ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год)

компрессора), передающей крутящий момент (torque), осевую (axial load) и

поперечную (radial load) силы с ротора турбины на ротор компрессора.

Ротор НД выполнен четырехопорным: роторы

6-ступенчатого

компрессора и 3-ступенчатой турбины НД имеют по 2 опоры каждый. Задняя

опора ротора компрессора НД опорно-упорная (спаренный шарикоподшипник;

на позднейших сериях

- одинарный шариковый подшипник), передняя

опорная (роликоподшипник). Ротор компрессора НД состоит из двух секций:

передняя включает 2 ступени; вторая секция - 4 ступени. Рабочие лопатки

передней секции являются и лопатками вентилятора (точнее, их периферийная

часть) и лопатками компрессора НД (корневая часть). Заметим, что при этом

узел вентилятора/компрессора НД обычно называется в ТРДД данного типа

узлом компрессора НД. Рабочие лопатки второй секции сжимают воздух только

во внутреннем контуре двигателя - эти ступени компрессора обычно называют

подпорными.

Опорами ротора турбины НД являются роликоподшипники, т.е., обе

опоры являются опорными: они передают только радиальные нагрузки и

обеспечивают свободу осевых температурных деформаций ротора НД. Одна из

опор располагается за дисками турбины; вторая - в средней части вала турбины

внутри ротора турбины ВД, т.е., является межвальной опорой. Роторы турбины

и компрессора НД соединены муфтой, передающей с ротора турбины на ротор

компрессора крутящий момент и осевую силу.

Все опоры роторов НД и ВД, связанных с корпусом двигателя,

нумеруются по порядку, т.е., передняя опора компрессора НД это опора № 1;

задняя опора компрессора НД - № 2 и т.д. Номер межвальной опоры (передняя

опора турбины НД) № 4, 5.

Основные опоры ротора двигателя размещаются в 5 силовых корпусах

(рамах). В первой силовой раме (переднем корпусе компрессора) располагается

опора

№1. Он (рис.

2.05) представляет собой сварной узел, наружное и

внутреннее кольца которого соединены лопатками ВНА компрессора НД.

В промежуточном корпусе

компрессора

(Рис.

2.06) размещаются

опоры №№ 2 и 3; корпус включает

внутреннюю и промежуточную короб-

ки и наружное кольцо. Внутренняя и

промежуточная коробки соединяются

лопатками НА последней ступени

компрессора НД; промежуточная ко-

робка и наружное кольцо

- обтека-

Рис.

2.05.

Передний корпус

емыми полыми стойками

(внутри

компрессора: 1 - наружное кольцо;

нижней лопатки и стойки располагается

2 - лопатки ВНА; 3 - внутренняя

коробка с корпусом подшипника

вал привода коробки агрегатов).

Корпус диффузора камеры

сгорания сварной: наружная и

внутренняя

стенки

диффузора

соединены силовыми стойками; в

этом корпусе размещается опора №4

(задняя опора ротора компрессора

ВД). Силовая рама в задней части

камеры сгорания (рис. 2.07), состоит

из соединенных вместе силовых

Рис.

2.06. Промежуточный корпус

компрессора: 1 - фланец крепления

колец,

расположенных

вокруг

задней опоры компрессора;

газосборников камеры сгорания;

внутренняя

оболочка

второго

внутри данной рамы расположен

контура;

- силовые стойки

подшипник турбины ВД - опора №5.

второго контура;

- наружное

кольцо силовой рамы;

- фланец

Корпус диффузора и силовая рама

узла подвески двигателя

камеры

сгорания

соединены

наружным и внутренним корпусами камеры сгорания, образуя, таким образом,

мощную пространственную силовую раму в центральной части двигателя.

Силовыми элементами заднего корпуса турбины, где расположен задний

подшипник ротора турбины НД (опора №6), служат 4 стержня, расположенных

внутри обтекаемых защитных стоек. Данная рама тангенциальными силовыми

элементами (стержнями) соединена с силовым кольцом, где размещены узлы

задней подвески двигателя.

Силовые корпуса

(рамы)

образуют основу силового каркаса

двигателя. Единая силовая структура

статора

двигателя

образуется

следующим образом:

- передний корпус компрессора

соединяется

промежуточным

корпусом компрессора лопаточным

корпусом вентилятора (компрессора

НД;

внутри

этого

корпуса

Рис. 2.07. Силовая рама задней части

размещаются

направляющие

камеры сгорания:

- окно

аппараты двух первых ступеней

газосборника;

- ребра кольцевой

рамы; 3 - фланец крепления корпуса

вентилятора/компрессора НД) и

подшипника; 4 - корпус турбины

передним корпусом наружного

контура;

- промежуточный корпус компрессора соединяется с корпусом

диффузора корпусом комперессора ВД;

- силовая рама камеры сгорания и задний корпус турбины соединяются

корпусом турбины.

Заметим, что корпуса, образующие наружный контур (за исключением

переднего корпуса наружного контура и силового кольца задней подвески) не

предназначены для замыкания силовых потоков в корпусе двигателя (во время

технического обслуживания возможно снятие кожухов наружного контура для

подхода к камере сгорания).

Основные узлы подвески данного двигателя располагаются на

промежуточном корпусе компрессора; дополнительные - на силовом кольце,

расположенном вокруг заднего корпуса турбины и соединенном с ним

силовыми стержнями.

Из конструктивных особенностей двигателя можно отметить:

барабанно-дисковую конструкцию роторов

(соединительными

элементами всех роторов являются стяжные болты

(tie bolts), которые

обеспечивают передачу нагрузок и взаимную центровку деталей роторов);

- кольцевое бандажирование (shrouding) рабочих лопаток первой ступени

компрессора НД - бандажная полка (mid-span shroud) расположена примерно

на одной трети длины лопатки от ее конца;

- шарнирную подвеску рабочих лопаток второй ступени компрессора НД

и первой ступени компрессора ВД

(рабочие лопатки этих ступеней

соединяются с диском шарнирным вилочным соединением (fork joint); на

остальных ступенях используется крепление «ласточкин хвост» (“dovetail”) с

расположением рабочих лопаток в продольных пазах (longitudinal slots));

- передачу радиальных усилий в передней части компрессора ВД через

шариковый подшипник ведущей конической шестерни

(drive bevel gear)

центрального узла приводов;

- сварную конструкцию корпусов компрессора;

- рамную конструкцию направляющих аппаратов

(guide vanes)

компрессора;

- трубчато-кольцевую конструкцию камеры сгорания;

- использование двойного конического диффузора (double-conical diffuser)

с турбулизатором (turbulizer);

- раздельную конструкцию жаровых труб (cans) и газосборников (nozzle

boxes) камеры сгорания;

- пленочное воздушное охлаждение (film air cooling) стенок жаровых труб

и газосборников камеры сгорания;

- использование двухканальных рабочих форсунок (Duplex fuel nozzles);

- кольцевое полочное бандажирование

(tip shrouds) рабочих лопаток

турбины (рис. 2.08);

Рис. 2.08. Ротор турбины ВД: 1 - бандажированная лопатка; 2 - соединение

“елочка”; 3 - фланцевое болтовое соединение диска и вала; 4 - диск турбины;

5 - вал турбины

- использование соединений типа «елка» (fir-tree joints) для крепления

рабочих лопаток турбины в дисках;

- применение заклепок (rivets) для осевой фиксации рабочих лопаток

турбины;

- закрутку потока воздуха, охлаждающего диск первой ступени турбины

(tangential on board injector - TOBI));

- применение смесителя потоков наружного и внутреннего контуров

(exhaust mixer);

- применение масляных демпферных устройств

(oil film damper) на

роликовых опорах роторов (рис. 2.09).

Рис. 2.09. Опора турбины: 1 - масляная форсунка; 2 - роликовый подшипник;

- масляный демпфер;

- торцевое графитовое уплотнение;

маслосборная полость

Поскольку двигатель выпускался в течение многих лет и имел несколько

серий

(с

1-ой по

17-ую), то на его примере можно видеть, как

совершенствовалась конструкция ГТД. Так, первоначально, на опорах роторов

применялись лабиринтные уплотнения; на последних сериях двигателя они

были заменены безрасходными графитовыми уплотнениями (carbon seals) -

подобные уплотнения используются практически на всех современных ГТД.

Рабочие лопатки 1-ой ступени турбины (см., Рис. 2.10) на первых сериях

были неохлаждаемыми. В дальнейшем вначале были введены охлаждаемые

лопатки с радиальными каналами (single pass), а позже - конструкция лопаток с

петлевым движением (double pass) охлаждающего воздуха.

Рис. 2.10. Рабочие лопатки 1-ой ступени турбины (слева направо): без

охлпждения; с радиальным движением воздуха; с петлевым движением

воздуха

В сопловых лопатках 1-ой ступени турбины (рис. 2.11) первоначально

использовалась конструкция с небольшим дефлектором; в дальнейшем его

размеры были увеличены, а на последних сериях дополнительно были введены

каналы заградительного охлаждения спинки профиля лопатки.

Масляная система двигателя (рис. 2.12; lubrication system) представляет

собой замкнутую (closed loop recirculation) полнопоточную (full flow) систему

с «горячим» баком (“hot tank”). Она состоит:

- из подсистемы нагнетания

(pressure subsystem), включающей

нагнетающий маслонасос (pressure pump), давление которого регулируется

редукционным клапаном (regulating или reducing valve), и топливо-масляный

радиатор (fuel-cooled oil cooler);

Рис. 2.11. Лопатки соплового аппрата 1-ой ступени турбины: (слева направо)

с малым дефлектором; с большим дефлектором; с дефлектором и пленочным

охлаждением спинки лопатки

- подсистемы откачки (scavenge subsystem), включающей 5 маслосборных

полостей

(oil sumps),

5 откачивающих насосов

(scavenge pumps) и

воздухоотделитель

(de-aerator)

со спиральным движением масла,

расположенный в маслобаке (oil tank);

- подсистемы суфлирования масляных полостей

(vent или breathing

subsystem), соединяющей все масляные полости двигателя и маслобака с

полостью коробки приводов (accessory gearbox), где размещен центробежный

суфлер (deoiler).

Нагнетающий и откачивающие насосы шестеренного типа (gear-type

pumps). Контроль за работой маслосистемы обеспечивается по давлению и

температуре масла, входящего в двигатель. Контроль технического состояния

различных узлов двигателя, омываемых маслом, осуществляется

4-мя

стружкосигнализаторами (chip detectors).

Рис. 2.12. Схема маслосистемы: 1, 15, 16, 26 - насосы откачки (scavenge

pumps); 2, 10, 13 - масляные форсунки (oil jets); 3, 11, 12,14 - фильтры тонкой

очистки (last chance filters); 4 - датчик давления масла (oil pressure transmitter);

5 - датчик температуры масла (oil temperature probe); 6, 9 - линии системы

суфлирования

(vent subsystem lines);

- перепускные клапаны

(bypass

valves); 8 - кожух вала (shaft housing); 17, 25, 28, 32 -сигнализаторы стружки

(chip detectors);

18 - суфлирующее отверстие (vent port); 19 - центробежный

суфлер

(centrifugal de-oiler);

- коробка приводов

(accessory gearbox);

21 - редукционный клапан (pressure regulating valve); 22 - датчик перепада на

фильтре (oil filter pressure difference); 23 - основной маслофильтр (pressure oil

filter);

27 - нагнетающий маслонасос (pressure pump); 29

- мерный щуп

(dipstick); 30 - маслобак (oil tank); 31 - воздухоотделитель (de- aerator); 33 -

топливо-масляный радиатор (fuel-oil cooler)

Система автоматического управления

(engine control system)

гидромеханического

(hydro-mechanical) типа. Регулируемым

(управляемым)

параметром является температура газов перед турбиной

(turbine entry

temperature - TET); регулирующим (управляющим) фактором - расход топлива

(fuel flow). Соответственно, система управления выполнена по незамкнутой

(open-loop) схеме и температура газов перед турбиной регулируется в

зависимости от:

- изменения давления воздуха за компрессором (compressor discharge

pressure (CDP));

- частоты вращения ротора ВД (N2);

- температуры на входе в компрессор (compressor inlet temperature - CIT).

В соответствии с этим регулятор (Рис. 2.13) состоит из:

- датчиков давления воздуха за компрессором

(motor bellow); с

ограничителем давления (CDP limiter), частоты вращения ротора ВД (N2 sensor)

и температуры на входе в компрессор (motor bellow);

- механического множительного (multiplying device) и суммирующего

(summation device) устройств, обеспечивающих преобразование и

суммирование сигналов от датчиков давления воздуха за компрессором,

частоты вращения ротора ВД и температуры на входе в компрессор, а также

угла положения рычага управления двигателем (power lever angle);

- дроссельного крана (throttle valve), управляемого через гидравлический

усилитель (servomotor); последний состоит из управляющего золотника (pilot

valve), получающего сигнал от множительного устройства, и сервопоршня

(servopiston), соединенного с дроссельным краном);

- регулятора постоянного перепада давлений (pressure regulating valve) на

дроссельном кране, выполненного по схеме прямого действия (direct action);

- регулятора приемистости

(acceleration limiter), обеспечивающего

корректировку расхода топлива на переходных режимах;

Рис. 2.13. Регулятор Hamilton Standard JFC 60-1: 1 - ограничитель давления

за компрессором; 2 - рычаг выключения; 3 - рычаг управления двигателем; 4

- золотник сервомотора дроссельного крана;

- множительное

устройство; 6 - дроссельный кран; 7 - регулятор перепада давлений на

дроссельном кране; 8 - центробежный датчик; 9 - суммирующий механизм;

10 - кулачок автомата приемистости; 11 - датчик температуры воздуха на

входе в компрессор;

- компенсационный датчик;

- сервомотор

корректора по температуре; 14 - датчик давления воздуха за компрессором

- системы выключения двигателя, включающей специальный рычаг

останова (shut off lever).

Заметим, что установка рабочего режима двигателя производится не по

температуре газа на входе в турбину (ее замер не производится), а по таблицам

отношения полных давлений на выходе из турбины и входе в компрессор. Эта

величина носит название Engine Pressure Ratio (EPR).

Контроль за работой двигателя в полете обеспечивался индикаторами

стрелочного типа. В качестве примера на Рис. 2.14 представлена средняя панель

приборной доски кабины пилотов самолета Boeing

727-200. На ней

расположены (последовательно сверху вниз) индикаторы частоты вращения

ротора НД (N1), EPR, температуры выходящих газов (Exhaust Gas Temperature -

EGT), частоты вращения ротора ВД (N2) и расхода топлива (Fuel Flow).

Подобный инструментарий применялся на всех летательных аппаратах тех лет.

Рис. 2.14. Панель приборной доски кабины пилотов самолета Boeing 727-200

Силовая установка самолета с двигателем JT-8D снабжена реверсивным

устройством

(thrust reverser), которое является частью мотогондолы.

Основными его элементами являются

2 створки, которые в убранном

положении являются обтекателями задней части мотогондолы. В рабочем

положении створки

(Рис.

2.15)

образуют реверсивное устройство,

расположенное после выходного сечения сопла

(post-exit reverser). Таким

образом, на створки сопла действует поток газов, истекающий из реактивного

сопла с весьма высокой скоростью.

Рис. 2.15. Реверсивное устройство на самолете McDonnell Douglas DC-9

В 70-х г.г. была разработана новая модификация двигателя - JT8D-200

(рис.

2.16), где степень двухконтурности была увеличена до

1,74,

двухступенчатый вентилятор был заменен одноступенчатым, а тяга двигателя

была увеличена с 14000 lbf до 18500«21700 lbf. Была также модернизирована

конструкция основных опор, газовой турбины и смесителя потоков.

Этот вариант двигателя используется с 1977 г. на самолете McDonnel

Douglas DC-9-80 (впоследствии McDonnel Douglas MD-80).

Концепция технического обслуживания (maintenance concept) двигателей

является типичной для ТРДД малой степени двухконтурности. Основной ее

целью является проверка технического состояния различных частей двигателя

и, при необходимости, их ремонт или замена. Система технического

обслуживания включает:

- плановое техническое обслуживание (scheduled airline maintenance),

выполняемое при определенной наработке двигателя;

- техническое обслуживание по состоянию

(on-condition airline

maintenance);

- специальные виды контроля (specific inspections).

Плановое техническое обслуживание состоит из выполняемых через

фиксированные временные интервалы (hard time) проверок:

- А (check A), которая в основном базируется на визуальном осмотре

(visual inspection);

- В (check B), предназначенной для контроля фильтров (filter inspection);

- С (check C), в течение которой контролируется горячая часть двигателя

(hot section inspection - HSI);

- D (check D), во время которой производится обслуживание по тяжелым

формам (heavy maintenance).

Проверки А и В выполняются на самолете; при выполнении проверок С и

D двигатель снимается с самолета.

Техническое обслуживание по состоянию базируется на данных,

полученных экипажем в полете и на результатах наземного технического

обслуживания (включая специальные виды контроля и анализа трендов (trend

analysis) параметров). При этом учитывается наработка двигателя (engine life)

как по времени

(hours), так по термоциклическому нагружению

(цикл

нагружения в этом случае начинается от малого газа (idle), включает переход на

режим повышенной тяги (high power) и заканчивается возвращением на малый

газ).

Специальные виды контроля включают:

- спектральный анализ масла (spectrum oil analysis program - SOAP);

- проверку магнитных стружкосигнализаторов (chip detectors);

- проверку фильтров масляной, топливной и воздушной систем (filters);

- рентгеновский контроль (X-ray);

- радиоизотопный контроль (radio isotope inspection);

- бороскопический контроль (borescope inspection).

Николай Кузнецов НК-8

Советский ТРДД Николай Кузнецов НК-8 (Рис. 2.17) обладает весьма

оригинальной конструкцией. Впервые данная схема была применена на ТРДДФ

НК-6, подобную же схему имеют также ТРДД НК-86, НК-144 и др. Двигатель

сохраняет типичные особенности ТРДД малой степени двухконтурности:

двухвальную схему ротора; двухступенчатый вентилятор, встроенный в

конструкцию компрессора НД; канал наружного контура, располагаемый по

всей длине двигателя, и т.д.

Ротор НД трехопорный и состоит из двух отдельных узлов:

4-х

ступенчатого ротора компрессора и

2-х ступенчатой турбины. В роторе

компрессора НД первые две ступени компрессора НД - вентиляторные; две

задние ступени - подпорные. Располагается ротор на двух опорах: задней -

опорно-упорной

(шарикоподшипник)

передней

опорной

(роликоподшипник). Ротор турбины НД имеет лишь одну собственную опору

(роликовый подшипник), расположенную за дисками турбины; вал турбины

своим передним концом соединяется с ротором компрессора соединительной

муфтой, которая и является второй опорой ротора турбины НД.

Рис. 2.17. Схема ТРДД НК-8: 1 - передний корпус компрессора; 2 - лопатки

вентилятора; 3 - подпорные ступени компрессора НД; 4 - промежуточный

корпус компрессора; 5 - компрессор ВД; 6 - кольцевая камера сгорания; 7 -

турбина ВД; 8 - турбина ВД; 9 - задний корпус турбины; 10 - смеситель; 11 -

реверсивное устройство;

- реактивное сопло;

- передняя опора

компрессора НД; 14 - задняя опора компрессора НД; 15 - передняя опора

ротора ВД; 16 - задняя опора ротора ВД (межвальная); 17 - опора турбины

ротора НД

Ротор ВД двухопорный. Он состоит из 6-ступенчатого компрессора и

одноступенчатой турбины. Роторы компрессора и турбины соединены валом

большого диаметра. Ротор ВД опирается на две опоры: переднюю

(компрессорную) - опорно-упорную (шариковый подшипник), расположенную

в передней части компрессора, и заднюю (турбинную) - опорную (роликовый

подшипник), расположенную за диском турбины

(эта опора является

межвальной и радиальные усилия с ротора ВД через нее передаются на ротор

турбины НД).

Усилия с основных опор ротора двигателя передаются через силовые

корпуса - кольцевые силовые рамы. Их всего 3:

- передняя опора компрессора НД размещается в переднем корпусе

компрессора;

- задняя опора компрессора НД и передняя опора ротора ВД

- в

промежуточном корпусе компрессора;

- опора турбины НД - в заднем корпусе турбины.

Задняя (турбинная) опора ротора ВД, как указывалось выше, является

межвальной (Рис. 2.18).

Передний корпус компрессора сварной; наружная и внутрення стенки

этого корпуса соединены лопатками

ВНА компрессора НД. Промежуточный

корпус компрессора литой, внутренняя

коробка, разделительная и наружная

стенки

соединены

обтекаемыми

полыми

стойками.

Силовыми

элементами заднего корпуса турбины

служат

стержни,

расположенные

внутри обтекаемых защитных стоек.

Основные

узлы

подвески

размещены на промежуточном корпусе

компрессора; дополнительные

- на

заднем корпусе турбины. Таким

Рис. 2.18. Турбина: 1 - турбина ВД;

2 - турбина НД; 3 - задняя опора

образом, силовая схема данного

ротора ВД (межвальная); 4 - задняя

двигателя

существенно

проще

опора ротора НД

предыдущего: вместо 7 основных опор ротора в ТРДД JT8D у двигателя НК-8

их 5, а вместо 5 силовых корпусов только 3.

Из конструктивных особенностей двигателя можно отметить:

барабанно-дисковую конструкцию роторов

(соединительными

элементами всех роторов являются болты);

- кольцевое бандажирование рабочих лопаток первой ступени

компрессора НД и специальную «саблевидную» форму этих лопаток (Рис.

2.19);

Рис. 2.19. Ротор компрессора НД: 1, 3 - рабочие колеса вентилятора;

2 -

широкохордная саблевидная рабочая лопатка 1-ой ступени; 3 - рабочие колеса

подпорных ступеней

- использование в компрессоре для крепления рабочих лопаток

соединения «ласточкин хвост» с их расположением в продольных пазах (для

крепления рабочих лопаток вентилятора применялись демпферные соединения

«ласточкин хвост»);

- конструкцию корпусов компрессора с рамными направляющими

аппаратами;

- наличие местного перепуска над рабочим колесом первой ступени

компрессора ВД;

- использование двухпозиционных ВНА (two-position IGV) и заслонок

перепуска (bleed flaps) за V ступенью в компрессоре ВД;

- использование изоградиентного диффузора (isogradiential diffuser) с

турбулизаторами (рис. 2.20);

Рис. 2.20. Камера сгорания: 1 - выходной направляющий аппарат компрессора

ВД; 2 - диффузор; 3 - турбулизатор; 4 - головка 4 - головка жаровой трубы; 5

- радиальный штифт; 6 - заклепка; 7 - смесительное сопло; 8 - наружный

корпус;

- соединение со скольжением;

- внутренний корпус;

отверстия для пленочного охлаждения;

- ребро жесткости;

термокомпенсационный разрез

- применение пленочного воздушного охлаждения стенок жаровой трубы

камеры сгорания;

- использование смесительных сопел (dilution nozzles) в камере сгорания;

- применение многофорсуночной схемы подачи топлива в камеру

сгорания, характерной для жидкостных ракетных двигателей

(139 рабочих

форсунок, разделенных на 2 группы; Рис. 2.21);

- кольцевое полочное бандажирование рабочих лопаток турбины с

креплением их соединениями типа «елка» к дискам;

- применение дефлекторов

(impingement tube) в сопловых лопатках

турбины ВД и полых сопловых лопаток в турбине НД;

Рис. 2.21. Разрезы фрагментов камеры сгорания с двухканальными форсунками

(с раздельными соплами; а - канал 1-го контура; b - канал 2-го контура):1 -

форсунки 1-го контура; 2 - форсунки 2-го контура; 3 - фронтовая плита

применение вращающегося

дефлектора (cover plate) для охлаждения

диска турбины ВД;

- использование вала большого

диаметра в соединении роторов

компрессора и турбины ВД;

- применение упруго-демпферных

устройств на опорах роторов (рис. 2.22);

использование безрасходных

графитовых уплотнений масляных

полостей опор роторов.

Силовая установка снабжена

Рис. 2.22. Опора ротора двигателя

НК-8:

- упруго-демпферный

реверсивным устройством, которое

пакет;2 - подшипник; 3 - подвод

является частью двигателя. Оно

масла;4 - масляная форсунка; 5 -

торцевое графитовое уплотнение

расположено за смесителем потоков

наружного и внутреннего контуров

(до выходного сечения сопла; pre-exit

reverser) и включает 2 заслонки и отклоняющие решетки (cascade-type reverser),

расположенные сверху и снизу газоотводящей трубы двигателя.

В рабочем состоянии заслонки (Рис. 2.23) перекрывают поток, и он

направляется к отклоняющим решеткам, которые обеспечивают заданное

направление выходящего газового потока. В выключенном состоянии заслонки

реверсивного устройства закрывают отклоняющие решетки и образуют канал

проточной части выходного устройства - таким образом, заслонки не создают

значительного сопротивления газовому потоку. При включенном реверсе

проточная часть заслонками полностью не перекрывается, что обеспечивает

поддержание заданного противодавления за турбиной.

Рис. 2.23. Схема действия реверсивного устройства (а - реверс выключен;

b - реверс включен): 1 - решетка; 2 - заслонка; 3 - механизм управления

2.2. ТРДД большой степени двухконтурности

ТРДД большой степени двухконтурности

(называемые также

турбовентиляторными двигателями) выполняются по двух- или трехвальной

схеме. Каждая из этих схем имеет свои преимущества и недостатки. В

настоящее время двухвальная схема является более распространенной.

2.2.1. Двухвальные ТРДД большой степени двухконтурности

Основными особенностями ТРДД двухвальной схемы являются:

- переднее расположение вентилятора (в «холодной» части двигателя);

- одноступенчатый вентилятор (single-stage fan) без ВНА - такой вариант

упрощает компоновку двигателя и снижает гидравлические потери на входе в

двигатель, но требуемая закрутка рабочих лопаток вентилятора значительно

увеличивается;

- подпорный компрессор, ротор которого образует вместе с рабочим

колесом вентилятора единый ротор вентилятора/подпорного компрессора; (для

обозначения подпорного компрессора используются различные термины: в

частности, его иногда называется компрессором НД, бустером (booster) или

нагнетателем

(supercharger); ротор вентилятора/подпорного компрессора

обычно называется ротором НД);

- наличие поворотных лопаток (variable stator vanes; VSV) у входного

направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) нескольких

первых ступеней компрессора ВД

- они являются основным средством

устранения помпажа на двигателях этого типа;

- многоступенчатая малооборотная турбина вентилятора/НД

(обычно

называется турбиной НД);

- как правило, укороченный наружный контур (short-ducted turbofan) и в

этом случае раздельные реактивные сопла (separate jet nozzles) наружного и

внутреннего контуров;

- использование

«холодного» реверсивного устройства

(cold stream

reverser), расположенного в наружном контуре.

Первым ТРДД большой степени двухконтурности (m = 8) стал двигатель

General Electric TF-39

(1965 г.; США; рис.

2.24), созданный для военно-

транспортного самолета Lockheed C-5 Galaxy. На его базе был разработан и

первый коммерческий турбовентиляторный двигатель CF6-6

= 5,72;

устанавливался на пассажирском самолете McDonnel Douglas DC-10-10).

Рис. 2.24. General Electric TF-39

С одной стороны, в этих ТРДД используются технологии 60-х годов:

многоопорная схема роторов; многоступенчатый компрессор ВД (16 ступеней

для получения степени сжатия 24,3 в TF-39 и др. С другой же стороны, эти

двигатели имеют конструктивные особенности, ставшие типичными для

последовавших за ними турбовентиляторных двигателей: одноступенчатый

вентилятор

(точнее, в TF-39

- вентилятор, называемый

«полутора-

ступенчатым») без ВНА (в TF-39 периферийная часть вентилятора снабжена

ВНА); двухвальная схема с подпорным компрессором; компрессор ВД с

поворотными направляющими лопатками (в TF-39 - 7 ступеней с поворотными

лопатками); многоступенчатая турбина НД

(в TF-39

6 ступеней);

укороченный наружный контур и раздельные реактивные сопла наружного и

внутреннего контуров; реверсивное устройство, расположенное в наружном

контуре и т.д.

В настоящее время существует достаточно много различных ТРДД

большой степени двухконтурности. К ним относятся (см., также Табл. 3):

- CFM International CFM.56-2 (DC-8 Super 71/72/73), CFM.56-3 (Boeing

737-300/400/500), CFM.56-5 (Airbus Industrie A-318/319/320321/340); CFM.56-7

(Boeing 737-600/700/800/900);

- International AeroEngines (IAE) V2500 (Airbus Industrie A319/320/321 и

McDonnel-Douglas MD-90);

- Pratt&Whitney JT9D

(Boeing

747/767, Airbus Industrie A300/310 и

McDonnel Douglas DC-10), PW2000 (Boeing 757), PW4000 (Boeing 747/767/777 и

Airbus Industrie 300/310/330), PW6000 (Airbus Industrie A318);

- General Electric CF6-6 (DC-10-10), CF6-50 (DC-10-30, Boeing 747 и др.),

CF6-80 (Boeing 747/767, Airbus Industrie A300/310/330 и др.), CF34 (Bombardier,

EMBRAER и др.), GE90 (Boeing 777), Genx (Boeing 787);

- GE-P&W Engine Alliance GP7200 (Airbus Industrie A380-800);

- Rolls-Royce Tay

(Gulfstream и Fokker

70/100), BR

700 (Gulfstream,

Bombardier и Boeing 717), AE3007 (EMBRAER ERJ 135 и др.);

- Pratt&Whitney Canada PW300 (Gulfstream G200, Hawker 1000, Dassault

Falcon 7X и др.), PW500 (Cessna Citation), PW600 (Cessna Citation Mustang и

EMBRAER Phenom 100), JT15 (Cessna Citation, Aerospatiale Corvette, Mitsubishi

Diamond, Agusta S211 и др.);

- Пермское моторостроительное КБ

(ПМКБ) «Авиадвигатель» Павел

Соловьев ПС-90 (Ту-204/214/234 и Ил-96-300);

- Запорожское машиностроительное КБ (ЗМКБ) «Прогресс»/ Povazske

strojarne Letecke motory ДВ-2 (L-59);

- PowerJet SaM146 (Сухой Superjet 100) и др.

Рассмотрим особенности ТРДД данного типа на примере двигателей

семейств CFM International CFM.56, PowerJet SaM146, International AeroEngines

V2500 и Pratt&Whitney PW2000/4000.

Таблица 3

Двухвальные ТРДД большой степени двухконтурности

Двигатель

Фирма

Тяга

Масса

Применение

CFM

23500

4276

655

CFM56-3C

6,00

22,6

B.737

International

lbf

lb/sec

CFM56-5C

31200

5700

1027

-«»-

6,60

31,5

A340

lbf

lb/sec

International

28000

5610

825

V2528-D5

4,70

30,5

MD-90

Aero Engines

lbf

lb/sec

JT9D-59A

Pratt &

53000

8850

1639

DC10, A300B,

4,90

24,5

Whitney

lbf

lb/sec

B.747

38250

7160

1210

PW2037

-«»-

6.00

27.6

B.757

lbf

lb/sec

52000

9400

1700

PW4052

-«»-

5.00

27.5

B. 767, A310

lbf

lb/sec

87900

13700

2550

PW4084

-«»-

6.41

34.4

Boeing 777

lbf

lb/sec

General

52500

8731

1476

DC10-10,

CF6-50-C2

4,31

30,4

Electric

lbf

lb/sec

A300B, B.747

52500

8496

1650

CF6-80-C2

-«»-

5,31

27,4

B.767

lbf

lb/sec

BombardierCR

14500

2235

CF34-8

-«»-

5,0

28,0

J700, Embraer

lbf

170/175

87400

16644

8.40

3037

GE90-B4

-«»-

39.3

B.777

lbf

lb/sec

53000-

GEnx

-«»-

75000

B.787

lbf

Engine

70000

13050

GP7270

8.7

45.6

A380

Alliance

lbf

Pratt &

PW300

4750

4.50

180

Whitney

993 lb

23.0

BAe 1000

lbf

lb/sec

Canada

Пермское

157

2950

470

ПС90

ОАО «Авиа

4,50

35,5

Туполев Ту-204

кг

кг/сек

двигатель»

CFM International CFM.56

Объединение CFM International было создано в 1974 г. фирмами General

Electric (США) и SNECMA (Франция) для организации производства, продажи

и послепродажной поддержки семейства ТРДД большой степени

двухконтурности CFM.56 (в фирме SNECMA этот проект рассматривался как

M56 - это обозначение вошло в название совместного двигателя; в General

Electric

- как GE13; в аббревиатуре “CFM” фирмой General Electric было

использовано сокращение “CF” - Commercial Fan, применявшееся ею для

семейства ТРДД CF-6).

Фирма General Electric должна была изготавливать на своих

предприятиях газогенератор двигателя (использовался газогенератор военного

двигателя F101); фирма SNECMA

- вентилятор и турбину НД. Сборка

двигателей должна была вестись поровну в США и Франции, а два

региональных центра CFM International далее должны были действовать

независимо в своих зонах мира, обеспечивая продажу двигателей и их

послепродажную поддержку.

Первый двигатель CFM.56 был запущен в

1974 г. Однако, первая

модификация семейства, CFM.56-1, оказалась неудачной. Следующая

модификация CFM.56-2 нашла применение, в основном, на самолетах военного

назначения. Коммерческий успех способствовал объединению, когда его

третий проект, CFM.56-3, был выбран фирмой Boeing для установки на

модификации наиболее распространенных пассажирских самолетов B.737-300/-

400/-500 вместо предлагавшегося фирмой Pratt&Whitney JT8D-200

(на

самолетах B.737-100/-200 устанавливались ТРДД JT8D). Следующий двигатель

семейства, CFM.56-5 (рис. 2.25), устанавливается на более, чем 80% самолетов

Airbus Industrie A318, A319, A320, A321 и A340. В результате объединение

начало динамично развиваться: к середине 90-х годов его двигатели составляли

около 65% от всех, поставляемых на самолеты с пассажировместимостью более

100 мест.

Рис. 2.25. ТРДД CFM International CFM.56-5: 1, 2 - вентилятор; 3 - кок; 4, 16 - центробежные суфлеры;

5 - опора №1; 6 - бустер; 7 - корпус вентилятора; 8 - передняя рама; 9 - заслонки перепуска воздуха;

10 - поворотные направляющие лопаткт компрессора ВД; 11 - компрессор ВД; 12 - кольцевая камера

сгорания; 13 - опора №4; 14, 17 - задняя рама; 15 - опора №5; 18 - турбина НД; 19 - турбина ВД;

20 - срывной диффузор; 21 - опора №3; 22 - опора №2

Следующая разработка, двигатель CFM.56-7

(это первый серийный

двигатель, имеющий двухзонную кольцевую камеру сгорания) устанавливается

на дальнейшие модификации B.737-600/-700/-800.

В настоящее время в эксплуатации находятся следующие ТРДД

объединения CFM International:

- CFM.56-2 (1-3-9+кольц+1-4; тяга - 22000«24000 lbf; удельный расход

топлива - 0,36«0,37 lb/lbf hr; степень сжатия - 23,7«25,7; масса - 4617«4820

lb;);

- CFM.56-3

(1-3-9+кольц+1-4;

20000«23500 lbf;

0,38«0,39 lb/lbf hr;

22,6«25,2; 4290«4300 lb); - CFM.56-5A (1-3-9+кольц+1-4; 22000«26500 lbf;

0,32«0,33 lb/lbf hr; 24,1«27,8; 4860«4975 lb);

- CFM.56-5B/C (1-4-9+кольц+1-4; 21600«32500 lbf; 0,32«0,36 lb/lbf hr;

24,1«33,7; 5250«5670 lb);

- CFM.56-7

(1-3-9+кольц+1-4;

19500«27300 lbf;

0,35«0,38 lb/lbf hr;

21,7«28,9; 5234 lb).

Все модификации двигателей данного семейства имеют один и тот же

газогенератор и конструктивно-силовую схему (Рис. 2.26).

Рис. 2.26. Силовая схема ТРДД CFM.56 (А - передняя масляная полость; В -

задняя масляная полость): 1 - опора № 1; 2 - опора № 2; 3 - опора № 3; 4 -

опора № 4; 5 - опора № 5; 6 - задняя рама; 7 - передняя рама

Ротор НД состоит из одноступенчатого вентилятора с 3-ступенчатым

бустером и

4-ступенчатой турбины с жестким соединением роторов

вентилятора/бустера и турбины НД. Ротор опирается на две основных опоры:

шариковый подшипник ротора вентилятора/бустера (опора №1) и роликовый

подшипник турбины, размещенный за дисками турбины НД (опора № 5). Кроме

того, имеется дополнительная третья опора

(опора

№ 2), включающая

роликовый подшипник вентилятора/бустера и подшипник скольжения,

вступающий в работу при разрушении роликоподшипника.

Двухопорный ротор ВД включает

9-ступенчатый компрессор и

одноступенчатую турбину, соединенные валом большого диаметра. Передняя

опора включает шариковый подшипник (в модификациях CFM.56-5 и CFM.56-7

шариковый и роликовый подшипники) и расположена перед компрессором

(опора № 3); задняя (межвальный роликоподшипник) - за диском турбины ВД

(опора № 4).

Статор двигателя имеет только две силовых рамы: переднюю (forward

frame) и заднюю (rear frame). Передняя рама выполнена в виде сварного

корпуса с силовыми стойками; в ней размещаются три первых опоры. Задняя

рама расположена за турбиной НД - она представляет собой также сварную

конструкцию с силовыми стойками, на которую передаются усилия с задней

опоры ротора НД. Силовые рамы соединены корпусами компрессора ВД,

камеры сгорания и турбины; спереди к передней раме присоединены корпуса

бустера и вентилятора.

Одной из характерных особенностей современных ГТД является

модульная конструкция. Основная идея такой конструкции состоит в

повышении экономической эффективности использования двигателя.

Действительно, во-первых, различные узлы (модули) двигателя работают в

разных условиях и, в общем случае, значительно труднее обеспечить для

газовой турбины (ввиду больших рабочих температур и нагрузок) такой же

ресурс, как и для компрессора. Следовательно, в эксплуатации модуль турбины

ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год) - часть 2