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 T_k — температура газа в камере сгорания (разложения); p_k и p_a — 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 v_eff — 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—2_p—3—4_p—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 с_р=const, h=c_pT и h*=c_pT*. Тогда из уравнения (1) следует, что:

c_pT*=c_pT+ , или , (2)

где Т – статическая температура (температура движущейся среды). В уравнении (2) второй член правой части преобразуем к следующему виду:

,

где R=c_p-c_v по уравнению Майера; c_p=кc_v, 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 R_уд (Н-с/кг) называют отношение тяги к секун­дному расходу воздуха через двигатель:

R_уд =R/G_в.

R_уд =(1+g_τ)c_c-V+(p_c-p_н) F_c/ G_в .

При полном расширении газа в сопле

R_уд =(1+g_τ)c_c.п-V

В тех же случаях, когда, кроме того, можно пренебречь расхо­дом топлива, выражение для удельной тяги принимает следующий простой вид:

R_уд =c_c.п-V.

Удельная тяга в однотипных двигателях характеризует их лобовые размеры. Чем выше R_уд, тем меньше при заданной тяге потребный расход воздуха через двигатель, а следовательно, его диаметр и масса.

Удельным расходом топлива С_уя [кг/(Н-ч)] называется отношение часового расхода топлива G_т.ч к развиваемой двигателем тяги

C_yд=G_т.ч /R.

Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя. Чем он меньше, тем больше при заданной скорости дальность и продолжительность полета самолета.

Удельной массой двигателя γ_дв (кг/Н) принято называть от шение массы двигателя G_дв к тяге

γ_дв= G_ld /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 ν_дв (м³/Н) называют отношение объема двигателя V_дв к его максимальной тяге

ν_дв =V_дв/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 R_лоб (Н/м²) называется отношение максимальной тяги к наибольшему поперечному сечению двигателя

R_лоб=R/ F_лоб

Удельная лобовая тяга оценивает наибольший поперечный размер двигателя и в некоторой степени характеризует аэродинамическое совершенство силовой установки. Это объясняется тем, что при увеличении R_лоб 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 R_эф.

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.

σ_вх=Р_в^*/ Р_н^*,

где Р_в^*- полное давление за входным устройством;

Р_н^*- полное давление в невозмущенном потоке.

Чем выше коэффициент σ_вх, тем больше при заданном режиме полета степень повышения давления воздуха во входном устройстве, т.е. π_{вх. ид.}= Р_н^*/Р_н.

2. Коэффициент внешнего (лобового) сопротивления входного устройства определяется по формуле С=Х_вх/(qF_м),

Где Х_вх- суммарное внешнее сопротивление входного уровня.

q=pγ²/2-скоростной напор;

F_м- 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= G_в/ G_вmax= F_в/ F_вх,

где G_в- действительный расход воздуха;

G_вmax- макс. расход воздуха;

F_в-площадь поперечного сечения захватываемой струи воздуха;

F_вх-площадь входа;

V- скорость полета.

4. Коэффициент запаса устойчивости сверхзвукового входного устройства ΔК_увх 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= G_в/ G_вmax=1;

максимальное значение σ_вх, 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 σ_вх 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 М_н =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 п_щ < п_щ? 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 α_р (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 < f_2pк . 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 у величивается. 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 π_ст^* Поэтому для обеспечения

Больших π_ст^* и G_в приходится применять многоступенчатые компрессоры с большими диаметральными размерами. Основным путем повышения π_ст^* и G_в 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 π_к^* . 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 n_пр>n_{пр 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 n_пр<n_{пр 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 n_пр 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 n_пр. 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 n_пр 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 n_пр 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 n_пр 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 n_пр<n_прP 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 Т_г* = 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 G_B2 , 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 G_B2, 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 = ( P_T /P_max - 1) *100%.

В соответствии с формулой тяги ТРД P=G_Г (С_С –V) увеличение ее можно достичь за счет повышения секундного расхода газа G_Г или увеличения скорости источения газов из реактивного соплаC_C.Существуют следующие способы форсирования:

і) увеличение частоты вращения ротора N;

2) повышение температуры перед турбиной Т_г^* при

постоянной частоте вращения n;

3) сжигание дополнительного топлива за турбиной, то есть в форсажной камере С_ФК;

4) впрыск легкоиспаряемой жидкости в компрессор G_ЖК;

5) впрыск легкоиспаряемой жидкости в камеру сгорания G_КС;

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 Т_г^* - для увеличения мощности турбины N_T, а для этого необходимо подать в камеру сгорания больше топлива.

При увеличении частот вращения n увеличивается секундный расход воздуха G_В 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 P_T^*.

P_г^* ,

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 С_С и, следовательно, тяга двигателя Р.

Рабочая точка на характеристике компрессора (рис. 2.1) займет положение (2), так как С_{В пр} уменьшается, увеличивается, n_ПР = 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 С_С.

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 С_1. 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 π_к и G_В 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 π_к^, 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:

P_T=P_T0+K₁/K₂*P – P₆

где р_т.- давление топлива перед форсунками;

р_то -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;

Р_к - давление воздуха за KBД;

Р_б - 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:

G_T=KP_K f(n₂,T_B)

в) при сбросе газа по временному закону;

2) для поддерживания заданной частоты вращения п₂ (РВД) по закону: n₂₌f(α_руд) с коррекцией по Т_в.

Воздействие возмущающих факторов влечет за собой автоматическое поддерживание n₂=const;

3) для ограничения, совместно с КРД-99 n_2max, n_1max и Т_max в зависимости от Т_в с перестройкой на закон

n_2max - 5% при отказе КРД-99

4) для поддерживания n_2прм=f(Тв);

5) для ограничения Р_{квд mах доп};

6) для управления поворотными лопатками НА KBД по программе

α₂₌f(n_2пр);

7) для управления совместно с КРД поворотными закрылками ВНА КНД α₁₌f(n_1пр);

8) для перехода при отказе КРД-99 на программу по закону α₁₌f(n_1пр); - 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 G_т по коллекторам форсунок ОКС по сигналу от КРД-99 на кратковременное выключение подачи топлива в ОКС при помпаже или превышении Т_max, 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 G_T, 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 Р_т, 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 Т_в;

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:

G_тф → Т_ф→ а=20.1√Т→ С_с→ Р

Р_т→ π_т = Р_г/Р_т → N_т → n → G_в → Р

F_т→ P_т → π_т → π_т = const (π_{т зад} = π_{т 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 Р_к и Т_В. В состав регулятора расхода топлива входят: дозирующее устройство пускового топливного коллектора форсажной камеры, преобразователь Р_к с коррекцией по Т_В, 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 Р_к с коррекцией по Т_в предназначен для преобразования величин Р_к и Т_д 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 α_руд 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 Р_К.

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 Р_к и Т_в 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

g_{тф 1,2,3,4} = f(Р_к f(T_B)α_руд)

Зависимость G_тф от Р_к и Т_в аналогична ранее рассмотренной, т.к. перемещение дозирующего крана (225) через рессору изменит расход топлива в коллекторы 1, 2, 3,4.

Сигнал α_руд 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 Р_к, 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 F_{c 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 (Т_в) (рисунок 5.1). Температура на входе в двигатель Т_в 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(Т_в) на уровне закона ограничения в случае, если частота вращения n₂ и температура Т_т лежат ниже законов ограничения. В противном случае селектор минимума (11) осуществит переключение с программы n1, на программу n₂ или Т_т 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:

Р_т=Р_то+К,/К₂*Р_к-Р_б где Р_т - давление топлива перед форсунками;

Р_то -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:

G_T=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 n_2max, n_Imix и T_max в зависимости от Т, с перестройкой на закон

n_2m*x - 5% при отказе КРД-99

для поддерживания Пгпрщ-^Тв);

для ограничения Р_{м а}„ _яоп;

для управления поворотными лопатками НА КВД по программе aj=f(t1_2яР);

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 Р_т, 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 Т_в;

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:

↑G_тф→↑Т_ф→↑а=20,1↓Т→↑Сс→↑Р

↑Р_т→↓π_r=Р_г/Р_г→↓N_r→↓n→↓G_B→↓P

↑F_c→↓P_T→↓π_T→π_T=const(π_Tзад=π_Тфакт)

TF_C -» 4Р_Т Фл_т -> 7t_T = COnSt (tlr _зад = %х факт), то есть подача топлива в форсажную камеру должна сопровождаться изменением диаметра сопла для обеспечения программы

π_т = 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:

Р_т = Р_то+ К₁/К₂*Рк – Р_6,

где Р_т - давление топлива перед форсунками;

Р_то - давление топлива, определяемое пружиной A3;

К₁ - постоянный коэффициент, определяемый соотношением площадью мембраны и клапана A3;

К₂ - коэффициент редукции, зависящий от диаметра регулирования жиклера A3;

Р_к - 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:

G_T=KP_Kf(n₂,T_В)

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 n_2max, n_1max и T_max в зависимости от Тв с перестройкой на закон

n_2maх - 5% при отказе КРД-99

для поддерживания n_2npмг=f(TB);

для ограничения Р_{квд mах доп};

для управления поворотными лопатками НА КВД по программе a₂=f(n_2пр);

для управления совместно с КРД поворотными закрылками В НА КНД a₁=f(n_lnp);

для перехода при отказе КРД-99 на программу по закону a₂=f(n_2пр); - 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 G_T 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 G_T, 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 Р_т, 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 Т_в;

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(а_руд) 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

Р егулятор 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:

п_т = 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 Р_к и Т_в. В состав регулятора расхода топлива входят: дозирующее устройство пускового топливного коллектора форсажной камеры, преобразователь Р_к 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 Р_к с коррекцией по Т„ предназначен для преобразования величин Р_к и Т_д 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 а_руд 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 Р_к.

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),а_руд)

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 а_руд 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 Р_к, 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 T_в. 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 Т_в (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.