Глава 4. Турбины двигателя.

Турбина – лопаточная машина, преобразующая тепловую, кинетическую энергию и энергию давления рабочих газов в механическую работу.

Двигатель имеет две кинематически не связанные турбины – турбину компрессора и свободную турбину.

4.1. ТУРБИНА КОМПРЕССОРА

Турбина (рис. 4.1, прилож. рис. 4.2)– осевая, двухступенчатая. Служит для создания мощности, передаваемой ротору компрессора и агрегатам двигателя.

Состоит из корпуса сопловых аппаратов 2, двух сопловых аппаратов 11, 12, ротора 13, и третьей опоры двигателя.

Корпус – сварной, общий для СА I и II ступеней. В корпусе установлены обоймы 6, 9 с сотовыми уплотнениями 7 и термопарами 4 (14 шт.).

Сопловые аппараты служат для разгона и направления газового потока на лопатки ротора под расчетным углом. СА I ступени состоит из наружной обоймы, лопаток СА, внутренней обоймы и лабиринтов ротора (сотовых уплотнений).

Лопатки СА литые, пустотелые, для охлаждения вторичным воздухом, установлены в шести профильных прорезях обойм.

СА II ступени – цельнолитой, полый. Центрируется в корпусе на прямоугольных шипах.

Ротор турбины преобразует энергию газового потока в механическую работу.

Состоит из полого вала, двух рабочих дисков с лопатками и четырех покрывающих дисков. Эти детали соединены торцевыми шлицами и болтами. Замки лопаток типа “елочка” увеличивают площадь теплоотдачи. На концах лопаток полки с гребешками уплотнения образуют кольцевой венец для виброустойчивости лопаток. На валу и всех покрывающих дисках – лабиринты уплотнения.

На опоры ротора ТК опирается вал турбины: спереди – через ротор компрессора на II опору, сзади – на III опору. III опора (см. прилож. рис. 4.6) состоит из корпуса (гнезда) опоры, роликоподшипника и узла графитового маслоуплотнения.

Гнездо опоры крепится к внутреннему ободу СА III ступени. Наддув опоры – из-за VII ступени компрессора. Подвод масла идет по внешней трубке от МА-78. Откачка – по трубке в МА-78.

CHAPTER 4. Engine turbines.

A turbine is a vane assembly which converts thermal, kinetic and pressure energy into mechanical work.

There are two turbines on the engine – a compressor turbine and free turbine and they have no kinetic connection.

4.1. COMPRESSOR TURBINE

It is an axial-flow, two-stage turbine (fig. 4.1, suppl. fig. 4.2). Its purpose is to produce power which is transmitted to the compressor rotor and for the engine accessories.

The compressor turbine consists of a nozzle assembly casing 2, two nozzle assemblies 11, 12, a rotor 13 and the III support of the engine.

The casing of welded construction and it is common for the nozzle assemblies of the I and II stages. There are 14 thermocouples 4 in the casing and holders 6, 9 with a honey comb seal 7.

Nozzle assemblies are used to accelerate the gas stream and to direct it to the rotor vanes with a designed angle. The nozzle assembly of the I stage comprises an outer holder, vanes of the nozzle assembly, an inner holder and a rotor labyrinth (the honey comb seal).

The vanes of the nozzle assembly are cast, hollow (to be cooling with the secondary air). They are installed on the shaped slots in the holders.

The nozzle assembly of the II stage is all-cast and hollow. It is centered in the casing on the rectangular pins.

The rotor of the turbine takes up the force of the gas pressure, i.e. it converts thermal energy of the gas flow into the mechanical force.

It consists of a hollow shaft, two discs with vanes and 4 covering discs. These units are interconnected by means of splines and bolts. The vanes have locks of “Christmas tree” shape which are used to enlarge the heat emission area. On the tips of the vanes there are shelves with sealing labyrinths forming an annular rim which makes them vibration-proof. The sealing labyrinths are located on the shaft and over all the covering discs.

The turbine shaft is located on the turbo compressor rotor supports: in the front part it rests upon the II support through the compressor rotor, and the tail part of it rests upon the III support. The III support (see suppl. fig. 4.6) consists of the casing (jack) of the support, a ball bearing and a graphite sealing.

The support jack is connected to the inner rim of the nozzle assembly of the III support. The support is pressurized from the VII stage of the compressor. The oil is supplied through the external pipe from МА-78 oil pump.

Рис. 4.1. Турбина компрессора

1 – корпус камеры сгорания; 2 –корпус сопловых аппаратов; 3 – жаровая труба;

4 – термопара; 5,6 – обойма; 7, 17, 19, 20 – сотовое уплотнение; 8 – корпус соплового аппарата свободной турбины; 10 – лабиринт уплотнения; 11, 12 – сопловая лопатка;

13 – рабочая лопатка (ротор); 14 – внутренний обод; 15 – диафрагма; 16 – покрывающий диск; 18 – корпус лабиринта; 21 – внутренний диффузор камеры сгорания.

Fig. 4.1. Compressor turbine

1 – combustion chamber casing; 2 – compressor turbine straightening device casing; 3 – flame tube;

4 – thermocouple; 5,6 – casing; 7, 17, 19, 20 – honey comb seal; 8 – free turbine straightening device casing; 10 – seal labyrinth; 11, 12 – straightening device vane; 13 – rotating vane (rotor); 14 – inner rim; 15 – diaphragm; 16 – covering disc; 18 – labyrinth casing; 21 – inner combustion chamber diffuser.

4.2. СВОБОДНАЯ ТУРБИНА

Свободная турбина (рис. 4.5) служит для создания мощности, необходимой для вращения НВ вертолета. Состоит из корпусов СА (III и IV ступеней), ротора и опор ротора.

Корпусa СА 9, 15 – жесткие, в них монтируются цельнолитые СА (в специальных выточках корпусов). Лопатки 11, 21 – пустотелые. СА III ступени, кроме лопаток, имеет три стойки жесткости 10. К внутренней обойме СА III ступени приварено гнездо III опоры 4, 5.

На корпусе СА III ступени расположены штуцеры подвода масла, откачки масла и наддува III опоры из-за VII ступени (справа), а также люк осмотра ГВТ турбины и фланец подвода охлаждающего воздуха из-за VII ступени.

В корпусе СА VII ступени установлены две обоймы 14, 19 с сотовым уплотнением.

Ротор СТ – консольный, 2-х опорный. Состоит из двух рабочих дисков, рабочих лопаток 12, 20 и лабиринта уплотнения 25. Все эти детали соединены торцевыми шлицами и болтами. Конструкция ротора СТ аналогична ротору ТК. Внутри хвостовика ротора – шлицы для соединения с валом-рессорой.

Опоры ротора (см. прилож. рис. 5.2) (IV и V опоры двигателя) содержат корпус опор, подшипники (4-й – шариковый, 5-й – роликовый ) и узлы графитовых уплотнений

В корпусе опор смонтирован 2-х ступенчатый редуктор привода РЧВ НВ (регулятора n_НВ). На корпусе опор установлены четыре датчика ДТА 10 замера n_СТ, штуцера наддува опор из-за V ступени компрессора, подвода масла через отсечной клапан и откачки масла из опор.

4.3. ОХЛАЖДЕНИЕ ТУРБИН

Необходимо для снижения рабочих температур горячих деталей турбин от воздействия горячих газов. Система охлаждения – воздушная.

Турбина компрессора охлаждается вторичным воздухом КС. Этот воздух охлаждает полости корпусов СА, обоймы лопаток СА, полые лопатки СА, боковые стенки РК, замковую часть рабочих лопаток. Воздух поступает на охлаждение по технологическим отверстиям в деталях.

Свободная турбина охлаждается воздухом из-за VII ступени компрессора. Принцип охлаждения тот же, что и ТК. (см. прилож. рис. 4.7)

4.2. FREE TURBINE

The purpose of the free turbine (fig. 4.5) is to produce power required for MR rotation. It consists of the nozzle assembly casing (II and IV stages), rotor and rotor supports.

The casings 9, 15 of the III and IV stages are rigid; they comprise all-cast nozzle assemblies which are mounted in special recesses of the casings. The vanes 11, 21 are hollow.

The III stage nozzle assembly, except the vanes, has 3 rigid struts 10. The jack of the III support 4, 5 is welded to the inner holder of the nozzle assembly.

On the nozzle assembly of the III stage there are oil delivery pipe unions, pipelines for oil scavenge and for pressurization the III support from III stage (on the right), a hatch for inspection of the gas-air duct of the turbine and a flange for delivery of the cold air from the VII stage.

Two holders 14, 19 with honey comb seals are installed in the casing of the nozzle assembly of the VII stage.

The rotor of the free turbine is of cantilever type, having 2 supports. It consists of 2 operating discs and operating vanes 12, 20 and the sealing labyrinth 25. All these units are interconnected by means of splines and bolts. The design of the free turbine rotor is similar to the turbo compressor rotor. Inside the rotor shank there are splines for its connection to the spring shaft.

The supports of the rotor (see suppl. fig. 5.2) (IV and V engine supports) comprise the casing of the supports, bearing (the IV one is a ball bearing and the V one is a roller bearing) and graphite sealings.

The two-stage gearbox of the MR speed governor is mounted in the casing of the supports. On this casing there are also 3 free turbine RPM transmitters (ДТА-10), pipe unions for pressurization the supports from the V stage, pipe for oil delivery through the cut-off valve and the pipe for oil scavenge from the supports.

4.3. THE TURBINES COOLING

Temperature decrease of turbine hot elements is provided their max insulation from the influence of hot gases. The cooling system is of air type.

The compressor turbine is cooled with the secondary air. This air cools the cavities of the nozzle assembly casings, the holders of the vanes, the hollow vanes of the nozzle assemblies, the side walls of the operating ring and the lock part of the operating vanes. The air is delivered for cooling through the technological openings into components.

The free turbine is cooled with the air delivered from the VII stage. The principal of cooling is similar to the compressor turbine cooling. (see suppl. fig. 4.7)

Рис. 4.3. Свободная турбина

1 – гнездо опоры; 2, 23, 25 – корпус лабиринта; 3, 6, 13, 19, 22, 26 – сотовое уплотнение;

4 – передняя стенка корпуса опоры; 5 – задняя стенка; 7, 14, 19 – обойма; 8, 9, 15 – корпус; 10 – стойка жесткости; 11, 21 – сопловой аппарат; 12, 20 – рабочие лопатки (ротор);

17 – канал прохода охлаждающего воздуха; 18 – выхлопной патрубок; 24 – диафрагма;

27 – подшипник.

Fig. 4.3. Free turbine

1 – supports bearing bushing; 2, 23, 25 – labyrinth casing; 3, 6, 13, 19, 22, 26 – honey comb seal;

4 – front shroud; 5 – back shroud; 7, 14, 19 – bush; 8, 9, 15 – casing; 10 – rigid struts; 11, 21 – nozzle assembly; 12, 20 – operating vanes (rotor); 17 – cooling air passage; 18 – exhaust duct; 24 –diaphragm; 27 – bearing.

4.4. ПРИНЦИП РАБОТЫ ТУРБИНЫ

Работа турбины основана на принципе превращения тепловой энергии и энергии давления рабочих газов в кинетическую и затем на преобразовании кинетической энергии газового потока во вращательное движение ротора.

Сочетание соплового аппарата (неподвижных лопаток) и рабочего колеса (вращающихся лопаток) образует ступень турбины.

В сопловом аппарате происходит преобразование энергии газового потока: увеличение осевой скорости С (см. рис. 4.4.) и уменьшение давления Р и температуры t.

В каналах лопаток рабочего колеса происходит уменьшение С, Р, t и увеличение W (относительной скорости).

Рис. 4.4. Работа ступени турбины.

а) Схема ступени турбины:

1 – корпус; 2 – лопатка соплового аппарата; 3 – полка рабочей лопатки;

4, 6– сотовое уплотнение; 5 – рабочая лопатка; 7 – лабиринт;

8 – замок рабочей лопатки; 9 – подшипник; 10 – вал турбины;

11 – диск турбины.

b) Схема сил, действующих на рабочие лопатки.

c) Изменение параметров газа в ступенях турбины.

d) Схема образования крутящего момента на валу.

Сущность получения крутящего момента на валу турбины заключается в том, что при обтекании потоком газа рабочих лопаток скорости обтекания выпуклой и вогнутой сторон

4.4. TURBINE OPERATION

The principle of turbine operation is based on transformation of the heat energy and the energy of gas pressure into kinematic energy and so transforming kinematic energy of the gas flow into rotary movement of the rotor.

The combination of the nozzle assembly (stators) and turbine rotor (rotors) constitute a turbine stage.

The nozzle assembly transforms the gas flow energy: axial speed C is increased (see fig. 4.4) and pressure P and temperature t decrease.

In the channels between turbine rotor vanes axial speed C, pressure P and temperature t decrease, while relative speed W increase..

Fig. 4.4. Turbine stage design and operation diagram.

а) Turbine stage components:

1 – casing; 2 – nozzle assembly vane; 3 – operating vane plate; 4, 6– honey comb seal; 5 – operating vane; 7 – labyrinth; 8 – operating vane lock; 9 – bearing; 10 – turbine shaft; 11 – turbine disc.

b) Diagram of forces effecting the operating ring.

c) Change of gas parameters in the turbine stage.

d) Diagram of the torque moment on the turbine shaft.

The essence of torque occurrence on the turbine shaft is that gas flow speed about the rotating vane is different on its convex and concave sides, so the pressure difference appears.

Кроме того, от удара газового потока о лопатку возникает активная сила Р_а, а от ускорения – реактивная сила R. Окружные составляющие этих сил Р_{а окр.}, и R_окр. образуют крутящий момент М_кр., а осевые составляющие Р_{а ос.}, и R_ос. Передаются через подшипники на корпус двигателя.

Распределение теплоперепада по турбинам компрессора и свободной зависит от профилирования их проточной части и от режима работы двигателя. Так, при запуске и раскрутке двигателя основная часть теплоперепада срабатывается в турбине компрессора, что облегчает раскрутку ротора компрессора стартером. С увеличением режима работы двигателя все большая часть теплоперепада срабатывается на свободной турбине, что приводит к увеличению ее частоты вращения до выхода на режим с n_НВ=const. Если изменение полетных условий приводит к перераспределению теплоперепада по турбинам и изменению n_НВ, то регулятор n_НВ, изменяя подачу топлива в камеру сгорания, восстанавливает нарушенное равновесие.

4.5. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ТУРБИН

1. Износ и разрушение подшипников опор.

Причина – недостаточная смазка и охлаждение.

2. Вытяжка лопаток ротора.

Причина – превышение допустимого времени работы на режимах ограничения.

3. Трещины корпусов сопловых аппаратов.

Причина – быстрые изменения температурных режимов (тепловые удары).

4. Обгорание рабочих и сопловых лопаток.

Причины:

• заброс t_г;

• помпаж компрессора;

• отказ отдельных форсунок;

• некондиционное топливо;

Признаки:

• увеличение t_г;

• выброс искр из выходного патрубка;

• усиление вибрации (горит табло);

• следы частиц металла на выходном патрубке;

• двигатель не выдает полную мощность.

5. Обрыв турбинных лопаток.

Причина:

• образование микротрещин из-за тепловых ударов.

Признаки:

• резкий хлопок и удар;

• усиление вибрации (горит табло);

• резкое увеличение t_г;

4.6. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ

1. Контролировать качество заправки.

2. Выполнять ручную прокрутку и визуальный осмотр проточной части двигателя перед запуском.

3. Соблюдать требования инструкции по запуску, прогреву и останову двигателя.

4. Контролировать и не допускать превышения в полете максимально допустимых t_г, t_м, n_тк, n_нв и времени непрерывной работы на ограниченных режимах.

5. Замерять выбег ротора турбокомпрессора и записывать его в бортжурнал.

6. Устанавливать заглушки в воздухозаборники после выключения двигателей.

Moreover, gas impact on the vane creates active force Р_а, and due to the blade acceleration reactive force R is created. The annular components of these forces Р_{а окр.}, и R_окр. create torque М_кр, and their axial components Р_{а ос.}, and R_ос. are transferred to the engine casing by the bearings.

The head distribution between compressor turbine and free turbine is related to their air ducts cross sections and engine power. Foe example, during shut down and start up the bigger portion of head is consumed in the compressor turbine, which simplify rotor spin-up by the air starter. If engine power increases more head is consumed by the free turbine, which leads to the increase of its RPM till stable constant power is achieved n_НВ=const. If the flight conditions change causes redistribution of the head in the turbines and MR RPM change, then MR RPM governor restores the balance by changing the fuel supply into the combustion chamber.

4.5. PROBABLE TROUBLES OF THE TURBINES

1. Wearing and damage of the support bearings.

Reason – unproper cooling and lubrication.

2. Rotor blades stretching.

Reason – time limitation at limited power settings was exceeded.

3. Cracks of the nozzle assembly casings.

Reason – quick temperature change (temperature shock).

4. Burning of the operating and nozzle vanes.

Reasons:

• sharp increase of gas temperature;

• compressor stall;

• failure of some fuel nozzles;

• bad condition of fuel used.

Attributes:

• sharp increase of gas temperature;

• sparks getting out from exhaust pipe;

• vibration increasing (warning light came ON);

• traces from metal particles on the inner surface of the exhaust pipe;

• engine can not produce full power.

5. Turbine blades damaging.

Reason:

• Microcracks produced due to thermal shocks.

Attributes:

• a sharp impact and shock;

• vibration increasing (warning light came ON);

• gas temperature increase;

4.6. OPERATION PECULIARITIES

1. To check the quality of fuel.

2. To perform cold cranking and visual inspection of the air and gas flow duct before start up.

3. To follow the directions of the Flight Manual concerning start up, warning signals and shut down of the engines.

4. In flight to check and not to exceed max permitted value of gas temperature, oil temperature, TC RPM, MR RPM and limited time of continuous operation at higher power ratings.

5. To check rundown time and to write it down in the log book.

6. To put the plugs into the air intakes after engine shut down.