svojho významu, by nemal byť v poradí na poslednom mieste. Ako už bolo uvedené, informačné technológie existuje na každej etape životného cyklu leteckého motora. V etape vytvorenia motora piatej generácie úloha informačných technológii mnohonásobne narastá.

V posledných rokoch sa informačné technológie rozvíjajú mimoriadne rýchlo. Pričom rozvoj prebieha v niekoľkých líniách. Je to vznik stále výkonnejších počítačových sústav, ako aj existencia najrozličnejších programov, ktoré zahrňujú všetky etapy životného cyklu leteckého motora. Tu je možné spomenúť aj rast výkonu výpočtovej siete podnikov. Napr. ak v roku 1996 v závode Saljut bolo 50 osobných počítačov, tak už začiatkom roka 2003 ich bolo 2500.

V tejto záverečnej kapitole sú uvedené problémy, zviazané s osvojením nových technológii pri vytváraní motorov 5. generácie, ktoré stoja pred výrobcami leteckých motorov. Niektoré z nich sú už blízko vyriešenia, riešenie iných si ešte bude vyžadovať absolvovanie tŕnistej cesty. Existujú aj také, ktoré musia byť seriózne rozpracované. K tomu je nevyhnutné spojenie intelektuálnych a finančných zdrojov. Len skoncetrovanie úsilia podnikov a konštrukčných kancelárii, finančných a intelektuálnych možností pri nepretržitej pomoci a podpore vlády umožní vytvoriť letecké motory piatej generácie.

________________

¹ Uvedený materiál bol spracovaný v roku 2003 na základe diskusií, ktoré prebehli na Medzinárodnom vedecko-technickom seminári "Progresívne technológie pre vytvorenie motora novej generácie" na pôde FGUP "MMPP Saljut".

Prílohy

Tab. Generácie leteckých turbokompresorových motorov od roku 1943 až do súčasnosti

Zdroje

[13] ŠUĽGIN V. A., GAJSINSKIJ S. Ja.: Dvuchkonturnyje turboreaktivnyje dvigateli malošumnych samoljotov, Mašinostrojenije, 1984
[15] Air Force seeks maturitee in ATF engine planning //Aviation Week, 1983, 10/X, V 119, N 15. P.28
[16] Engines for future combat aircraft // Interavia Aerospace Review, 1982, N 10. P.1050-1052
[17] French M. W., Allen G. L. Aerodynamic characteristics and test results // AIAA Paper, 1981, N 1594.
[22] Warwick C. Materials and the Key // Flight, 1983, 15/1, N 3845.P.146, 147.

Poslední aktualizace: 1. 3. 2007