содержание      ..      1       2         ..

Трехвальный турбореактивный двухконтурный двигатель Д-436-148. Техническая эксплуатация (2006 год) - часть 1

УТВЕРЖДЕН 6370040000 РЭ-ЛУ
ТРЕХВАЛЬНЫЙ ТРДЦ Д-436-148 РУКОВОДСТВО ПО ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ 6370040000 РЭ (в трех книгах)

КНИГА 1
Раздел 072. ДВИГАТЕЛЬ (часть 1)
 

Осмотр и проверка двигателя после помпажа

Осмотр после попадания птиц или посторонних предметов в проточную часть двигателя

Осмотр после непрерывной работы двигателя на взлетном режиме или максимальном чрезвычайном режиме более 5 мин

Осмотр двигателя после эксплуатации в условиях обледенения с повышенными вибрациями

Осмотр и проверка двигателя после применения максимального реверса тяги до полной остановки самолета на прерванном взлете или посадке

Осмотр двигателя при хранении

Ознакомление с информацией бортовой системы технического обслуживания

ДВИГАТЕЛЬ - ОЧИСТКА, ОКРАСКА, КОНСЕРВАЦИЯ, РАСКОНСЕРВАЦИЯ И УПАКОВКА

Очистка наружных поверхностей двигателя

Удаление коррозии и восстановление лакокрасочного покрытия

Консервация масляной и топливной систем двигателя

 Расконсервация масляной и топливной систем двигателя
 

1. Общие сведения

Трехвальный турбореактивный двухконтурный двигатель Д-436-148 (рис. 1, 2, 3) предназначен для установки на региональный пассажирский самолет.

Двигатель выполнен по трехвальной схеме с осевым пятнадцатиступенчатым компрессором, промежуточным корпусом, кольцевой камерой сгорания, пятиступенчатой турбиной, реверсивным устройством в наружном (вентиляторном) контуре и раздельными нерегулируемыми выходными соплами наружного и внутреннего контуров.

Особенность трехвальной схемы - разделение ротора компрессора на три самостоятельных ротора, каждый из которых приводится во вращение своей турбиной.

При этом роторы имеют различные оптимальные для них частоты вращения и связаны между собой только газодинамической связью. Схема установки роторов - шестиопорная, т. е. каждый из трех роторов установлен на двух подшипниках.

Выполнение двигателя по трехвальной схеме позволило:

— применить в компрессоре ступени, имеющие высокий коэффициент полезного действия;

— обеспечить необходимые запасы газодинамической устойчивости компрессора;

~~ использовать для запуска двигателей пусковое устройство малой мощности, так как при запуске стартер раскручивает только ротор высокого давления.

Проточная часть двигателя за вентилятором разделена на внутренний и наружный контуры. Внутренний контур состоит из проточной части компрессора, камеры сгорания, турбины и реактивного сопла внутреннего контура. 

поверхности наружного контура над КНД. ротор КНД- барабанно - дисковой конструкции.

Диски первой, второй и третьей ступеней и сварной барабан четвертой, пятой и шестой ступеней соединены между собой и с передним и задним валами с помощью болтов. Рабочие лопатки первой ступени соединены с диском замками «елочного» типа, рабочие лопатки со второй по шестую ступень - замками типа «ласточкин хвост». Ротор КНД соединен с ротором турбины НД с помощью шлицев и образует ротор низкого давления.

Ротор НД установлен на двух подшипниковых узлах, имеющих масляные демпферы. Передний, шарикоподшипниковый узел установлен в упругой опоре типа «беличье колесо» с жестким ограничителем хода.

Компрессор высокого давления (КВД) - семиступенчатый, состоит из входного направляющего аппарата (ВНА) с поворотными лопатками, ротора 18, статора 19 и клапанами 38 перепуска воздуха за четвертой ступенью КВД.

Ротор компрессора высокого давления - барабанно - дисковой конструкции. Сварной барабан первой-четвертой ступеней, диски последних ступеней, передний и задний валы соединены между собой болтами. Лопатки с диском первой ступени соединены хвостовиками типа «ласточкин хвост» с продольными пазами на диске, лопатки и диски со второй по седьмую ступень соединены между собой замками «ласточкин хвост» с кольцевыми пазами в дисках.

Ротор КВД соединяется с ротором турбины высокого давления с помощью болтов и образует ротор высокого давления, установленный на двух подшипниковых опорах.

Передний шариковый подшипник установлен в упругой опоре типа «беличье колесо» с жестким ограничителем хода, смонтированной в промежуточном корпусе. Задний роликовый подшипник установлен на масляном демпфере в корпусе опор турбин.

Поворотные лопатки регулируемого входного направляющего аппарата 17 КВД (ВНА) позволяют производить отладку двигателя при стендовых ис-пытаниях. После отладки лопатки ВНА фиксируются в выбранном положении.

Промежуточный корпус 16 служит для формирования переходного канала от КНД к КВД и проточной части наружного контура, размещения агрегатов и приводов к ним, а также размещения передней опоры ротора КВД и узлов передней подвески двигателя.

Кольцевые оболочки промежуточного корпуса, формирующие проточную часть внутреннего и наружного контуров, соединены между собой восемью полыми стойками, внутри которых проходят коммуникации систем двигателя.

Промежуточный корпус состоит из собственно промежуточного корпуса, центрального привода 39, коробки 41 приводов и промежуточного привода

40. Все приводные агрегаты двигателя установлены на коробке приводов и получают вращение от ротора ВД через систему зубчатых передач и шлицевых рессор. К заднему фланцу наружной оболочки промежуточного корпуса крепятся элементы конструкции реверсивного устройства, к переднему фланцу крепится корпус СА вентилятора. К внутренней кольцевой оболочке спереди крепится корпус КНД, а сзади - корпус КВД. На промежуточном корпусе установлены также элементы капота газогенератора, формирующие внутреннюю поверхность наружного контура между стойками промежуточного корпуса. На наружной поверхности промежуточного корпуса размещены кронштейны 2 (рис. 1) крепления капотов наружного контура, кронштейны такелажные 6 (рис. 2), и 7 (рис. 1), транспортировочные 21 (рис. 1) и 20 (рис. 2), узлы передней подвески двигателя (рис. 1, поз. 8, 9; рис. 2, поз. 5 ), а также клапан 13 (рис. 2) централизованной заправки маслобака и агрегаты зажигания 8 (рис. 2).

В нижней части коробки приводов установлен дренажный бачок 23 (рис.1) для сбора й последующего удаления утечек масла из дренируемой полости переходника гидронасоса и топлива из корпуса камеры сгорания, остающегося при неудавшихся и ложных запусках.

Камера сгорания состоит из корпуса 36 (рис. 3), входного диффузора со

Лопатки, как сопловые, так и рабочие, неохлаждаемые; диски турбины вентилятора охлаждаются воздухом, отбираемым из-за КВД. Рабочие лопатки всех ступеней ротора ТВ бандажированы, соединены с дисками замками «елочного» типа.

Выходное устройство турбины состоит из корпуса задней опоры 32 (рис. 3), реактивного насадка 34, стекателя 33 и является выходным устройством внутреннего контура двигателя.

На корпусе задней опоры турбины имеется место крепления узла задней подвески двигателя к самолету.

Задний узел подвески двигателя состоит из штанги 25 съема тяги и кронштейна 31 задней подвески, установленного на силовом кольце, которое является частью внешней оболочки корпуса задней опоры. Внутри корпуса расположен подшипниковый узел ротора вентилятора.

В стойках, соединяющих внутреннюю и наружную оболочки корпуса, расположены коммуникации задней опоры ротора вентилятора.

Реверсивное устройство (РУ) 20 предназначено для создания обратной (отрицательной) тяги двигателя с целью сокращения длины пробега самолета при посадке и прерванном взлете.

РУ решетчатого типа, кольцевое с неподвижными решетками 12 (рис. 1) и двенадцатью створками, перекрывающими при реверсировании тяги канал наружного контура двигателя. На режимах прямой тяги створки устанавливаются в подвижном корпусе реверсивного устройства заподлицо с его внутренней поверхностью, формирующей канал наружного контура двигателя на участке между наружной оболочкой промежуточного контура и соплом наружного контура.

На подвижном корпусе РУ имеются проушины 11 для крепления шпангоута сдвижного обтекателя реверсивного устройства. На заднем кольце РУ размещены уплотнительные элементы 13 между РУ и соплом наружного контура.

РУ монтируется на заднем фланце промежуточного корпуса и включает в себя, кроме собственно реверсивного устройства, кинематическую часть

помощи активного эжектора, а масло сливается по каналу в полость коробки приводов.

Воздушная полость маслобака суфлируется в коробку приводов, которая в свою очередь суфлируется в атмосферу через центробежный суфлер. Система топливопитания и автоматического управления комбинированная, электронно-гидромеханическая, с двумя электронными каналами и резервным гидромеханическим каналом обеспечивает подачу топлива в двигатель в количестве, определяемом положением рычага управления двигателем (РУД) и условиями полета, и включает в себя следующие основные агрегаты:

— блок топливных насосов 19 (рис. 2);

— топливный регулятор 16;

— топливо - масляный агрегат;

— электронный блок.

Агрегаты системы при работе основной (электронной) системы управления в соответствии с заданными законами осуществляют:

— автоматическую подачу и дозирование топлива на запуске, на установившихся и переменных режимах;

— выдерживание постоянства заданного РУД режима при изменении условий полета (высоты, скорости, температуры окружающей среды);

— автоматическое ограничение параметров работы двигателя (частот вращения роторов высокого, низкого давления и вентилятора, температуры газа за ТНД) при достижении заданных значений на всех режимах работы двигателя;

— электронный блок обеспечивает выполнение одной из двух программ управления двигателем, необходимых для получения заданной тяги, в зависимости от варианта настройки САУ - вариант 148Б или 148Д (см. табл. 3.1). Варианты настройки САУ - автоматические, по сигналу, формируемому самолетными системами в зависимости от того, на какой вариант самолета установлен двигатель.

При работе резервной (гидромеханической) системы управления агрегаты

осуществляют поддержание расхода топлива на двух фиксированных режимах, соответствующих 0,2 или 0,7 максимально продолжительного режима работы двигателя (режим «0,2МП» и «0,7МП» соответственно) в зависимости от положения РУД.

Выключение двигателя осуществляется по электрической команде из кабины пилотов электромагнитым клапаном останова, устанавливаемым изготовителем самолета на кронштейн 15 (рис. 2) или механическим рычагом останова двигателя (РОД).

Запуск двигателя - автоматический. Раскрутка ротора ВД осуществляется стартером воздушным (СВ) 27 (рис. 1), установленным на коробке приводов двигателя.

В качестве источника сжатого воздуха для СВ используются вспомогательный газотурбинный двигатель, установленный на самолете, или наземные источники с аналогичными параметрами воздуха, а также работающий двигатель.

Программа запуска осуществляется автоматически агрегатами, входящими в состав системы запуска и системы автоматического управления. Система управления компрессорами включает автоматы 2 (рис. 2) управления КПВ КНД и автоматы 3 управления КПВ КВД, которые на заданных режимах управляют открытием - закрытием КПВ КНД и КПВ КВД. На двигателе установлены агрегаты системы энергоснабжения самолета:

— воздухо-масляный теплообменник 6 (рис. 1) и масляный фильтр 26 во внешней маслосистеме привода - генератора.

На коробке приводов выполнены приводы для привода-генератора и гидронасоса, устанавливаемых при монтаже двигателя на самолет.

При монтаже двигателя на самолет на двигатель устанавливаются также элементы самолетной противопожарной системы - сигнализаторы, коллекторы подвода огнегасящей жидкости и электрические кабели, а также капоты газогенератора, капоты и сопло наружного контура.

Датчики и сигнализаторы, установленные на двигатель, выдают сигналы

корпусных деталях двигателя.

С помощью оптического прибора можно осматривать следующие элементы проточной части двигателя:

— рабочие лопатки всех ступеней КНД и КВД;

— жаровую трубу с рабочими топливными форсунками;

—- сопловой аппарат ТВД;

— рабочие лопатки ТВД, ТНД и всех ступеней ТВ.

3. Основные данные

Таблица 3.2

ПРИМЕЧАНИЕ. Данные приведены для ресурса, установленного к началу пассажирских перевозок.               При увеличении          ресурса данные

будут уточняться по результатам  фактической        наработки.

3.8.            Высотность двигателя, м   12500

3.9.            Высотность запуска, м

—                на земле 3000

—                в полете 8000

3.10.         Топливо (рабочее и пусковое):

—                основное              ТС-1 по ГОСТ 10227-86,

ГСТУ 320.00149943.011-99

3.20.3. Количество отбираемого воздуха и условия отбора приведены в таблице 3.3 (для сведения).

Таблица 3.3

Рис. 1 (лист 1 из 3). Двигатель Д-436-148 (вид слева)

1. Приемник полного давления воздуха на входе в двигатель

2. Кронштейны крепления капота вентилятора

3. Переходник замера циркуляции масла при стендовых испытаниях

4. Панель главных соединителей

5. Система измерения давлений СИД-3-148

6. Воздухо-масляный теплообменник 5956Т

7. Кронштейн такелажный

8. Кронштейн подвески резервный

9. Тяга на кронштейне передней подвески двигателя

10. Кольцо переднее РУ для крепления шпангоута капота вентилятора.

11. Проушина каретки для крепления обтекателя реверсивного устройства

12. Решетка реверсивного устройства

13. Уплотнительный элемент между РУ и соплом наружного контура

14. Автомат управления клапанами перепуска воздуха КВД 4017.5В

15. Штанга съема тяги

16. Кронштейн задней подвески двигателя

17. Перегородка разделительная кожуха охлаждения корпуса ТВ

18. Плавающие опоры капота газогенератора

19. Емкость сливная

20. Термостружкосигнализатор

21. Кронштейн транспортировочный

22. Маслоагрегат

23. Бачок дренажный

24. Воздухоотделитель

25. Замок реверсивного устройства

Рис. 1 (лист 2 из 3). Двигатель Д-436-148 (вид слева)

26. Фильтр внешней маслосистемы привода-генератора

27. Стартер воздушный СВ-36-1

28. Панель преобразователя заряда П3-2к

содержание      ..      1       2         ..

//////////////////////////