содержание      ..     4      5      6      7     ..

ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год) - часть 6

152

154

балки: шариковый подшипник компрессора расположен в плоскости силовой

рамы диффузора; роликовый подшипник турбины - в конце конической балки.

Таким образом, опору ротора турбины можно рассматривать как

упругую: роль упругого элемента выполняет коническая балка. Упругий

элемент

(в виде упругого кольца) также установлен в передней опоре

компрессора между роликовым подшипником и лобовым картером.

Обе силовые рамы соединены между собой корпусом компрессора.

Корпусы камеры сгорания и турбины и выходное устройство присоединены

последовательно сзади к силовой раме диффузора; ходовая часть редуктора

размещена во внутренней полости лобового картера и соединена с ним в

окружном, радиальном и осевом направлениях.

Рис. 3.04. Корпус диффузора камеры сгорания: 1 - стакан подшипника задней

опоры ротора компрессора; 2 - силовая стойка; 3 - коническая балка; 4 -

стакан подшипника опоры ротора турбины

Основные узлы подвески двигателя размещены на лобовом картере;

дополнительные - на силовой раме диффузора камеры сгорания.

Из конструктивных особенностей двигателя можно отметить:

- барабанно-дисковую конструкцию ротора компрессора

(соединение

элементов ротора в единую структуру достигается радиальными штифтами);

155

- соединение рабочих лопаток компрессора с дисками замком типа

«ласточкин хвост»;

- нерегулируемый ВНА;

- сварную конструкцию корпуса компрессора с расположением разъема в

вертикальной плоскости;

- рамную конструкцию направляющих аппаратов компрессора;

- двухпозиционные клапаны перепуска воздуха, размещенные за V и VIII

ступенями компрессора;

- кольцевую камеру сгорания;

- жаровую трубу камеры сгорания с 8 головками, где расположены

стабилизаторы пламени (flameholder) со спиральными каналами;

- пленочное воздушное охлаждение стенок жаровой трубы;

- начальное зажигание топлива с помощью 2-х воспламенителей (pilot

burners);

- соединение дисков ротора турбины с помощью стяжных болтов (tie

bolts);

- соединение рабочих лопаток турбины с дисками замком типа «ѐлка»;

- двухопорную охлаждаемую конструкцию соплового аппарата I-ой

ступени турбины;

-

сварную конструкцию

сопловых аппаратов II-ой и III-ей

ступеней турбины;

- применение в турбине

лабиринтных

уплотнений

с

металло-керамическими

вставками;

-

систему

охлаждения

Рис. 3.05. Кинематическая схема

дифференциально-замкнутого

турбины:

корпус

турбины

редуктора:

охлаждается забортным воздухом;

I - дифференциальная ступень;

сопловой аппарат I-ой ступени

II - ступень замыкания

156

турбины, диски и соединения рабочие лопатки/диск I-ой и II-ой ступеней -

вторичным воздухом из камеры сгорания;

-

дифференциально-замкнутую схему редуктора

(Рис.

3.05)

с

передаточным отношением

(gear ratio) i

=

12,11, состоящую из

дифференциальной (планетарной) ступени, разделяющей передачу мощности

на два потока (около 30% мощности передается с водила (pinion carrier)

дифференциала на вал винта), и ступени замыкания

(перебора),

обеспечивающую передачу остальной части мощности и ее суммирование на

валу винта;

- гидромеханическую систему измерения крутящего момента

(ИКМ)

рычажного типа (Рис. 3.06; leverage hydromechanical torquemeter system).

Рис. 3.06. Система измерения крутящего момента: 1 - неподвижный диск

(связан с осями ступени замыкания); 2, 4 - цилиндр; 3 - маслонасос; 5 -

поршень; 6 - указатель давления в системе ИКМ; 7 - лобовой картер

Рис. 3.07. Схема маслосистемы АИ-24: 1 - флюгерный маслонасос; 2 - маслобак; 3 - суфлерный бачок;

4 - маслонасос ИКМ; 5 - маслофильтр; 6 - центробежный суфлер; 7 - маслонасос регулятора оборотов; 8 -

заслонка радиатора; 9 - воздушно-масляный радиатор; 10 - центробежный воздухоотделитель;

11, 12, 13 - насосы откачки масла; 14 - нагнетающий маслонасос; 15 - насос подпитки; 16 - указатель

положения заслонки радиатора; 17 - указатель давления и температуры масла; 18 - указатель давления масла

в ИКМ; 19 - указатель масломера; 20 - индикатор минимального остатка масла

Рис. 3.08. Втулка воздушного винта: 1 - гидравлический фиксатор шага; 2 - механический фиксатор шага;

3 - сервопоршень; 4 - центробежный фиксатор шага; 5 - лопасть винта; 6 - вал винта с маслоперепускным

устройством; 7 - датчик отрицательной тяги

161

- системы регулирования температуры газов перед турбиной

(TET),

выполненной по незамкнутой схеме.

p

T

total

total

G

f

TET



turboprop

prop

RPM

RPM

constant

regulator

setting

TET



PL

PL

regulator

p

T

total

total

Рис. 3.09. Схема системы управления ТВД (p_total и T_total - полные давление и

температура атмосферного воздуха)

Система управления частотой вращения воздушного винта представляет

собой регулятор оборотов (RPM или speed governor) с постоянной настройкой

(constant setting), где регулируемым параметром является частота вращения

воздушного винта

(RPM), а регулирующим фактором

- угол установки

лопастей воздушного винта (_prop). Он состоит из центробежного датчика

частоты вращения (flyweight; Рис. 3.10) и воздушного винта, которые связаны

гидромеханическим усилителем

(hydraulic amplifier или servomotor;

управляющий золотник (pilot valve) усилителя расположен в регуляторе Р68ДТ-

24; исполнительный сервопоршень, как указывалось выше, расположен во

втулке винта и связан с его лопастями). Система поддерживает постоянную

частоту вращения ротора двигателя на всех режимах (за исключением режима

«малый газ») за счет изменения угла установки лопастей винта.

162

Система управления воздушным винтом включает также систему

флюгирования (feathering system) и дополнительные защитные подсистемы.

Она состоит из:

-

подсистемы автоматического

флюгирования по крутящему моменту

(automatic positive torque feathering),

действующей на режимах выше

0,7

номинального;

-

подсистемы автоматического

флюгирования по отрицательной тяге

(automatic

drag-actuated

feathering),

срабатывающей при отрицательной тяге

более 720...850 кгс (датчик отрицательной

тяги расположен в редукторе двигателя у

Рис.3.10. Регулятор:

опорно-упорного подшипника вала винта);

1 - регулировочный винт;

-

подсистемы принудительного

2 - термокомпенсатор;

3 - пружина настройки;

флюгирования (manual feathering);

4 - управляющий золотник;

- подсистемы постановки винта на

5 - следящий золотник;

6 - центробежный датчик

промежуточный упор;

- подсистемы фиксации угла установки лопастей винта.

Во время работы системы флюгирования рабочая жидкость

(масло)

подается из маслобака с помощью флюгерного насоса (feathering pump).

Система регулирования температуры газов перед турбиной размещена в

насосе-датчике НД-24 и автомате дозировки топлива АДТ-24. Основная система

управления включает:

- баростат (barostat) с дозирующей иглой (metering valve);

- регулятор постоянного перепада давления (pressure drop regulator) на

дозирущей игле (дифференциальный механизм);

- рычаг управления (РУД; power lever (PL)).

164

165

ступеней и центробежной ступени, а затем в противоточную кольцевую камеру

сгорания.

Газы приводят во вращение одно- или двухступенчатую турбину

компрессора и одно- или двухступенчатую турбину винта и выходят в передней

части двигателя.

Таким образом, ротор двигателя состоит из двух роторов (Рис. 3.12):

- ротора турбины/компрессора;

- ротора свободной турбины, соединенного с валом винта через редуктор.

Рис. 3.12. Компоновка ГТД (№1«№6 - номера опор роторов): 1 - вал винта;

2 - 2-ая ступень редуктора; 3 - 1-ая ступень редуктора; 4 - свободная

турбина; 5 - турбина компрессора; 6 - компрессор; 7 - коробка приводов

Ротор турбины/компрессора представляет собой двухопорный ротор,

опирающийся на опорно-упорный шариковый подшипник (№ 1; расположен

перед ротором компрессора) и опорный роликоподшипник (№ 2; расположен

между турбиной и компрессором). Опорно-упорная опора выполнена упругой

(установлена в упругой втулке

(flexible housing)). Соединение ротора

компрессора и диска турбины обеспечивается жесткой шлицевой муфтой (Рис.

3.13).

166

Рис. 3.13. Соединения частей роторов компрессора и турбины

Ротор свободной турбины (с консольным расположением диска турбины)

опирается на роликовый подшипник (№ 3; расположен у дисков турбины) и

шариковый подшипник (№ 4; расположен на конце вала). Вал винта также

опирается на передний шариковый

(№ 6) и задний роликовый

(№ 5)

подшипники. В осевом направлении ротор свободной турбины и вал винта

механически не связаны между собой.

Передача крутящего момента от ротора свободной турбины к валу винта

обеспечивается через двухступенчатый планетарный редуктор

(two-stage

epicyclic reduction gear; передаточное отношение i = 15).

Силовая структура статора двигателя состоит из:

- корпуса редуктора, куда передаются усилия с опор вала винта и

крутящий момент с неподвижных звеньев кинематической схемы редуктора; к

167

корпусу редуктора сзади присоединен корпус вала свободной турбины, где

размещены подшипники ротора свободной турбины;

- корпуса диффузора центробежной ступени компрессра, к которому

крепится корпус опоры роликоподшипника ротора турбины/компрессора;

- корпуса входного устройства (соединенного с корпусом приводов), где

расположен шариковый подшипник ротора турбины/компрессора.

Корпус редуктора соединен с корпусом диффузора корпусом выходного

устройства и корпусом камеры сгорания

(к корпусу камеры сгорания

прикреплен корпус турбины); корпус диффузора соединен с корпусом входного

устройства корпусом компрессора. Основные узлы подвески размещены на

корпусе редуктора; дополнительные - на корпусе приводов.

Основными конструктивными особенностями двигателя являются:

- корпус входного устройства представляет собой литую кольцевую раму

(силовыми элементами рамы являются стойки);

- вход воздуха в двигатель обеспечивается через защитную сетку;

- ротор компрессора имеет барабанно-дисковую конструкцию (состоит из

дисков и крыльчатки центробежной ступени компрессора, стянутых

6-ю

стяжными болтами);

-

рабочие лопатки осевых

ступеней компрессора крепятся к

дискам соединением типа

«ласточкин

хвост»;

- диффузор камеры сгорания

выполнен со спиралевидными каналами

(Рис. 3.14);

- жаровая труба камеры сгорания

имеет

пленочное

воздушное

охлаждение; распределение входящего в

жаровую трубу воздуха обеспечивется

Рис. 3.14. Диффузор камеры сгорания

168

направляющими кольцами (louvered cooling rings), приваренными изнутри к

стенкам жаровой трубы (Рис. 3.15);

Рис. 3.15. Жаровая труба (а) и схема входа воздуха в жаровую трубу (b):

1 - бобышка для свечи зажигания; 2 - место для рабочей форсунки

- камера сгорания имеет 14 рабочих форсунок;

- сопловой аппарат турбины компрессора выполнен охлаждаемым;

- безбандажные рабочие лопатки турбины компрессора имеют

утонченный конец, что уменьшает трение при касании о корпус (squeeler tip);

- бандажированные рабочие лопатки свободной турбины;

- рабочие лопатки турбины соединяются с дисками замком типа «ѐлка» и

фиксируются в осевом направлении заклепками;

- газы выбрасываются из двигателя с помощью двух патрубков;

- каждая ступень редуктора представляет собой планетарную ступень с

одновенечными сателлитами (в 1-ой ступени - 3 сателлита; во 2-ой ступени - 5

сателлитов);

- редуктор оборудован гидромеханической системой измерения

крутящего момента

(ИКМ; Рис.

3.16; соединение неподвижной шестерни

169

первой ступени редуктора с корпусом выполнено спиральными шлицами

(helical splines)).

Рис. 3.16. Схема действия измерителя крутящего момента (ИКМ) (I - малая

мощность; II - большая мощность; а - подвод масла из маслосистемы

двигателя; b - масляная полость редуктора; с - канал с давлением масла на

выходе из датчика ИКМ): 1 - неподвижная шестерня 1-ой ступени редуктора;

2 - сателлиты 1-ой ступени редуктора; 3, 4, 5 и 6

- датчик ИКМ (поршень,

цилиндр, дозирующее отверстие и клапан);

7

- преобразователь;

8

-

индикатор

Pratt&Whitney Canada PW100

Первый двигатель семейства Pratt&Whitney Canada PW100 поступил в

эксплуатацию в 1984 г. К настоящему времени он является одним из самых

продаваемых ТВД, занимая около 90% рынка двигателей для региональных

самолетов. Двигатель имеет около 40 модификаций в диапазоне мощностей от

1800 до 5000 л.с. (1300«3700 кВт) и применяется на самолетах ATR 42/72;

Bombardier Q100/200/300/400; Fokker 50/60; Ильюшин Ил-114; Xian MA60 и др.

170

Например, в модификации PW127

(Рис.

3.17) он имеет эквивалентную

мощность 3200 л.с. (мощность на валу винта 2750 л.с.) при массе 520 кг.

Основные газодинамические параметры двигателя: расход воздуха - 8 кг/сек;

общая степень сжатия - 14,7; температура газов перед турбиной - 1400 К.

Рис. 3.17. Общий вид ТВД PW127

ТВД обычно подвешивается под крылом; схема подвески, подвода

воздуха в двигатель и отвода газов представлена на Рис. 3.18.

Рис. 3.18. Размещение ТВД на крыле сaмолета

171

Двигатель (Рис.

3.19) состоит из двух частей

(модулей): собственно

двигателя (turbomachinery module) и редуктора (reduction gear module). Эти

модули жестко соединены между собой.

Рис. 3.19. ТВД Pratt&Whitney Canada PW100: 1 - вал винта; 2 - вторая ступень

редуктора; 3 - первая ступень редуктора; 4 - ведущий вал релуктора; 5 -

входное устройство; 6 - компрессор НД; 7 - компрессор ВД; 8 - камера

сгорания; 9 - турбина ВД; 10 - турбина НД; 11 - турбина винта

Двигатель имеет трѐхвальную схему (Рис. 3.20):

- ротор НД состоит из центробежного

(в модификации PW150

-

трехступенчатого осевого) компрессора, который приводится во вращение

одноступенчатой осевой турбиной;

- ротор ВД также включает центробежный компрессор, вращаемый

одноступенчатой осевой турбиной;

- ротор свободной турбины (турбины винта) состоит из 2-х рабочих колес

турбины и соединительных валов, проходящих внутри роторов ВД и НД

(мощность турбины передается через редуктор и далее на воздушный винт).

Роторы свободной турбины и ВД вращаются против часовой стрелки;

ротор НД - по часовой стрелке (при виде сзади).

Рис. 3.20. Модуль двигателя Pratt&Whitney Canada PW127: 1 - воздухозаборник; 2 - крыльчатка компрессора

НД; 3 - крыльчатка компрессора ВД; 4 - диск турбины ВД; 5 - диск турбины НД; 6 - рабочие колеса свободной

турбины; 7 - рабочая форсунка; 8 - жаровая тпуба камеры сгорания; 9 - рессора привода агрегатов

173

Ротор ВД (Рис. 3.21) опирается на передний шариковый (опора № 4) и задний

роликовый (опора № 5) подшипники; ротор НД - на передний шариковый

(опора № 3) и задний роликовый (опора № 6); ротор свободной турбины - на

передний шариковый (опора № 1) и 2 роликовых подшипника (опоры №№ 2 и

7).

Рис. 3.21. Роторы двигателя (номера опор роторов обозначены цифрами)

Опоры роторов двигателя размещаются в силовых корпусах (см., Рис.

3.20 и 3.21):

-

№№ 1 и 2 - во входном устройстве (inlet case; силовые связи с

наружным корпусом выполняют стойки входного устройства);

-

№№ 3 и 4 - в промежуточном корпусе компрессора (intercompressor

case);

- № 5 - в корпусе газогенератора (gas generator case; роль силовых связей

с наружным корпусом выполняют лопатки диффузора компрессора ВД);

- № 6 и 7 - в корпусе турбины (силовые стержни проходят через полые

сопловые лопатки 3-ей ступени турбины).

Центробежные компрессоры НД и ВД одностороннего типа. Степень

сжатия компрессора НД составляет 2,6; степень сжатия компрессора ВД - 5,65.

Диски и рабочие лопатки крыльчаток выполнены монолитными. Передние

174

кромки лопаток загнуты для безударного входа воздуха (Рис. 3.22). Подача

воздуха из компрессора НД в компрессор ВД обеспечивается 21 трубой (Рис.

3.23).

Рис. 3.22. Компрессор ВД

Рис. 3.23. Компрессор НД

Камера сгорания кольцевая противоточная

(annular reverse-flow

combustion chamber), что упрощает компоновку двигателя с центробежным

компрессором и уменьшает длину ГТД.

Ходовая часть редуктора представляет собой простой двухступенчатый

двухпоточный редуктор

(two-stage geartrain; Рис.

3.24) c с передаточным

отношением i = 16,67 (с 20000 до 1200 об/мин). 1-ая ступень состоит из

ведущей и двух ведомых шевронных шестерен (first-stage helical gears); 2-ая -

из двух ведущих и одной ведомой прямозубых шестерен. Таким образом, в 1-ой

ступени мощность, подводимая от свободной турбины, разделяется на два

потока; во второй ступени она суммируется. Обе ступени имеют наружные

зацепления; соответственно вал винта вращается в сторону вращения ротора

свободной турбины.

175

Рис. 3.24. Редуктор ТВД PW100: 1 - вал винта; 2 - ведомая шестерня второй

ступени; 3, 4 - ведущие шестерни второй ступени; 5, 10 - ведомые шестерни

первой ступени; 6 - датчик ИКМ; 7 - валик ИКМ; 8 - ведущая шестерня

первой ступени; 9 - ведущий вал

Ведущий вал (helical input gerashaft; Рис. 3.25) опирается на 2 роликовых

подшипниках (опоры № 8 и № 9). Два промежуточных вала также опираются

на роликовые подшипники. В осевом направлении они связаны с ротором

свободной турбины. Вал винта (propeller shaft) спереди опирается на спаренные

роликовый и шариковый подшипники (опора № 18/19); сзади - на роликовый

подшипник (опора № 15). Таким образом, вал винта механически связан с

ротором свободной турбины в окружном направлении

(тем самым

обеспечивется передача мощности от свободной турбины на воздушный винт);

в осевом направлении механической связи между ними нет.

176

Ходовая часть редуктора размещена в корпусе (housing set), состоящем из

трех жестко соединенных между собой частей: переднего

(front housing),

заднего (rear housing) и входного (input housing) корпусов. Корпус редуктора

жестко соединен со статором двигателя в единую силовую конструкцию (rigid

unit).

Рис. 3.25. Схема опор редуктора

Редуктор оборудован

2-мя бесконтактными датчиками системы

измерения крутящего момента (ИКМ). Применяется система ИКМ торсионного

типа: для этого промежуточные валы редуктора

(передающие крутящий

момент) содержат внутри рессоры, разгруженные от передачи момента.

Редуктор снабжен тормозом воздушного винта (propeller brake): при его

включении на работающем двигателе ротор, включающий свободную турбину,

178

4. ТУРБОВАЛЬНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Турбовальный двигатель отличается от ТВД тем, что вместо воздушного

винта мощность двигателя передается на другой потребитель. В авиации им

чаще всего являются несущий и рулевой винты вертолета. Как и для ТВД, здесь

возможна одновальная схема, когда мощность, развиваемая турбиной,

передается на компрессор двигателя и внешний потребитель. Однако, основной

особенностью авиационных турбовальных двигателей является применение

свободной турбины

- в этом случае они состоят из одно- или двухвального

газогенератора и свободной турбины, мощность которой передается через

главный редуктор на несущий и рулевой винты вертолета (в случае вертолета

соосной схемы

- на два несущих винта). Таким образом, подобный

турбовальный двигатель является двух- или трехвальным.

Первый одновальный турбовальный двигатель TT782 был построен

французской фирмой Turbomeca в 1948 г.

- он был одновальным и его

мощность составляла

100 л.с. На его базе в

1950 г. был создан также

одновальный турбовальный двигатель Artouste (мощность 280 л.с.; Рис. 4.01),

который применялся на вертолетах Aérospatiale Alouette II и др.

Рис. 4.01. Турбовальный двигатель Turbomeca Artouste

180

содержание      ..     4      5      6      7     ..