Конструктивные особенности двигателей д-18т серии 3

(отремонтированных по спецификации 18Т.ОО.ОО.ООО-02Р и изготовленных по спецификации 18Т.ОО.00,000-02).

С целью дальнейшего повышения надежности, экономичности и ресурсов двигателя в конструк­цию двигателя Д-18Т серии 3 введены следующие мероприятия:

модифицированный статор КВД с повышенной термоинерционностью, обеспечивающий ускоренный выход двигателя на режимы после запуска;

задний вал ротора КВД с усилительным диском;

экраны, охлаждающие стык заднего вала с диском 7 ступени ротора КВД и стык диффузора с внутренним корпусом СА ТВД для повышения надежности их работы;

в камере сгорания вместо центробежных форсунок установлены более надежные аэрофорсунки;

уменьшено гидравлическое сопротивление рабочих форсунок для обеспечения повышения ресурса топливных агрегатов;

рабочие лопатки ТВД и ТСД из жаропрочного сплава с более высокими характеристиками по термоустойчивости, отлитые методом направленной кристаллизации;

корпус турбины вентилятора усилен кольцами и имеет экран для защиты переднего борта от перегрева;

СА I ступени турбины вентилятора имеет покрытие наружных и внутренних полостей для защиты от высокотемпературной коррозии;

по подшипнику ротора ТВД: организован подвод масла в зону качения роликов через отверстия по внутренней обойме подшипника, аннулирован механический демпфер под наружной обоймой, увеличено усилие затяжки гайки крепления внутренней обоймы подшипника;

на лопатках СА ТВД дополнительные отверстия по профилю пера и полкам для более эффективного охлаждения лопатки, а также специальный экран на выходной кромке нижней полки;

регулируемый ВНА КСД с дифференцированным поворотом лопаток;

более износостойкое покрытие торцов антивибрационных полок рабочих лопаток вентилятора — композиционное покрытие на основе титана-хрома-никеля, толщиной 0,2...0,3 мм (вместо карбида-вольфрама толщиной 0,03 мм);

улучшена аэродинамика надполочной части пера рабочей лопатки вентилятора с целью повышения его КПД.

Основные данные

1. Условное обозначение - Д-18Т

2. Тип двигателя - турбореактивный, двухконтурный, трехвальныи. с реверсом тяги

3. Направление вращения роторов, если смотреть по полету против движения часовой стрелки

4. Данные двигателя по режимам

4.1. Взлетный режим, М_п = 0; Н = 0; САУ:

—тяга…………………………………………………… ( 23430±470 ) кгс

— удельный расход топлива^{…………………………...……}0,354 кг/кгс-ч

4.2. Взлетный режим, М_п = 0; Р_н = 746 мм рт.ст; t_H = +27 °С:

—тяга………………………………………………………( 23300±470 ) кгс

4.3. Номинальный режим, М_п = 0; Н = 0; САУ:

—тяга…………………………………………………………(19750±470) кгс

4.4. Максимальный крейсерский режим, М_n = 0,85;

Н = 11 км; САУ:

— тяга…………………………………………………………………5150 кгс

— удельный расход топлива^{……………...…………}не более 0,599 кг/кгс-ч

4.5. Максимальный крейсерский режим, Н = 11 км;

М_п = 0,75; САУ:

—тяга…..………………………………………………………………4860 кгс

— удельный расход топлива^{……..…..………………}не более 0,568 кг/кгс-ч

4.6.Режим полетного малого газа, М_п = 0; Н = 0; САУ:

—тяга…………………………………………………………( 3000±200 ) кгс

4.7.Режим земного малого газа, М_n = 0; Н = 0; САУ:

—тяга…...………………………………………………………(1300±150) кгс

4.8. Режим реверсирования тяги, Мn, =0; Н = 0: САУ:

— максимальная обратная тяга согласовывается дополнительно по результатам испытаний на стенде и самолете. До согласо­вания режимом максимальной обратной тяги считается режим работы двигателя, соответ-ствующий по параметрам режиму 0,75 номинального

ПРИМЕЧАНИЕ. Основные параметры двигателя, указанные в пп. 4.1-4.7, даны без учета;

— нагружения приводов самолетных агрегатов;

— потерь, связанных с отбором воздуха от двигателя на самолетные нужды;

— потерь во входном устройстве, в канале наружного контура на участке за спрямляющим аппаратом вентилятора и в сопле наружного контура;

— потерь, связанных с реверсированием тяги и установкой элементов шумоглу-шения;

— потерь на части пилона силовой установки и обтекателей сопла внутреннего контура при обтекании их струей наружного контура.

5. Взлетный режим используется только в случае необходимости для взлета самолета с аэродромов, расположенных на высотах до 3000 м над уровнем моря, и в особых случаях полета, оговоренных в РЛЭ самолета.

Необходимость применения взлетного режима при взлете самолета определяется загрузкой самолета, метеоусловиями и состоянием взлетной полосы аэродрома.

Необходимый режим работы двигателя при взлете самолета определяется экипажем для конкретных условий по специальным номограммам.

6. Минимальное время вывода двигателя на взлетный режим с момента нажатия на кнопку запуска.....................................................................7 мин

7. Время приемистости на земле и в полете от режима полетного малого газа до получения не менее 95% взлетной тяги или до величины частоты вращения ротора вентилятора, соответствующей этой тяге, при перемещении рычага управления двигателем (РУД) за время 1-2 с как без отборов, так и с разрешенными на взлетном режиме отборами воздуха и мощности от двигателя……………….......……………….………........7-8 с

8. Время непрерывной работы двигателя на основных режимах:

— на взлетном режиме.............................................................не более 5 мин

— на номинальном и крейсерском режимах неограниченно в пределах ресурса

— на режиме земного малого газа……………..…...............не более 30 мин

ПРИМЕЧАНИЕ. В особых случаях полета, оговоренных РЛЭ самолета, допускается работа двигателя на взлетном режиме в течение 2 ч (непрерывно на высотах до 3000 м включительно). Решение о дальнейшей эксплуатации двигателя принимается после специального осмотра, выполняемого согласно ТК №605, 072.00.00.

9. Суммарная наработка на основных режимах работы двигателя (от ресурса):

— на взлетном режиме..................................................................не более 2%

— на номинальном режиме ……………..…………................не более 25%

10. Марка топлива:

— основное.....................................................................РТ по ГОСТ 10227-86

— дублирующие…...…………..........................ТС-1, Т-1 по ГОСТ 10227-86

— зарубежные............................................................................Jet А-1 по спецификации DERD 2494

Jet А по спецификации ASTM 1655

Допускается смешивание указанных топлив в любых пропорциях.

ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Допускается добавка в основное и дублирующие

топлива противообледенительных жидкостей:

«И» ГОСТ 8313-88, «И-М» ТУ 6-10-1458-79.

«ТГФ» ГОСТ 17477-86, «ТГФ-М» ТУ 6-10-1457-79,

а в зарубежные топлива — жидкостей AL-31 по спецификации

DERD 2451 (Англия), AL-31 по спецификации M11-I-27686E (США) в количествах, предусмотренных РЭ самолета.

2. Допускается добавка в основное и резервные топлива

антистатической присадки «Сигбол» ТУ 38-101741-78 и в

зарубежные — ASA-3 фирмы Shell в соответствии с РЭ самолета.

11. Марки масла:

— основное...............................................................ИПМ-10 ТУ 38 1011299-90

— дублирующие...............................................................ВНИИ НП 50-1-4Ф ГОСТ 13076-86, ВНИИ НП 50-1-4У ТУ 38.401.58-12-91

— зарубежные:

Марка масла	Спецификация	Фирма изготовитель
Turbonycoil 210A Exxon Turbo Oil 2380*) Castrol 4000 Aeroshell Turbine Oil 390 Exxon Turbo Oil 2389 Mobil Turbo 319A-2	Air3514/A Mil-L-23699 — DERD 2468 Mil-L-7808 Mil-PRF-7808LGr3	Nyco Exxon Castrol Shell Exxon Mobil Oil

*) В случае использования данного масла запуск двигателя без подогрева разрешается при температуре масла не ниже минус 30 °С.

ВНИМАНИЕ. СМЕШИВАНИЕ ОСНОВНОГО И ДУБЛИРУЮЩИХ МАСЕЛ, А ТАКЖЕ ЗАРУБЕЖНЫХ С ОСНОВНЫМ И ДУБЛИРУЮЩИМИ И ЗАРУБЕЖНЫХ МЕЖДУ СОБОЙ НЕ ДОПУСКАЕТСЯ, КРОМЕ МАСЕЛ ИПМ-10 И TURBONYCOIL 210A, КОТОРЫЕ РАЗРЕШАЕТСЯ СМЕШИВАТЬ В ЛЮБЫХ ПРОПОРЦИЯХ ПРИ ПЕРЕХОДЕ ОТ ОДНОЙ МАРКИ МАСЛА К ДРУГОЙ, КРОМЕ МАСЕЛ ИПМ-10 И TURBONYCOIL 210A, ВЫПОЛНИТЕ СЛИВ МАСЛА В СООТВЕТСТВИИ С ТК № 201 РАЗДЕЛА 072.90.00.

ПРИМЕЧАНИЕ. В отдельных случаях допускается применение зарубежных

топлив и масел,приведенных в химмотологической карте РЭ самолета, при этом необходимо фиксировать в формуляре двигателя следующие данные: — марку ГСМ; — наработку двигателя на данном ГСМ; — фирму-изготовитель ГСМ.

12. Расход масла......................................................................не более 1,5 л/ч

13. Система смазки автономная, циркуляционная, под давлением

14. Система запуска . воздушная, автоматическая

15. Подвеска двигателя - двигатель крепится на пилоне под крылом самолета с помощью переднего и заднего узлов подвески

16. Приводные агрегаты самолета, устанавливаемые на коробку приводов двигателя предприятием-изготовителем самолета:

— наименование ....................................................................насос плунжерный

— условное обозначение .........................................................................НП-107

— количество ..................................................................................................... 2

— назначение - подача рабочей жидкости в гидросистему самолета

— отбираемая мощность (для двух насосов) - не более 160 л.с. по согласованному графику загрузки насосов

17. Отбор воздуха от двигателя для систем самолета:

17.1. Назначение - отбор воздуха от двигателя: — для системы кондиционирования воздуха ( СКВ); — для систем противообледенения ( ПОС ) предкрылков и воздухозаборника

17.2. Места отбора на двигателе

- для СКВ и ПОС предкрылков за 2-й и 7-й ступенями КВД; - для ПОС воздухозаборника за 2-й и 4-й ступенями КВД; - для охлаждения воздуха, отбираемого на СКВ и ПОС

17.3. Количество отбираемого воздуха и условия отбора

Система самолета	Отказ двигателя	Отбор от двига-теля, не более	Условия отбора
СКВ	Нет	1,4кг/с(5.0 т/ч)	Постоянный отбор воздуха во всем эксплуатационном диапазоне высот, температур; наружного воздуха и скоростей полета, а также на земле на режимах от малою газа до взлетного включительно
	Отказ одного двигателя
	Отказ двух двигателей
ПОС предкрылков	Нет	1.0 • А кг/с (3.6 • А т/ч )	1.Эпизодический отбор при температуре наружного воздуха tн = +5 0С и ниже на высотах от 0 до 9500 м во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета на режимах от полетного малого газа до взлетного включительно 2. При отказе двух двигателей система включается на высотах не более 7000 м
	Отказ одного двигателя	1,33 • А кг/с ( 4,8 • А т/ч )
	Отказ двух двигателей	2,0 • А кг/с ( 7,2 • А т/ч )
ПОС воздухо- заборника	Нет	1,0 • А кг/с (3.6-Ат/ч) при πк∑ >11,5 (0.0635πк∑ +0,2) • А кг/с | (0,288 πк∑ +0,7)- А т/ч) при πк∑ ≤ 11,5	Эпизодический отбор при температуре наружного воздуха tн,= +10 °С и ниже на высотах от 0 до 11000м во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета на режимах от земного малого газа до взлетного включительно
	Отказ одного двигателя
	Отказ двух двигателей

ПРИМЕЧАНИЕ. А = где Р_н — атмосферное давление, кгс/см².

17.4. Величина максимального отбора воздуха от наружного контура для охлаждения воздуха, отбираемого на СКВ и ПОС предкрылков, не превышает 1,0 % от суммарного расхода воздуха через двигатель.

17.5. Отборы за 2-й ступенью производятся при температуре воздуха за этой ступенью t ≥ 200 °С или при давлении воздуха за 7-й ступенью Р ≥ (8Рн + 3,5) кгс/см².

17.6. Отбор за 4-й ступенью производится при температуре воздуха за этой ступенью t ≤ 270 °С

17.7. Отбор за 7-й ступенью производится при температуре воздуха за этой ступенью t ≤ 390 °С ( и при давлении за этой ступенью Р < ( 8 Р_н + 3,75 ) кг/см².

17.8. Для переключения ступеней отбора от двигателя используются:

— сигнал от термопары, устанавливаемой предприятием - изготовителем самолета на фланце корпуса камеры сгорания двигателя в канале отбора воздуха из-за 4-й ступени КВД:

— сигналы по давлению и температуре воздуха за 4-й ступенью КВД и по давлению воздуха за 7-й ступенью КВД, отбираемого от соответствующих приемников в самолетной части системы.

17.9. Для наземной проверки ПОС разрешается кратковременный, в течение 1 — 1,5 мин отбор воздуха для ПОС предкрылков при температуре наружного воздуха выше +5 °С и для ПОС воздухозаборника при температуре наружного воздуха выше +10°С.

18. Габаритные размеры двигателя, мм:

— длина (без учета длины кока вентилятора)......................................................4531

— длина (с учетом длины кока)............................................................................5400

— высота..................................................................................................................2937

— ширина.................................................................................................................2792

19. Масса двигателя в состоянии поставки...........................не более 5613^+112.5 кг

20. Давление в масляной полости коробки приводов:

— на взлетном режиме............................................................. не более 0,15 кгс/см²

— на номинальном режиме и ниже...........................................не более 0,13 кгс/см²

21. Давление в масляной полости центрального привода на взлетном режиме должно быть в пределах........................................1.6 ÷ 3,0 кгс/см²

РАБОТА

•Весь воздух, поступающий на вход двигателя через самолетный воздухоза-борник, проходит через вентилятор, в котором происходит некоторое повышение давления и температуры воздуха.

За вентилятором поток воздуха делится на наружный и внутренний. По наружному контуру проходит ≈ 85% всего воздуха, который, расширяясь и увеличивая скорость в канале и сопле наружного контура, создает ≈ 80% общей тяги двигателя.

Во внутреннем контуре воздуха дополнительно сжимается в КСД и КВД и попадает в камеру сгорания, где, перемешиваясь с тонкораспыленным топливом, создает топливно-воздушную смесь. В результате сгорания этой смеси температура газового потока увеличивается. Газ поступает на турбину, где происходит преобразование энергии газового потока в механическую работу, используемую для вращения роторов КВД, КСД и вентилятора. При прохож-дении газа через проточную часть турбины его энергия уменьшается, при этом температура и давление газа понижается. В реактивном сопле внутреннего контура происходит расширение газа с падением давления до атмосферного, сопровождающееся увеличением скорости газового потока, создающего тягу внутреннего контура.

Диаграмма, иллюстрирующая изменение давления, температуры и скорости по проточной части двигателя, представлена на рис.5.