Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 был англо-французский турбореактивный с повторного нагрева (форсаж) , который работает на сверхзвуковой пассажирский самолет Concorde . Первоначально это был совместный проект Bristol Siddeley Engines Limited (BSEL) и Snecma, который был основан на двигателе Bristol Siddeley Olympus 22R. [1] [2] Компания Rolls-Royce Limited приобрела BSEL в 1966 году во время разработки двигателя, в результате чего BSEL стала Бристольским моторным отделением компании Rolls-Royce. [2]
Олимп 593 | |
---|---|
на выставке в Аэрокосмическом музее Бристоля . | |
Тип | Турбореактивный |
национальное происхождение | Великобритания / Франция |
Производитель | Rolls-Royce Limited / Snecma |
Первый забег | Июнь 1966 г. |
Основные приложения | Конкорд |
Количество построенных | 67 |
Разработано из | Роллс-Ройс Олимп |
Пока не прекратились регулярные коммерческие полеты Concorde, турбореактивный двигатель Olympus был уникальным в авиации как единственный турбореактивный двигатель с подогревом, установленный на коммерческом самолете.
Общий тепловой КПД двигателя в сверхзвуковом крейсерском полете ( суперкруиз ) составлял около 43%, что в то время было самым высоким показателем, зарегистрированным для любой нормальной термодинамической машины. [3]
Разработка
Первоначальная конструкция двигателя была гражданской версией Olympus 22R, переименованной в 591. [1] 22R был разработан для продолжительного (45 минут) полета со скоростью 2,2 Маха [3] в качестве двигателя для BAC TSR-2. . Модель 591 была модернизирована и получила название 593, спецификация была завершена 1 января 1964 года. [1] Bristol Siddeley из Великобритании и Snecma Moteurs из Франции должны были разделить проект. SNECMA и Bristol Siddeley также участвовали в несвязанном совместном проекте - ТРДД M45H .
На ранних этапах разработки была подтверждена базовая концепция проекта, но потребовалось провести множество исследований для соответствия спецификациям, которые включали расход топлива (SFC), степень сжатия двигателя, вес / размер и температуру на входе в турбину.
Первоначальные исследования изучали турбореактивные двигатели и турбовентиляторные двигатели , но в конечном итоге было показано, что нижняя площадь лобового сечения турбореактивных двигателей является решающим фактором в достижении превосходных характеристик. В конкурирующем российском Ту-144 первоначально использовался ТРДД с подогревом, но затем он был заменен на ТРД без подогрева [4] со значительным улучшением характеристик.
Разработкой двигателя и его вспомогательного оборудования занималась компания Bristol Siddeley, компания BAC отвечала за регулируемый впуск и установку двигателя в целом, а Snecma - за выпускное сопло / реверсор тяги / шумоподавление и форсажную камеру . [5] Великобритания должна была иметь большую долю в производстве Olympus 593, поскольку Франция имела большую долю в производстве фюзеляжей. Проведение наземных испытаний двигателей координировалось Bristol Siddeley, Patchway ; Turbine Национальная газовая Учреждение (NGTE), Pystock, Великобритания; и Центр движущих сил (CEPr) в Сакле , Франция. [5]
Увеличение веса самолета на этапе проектирования привело к требованию взлетной тяги, которое не могло быть выполнено двигателем. Требуемый дефицит в 20% был восполнен за счет внедрения частичного повторного нагрева, произведенного компанией SNECMA. [3]
Olympus 593B был впервые запущен в ноябре 1965 года. Модель B (от «Big») была модификацией модели 593D («D» от «Derivative», т. Е. Производной от 22R), которая планировалась для более ранней конструкции Concorde меньшего размера. Результаты испытаний 593D были использованы при разработке B. [6] Буква B была исключена из обозначения позже. Компания Snecma использовала Olympus 301 при тестировании масштабированных моделей системы сопел. [7]
В июне 1966 года в Мелун-Вильяроше был впервые запущен полный двигатель Olympus 593 и выхлопная система с изменяемой геометрией . В Бристоле начались летные испытания бомбардировщика RAF Avro Vulcan с двигателем и его гондолой, прикрепленными ниже бомбового отсека. Из-за аэродинамических ограничений Vulcan испытания были ограничены скоростью 0,98 Маха (1200 км / ч). Во время этих испытаний 593 достиг тяги 157 кН (35 190 фунтов силы), что превышает технические характеристики двигателя. [8]
В начале 1966 года Olympus 593 развивал тягу в 37000 фунтов с подогревом. [9]
В апреле 1967 года Olympus 593 впервые пробежал в высокогорной камере в Сакле . В январе 1968 года летный испытательный стенд Vulcan налетал 100 часов, а выхлопная система с изменяемой геометрией двигателя Olympus 593 была допущена в Мелун-Вильяроше к полетам на прототипах Concorde.
Прототип 001 «Конкорд» совершил свой первый полет из Тулузы 2 марта 1969 года. Его командовал Андре Тюркат , главный летчик-испытатель Sud Aviation. Используя повторный нагрев, он взлетел со скоростью 205 узлов (380 км / ч) после пробега на 4700 футов (1,4 км).
Изготовлено 67 двигателей Olympus 593. [10] [ ненадежный источник? ]
Предлагалась более тихая версия с большей тягой - Mk 622. Повторного нагрева не требовалось, а меньшая скорость струи уменьшала шум от выхлопа. [11] Повышенная эффективность позволила бы расширить диапазон и открыть новые маршруты, особенно через Тихий океан, а также трансконтинентальные маршруты через Америку. Однако низкие продажи Concorde означали, что этот план относительно Concorde «B» не был реализован. [12]
Конструкция силовой установки
Двигатель
Olympus 593 представлял собой двухвальный турбореактивный двигатель с подогревом. Оба компрессора низкого и высокого давления имели 7 ступеней и приводились в действие одноступенчатой турбиной. Из-за высоких температур воздуха на входе на крейсерском режиме 2 Маха - более 120 градусов C [5] - барабаны и лопатки компрессора были изготовлены из титана, за исключением последних 4 ступеней высокого давления, которые были из никелевого сплава Nimonic 90 [13] . [14] Никелевые сплавы обычно требовались только в более горячих областях турбины, но высокие температуры, которые возникают на последних ступенях компрессора при сверхзвуковых скоростях полета, диктовали его использование и в компрессоре. Лопатки ротора турбины ВД и НД охлаждались.
Был установлен частичный подогрев (увеличение тяги на 20%) [3], чтобы обеспечить требуемую взлетную тягу. Он также использовался для трансзвукового ускорения от чуть ниже 1 Маха до 1,7 Маха; самолет летел на сверхзвуковой скорости без повторного нагрева выше этой скорости, а в крейсерском режиме на двигатель приходилось 8% тяги, создаваемой всей двигательной установкой. [15]
Все основные компоненты 593 были рассчитаны на срок службы 25 000 часов, за исключением лопаток компрессора и турбины, рассчитанных на срок службы 10 000 часов. [13] Двигатель, установленный на Concorde, можно было заменить за 1 час 50 минут. [16]
Прием
Воздухозаборник Concorde с изменяемой геометрией, разработанный ВАС , как и любой воздухозаборник реактивного двигателя, должен подавать воздух к двигателю под максимально высоким давлением (восстановление давления) и с распределением давления (искажением), которое может выдерживать компрессор. Плохое восстановление давления является неприемлемой потерей для процесса сжатия на впуске, а недопустимое искажение вызывает помпаж двигателя (из-за потери запаса по помпажу). Если двигатель представляет собой турбореактивный двигатель с дожиганием, воздухозаборник также должен подавать охлаждающий воздух для канала горячего дожигания и сопла двигателя. Выполнение всех вышеперечисленных требований в отношении соответствующих частей рабочего диапазона было жизненно важным для Concorde, чтобы стать жизнеспособным коммерческим самолетом. Они были встречены с изменяемой геометрией и системой управления впуском, которая не ставила под угрозу работу двигателя или управляемость самолета.
Восстановление сверхзвукового давления решается количеством ударных волн , генерируемых всасывающим устройством, чем больше число, тем выше восстановление давления. Сверхзвуковой поток сжимается или замедляется из-за изменения направления. [17] Впускные передние аппарели Concorde изменили направление потока, вызывая наклонные внешние удары и изоэнтропическое сжатие в сверхзвуковом потоке. В TSR-2 для изменения направления использовался полуконус, перемещающий центральную часть. [18] Восстановление дозвукового давления решается путем удаления пограничного слоя (в канавке для выпуска воздуха на рампе) и соответствующей формы дозвукового диффузора, ведущего к двигателю. Восстановление высокого давления на впуске Concorde в крейсерском режиме дало соотношение давлений на впуске 7,3: 1. [19]
Ударные волны вызывали чрезмерный рост пограничного слоя на передней аппарели. Пограничный слой был удален через дренажный паз рампы и обошел дозвуковой диффузор и двигатель, где в противном случае он вызвал бы чрезмерные потери в воздуховоде и неприемлемые искажения в двигателе. [20] Поскольку спускной паз аппарели находился в дозвуковом диффузоре и ниже по потоку от системы гидроудара, изменения потока, требуемые двигателем, будут согласованы с соответствующими изменениями потока отводного паза без значительного влияния на внешний вид удара. Снижение расхода двигателя, вызванное дросселированием или остановкой, устранялось открытием люка разгрузки. [20]
Двери разгрузки были закрыты в крейсерском режиме, чтобы предотвратить потерю тяги, поскольку утечка воздуха из воздуховода не способствует восстановлению давления во впускном канале. [17]
На взлете, поскольку зона впуска была рассчитана на крейсерский полет, требовалось дополнительное впускное отверстие для обеспечения более высокого расхода двигателя. Также необходимо было устранить искажение потока на торце двигателя, что привело к аэродинамическому каскаду с дополнительной дверцей. [20]
Силы внутреннего воздушного потока на впускной конструкции направляются назад (сопротивление) на начальном сужающемся участке, где происходит сверхзвуковое замедление, и вперед на расходящемся канале, где происходит дозвуковое замедление, до входа в двигатель. Сумма двух сил в крейсерском режиме дает 63% тяги от впускной части двигательной установки [15]
Для достижения необходимой точности в управлении рампой всасывания и позиционировании разлива было обнаружено необходимость использования цифрового сигнального процессора в блоках управления воздухозаборником. Это было разработано относительно поздно в программе (~ 1972 г.) отделом электроники и космических систем Британской авиастроительной корпорации в Филтоне, Бристоль. Блоки управления воздухозаборником обеспечивали необходимую экономию топлива для трансатлантических перелетов. Цифровой процессор также точно рассчитал необходимое расписание оборотов двигателя, чтобы обеспечить адекватный запас по помпажу при любых условиях эксплуатации двигателя и планера.
Система управления воздухозаборником Concorde также впервые использовала магистрали цифровых данных ( мультиплексированные шины последовательных данных ), которые соединяли блоки датчиков воздухозаборника, которые собирали аэродинамические данные в носовой части самолета (общее давление, статическое давление, угол атаки и скольжение) и отправил его в блоки управления воздухозаборником, расположенные ближе к воздухозаборникам, на расстоянии ~ 190 футов, используя экранированные кабели витой пары, чтобы заменить гораздо больший вес в проводке самолета, использовались только проводка аналогового сигнала и пневматические трубопроводы.
Система управления воздухозаборником обладала уникальной способностью поддерживать правильную работу силовых установок и способствовать восстановлению независимо от того, что пилоты, самолет и атмосфера делали вместе в то время.
Общее соотношение давления для силовой установки при числе Маха 2.0 круиз на 51000 футов было около 82: 1, 7,3: 1 от впуска и 11,3: 1 из 2 -х компрессоров двигателей. [19] Тепловой КПД при таком высоком коэффициенте давлений составлял около 43%. [3]
Выхлопное сопло
Выхлопное сопло с изменяемой геометрией, разработанное SNECMA , состояло из двух «век», которые меняли свое положение в потоке выхлопных газов в зависимости от режима полета, например, когда они полностью закрыты (в поток выхлопных газов), они действовали как реверсоры тяги, способствуя замедлению от посадка на скорость руления. В полностью открытом крейсерском положении они вместе с соплом двигателя образовывали сопло эжектора для управления расширением выхлопных газов. Веки образовывали расходящийся канал, в то время как выхлоп двигателя выбрасывал или откачивал вторичный поток из выпускного отверстия впускной рампы.
Расширяющийся поток в расширяющейся секции вызвал прямую тягу на выхлопном сопле, ее вклад в общую тягу двигательной установки на крейсерском режиме составил 29%. [15]
Во время крейсерского полета на скорости 2,05 Маха каждый Olympus 593 развивал около 10 000 фунтов силы тяги, что эквивалентно 36 000 лошадиных сил (~ 27 МВт ) на двигатель. [21] Имс (SAE Transactions 1991), однако, упоминает, что крейсерская тяга каждого двигателя составляет 6790 фунтов силы, что соответствует 25 000 лошадиных сил на двигатель и 100 000 лошадиных сил для всего транспортного средства. 10 000 фунтов силы - это, пожалуй, максимальная тяга, доступная на крейсерской скорости (используется во время разгона и набора высоты непосредственно перед переходом в крейсерский режим).
Первичное выхлопное сопло и струйная труба были рассчитаны на срок службы 30 000 часов. Конструкция TRA (Thrust Reverser Aft) рассчитана на срок службы 40 000 часов. [22]
Варианты
- 593 - Оригинальная версия, разработанная для Concorde
- Тяга: 20000 фунтов (89 кН) сухой / 30610 фунтов (136 кН) Форсажная камера
- 593-22R - Силовая установка, установленная на прототипах. Более высокие характеристики, чем у оригинального двигателя, из-за изменений в спецификации самолета.
- Тяга: 34650 фунтов-силы (154 кН) в сухом состоянии / 37180 фунтов-силы (165 кН) с повторным нагревом
- 593-610-14-28 - Окончательная версия, установленная на производство Concorde
- Усилие: 32000 фунтов-силы (142 кН) в сухом состоянии / 38,050 фунтов-силы (169 кН) с повторным нагревом
Двигатели на дисплее
Сохранившиеся образцы Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 выставлены в следующих музеях :
- Aerospace Bristol , Бристоль, Великобритания [ необходима ссылка ]
- Brooklands Museum , Weybridge, UK [ необходима ссылка ]
- Музей авиации флота , Сомерсет, Великобритания [ необходима ссылка ]
- Имперский военный музей Даксфорд , Даксфорд, Великобритания [ необходима ссылка ]
- М. Шед , Бристоль, Великобритания [ необходима ссылка ]
- Королевский музей ВВС Косфорд , Косфорд, Великобритания [ необходима ссылка ]
- Лондонский музей науки , Лондон, Великобритания [ необходима ссылка ]
- Аэрокосмический музей Intrepid , Нью-Йорк, США [ необходима ссылка ]
- Museo del Concorde , Сьюдад-Хуарес, Мексика [ необходима цитата ]
- Йоркширский музей авиации , Элвингтон, Великобритания [ необходима ссылка ]
- Sinsheim Auto & Technik Museum , Зинсхайм, Германия [ необходима ссылка ]
- Национальный музей авиации , East Fortune, Великобритания [ необходима ссылка ]
- Musée aéronautique et space Safran , Рео, Франция [ необходима ссылка ]
- Rolls-Royce Heritage Trust , Приложение к выставке Allison Branch, Индианаполис, Индиана, США [ необходима ссылка ]
В дополнение к этим музеям, другие сайты, демонстрирующие образцы Olympus 593, включают:
- Здание Уиттла, Крэнфилдский университет , Крэнфилд, Соединенное Королевство [ необходима ссылка ]
- Центр реактивных двигателей Хенриксена в аэропорту Остин Экзекьютив , Техас, США [ необходима цитата ]
- Лаборатория Талбота в Университете Иллинойса в Урбана-Шампейн , Иллинойс, США [23]
- Лаборатория проектирования аэрокосмических систем Технологического института Джорджии, Джорджия, США [ необходима цитата ]
Технические характеристики (Olympus 593 Mk 610)
Данные Джейн. [24] [25]
Общие характеристики
- Тип: турбореактивный
- Длина: 4,039 м (13 футов 3,0 дюйма)
- Диаметр: 1,212 м (3 фута 11,7 дюйма)
- Сухой вес: 3175 кг (7000 фунтов)
Составные части
- Компрессор: осевой, 7-ступенчатый низкого давления, 7-ступенчатый высокого давления
- Камеры сгорания : кольцевая камера из никелевого сплава, 16 испарительных горелок, каждая с двумя выходами
- Турбина : две ступени: одна высокого давления, одна низкого давления
- Тип топлива: Jet A1
Представление
- Максимальная тяга : во влажном состоянии: 169,2 кН (38000 фунтов силы) в сухом состоянии: 139,4 кН (31 300 фунтов силы)
- Общий коэффициент давления : 15,5: 1
- Массовый расход воздуха: (186 кг (410 фунтов) / с)
- Удельный расход топлива : 1,195 фунта / (фунт-силач) (33,8 г / (кН⋅с)) крейсерский режим / 1,39 фунта / (фунт-сила⋅ч) (39 г / (кН⋅с)) SL (на уровне моря). [ необходима цитата ]
- Отношение тяги к массе : 5,4: 1
- Общее соотношение давлений от впускной кромки до выхода компрессора в суперкруизном двигателе : 80: 1 [2]
Смотрите также
Связанная разработка
- Роллс-Ройс Олимп
Сопоставимые двигатели
- Колесов РД-36-51
- Кузнецов НК-144
- Пратт и Уитни J58
- General Electric YJ93
- General Electric GE4
Связанные списки
- Список авиационных двигателей
Рекомендации
- ^ a b c «Олимп - первые сорок лет» Алан Бакстер, RRHT №15, ISBN 978-1-951171-09-4 , стр.135
- ^ а б в Леней, Дэвид; Макдональд, Дэвид (июль 2020 г.). Aérospatiale / BAC Concorde 1969 г.в. (все модели) . Спаркфорд, Сомерсет: Haynes Publishing. ISBN 978-1-84425-818-5.
- ^ a b c d e "Не много инженеров" сэр Стэнли Хукер. Автобиография, ISBN 1-85310-285-7 , стр.154
- ^ «Развитие теории АБЭ в России: прошлое, настоящее и будущее» Иванов, Центральный институт авиационного моторостроения, Москва, 111116
- ^ а б в http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1971/1971%20-%200615.html
- ^ "Aero Engines" , рейс : 28, 6 января 1966 г.
- ^ « Полет апрель 1966 года» . flightglobal.com . Проверено 18 апреля 2018 года .
- ↑ Тестирование двигателя Concorde на Vulcan
- ^ "Historical Highlights" , Flight International : 14, 17 апреля 1969 г.
- ^ Кент, Роберт. «Роллс-Ройс / SNECMA Olympus 593 Mk 610» . WingWeb . Архивировано из оригинального 10 августа 2013 года .
- ^ «В ногу со временем Rolls-Royce Bristol» . Международный рейс . Лондон: IPC Transport Press. 7 февраля 1974. Архивировано из оригинала 28 декабря 2014 года.
- ^ "CONCORDE SST: CONCORDE B" . www.concordesst.com . Проверено 18 апреля 2018 года .
- ^ a b http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1967/1967%20-%200824.html
- ^ "Силовая установка" concordesst.com
- ^ a b c "Летчик-испытатель Брайана Трубшоу" ISBN 0 7509 1838 1 , Приложение VIIIb
- ^ http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1971/1971%20-%200613.html
- ^ a b "Как работают сверхзвуковые воздухозаборники" Дж. Томас Андерсон, авторское право Lockheed Martin Corporation, опубликовано Историческим обществом авиационных двигателей на сайте "enginehistory.org"
- ^ Карло Копп (июнь 1997 г.), Профиль - BAC TSR.2 , Ausairpower.net , получено 19 февраля 2007 г. ,
впервые опубликовано в Australian Aviation,
- ^ a b "Реактивное движение" Николас Кампсти, ISBN 0 521 59674 2 , стр.149
- ^ a b c «Проектирование и разработка воздухозаборника для сверхзвукового транспортного самолета» Ретти и Льюис, Journal of Aircraft , ноябрь – декабрь 1968 г., Vol. 5, №6
- ^ Хукер, сэр Стэнли; Ганстон, Билл (20 сентября 2011 г.). Не много инженера . Крауд. ISBN 9781847973252. Проверено 18 апреля 2018 г. - через Google Книги.
- ^ http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1971/1971%20-%200614.html
- ^ "Rolls-Royce посвящает двигатель Concorde Olympus компании AE". А.Е. Иллинойс, Том 16 (2014).
- ^ «Роллс-Ройс СНЕКМА Олимп» . Джейнс Транспортные новости . Джейнс. 25 июля 2000 года Архивировано из оригинала 6 августа 2010 года . Проверено 9 ноября 2008 года .
- ^ "без названия" . 23 февраля 2001 года Архивировано из оригинала 25 июля 2011 года . Проверено 18 апреля 2018 года .
- MH Beanland "Развитие Olympus 593" 1969 Flight International
Внешние ссылки
- «Четыре двигателя Олимпа приведут в движение« Конкорд »...» - реклама «Олимпа в полете » 1965 года.
- "Olympus for Concorde" - статья о полете 1966 года на базе Olympus 593 для Concorde.
- Ковши и лопаты Olympian -статья Flight International 1971 годао вторичном сопле / реверсоре тяги Olympus 593s Type 28 TRA
- "Олимпийские летные испытания" , статья 1972 года о полетных испытаниях Олимпа 593.
- Concorde Olympus 593 MK.610 Двигатели Heritage Concorde