Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
-21 -
Классификация реактивных двигателей. Формула тяги.
Уде́льная тя́га — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемой им тяги к массовому расходу топлива. Измеряется в метрах в секунду (м/с = Н·с/кг = кгс·с/т.е.м.) и означает, в данной размерности, сколько секунд данный двигатель сможет создавать тягу в 1 Н, истратив при этом 1 кг топлива (или тягу в 1 кгс, истратив при этом 1 т.е.м. топлива). При другом толковании удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (примерно равное 9,81 м/с²).[1]
Формула приближенного расчета удельного импульса (скорости истечения) для реактивных двигателей на химическом топливе выглядит, как:
где Tk — температура газа в камере сгорания (разложения); pk и pa — давление газа соответственно в камере сгорания и на выходе из сопла; y — молекулярный вес газа в камере сгорания; u — коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u ≈ 15). Как видно из формулы в первом приближении, чем выше температура газа, чем меньше его молекулярная масса и чем выше соотношение давлений в камере РД к окружающему пространству, тем выше удельный импульс[2].
↑ На языке формул это можно записать следующим образом. Тягу двигателя F можно выразить следующим образом:
,
где veff — эффективная скорость истечения реактивной струи (м/с), — скорость расхода массы топлива (кг/с). Таким образом, удельная тяга, как отношение тяги двигателя к массовому расходу топлива определяется как:
,
и измеряется в м/c. Если брать отношение тяги к весовому расходу топлива, то:
,
где g — ускорение свободного падения. Величина измеряется в величинах . Таким образом, если тяга выражена в килограмм-силах, удельная тяга получается в секундах.
Термодинамический цикл ТРДФ, назначение основных узлов ГТД.
Цикл Брайтона/Джоуля — термодинамический цикл, описывающий рабочие процессы газотурбинного, турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей внутреннего сгорания, а также газотурбинных двигателей внешнего сгорания с замкнутым контуром газообразного (однофазного) рабочего тела.
Цикл назван в честь американского инженера Джорджа Брайтона, который изобрёл поршневой двигатель внутреннего сгорания, работавший по этому циклу.
Идеальный цикл Брайтона состоит из процессов
1—2 Изоэнтропическое сжатие.
2—3 Изобарический подвод теплоты.
3—4 Изоэнтропическое расширение.
4—1 Изобарический отвод теплоты.
С учётом отличий реальных адиабатических процессов расширения и сжатия от изоэнтропических, строится реальный цикл Брайтона (1—2p—3—4p—1 на T-S диаграмме)
Термический КПД идеального цикла Брайтона принято выражать формулой:
где — степень повышения давления в процессе изоэнтропийного сжатия (1—2);
— показатель адиабаты (для воздуха равный 1,4)
Следует особо отметить, что этот общепринятый способ вычисления КПД цикла затемняет суть происходящего процесса. Предельный КПД термодинамического цикла вычисляется через отношение температур по формуле Карно: .
где T1 - температура холодильника;
T2 - температура нагревателя.
Ровно это же отношение температур можно выразить через величину применяемых в цикле отношений давлений и показатель адиабаты:
.
Основные узлы: входное устройство, компрессор, камера сгорания, турбина.
ВУ - предназначено для подвода воздуха к компрессору двигателя. В зависимости от расположения двигателя на самолете оно может входить в конструкцию самолета или в конструкцию двигателя. Входное устройство способствует повышению давления воздуха перед компрессором.
Компрессор (от лат. compressio — сжатие) — устройство для сжатия и подачи воздуха под давлением. В турбореактивных двигателях применяются компрессоры центробежные и осевые. В осевом компрессоре при вращении ротора рабочие лопатки, воздействуя на воздух, закручивают его и заставляют двигаться вдоль оси в сторону выхода из компрессора. В центробежном компрессоре при вращении рабочего колеса воздух увлекается лопатками и под действием центробежных сил движется к периферии. Наиболее широкое применение в современной авиации нашли двигатели с осевым компрессором.
Одним из основных элементов турбореактивного двигателя является камера сгорания, расположенная за компрессором. В конструктивном отношении камеры сгорания выполняются трубчатыми, кольцевыми и трубчато-кольцевыми.
Для привода компрессора ТРД служит газовая турбина. В современных двигателях газовые турбины выполняются осевыми. Газовые турбины могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми (до шести ступеней). К основным узлам турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабочие колеса, состоящие из дисков и расположенных на их ободах рабочих лопаток. Рабочие колеса крепятся к валу турбины и образуют вместе с ним ротор.
Рассмотрим межлопаточный канал (Рисунок 1.4.1). Из первого начала термодинамики следует
где Eвнеш - энергия, подведенная потоку из внешнего источника; Qвнеш - теплота, подведенная из внешнего источника; Lвнеш - работа, подведенная из внешнего источника
Примечание: если теплота или работа отводится, то необходимо поставить знак “-” перед соответствующим воздействием. Например, в рабочей компрессорной решетке работа подводится к потоку, соответственно +Lвнеш, в турбинной ступени работа отводится от потока, соответственно -Lвнеш.
Рис.1.4.1
Если не происходит никаких воздействий на поток(Eвнеш=0), а также отсутствуют потери энергии (адиабатный процесс), то Е1=Е2.
В лопаточных решетках обычно влияние подведенной теплоты не наблюдается (однако очевидно, что в решетках с охлаждением происходит отвод теплоты), поэтому Qвнеш=0.
Баланс энергии для межлопаточного канала имеет вид
(1)
Также по определению
(2)
где сv – теплоемкость при постоянном объеме; T – статическая температура потока, k – показатель адиабаты; g – ускорение свободного падения; H – высота; с – скорость потока.
В уравнении (2) первый член – внутренняя; второй и третий – потенциальная; четвертый -кинетическая энергии. По определению энтальпии
(3)
Тогда выражение (1) примет вид
(4)
В турбомашинах , поэтому (4 ) примет вид
(5)
Работа, совершенная потоком Lвнутр=- Lвнеш. Преобразуя (5), получим
(6)
Еще раз обратим внимание, что работа потока Lвнутр противоположна по знаку внешней работе (работе, совершенной над потоком), поэтому работа, совершенная потоком в ступени турбины имеет знак “+”, а в компрессорной - “-”.
Применим уравнение (5) для осевой турбинной ступени (Рисунок 1.4.2).
Рис.1.4.2
Для соплового аппарата
(7)
Обратим внимание, что работа в сопловой решетке не совершается (поток только ускоряется, происходит превращение потенциальной энергии в кинетическую). Для рабочей решетки
(8)
Сложим уравнения (7) и (8). Работа турбинной ступени
(9)
Выражение (9) не содержит в явном виде трения, хотя оно присутствует (внутреннее трение в газа, внешнее – о стенки каналов). Это связано с тем, что силы трения – внутренние силы, и они уравновешиваются внутри системы, их работа полностью переходит в тепло. Наличие трения вызывает перераспределение между кинетической энергией и энтальпией. Обычно для осевых ступеней , поэтому (9) примет вид
(10)
Параметры заторможенного потока газа.
Для конечного участка потока 1-2 уравнение энергии имеет вид:
, (1)
где h* - полная энтальпия, или энтальпия адиабатного торможения при скорости потока W=0. Таким образом, при движении газа его полная энергия, состоящая из кинетической энергии видимого движения и энергии, выражаемой энтальпией h=u+pv, остается постоянной. Всякое изменение кинетической энергии вызывает соответствующее изменение его энтальпии, а, следовательно, и температуры. В соплах скорость увеличивается, а температура уменьшается. В диффузорах скорость уменьшается, а температура увеличивается.
При полном торможении потока (w=0) температура принимает наибольшее значение и называется температурой полного торможения Т*. Для идеального газа ср=const, h=cpT и h*=cpT*. Тогда из уравнения (1) следует, что:
cpT*=cpT+, или , (2)
где Т – статическая температура (температура движущейся среды). В уравнении (2) второй член правой части преобразуем к следующему виду:
,
где R=cp-cv по уравнению Майера; cp=кcv, M=W/a – число Маха; a2=кRT;
а – скорость звука. Тогда окончательно получим выражение для расчета скорости торможения:
Т*=Т. (3)
Расчет давления торможения проводится по формуле:
. (4)
Плотность заторможенного потока будет равна:
.
5. Удельные параметры ГТД
Для сравнительной оценки совершенства ГТД вводят в рассмотрение относительные величины, характеризующие наиболее важные их свойства. Этими величинами являются удельные параметры двигателя и его КПД.
К числу основных удельных параметров ГТД относятся удельная тяга, удельный расход топлива, удельная масса, удельный объем и удельная лобовая тяга. Все указанные величины определяются по создаваемой двигателем тяге (внутренней или эффективной). С точки зрения использования двигателя как авиационной силовой установки более правильно определять удельные параметры по эффективной тяге. Но последняя в значительной степени зависит от способа установки двигателя на самолете. Для оценки же свойств самого двигателя удельные параметры принято определять по внутренней тяге, как это и делается ниже.
Удельной тягой Rуд (Н-с/кг) называют отношение тяги к секундному расходу воздуха через двигатель:
Rуд =R/Gв.
Rуд =(1+gτ)cc-V+(pc-pн) Fc/ Gв .
При полном расширении газа в сопле
Rуд =(1+gτ)cc.п-V
В тех же случаях, когда, кроме того, можно пренебречь расходом топлива, выражение для удельной тяги принимает следующий простой вид:
Rуд =cc.п-V.
Удельная тяга в однотипных двигателях характеризует их лобовые размеры. Чем выше Rуд, тем меньше при заданной тяге потребный расход воздуха через двигатель, а следовательно, его диаметр и масса.
Удельным расходом топлива Суя [кг/(Н-ч)] называется отношение часового расхода топлива Gт.ч к развиваемой двигателем тяги
Cyд=Gт.ч /R.
Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя. Чем он меньше, тем больше при заданной скорости дальность и продолжительность полета самолета.
Удельной массой двигателя γдв (кг/Н) принято называть от шение массы двигателя Gдв к тяге
γдв= Gld /R.
Чем меньше удельная масса двигателя, тем меньше при заданной тяге масса и вес всей силовой установки, которые в значительной степени влияют на такие важные данные самолета, как ее дальность, потолок, грузоподъемность и скорость.
Удельным объемом двигателя νдв (м3/Н) называют отношение объема двигателя Vдв к его максимальной тяге
νдв =Vдв/R.
Удельный объем широко используется для оценки двигателей самолетов вертикального взлета и посадки (ВВП). Размещение таких двигателей на самолете при условии, когда суммарная тяга н взлете должна превышать вес самолета, представляет трудную задачу. Поэтому снижение удельных объемов является важным требованием, предъявляемым к двигателям самолетов ВВП.
Удельной лобовой тягой Rлоб (Н/м2) называется отношение максимальной тяги к наибольшему поперечному сечению двигателя
Rлоб=R/ Fлоб
Удельная лобовая тяга оценивает наибольший поперечный размер двигателя и в некоторой степени характеризует аэродинамическое совершенство силовой установки. Это объясняется тем, что при увеличении Rлоб и при заданной тяге уменьшаются диаметр мотогондолы и размеры площади ее боковой поверхности, что, вообще говоря, должно приводить к снижению аэродинамического сопротивления. Однако более точный учет внешнего сопротивлени требует определения эффективной тяги и расчета всех удельных параметров по Rэф.
Удельные параметры одного и того же двигателя изменяются при изменении числа М полета, высоты полета и режима работы двигателя. Поэтому весьма часто в качестве характерных величин приводятся удельные параметры, соответствующие земным статическим условиям (Н=0, V=0). Для разных типов двигателей их удельные параметры существенно различны.
6. Входные устройства ГТД: назначение, классификация , характеристики.
Входные устройства газотурбинных двигателей предназначены для повышения давления воздуха, поступающего в двигатель, за счет использования кинетической энергии набегающего потока. При сверхзвуковых скоростях полета эта их функция является главной. Она подчинена условию получения максимально возможной эффективной тяги силовой установки при ее устойчивой и надежной работе.
Для осуществления указанных функций входные устройства должны удовлетворять ряду требований. К числу этих требований относятся:
малые потери полного давления в процессе торможения потока воздуха, поступающего в двигатель;
минимальное внешнее сопротивление;
-устойчивость процесса течения воздуха при всех условиях полета и режимах работы двигателя;
равномерность полей скоростей и давлений, а также отсутствие значительных пульсаций потока на входе в компрессор двигателя;
высокая производительность и возможность регулирования расхода воздуха в соответствии с потребностями линии гни;
-малая масса и габаритные размеры, простота конструкции, эксплуатации и ремонта.
Рассмотрим основные параметры, характеризующие эффективность входных устройств. К числу таких параметров относятся:
1. Коэффициент сохранения полного давления, оценивающий газодинамические потери в процессе торможения воздушного потока. Он представляет собой отношение полного давления за входным
устройством к полному давлению воздуха в набегающем потоке, т.е.
σвх=Рв*/ Рн*,
где Рв*- полное давление за входным устройством;
Рн*- полное давление в невозмущенном потоке.
Чем выше коэффициент σвх, тем больше при заданном режиме полета степень повышения давления воздуха во входном устройстве, т.е. πвх. ид.= Рн*/Рн.
2. Коэффициент внешнего (лобового) сопротивления входного устройства определяется по формуле С=Хвх/(qFм),
Где Хвх- суммарное внешнее сопротивление входного уровня.
q=pγ2/2-скоростной напор;
Fм- площадь миделя воздухозаборника;
3. коэффициент расхода(φ), характеризующий производительность входного устройства , принято определять как отношение действительного расхода воздуха через воздухозаборник к максимально возможному, при каждой заданной скорости полета
φ= Gв/ Gвmax= Fв/ Fвх,
где Gв- действительный расход воздуха;
Gвmax- макс. расход воздуха;
Fв-площадь поперечного сечения захватываемой струи воздуха;
Fвх-площадь входа;
V- скорость полета.
4. Коэффициент запаса устойчивости сверхзвукового входного устройства ΔКувх позволяет судить об удаленности режимов совместной работы входного устройства и двигателя от недопустимого в эксплуатации неустойчивого режима его работы (помпажа) .
По принципу организации процесса торможения сверхзвукового
потока входные устройства подразделяются на три типа
а) входные устройства внешнего сжатия (косые скачки уплотнения располагаются перед плоскостью входа);
б) входные устройства внутреннего сжатия (все скачки находятся внутри канала);
в) входные устройства смешанного сжатия (часть скачков уплотнения размешается перед плоскостью входа, и часть внутри канала).
Входные устройства по форме поверхности торможения подразделяются на плоские и пространственные (обычно осесимметричные).
7. Принципы работы сверхзвукового входного устройства.
Входное устройство ГТД рассчитывается на вполне определенное число М набегающего потока. Оно выбирается, как правило, равным максимальному числу М полета или близким к нему. СВУ с центральным телом профилируют так, чтобы на расчетном режиме полета косые скачки сфокусировались (сходились) на передней кромке обечайки. При этом обеспечивается максимальный расход воздуха через воздухозаборник:
φ= Gв/ Gвmax=1;
максимальное значение σвх, а волновое сопротивление отсутствует. Такой режим называют расчетным режимом работы воздухозаборника Рассмотрим работу трехскачкового СВУ на расчетном режиме. Характер изменения скорости и давления воздуха по длине СВУ (рис. 4.1.1).
Из данного рисунка следует, что в первом и втором косых скачках уплотнения скорость воздушного потока скачкообразно уменьшается, оставаясь сверхзвуковой, а давление скачкообразно возрастает. После замыкающего прямого скачка устанавливается дозвуковая скорость течения.
Рисунок 4.1.1. Изменение скорости и давления в скачках уплотнения СВУ
8. Неустойчивая работа входного устройства. Методы борьбы.
Характер течения за прямым скачком зависит от того, как спрофилирован внутренний канал.
Если канал спрофилирован таким образом, что по всей длине воздухозаборника скорость воздушного потока остается все время дозвуковой, воздухозаборник будет работать как простой дозвуковой и все возмущения (колебания давления и расхода воздуха), возникающие при работе двигателя и распространяющиеся со скоростью звука, будут передаваться по дозвуковому потоку к системе скачков на входе в воздухозаборник, являясь источником нарушения се. Повышение давления за системой скачков вызывает их разрушение и образование выбитой ударной волны, что резко снижает σвх и может вызвать неустойчивую работу воздухозаборника.
Для повышения устойчивости работы воздухозаборника канал его профилируют как сопло Лаваля, т.е. вначале сужающимся, а затем расширяющимся. Площадь наименьшего сечения (горла) делают равной критической. В этом случае в сужающейся части дозвуковой поток разгоняется, в горле становится звуковым (скорость становится равной скорости звука, а число Мн =1,0), в начале расширяющейся части продолжается увеличение скорости, поток становится сверхзвуковым. Переход потока к сверхзвуковой скорости происходит в прямом скачке уплотнения, расположенном в расширяющейся части. Таким образом, внутри канала образуется сверхзвуковая зона, которая задерживает возмущения, идущие со стороны двигателя. Размеры этой сверхзвуковой зоны, т.е. положение замыкающего ее прямого скачка уплотнения, зависят от противодавления за воздухозаборником. как это имеет место при работе сопла Лаваля при различных противодавлениях на выходе. С увеличением противодавления на выходе, что может иметь место, например, при уменьшении числа оборотов двигателя, замыкающий прямой скачок движется к горлу, а размеры сверхзвуковой зоны уменьшаются. При значительном увеличении противодавления замыкающий скачок может дойти до горла Дальнейшее увеличение противодавления приводит к возникновению выбитой ударной волны и к дозвуковому течению внутри воздухозаборника.
12. Регулирование компрессора перепуском воздуха
Перепуск воздуха из одной или нескольких средних ступеней компрессора в атмосферу является наиболее простым способом регулирования. Перепуск воздуха осуществляется через специальные окна на корпусе компрессора, равномерно расположенные по окружности. Открытие и закрытие , окон производится по команде от системы автоматического регулирования двигателя специальными клапанами или лентой перепуска воздуха.
При открытии клапанов или ленты перепуска расход воздуха через первые ступени увеличивается. Это приводит к увеличению осевых скоростей и уменьшению углов атаки на лопатках первых ступеней. В результате предотвращаются срывы потока, повышается КПД и напорность первых ступеней.
Перепуск воздуха в атмосферу из средних ступеней приводит к уменьшению расхода воздуха на последних ступенях. Поэтому осевые скорости воздуха на последних ступенях уменьшаются, а углы атаки - увеличиваются 9 резуяьтате степень повышения давления и КПД последних ступеней увеличиваются (рис. 5,1).
Таким образом, перепуск воздуха уменьшает рассогласование ступеней компрессора при пщ < пщ? и предотвращает возникновение помпажа. В то же время перепуск воздуха приводит к снижению тяги и увеличению удельного расхода топлива, что является недостатком такого способа регулирования.
11 Неустойчивая работа осевого компрессора
Сущность неустойчивой работы осевого компрессора
При отклонении режима работы компрессора от расчётного картина течения воздуха в межлопаточных каналах нарушается. Рассмотрим, к чему это приводит.
При расчётной частоте вращения и расчётном расходе воздуха степень повышения давления и углы, атаки на лопатках рабочих колёс также имеют расчётные значения π*кр и αр (рис. 4.1).
Если при той же частоте вращения с помощью дроссельной заслонки увеличивать расход воздуха, то режим работы компрессора на его характеристике будет смещаться вниз по напорной кривой, удаляясь от границы помпажа.
Углы атаки на лопатках рабочих колёс будут уменьшаться и могут даже стать отрицательными (рис. 4.2). При этом на корытцах лопаток образуются вихревые срывы потока. Под действием сил инерции вихри прижимаются к лопаткам и не распространяются по потоку. Однако степень повышения давления и КПД компрессора при этом уменьшаются вследствие затрат энергии на образование вихрей.
Если же при расчётной частоте вращения с помощью заслонки уменьшил расход воздуха по сравнению с расчётным, то режим работы компрессора будет смещаться по напорной кривой к границе устойчивой работы. Углы атаки на лопатках рабочих колёс увеличиваются (рис. 4.3) и на спинках лопате* образуются вихревые срывы потока Под действием сил инерции вихри отрываются от лопаток, загромождают межлопаточные каналы и могут вызвать неустойчивую работу компрессора. Аналогичная картина имеет место и в спрямляющих аппаратах компрессора.
Из-за наличия погрешностей изготовления и установки лопаток срывы потока возникают не на всех лопатках одновременно. Потери энергии на образование вихрей приводят к снижению давления в зоне срыва. Поэтому воздух, сжатый нормально работающими лопатками, через зоны срыв» прорывается навстречу основному потоку. Это вызывает растекание воздуха в сторону от зоны срыва (рис. 4.4). В результате углы атаки на лопатках, расположенных на рисунке выше зоны срыва, увеличиваются и срыв распространяется на эта лопатки. На лопатках, расположенных на рисунке ниже зоны срыва, углы атаки уменьшаются и срывы прекращаются. Поэтому возникшие срывные зоны в рабочем колесе или в направляющем аппарате будут перемещаться в окружном направлении. Такое явление называется вращающимся срывом,
До определённого расхода воздуха компрессор может работать устойчиво даже при наличии развитого срыва в какой-либо ступени. Однако вращающийся срыв может вызвать опасные колебания лопаток, поэтому работа на таки режимах нежелательна.
Дальнейшее уменьшение расхода воздуха приводит к тому, что напорная кривая на характеристике компрессора достигает границы помпажа. Таким образом, количественное изменение расхода воздуха через компрессор приводит к качественному изменению режима его работы.
Механизм этого процесса следующий. Уменьшение расхода воздуха увеличивает срывные явления в ступени, где они возникли. Усиливающиеся обратные течения воздуха через зоны срыва дросселируют предыдущий лопаточный венец. Осевые скорости воздуха в нём уменьшаются, углы атаки на лопатках растут, и срыв возникает в этом венце. Из-за наличия обратных течений через зоны срыва расход воздуха через последующий лопаточный венец тоже уменьшается. Поэтому уменьшаются осевые скорости, растут углы атаки и возникают срывы потока на лопатках последующего лопаточного венца. В результате за доли секунды срыв распространяется на все ступени компрессора.
Из-за наличия развитых срывов происходит перетекание воздуха через срывные зоны на вход в компрессор. Расход воздуха через камеру сгорания и перетекание воздуха на вход в компрессор приводят к снижению давления за компрессором. Сопротивление течению воздуха через компрессор уменьшается, и расход воздуха увеличивается. Углы атаки на лопатках при этом уменьшаются, и срывы исчезают. Давление за компрессором начинает увеличиваться. Вследствие роста давления за компрессором сопротивление течению воздуха возрастает, осевые скорости воздуха уменьшаются, углы атаки возрастают, и опять возникают интенсивные срывы, распространяющиеся на весь компрессор. Рассмотренные выше явления повторяются.. Такой автоколебательный процесс, сопровождающийся сильными пульсациями давления и расхода воздуха, носит название помпажа компрессора.
В рассмотренном случае помнаж возникает при значительном уменьшении расхода воздуха через компрессор и постоянной частоте вращения ротора. Однако в газотурбинном двигателе с постоянной геометрией проточного тракта невозможно изменить расход воздуха через компрессор, не изменив частоту вращения ротора
10 Принцип работы ступени осевого компрессора
Рассмотрим работу ступени осевого компрессора. Каждая струйка воздуха движется в ступени по некоторой поверхности тока, которую в первом приближении можно считать цилиндрической. Рассечем лопатки ступени на среднем радиусе цилиндрической поверхностью, соосной оси компрессора, и
Развернем сечение на плоскость. Лотки РК и НА будут представлены в виде решеток аэродинамических профилей {рис 2.1).
Рисунок 2.1
Рассмотрим течение воздуха через эти решетки при осевом входе потока в рабочее колесо. В общем случае поток воздуха на входе в рабочее колесо может иметь закрутку.
К рабочему колесу воздух подходит с абсолютной скоростью С1. Лопатки рабочего колеса перемещаются с окружной скоростью U, поэтому скорость воздуха относительно лопаток W1 равна геометрической разности скоростей С1
и U. На расчетном режиме вектор W образует с направлением передних кромок лопаток небольшой угол атаки α. Лопатки рабочего колеса спрофилированы так, что между двумя соседними лопатками образуются криволинейные диффузорные каналы: f1 < f2pк . Движение воздуха по межлопаточным каналам рабочего колеса сопровождается em поворотом в сторону вращения колеса. Направление относительной скорости W на выходе из рабочего колеса совпадает с направлением задних кромок лопаток. Вследствие диффузорности межлопаточных каналов относительная скорость воздуха в рабочем колесе уменьшается, а статическое давление и температура возрастают (рис 2.1). Лопатки рабочего колеса передают воздуху механическую энергию от турбины, поэтому в рабочем колесе полная энергия воздуха увеличивается. Это проявляется в том, что одновременно с ростом статического давления растет и абсолютная скорость воздуха на выходе из рабочего колеса, т.е. растет полное давление воздуха. Величина и направление абсолютной скорости С2 на выходе из рабочего колеса определяются в результате геометрического сложения скоростей W2 и U. Со скоростью С2 воздух поступает в направляющий аппарат.
Рисунок 2.2
В рабочем колесе поток воздуха получает закрутку в сторону вращения колеса. В направляющем аппарате поток отклоняется в обратную сторону так
что направления потока на входе и на выходе из ступени примерно совпадают. В днффузорных межлопаточных каналах направляющего аппарата (f 2НА < f 3) за
счет снижения скорости воздуха происходи: дальнейшее повышение его давления н температуры. Подвода энергии к воздуху в направляющем аппарате нет, поэтому полное давление (при отсутствии потерь) остается неизменным.
Процесс сжатия воздуха в последующих ступенях многоступенчатого соевого компрессора происходит аналогично.
Выше рассмотрен принцип работы ступени осевого компрессора, в которой относительные скорости воздуха в рабочем колесе и в направляющем аппарате меньше местной скорости звука. Такая ступень называется дозвуковой. Производительность дозвуковой ступени невелика, а степень повышения давления составляет πст* Поэтому для обеспечения
Больших πст* и Gв приходится применять многоступенчатые компрессоры с большими диаметральными размерами. Основным путем повышения πст* и Gв при сохранении заданного числа ступеней и заданных диаметральных размеров компрессора является увеличение окружной скорости лопаток ротора. Но при этом увеличиваются скорости С] и W1 и скорость W1 может стать больше местной скорости звука.
Ступень компрессора, в которой относительная скорость потока W на входе в рабочее колесо больше местной скорости звука, называется сверхзвуковой ступенью.
Основной особенностью сверхзвуковых ступеней является применение таких профилей лопаток, которые обеспечивают минимальные потери при обтекании сверхзвуковым потоком. Эти профили имеют малую толщину и острые входные и выходные кромки.
При обтекании сверхзвуковым потоком лопаток рабочего колеса перед каждой лопаткой возникает криволинейный скачок уплотнения 1 головная волна А-В-С (рис 2,2)
На участке. А-В скачок практически прямой. На участке В-С скачок становится косым и интенсивность его ослабевает по мере удаления от профиля. На прямом скачке скорость потока становится дозвуковой и на участке В-Д падает до нуля. Затем в области Д-Al-B1 вновь происходит разгон нотока до сверхзвуковых скоростей.
В скачках уплотнения происходят потери полного давления воздуха, величина которых определяется интенсивностью скачка. Наличие этих потерь ишш некоторое снижение КПД сверхзвуковой ступени ш сравнению с дозвуковой.
За счет высоких окружных скоростей в сверхзвуковой ступени к воздуху подводится больше работы, чем в дозвуковой, и достигаются значения π*ст=13—1,8. При заданном значении π*к это приводит к сокращению вотребяого числа ступеней, габаритов и веса компрессора
При выполнении первых . ступеней компрессора сверхзвуковыми увеличение температуры воздуха по мере, его сжатия приводит к росту местной скорости звука, и при сохранении постоянного значения относительных скоростей воздуха на всех ступенях последние ступени оказываются дозвуковыми.
9. Компрессоры ГТД
Компрессором ГТД называется лопаточная машина, предназначенная для повышения давления воздуха и подачи его в камеру сгорания.
Для осуществления термодинамического цикла ГТД подвод тепла в камере сгорания должен происходить при повышенном давлении. В полете с большими скоростями повышение давления воздуха может быть достигнуто за счет скоростного напора
При малых скоростях полета и при работе на земле только компрессор может создать необходимое давление воздуха в камере сгорания.
Основными параметрами компрессора являются степень повышения давления и секундный расход воздуха.
Степенью повышения давления называется отношение давления воздуха на выходе из компрессора к давлению на входе:
Применение заторможенных параметров облегчает обработку экспериментальных данных, поэтому обычно используют значение πк* . Если скорости потока на входе и на выходе из компрессора отличаются незначительно то
В противном случае зто условие не соблюдается.
Компрессоры современных ГТД при работе на стенде в стандартных атмосферных условиях (САУ) обеспечивают значения =5...30. Секундный расход воздуха через компрессор современного ТРД в стендовых условиях достигает 200кг/с.
устойчивая работа во всём диапазоне режимов работы двигателя и условий полета самолёта;
высокий коэффициент полезного действия;
минимальные габариты и вес;
простота конструкции и надежность в эксплуатации.
В газотурбинных двигателях применяются центробежные и осевые компрессоры. Центробежный компрессор (рис. 1.1) включает рабочее колесо 1 с радиальными лопатками, которое заключено в корпус 2 и приводится во вращение от турбины двигателя. На входе в . рабочее колесо устанавливается соединённый с ним ВНА - вращающийся направляющий аппарат 3, который обеспечивает безударный вход воздуха в рабочее колесо. При вращении рабочего колеса воздух под действием центробежных сил проходит по межлопаточным каналам. При этом за счёт подвода работы от турбины давление и скорость воздуха увеличиваются. На выходе из рабочего колеса устанавливается лопаточный диффузор 4 в котором значительная часть кинетической энергии воздуха преобразуется в потенциальную я за счет снижения скорости увеличивается давление воздуха. Для увеличения расхода воздуха рабочее колесо цен тробежного компрессора обычно выполняется двусторонним.
Центробежные компрессоры отличаются простотой конструкции, высокой эксплуатационной надежностью, малыми осевыми размерами, широким диапазоном устойчивой работы. Однако они имеют большие диаметральные размеры, относительно низкие значения и КПД ( =4,5...4,8; =0,72...0,78). Поэтому в настоящее время центробежные
компрессоры применяются только в малоразмерных двигателях я -вспомогательных газотурбинных установках, а основным типом компрессоров ГТД являются осевые компрессоры.
Осевой компрессор (рис 1.2) включает ротор 1 с рабочими лопатками 2 и статор 3 с лопатками направляющих аппаратов 4. Все лопатки в сечении имеют аэродинамический профиль. При вращении ротора рабочие лопатки передают подведённую от турбины механическую работу потоку воздуха, обеспечивая его движение по межлопаточным каналам и сжатие.
Венец лопаток ротора и расположенный за ним венец лопаток направляющего аппарата образуют ступень осевого компрессора. Степень повышения давления воздуха в одной ступени = 1,15..1,8, что существенно ниже потребных для ГТД значений. Поэтому осевые компрессоры выполняются многоступенчатыми, с числом ступеней от 5 до 20. В многоступенчатом компрессоре степень повышения давления равна произведению степеней повышения давления всех ступеней и составляет на существующих двигателях
1. 30,
С ростом давления воздуха от ступени к ступени увеличивается плотность воздуха и уменьшается его объем. Для сохранения заданных скоростей движения воздуха проточный тракт компрессора выполняется сужающимся за счет уменьшения высоты лопаток»
Наряду с высокими значениями многоступенчатые осевые компрессоры имеют и высокие значения КПД: =0,8..0,88. При равном миделе расход воздуха через осевой компрессор существенно больше, чем через центробежный. Однако многоступенчатые осевые компрессоры имеют значительные осевые размеры, сравнительно узкий диапазон устойчивой работы и более низкую эксплуатационную надёжность.
13. Регулирование компрессора поворотом лопаток
Поворот лопаток направляющих аппаратов компрессора позволяет поддерживать близкие к расчётным углы атаки на лопатках ротора во всём диапазоне эксплуатационных режимов.
Как было указано выше, при nпр>nпр р углы атаки на лопатках первых ступеней увеличиваются, а на лопатках последних ступеней - уменьшаются. Повернём лопатки направляющих аппаратов первых ступеней на уменьшение площади проходных сечении. Углы атаки на лопатках этих направляющих аппаратов уменьшатся. В результате изменения величины и направления абсолютной скорости С1 на выходе из направляющего аппарата можно сохранить неизменными углы атаки на лопатках последующих рабочих колёс (рис. 1).
Первые ступени Последние ступени
Рис.1
Для сохранения расчётных углов атаки на лопатках рабочего колеса первой ступени перед ними устанавливается входной направляющий аппарат (ВНА) с поворотными лопатками. Для сохранения расчётных углов атаки на лопатках последних ступеней при nпр<nпр р лопатки направляющих аппаратов надо поворачивать на увеличение площадей проходных сечений.
Средние ступени компрессора практически не требуют регулирования, так как углы атаки на них α при снижении nпр изменяются незначительно.
В настоящее время существуют двигатели, у которых регулируется лопатки:
- входного направляющего аппарата компрессора;
- направляющих аппаратов нескольких первых ступеней компрессора;
- направляющих аппаратов нескольких первых и нескольких последних ступеней компрессора.
Регулирование только ВНА не всегда исключает необходимость перепуска воздуха. При регулировании нескольких первых ступеней надобность в перепуске отпадает. Наибольший эффект даёт одновременное регулирование первых и последних ступеней. Поворот лопаток осуществляется от одного общего привода в зависимости от nпр. Недостатком такого способа регулирования является усложнение конструкции и увеличение веса компрессора.
14. Регулирование компрессора применением двухвальной схемы.
Эффективным способом регулирования является применение двухвальных компрессоров. Этот способ регулирования используется в двухвальных ТРД. Двухвальный двигатель имеет два ротора - ротор низкого давления и ротор высокого давления, расположенные на соосных валах. Между роторами существует только газодинамическая связь. Следовательно, высоконапорный компрессор заменяется двумя последовательно расположенными компрессорами меньшей напорности.
Отношение частоты вращения РВД п2 к частоте вращения РНД п1 называется скольжением роторов S. На расчётном режиме п1 и п2 отличаются незначительной и S≈1.
Представим, что роторы соединены между собой. Тогда двигатель будет вести себя как одновальный. При снижении nпр углы атаки на первых ступенях увеличиваются, на последних - уменьшаются. На большинстве рабочих режимов соотношение мощностей турбин низкого и высокого давления остаётся постоянным. При соединённых роторах на пониженных nпр компрессор низкого давления потребляет больше мощности, чем даёт турбина низкого давления. Недостающую мощность он получает от турбины высокого давления, так как на ней есть избыток мощности сверх необходимой для привода компрессора высокого давления.
Если теперь разъединить роторы, то соотношение мощностей на каскадах компрессоров и турбин не изменится. Поэтому частота вращения ротора низкого давления nпр уменьшится по сравнению с частотой вращения аналогичного одновального двигателя, а частота вращения ротора высокого давления п2 увеличится и скольжение роторов S возрастёт. Расход воздуха через двигатель при этом практически не изменится, так как снижение n1 компенсируется увеличением n2 .
Такое изменение частот вращения роторов двухвального двигателя при nпр<nпрP на первых ступенях уменьшает углы атаки и повышает запас устойчивости, а на последних - увеличивает углы атаки, повышает напорность и КЦД (рис. 2).
Таким образом, компрессоры двухвальных ТРД обладают свойством саморегулирования, что обеспечивает их устойчивую работу во всём диапазоне рабочих режимов и высокие значения КПД. Наличие этих качеств и обеспечивает широкое применение двухвальных двигателей.
Рис.2.
Первые ступени Последние ступени
15. Основные камеры сгорания ГТД: классификация, характеристика.
Основные камеры сгорания авиационных ГТД могут иметь разнообразные формы проточной части и конструктивное выполнение. Они могут быть прямоточными и противоточными, осевыми и радиальными и т. д. Наибольшее распространение имеют камеры сгорании трех основных типов (рис. 14): а — трубчатые (индивидуальные), б — трубчато-кольцевые и в — кольцевые. Трубчатая камера сгорания состоит из жаровой трубы 1, внутри которой организуется процесс горения, и корпуса (кожуха) 2. На двигатель обычно устанавливается несколько таких камер. В трубчато-кольцевой камере все жаровые трубы заключены в общий корпус. В кольцевой камере сгорания жаровая труба имеет в сечении форму кольца, охватывающего вал двигателя.
Одной из важнейших особенностей основных камер сгорания ГТД является протекание процесса горения при наличии больших коэффициентов избытка воздуха. При реализуемых в настоящее время температурах перед турбиной порядка Тг* = 1200... 1600 К, значение коэффициента избытка воздуха (среднее для всей камеры) должно составлять 2,0—3,0 и более. При таких значениях α однородная гомогенная смесь, как было указано выше, не воспламеняется и не горит. При резком уменшении подачи топлива в двигатель, которое может иметь место в условиях эксплуатации, α может достигать существенно больших значений (до 20—30 и более).
Рис. 11.4. Основные типы камер сгорания
Вторая важная особенность этих камер состоит в том, что скорость потока воздуха или топливовоздушной смеси в них (выбиремая с учетом требований к габаритным размерам двигателя) существенно превышает скорость распространения пламени Uт, и по этому, если не принять специальных мер, пламя будет унесено потоком за пределы камеры.
16. Основные камеры сгорания ГТД: принципы организации горения.
Организация процесса горения топлива в основных камерах ГТД основывается на следующих двух принципах, позволяющих обеспечить устойчивое горение топлива при больших а и высоких скоростях движения воздушного потока:
а) разделение всего потока воздуха на две части, из которых только одна часть (обычно меньшая) подается непосредственно зону горения (где за счет этого создается необходимый для устойчивого горения состав смеси), а другая часть направляется в обход зоны горения (охлаждая снаружи жаровую трубу) и лишь перед турбиной смешивается с продуктами сгорания, понижая в нужной мере их температуру;
б) стабилизация пламени путем создания зоны обратных токов заполненной горячими продуктами сгорания, непрерывно поджигающими свежую горячую смесь. Конкретные формы реализации этих двух принципов могут быть различными. На рис. 2 показана схема трубчато-кольцевой камерыс горания с лопаточным завихрителем. Камера состоит из жаропрочной трубы 1 и кожуха 2. В передней части жаровой трубы, которую называют фронтовым устройством, размещается форсунка 3 для подачи топлива и завихритель 5. Для уменьшения скорости воздуха в камере на входе в нее (за компрессором) выполняется диффузор 4.
Рис. 2. Схема камеры сгорания с лопаточным завихрителем:
к—к— сечепие не входе в камеру (за компрессорам); д—д—сечение за диффузором; г—г—сечение на выходе из камеры
Воздух, поступающий в зону горения, в свою очередь также делится на две части. Так называемый первичный воздух Gв1 поступает непосредственно к месту расположения топливной форсунки и используется для формирования зоны обратных потоков необходимой конфигурации и для интенсификации процессов горения и смешения. Вторичный воздух GB2 , необходимый для завершения процесса горения, обычно подается в зону горения через передние ряды отверстий в боковых стенках жаровой трубы. Среднее значение коэффициента избытка воздуха в зоне горения, определенное по сумме Gв1 и GB2, на расчетном режиме работы камеры составляет обычно 1,7—1,8, что обеспечивает достижение высокой полноты сгорания. Температура продуктов сгорания достигается сдесь 1800—1900 К.
2. Цель и способы форсирования
Форсированием двигателя называется процесс увеличения тяги двигателя сверх ее значения на максимальном режиме. Форсирование позволяет увеличить скорость и высоту полета, а также оократить длину разбега самолета при взлете.
Отношение тяги двигателя на форсажном режиме к тяге двигателя: на максимальном режиме называется степенью форсирования.
△Р = ( PT /Pmax - 1) *100%.
В соответствии с формулой тяги ТРД P=GГ (СС –V) увеличение ее можно достичь за счет повышения секундного расхода газа GГ или увеличения скорости источения газов из реактивного соплаCC.Существуют следующие способы форсирования:
і) увеличение частоты вращения ротора N;
2) повышение температуры перед турбиной Тг* при
постоянной частоте вращения n;
3) сжигание дополнительного топлива за турбиной, то есть в форсажной камере СФК;
4) впрыск легкоиспаряемой жидкости в компрессор GЖК;
5) впрыск легкоиспаряемой жидкости в камеру сгорания GКС;
В настоящее время наибольшее распространение получили первые три способа.
Увеличение частоты вращения ротора n в существующих двигателях осуществляется за счет повышения температуры газов перед турбиной Тг* - для увеличения мощности турбины NT, а для этого необходимо подать в камеру сгорания больше топлива.
При увеличении частот вращения n увеличивается секундный расход воздуха GВ и степень сжатия компрессора , что приводит х увеличению тяги двигателя Р .
При использовании каждого cпоcоба форсирования необходимо знать, каким образом данный способ влияет на запас устойчивости компрессора двигателя по помпажу я прочностные характеристики двигателя. На рис.2.1 представлена характеристика компрессора.
Степень форсирования при использовании данного способа составляет △Р=10…20%.
Повышение температуры газов перед турбиной можно осуществить и при постоянной частоте вращения n=const, для этого мощность турбины должна оставаться постоянной , что обеспечивается уменьшением степени расширения газов на турбине увеличению температуры счет уменьшения площади выходного сопла и роста при этом давления за турбиной PT*.
Pг*,
При уменьшении площади сопла расход газа может несколько уменьшиться, однако за счет роста степени сжатия компрессора и температуры газов перед турбиной увеличится скорость на срезе сопла СС и, следовательно, тяга двигателя Р.
Рабочая точка на характеристике компрессора (рис. 2.1) займет положение (2), так как СВ пр уменьшается, увеличивается, nПР = const, то есть недостатком данного способа является снижение запаса устойчивости компрессора по помпажу.
Степень форсирования двигателя составляет △Р=20…25%.
При сжигании дополнительного топлива за турбиной (в форсажной камере) происходит увеличение температуры газа в ней, что приводит к увеличению местной скорости звука и скорости газов на срезе сопла СС.
Р
Однако сжигание топлива приводит к увеличению давления за турбиной , снижению степени расширения , мощности турбины , и следовательно, частоты вращения n. Для того чтобы данный способ форсирования не влиял на работу турбокомпрессора, необходимо поддерживать , что обеспечивается за счет открытия створок сопла . При этом рабочая точка на характеристике компрессора (рис.2.1) остается на месте (Р=0).
Степень форсирования составляет
18 входные устройства, понятие о регулировании сверхзвуковых входных устройств
Входное устройство служит для подвода воздуха к компрессору с определенной скоростью и преобразования скоростного напора (в полете) воздуха в статическое давление. Конструкция входного устройства должна обеспечивать минимальные внешние и внутренние потери, равномерное поле давлений и скоростей на входе в компрессор.
звукового ТРД: 1 - передний корпус компрессора; 2 — внешняя обечайка входного устройства; 3 — обтекатель
Для уменьшения потерь воздушный поток тормозят с помощью системы косых скачков Уплотнения, на которых потери энергии будут гораздо меньше, чем па прямом скачке.Для организации системы косых скачков уплотнения входное устройство, предназначенное для сверхзвуковых самолетов, имеет острую переднюю кромку внешнего обтекателя, а внутренний обтекатель выполняется конусообразным, как показано на рис. 31. Внешний об-
Рис. 31. Схема сверхзвукового входного устройства: 1 — передний корпус компрессора. 2 - внешний обтекатель; 3 — внутренний обтекатель; 4 — регулируемый конус; 5 — кольцо перепускного устройства, 6 - механизм управления конусом; 7 — механизм управления кольцом перепуска; 8 — окна перепуска
текатель 2 и внутренний обтекатель 3 образуют сверхзвуковой канал. В передней части внутреннего обтекателя располагается конус 4, который с помощью механизма управления 6 может перемещаться. В полете можно изменять положение конуса в целях обеспечения равенства расхода воздуха через входное устройство и компрессор.
Рис 32. Схема работы сверхзвукового входного устройства на малых скоростях полета (8 —окна перепуска)
Рис. 33. Схема входного устройства ТВД: 1 - лобовой картер; 2 — внешний обтекатель; 3 - кок винта. 4 — обтекатель редуктора
19, Принцип работы ступени осевого компрессора
Рассмотрим работу ступени осевого компрессора. Каждая струйка воздуха движется в ступени по некоторой поверхности тока, которую в первом приближении можно считать цилиндрической. Рассечем лопатки ступени на среднем радиусе цилиндрической поверхностью, соосной оси компрессора, и развернем сечение на плоскость. Лопатки РК и НА будут представлены в виде решеток аэродинамических профилей (рис.2.1)
Рассмотрим течение воздуха через эти решетки при осевом входе потока в рабочее колесо. В общем случае поток воздуха на входе в рабочее колесо может иметь закрутку.К рабочему колесу воздух подходит с абсолютной скоростью С1. Лопатки рабочего колеса перемещаются с окружной скоростью U, потому скорость воздуха относительно лопаток W, равна геометрической разности скоростей С1 и U. На расчетном режиме вектор W образует с направлением передних кромок лопаток небольшой угол атаки а. Лопатки рабочего колеса спрофилированы так, что между двумя соседними лопатками образуются криволинейные диффузорные каналы: f1 < f2 . Движение воздуха по межлопаточным каналам рабочего колеса сопровождается его поворотом в сторону вращения колеса. Направление относительной скорости W на выходе из рабочего колеса совпадает с направлением задних кромок лопаток. Вследствие диффузорности межлопаточных каналов относительная скорость воздуха в рабочем колесе уменьшается, а статическое давление и температура возрастают (рис. 2.1). Лопатки рабочего колеса передают воздуху механическую энергию от турбины, поэтому в рабочем колесе полная энергия воздуха увеличивается. Это проявляется в том, что одновременно с ростом статического давления растет и абсолютная скорость воздуха на выходе из рабочего колеса, т.е. растет полное давление воздуха. Величина и направление абсолютной скорости С, ив выходе из рабочего колеса определяются в результате геометрического сложения скоростей W2 и U. Со скоростью С2 воздух поступает в направляющий аппарат
Рисунок 2.2
В рабочем колесе поток воздуха получает закрутку в сторону вращения колеса. В направляющем аппарате поток отклоняется в обратную сторону так, что направления потока на входе и на выходе из ступени примерно совпадают. В диффузорных межлопаточных каналах направляющего аппарата (f мах<f2) за счет снижения скорости воздуха происходит дальнейшее повышение его давления и температуры. Подвода энергии к воздуху в направляющем аппарате нет, поэтому полное давление (при отсутствии потерь) остаётся неизменным.
Процесс сжатия воздуха в последующих ступенях мкогоступенчатого осевого компрессора происходит аналогично.
Выше рассмотрен принцип работы ступени осевого компрессора, в которой относительные скорости воздуха в рабочем колесе и в направляющем аппарате меньше местной скорости звука. Такая ступень называется дозвуковой. Производительность дозвуковой ступени невелика, а степень повышения давления составляет π 'ст = 1,15...1,35. Поэтому для обеспечения больших πк и GВ приходится применять многоступенчатые компрессоры с большими диаметральными размерами. Основным путём повышения π' и G, при сохранении заданного числа ступеней в заданных диаметральных размеров компрессора является увеличение окружной скорости лопаток ротора. Но при этом увеличиваются скорости С, и W, и скорость W1 может стать больше местной скорости звука.Ступень компрессора, в которой относительная скорость потока W ив входе в рабочее колесо больше местной скорости звука, называется сверхзвуковой ступенью.
Основной особенностью сверхзвуковых ступеней является применение таких профилей лопаток, которые обеспечивают минимальные потери при обтекании сверхзвуковым потоком. Эти профили имеют малую толщину и острые входные и выходные кромки.
При обтекании сверхзвуковым потоком лопаток рабочего колеса перед каждой лопаткой возникает криволинейный скачок уплотнения - головная волна А-В-С (рис.2.2).
На участке А-В скачок практически прямой. На участке В-С скачок становится косым и интенсивность его ослабевает по мере удаления от профиля. На прямом скачке скорость потока становится дозвуковой и ив участке В-Д падает до нуля. Затем в области Д-А1-В1 вновь происходит разгон потока до сверхзвуковых скоростей.
В скачках уплотнения происходят потери полного давления воздуха, величина которых определяется интенсивностью скачка. Наличие этих потерь вызывает некоторое снижение КПД сверхзвуковой ступени по сравнению с дозвуковой.
За счет высоких окружных скоростей в сверхзвуковой ступени к воздуху подводится больше работы, чем в дозвуковой, и достигаются значения π'ст =1,3...1,8. При заданном значении πк, это приводит к сокращению потребного числа ступеней, габаритов и веса компрессора.
При выполнении первых ступеней компрессора сверхзвуковыми увеличение температуры воздуха по мере его сжатия приводит к росту местной скорости звука, и при сохранении постоянного значения относительных скоростей воздуха на всех ступенях последние ступени оказываются дозвуковыми.
20. Общая хпрактеристико двигателя
AЛ-31Ф-эго авиационныйый двигатель четвертого поколения, выполненный по двухконтурной двухвальной схеме со смешением потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, с общей для двух контуров форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным соплом. Изделие предназначено для постановки на истребитель. Поэтому степень двухконтурности выбрана небольшой. Это позволяет улучшить экономичность силовой установки на всех бесфорсажных режимах.
Двигатель имеет модульную конструкцию, обеспечивающую высокую технологичность сборки и позволяющую производить замену модулей при минимальном объеме регулировок и проверок. В число модулей входят /рис. I, см. 11 ]/:
компрессор низкого давления (КПД) /;
газогенератор, который включает в себя компрессор высокого давления 3, основную камеру сгорания 4, воздухо-воздушный теплообменник 5, турбину высокого давления 6. турбину низкого давления 7, смеситель 8;
фронтовое устройство форсажной камеры сгорания 9; реактивное сопло с корпусом форсажной камеры сгорания 10 коробка приводов двигательных агрегатов;
выносная коробка приводов самолетных агрегатов
Помимо названных узлов, двигатель имеет следующие системы: смазки, топливопитания, пусковую, противообледенительную, управления расходом охлаждающего воздуха, контроля параметров двигателя.
Ротор низкого давления установлен на четыре опоры. Передняя опора ротора компрессора низкого давления с роликовым подшипником расположена в корпусе входного направляющего аппарата, задняя опора с шариковым подшипником- в корпусе опор 2. Последняя опора ротора турбины низкого давления с роликовым подшипником размещена в корпусе опор, а задняя опора с роликовым подшипником- в корпусе опоры турбины.
Ротор высокого давления установлен на двум опорах. Передняя опора ротора высокого давления с шариковым подшипником размещена в корпусе опор 2,задняя опора с роликовым подшипником монтирована на валу турбины низкого давления.
Краткое описание двигателя
Компрессор двигателя- осевой, двухкаскадный, тринадцати- ступенчатый. В состав компрессора входят: четырехступенчатый компрессор низкого давления 1 с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА) и девятиступенчатый компрессор высокого давления 3 с тремя регулируемыми направляющими аппаратами, а также промежуточный корпус 2. Промежуточный корпус является основным силовым элементом двигателя, на нем размещены основные узлы крепления двигателя к летательному аппарату. На эти узлы передаются нагрузки от задней опоры КНД и передней опоры КВД. Управление механизациней компрессора осуществляют системы управления поворотными закрылками ВНА КНД и поворотными лопатками направляющих аппаратов КВД и система предупреждения и ликвидации помпажа.
Основная камера сгорания 4 выполнена кольцевой. В состав камеры сгорания входят наружный и внутренний корпуса с диффузором и жаровая труба. Топливо поступает а камеру через двадцать восемь форсунок. Воспламенение топливовоздушной смеси при запуске двигателя осуществляется электрической системой зажигания.
Осевая реактивная турбина состоит из одноступенчатой турбины высокого давления и одноступенчатой турбины низкого давления. В каждой ступени рабочие лопатки, лопатки соплового аппарата и диски имеют воздушное регулируемое охлаждение,
21. Назначение и составные части системы топливопитания и регулирования двигателя АЛ-31Ф
Общие сведения о системе топливопитания и регулирования двигателя АЛ-31Ф
Топливная система - гидромеханическая, с электронным комплексным регулятором двигателя. Система предназначена для подачи топлива в двигатель, автоматического поддержания установившихся режимов, обеспечения переходных режимов и управления положением ВНА, НА КВД, створок реактивного сопла (PC).
Система топливопитания и регулирования двигателя включает:
1) топливную систему низкого давления;
2) комплексный регулятор двигателя КРД-99;
3) основную топливную систему;
4) топливную систему форсажной камеры;
5) систему управления регулируемым PC;
6) систему ликвидации помпажа;
7) систему управления ВНА и НА КВД;
8) систему аварийного слива топлива;
9) дренажную систему.
Топливная система низкого давления предназначена для повышения давления топлива, поступающего из топливной системы самолета, фильтрации, подачи в агрегат и слива из агрегатов топливной системы двигателя.
В состав системы входят: проставка, центробежный насос ДЦН-82 топливный фильтр, трубопроводы.
Основная топливная система предназначена для подачи топлива в основную камеру сгорания (ОКС) и автоматического поддержания заданного режима работы двигателя. В систему входят: насос-регулятор НР-31, распределитель топлива, два датчика температуры «ТДК», топливный коллектор первого и второго каскадов с форсунками ОКС, узел управления HP от РУД, топливный фильтр и трубопроводы.
Топливная система форсажной камеры предназначена для подачи и распределения топлива в коллекторы форсажной камеры. В систему входят: форсажный насос ФН-31А, регулятор сопла и форсажа РСФ-31Б, распределитель форсажного топлива РТФ-31 А, воздушный фильтр-редуктор, узел управления РСФ от РУД, топливные коллекторы. Система управления регулируемым PC предназначена для изменения площади ею критического сечения в соответствии с законами регулирования PC и режимами работы двигателя. Она включает топливный насос НП-96М высокого давления, топливный фильтр ФГ-11, агрегат управления насосом высокого давления АУАП, 16 гидроцилиндров, обратную связь, РСФ-ЗГЬ, пневмоцилиндры и трубопроводы. Система ликвидации помпажа предназначена для защиты двигателя от помпажа кратковременным выключением его с одновременным поворотом лопаток НА КВД; увеличением площади критического сечения PC; включением встречного запуска с последующим восстановлением исходного режима работы двигатели. Она включает: блок противопомпажной защиты БПЗ КРД, приемник давления воздуха, сигнализатор помпажа, исполнительные механизмы НР-31. Система управления ВНА и НА КВД предназначена для выполнения программы регулирования проточной части компрессора. Она состоит из регуляторов НР-31, исполнительных гидроцилиндров, механической обратной связи и датчиков положения ДТП 10, ДС-11В. Система аварийного слива топлива предназначена для слива топлива из баков самолета в полете. Она включает: агрегат аварийного слива, форсажный касос ФН-31А, электрические коммуникации. Дренажная система предназначена для отвода из двигателя топлива и масла, проникающих через уплотнения агрегатов, и для слива остатков топлива из топливной системы и полостей двигателя после его выключения. Она имеет бачок для сбора слива из коллекторов ОКС.
22. НР-31: назначение, конструкция и работа автомата приемистости.
Насос регулятор НР-31 предназначен:
1) для подачи и регулирования расхода топлива в ОКС: а) при запуске по закону:
PT=PT0+K1/K2*P – P6
где рт.- давление топлива перед форсунками;
рто -давление топлива, определяемое пружиной A3
K1 - постоянный коэфф-ент, определяемый соотношением площадью мембраны и клапана A3;
К2 - коэффициент редукции, зависящий от диаметра регулирования жиклера A3;
Рк - давление воздуха за KBД;
Рб - давление воздуха за КНД;
б) при приемистости.
Приемистость- это процесс перехода двигателя на повышенный режим без заброса температуры и частоты вращения при быстром (1.5+2 с) перемещении РУД по закону:
GT=KPK f(n2,TB)
в) при сбросе газа по временному закону;
2) для поддерживания заданной частоты вращения п2 (РВД) по закону: n2=f(αруд) с коррекцией по Тв.
Воздействие возмущающих факторов влечет за собой автоматическое поддерживание n2=const;
3) для ограничения, совместно с КРД-99 n2max, n1max и Тmax в зависимости от Тв с перестройкой на закон
n2max - 5% при отказе КРД-99
4) для поддерживания n2прм=f(Тв);
5) для ограничения Рквд mах доп;
6) для управления поворотными лопатками НА KBД по программе
α2=f(n2пр);
7) для управления совместно с КРД поворотными закрылками ВНА КНД α1=f(n1пр);
8) для перехода при отказе КРД-99 на программу по закону α1=f(n1пр); - отказ КРД-99;
9) для перестройки программы регулирования НА КВД с выдачей гидравлической команды в РСФ-31, в НА на открьггие PC по электрическому сигналу из системы самолета при специальных работах помпаже; F ^июл и
10) для выдачи команды в РТ-31В для распределения Gт по коллекторам форсунок ОКС по сигналу от КРД-99 на кратковременное выключение подачи топлива в ОКС при помпаже или превышении Тmax, допустимой величины;
11) для гидроблокировки клапана отсечки топлива, который работает по командам «БК» или «Помпаж»;
12 для подачи команды в ФН-31А на переключение топливопитания ФКС;
13) для питания ФКС при малых расходах GT, если не включен ФН-31А;
14) для выдачи сигнала в КРД-99 при отказе термодатчика ТДК-25;
15) для блокировки срабатывания ограничителя КРД-99 по n2;
16) для выдачи гидравлических команд другим агрегатам топливной системы;
17) для выключения двигателя;
18) для поддержания Рт, питающего механизмы автоматики на режиме авторотации (PC, НА, РТ).
НР-31В включает:
1) качающий узел с дозирующим устройвом (фильтр, шестеренный насос, ДК, КПД, КПП, дроссельные пакеты, сервопоршень, ПК, КП, стоп-кран);
2) регулятор частоты вращения с коррекцией по Тв;
3) автомат приемистости;
4) регулятор ВНА КВД и НА КВД.
23. РСФ-31: назначение, конструкция и работа регулятора расхода форсажного топлива.
3.3 Регулятор сопла и форсажа РСФ-31
Регулятор сопла и форсажа РСФ-31 предназначен ддя регулирования подачи топлива в форсажную камеру и управления площадью критического сечения сопла.
Необходимо напомнить студентам способ форсирования двигателя сжиганием топлива за турбиной:
Gтф → Тф→ а=20.1√Т→ Сс→ Р
Рт→ πт = Рг/Рт → Nт → n → Gв → Р
Fт→ Pт → πт → πт = const (πт зад = πт факт),
то есть подача топлива в форсажную камеру должна сопровождаться изменением диаметра сопла для обеспечения программы
3.4. Назначение конструкция и работа регулятора форсажного топлива
Регулятор расхода форсажного топлива предназначен для регулирования расхода в форсажную камеру в зависимости от положения РУД с коррекцией по Рк и ТВ. В состав регулятора расхода топлива входят: дозирующее устройство пускового топливного коллектора форсажной камеры, преобразователь Рк с коррекцией по ТВ, дозирующее устройство первого и четвертого, второго и третьего топливных коллекторов ФК, программный механизм и механизм выдачи команд в зависимости от положения РУД, клапан постоянного давления и золотник блокировки включения питания автоматики РСФ.
Дозирующее устройство пускового коллектора предназначено для регулирования подачи топлива в пусковой (пятый) коллектор форсажной камеры. Преобразователь Рк с коррекцией по Тв предназначен для преобразования величин Рк и Тд в пропорциональные им перемещения элементов дозирующих устройств коллекторов ФК.
Дозирующее устройство коллекторов ФК предназначено для регулирования подачи топлива в первый и четвертый, второй и третий коллекторы ФК.
Программный механизм и механизм выдачи команд осуществляют:
- преобразование команды по αруд и передачу ее на дозирующие краны первого и четвертого, второго и третьего коллекторов для регулирования подачи топлива в ФК,
- выдачу команды в КРД для системы воспламенения топлива в ФК.
Клапан постоянного давления предназначен для питания автоматики РСФ топливом с постоянным давлением.
Золотник блокировки предназначен для отсечки подачи топлива в автоматику РСФ от качающего узла НР на режимах ниже малого газа.
Подача топлива в пусковой (пятый) коллектор форсажной камеры осуществляется по программе:
Дозирующее устройство регулирует расход топлива через пусковой коллектор ФК по команде преобразователя РК.
Топливо от ФН поступает к дозирующему крану (225) и далее через кран перепада (223)-к РТФ в линию пускового коллектора.
Перемещение золотника дозирующего крана (225) осуществляется под действием перепада на его поршне, который устанавливается маятниковым клапаном (212). На маятниковый клапан воздействуют силы от сильфона (211) пружины обратной связи и термокомпенсатора. В сильфон подводится редуцированный воздух от КВД через фильтр-редуктор (190)и воздушный редуктор (181). Степень редукции определяется положением иглы в зависимости от температуры Тд.
Перемещение иглы осуществляется по команде от шестерни преобразователя температуры (176) через кулачок коррекции (179).
Таким образом, при изменении Рк и Тв нарушается равновесное положение маятникового клапана (212), что приведет к перемещению поршня (225) золотника дозирующего крана и увеличению или уменьшению расхода топлива в пусковой коллектор ФК.
Подача топлива в 1-, 2-, 3-, 4-й коллекторы ФК осуществляется по программе
gтф 1,2,3,4 = f(Рк f(TB)αруд)
Зависимость Gтф от Рк и Тв аналогична ранее рассмотренной, т.к. перемещение дозирующего крана (225) через рессору изменит расход топлива в коллекторы 1, 2, 3,4.
Сигнал αруд поступает на секторную рейку гидроусилителя, что приведет к смещению ползушки (210) и закрытию сливного отверстия в штоке гидроусилителя. Поршень (204) последнего, перемещаясь под действием перепада давлений, через рычаг (207) повернет дозирующие краны коллекторов 1, 2, 3, 4 (рисунок).
Длина окна «а» меняется пропорционально изменению давления Рк, ширина окна «в» меняется пропорционально изменению угла поворота РУД. Следовательно, расход топлива будет изменяться пропорционально площади окна
Р=а*в.
24. Конструкция компрессора высокого давления двигателя АЛ-31Ф. (Рисунок в альбоме)
АЛ-31Ф имеет тринадцатиступенчатый осевой компрессор, состоящий из четырехступенчатого компрессора низкого давления и девятиступенчатого компрессора высокого давления. Оба компрессора объединены в единый узел промежуточным корпусом.
Компрессор высокого давления
Статор компрессора /рис.4/ включает в себя корпуса ВНА и первой – третьей ступеней 3, корпус четвертой- восьмой ступеней 10, задний корпус 14, входной направляющих аппарата 4 и семь нерегулируемых НА 8.
Корпуса ВНА и первой-третьей ступеней имеют два фланца, которыми он соединен с разделительным кольцом промежуточного корпуса с одной стороны и с корпусом четвертой-восьмой ступеней с другой стороны. Этот же корпус имеет продольный разъем. На корпусе приварены три ряда кольцевых обечаек 1 с отверстиями под подщипники внешних цапф лопаток ВНА 2 и поворотных НА 4.|
Корпус четвертой –восьмой ступеней 10 имеет два фланца и продольный разъем. К корпусу приварена обечайка 11, образующая полость для отбора воздуза изза седьмой ступени КВД.
Лопатки ВНА 2 выполнены поворотными и двухопорными. Поворотные лопатки НА первой и второй ступеней выполнены консольными. Поворот лопаток ВНА и НА осуществляется гидроцилиндрами через приводные кольца 5 и систему рычагов.
Направляющие аппараты третьей - восьмой ступеней имеют одинаковую, консольную силовую схему. Каждая лопатка устанавливается в трапециевидный паз полуколец, которые заводятся в кольцевую расточку корпуса. В окружном направлении направляющие аппараты удерживаются винтами, размешенными на наружной поверхности корпуса.
Выходной направляющий аппарат 13 КВД имеет два ряда лопаток, устанавливаемых в трапециевидные пазы кольца. Кольцо через фланец крепится к корпусу компрессора.
Ротор КВД состоит из трех секций.. Первая секция 6 ротора выполнена неразборной и включает в себя диски первой, второй и третьей ступеней, соединенные между собой электронно-лучевой сваркой. Вторая неразборная секция 9 включает в себя диски четвертой, пятой и шестой ступени. Неразборные секции соединяются между собой и с передней цапфой 7 ротора призоннымн болтами. Центрирование этих элементов ротора осуществляется с помощью призонных болтов и точно обработанных цилиндрических поверхностей в местах соединении. Разборная секция 12 ротора объединяет диски седьмой - девятой ступеней и диск лабиринтного уплотнения. Разборная секция соединяется со второй неразборной секцией ротора и валом турбины 18 призонными болтами. Между дисками секции 12 устанавливаются распорные кольца 16 и призонные втулки 17.
Пятиярусное воздушное лабиринтное уплотнение 15 предотвращает утечку воздуха из проточной части в заднюю разгрузочную полость компрессора.
Передней цапфой 7 ротор КВД опирается на шарикоподшипник, смонтированный в промежуточном корпусе. На цапфе установлены масляное контактное уплотнение и воздушное лабиринтное уплотнение.
25. Конструкция ФКС АЛ-31Ф
Форсажная камера /ФК/ сгорания является общей для двух контуров с предварительным смешением потоков перед фронтовым устройством в смесителе. Основными элементами ФК являются: смеситель 1 /рис. 8/, фронтовое устройство 4 и корпус 6. Форсажная камера изд. 99 обеспечивает степень форсирования около 1,65. Розжиг ФК осуществляется методом «огневой дорожки».
Смеситель потоков внешнего и внутреннего контуров.
Смеситель предназначен для перемешивания потоков газа внутреннего контура и воздуха наружного контура перед фронтовым устройством.
Смеситель состоит из наружного контура 1 и собственно смесителя 3 /см. рис. 8/. Корпус выполнен в виде кольцевой обечайки с фланцами и шпангоутом 2. Передним фланцем корпус смесителя крепится к контуру наружного контура, к заднему фланцу прикреплено фронтовое устройство 4. На шпангоуте 2 установлено восемь термопар и центробежная форсунка «огневой дорожки» ФК. Собственно смеситель имеет двадцать два кармана, из них одиннадцать - укороченные. Он является элементом силовой схемы двигателя - осуществляет связь корпусов внутреннего и наружного контуров двигателя. Передним фланцем смеситель прикреплен к корпусу опоры турбины, а с другой стороны кольцом 4 /рис. 9/ подвижно опирается на корпус смесителя через опорные регулируемые элементы /сухари 3 со сферами и эксцентриками 1/, закрепленные на корпусе. Смешение потоков в смесителе осуществляется благодаря взаимному перетеканию воздуха внешнего контура и газа через карманы. Часть воздуха проходит через зазор между кольцом 4 и корпусом и служит для охлаждения стенок ФК и PC.
Фронтовое устройство
Фронтовое устройство предназначено для организации устойчивого горения топлива в форсажной камере. Фронтовое устройство состоит из диффузора, образованного корпусом 5 и внутренним корпусом 7, системы стабилизации пламени и топливных коллекторов.
С внутренней стороны корпуса 5 с Помощью пальцев, ввариваемых в корпус, крепится гофрированный двухсекционный экран 6, обеспечивающий подвод воздуха из наружного контура на охлаждение корпуса ФК и реактивного сопла. Вторая секция экрана одновременно является антивибрационным элементом. С наружной стороны в корпус вварено силовое кольцо 16 с узлами крепления двигателя к самолету.
Внутренний конус 7 крепится с помощью болтов к корпусу задней опоры. В концевой части конуса выполнена перфорация, уменьшающая пульсационное горение в ФК.
Система стабилизации пламени состоит из кольцевой форкамеры 19, двух V-образных стабилизаторов - большого 17 и малого 20, стоек 18 и радиальных стабилизаторов 21. Форкамера 19 представляет собой V-образный кольцевой стабилизатор, внутри которого расположен «карбюратор» 15, образованный трубами с отверстиями и заборниками 14 на входе. В каждую трубу через заборник поступает топливо из пускового коллектора 13 и газ из тракта в виде топливовоздушной смеси попадает во внутреннюю полость форкамеры 19.
Большой и малый стабилизаторы закреплены стойками 18, которые одновременно выполняют функции радиальных стабилизаторов. Крепление форкамеры к корпусу осуществляется одиннадцатью тягами 12.
Расположение элементов стабилизации и их конструкция обеспечивают полноту сгорания, надежный запуск и устойчивость работы ФК.
Топливные коллекторы расположены перед форкамерой и закреплены на ней серьгами 11, обеспечивающими свободу температурным расширениям. Коллектор 13 является пусковым. Он работает во всем диапазоне форсажных режимов двигателя и имеет одиннадцать струйных форсунок, питающих «карбюратор», и ряд отверстий, через которые подается топливо на отражатели, установленные на трубопроводе.
Остальные коллекторы имеют по двадцать две форсунки 10 с рядом отверстий, подающие топливо в проточную часть перпендикулярно потоку. Первые три коллектора имеют экраны для защиты внутренних полостей от коксования топлива.
Корпус ФК
Корпус ФК 6 (Рис.9) представляет собой тонкостенную трубу сварной конструкции с приваренными к ней ребрами жесткости. Передним фланцем корпус ФК стыкуется с фланцем фронтового устройства 4, задним – с фланцем реактивного сопла. На конической части корпуса расположен шпангоут 8 для крепления элементов реактивного сопла. С внутренней стороны к корпусу крепятся четыре секции теплозащитного экрана 7, имеющие перфорацию. Крепление экрана осуществляется пальцами, ввариваемыми в корпус.
26.Соединение роторов компрессора и турбины АЛ-31Ф (по рис. 11).
Узел соединения роторов РНД и КНД передает крутящий момент и осевую силу от ротора турбины на ротор компрессора. Крутящий момент с ротора компрессора на ротор КНД передается по шлицевым соединениям через рессору 11 и промежуточную шлицевую втулку 9.
Осевая сила с ротора турбины передается по резьбе гайки 15 и стяжной трубы 14 на промежуточную шлицевую втулку 9. Осевая сила с ротора вентилятора передается через буртик задней цапфы РНД на гайку 10 а с нее - на промежуточную шлицевую втулку 9. Результирующая осевая сила через шариковый подшипник 8 передается на корпус опор. Эта сила равна разности осевых сил роторов вентилятора и турбины. Этим самым облегчается задача разгрузки шарикового подшипника от действия осевой силы.
Радиальные силы с ротора низкого давления передаются через все четыре опоры 1, 8, 13, 20 на соответствующие корпуса и далее на узлы крепления двигателя.
Разгрузка вала ТНД от изгиба из-за несоосности опор обеспечивается податливостью опоры 20 (опора содержит упруго-гидравлический демпфер) и наличием боковых зазоров в шлицевых соединениях вала и рессоры 11, а также рессоры 11 к промежуточной шлицевой втулки 9.
Регулировка осевого положения ротора вентилятора обеспечивается подбором ширины регулировочного кольца, расположенного между буртиком промежуточной шлицевой втулки 9 и шариковым подшипником 8. Осевое положение ротора ТНД регулируется заворачиванием или отворачиванием стяжной трубы 14.
Силовая система РВД состоит /рис. 11/ из ротора КВД и ротора ТВД. Двухопорная схема ротора высокого давления требует неподвижного соединения роторов. Жесткость соединения роторов достигается применением фланцевого соединения со стяжными болтами 30. Силовая система ротора выполнена в виде конусов, что повышает жесткость ротора. А это повышает критические частоты вращения.
Шариковый подшипник 23 размещен в передней упругой опоре. Роликовым подшипником 35 задней опоры ротор ВД опирается на вал ротора ТНД.
Крутящий момент и осевая сила ротора турбины на вал компрессора передаются через призонные стяжные болты 30. Болты 30 имеют переменный диаметр. Призонная часть болта предназначена для центрирования дисков и передачи крутящего момента. Контроль затяжки стяжных болтов определяется по их вытяжке.
Результирующая осевая сила ротора РВД передается на шариковый подшипник 23. Радиальные силы с ротора передаются через обе опоры на соответствующие корпуса. При этом с задней опоры 35 сила передается через цапфу 18 и роликовый подшипник ТНД 20 на корпус задних опор.
Осевое положение ротора регулируется подбором ширины регулировочного кольца, расположенного между шариковым подшипником 23 и буртиком передней цапфы.
27.Программа регулирования двигателя АЛ-31Ф
Основными характеристиками для авиационных (ТРД) являются зависимости тяги Р и удельного расхода топлива Суд от условий полета летательного аппарата и режима работы двигателя.
Изучением влияния различных факторов на Р и Су* установлено, что из числа параметров рабочего процесса наибольшее влияние оказывают частота вращения двигателя, степень повышения давления воздуха в компрессоре, температура газов перед турбиной и температура газов в форсажной камере (n1,n2,,Tг,). Названные параметры являются регулируемыми или ограничиваемыми.
Программа регулирования - это законы, воздействия на регулируемые параметры с помощью регулирующих факторов Gт, Gтф, Fc путем изменения подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания, перераспределения энергии между турбиной и реактивным соплом.
В качестве дополнительных регулирующих факторов используются геометрия сверхзвукового входного устройства самолета, углы установки спрямляющих (направляющих) аппаратов и т.д.
Программу регулирования современных ТРД на максимальном режиме приходится выполнять комбинированной, состоящей из программ регулирования на максимальном режиме и программ ограничения параметров максимального режима по условиям прочности и устойчивости работы элементов двигателя.
Основная программа n = = const (при Fc кр. = const) практически обеспечивает получение максимальной тяги на расчетных режимах полета истребителя (по скорости и высоте полета) и при приемлемых значениях Суд.
При большом диапазоне изменения высот и скоростей полета приходится ограничивать режимы работы двигателя.
При М<Мрасч. температура воздуха на входе в компрессор Т*в падает. Приведенная частота вращения увеличивается, и линия рабочих режимов на характеристике компрессора входит в зону помпажа. Поэтому регулирование двигателя при М < Мрасч. осуществляется по программе (рис. 2.1).
Цри М>Мрасч. необходимо учитывать перегрузку на лопатки турбины и переходить на программу const (рисунок 2.2).
На двигателе АЛ-31Ф основным управляющим фактором является температура на входе двигателя t*в, °C.
28.КРД-99. Назначение и работа канала регулирования частоты вращения РВД и РНД.
Программой управления является зависимость n1 = f (Тв) (рисунок 5.1). Температура на входе в двигатель Тв измеряется датчиком температуры и преобразуется измерителями температуры в напряжения, пропорциональные функции , которые поступают на селектор минимума. Напряжение с селектора поступает на формирователь программы регулирования n1 = f (Tв)> а также в другие каналы и устройства регулятора (РЧВ 2, РНА, СОН).
Частота вращения n1 замеряется датчиком (ДЧВ-2500) и преобразуется им в электрический сигнал переменного тока с частотой, пропорциональной n1. Этот сигнал поступает на вход измерителей частоты вращения n1. Выходные напряжения измерителей подаются на вход селектора максимума, который пропускает на выход наибольшее напряжение. Выходное напряжение селектора, пропорциональное n1 поступает на формирователь программы, а также в СОН и РНА. В случае отклонения частоты вращения n1 от закона ограничения на Δn1 формирователь программы вырабатывает сигнал рассогласования, пропорциональный Δn1. Этот сигнал с выхода формирователя поступает в СОН и через ключ (10), селектор (11) и корректирующее устройство (12) - на вход в широтно-импульсный модулятор (13). Входные импульсы с ШИМ поступают через ключ (14) на исполнительный механизм ИМ1 (15), встроенный в гидромеханический агрегат НР-31, который управляет расходом топлива в камеру сгорания, что приведет к изменению частоты вращения n1 до тех пор, пока Δn1 не станет равной нулю.
Регулятор частоты вращения РЧВ 1 будет поддерживать программу n1=f(Тв) на уровне закона ограничения в случае, если частота вращения n2 и температура Тт лежат ниже законов ограничения. В противном случае селектор минимума (11) осуществит переключение с программы n1, на программу n2 или Тт в зависимости от того, какой канал работает на уменьшение расхода топлива.
Корректирующее устройство (12) служит для обеспечения необходимых динамических характеристик РЧВ1, РЧВ2, РТГ.
С помощью ключей 10,21,22 производится отключение каналов РЧВ1, РЧВ2 и РТГ при их отказах по сигналам из СОН.
С помощью ключа (14) производится отключение ИМ1 при одновременном отказе всех каналов регулирования. Дублирование измерителей, входящих в РЧВ1, РЧВ2, РТГ, выполнено для повышения надежности каналов регулирования.
Канал регулирования частоты вращения РВД (РЧВ2) работает аналогично.
29.Конструкция опор роторов компрессоров АЛ-31Ф смазка и уплотнение опор
В компрессоре низкого давления:
Передняя опора 2 ротора служит для передачи радиальных нагрузок от ротора компрессора на корпус. Она включает в себя роликовый подшипник, силовой корпус, узел масляного уплотнения и узел лабиринтного уплотнения.
В промежуточном корпусе:
Передняя опора 12 ротора КВД воспринимает суммарную осевую и радиальную нагрузки от роторов КВД и ТВД, В переднюю опору входят корпус подшипника, шариковый подшипник, радиально-контактное уплотнение 14, два ряда воздушного лабиринтного уплотнения 13.
Задняя опора 2 ротора КНД воспринимает суммарную осевую нагрузку от роторов КНД: и ТНД, а также радиальную нагрузку от ротора КНД. В ее состав входят корпус подшипника, шариковый подшипник, радиально-контактное уплотнение 20, два ряда воздушного лабиринтного уплотнения 21 и вал 19 КНД. Вал 19 имеет два ряда внутренних шлиц, передний ряд предназначен для зацепления со шлицами задней цапфы ротора КНД, задний - для соединения роторов КНД и ТНД через рессору 16.Роторы КНД и ТНД соединены стяжной трубой 18. На валу 19 закреплена гайкой ведущая шестерня /7 привода редуктора датчиков РНД.
30.Назначение и компоновка HP-31
Насос регулятор HP-31 предназначен:
для подачи и регулирования расхода топлива в ОКС:
а) при запуске по закону:
Рт=Рто+К,/К2*Рк-Рб где Рт - давление топлива перед форсунками;
Рто -давление топлива, определяемое пружиной АЗ;
Kj - постоянный коэффициент, определяемый
соотношением площадью мембраны и клапана АЗ;
К2 - коэффициент редукции, зависящий от диаметра
регулирования жиклера АЗ;
Р, - давление воздуха за КВД;
Рб - давление воздуха за КНД;
б) при приемистости.
Приемистость- это процесс перехода двигателя на повышенный режим без заброса температуры и частоты вращения при быстром (1.5+2 с) перемещении РУД по закону:
GT=KP,f(n2,T.)
в) при сбросе газа по временному закону;
для поддерживания заданной частоты вращения п2 (РВД) по закону: пг^Яруд) с коррекцией по Т..
Воздействие возмущающих факторов влечет за собой автоматическое поддерживание i^=const;
для ограничения, совместно с КРД-99 n2max, nImix и Tmax в зависимости от Т, с перестройкой на закон
n2m*x - 5% при отказе КРД-99
для поддерживания Пгпрщ-^Тв);
для ограничения Рм а„ яоп;
для управления поворотными лопатками НА КВД по программе aj=f(t12яР);
для управления совместно с КРД поворотными закрылками ВНА КНД ом—'flCninp); _
для перехода при отказе КРД-99 на программу по закону ai=f(ri2np); - отказ КРД-99;
для перестройки программы регулирования НА КВД с выдачей гидравлической команды в РСФ-31, в НА на открытие PC по электрическому сигналу из системы самолета при специальных работах и помпаже;
для выдачи команды в РТ-31В для распределения Gt по коллекторам форсунок ОКС по сигналу от КРД-99 на кратковременное выключение подачи топлива в ОКС при помпаже или превышении Т™** допустимой величины (рисунок 2.1)
для гидроблокировки клапана отсечки топлива, который работает по командам «БК» или «Помпаж»;
для подачи команды в ФН-31А на переключение топливопитания ФКС;
для питания ФКС при малых расходах Gj, если не включен ФН-31А;
для выдачи сигнала в КРД-99 при отказе термодатчика ТДК-25;
длят блокировки срабатывания ограничителя КРД-99 по п2;
для выдачи гидравлических команд другим агрегатам топливной системы;
для выключения двигателя;
для поддержания Рт, питающего механизмы автоматики на режиме авторотации (PC, НА, РТ).
HP-31В включает:
качающий узел с дозирующим устройством (фильтр, шестеренный насос, ДК, КПД, КПП, дроссельные пакеты, сервопоршень, ПК, КП, стоп-кран);
регулятор частоты вращения с коррекцией по Тв;
автомат приемистости;
регулятор В НА КВД и НА КВД.
31, Работа масляной системы
1.Система нагнетания и откачки
А) Работа маслосистемы в режиме «Энергоузел»,
Масло из маслобака через клапан-пробку поступает в маслосистему ГТДЭ-117-1. Масло, откачиваемое из ГТД-117-1, поступает на смазку ВКА через блок клапанов. Смазка ВКА при запуске и в режиме «Энергоузел» осуществляется через клапан блока клапанов, при этом клапан предотвращает утечку масла в двигатель. Давление в линии откачки ГТДЭ не должно превышать величины, определяемой условиями работы масляных уплотнений опор ГТДЭ. При увеличении давления выше допустимого часть масла перепускается через перепускной клапан. При работе двигателя открывается обратный клапан, а клапан закрывается, не допуская подачи масла от двигателя в маслосистему ГТДЭ. Масло из ВКА откачивается насосами и, пройдя магнитную пробку, а также обратный клапан, препятствующий попаданию масла в двигатель, поступает в маслобак через сигнализатор стружки в масле и неприводной центробежный воздухоотделитель (25).
Б) Работа маслосистемы при работе двигателя.
Система нагнетания.
С момента начала раскрутки ротора высокого давления (РВД) двигателя нагнетающий насос маслоагрегата подает масло в опоры двигателя. Для предотвращения переполнения маслом полостей опор до начала раскрутки (РНД) и вступления в работу откачивающих насосов, масло перепускается клапаном на вход в насос маслоагрегата. По мере увеличения частоты вращения РВД повышается давление масла и клапан занимает крайнее положение; вступает в работу клапан, который поддерживает давление масла на рабочих режимах работы двигателя в заданных пределах. После нагнетающего насоса масло поступает в топливо-масляный теплообменник (ТМТ), затем в масляный фильтр, через клапан переключения в теплообменник (ТМТ) , подключаемый на форсированных режимах. Масло, охлажденное топливом в ТМТ, поступает на смазку и охлаждение подшипников роторов двигателя, на охлаждение уплотнений опор, на смазку трущихся деталей КДА, ВКА, ЦКП, ФН, а также обеспечение работы демпферов опор двигателя. Количество масла, поступающего к смазываемым узлам двигателя, определяется сечениями жиклеров в форсунках подачи масла.
ПРИМЕЧАНИЕ: Смазка редукторов датчиков РНД осуществляется маслом, залитым в корпус редуктора. Для контроля уровня масла предусмотрена масломерная линейка.
Система откачки
Масло в смеси с воздухом, откачиваемое из опор роторов двигателя, КДА и ВКА насосами откачки (НО), проходит через обратный клапан (ОК) в сигнализатор стружки в масле (ССМ). При попадании в зазоры между контактными пластинами (шайбами) сигнализатора металлических частиц электрическая цепь его замыкается, и в блоке документирования бортовой системы регистрируется сигнал «Стружка в масле». Далее масловоздушная смесь поступает в центробежный неприводной воздухоотделитель (ЦНВО), где масло отделяется от воздуха и сливается в маслобак (МБ), а накопившийся воздух через узел суфлирования (УзС) маслобака отводится в систему суфлирования:
через отверстия А и В - при горизонтальном полете;
через отверстие А - при снижении;
через отверстие В - при наборе высоты.
При действии отрицательных перегрузок или при перевернутом полете суфлирование маслобака производится трубой (ВО). Для предотвращения выброса масла через узел суфлирования служит шариковый клапан, отсекающий узел суфлирования маслобака от системы суфлирования.
Для снятия сифонного эффекта в трубе (ВО) и узле суфлирования маслобака выполнены три отверстия Т, Р, Ф. В случае повышения давления в маслобаке выше допустимого или в случае увеличения обратного перепада давления между маслобаком и отсеком двигателя срабатывает предохранительный клапан, защищающий маслобак от разрушения.
2. Система наддува опор двигателя
Отбор воздуха в систему наддува опор двигателя производится:
от седьмой ступени КВД;
из кольцевого канала наружного контура;
из полости за воздуховоздушным теплообменником (ВВТ).
Управление отбором воздуха производится переключателем наддува автоматически. При перепаде между давлениями в наружном контуре и атмосферным менее 0,5 ± 0,5 кгс/см2 воздух в систему поступает от VII ступени КВД, при больших перепадах - из кольцевого канала наружного контура. От переключателя наддува воздух, пройдя через внутренние полости стоек N8 и 9 промежуточного корпуса, поступает по двум трубопроводам в полость наддува задней опоры КНД. Из этой полости воздух поступает в полости:
вала КНД;
вала ТНД;
ротора РВД;
разгрузочную полость КНД (через лабиринт уплотнения полости наддува задней опоры КНД).
Из полости вала КНД воздух поступает в полость наддува передней опоры КНД, из которой направляется в предмасляную полость передней опоры КНД, и в полость, сообщающуюся с проточной частью двигателя.
Воздух из полости вала ТНД через полость дисков КВД поступает, с одной стороны, через лабиринтные уплотнения в предмасляную полость передней опоры РВД и предмасляную полость межвального уплотнения, а с другой стороны, через отверстие в цапфе ТВД и лабиринтные уплотнения - в предмасляную полость опоры турбины. Воздух из воздуховоздушного теплообменника поступает в полость за диском ТВД, из которой часть воздуха направляется в предмасляную полость турбины через лабиринтные уплотнения.
3.Система суфлирования
Суфлирование масляной полости передней опоры ротора КНД производятся через два канала, стойки 17 и 21 переднего корпуса КНД и клапан суфлирования компрессора . Суфлирование полости кока осуществляется через те же каналы и тот же клапан суфлирования.
Суфлирование предмасляиой полости задней опоры КНД осуществляется через трубопровод, стойки № 2 и 12 промежуточного корпуса и клапан суфлирования.
Суфлирование предмасляиой полости передней опоры КВД осуществляется через кольцевой канал, стойки № 2 и 12 и клапан суфлирования.
Суфлирование предмасляных полостей опоры турбины осуще-
ствляется через кольцевую полость, стойки № 7 8 9 и 10 и клапан суфлирования турбины.
На переходных режимах в пред масляные полости может попадать из масляных полостей незначительное количество масла, которое отводится за борт через клапаны суфлирования компрессора и турбины.
32.Регулятор сопла и форсажа РСФ-31
Регулятор сопла и форсажа РСФ-31 предназначен для регулирования подачи топлива в форсажную камеру и управления площадью критического сечения сопла.
Необходимо напомнить студентам способ форсирования двигателя сжиганием топлива за турбиной:
↑Gтф→↑Тф→↑а=20,1↓Т→↑Сс→↑Р
↑Рт→↓πr=Рг/Рг→↓Nr→↓n→↓GB→↓P
↑Fc→↓PT→↓πT→πT=const(πTзад=πТфакт)
TFC -» 4РТ Флт -> 7tT = COnSt (tlr зад = %х факт), то есть подача топлива в форсажную камеру должна сопровождаться изменением диаметра сопла для обеспечения программы
πт = const
Вопрос№33. Турбина высокого давления
Ротор турбины высокого давления состоит из диска 37, рабочих лопаток 9, цапфы 36, вала 38. Диск соединяется с валом 38 и цапфой 36 с помощью призонных болтов 41. Этим фланцевым болтовым соединением осуществляется центрирование деталей и передача крутящего момента и осевой силы. Диск 37 имеет в своем ободе радиальное отверстие для подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам. В хвостовике цапфы размещены масляное уплотнение и обойма роликового подшипника, являющегося задней опорой ротора высокого давления. Рабочие лопатки крепятся к диску с помощью замка «елочного» типа. Лопатки фиксируются в замке с помощью выступов и пластинчатых замков.
Статор турбины высокого давления состоит из наружного кольца 6, внутреннего кольца 1, колец 4 и 45 аппарата закрутки 3, блоков лопаток соплового аппарата 5, диафрагмы 42, проставки 7 с сотовыми вставками 8 и крепежных деталей. Наружное кольцо 6 соединяется фланцевым болтовым соединением с ободом турбины низкого давления /0 и корпусом воздухо-воздушного теплообменника 44. Кроме этого, кольцо 6 телескопически соединяется с корпусом воздухо-воздушного теплообменника и центрируется относительно него с помощью бурта с проточкой, служащих уплотнением стыка. Внутреннее кольцо 1 имеет фланец для соединения с крышкой 2 и с внутренним корпусом основной камеры сгорания. Лопатки соплового аппарата объединены в трехлопаточные блоки 5, что позволяет уменьшить потери на перетекание газа. С помощью винтов блоки лопаток крепятся к наружному кольцу б и фиксируются с радиальными зазорами своими цапфами во втулках, расположенных на внешней стороне внутреннего кольца 1. Такая фиксация обеспечивает свободу радиальных температурных деформаций блоков лопаток. Корпуса воздушных завес 45.и 4 крепятся к наружному 5 и внутреннему 1 кольцам. Крышка 2 с внутренним кольцом 1 образует полость для охлаждающего воздуха, который подается к рабочим лопаткам через приваренный к крышке аппарат закрутки 3. Проставка 7 вместе с сотовыми вставками 8 крепятся к наружному кольцу 6, образуя с торцами рабочих лопаток радиальное уплотнение.
Вопрос №34 Кинематическая схема двигателя АЛ-31Ф
Общая характеристика двигателя
АЛ-31Ф - это авиационный двигатель четвертого поколения, выполненный по двухконтурной двухвальной схеме со смешением потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, с общей для двух контуров форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивный соплом. Изделие предназначено для постановки на истребитель. Поэтому степень двухконтурности выбрана небольшой. Это позволяет улучшить экономичность силовой установки на всех бесфорсажных режимах.
Двигатель имеет модульную конструкцию, обеспечивающую высокую технологичность сборки и позволяющую производить замену модулей при минимальном объеме регулировок и проверок. В число модулей входят /рис. 1, см. [1]/:
- компрессор низкого давления (КНД) 1;
- газогенератор, который включает в себя компрессор высокого давления 3, основную камеру сгорания 4, воздухо-воздушный теплообменник 5, турбину высокого давления 6, турбину низкого давления 7, смеситель 8;
- фронтовое устройство форсажной камеры сгорания 9;
- реактивное сопло с корпусом форсажной камеры сгорания 10;
- коробка приводов двигательных агрегатов;
- выносная коробка приводов самолетных агрегатов.
Помимо названных узлов, двигатель имеет следующие системы: смазки, топливопитания, пусковую, противообледенительную, управления расходом охлаждающего воздуха, контроля параметров двигателя.
Ротор низкого давления установлен на четыре опоры. Передняя опора ротора компрессора низкого давления с роликовым подшипником расположена в корпусе входного направляющего аппарата, задняя опора с шариковым подшипником - в корпусе опор 2. Передняя опора ротора турбины низкого давления с роликовым подшипником размещена в корпусе опор, а задняя опора с роликовым подшипником - в корпусе опоры турбины.
Ротор высокого давления установлен на двух опорах. Передняя опора ротора высокого давления с шариковым подшипником размещена в корпусе опор 2, задняя опора с роликовым подшипником смонтирована на валу турбины низкого давления.
Краткое описание двигателя
Компрессор двигателя - осевой, двухкаскадный, тринадцати - ступенчатый. В состав компрессора входят: четырехступенчатый компрессор низкого давления 1 с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА) и девятиступенчатый компрессор высокого давления 3 с тремя регулируемыми направляющими аппаратами, а также промежуточный корпус 2. Промежуточный корпус является основным силовым элементом двигателя, на нем размещены основные узлы крепления двигателя к летательному аппарату. На эти узлы передаются нагрузки от задней опоры КНД и передней опоры КВД. Управление механизацией компрессора осуществляют системы управления поворотными закрылками ВНА КНД и поворотными лопатками направляющих аппаратов КВД и система предупреждения и ликвидации помпажа.
Основная камера сгорания 4 выполнена кольцевой. В состав камеры сгорания входят наружный и внутренний корпуса с диффузором и жаровая труба. Топливо поступает в камеру через двадцать восемь форсунок. Воспламенение топливовоздушной смеси при запуске двигателя осуществляется электрической системой зажигания.
Осевая реактивная турбина состоит из одноступенчатой турбины высокого давления и одноступенчатой турбины низкого давления. В каждой ступени рабочие лопатки, лопатки соплового аппарата и диски имеют воздушное регулируемое охлаждение.
Вопрос №35. НР-31: назначение, функциональное устройство.
Назначение и компоновка НР-31
Насос регулятор НР-31 предназначен:
для подачи и регулирования расхода топлива в ОКС:
а) при запуске по закону:
Рт = Рто+ К1/К2*Рк – Р6,
где Рт - давление топлива перед форсунками;
Рто - давление топлива, определяемое пружиной A3;
К1 - постоянный коэффициент, определяемый соотношением площадью мембраны и клапана A3;
К2 - коэффициент редукции, зависящий от диаметра регулирования жиклера A3;
Рк - давление воздуха за КВД;
Р6 - давление воздуха за КНД;
б) при приемистости.
Приемистость - это процесс перехода двигателя на повышенный режим без заброса температуры и частоты вращения при быстром (1.5+2 с) перемещении РУД по закону:
GT=KPKf(n2,TВ)
в) при сбросе газа по временному закону;
для поддерживания заданной частоты вращения n2 (РВД) по закону: n2=f(a руд) с коррекцией по Тв.
Воздействие возмущающих факторов влечет за собой автоматическое поддерживание n2=const;
для ограничения, совместно с КРД-99 n2max, n1max и Tmax в зависимости от Тв с перестройкой на закон
n2maх - 5% при отказе КРД-99
для поддерживания n2npмг=f(TB);
для ограничения Рквд mах доп;
для управления поворотными лопатками НА КВД по программе a2=f(n2пр);
для управления совместно с КРД поворотными закрылками В НА КНД a1=f(nlnp);
для перехода при отказе КРД-99 на программу по закону a2=f(n2пр); - отказ КРД-99;
для перестройки программы регулирования НА КВД с выдачей гидравлической команды в РСФ-31, в НА на открытие PC по электрическому сигналу из системы самолета при специальных работах и помпаже;
для выдачи команды в РТ-31В для распределения GT по коллекторам форсунок ОКС по сигналу от КРД-99 на кратковременное выключение подачи топлива в ОКС при помпаже или превышении допустимой величины (рисунок 2.1)
для гидроблокировки клапана отсечки топлива, который работает по командам «БК» или «Помпаж»;
для подачи команды в ФН-31А на переключение топливопитания ФКС;
для питания ФКС при малых расходах GT, если не включен ФН-31 А;
для выдачи сигнала в КРД-99 при отказе термодатчика ТДК-25;
для блокировки срабатывания ограничителя КРД-99 по n2;
для выдачи гидравлических команд другим агрегатам топливной системы;
для выключения двигателя;
для поддержания Рт, питающего механизмы автоматики на режиме авторотации (PC, НА, РТ).
НР-31В включает:
качающий узел с дозирующим устройством (фильтр, шестерённый насос, ДК, КПД, КПП, дроссельные пакеты, 2) сервопоршень, ПК, КП, стоп-кран);
2) регулятор частоты вращения с коррекцией по Тв;
3) автомат приемистости;
4) регулятор ВНА КВД и НА КВД.
Назначение, конструкция и работа качающего узла с дозирующим устройством
Качающий узел предназначен для повышения давления топлива и подачи его в агрегаты топливной системы двигателя.
Рисунок 2.1
Рисунок 2.2
Конструкция:
шестеренный насос (ШН) (5O);
дозирующий кран (ДК или ДУ) (51);
клапан перепуска топлива (КПТ) (53);
предохранительный клапан (ПК) (54);
клапаны постоянного давления (КПД) (47,48);
клапан постоянного перепада (КПП) (55);
центральный топливный фильтр.
НР-31В вступает в работу в процессе запуска двигателя. Топливо из системы низкого давления (от ДЦН-82) поступает в шестеренный насос, где повышается давление топлива. После чего топливо направляется к дозирующему крану. Положение ДК определяется сервопоршнем (46) в диапазоне от упора минимальной производительности (38) (верхняя часть) до упора максимальной производительности (определяется сжатием пружины в нижней части сервопоршня).
Перемещение сервопоршня осуществляется топливом, подводимым или сливаемым через селектор (112) регулятора частоты вращения.
Предохранительный клапан (ПК) с клапаном перепуска (КП) топлива предназначены для перепуска топлива из-за ШН на вход в насос НР-31В и давлении за ШН Р>95кг/см2.
КПД (47,48) предназначены дня подвода топлива в управляемую (верхнюю) и неуправляемую (нижнюю) полости сервопоршня.
КПП (55) предназначен для поддержания постоянного перепада давления на ДК на установившемся режиме.
Назначение, конструкция и работа центробежного регулятора частоты вращения
Автоматическое поддержание заданной частоты вращения ротора по закону: n2=f(аруд) с коррекцией по Тв в диапазоне от МГ до МАХ режима осуществляется изменением Gтокс, поддаваемого в ОКС. Gтокс определяется положением ДК. зависящим от перемещения сервопоршня. Давление в управляемой полости сервопоршня (верхней) определяется давлением за селектором РЧВ, которое регулируется центробежным регулятором или исполнительным механизмом КРД-99.
На рисунке 2.2 представлена функциональная схема регулятора частоты вращения.
Вопрос№36 РСФ-31: назначение, конструкция и работа регулятора сопла.
Регулятор сопла и форсажа РСФ-31
Регулятор сопла и форсажа РСФ-31 предназначен для регулирования подачи топлива в форсажную камеру и управления площадью критического сечения сопла.
Необходимо напомнить студентам способ форсирования двигателя сжиганием топлива за турбиной:
То есть подача топлива в форсажную камеру должна сопровождаться изменением диаметра сопла для обеспечения программы:
пт = const
3.4. Назначение конструкция и работа регулятора форсажного топлива
Регулятор расхода форсажного топлива предназначен для регулирования расхода топлива в форсажную камеру в зависимости от положения РУД с коррекцией по Рк и Тв. В состав регулятора расхода топлива входят: дозирующее устройство пускового топливного коллектора форсажной камеры, преобразователь Рк с коррекцией по Тв. дозирующее устройство первого и четвертого, второго и третьего топливных коллекторов ФК, программный механизм и механизм выдачи команд в зависимости от положения РУД, клапан постоянного давления и золотник блокировки включения питания автоматики РСФ.
Дозирующее устройство пускового коллектора предназначено для регулирования подачи топлива в пусковой (пятый) коллектор форсажной камеры. Преобразователь Рк с коррекцией по Т„ предназначен для преобразования величин Рк и Тд в пропорциональные им перемещения элементов дозирующих устройств коллекторов ФК.
Дозирующее устройство коллекторов ФК предназначено для регулирования подачи топлива в первый и четвертый, второй и третий коллекторы ФК.
Программный механизм и механизм выдачи команд осуществляют:
- преобразование команды по аруд и передачу ее на дозирующие краны первого и четвертого, второго и третьего коллекторов для регулирования подачи топлива в ФК,
- выдачу команды в КРД для системы воспламенения топлива в ФК.
Клапан постоянного давления предназначен для питания автоматики РСФ топливом с постоянным давлением.
Золотник блокировки предназначен для отсечки подачи топлива в автоматику РСФ от качающего узла HP на режимах ниже малого газа.
Подача топлива в пусковой (пятый) коллектор форсажной камеры осуществляется по программе:
Gтф = f(Pк, Tв)
Дозирующее устройство регулирует расход топлива через пусковой коллектор ФК по команде преобразователя Рк.
Топливо от ФН поступает к дозирующему крану (225) и далее через кран перепада (223)-к РТФ в линию пускового коллектора.
Перемещение золотника дозирующего крана (225) осуществляется под действием перепада на его поршне, который устанавливается маятниковым клапаном (212). На маятниковый клапан воздействуют силы от сильфона (211) пружины обратной связи и термокомпенсатора. В сильфон подводится редуцированный воздух от КВД через фильтр- редуктор (190) и воздушный редуктор (181). Степень редукции определяется положением иглы в зависимости от температуры Тд.
Перемещение иглы осуществляется по команде от шестерни преобразователя температуры (176) через кулачок коррекции (179).
Таким образом, при изменении Рк и Тв нарушается равновесное положение маятникового клапана (212), что приведет к перемещению поршня (225) золотника дозирующего крана и увеличению или уменьшению расхода топлива в пусковой коллектор ФК.
Подача топлива в 1-, 2-, 3-, 4-й коллекторы ФК осуществляется по программе:
Gтф1,2,3,4=f(Ркf(Tв),аруд)
Зависимость Gтф, от Рк и Тв аналогична ранее рассмотренной, т.к. перемещение дозирующего крана (225) через рессору изменит расход топлива в коллекторы 1,2,3,4.
Сигнал аруд поступает на секторную рейку гидроусилителя, что приведет к смещению ползушки (210) и закрытию сливного отверстия в штоке гидроусилителя. Поршень (204) последнего, перемещаясь под действием перепада давлений, через рычаг (207) повернет дозирующие краны коллекторов 1, 2, 3,4 (рисунок 3.4).
Рисунок 3.4
Длина окна «а» меняется пропорционально изменению давления Рк, ширина окна «в» меняется пропорционально изменению угла поворота РУД. Следовательно, расход топлива будет изменяться пропорционально площади окна
Р=а*в
3.5 Назначение, конструкция и работа регулятора сопла
Регулятор сопла предназначен для соответствия диаметра сопла режиму работы двигателя и условиям полета. В состав регулятора входят следующие узлы:
гидрозамедлитель,
преобразователь,
программный механизм регулятора сопла,
программный механизм регулятора Пr,
исполнительные механизмы регулятора Пт и клапана перекрытия
PC,
узел управления охлаждением турбины.
Преобразователь Тв преобразует гидравлическую команду от термодатчика ТДК в перемещение элементов программного механизма регулятора сопла и регулятора расхода форсажного топлива РСФ.
Программный механизм, регулятора сопла предназначен для ограничения минимальной площади критического сечения сопла в соответствии с положением РУД и величиной Tв. Программные механизмы регулятора Пr выполняют следующие функции:
перестройку регулятора Пr по команде РУД при переходе от максимального и форсированного режимов на дроссельные и обратно.
изменение настройки регулятора Пr по команде электромагнитного клапана минимального форсажа.
Исполнительные механизмы регулятора тц управляют подачей топлива высокого давления о НП в гидроцилиндры PC для изменения площади сопла.
При изменении температуры наружного воздуха необходимо вносить коррекцию расхода топлива в форсажную камеру и соответственно изменять площадь критического сечения сопла. Например, при уменьшении Тв (самолет летит с набором высоты) снижаются атмосферное давление и расход воздуха.
40. Конструкция компрессора низкого давления двиг. АЛ-31Ф
АЛ-31Ф имеет тринадцатиступенчатый осевой компрессор, состоящий из четырехступенчатого компрессора низкого давления и девятиступенчатого компрессора высокого давления. Оба компрессора объединены в единый узел промежуточным корпусом.
Компрессор низкого давления
Ротор компрессора /рис. 2/ барабанно-дисковой конструкции, состоит из трех секций. Первая секция 9 включает в себя переднюю цапфу, диски первой и второй ступеней, соединенных между собой электронно-лучевой сваркой. Во вторую секцию 12 входят диск третьей ступени и задняя цапфа, соединенные между собой электронно-лучевой сваркой. Третья секция 14 состоит из диска четвертой ступени. Секции соединяются между собой призонными болтами и центрируются по цилиндрическим поверхностям в местах разъема. Ротор опирается передней цапфой на роликовый подшипник, а задней цапфой - на шариковый подшипник.
Рабочие лопатки всех ступеней устанавливаются в диски в трапециевидные пазы и фиксируются в осевом направлении на первой и второй ступенях радиальными штифтами, а на третьей и четвертой ступенях - разрезными стопорными кольцами. В радиальных штифтах первой ступени выполнены резьбовые отверстия, в которые вворачиваются балансировочные грузики.
В барабане ротора за диском первой ступени имеются отверстия для подвода воздуха из проточной части компрессора во внутреннюю полость ротора.
Статор компрессора включает в себя входной направляющий аппарат 3, кок 1, переднюю опору 2, корпуса первой 8, второй 10, третьей 11 и четвертой 13 ступеней, а также направляющие аппараты первой, второй и третьей ступеней.
Входной - направляющий аппарат является силовым элементом двигателя. В нем смонтированы передняя опора ротора, откачивающий маслонасос и кок. В состав ВНА входят наружное кольцо 4, ступица А, стойки 5. Стойки образуют единый аэродинамический профиль с поворотными закрылками 7. Стойки выполняются полыми, с цапфами на концах профильной части. Цапфы поворотных закрылков установлены в подшипниках скольжения, смонтированных в наручном кольце и ступице. Поворот закрылков осуществляется по команде системы управления рычагами через приводное кольцо Б. В семи пустотелых стойках проложены трубопроводы, через которые осуществляются суфлирование предмасляной полости, подвод смазки к подшипнику, откачка масла от подшипника, суфлирование предмасляной полости, слив масла. На наружном кольце 4 с помощью обечайки 6 образуется полость, в которую подводится горячий воздух из-за седьмой ступени компрессора высокого давления для обогрева стоек и кока.
Кок состоит из двух обечаек, образующих полость, в которую поступает горячий воздух из-за седьмой ступени КВД. ,
Передняя опора 2 ротора служит для передачи радиальных нагрузок от ротора компрессора на корпус. Она включает в себя роликовый подшипник, силовой корпус, узел масляного уплотнения и узел лабиринтного уплотнения.
Корпуса первой, второй, третьей и четвертой ступеней выполнены в виде кольцевых оболочек с приваренными фланцами. Полости Б и Д над рабочими лопатками сообщаются с проточной частью компрессора и образуют щелевой перепуск, расширяющий диапазон режимов устойчивой работы компрессора. В корпусах имеются окна Е для осмотра и текущего ремонта рабочих лопаток.
Направляющие аппараты первой, второй и третьей ступеней состоят из лопаток с наружными и внутренними полками. На внутреннюю полку устанавливаются два полукольца, образующие неподвижные элементы воздушного лабиринтного уплотнения.
38. Охлаждение турбины двигателя АЛ-31Ф
Для обесп. работоспособности турбины в пределах назначенного ресурса осуществляются охлаж-е и теплозащита элементов воздухом. Охлаж-е осуществляется за счет вторичного воздуха из основной камеры сгорания и воздуха наружного контура.
Лопатки соплового аппарата ТВД охлаж-ся воздухом из-за КВД. Охлаж-е лопаток — конвективно-пленочное. Внутр. полость лопатки разделена сплошной перегородкой на два отсека со вставными деф-лекторами /рис. 6г/. В передний дефлектор поступает вторичный воздух из основной камеры сгорания через отверстия в наружном кольце 6 /рис. 5/. Эффект охлаж-я достигается за счет лобового натекания воздуха ч/з дросселирующие отверстия в плоских детекторах на внутр. поверхность лопаток и создания защитной возд.пленки при выходе воздуха через перфорацию передней кромки. В задний дефлектор воздух попадает после его охлаж-я в воздухо-воздушном теплообменнике. При этом воздух, выходя из дефлек-тора, охлаждает внутренние стенки лопаток. Далее поток охлаж-дающего воздуха разделяется: часть воздуха проходит через 9 рядов турбулизирующих штырей и поступает через щелевые отверстия в выходной кромке в проточную часть, а часть поступает в полость, образованную /рис. 5/ внутренним кольцом 1 и крышкой 2. для последующего охлаждения рабочих лопаток первой ступени. Размещение штырей позволило турбулизировать поток охлажда-ющего воздуха и, следовательно, интенсифицировать теплосъем с концевой части профиля лопатки. Для теплозащиты и охлаж-я прикомлевых поверхностей сопловых лопаток поступает воздух в виде завеси из двух корпусов 45, и 4 /см. рис. 5/. Используется пленочное охлаж-е полок лопаток с помощью ряда отверстий.
Рабочие лопатки первой ступени охлаждаются воздухом, посту-пающим по радиальному сверлению в ободе диска 40 из аппарата закрутки 3. Поток охлажд. воздуха подкручивается в аппарате за-крутки 3 в сторону вращения диска с целью уменьшения гидрав-лических потерь, и снижения температуры торможения охлажд.воз-духа. Охлаж-е рабочих лопаток ТВД — конвективно-пленочное. Схема движения воздуха в лопатке комбинированная - циклонно-вихревая и полупетлевая. Во внутренней полости лопатки вблизи входной кромки расположена перегородка с отверстиями. Через эти отверстия воздух попадает в передний отсек, струйным натеканием охлаждая лопатку изнутри, и выходит через ряд косых отверстий в проточную часть турбины, образуя на спинке лопатки тепло-защитную охлажд.пленку. Центральная часть лопатки имеет ряд косых ребер во внутр.полости спинки и копытца лопатки. Это позво-лило организовать из скрещивающихся струй воздуха вращающиеся вихри для увеличения теплоотдачи. Сочленение ребер со стенками лопатки выполнено с большими радиусами округлений, что снизило концентрацию напряжений. Воздух выходит через щель в выходной кромке через ряд плоских штырей, которые направляют поток охлаждающего воздуха под углом к оси проточной части турбины. Это позволяет несколько снизить потери энергии, возникающие при смешивании охладителя, выходящего в проточную часть турбины с газом.
Лопатки соплового аппарата ТНД охлаждаются воздухом, поступающим из воздухо-воздушного теплообменника. Из плоского дефлектора с перфорацией воздух попадает на оребренную внутреннюю поверхность лопатки /рис. 6а/. Эффект охлаждения усиливается за счет лобового натекания воздуха на внутреннюю поверхность передней кромки лопатки. Оребрение увеличивает теплосъем и придает поперечный характер течению охлаждающего воздуха. Семь рядов штырей круглого сечения турбулизируют поток воздуха, который через щель в выходной кромке выходит в проточную часть турбины. Через лопатки соплового аппарата проложены перепускные трубки 47 /см. рис. 5/, подводящие охлаждающий воздух из ВВТ на охлаждение дисков обеих ступеней, на организацию теплозащитной пелены корпуса опор и наддув лабиринтных уплотнений.
Рабочие лопатки ТНД охлаждаются воздухом из наружного контура двигателя. Воздух поступает /см. рис. 5/ через окна в силовых стойках 18 корпуса задних опор и через окна внутреннего кольца 21 попадает к напорному диску 19. Напорный диск обеспечивает увеличение давления охлаждающего воздуха, который по радиальному сверлению в ободе диска попадает в рабочие лопатки. Охлаждение рабочих лопаток ТНД конвективное, с продольным течением охладителя. Во внутренней полости лопатки размещено пять рядов турбулизирующих штырьков для интенсификации теплообмена. Через отверстия в бандажных полках воздух поступает в проточную часть турбины. Воздух, отбираемый из наружного контура, используется также для наддува лабиринтных уплотнений. Воздух, охлаждающий корпуса опор, используется для наддува контактных безрасходных уплотнений и выходит через силовые стойки в наружный контур двигателя.
37. НР-31: работа насоса при запуске двигателя АЛ-31Ф
Запуском двигателя называется процесс вывода двигателя из состояния покоя или режима авторотации на режим МГ.
Для запуска двигателя на земле необходимо:
1. Раскрутить ротор от постороннего источника мощности с целью повышения давления воздуха и подачи его в ОКС - выполняется ГТДЭ- 117-1.
2. Подать в ОКС GT и управлять его расходом по закону:
PТ=PТО+К1×(К2×Рк-Pб)
Реализация этого закона позволяет управлять подачей топлива при запуске пропорционально Gв так как давление воздуха за компрессором Рк однозначно определяет расход воздуха через двигатель. Потребная подача топлива лежит в пределах допустимых границ «горячего» и «холодного» зависания: если превысить Gтрасп над потребной, произойдет резкий подъем Tг (Тв) без подъема п2. Это приведет к перегреву двигателя и помпажу (рисунок 2.3)
Нижний предел потребной GT приведет к «холодному» зависанию. Это приводит к тому, что Тг и п2 не увеличиваются, т.к. мощности турбины не хватает для раскрутки ротора двигателя.
Автоматика НР-31В при запуске выполняет следующие функции:
Реализация указанного закона управления Gтокс осуществляется следующими автоматическими устройствами:
В начале запуска топливо поступает от НР-31В к РТ-31В, перепускается на слив через проточку золотника распределителя и к форсункам не поступает. Сервопоршень ДК находится на упоре минимального расхода, а часть топлива перепускается от ШН на вход через предохранительный клапан и клапан перепуска.
При поступлении команды «+27В» от АПД-У9 на электромагнитный клапан распределителя топлива РТ-31В (149) золотник последнего (150) прекращает слив топлива, что приводит к повышению Рт перед распределительным золотником и подачу топлива в форсунки ОКС. Количество топлива, подводимого в ОКС, определяется затяжкой пружины A3, натяжение которой регулируется винтом (Р38) (57) и зависит от температуры окружающего воздуха (Тд).
При повышении n снижается количество топлива, сливаемого через автомат запуска, и Gтокс повышается пропорционально повышению Рк.
39. КДР-99: назначение и работа канала регулирования температуры газов перед турбиной
КРД-99 предназначен для регулирования параметров двигателя и выдачи сигналов на устройства управления двигателем и в бортовой регистратор.
41. РСФ-31: назначение, функциональное устройство.
Регулятор сопла и форсажа РСФ-31
Регулятор сопла и форсажа РСФ-31 предназначен для регулирования подачи топлива в форсажную камеру и управления площадью критического сечения сопла.
Необходимо напомнить студентам способ форсирования двигателя сжиганием топлива за турбиной:
То есть подача топлива в форсажную камеру должна сопровождаться изменением диаметра сопла для обеспечения программы
πt=const
Регулятор Пт поддерживает заданную степень расширения газа на турбине. В полость под мембрану подводится газ давлением за турбиной низкого давления. Верхняя камера мембраны соединена с редуцированным давлением Р„ от воздушного редуктора (184). При нарушении равновесия механизма регулятора П„ например, за счет увеличения давления за турбиной, золотник смещается вверх - на увеличение. В результате давление за турбиной падает и золотник будет возвращен в равновесное положение. Давление Р« задается воздушными редукторами и клапаном переключения, рисунок 3.7.
При срабатывании системы предупреждения и ликвидации помпажа программа управления PC, задаваемая кулачком (174), смещается в сторону увеличения площади критического сечения сопла по гидравлической команде HP в виде давления топлива, подводимого под поршень (161).
42. Конструкция, крепление и охлаждение кольцевой камеры сгорания двигателя АЛ-31Ф.
Общая характеристика камеры сгорания
Камера сгорания АЛ-31Ф прямоточная, кольцевая, укороченного типа, с высокоэффективным перемешиванием топлива с воздухом и с высокой полнотой сгорания /rjr = 0,992/. Коэффициент избытка воздуха составляет а - 2,85, потери на теплоотдачу в связи с обдувом камеры воздухом наружного контура снижены и составляют 2...3%.
Камера сгорания включает в себя наружный корпус / с диффузором 45, жаровую трубу 49, топливный коллектор 39 с двадцатью восьмью топливными форсунками 41. Воспламенение топливно-воздушной смеси осуществляется двумя запальными устройствами 46, с установленными в них полупроводниковыми свечами поверхностного разряда СП-51П с кислородной подпиткой.
Жаровая труба
Жаровая труба 49 является одним из наиболее нагруженных элементов камеры сгорания, так как работает в условиях высоких температур, частых теплосмен и подвержена воздействию высоких давлений и вибраций /рис. 7/.
Жаровая труба кольцевая, выполнена из жаростойкого материала ЭП-648 /ХН50 ВИТЮБ/, состоит из профилированных кольцевых обечаек 11-18, 21-25, 30-35 и кольцевых профилированных воздухозаборников 2 и 9 для подвода вторичного воздуха внутрь трубы. Фронтовое устройство жаровой трубы состоит из кольцевой обечайки 26 с двадцатью восьмью цилиндрическими камерами смешения 50 и лопаточными завихрителями 40, которые установлены в камерах смешения.
Все обечайки жаровой трубы крепятся друг с другом точечной сваркой, за исключением 21, которая прикреплена для улучшения ремонтной технологичности.
Для обеспечения свободы радиальных температурных деформаций свариваемых колец и уменьшения температурных напряжений в местах сварки на краю наружных секций имеются продольные прорези, так как более нагретая внутренняя стенка вызывает напряжение растяжения в наружной стенке. На концах прорезей для снижения концентрации напряжений выполнены круглые отверстия.
Жаровая труба крепится к силовым стойкам 28 с помощью кронштейнов и штифтов 27. Штифты с наружного конца зафиксированы болтами. Свобода радиальных деформаций обеспечивается за счет радиальных зазоров между кронштейнами 29 стоек и передней частью жаровой трубы. Свобода деформации трубы в соединении ее с корпусом турбины обеспечивается за счет осевых и радиальных зазоров в плавающих кольцах б и 7. Наружная 22 и внутренняя 33 секции имеют отбортованные отверстия для подвода вторичного воздуха в зону горения. Секции 11 к 15 имеют такие же отверстия для подвода вторичного воздуха с целью снижения температуры газа перед турбиной. Отверстия отбортованы для снижения температурных напряжений, вызванных большими температурными градиентами на краю отверстий. Количество воздуха, проходящего через отверстия в секциях 22 и 33, дозируется воздухозаборниками 2, 9. Охлаждение стенок жаровой трубы пленочное. Вторичный воздух проходит внутрь жаровой трубы через большое количество отверстий, выполненных на стыке обечаек жаровой трубы, и образует пленку на выходе из кольцевых щелей внутри жаровой трубы.
Зона обратных токов в жаровой трубе создается лопаточными завихрителями 40, подвижно установленными на входе в камеры смешения 50.
Внутренняя поверхность жаровой трубы покрыта жаростойким покрытием ВКПН-5, которое наносится методом плазменного напыления.
В одно из отверстий секции 15 жаровой трубы пропущена струйная форсунка 3 розжига форсажной камеры сгорания, подающая топливо в основную камеру сгорания и создающая факел пламени, который переносится газовым потоком за турбину низкого давления для воспламенения топливовоздушной смеси в форсажной камере.
Для увеличения жесткости и снижения уровня вибрации жаровая труба имеет кольцевое ребро жесткости 4.
Корпус камеры сгорания
Наружный корпус камеры сгорания / является силовым инструментом, соединяющим корпуса турбины и диффузора 45. Внутренняя обечайка 10 корпуса камеры сгорания воспринимает только местные нагрузки и не включена в силовую схему. Для повышения жесткости и снижения уровня вибраций внутренняя обечайка прикреплена тремя кольцевыми ребрами жесткости 38.
На наружном корпусе 1 крепится теплообменник 5, в котором охлаждается вторичный воздух, поступающий на охлаждение элементов турбины.
В кольцевом диффузоре 45 снижается скорость воздуха, поступающего в камеру сгорания. Диффузор выполнен двухступенчатым, со скачкообразным изменением площади проходного сечения, что вызывает постоянный срыв потока и его турбулизацию на входе в жаровую трубу и сокращает длину диффузора. Диффузор литой, наружная и внутренняя стенка соединены четырнадцатью полыми стойками, семь из которых имеют кронштейны 29 для крепления жаровой трубы и топливного коллектора 39 к корпусу камеры сгорания. К внутренней стенке диффузора приварена внутренняя обечайка 10.
В наружном корпусе 1 имеются окна для осмотра жаровой трубы в процессе эксплуатации /см. схему расположения смотровых окон/. Окна закрываются заглушками 53, закрепленными самоконтрящимися гайками 52. На оболочке наружного контура для подхода к смотровым окнам имеются окна с заглушками 51. Осмотр стенок жаровой трубы осуществляется специальным оптическим устройством с подсветом и гибким световодом.
Снизу в корпусе камеры сгорания имеется трубка отвода топлива при неудачном запуске или срыве пламени и выключении двигателя. Из трубки топливо сливается через дренажный клапан 20, который при выключении двигателя открывается пружиной. На работающем двигателе клапан закрывается давлением воздуха за компрессором. Если из-за негерметичности топливо попадает в наружный контур, оно будет сливаться через дренажный клапан 70, установленный на обечайке наружного контура.
Топливный коллектор 39 с форсунками 41 размещен в проточной части перед фронтовым устройством жаровой трубы, что повышает боевую живучесть топливной системы, уменьшает его длину и склонность к вибрациям, а также обеспечивает подогрев топлива перед поступлением в камеру сгорания.
43. Масляная система двигателя АЛ-31Ф: основные тех. данные, комплект агрегатов и их размещение.
МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА
Общие сведения о масляных системах
Масляные системы авиационных двигателей предназначены для подвода необходимого количества масла к трущимся деталям двигателя при его работе.
Масло уменьшает трение и изнашивание деталей, отводит от них тепло, предохраняет детали от коррозии, уносит с трущихся поверхностей продукты изнашивания.
В ТРД смазываются подшипники ротора, подшипники и зубья шестерен приводов агрегатов, подвижные шлицевые и шаровые соединения.
Масляные системы должны обеспечивать:
Кроме того, система смазки должна быть простой по устройству, а ее агрегаты иметь малую массу и габариты.
По принципу организации процесса смазки масляные системы классифицируют: на масляные системы с откачивающей магистралью и на системы с наличием поддавливания в полости масляного бака (рис. 1.1).
В свою очередь по наличию откачивающей магистрали масляные системы делится на циркуляционные и нециркуляционные.
В циркуляционных системах масло после смазки трущихся частей двигателя, его очистки, отделения воздуха и охлаждения вновь возвращается в двигатель (ТРД большой продолжительной работы).
В нециркуляционных системах масло после смазки трущихся частей выбрасывается в атмосферу или собирается в картер, т.е. используется однократно (ГТД одноразового применения или кратковременного применения).
радиаторов и меньше длина трубопроводов.
В свою очередь циркуляционные масляные системы делятся на замкнутые и незамкнутые.
В циркуляционных короткозамкнутых системах масло циркулирует по контуру: двигатель - радиатор - двигатель, только 10% масла поступает в маслобак для подогрева находящегося в нем масла, которое необходимо для пополнения убыли.
В циркуляционных нормальнозамкнутых системах масло циркулирует по контуру маслобак - двигатель - радиатор - маслобак.
Масляные системы с наддувом воздушной полости маслобака подразделяются на открытые, закрытые, комбинированные (открыто-закрытые).
Открытые мвслосистемы - это такие, в которых в воздушной полости маслобака поддерживается почти атмосферное давление, что предъявляет меньшие требования к уплотнениям. Такие системы обладают и меньшей высотностью (высота, до которой прокачка масла через двигатель и давление масла лежат в пределах допустимых значений из условия обеспечения надежной работы двигателя).
Применяется на ГТД ВТА, вертолетах.
Закрытые маслосистемы - это такие, в которых в воздушной полости маслобака поддерживается избыточное давление над атмосферным (0,1 • 0,5 кг/см2). Высотность таких систем большая.
Применяется в ГТД, используемых на больших высотах.
Комбинированные маслосистемы - это такие системы, в которых до какой-то определенной высоты применяется открытый тип маслосистемы, и с помощью клапана переключения наддува маслобака на больших высотах эта система уже работает как закрытая.
Обычно до Н = 6 - 8 км - открытая, а выше - закрытая. В масляных системах применяются масла минеральные МК-8П, МС-6 с допустимой lм = 120 - 150 °С, синтетические диэфиры органических кислот с температурой tM = 200 - 250 °С ИПМ-10, ВНИИ- НП-50-1Ф.
Масляная система изд. 99 автономная, циркуляционная, замкнутая, открыто-закрытая Нзакр. = 6 - 8 км (рис. 21).
Охлаждение масла производится топливом - в топливо-масляных теплообменниках. Все агрегаты масляной системы размещены на двигателе и ВКА. Применяются масла ИМП-10 и ВНИИ-НП-50-1-4Ф (рис. 1.2).
Основные технические данные маслосистемы изд. 99
Тип: закрыто-открытая, автономная, циркуляционная, объединенная маслосистемой ВКА.
Сорт масла: ИМП-10
Резервное ВНИИ-НП-50-1-4Ф.
Расход масла: 0,6 л/ч
Заправка: 17 л
Рм мг П2 < 85% - 1,8 кг/см2
Рм П2 > 85% - 2,7 кг/см2
Рмф - 2,5кг/см2
Производительность насосов:
-нагнетающего - 83,5 л/мин
-откачивающих - 353 л/мин
Назначение, устройство и принцип работы агрегатов масляной системы
Масляная система состоит из следующих подсистем:
-нагнетания;
-откачки;
-суфлирования;
-наддува опор двигателя.
Система нагнетания предназначена для подачи масла под давлением к узлам и деталям двигателя.
Состоит из:
-нагнетающего насоса (26);
-перепускного клапана (17);
-масляного фильтра (24);
-топливомасляных теплообменников (18,22);
-обратного клапана (9);
-блока клапанов (рис. 24, см. [1]);
-клапана переключения (21);
-трубопроводов;
-форсунок;
-масляного бака (20).
Система откачки предназначена для откачки масла в маслобак из опор двигателя, КДА и ВКА.
Состоит из:
-откачивающего насоса передней опоры КНД (16);
-откачивающего насоса задней опоры КНД и передних опор КВД и ТНД (6);
-откачивающего нижнего насоса (4);
- откачивающего насоса задних опор РВД и ТНД (12);
-откачивающего насоса КДА (27);
-двух откачивающих насосов ВКА;
-двух обратных клапанов в блоке клапанов;
-перепускного клапана в блоке клапанов,
-сигнализатора стружки в масле(ЗО);
-магнитной пробки с клапаном;
-неприводного центробежного воздухоотделителя (25);
-дополнительного сливного бачка (11);
-трубопроводов.
Система суфлирования масляных полостей предназначена для удаления газов, проникающих через масляные уплотнения.
Состоит из:
-центробежного суфлера (29);
-обратного клапана (28);
-предохранительного клапана (23);
-трубопроводов.
Система наддува опор роторов предназначена для защиты газовоздушного тракта двигателя от попадания масла из опор роторов.
Состоит из:
-внутренних полостей валов, стоек, корпусов, частей роторов - используются в качестве воздушных каналов;
-предмасляных полостей подшипников и полостей наддува, находящихся в узлах опор роторов;
-лабиринтных уплотнений;
-переключателя наддува;
-клапана суфлирования компрессора (1);
-клапана суфлирования турбин (10);
-трубопроводов.
Маслоагрегат
Назначение: предназначен для подачи масла под давлением в систему нагнетания и откачки масла из КДА.
Маслоагрегат состоит из двух насосов, работающих от одного привода, т.е. приводятся во вращение от КДА.
Состоит из:
-корпусов: переднего (1), заднего (3), среднего (2) из Ai сплава;
-нагнетающего насоса - центробежно-шестеренного типа со стальными шестернями - 2 шт. и четырьмя крыльчатками, имеющими одну общую камеру входа;
-двух стальных валов (5, 6);
-откачивающего насоса - центробежно-шестеренного типа с двумя стальными шестернями и двумя крыльчатками;
-перепускного клапана (рис. 28).
Крепится маслоагрегат к КДА шпильками.
Валы агрегата приводятся во вращение через рессору от шестерни в КДА. К нагнетающему насосу масло подводится по трубопроводу от маслобака, давление на выходе из насоса регулируется перепускным клапаном.
К откачивающему насосу масло подводится через канал, отлитый в корпусе КДА, внутри канала установлен сетчатый фильтр.
Для предотвращения утечки масла из полости нагнетающего в полость откачивающего насоса при работе двигателя и перетекания масла на стоянке из маслобака в двигатель на валах установлены уплотнительные манжнеты.
Производительность насосов:
Q = 83,5 л/мин - нагнетающего;
Q = 55 л/мин - откачивающего.
Перепускной клапан (рис. 28)
Предназначен для поддержания заданного давления масла на режимах П2 ≥85% и уменьшения подачи масла в двигатель на режимах запуска, малого газа и авторотации.
Масляный фильтр предназначен для очистки масла, поступающего в систему нагнетания, а также для контроля состояния трущихся деталей.
Топливо-масляный теплообменник (рис. 30). Предназначен для охлаждения масла топливом, поступающим в основную и форсажную камеры сгорания. Охлаждение масла в теплообменнике происходит на всех режимах работы двигателя.
Имеется два теплообменника:
Состоит из (рис. 1.3):
-обечайки (1);
-двух крышек (5);
-двух клапанов - перепуска масла (3);
-перепуска топлива (8);
-матрицы, образованной двумя трубными досками (12);
-трех перегородок (13);
-трубок (6).
Работа
Холодное топливо в ТТМ основного контура поступает от НР-31В, а в ТТМ форсажного от РСФ-31Б под крышку и, пройдя через трубки, выходят из теплообменника. При повышении сопротивления в топливной полости ТТМ открывается клапан перепуска и часть топлива поступает в двигатель, минуя ТТМ.
Горячее масло из нагнетающего насоса поступает в ТТМ в межтрубную полость и оттуда выходит из ТТМ в двигатель. При повышении давления в межтрубной полости открывается клапан перепуска, и часть масла поступает в двигатель, минуя ТТМ.
Клапан переключения
Предназначен для подключения дополнительного ТТМ на форсированных режимах работы двигателя по команде от РСФ-31Б.
Маслобак (рис. 46)
Предназначен для хранения запаса масла на двигателе, отделения воздуха от масла. Маслобак сварной конструкции, изготовлен из нержавеющей листовой стали.
Состоит из:
-корпуса;
-нижней крышки.
Корпус состоит из обечайки (1), передней (17) и задней (7) стенок.
Внутри маслобака находятся:
-узел суфлирования (21);
-неприводной воздухоотделитель (20);
-поплавковый отсечный клапан (34);
-мерная линейка (4);
-маслофильтр (33);
-сигнализатор стружки в масле (32).
К маслобаку подсоединены трубопроводы различного назначения: подвод (отвод) масла, слив, суфлирование и т.д., а также крепятся: уровнемер (9), клапан суфлирования (21), штуцер заправки по Рзм (2), клапан переключения.
На обечайке имеются окна для заправки маслобака, крышки маслофильтра и мерной линейки.
Откачивающие насосы
Все откачивающие насосы центробежно-шестеренного типа, принцип работы всех насосов одинаковый. При известном входе и выходе масла задается направление вращения ведущей шестерни. Масло, заключенное в микрокамере между двумя соседними зубьями и кожухом, переносится до выхода. Центробежные лопасти создают дополнительный подпор и забор масла к шестерням. Шиски позволяют более качественно направлять масло на лопасти центробежного насоса и дальше к шестерням насоса.
Насосы установлены:
-откачивающий насос передней опоры КНД в полости передней опоры КНД, крепится к крышке передней опоры, приводятся во вращение от РНД через гибкий вал (рессору);
-откачивающий насос задней опоры КНД и передних опор РВД и ТНД в промежуточном корпусе, приводится во вращение через рессору от шестерни РВД;
-откачивающий нижний насос на фланце промежуточного корпуса - вращение от РВД - имеет подпитку от системы нагнетания;
-откачивающий насос задних опор РВД в ТНД – в полости задних опор - аналогичен насосу передней опоры КНД - вращение от РНД;
-откачивающий насос ВКА - на корпусе ВКА - вращение от шестерен ВКА.
Магнитная пробка
Для контроля состояния смазываемых маслом деталей ВКА по
наличию намагничиваемых частиц, стоит в магистрали откачки масла из ВКА.
Неприводной центробежный воздухоотделитель (рис. 1.4)
Предназначен для отделения масла, поступающего из системы откачки, от воздуха. Расположен в заливной горловине маслобака.
Работа
Масловоздушная эмульсия в тангенциальном направлении подводится по трубопроводу к воздухоотделителю, масло, отделись от воздуха, стекает в маслобак, а воздух выходят через отверстие в воздушную полость маслобака и затем в систему суфлирования.
44. Назначение, конструкция и работа форсажного насоса ФН-31.
Форсажный насос ФН-31 А предназначен для питания топливом ФКС и аварийного слива топлива из топливной системы самолета. В конструкцию форсажного насоса входят: корпус, состоящий из улитки в корпуса, патрубок и крышка, рабочее колесо (30),
клапан входа с поршнем (29), клапан входа топлива (24),
золотник переключения с термочувствительным пакетом (28),
клапан подвода топлива от HP-31 (25),
клапан отсечки топлива на запуске (26), эжекторы (31),
рессора привода (рисунок 4.1).
Корпусные детали выполнены из титановых и алюминиевых сплавов, рабочее колесо - из алюминиевого сплава. Перепад давления, создаваемый ФН - не более 80 кгс/см2.
Топливо от фильтра низкого давления подводится к ФН-31А. При перемещении РУД в диапазоне форсированных режимов кран (192) включения ФН, находящийся в РСФ-31Б, закрывает слив топлива из управляемой полости поршня клапана входа топлива в ФН (29). Под воздействием давления топлива на поршень клапан входа топлива открывается, и топливо из системы низкого давления поступает на рабочее колесо ФН (30). Клапан выхода топлива из ФН (24) открывается, а клапан подвода топлива от НР-31 (25) закрывается, и топливо подается в ФКС от качающего узла ФН.
Положение клапана входа топлива в ФН, а также и работа ФН-31А регулируются положением золотника переключения насосов (28) с термочувствительным пакетом, которое в свою очередь зависит от температуры топлива и давления за компрессором.
При изменении температуры топлива за качающим узлом НР-31 выше +132°С (что происходит при малых расходах топлива в ФК) или ниже +132°С (что происходит при уменьшении суммарного расхода топлива в основную и форсажную камеры сгорания меньше производительности насоса НР-31) золотник переключения насосов через термочувствительный пакет воздействует на клапан входа топлива в ФН, и ФН выключается из работы независимо от положения РУД (рисунок 4.2).
При увеличении давления воздуха за компрессором или увеличении степени форсирования, т.е. при переходе на повышенный форсированный режим, золотник переключения насосов смещается влево, оказывая воздействие ка поршень клапана входа топлива в ФН. который, смещаясь вправо, открывает больший доступ топлива на рабочее колесо ФН - тем самым увеличивается расход топлива в ФКС.
Включение ФН производится краном включения (выключения) ФН (197), который связан с РУД. При переводе РУД в область нефорсированных режимов кран выключения ФН (197), управляя сливом топлива, воздействует на клапан входа и выхода топлива из (6) ФН. Насос питается топливом от HP через клапан.
Выключение форсажа может производиться по электрическому сигналу от КРД-99. Для предотвращения выключения из работы ФН в его конструкции предусмотрен перепуск топлива из полости рабочего колеса через эжектор на вход в ДЦН.
Смазка подшипников осуществляется маслом, подводимым из КДА.
43. Масляная система двигателя АЛ-31Ф: основные технические данные, комплект агрегатов и их размещение.
Тип: закрыто-открытая, автономная, циркуляционная, объединенная маслосистемой ВКА (выносная коробка приводов самолетных агрегатов)
Сорт масла: ИМП—10. Резервное ВНИИ-НП-50-1-4Ф.
Расход масла: 0,6 л/ч
Заправка: 17+1-2 л.
Ри мг П2 < 85% - 1,8 кг/см2,
Рм П2 > 85% - 2,7-3,2 кг/см2
Рмф – 2,5- 3.1 кг/см2
Производительность насосов:
Маслоагрегат (рис 27) – для подачи масла под давлением в систему нагнетания и откачки масла из КДА. Крепится к КДА (коробка приводов вспом-ых агрегатов) шпильками.
Перепускной клапан (рис 28) – для поддержания заданного давления масла и уменьшения подачи масла в двигатель на режимах запуска, малого газа и авторотации.
Топливно-масляный теплообменник (рис.30) = для охлаждения масла топливом, поступающим в ОКС и ФКС.
Маслобак (рис 46) = для хранения масла на двигателе, отделения воздуха от масла.
Откачивающие насосы (центробежно-шестеренного типа)
Магнитная пробка = для контроля смазываемых маслом деталей ВКА по наличию намагничиваемых частиц, стоит в магистрали откачки масла из ВКА.
Центробежный суфлер (рис 41) = для суфлирования масляных полостей опор роторов, ВКА и КДА и масляного бака. Стоит на КДА и закреплен шпильками.
Неприводной центробежный воздухоотделитель = для отделения масла (из системы откачки) от воздуха. В заливной горловине маслобака.
44. Назначение, конструкция и работа форсажного насоса ФН-31
Форсажный насос ФН-31 А предназначен для питания топливом ФКС и аварийного слива топлива из топливной системы самолета. В конструкцию форсажного насоса входят:
корпус, состоящий из улитки и корпуса,
патрубок и крышка,
рабочее колесо (30),
клапан входа с поршнем (29), клапан входа топлива (24),
золотник переключения с термочувствительным пакетом (28)
клапан подвода топлива от НР-31 (25)
клапан отсечки топлива на запуске (26)
эжекторы (31)
рессора привода (рис ниже)
Корпусные детали выполнены из титановых и алюминиевых сплавов, рабочее колесо – из алюминиевого сплава. Перепад давления, создаваемый ФН – не более 80 кгс/см2 .
Топливо от фильтра низкого давления подводится к ФН-31А. При перемещении РУД в диапозоне форсированных режимов кран (197) включения ФН, находящийся в РСФ-31Б, закрывает слив топлива из управляемой полости поршня клапана входа топлива в ФН (29), Под воздействием давления топлива на поршень входа топлива открывается, и топливо из системы низкого давления поступает на рабочее колечо ФН (30). Клапан выхода топлива из ФН (24) открывается, а клапан подвода топлива от НР-31 (25) закрывается, и топливо подается в ФКС от качающего узла ФН.
Положение клапана входа топлива в ФН, а также и работа ФН-31А регулируется положением золотника переключения насосов (28) с термочувствительным пакетом, которое в свою очередь зависит от температуры топлива и давления за компрессором.
При изменении температуры топлива за качающим узлом НР-31 выше =132 С (что происходит при малых расходах топлива в ФК) или ниже +132 С (что происходит при уменьшении суммарного расхода топлива в ОКС и ФКС меньше производительности насоса НР-31) золотник переключения насосов через термочувствительный пакет воздействует на клапан входа топлива в ФН, и ФН выключается из работы независимо от положения РУД (рис ниже).
При увеличении давления воздуха за компрессором или увеличении степени форсирования, т.е. при переходе ж повышенный форсированный режим, золотник переключения насосов смешается влево, оказывая воздействие на поршень клапана входа топлива в ФН. который, смещаясь вправо, докрывает больший доступ топлива на рабочее колесо ФН тем самым увеличивается расход топлива в ФКС.
Включение ФН производится краном включения (выключения) ФН (197), который связан с РУД. При переводе РУД в область нефорсированных режимов кран выключения ФН (197), управляя сдивом топлива, воздействует на клапан входа и выхода топлива из (6) ФН. Насос питается топливом от НР через клапан.
Выключение форсажа может производиться по электрическому сигналу от КРД-99. Для предотвращения выключения из работы ФН в его конструкции предусмотрен перепуск топлива из полости рабочего колеса через эжектор на вход ДЦН.
Смазка подшипников осуществляется маслом, подводимым из КДА.
45. Назначение, конструкция и работа распределителя форсажного топлива РТФ-31
Распределитель форсажного топлива (РТФ-31Б) предназначен для распределения топлива по пяти коллекторам ФКС, предварительного заполнения их топливом и обеспечения минимального расхода топлива через первый, второй и пятый коллекторы. РТФ-31Б установлен на корпусе смесителя и включает в себя:
отсечные клапаны топливных коллекторов ФКС,
распределительные клапаны,
три клапана перепада (243, 242, 241)
три командных золотника (247, 248, 249).
При перемещений РУД в диапозоне форсированных режимов гидрозамедлитель РСФ (215) открывает дозирующий кран (225) пятого коллектора ФК, который работает на всех форсированных режимах, расход топлива через него составляет 10% от суммарного расхода топлива в ФК.
Топливо от ФН-31 через дозирующее устроийство пятого коллектора, топливо-масляный теплообменник поступает на вход в РТФ.
Одновременно золотник командного давления РСФ (205) открывает доступ топлива ккомандному золотнику (249) и отсечному клапану (246) РТФ-31, который открывает доступ дозированного топлива от ФН (минуя РСФ) через отсечной клапан (246) и клапан перепада (243) РТФ поступает в пятый коллектор для обеспечения перепада давления на форсунках.
ΔP=0,5 кгс/см2 , линия подачи недозированного топлива отключается клапаном перепада (243), и топливо в ФК начинает поступать только от дозирующего клапана (225) пятого коллектора РСФ.
В положении РУД по лимбу РСФ 81 +2 градуса и выше от гидрозамедлителя поступает команда на открытие дозирующего крана (218) РСФ второго и третьего коллекторов, и золотник командного давления РСФ выдает команду на открытие отсечного клапана (244) второго коллектора РТФ. После предварительного заполнения второго коллектора, при достижении давления дозированного топлива во втором коллекторе Р=15±1 кгс/см2 начинает открываться распределительный клапан (238) и топливо поступает в третий коллектор. При достижении Р=39±1 кгс/см2 во втором коллекторе распределительный клапан открывается полностью.
При положении РУД по лимбу РСФ 96 +2 градуса и выше в работу включаются дозирующие устройства РСФ первого и. четвертого коллекторов. Дозированное топливо от РСФ поступает в коллекторы через распределительный клапан (240) и отсечной клапан (245) РТФ.
При очень малых расходах топлива через коллекторы (малое Ри , или РУД в положении близком к отключенном) минимальное значение расхода топлива поддерживается клапанами перепада.
Отключение коллекторов ФК при дросселировании и работа механизмов РТФ в PCФ осуществляется в обратном порядке.
46, Масляная система двигателя АЛ-31Ф: работа системы суфлирования.
Суфлирование масляной полости передней опоры ротора КНД производится через два канала, стойки 17 и 21 переднего корпуса КНД и клапан суфлирования компрессора (1). Суфлирование полости кока (а) осуществляется через те же каналы и тот же клапан суфлировании.
Суфлирование предмаслянои полости задней опоры КНД (и) осуществляется через трубопровод, стойки № 2 й 12 промежуточного корпуса и клапан суфлирования.
Суфлирование предмаслянои полости передней опоры КВД (л) осуществляется через кольцевой канал (к), стойки № 2 и 12 и клапан суфлирования (63).
Суфлирование пред масляных полостей опоры турбины осуществляется через кольцевую полость (х), стойки №7,8,9,10 и клапан суфлирования турбины (41).
На переходных режимах в предмасляные полости может попадать из масляных полостей незначительное количество масла, котор отводится за борт через клапаны суфлирования компрессора и турбины.
47. НР-54Ф2: регулирование параметров запуска двигателя Р25-300.
Топливный автомат запуска обеспечивает необходимую подачу топлива в рабочие форсунки двигателя в процессе запуска.
Необходимость автоматического дозирования топлива в процессе запуска вызвана несоответствием производительности насоса потребному расходу топлива при запуске.
Топливный автомат запуска (подробнее он рассмотрен в гл. 9) процессе запуска перепускает из магистрали перед распределительным клапаном 31 (рис. 8.37) избытки топлива на слив. Коррекция на дозирование топлива в процессе запуска осуществляется по давлению воздуха за компрессором р2, косвенно характеризующего расход воздуха через двигатель.
Основные узлы и детали топливного автомата запуска: клапан 18, шток 17, мембрана 16, пружина 12 и винт 13.
В полость справа от мембраны 16 подводится давление воздуха р2 (через жиклер 15). Жиклер 14 частично стравливает (корректирует) давление р2. Полость слева от мембраны сообщена с атмосферой (р„) каналом //. На клапан 18 слева (через жиклер 20) действуют давление топлива в канале 31 перед распределительным клапаном и пружина 19, справа действуют сила пружины 12 и сила от разности давлений воздуха на мембрану 16, пропорциональная давлению воздуха после компрессора.
В начале запуска двигателя давление воздуха р2 после компрессора мало и клапан 18 полностью открыт, топливо, поступающее от насоса по каналу 30, идет на слив. Распределительный клапан 4 закрыт, его золотник находится в левом положении. По мере роста оборотов ротора двигателя увеличивается давление воздуха р2 на мембрану 16, и клапан 18 постепенно прикрывается, тем самым уменьшается перепуск на слив, давление топлива перед распределительным клапаном4растет. При этом по достижении давления
оплива 11 ± 1 кГ/см2 начинает перемещаться золотник 4 распреде-ительного клапана и топливо получает доступ в канал 3 вспомо-ательного коллектора форсунок. Количество топлива, поступающего к форсункам, тем больше, чем выше давление воздуха за Компрессором. При числе оборотов, близком к оборотам малого газа, давление воздуха р2 после компрессора (а следовательно, и в мембранной полости топливного автомата запуска) возрастает настолько, что клапан 18 закрывается полностью и топливный автомат запуска выключается из работы.
Принципиальная схема топливного автомата запуска и клапана минимального давления:
1-каналы к сливному клапану; 2- канал к основному коллектору форсунок; 3- канал к вспомогательному -коллектору форсунок: 4 — распределительный клапан; 5 — дроссельный пакет клапана минимального давления; 6 — винт регулировки распределительного клапана; 7 —золотник клапана минимального давления; в —упор; 9- пружина; 10 — клапан стравливания воздуха из насоса -регулятора; 11-канал подачи воздуха Ра, 12- пружина топливного автомата запуска; 13 — регулировочный винт.- 14 — сменный жиклер для стравливания воздуха; 15 — постоянный жиклер в канале подвода давления P2, 16-мембрана: 17 — шток; 18 — клапан топливного автомата запуски; 19 — пружина; 20 — жиклер: 21 — канал к ОНД; 22 — канал на слив; и — жиклер; 24 — канал; 25 — канал к регулятору оборотов; 26 — клапан постоянного давления; 27-канал к регулятору подачи топлива; 28-канал подвода высокого давления; 29 — пружина; 30 — канал подвода топлива к ТАЗ; 31- канал перед распределительным клапаном
48. Работа системы на нефорсированных режимах
Прикрытие и раскрытие сопла на пониженных режимах осуществляется гидроцилиндрами с электрогидравлическим усилителем 10ГА-184М по электрическим сигналам от выключателей кулачков 1 и2 блока управления БУ. Когда частота вращения nв меньше 60%, контакты выключателей разомкнуты. Ток проходит через контакты Т11 реле Т1 в обмотку реле Т2. Контакты Т22 реле Т2 замыкаются, и ток проходит в обмотку «Ф» на раскрытие створок (мостиковая схема при этом выключена, так как реле Pl обесточено контактами Т21).
При nв=60% кулачок 2 замыкает выключатель, но цепи для тока нет, так как разомкнуты контакты Т12 реле Т1. При nв=60% кулачок 1 замыкает выключатель , реле Т1 срабатывает , его контакты замыкаются , и ток поступает в обмотку реле через выключатель кулачка 2 независимо от положения выключателя кулачка 1. Происходит самоблокировка реле Т1 для обеспечения гистерезиса в раскрытии и прикрытии сопла.
Одновременно размыкаются контакты Т11, реле Т2 обесточивается, и ток через замкнутые контакты Т21 реле Т2 и контакты Ф21 реле Ф2 поступает в обмотку «М» на прикрытие сопла.
При уменьшении частоты вращения до nв=66% выключатель кулачка 1 размыкается , но реле Т1 находится под током , сопло прикрыто . При nв=60% размыкается выключатель кулачка 2, реле Т1 обесточивается , его контакты Т11 замыкаются. Это приводит к срабатыванию реле Т2 и раскрытию сопла.
Разница в частотах вращения ротора раскрытия и прикрытия сопла («гистерезис») сделана для того, чтобы избежать так называемого «хлопания» сопла на режимах срабатывания автоматики. Возникновение «хлопания» объясняется тем, что на пониженных режимах перепад на турбине низкого давления докритический, и раскрытие сопла при неизменной подаче топлива вызовет рост перепад давлений на турбине высокого давления и повышение частоты вращения ротора высокого давления.
49.Регулирование диаметра сопла на режиме «Максимал» двигателя Р25-300
Минимальный диаметр сопла (на режиме «Максимал») регулируется с помощью регулировочной гайки. Торец хвостовика штока на режиме «Максима»" упирается в торец гайки. Если гайку вывернуть, торец хвостовика упирается в гайку в положении правес исходного и диаметр сопла (минимальный) будет больше; при вворачивании гайки диаметр сопла уменьшается.
50. Двигатель Р25-300: запуск и опробование двигателя , график опробования двигателя.
После проведения подготовок к запуску двигателя запускающий подает команду: «Подготовиться к запуску». По этой команде связной отвечает: «Есть к запуску», дублируя ответ приложением руки к головному убору и подав команду водителю АПА на подключение электрического питания на борт самолета. Получив ответ, запускающий, после того, как услышит щелчок в районе правого борта срабатывания контакторов, включает на правом пульте АЗС:
При этом: -напряжение по вольтметру должно быть 28…29 В;
-на щитке ППС-2 загораются зеленые лампочки выпущенного положения шасси;
-на приборной доске загорается лампочка «масло»;
-на табло Т-10 загорится «Створки РС открыты»;
-на табло Т-10 загорятся две лампочки:
«Следи давление основной системы»
«Следи давление бустерной системы».
При этом: -на табло Т-4 загорятся две зеленые лампочки
а) «Триммерный эффект нейтрально»
б) «Стабилизатор на посадку».
4. «Насос 3 гр.баков»
При этом : -на табло Т-4 загорятся и погаснет лампочка 3 гр. баков».
При этом: -на табло Т-4 загорится и погаснет лампочка «1 гр баков»
При этом: -на табло Т-10 загорится и погаснет лампочка «Расходный бак»
При этом: стрелка манометра давления масла установится на нулевую отметку.
После выключения указанных АЗС на правом пульте, необходимо выключить АЗС на левом пульте.
Выключив перечисленные АЗС, запускающий подает команду «От двигателя», получив ответ от связного: «Есть от двигателя», запускающий выполняет следующие операции:
1.Установливает РУД в положение «Малый газ»
2.нажимает и течение 2..3 с держит нажатой кнопку «Запуск», при этом на табло Т-10 загорится лампа «Зажиг.выключ».
3.Одновременно с нажатием кнопки «Запуск» выключить секундомер. Секундомер выключается при выходе двигателя на обороты n1=29,5%.
Опробование двигателя перед полетом.
Опробование двигателя перед полетом производится по специальному графику(В альбоме) и предназначено для выявления технического состояния силовой установки и проверки работоспособности некоторых систем самолета.
Участок 0-1 – запуск двигателя
Участок 1-2 – режим «Малый газ» -выдержать 3..10 сек.
Участок 2-3 - проверка управляемости двигателя
Участок 3-4 – прогрев двигателя 1-2мин.
Участок 4-5-6 – проверка приемистости.
Участок 6-7 –режим «Максимал» -выдержать 7…8 с.
Участок 7-8 – включение форсажного режима –выдержать 7-8 сек.
Участок 8-9-10-11 –проверка работоспособности системы УВД-24
Участок 11-12 – режим «Малый газ»
Участок 12-13-14 – проверка работоспособности системы СПС
Участок 14-15-16 – проверка приемистости двигателя
Участок 16-17-18 – охлаждение двигателя
Участок 18-19 – остановка двигателя
51 Регулировка приемистости двигателя
Если время нарастания давления топлива в дополнительном коллекторе не укладывается в указанные пределы отрегулировать его заменой дроссельного пакета П ветви ОНД насоса – регулятора НР-5412.
Если время выхода с режима «малый газ» на режим «максимал» не укладывается в пределы графика, произвести его регулировку заменой дроссельного пакета ОНД.
Регулировку времени выхода двигателя с оборотов на режим «максимал» производить заменой дроссельного пакета гидрозамедлителя прямого хода. Для увеличения времени приемистости устанавливать дроссельный пакет меньшей проиводительности и наоборот.
55. Подготовка технической позиции к запуску двигателя.
Запускать и опробовать АД разрешается только на специально отведенных для этой цели газовочных площадках. Газовочная площадка – это площадка идеальной чистоты. Площадка д/б очищена от снега, льда, грзяи, посторонних предметов.
Оборудование газовочной площадки вкл:
-щит с графиком опробования двигателя;
-средства противопожарного оборудования;
-газоотбойные щиты;
-швартовочные приспособления;
-колодки;
-стеллажи под съемное оборудование, чехлы, заглушки.
На газовочной площадке должны быть нанесена разметка под место стоянки самолета, указаны опасные зоны при опробовании двигателя и место для размещения «связного».
53. Двигатель Р25-300. Назначение, конструкция сигнализатора стружки в масле.
Сигнализатор стружки состоит из: корпуса 2, фильтра 4 , клапана 1 , пробки 9 , пружины 10, жиклера 7 и выключателя 11. Часть масла ( примерно 10% от общего потока ) через специальный канал 5 подводятся к фильтру 4 , проходит через него а по двум отверстиям 3 поступает в полость 8. Из этой полости через жиклер 7 в канал 6 масло поступает в канал выхода масла из воздухоотделителя. При засорении фильтра 4 стружкой или другими механическими примесями возрастает перепад давлении масла на фильтра ( между давлением в канале 5 и в полости 8 )• Вследствие этого клапан 1 смещается вниз, преодолевая силу пружины, и своим штоком замыкает контакты выключателя 11. При этом в кабине летчика загорается сигнальная лампочка "Стружка в масле".Сигнализатор стружки срабатывает при попадании в фильтр стружки размером более 0,2 мм в количестве 0,1 - 0,25 г. При снижении режима работы двигателя или его остановке перепад давления на фильтра падает и клапан 1 под действием пружины возвращается в исходное положение. Однако лампочка при этом не выключается, так как контакт выключателя выполнен с пружинной блокировкой. Поэтому постановка контакта в исходное положение возможна только после снятия выключателя 11 с воздухоотделителя.
54. Эксплуатация масляной системы двигателя Р25-300, возможные неисправности.
1. Руководством предусмотрена проверка уровня масла в баке и его дозаправка при необходимости при проведения всех видов подготовки двигателя к полетам, в тем числе и при подготовки к повторному вылету самолета.
2. Во время наземной проверки работы двигателя в процессе запуска проверяется давление масла в нагнетающей магистрали, которое должно появляться при n2=10+15% и достигать на режиме "Малый газ" величины не менее 0,98 103 Па. При этом, если давление масла будет менее 1,28 105 Па , то лампочка "Масло" должна гореть, а если давление масла будет более 1,28 105 Па -лампочка не горит.
При работе прогретого двигателя на режимах n1=90% и выше давление масла должно быть в пределах 3,4 105 Па - 4,4 105 Па. В случае отклонена от указанного необходимо ввести регулировку давления масла ;
В течение всей наземной проверка работы двигателя под постоянным наблюдением должны находиться :
-указатель давления масла ;
-сигнальная лампочка "Масло" сигнализатора МСТВ-1,3 минимального давления масла и сигнализатора наличия стружки в масле.
3. При проведении осмотров после первых 54+-1 ч и10+-1 ч наработки двигателя проверяется уровень масла и бака, a также осматривается фильтр сигнализатора стружки в масле. При осмотре определяется наличие на сетке фильтра стружки, механических частиц или смолянистых отложении. Если обнаружена стружка, то решается вопрос о дальнейшей эксплуатации двигателя; во всех остальных случаях производится замена масла. Однако виды работ и их последовательность зависят от состояния фильтра.
4. Комплексный осмотр после каждых 25ч+- 5 ч и регламентные работы после 50ч+- 10 ч наработки двигателя дополнительно включают работы, связанные с осмотром фильтра маслоагрегата и проведением наземной проверки двигателя. Если двигатель эксплуатировался на масле МК-8П , то производится полная замена масла.
5. При эксплуатации двигателя в условиях низких температур (температура наружного воздуха ниже - 40°С ) перед запуском необходимо тщательно прогреть топливно-масляный агрегат и масляные коммуникации (температура горячего воздуха должна быть не выше +80 С ) .
53
В процессе эксплуатации двигателя осуществляется контроль стружки в масле при помощи щелевого электроконтактного сигнализатора, который установлен в магистрали откачки масла из двигателя. При появлении в масле металлической стружки зазоры между токопроводящими шайбами замыкаются, электрическое сопротивление цепи сигнализатора резко падает, и в блок документирования системы «Экран» поступает сигнал «Стружка в масле». Сигнализатор стружки в масле проверяется при выполнении целевых осмотров и проверок через 50 часов наработки двигателя.
54
1.4. Основные правила эксплуатации масляной системы.
Характерные неисправности
Масляная система авиационного двигателя является одной из самых важных систем, участвующих в надежной работе силовой установки. Надежная работа масляной системы в свою очередь зависит от надежной работы агрегатов, входящих в ее состав. В процессе эксплуатации масляной системы необходимо руководствоваться соответствующими документами, регламентирующими безаварийную летную работу, к ним относятся:
ЕРТЭ, Тех. описания, Инструкции по эксплуатации и технологии выполнения видов работ.
• Необходимо помнить, что применяемые масла (ИПМ-10, ВНИИ-НП-1-4Ф) токсичны и требуют определенных мер предосторожности
Контроль уровня масла в маслобаке выполняется нажатием кнопки «Контроль маслобака» на борту самолета. Сигнал от датчика сигнализатора, установленного на маслобаке, через чувствительный элемент - это поплавок с постоянными магнитами, управляющий контактными группами датчиков,- поступает на контрольную лампу зеленого цвета на пульте контроля, который находится на борту самолета. Бели уровень масла в маслобаке выше 13 ± 0,5 литров, то контакты датчика замкнуты и при нажатии на кнопку «Контроль маслобака» загорается зеленая лампа, которая свидетельствует о достаточном количестве масла в маслобаке. Если же уровень масла в маслобаке понизился ниже 13 ± 0,5 литров, контакты размыкают цепь, и при нажатии на кнопку «Контроль маслобака» зеленая лампа не горит, это свидетельствует о том, что масла в маслобаке недостаточно для дальнейшей эксплуатации двигателя, необходимо произвести дозаправку маслосистемы.
Дозаправка маслобака производится при помощи аэродромного
маслозаправщика на базе автомобиля ГАЗ-66 (ЗСЖ-66 - заправщик спец.жидкостей). При температуре воздуха t„ $ -40°С необходимо масло подогревать в маслозаправщике примерно до 40 С перед заправкой в маслосистему. Проверка заправки маслобака производится перед каждым запуском двигателя.
В процессе эксплуатации двигателя осуществляется контроль стружки в масле при помощи щелевого электроконтактного сигнализатора, который установлен в магистрали откачки масла из двигателя. При появлении в масле металлической стружки зазоры между токопроводящими шайбами замыкаются, электрическое сопротивление цепи сигнализатора резко падает, и в блок документирования системы «Экран» поступает сигнал «Стружка в масле». Сигнализатор стружки в масле проверяется при выполнении целевых осмотров и проверок через 50 * ]Р часов наработки двигателя.
Контроль работы масляной системы осуществляется:
на земле: по приборам в кабине самолета, на пульте наземного контроля ПНК-99 и пульте наземных проверок ПНП-132А;
в воздухе: информация поступает на светосигнализаторы табло системы «Экран», в блоки документирования системы «Экран» и «Тестер».
Перед запуском двигателя в условиях низких температур (до -40 С) производится подогрев маслобака, КДА, топливомасля- ных теплообменников горячим воздухом от аэродромного подогревателя.
Контроль температуры масла производится на работающем двигателе с помощью приемника температур П-77, установленного в магистрали откачки масла из двигателя. Электрические сигналы приемника поступают в канал контроля температуры КРД-99А, который формирует сигнал «Сбрось обороты» при достижении предельного значения температуры масла для индикации на табло «Экран» и регистрации в блоках документирования «Тестер» и «Экран».
Контроль давления масла на двигателе осуществляется также на работающем двигателе с помощью трансформаторного датчика давления ДАТ-4, выдающего электрический сигнал на светосигнализаторы «Сбрось обороты» и блок документирования системы «Тестер». Кроме того, при поиске неисправностей и выполнении отладочно-регулировочных работ на двигателе предусмотрено подсоединение специальных индуктивных датчиков (манометров) из комплекта наземного проверочного комплекса МК-Т10.
Также на двигателе предусмотрен контроль работы системы наддува опор ротора по состоянию клапана переключения наддува (КПН), сигнал по состоянию КПН поступает в системы «Тестер» и «Экран» путем регистрации сигнала «Несрабатывание КПН» в блоках документирования.
Характерные неисправности масляной системы
В процессе эксплуатации двигателя возможны отказы в работе агрегатов и изделий маслосистемы. Отыскание и устранение неисправностей двигателя, его систем и агрегатов производится согласно рекомендациям, изложенным в Руководстве по технической эксплуатации изделия [2].
|
характерные отказы и неисправности |
Вероятные причины |
Способы устранения |
|
1. Загорание табло в кабине «Стружка в масле» |
|
Снятие двигателя с самолета и отправка его в ремонт |
|
2. Загорание табло в кабине «Сбрось обороты» |
|
|
|
3. Расход масла выше допустимой величины |
|
с самолета и отправить его в ремонт |
Поиск неисправности начинается с дешифрирования и анализа материалов записи бортовых регистраторов «Тестер» и «Экран».
Возможны следующие неисправности маслосистемы
55
Запуску двигателя должна предшествовать тщательная подготовка к запуску, целью которой является предотвращение вывода из строя дорогостоящей авиационной техники и травмирование личного состава.
Подготовка к запуску двигателя включает:
1/ подготовка .яичного состава;
2/ подготовка газовочной площади;
3/ подготовка самолета и двигателя;
4/ подготовка кабины самолета.
X I
1.4. Подготовка личного состава
Подготовка личного состава включает:
Запускать авиационный двигателе разрешается строго определенным лицам, допущенным приказом по части после сдачи зачетов по правилам запуска двигателя.
§§ 1.5. Подготовка газовочной площадки
Запускать и опробовать авиационный двигатель разрешается толь4 ко на специально отведенных для этой цели газовочных площадках-
Газовочная площадка - это площадка идеальной чистоты. Площадка должна быть очищена от снега, льда, грязи, посторонних предметов.
Оборудование газовочной площадки включает:
На газовочной площадке должна быть нанесена разметка под место стоянки самолета, указаны опаснее зоны при опробовано двигателя и место для размещения "связного".
Подготовка самолета и двигателя к запуску включает снятие заглушек, чехлов, проверку заправки самолета топливом, гидросмесью, маслом и протзвообледенительной жидкостью, постановку аккумуляторных! и батарей и подключение АПА к борту самолета.
Перед запуском двигателя необходимо убедиться в шпложении и створок реактивного сопла / должны быть полностью открыты/ и в положении конуса во входном устройстве /конуо полностью убран/. Проверить чистоту входных и выходрых каналов двигателя, состояние заклепок во входном канаде.
В зимнее время убедиться в отсутствии примерзания ротора.
Подготовка кабины к запуску двигателя заключается в проверке (юоетояняя приборов, наличие предохранительных чек и стопоров в стре-
При подготовке кабины необходимо:
Давление в системах должно быть /110... 130/ кгс/см
8. Провертть, что переключатель "Холодная прокрутка находится в положении "Запуск на земле" и закрыт
Перед тем, как приступать к выполнению данной штш»! т>ач ■и боты необходимо соблюдать следующие меры безопасности:
\ i. Перед начапом осмотра самолета и его оборудования необходзЦ Имо щзийятв меры безопасности, исключающие разрядку статического эле- \ § ктрзчества через ходе!!, случайные выстиелы, срабатывание гарошхашз-j И мов катапультируемого сиденья, сброс баков, складывание шасси, саш-1 Щ ггооизволъное включен:! е систем агрегатов, а также другие случаи, кото-4 I оые могут угрожать здоровью личного состава и привести к повреждению! I авнагглонной техники.
Для этого необходимо ' убедиться в том, что:
- Запуск I опробование двигателя производить только на специально отведенных и оборудованных площадках.
jj Категорически запрещается покидать кабину самолета до полной : остановки роторов двигателя.
56
Система управления регулируемым соплом
.Дистанционное управление всережимным реактивным регулируемым соплом осуществляется о помощью электрогидравлической системы ЭГСУ-1А.
В комплект системы входят агрегаты гидравлические и электрические .
К гидравлическим агрегатам относятся;
Гидроцилиндр предназначен для перемещения кольца отворок и состоит из гильзы, поршня со штоком, хвостовика, хвостовижа штока, регулировочной гайки, датчика обратной связи.
Синхронизирующий клапан предназначен для обеспечения синхронного (о постоянными и равными скоростями) движения штоков трех гидроцилиндров независимо от давления в гидросистеме.Синхронизпрушщй клапан состоит из корпуса, двух фильаров,жиклера, гильзы, плунжера, пружины, регулировочного винта, накидных гаек.
Дистанционное управление всережимным реактивным соплом с помощью электрогидравлической системы ЭГСУ-1А. В комплект системы входят агрегаты гидравлические и электрические. К гидравлическим агрегатам относятся: 1) три гидроцилиндра; 2) шесть синхронизирующих клапанов; 3) электрогидроклапан ГА-164М.
Гидроцилиндр предназначен для регулирования максимального и минимального диаметра сопла.(max - осуществляется перемещением штока вправо,кольцо створок освобождает створки, которые раскрываются под давлением газов). Мин диаметр сопла регулируется с помощью регулировочной гайки. Синхронизирующий клапан предназначен для обеспечения синхронного движения штоков трех гидроцилиндров независимо от давления гидросистемы. Синх.клапан состоит из корпуса, двух фильтров, жиклера, гильзы, плунжера,пружины,регулировочного винта,накидных гаек.Каждый гидроцилиндр имеет два синхронизирующих клапана,через один из которых осуществляется подвод гидросмеси в полость гидроцилиндра, через другой – слив.
К электрическим агрегатам ЭГСУ-1А относятся блок управления БУ-5, панель управления режимами тяги ПУРТ-2ФТ, реостатный датчик ДР-3А,три датчика обратной связи ДОС-1А,регулировочный реостат Р-1А, коробка выдачи сигналов ККВС-1А с поляризованным реле РПС-5. БУ-5 предназначен для замыкания и размыкания электрических цепей в системе запуска и управления режимами работы двигателя в зависимости от частоты вращения ротора высокого давления (n2). ПУРТ-2ФТ предн. для управления режимами работы двигателя замыкания и размыкания электроцепей зависимости от перемещения РУД. ДР-3А предн. для выдачи сигнала на эл-ий мост сопротивлений в зависимости от положения РУД. ДР-3А крепится на ПУРТ-2ФТ. ДОС-1А предназначен для осуществления обратной связи в схеме всережимного управления створками регулируемого сопла. Реостат Р-1 предназначен для регулирования диаметра в створок сопла. КВС-1А предназначена для выдачи сигналов на включение и выключение исполнительных устройств электрогидроклапана ГА-164М.
Основой электрической части системы ЭГСУ-1А является потенциометрический мост постоянного тока. В диагональ моста включено поляризованное реле РПС-5. На реле сравнивают сопротивления ДР-3А и ДОС-1А. Мост будет находиться в сбалансированном состоянии при равенстве сопротивлений.Если сопротивления не равны, РПС-5 замкнет один из контактов и напряжения будет подаваться на один из электромагнитов электрогидроклапана ГА-164М с последующей подачей гидросмеси в одну из полостей гидроцилиндров. При перемещении поршней изменяются сопротивлением ДОС-1А, уменьшая дисбаланс моста. Электромагниты ГА-164М обесточаться при равенстве сопротивлений ДР-3А и ДОС- 1А.
57. НР-54Ф2: регулирование оборотов малого газа.
Для регулирования оборотов малого газа в воздухе, установлен регулятор подачи топлива, так как изменение внешних условий, таких как атмосферное давление приведет к росту частоты вращения роторов. Так как насос приводится во вращение от ротора высокого давления, подача топлива начнет увеличиваться, что приведет к еще большему увеличению частоты вращения роторов. С целью компенсации указанного явления и установлен регулятор подачи топлива.
При увеличивании расхода топлива, перепад давлений на дроссеьном кране возрастает, и регулятор перепада уменьшит угол наклона шайбы и восстановит перепад давлений и подачу топлива в двигатель. См. рис 12.4.
Наблюдается изменение частоты вращения ротора низкого давления на режиме малый газ при изменении высоты и скорости полета от 30 до 85%.
Для наземной регулировки частоты вращения ротора низкого давления на режиме «Малый газ» используется винт регулировки клапана малого газа. При этом происходит изменение площади проходного сечения в канале малого газа, прикрываемом клапаном. Величина этой площади при поддержании постоянного перепада давлений Рнас-Рф определяет подачу топлива на режиме малого газа. Частота вращения должна укладываться в поле допуска на зависимости nн мг от рн (рис.12.4)
58. НР-54Ф2: регулирование приемистости в диапазоне ручного регулирования.
На отлаженном и прогретом двигателе в земных условиях при перемещении РУД за 1,5-2 с. от упора «Малый газ» до упора «Максимал» время приемистости в зависимости от температуры наружного воздуха должно укладываться в поле допусков, представленное на рис.12.13.
Регулирование приемистости в диапазоне ручного регулирования производится в случае отклонения времени приемистости двигателя от указанного. Проверка приемистости производится при опробовании двигателя.
Регулировка приемистости обеспечивается следующими элементами:
При регулировке приемистости устанавливается манометр измерения давления топлива в дополнительном коллекторе. Перед регулировкой необходимо убедиться в том, что частота вращения ротора низкого давления малого газа соответствует техническим условиям. Рис.12.4 ( рисунок в 57 вопросе)
59. Двигатель Р25-300: регулирование времени перекладки кольца створок регулируемого сопла.
Регулирование времени перекладки створок сопла из одного крайнего положения в другое производится при выходе ее за пределы 3,5±0,5 с. Регулировка времени перекладки из положения «Первый форсаж» в положение «Максимал» производится заменой жиклеров синхронизирующих клапанов всех гидроцилиндров. Для увеличения времени перекладки необходимо ставить жиклеры одной группы с меньшей пропускной способностью. Допустимый диапазон пропускной способности жиклера 1450…2350 см3/мин. Допускается производить подрегулировку времени перекладки поворотом регулировочной заглушки в пределах ±1,5 оборота от исходного положения.
Регулировка времени перекладки створок из положения «Максимал» в положение «Первый форсаж» производится заменой жиклеров или поворотом регулировочных заглушек синхронизирующих клапанов с золотником всех 3 гидроцилиндров.
60. Двигатель Р25-300: регулирование узла управления двигателем.
Регуляторы "Gт " и "nН " воздействуют на один регулирующий орган - наклонную шайбу плунжерного топливного иасоса при помощи общего исполнительного устройства. Однако каждый из указанных регуляторов работает в своем диапазоне регулирования, не мешая другому, благодаря соответствующей настройке.
Ограничитель частоты вращения ротора высокого давления устраняет превышение фактической частоты вращения nВ над предельным значением nВ пред воздействуя на настройку регулятора nН через гидрозамедлитель. Предельное значение nВ пред, формируемое механизмом настройки, является постоянной величиной. Изменение ее осуществляется только при регулировках двигателя.
Регулятор степени понижения давления газа в турбине πТ устраняет отклонение фактического давления газа рТ* за турбиной от заданного значения , воздействуя на производительность форсажного топливного насоса ( ФТН). Значение σкс близко к единице, слабо изменяется я рабочем диапазоне регулятора " πТ* " учитывается путем настройки регулятора при регулировках двигателя.
Для резервирования регулятора «πТ» установлена система ограничения подачи топлива в форсажную камеру сгорания, включающая в себя регулятор подачи топлива ( Регул. «GТФ»). Регулятор «GТФ» воздействуя на производительность форсажного топливного насоса, обеспечивает равенство давления топлива за насосом заданному значению РТФЗ. Заданное значение реформируется программным задающим устройством пропорционально давлению воздуха за компрессором таким образом, что отношение подачи топлива к давлению воздуха за компрессором остается величиной постоянной при изменения условий полета, т.е. GТФ / РК*=const/
Регуляторы πТ и «GТФ» имеют общее исполнительное устройство, управляющее наклоном шайбы плунжерного форсажного топливного насоса. Благодаря соответствующей настройке регуляторов они работают каждый в своем диапазоне, не мешая друг другу.
61. Подготовка к запуску двигателя включает:
1) Подготовку личного состава;
2) Подготовку газовочной площадки;
3) Подготовку самолета и двигателя;
4) Подготовку кабины самолета.
Подготовка самолета и двигателя к запуску включает снятие заглушек, чехлов, проверку заправки самолета топливом, гидросмесью, маслом, противообледенительной жидкостью, постановку аккумуляторных батарей и подключение АПА к борту самолета.
Перед запуском двигателя необходимо убедиться в положении створок реактивного сопла ( должны быть полностью открыты) и в положении конуса во входном устройстве (конус полностью убран). Проверить чистоту входных и выходных каналов двигателя, состояние заклепок во входном канале.
В зимнее время убедиться в отсутствия примерзания ротора.
62. Синхронизирующий клапан предназначен для обеспечения синхронного (с постоянными и равными скоростями) движения штоков трех гидроцилиндров независимо от давления в гидросистеме. Синхронизирующий клапан состоит из корпуса, двух фильтров, жиклера, гильзы, плунжера, пружины, регулировочного винта, накидных гаек.
Каждый гидроцилиндр имеет два синхронизирующих клапана, через один из которых осуществляется подвод гидросмеси в полость гидроцилиндра, через другой - слив.
Синхронное перемещение штоков гидроцилиндров обеспечивается постоянством по времени расходов гидросмеси из полости гидроцилиндров в линию слива. Гидросмесь проходит в синхронизирующем клапане в линии нагнетания через входной штуцер, фильтр, жиклер, отверстия в плунжере, фильтр, выходкой штуцер и поступает в полость гидроцилиндра. Слив гидросмеси осуществляется в обратном порядке.
Обеспечение постоянства расхода в линии слива обеспечивается следующим образом: при изменении давления в гидросистеме, например, при увеличении, поршень гидроцилиндра начинает двигаться быстрее, что приведет к увеличению давления справа от плунжера, Плунжер, преодолевая затяжку пружины, сместится влево, уменьшив при атом отверстие слива, и в результате расход останется постоянным (при большем давлении, но меньшей площади проходного сечения). При уменьшении давлений в гидросистеме увеличится площадь проходного отверстия и расход тоже будет постоянным.
Синхронизирующий клапан, стоящий в линии слива, обеспечивает возможность регулирования времени перекладки створок из положения "Полный форсаж" в положение "Максимал" и обратно за счет замены жиклеров и регулировании несинхронности хода штоков гидроцилиндров за счет изменения затяжки пружины поворотом регулировочного винта.
63. Блок управления БУ-5 предназначен для замыкания я размыкания электрических цепей в системе запуска и управления режимами работы двигателя в зависимости от частоты вращения ротора высокого давления. Блок управления состоит из корпуса, валика с шестью профилированными кулачками (А, Б, В, Г, Д, Е), шести концевых выключателей и шести коромысел.
Панель управления режимами тяги ПУРТ-2ФТ предназначена для управления режимами работы двигателя замыканием и размыканием электро цепей в зависимости от перемещения рычага управления двигателем РУД.
Панель управления состоит из корпуса, вала с четырьмя профилированными кулачками (ВФС, ПК, Ф, 4), четырех выключателей с кронштейнами и четырех поводков с пружинами.
Срабатывание концевых выключателей происходит при следующих поворотах кулачков:
кулачок ВФС-730 - обеспечивает включение форсажных режимов (розжиг топлива в периферийном воспламенителе, подачу форсажного топлива и включение ЭГСУ-1А);
кулачок ПК-730 - дублирует кулачок БФС;
кулачок - 1070 - обеспечивает включение режима "Первый форсаж", включение электромагнитного клапана МКВ-200 №I (прекращение стравливания давления Рв воздуха) и подготовку форсажа и чрезвычайного режима;
кулачок 4 - резервный.
64. Для включения форсажного режима при повороте вала панели управления (ПУРТ-2ФТ) на 73° срабатывает кулачок БФС. Подается напряжение на электроагрегаты мостиковой схемы (ДР-ЗА, КВС-1А, ДОС-1А). При этом оказывается, что сопротивление ДР-ЗА соответствует режиму - "Минимальный форсаж", а сопротивление ДОС-1А - режиму "Максимал", т.е. в момент включения БФС мост разбалансирован, поэтому запитывается электромагнит "Ф" ГА-164М и диаметр сопла увеличивается до тех пор, пока сопротивление ДОС-1А не станет равным сопротивлению ДР-ЗА.
Площадка 730 - 790 предназначена для проведения регулировочных работ на режиме "Минимальный форсаж". В случае включения режима "Чрезвычайный форсаж" при перемещении РУД сработает кулачок "Ф" ПУРТ-2ФТ и запитается электромагнит "Ф" ГА-164М. Диаметр сопла увеличится до максимального.
При дальнейшем перемещении рычага управления двигателем от 790 до 1090 работает следящая система ЭГСУ-1А, то есть последовательно вводится рассогласование от ДР-ЗА в мостиковую схему и диаметр сопла плавно увеличивается по мере выравнивания сопротивлений ДР-ЗА и ДОС-1А. С выходом контактного устройства ДР-ЗА на участок запаянного узла сопротивлений (1090 -1120) диаметр сопла не изменяется. Работа следящей системы (790 -109°) обеспечивает возможность варьирования тягой двигателя на форсажных режимах.
65. Система управления частотой вращения ротора включает в себя двигатель, топливный насос, регулятор частоты вращения и программное задающее устройство. Регулятор частоты вращения состоит из: измерительного устройства и гидропровода, охваченного изодромной обратной связью. Выполнение системы управления по замкнутой схеме обеспечивает высокую точность работы системы, которая особенно нужна на повышенных режимах работы. Изодромная обратная связь обеспечивает хороший переходный процесс при установлении режима без ухудшения точности.
Для агрегата НР-54 Ф2 установлены предельно допустимые отклонения частоты вращение ротора низкого давления на повышенных режимах ∆nн=±0,5%, при работе двигателя на земле
∆nн=+1..-0,5%, в полете.
(книга Радкевич Рис.12,6) Рассмотрим работу регулятора при мгновенной перенастройке с меньшей частоты вращения на большую в пределах 3-5%, вызванной быстрым смещением стакана 16. Золотник 13 силой пружны15 практически мгновенно смещается(вправо) на открытие окон подвода рабочей жидкости в полость С поршня изодрома и слива из полости А поршня наклонной шайбы. Оба поршня начинают перемещаться на увеличение подачи топлива практически с одинаковой скоростью с возможной установкой штока поршня изодрома на упор. При этом через рычаг обратной связи гильза14 перемещается в ту же сторону, что и золотник13, обеспечивая в дальнейшем возможность предварительного перекрытия золотником окон гильзы в положение, смещенном относительно единственного устойчивого положения гильзы14 и золотника13. Золотником9 изодрома открывается доступ топлива в межпоршневую полость через дроссельный пакет7 с большим гидравлическим сопротивлением; происходит увеличение частоты вращения ротора и перемещение золотника13 усилием от грузиков 12 к исходному положению(влево). Золотник 13, перемещаясь к нейтральному положению, предварительно проходит положение перекрытия поясками окон гильзы14, когда частота вращения еще не достигла нового заданного значения благодаря смещенной относительно исходного устойчивого положения гильзе. За счет этого исключается большое превышение частоты вращения в переходном процессе.
66.Подготовка кабины к запуску двигателя заключается в проверке состояния приборов, наличие предохранительных чек и стопоров в стреляющих механизмах, в установке переключателей в строго определенное положение, необходимое для запуска двигателя.
При подготовке кабины необходимо:
1. Проверить зарядку основной и аварийной воздушной системы. Давление в системе должно быть 110-130 кгс/см2.
2. Убедиться в исправности тормозной системы. При полном нажатии на рычаг торможения колес давление воздуха должно быть 9-10 кгс/см2.
3. Проверить напряжение аэродромного источника питания. Для этого необходимо вкл, а затем выкл АЗС «Аккум.борт.аэрод.». Напряжение по вольтметру в кабине должно быть 28-29 В.
4. Вентиль кислородного запорного крана кислородной подпитки закрыт.
5. АЗС «Запуск в возд.» выключен и законтрен.
6. Убедиться в плавности хода РУД от упора СТОП до упора «Полный форсаж» и фиксации его на упорах, после чего установить РУД в положение «СТОП».
8. Проверить, что переключатель «Холодная прокрутка – запуск на земле» находится в положении «Запуск на земле» и закрыт колпачком.
Также необходимо:
- самолет надежно заземлен
- запуск и опробование двигателя производить только на специально отведенных и оборудованных площадках
- запрещается запускать и производить холодную прокрутку двигателя с открытым люком осмотра компрессора в нише правой стойки шасси.
- категорически запрещается покидать кабину самолета до полной остановки роторов двигателя
- запрещается производить запуск и опробование двигателя при отсутствии средств пожаротушения
- запрещается производить дозаправку самолета топливом и двигателя маслом при работающем двигателе
- категорически запрещается перемещать РУД выше режима «Малый газ» при запуске двигателя
Запуск двигателя прекратить след:
1. Выключить выключатель «Агрегаты запуска»
2. Установить РУД в положение «СТОП»
3. Вкл и выкл «Агрегаты запуска» для отработки полного цикла автомата времени
Осмотр воздухозаборника и лопаток I ступеней КНД производятся при предварительной подготовке.
На рабочих лопатках I ступени КНД допускаются следующие дефекты :
Не допускаются забоины на входной и выходной кромках расположенные в одном сечении, а также забоины в зоне 40 мм от корневого сечения независимо от их расположения. Кроме того, не допускаются погнутость я выпучивание материала на кромках лопаток.
Если на лопатках I ступени обнаружены допустимые забоины, то производятся их зачистка. Мелкое забоины глубиной не более 0,05 мм и шероховатости зачищаются крокусовой шкуркой ; забоины глубиной более 0,05 мм зачищаются с плавным выводом к основному материалу на длине 8-12 мм, не углубляясь в тело лопатка на глубину,
68. (Книга Радкевич рис. 10.1)Пусковая топливная система состоит из клапана запуска18, обратного клапана16, двух воспламенителей 14 и системы трубопроводов. Топливо в систему подается от клапана постоянного давления 32 насоса – регулятора НР-54Ф2.
Клапан запуска18 представляет собой регулятор давления топлива прямого действия с переменной настройкой, определяемой давлением воздуха за компрессором. Давление топлива на выходе из клапана определяется как: Рпф=Рк(давление воздуха)+(4,4*105±0,49*105)Па.
При выключенном МКТ-211 под действием пружины 23 полушариковый клапан (составляющая электромагнитного клапана МКТ-211) закрывает проходное отверстие втулки19 и топливо, подводимое то клапана постоянного давления 32 по магистрали 17, не проходит к воспламенителям. При вкл. МКТ-211 пружина23 сжимается втягивающим якорем и полушариковый клапан открывает доступ топливу через втулки 19и20 во внутреннюю полость золотника21 и далее к воспламенителям. С противоположной стороны на золотник действует пружина24 и давление воздуха Рк. В начальный момент работы клапан запуска под давлением топлива из крайнего положения смещается вниз, перекрывая тем самым часть отверстий для прохода топлива, что приводит к уменьшению ее расхода. Равновесие сил действующих на золотник, наступает при заданном превышении давлении топлива над величиной Рк.Величина перепада задается силой пружины.
По мере увеличения частоты вращения ротора двигателя в процессе запуска, растет и Рк, что приводит к перемещению золотника вверх, открытию большего числа отверстий подвода топлива во втулке20 и значит и увеличению давления топлива перед форсунками. После выкл. МКТ-211 полушариковый клапан перекрывает путь топливу и под действием сил пружины 24 и давлением воздуха Рк золотник перемещается в крайнее верхнее положение.
Длина камеры выбрана так, чтобы пусковое топливо частично сгорало в камере воспламенителя, а частично в камере сгорания. Это создает факел пламени, обеспечивающий надежное воспламенение основного топлива.
69. Регулирование диаметра реактивного сопла на режиме «Полный форсаж» двигателя Р25-300
Для регулирования максимального диаметра сопла на режиме «Полный форсаж» предназначен хвостовик штока гидроцилиндра. При выворачивании штока из хвостовика кольцо створок освобождает створки и диаметр сопла увеличивается. При вворачивании штока в хвостовик диаметр сопла уменьшается.
70. Масляная система двигателя Р25-300: основные технические данные, комплект агрегатов и их размещение.
Система смазки автономная, циркуляционная, незамкнутая, открыто-закрытая.
- емкость масляного бака: 15 л;
- количество масла, заливаемого в бак: 11л+-0,5л;
- минимальное количество масла в баке, при котором допускается работа двигателя на земле: 7л;
- расход масла: не более 1,2л/час;
- давление масла за нагнетающим насосом:
на режиме малый газ: не менее 0,98Па;
на режимах 0,8 номинала и выше в полете: не менее ;
- температура масла:
на входе в двигатель на земле от +85ºС до -40ºС;
на выходе из двигателя в полете не более +140ºС.
Система включает в себя топливо-масляный агрегат 1675 МА (состоит из масляного бака и топливо-масляного агрегата, установлен на корпусе компрессора слева, внизу и закреплен стальными лентами), масляный агрегат (установлен на коробке приводов справа), насос для откачки масла из передней опоры (кроепится к корпусу передней опоры КНД посредством 4-х болтов), воздухоотделитель (устанавливается на коробке приводов), центробежный суфлер (установлен на коробке приводов слева), масляные предохранительные фильтры, форсунки, трубопроводы и контрольные приборы.
71. НР-54Ф2: регулирование оборотов на режиме «ЧР» двигателя Р25-300.
Регулирование частоты вращения (оборотов) на «Чрезвычайном режиме» производится с помощью винта 18 узла раскрутки РНД (Рис 12.6). На режиме «ЧР» частота вращения ротора низкого давления должна быть в пределах 102,5+-0,5% на прогретом двигателе при его работе на земле.
72. Документация, заполняемая на двигатель при его эксплуатации.
Регламентные работы по планеру, силовым установкам, оборудованию
самолета выполняются в единые сроки, определенные РТО. Отсчет срока
выполнения регламентных работ ведется от итоговой записи в формуляре
самолета начальником ТЭЧ части о выполнении регламентных работ. В соответствии с РТО разделяют 6+-1, 12+-1, 24+-1 месячные регламентные
работы, которые различаются количеством проверяемых элементов, агрегатов и систем, а также объемом проверок.
Во избежание одновременного поступления на регламентные работы
большого количества самолетов, в каждой части существует годовой план
отхода АТ в ремонт, на регламентные работы и на выполнение работ по
бюллетеням.
О выполнении регламентных работ начальник группы регламента и ремонта делает запись в соответствующей части формуляра, в журнале начальника группы. Затем ЛА осматривают и принимают специалисты летного подразделения. Все выявленные неисправности учитываются в ЖПС и журнале начальника группы и устраняются силами групп регламентных работ. По результатам этого осмотра оценивается качество регламентных работ. В необходимых случаях принимают меры технологического или организационного порядка. Итоговую запись в формуляр ЛА о проведении регламентных работ делает начальник ТЭЧ.