ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год)

182

выпускался до 1997 г. Он стал самым массовым турбовальным двигателем в

мире - было выпущено более 23000 двигателей.

Основные параметры ГТД следующие: мощность на выходном валу -

1500 л.с.; удельный расход топлива - 275 г/л.с. час; расход воздуха - 8,0 кг/с;

температура газов перед турбиной - 1153 К; степень повышения давления - 6,6;

масса - 334 кг. В силовую установку вертолета входят 2 двигателя ТВ2-117,

главный редуктор ВР-8A и несущий

винт вертолета (Рис. 4.03).

ГТД ТВ2-117

(Рис.

4.04)

представляет

собой

двухвальный

двигатель со свободной турбиной. Он

состоит из

10-ступенчатого компрес-

сора, кольцевой камеры сгорания,

двухступенчатой турбины компрессора

и двухступенчатой свободной турбины.

Таким образом, его ротор состоит из

ротора газогенератора и ротора

свободной турбины.

Рис. 4.03. Силовая установка

вертолета: 1, 2 - двигатели;

Ротор газогенератора (турбокомп-

3 - главный редуктор

рессора) трехопорный и состоит из

ротора компрессора и ротора турбины

компрессора. Ротор компрессора

двухопорный: опорно-упорный шариковый подшипник расположен на задней

цапфе ротора; опорный роликоподшипник - на передней цапфе ротора. Ротор

турбины компрессора имеет одну собственную опору

- это роликовый

подшипник, расположенный за дисками турбины. Роторы компрессора и

турбины компрессора связаны соединительной муфтой

(shaft coupling),

расположенной на задней цапфе ротора компрессора.

184

Муфта

(Рис.

4.05) включает промежуточную шлицевую втулку

(intermediate spline sleeve), которая обеспечивает передачу крутящего момента и

сферическое соединение вала турбины с задней цапфой ротора компрессора,

которое осуществляет осевую фиксацию ротора турбины относительно ротора

компрессора.

Рис. 4.05. Соединительная муфта: 1 - промежуточная шлицевая втулка; 2 -

сферический хвостовик; 3 - упругое кольцо; 4 - вал турбины; 5 - выходной

направляющий аппарат компрессора

Ротор свободной турбины консольного типа, двухопорный: шариковый

подшипник расположен за дисками турбины; роликовый подшипник - на конце

вала турбины. Ротор свободной турбины промежуточными валами-рессорами

(они обеспечивают передачу только крутящего момента) соединяется с ходовой

частью главного редуктора.

Основные опоры размещены в кольцевых силовых рамах:

- передний роликовый подшипник ротора компрессора - в переднем

корпусе компрессора, представляющем собой литой корпус с полыми

силовыми стойками;

185

- задний шариковый подшипник ротора компрессора - в заднем корпусе

компрессора, в котором роль силовых элементов выполняют лопатки

выходного направляющего аппарата компрессора;

- роликовый подшипник ротора турбины компрессора - в промежуточном

корпусе турбины, расположенном между турбиной компрессора и свободной

турбиной

(корпус представляет собой сварную конструкцию с силовыми

стойками);

- оба подшипника свободной турбины - в силовой раме выходного

устройства, выполненной в виде сварного корпуса с силовыми стойками.

Кольцевые силовые рамы соединены в единую структуру:

- передний и задний корпуса компрессора - корпусами компрессора;

- задний корпус компрессора и промежуточный корпус турбины

корпусами камеры сгорания и турбины компрессора;

- промежуточный корпус турбины и силовая рама выходного устройства

- корпусом свободной турбины.

Узлы подвески двигателя

(Рис.

4.06) размещены на заднем корпусе

компрессора (эта плоскость проходит вблизи центра масс двигателя); второй

плоскостью опоры двигателя является сферическая пята силовой рамы

выходного устройства, расположенная в задней части двигателя - с помощью

этой пяты двигатель опирается на корпус главного редуктора вертолета.

К основным конструктивным особенностям двигателя относятся:

- барабанная конструкция ротора компрессора

(в задней части она

трансформируется в дисково-барабанную);

- крепление рабочих лопаток в барабане компрессора в кольцевых пазах;

- поворотные входной направляющий аппарат и направляющие аппараты

первых трех ступеней компрессора (размещены в передней части корпуса

компрессора);

- «двухстенная» конструкция задней части корпуса компрессора;

- изоградиентный диффузор камеры сгорания с турбулизатором и

направляющим элементом;

186

- кольцевая камера сгорания с пленочным воздушным охлаждением

жаровой трубы;

- конический вал турбины компрессора;

- барабанно-дисковая конструкция роторов турбины с использованием

торцевых шлицевых соединений и стяжных болтов;

- бандажирование рабочих лопаток турбин.

Рис. 4.06. Размещение силовой установки на вертолете: 1 - двигатель; 2 -

главный редуктор; 3 - передние узлы подвески; 4 - дополнительные узлы

подвески (устанавливаются при разборке силовой установки); 5 - сферическое

соединение двигатель/редуктор; 6 - узлы подвески редуктора

Топливная система включает электрические

(electrically-driven)

подкачивающие топливные насосы (насосы низкого давления) в вертолетной

части системы. На каждом двигателе установлен плунжерный насос (plunger-

type pump) высокого давления с неподвижной наклонной шайбой (wobbler

plate). Таким образом, этот насос является насосом постоянной

производительности (constant delivery pump).

Система управления силовой установкой выполнена по схеме «шаг-газ».

Она включает (Рис. 4.07):

- рычаг

«шаг-газ», состоящий из рычага управления двигателем с

рукояткой коррекции;

187

- программный механизм объединенного управления «шагом» и «газом»;

- регулятор оборотов ротора компрессора/турбины;

- регулятор оборотов свободной турбины.

Рис.

4.07. Схема системы управления:

- регулятор оборотов ротора

турбокомпрессора; 2 - преобразователь температуры газов; 3 - регулятор

оборотов свободной турбины; 4 - механизм объединенного управления; 5 -

рычаг «шаг-газ»; 6 - рукоятка коррекции; 7 - главный редуктор; 8 - несущий

винт; 9 - свободная турбина; 10 - компрессор и турбина компрессора

При работе системы пилот одновременно одним рычагом «шаг-газ» через

программный механизм объединенного управления

«шагом» и

«газом»

одновременно меняет настройку регулятора оборотов ротора турбокомпрессора

(при этом изменяется режим работы («газ») двигателя) и воздействует на шаг

несущего винта с целью поддержания постоянными обороты несущего винта

(lifting rotor).

Связь между шагом несущего винта и режимом работы двигателя

выбирается для условий, которые наиболее часто встречаются в эксплуатации.

При изменении внешних условий эта связь меняется, что приводит к

изменению частоты вращения несущего винта. Для восстановления оборотов

несущего винта система имеет дополнительную рукоятку коррекции.

188

Таким образом, в системе управления имеются

2 регулируемых

параметра: частота вращения ротора турбокомпрессора n_ТК и частота вращения

несущего винта (или частота вращения ротора свободной турбины n_СТ, т.к.,

ротор свободной турбины и несущий винт жестко связаны между собой через

главный редуктор). Соответственно, имеются и

2 регулирующих фактора:

подача топлива G_т, изменением которой меняется режим работы двигателя

(частота вращения ротора турбины/компрессора n_ТК), и угол установки

лопастей несущего винта _нв, с помощью которого поддерживается частота

вращения ротора свободной турбины n_СТ .

На равновесном режиме (steady-state mode) частоты вращения n_ТК и n_СТ

поддерживаются постоянными. Изменение внешних условий вызывает

отклонение режима работы силовой установки от равновесного и изменение

частот вращения. Регулятор оборотов ротора компрессора/турбины меняет

подачу топлива G_т, выводя несущий винт на прежние обороты.

Регулятор

оборотов

ротора

компрессора/турбины

включает

центробежный датчик с переменной настройкой от рычага

«шаг-газ» и

дозирующую иглу с клапаном постоянства перепада давлений на дозирующей

игле. Центробежный датчик и дозирующая игла связаны гидроусилителем.

Система управления включает также регулятор оборотов свободной

турбины n_СТ, работающий в режиме ограничения максимального числа

оборотов свободной турбины. Таким образом, на пониженных режимах (до 0,4

номинала для данного двигателя)

частота

вращения ротора

турбины/компрессора n_ТК определяется настройкой регулятора оборотов ротора

компрессора/турбины; на повышенных режимах частота n_ТК ограничивается

работой регулятора оборотов свободной турбины.

Кроме основных регуляторов система управления включает:

- автомат запуска;

ограничитель

максимальной

частоты

вращения

ротора

компрессора/турбины n_ТК;

189

- ограничитель максимального расхода топлива и ограничитель степени

повышения давления воздуха

к

(ограничивают максимальную мощность

двигателя);

- ограничитель максимальной температуры газов перед турбиной t_Г;

- синхронизатор мощности (обеспечивает синхронизацию работы 2-х

двигателей силовой установки вертолета).

Рис.

4.08. Главный редуктор вертолета:

- ведомая шестерня первой

ступени; 2 - входной вал редуктора; 3 - обгонная муфта; 4 - ведущая

шестерня первой ступени; 5 - шестерни второй ступени; 6 - шестерни

отбора мощности для привода хвостового винта; 7 - ведущая шестерня

ступени замыкания; 8 - промежуточная шестерня ступени замыкания; 9 -

шестерня внутреннего зацепления ступени замыкания;

- шестерня

внутреннего зацепления дифференциала; 11 - водило дифференциала; 12 -

ведущая шестерня дифференциала; 13 - вал несущего винта; 14 - сателлит

дифференциала; 15 - корпус редуктора

190

Главный редуктор ВР-8A

(Рис.

4.08) предназначен для передачи

мощности от двух турбовальных двигателей на несущий и рулевой винты. Его

кинематическая схема приведена на

Рис.

4.09. Редуктор представляет

собой трехступенчатое устройство с

общим передаточным отношением i

= 62,5.

В первой ступени используется

косозубая

передача

(две

цилиндрические шестерни Z₁ и

шестерня

Z₂;

передаточное

Рис. 4.09.Кинематическая схема

главного редуктора вертолета

отношение i_I = 2,88), суммирующая

(первая ступень развернута на 90°

мощность двух двигателей.

относительно оси ведомой шестерни)

На входе в ступень на входных

валах расположены обгонные муфты (муфты свободного хода) роликового типа

(Рис. 4.10).

В случае, когда соответству-

ющий двигатель создает крутящий

момент, муфта обеспечивает передачу

крутящего момента на редуктор за

счет заклинки роликов между

обоймами; при падении частоты

вращения

свободной

турбины

двигателя

(в момент, когда частота

вращения выходного вала свободной

турбины становится меньше, чем

Рис. 4.10. Роликовая обгонная

частота вращения входного вала

муфта: 1 - ведомая втулка;

2 - сепаратор; 3 - ведущий вал;

редуктора) ролики расцепляются,

4 - пружина; 5 - ролик

обеспечивая независимое вращение

191

трансмиссии несущего винта.

Вторая ступень

(шестерни Z₃ и Z₄

; i_II

= 2,13), представляет собой

коническое зацепление со спиральными зубьями, меняющее направление

вектора крутящего момента с горизонтального на вертикальное.

Третья ступень (шестерни Z₅, Z₆ и Z₇ дифференциала и Z₈, Z₉ и Z₁₀ ступени

замыкания; i_III

10,18) выполнена в виде дифференциально-замкнутого

редуктора (особенностью является то, что дифференциал расположен сверху,

ступень замыкания снизу). Ведущая шестерня ступени

(Z₅) соединяется с

выходом второй ступени шлицевой втулкой, что обеспечивает самоустановку

ведущей шестерни. Дифференциал имеет 5 сателлитов, изготовленных заодно с

осями, которые опираются на роликовые подшипники. Сателлитодержатель

разъемный и жестко соединен с фланцем вала несущего винта. Шестерня

внутреннего зацепления дифференциала болтами соединена с коническим

элементом, который обеспечивает привод ведущей шестерни ступени

замыкания через подвижное шлицевое соединение. Конструкция семи

промежуточных шестерен ступени замыкания идентична конструкции

сателлитов. Они расположены в корпусе, который болтами и втулками

соединен с корпусом редуктора. Шестерня внутреннего зацепления ступени

замыкания связана с сателлитодержателем дифференциала подвижным

шлицевым соединением.

Кроме того, редуктор имеет коническую передачу (шестерни Z₁₁ и Z₁₂)

для отбора мощности на привод хвостового винта - передача мощности к этому

зацеплению обеспечивается от второй ступени редуктора.

Ходовая часть редуктора размещается в литом корпусе, состоящем из

двух частей, которые соединены шпильками. В нижней части корпус снабжен

поддоном, служащим маслобаком маслосистемы главного редуктора.

Маслосистемы двигателя и главного редуктора выполнены раздельными.

Маслосистема двигателя представляет собой замкнутую циркуляционную

систему с

«холодным» маслобаком

(т.е., относится к, так называемым,

192

системам с «сухим» маслосборником (dry system)). Маслосистема главного

редуктора выполнена также циркуляционной, но емкостью для масла в ней

служит поддон корпуса редуктора (такие системы классифицируются, как

системы с «мокрым» маслосборником (wet system)).

Климов ТВ3-117

Турбовальный двигатель ТВ3-117 был разработан в 1965«1972 г. г. в

ОКБ-117 им. В.Я.Климова под руководством С.П. Изотова и С.В. Люневича.

Серийно выпускался с 1972 г. на ПАО «Мотор Сич», Украина. В настоящее

время производство перенесено на завод «Петербургские моторы».

Двигатель выпускается в

10 модификациях и устанавливается на

вертолетах Ми-8МТВ, Ми-17, Ка-32 и др. Основные параметры ГТД

(модификация ТВ3-117В) следующие: мощность - 2200 л.с. (на чрезвычайном

режиме; применение этого режима позволяет осуществлять посадку при отказе

одного из двигателей), 2000 л.с. (на взлетном режиме); удельный расход

топлива - 220 г/л.с. час; расход воздуха - 8,85 кг/сек; степень повышения

давления - 9,4; температура газов перед турбиной (максимальная) - 1263 К;

масса - 285 кг.

К данному семейству фактически относятся и ГТД ВК-2500, которые

представляют собой модификацию повышенной мощности двигателя ТВ3-

117ВМА (мощность - 2700 л.с. (на чрезвычайном режиме), 2000 л.с. (на

взлетном режиме); удельный расход топлива - 210 г/л.с. час; масса - 300 кг).

Силовая установка вертолета Ми-8МТВ состоит из 2-х двигателей ТВ3-

117ВМА, главного редуктора ВР-14, несущего и рулевого винтов.

ГТД ТВ3-117 (Рис. 4.11) состоит из входного устройства, 12-ступенчатого

компрессора, кольцевой камеры сгорания,

2-х ступенчатой турбины

компрессора, 2-ступенчатой свободной турбины и выходного устройства. Его

силовая схема практически полностью повторяет схему ТВ2-117.

Рис. 4.11. Турбовальный двигатель ТВ3-117: 1 - кок; 2 - опора №1; 3 - коробка приводов; 4 - воздушный

стартер; 5 - компрессор; 6 - опора №2; 7 - камера сгорания; 8 - термопара; 9 - турбина компрессора; 10 -

опора №3; 11 - свободная турбина; 12 - опора №4; 13 - опора №5; 14 - выхлопной патрубок; 15 -

соединительная рессора;

- клапан перепуска воздуха;

- механизм поворота НА;

- нижний

маслоагрегат; 19 - центральный привод

194

Газогенератор имеет трехопорный ротор:

- ротор компрессора установлен на передний роликовый (№ 1) и задний

шариковый (№ 2) подшипники;

- ротор турбины компрессора опирается на роликовый подшипник (№ 3),

расположенный за турбиной;

- соединение роторов турбины и компрессора обеспечивается

соединительной муфтой, передающей крутящий момент, осевую и поперечную

нагрузки.

Ротор свободной турбины опирается на передний шариковый (№ 4) и

задний роликовый (№ 5) подшипники.

Опоры роторов размещены в 4-х силовых рамах:

- переднем корпусе компрессора, выполненном в виде литой силовой

рамы с 4-мя стойками (опора № 1);

- заднем силовом корпусе компрессора

(роль силовых элементов

выполняют лопатки напрвляющего аппарата XII ступени компрессора; опора №

2);

- промежуточном корпусе турбины (роль силовых связей выполняют 3

силовые стойки, расположенные перед лопатками соплового аппарата 1-ой

ступени свободной турбины; опора № 3);

- силовом корпусе выходного устройства, выполненном в виде сварной

силовой рамы с 6-ю силовыми стойками и конусом (опоры №№ 4 и 5).

Подвеска

двигателя

выполняется также как и ГТД

ТВ2-117: основные узлы подвес-

ки размещены на заднем корпусе

компрессора

(рис.4.12); второй

плоскостью опоры двигателя

является

сферическая

пята

силовой

рамы

выходного

Рис. 4.12. Схема подвески двигателя

195

устройства (Рис. 4.13), где двигатель опирается на корпус главного редуктора.

На двигателе ТВ3-117 сохранены

некоторые особенности конструкции,

хорошо зарекомендовавшие себя при

эксплуатации ГТД ТВ2-117. Однако в

большей части его узлов применены

современные

конструктивные

технологические решения. К тем и

другим относятся:

все диски ротора осевого

компрессора (кроме диска 1-ой ступени)

сварены в единый блок электронно-

лучевой сваркой;

Рис. 4.13. Соединение двигателя

с главным редуктором:

- рабочие лопатки IV«XII ступеней

рессора привода редуктора; 2 -

компрессора закреплены в кольцевых

сферическая пята

пазах;

- обеспечение устойчивой работы компрессора достигается применением

поворотных лопаток входного направляющего аппарата и направляющих

аппаратов (НА) первых 4-х ступеней компрессора (Рис. 4.14), а также двумя

управляемыми клапанами перепуска воздуха за VII ступенью;

- используется прямоточная кольцевая камера сгорания с

12-ю

завихрителями;

- жаровая труба камеры сгорания состоит из секций, между которыми

расположены гофрированные кольца, что обеспечивает пленочное воздушное

охлаждение;

- фиксация жаровой трубы обеспечивается с помощью топливного

коллектора с рабочими форсунками;

- рабочие лопатки турбин выполнены бандажированными;

- диски роторов турбин соединены между собой торцевыми шлицами и

стяжными болтами;

196

- на последних сериях двигателя убраны вращающиеся дефлекторы;

- лопатки сопловых аппаратов первых трех ступеней турбины выполнены

полыми и охлаждаемыми;

Рис. 4.14. Механизм поворота лопаток НА: 1 - рычаг поворота лопаток ВНА;

2 - рычаги поворота лопаток НА; 3 - гидроцилиндр системы управления

- корпус турбины имеет

«двустенную» конструкцию, образованную

стенкой корпуса и полками лопаток сопловых аппаратов;

- выходной патрубок выполнен диффузорным с разворотом газового

потока на 60°;

- на опорах ротора применяются двухступенчатые уплотнения с

воздушным лабиринтным и масляным радиально-торцевым графитовым

уплотнениями;

- опоры №№ 1, 3 и 4 выполнены упруго-демпферными;

- запуск двигателя осуществляется воздушным стартером.

На входе в двигатель может быть установлено пылезащитное устройство.

Очистка воздуха, поступающего в двигатель, от песка и пыли обеспечивается за

счет инерционного эффекта в два этапа (Рис. 4.15).

197

Во-первых, засасываемый компрес-

сором воздух поступает в кольцевой

криволинейный канал. Частицы песка и

пыли, двигаясь в нем, по инерции

прижимаются к задней стенке обтекателя

и попадают во внутреннюю полость

сепаратора

- пылевую ловушку. Далее

воздух проходит в основной тракт через

Рис.4.15. Эжекторный пылеуло-

криволинейные каналы, образованные

витель

(а

- подвод воздуха к

кольцами

сепаратора.

Воздухом,

эжектору; b -отвод пыли): 1 -

центральный обтекатель;

подводимым от компрессора двигателя к

обечайка воздухозаборника; 3 -

эжектору, песок и пыль отбрасывается в

эжектор; 4 - сепаратор

трубопровод отвода и далее за борт.

На первых модификациях ГТД применяется гидромеханическая система

управления двигателем; на последних - электронно-гидромеханическая. Общая

схема управления силовой установкой (Рис. 4.16) принципиально не отличается

от рассмотренной ранее системы управления ГТД ТВ2-117. Как и в

предыдущем случае здесь имеются 2 управляемых (регулируемых) параметра:

частота вращения ротора турбокомпрессора n_ТК и частота вращения несущего

винта

(или частота вращения ротора свободной турбины n_СТ). Для этого

необходимы 2 управляющих (регулирующих) фактора. В данном случае это

подача топлива G_т, и угол установки лопастей несущего винта _нв.

Гидромеханический регулятор является основным

(его основные

элементы расположены в насосе-регуляторе). Электронный регулятор

двигателя (ЭРД) работает по ограничительной схеме. Он включает два контура

управления. Один из них представляет собой двухканальный автомат защиты

свободной турбины, ограничивающий предельную частоту вращения ее ротора.

198

Рис. 4.16. Схема системы управления: 1 - электронный регулятор двигателя

(ЭРД); 2 - регулятор температуры газов (РТ); 3 - ротор турбокомпрессора; 4

- ротор свободной турбины; 5 - несущий винт; 6 - главный редуктор; 7 -

рычаг «шаг-газ» (РГШ); 8 - рукоятка коррекции (РК); 9 - рычаг раздельного

управления двигателем (РРУД); 10 - механизм объединенного управления; 11 -

насос-регулятор (НР)

Другой является

ограничителем

частот

вращения ротора

турбокомпрессора с коррекцией по давлению p_H и температуре t_H на различных

режимах. Кроме того, через ЭРД работает и ограничитель температуры (РТ).

Для повышения его надежности используется сигнал температуры газов

между турбиной компрессора и свободной турбиной (на двигателе ТВ2-117

ограничивалась темература газов перед турбиной компрессора).

Главный редуктор ВР-14 имеет ту же кинематическую схему, что и

редуктор ВР-8А. Его передаточное отношение равно 78,125.

Pratt&Whitney Canada PT6T

Двигатель PT6T

(Рис.

4.17) представляет собой турбовальную

модификацию рассмотреннного ранее ТВД PT6. Основные данные двигателя:

мощность двигателя на выходном валу - 1800 л.с.; масса - 690 lbs; степень

сжатия компрессора - 7,3; расход водуха - 6,6 lbs/sec.

200

Связка из двух таких двигателей входят, например, в силовую установку

вертолетов Bell Helicopter/Agusta-Bell 212/412 или Sikorsky S58.

Конструкция двигателя PT6T подобна конструкции ТВД PT6 и

отличается от него, в основном, конструкцией редуктора. Это трехступенчатый

простой редуктор (Рис. 4.18) с передаточным числом i = 5 (передаточное число

всей трансмиссии вертолета к несущему винту составляет 20,4).

Рис. 4.18. Редуктор: 1 - ведомая шестерня 2-ой ступени; 2 - выходной вал; 3 -

ведущая шестерня 3-ей ступени; 4, 7 - ведомые шестерни 1-ой ступени; 5 -

входной вал; 6 - ведущая шестерня 1-ой ступени

Редуктор объединяет оба двигателя в связку. Две первые ступени

имеются на каждом из двигателей; при этом в ведомой шестерне второй

ступени расположена брусковая обгонная муфта (sprag clutch; Рис. 4.19). С

помощью третьей ступени крутящий момент от двух двигателей суммируется.

201

Рис. 4.19. Брусковая обгонная муфта: 1 - ведомая шестерня 2-ой ступени;

2 - выходной вал обгонной муфты; 3 - брусок; 4 - пружина

В связи с тем, что силовая установка состоит из двух двигателей и

редуктора, ее подвеска к вертолету осуществляется (Рис. 4.20):

- узлами подвески, расположенными в нижней части коробки приводов

каждого двигателя;

- двумя узлами подвески, расположенными в нижней части редуктора.

Рис. 4.20. Размещение двигателей на вертолете

202

Маслосистема силовой установки состоит из

3-х подсистем: двух

раздельных маслосистем двигателей (power section oil systems) и общей для

силовой установки маслосистемы редуктора (reduction gearbox oil system).

Маслосистема каждого двигателя (Рис. 4.21) выполнена по замкнутой

схеме с “горячим” маслобаком и воздушно-масляным радиатором. Маслобак

интегрирован в конструкцию двигателя (расположен в корпусе приводов).

Нагнетающая часть маслосистемы включает нагнетающий маслонасос,

обратный и редукционный клапаны. Масло направляется по двум линиям:

- основной поток идет к воздушно-масляному радиатору и далее через

маслофильтр на смазку и охлаждение опор и шестеренных зацеплений

двигателя;

- дополнительный поток направляется к подогревателю топлива (fuel

heater); этот поток сбрасывается в маслобак через специальный

регулировочный клапан (fine oil pressure adjusting valve).

Откачивающая часть маслосистемы имеет

3 маслосборные полости,

которые расположены:

- в нижней части редуктора (сюда также с помощью эжекторного насоса

(ejector pump) перекачивается масло от подшипников свободной турбины);

- в корпусе подшипника No. 2;

- в коробке приводов.

Масло откачивается 3 маслонасосами:

- от подшипника No. 2 непосредственно в маслобак;

- из маслосборной полости редуктора - в полость коробки приводов;

- из полости коробки приводов - в маслобак.

В полостях редуктора и коробки приводов расположены

стружкосигнализаторы.

Масляные полости редуктора (и опор свободной турбины) и опоры No. 2

суфлируются с полостью коробки приводов через систему откачки масла;

полость коробки приводов соединяется с полостью маслобака, которая

суфлируется с атмосферой через центробежный суфлер.

204

Маслосистема редуктора

(Рис.

4.22) предназначена для смазки и

охлаждения суммирующей ступени редуктора. Система не имеет отдельного

маслобака: полость для сбора и хранения масла интегрирована в конструкцию

корпуса редуктора и расположенный в нижней его части. Кроме того,

маслосистема включает нагнетающий маслонасос, воздушно-масляный

радиатор, маслофильтр и регулировочный клапан.

Рис. 4.22. Маслосистема редуктора: 1 - индикатор температуры и давления

масла; 2 - суфлирующее отверстие; 3 - нагнетающий маслонасос; 4 - корпус

редуктора; 5, 6 - фильтры; 7 - воздушно-масляный радиатор; 8 - индикатор

засорения фильтра; 9 - регулировочный клапан

В отличие от маслосистем, рассмотренных ранее, которые иногда

называются маслосистемами с «сухими» полостями (“dry” oil system), данная

маслосистема относится к классу систем с «мокрыми» полостями (“wet” oil

system). Не следует воспринимать этот вариант классификации дословно:

205

основным признаком первого варианта является наличие отдельного маслобака;

во втором варианте отдельный маслобак отсутствует.

Топливная система двигателя включает подогреватель топлива

(fuel

heater), шестеренный топливный насос

(fuel pump; с предварительным

эжекторным насосом и топливным фильтром), систему регулирования подачи

топлива, топливный аккумулятор (демпфер пульсаций давления топлива; fuel

surge damper), распределитель топлива (flow divider) и 14 одноканальных (или

двухканальных) рабочих форсунок (fuel nozzles).

Система регулирования подачи топлива (Рис. 4.23) представляет собой

пример пневмо-гидро-механической (pneumatic-hydraulic-mechnical) системы и

обеспечивает как ручной, так и автоматический варианты управления

двигателем. Программа управления обеспечивает поддержание постоянной

частоты вращения ротора свободной турбины (N2; и, следовательно, несущего

винта). Изменение настройки заданного режима работы двигателя

обеспечивается за счет изменения шага несущего винта (collective pitch).

Система управления состоит из:

- устройства ручного управления подачей топлива (Manual Fuel Control

unit (M.F.C.U.));

- устройства автоматического управления подачей топлива (Automatic

Fuel Control unit (A.F.C.U.)), включающего регулятор частоты вращения ротора

турбины и компрессора

(N1 governor) и регулятор постоянства перепада

давлений на дроссельной игле;

- регулятора частоты вращения ротора свободной турбины (power turbine

governor (N2 governor));

- регулятора крутящего момента (torque control unit (T.C.U.)).

Техническое обслуживание двигателя включает:

- оперативное техническое обслуживание (line maintenance);

- контроль горячей части двигателя (hot section inspection);

- обслуживание по тяжелым формам (heavy maintenance).

207

5. ВИНТО-ВЕНТИЛЯТОРНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Как известно, возможна классификация газотурбинных двигателей в

зависимости от степени двухконтурности. В соответствии с этим параметром

ТРД это двигатель, у которого степень двухконтурности m = 0 (так как второй

контур у него отсутствует). В ТРДД малой и большой степени двухконтурности

m изменяется от 0,3 до 8...10. Для ТВД, если рассматривать поток, проходящий

через проточную часть компрессора, камеры сгорания и турбины, как поток

первого

(внутреннего) контура, а воздушный поток, проходящий через

воздушный винт, как поток второго

(наружного) контура, их отношение

(степень двухконтурности) составляет 50 и более. Полагая, что ТРДД большой

степени двухконтурности могут достичь m = 10...15 без принципиального

изменения их схемы и конструкции, можно видеть, что остается диапазон

степеней двухконтурности по меньшей мере от

15...20 до

50...70, где

необходимы другие, отличные от классических ТВД и ТРДД схемные и

конструктивные решения. Таким образом, двигатели со степенью

двухконтурности в этом диапазоне можно рассматривать как особый тип

газотурбинных двигателей - эти двигатели получили название турбовинто-

вентиляторных (ТВВД) или винто-вентиляторных. Для двигателей со степенью

двухконтурности 10...25 иногда применяется другое наименование: «двигатель

со сверхвысокой степенью двухконтурности» (ultra-high bypass; UHB).

Основным достоинством ТВВД является возможность снижения

удельного расхода топлива: по расчетам это снижение может составить

30...40% по сравнению с ТРДД большой степени двухконтурности, что при

росте цен на топливо может оказаться чрезвычайно важным для дальнейшего

развития ГТД. Дополнительным преимуществом ТВВД является снижение

шума, создаваемого силовой установкой.

Следует заметить, что данный способ классификации в определенной

мере является условным, так как величины степеней двухконтурности для

208

различных типов двигателей пересекаются. В этой связи с анализом винто-

вентиляторных двигателей возникают определеные проблемы, так как один и

тот же винто-вентиляторный двигатель по одним особенностям может

рассматриваться как ТРДД большой степени двухконтурности, а по другим -

как ТВД. Тем не менее, основной особенностью ТВВД является наличие

движителя особого типа, который называется винто-вентилятором.

Существуют два основных варианта винто-вентиляторных двигателей, в

зависимости от расположения винто-вентилятора: он может быть размещен в

передней или задней части двигателя.

При переднем расположении винто-вентилятора возможны следующие

схемы:

- со свободным (незакапотированным или бескорпусным (Unducted Fan

(UDF)); Рис. 5.01) или закапотированным (т.е., размещенным в корпусе; Рис.

5.02 и 5.03) винто-вентилятором;

- с одноступенчатым (Рис. 5.01) или двухступенчатым (Рис. 5.02 и 5.03)

винто-вентилятором (в двухступенчатой схеме винто-вентиляторы вращаются в

противоположные стороны).

Увеличение степени двухконтурности ведет, как указывалось ранее, к

росту несоответствия между оптимальными частотами вращения вентилятора и

турбины - в результате число ступеней турбины и ее масса растет. Поэтому

целесообразно или повышать частоту вращения вентилятора или устанавливать

редуктор между турбиной и вентилятором. Таким образом, возможны как схема

прямого привода винто-вентилятора (Рис. 5.02), так и схема привода винто-

вентилятора через редуктор (Рис. 5.01 и 5.03).

209

Повышения КПД

двигателя можно

достигнуть и за

счет

управления

шагом рабочих ло-

паток винто-венти-

лятора - соответст-

венно

возможны

схемы винто-венти-

лятора с неизмен-

Рис.

5.01. ТВВД

(трехконтурный ГТД) с передним

ным положением

расположением винто-вентилятора и редукторным

его рабочих лопа-

приводом: 1 - винто-вентилятор; 2 - редуктор; 3 -

дополнительная ступень вентилятора;

ток/лопастей

газогенератор

(винто-вентилятор

постоянного шага; Рис.

5.02)

и винто-вентилятор с рабочими

лопатками/лопастями изменяемого шага (Рис. 5.01 и 5.03).

Рис. 5.02. Биротативный ТВВД

При заднем расположении винто-вентилятора обычно предлагается схема

двухступенчатого винто-вентилятора изменяемого шага.

211

Его привод может осуществляться или непосредственно от турбины

винто-вентилятора (прямой газодинамический привод (direct drive); Рис. 5.04)

или через редуктор (редукторный привод (reduction gear drive); Рис. 5.05).

Рис.

5.04. ТВВД с задним расположением винто-вентилятора и

безредукторным приводом:

- мотогондола;

- газогенератор;

биротативная турбина; 4 - лопасти винто-вентилятора

Анализ приведенных схем показывает, что любой ТВВД состоит из двух

основных частей: газогенератора и винто-вентилятора. Схемы и особенности

кострукции газогенератора практически не отличаются от газогенераторов ТВД

и ТРДД большой степени двухконтурности. Основное отличие ТВВД

заключается

конструкции винто-вентилятора,

который может

рассматриваться или как развитие обычного воздушного винта или как

трансформацию вентилятора ТРДД большой степени двухконтурности.

По сравнению с обычным воздушным винтом значительно возрастает

нагрузка на винто-вентилятор (при одном и том же диаметре). Это может быть

ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год) - часть 7