ПРЕДИСЛОВИЕ

Настоящее учебное пособие предназначено для изучения студентами конструкции ос­ новных узлов и элементов авиационного газотурбинного двигателя на примере двухкон­ турного двигателя ПС-90А.

Этот двигатель, созданный в Пермском АО “Авиадвигатель”, является одной из по­ следних отечественных разработок в области авиационного двигателестроения, вобрав­ шей в себя наиболее современные конструкторские решения. По уровню этих решений, параметрам рабочего процесса он соответствует, а отчасти и превосходит лучшие зару­ бежные двигатели своего класса. С начала 90-х годов ПС-90А изготавливается серийно и устанавливается на магистральные пассажирские самолеты ИЛ-96-300 и ТУ-204. До на­ стоящего времени, этот двигатель является единственным российским двигателем четвер­ того поколения для гражданской авиации, имеющим сертификат международного образ­ ца. ПС-90А стал базовым для целого семейства двигателей авиационного и наземного применения: ПС-90ГП-1, ПС-90ГП-2, ПС-90ГП-3, ПС-90ГП-25 для газоперекачивающих агрегатов, ПС-90ЭУ-12, ПС-90ЭУ-16 и ПС-90ЭУ-25 для газотурбинных электростанций. В течение 15-20 лет он останется одним из основных российских газотурбинных двигате­ лей. Разработана модификация ПС-90А-76 для транспортного самолета Ил-76.

Ограниченное учебное время делает затруднительным использование подробных тех­ нических описаний двигателя, составленных предприятием-разработчиком [1,2]. Настоя­ щее пособие содержит лишь необходимые для учебных целей сведения о конструкции. В то же время в него включены некоторые разъяснения и обоснования конструкции узлов и элементов. Приведены общие сведения о двигателе и его основных узлах, силовая и кине­ матическая схемы, более подробно описаны основные узлы: вентилятор с подпорными ступенями,, компрессор высокого давления, разделительный корпус, камера сгорания, турбины высокого и низкого давления, реверсивное устройство. Второе издание пособия дополнено сведениями о конструкции двигателей наземного применения семейства ПС90А.

Авторы выражают глубокую благодарность за консультации специалистам АО “Авиа­ двигатель” |Ю,А,Дьыдину1, А.И.Ковалеву, Н.А.Лезгину, А.В.Медведеву, В.М.Рогову, Н.А.Рокко, Ю.Н) Сорокину, А.П.Трушникову, Н.П.Трушникову, А.И.Тункину. Особую признательность за помощь в подготовке и издании пособия авторы выражают научному редактору проф. В.Г.Августиновичу, преподавателям кафедры “Авиационные двигатели” Пермского государственного технического университета Ю,А,Берендорфу, Л.В.Воронову, А.Д.Дическулу, а также Л.В.Шайхутдиновой, подготовившей все графические материалы.

Настоящее второе .издание вышло в свет после смерти в 1998 г. одного из авторов - старейшего преподавателя кафедры авиадвигателей ПГТУ Михаила Моисеевича Зальцма­ на. Пусть эта книга служит доброй памятью о замечательном педагоге и человеке.

Двигатель ПС-90А турбореактивный, двухконтурный, двухвальный со смешением потоков наружного и внутреннего контуров, общим реактивным соплом и реверсирова­ нием тяги. Двигатель разработан в 1982-92 гг., сертифицирован в 1993г. и устанавливается на дальнемагистральном самолете ИЛ-96-300 и среднемагистральных ТУ-204 и ТУ214.

Конструкция двигателя постоянно совершенствуется и модифицируется. В настоящее время разрабатывается ряд модификаций двигателя: ПС-90-76 для транспортного самоле­ те ИЛ-76, ПС-90А2, имеющий улучшенные по сравнению с прототипом экономические, экологические и эксплуатационные характеристики.

На базе двигателя ПС-90А созданы газотурбинные установки наземного применения мощностью 10,12,16 и 25 МВт, предназначенные для использования в электростанциях и газоперекачивающих агрегатах. Эти двигатели описаны в 7-й главе настоящего пособия.

Наиболее существенными изменениями конструкции, введенными в последние годы, являются следующие:

•Ротор низкого давления в первоначальном варианте имел четыре опоры, одна из которых представляла собой межвальный подшипник, расположенный внутри вала ротора высокого давления. В ходе совершенствования конструкции от этого подшипника удалось отказаться, упростив конструкцию и повысив тем самым надежность.

•Разработана новая конструкция камеры сгорания, обеспечившая существенное по­ вышение ресурса лопаток турбины.

При самостоятельном изучении конструкции двигателя предлагается придерживаться следующих методических рекомендаций. При изучении конструкции узлов обращать вни­ мание на то, какие нагрузки действуют на элементы конструкции, какими элементами они воспринимаются, какие элементы конструкции образуют силовой каркас узла, как обеспечивается центрирование элементов роторов и статора, какие мероприятия преду­ смотрены для регулировки положения элементов, балансировки роторов, как собираются

иразбираются узлы двигателя, как обеспечивается охлаждение элементов горячей части двигателя и свобода их теплового расширения, как обеспечивается фиксация и контровка деталей, какие материалы выбраны для изготовления тех или иных элементов и почему. Именно эти вопросы, приведены в конце каждого раздела пособия в качестве контроль­ ных.

Во многих случаях информация, необходимая для ответов на контрольные вопросы, содержится непосредственно в чертежах и схемах. С методической точки зрения полезно сначала попытаться найти ответы на контрольные вопросы анализируя чертежи, а уже затем обратиться к тексту описания. При изучении чертежей рекомендуется пользоваться макетами узлов.

1.1. Конструктивные особенности двигателя

Общий вид двигателя показан на рис. 1.1. Двигатель состоит из следующих основных узлов: вентилятора 1 с двумя подпорными ступенями 4, компрессора высокого давления

(КВД) 8, камеры сгорания (КС), турбины высокого давления (ТВД) 17, турбины низкого

давления (ТНД) 18, разделительного корпуса 5 с коробкой приводов 25, задней опоры 20,

реверсивного устройства 16, реактивного сопла 23.

Вентилятор двигателя трансзвуковой, обеспечивает повышение давления воздуха до

разделения его на потоки наружного и внутреннего контуров. В двух подпорных ступенях ij

продолжается повышение давление воздуха, поступающего в КВД. Рабочие колеса венти­

лятора и подпорных ступеней составляют единый ротор. Средняя степень повышения дав­

ления в вентиляторе на взлетном режиме на земле 1,6. Степень двухконтурности двигате­ ля (отношение расхода воздуха через наружный контур к расходу воздуха через внутрен­

ний контур) на взлетном режиме составляет 4,6. Вентилятор и подпорные ступени приво­ дятся во вращение турбиной низкого давления.

второй ступенейСтепень повышения давления воздуха в КВД на взлетном режиме на зем­ ле 71*квд = 13,6. Суммарная степень повышения давления воздуха в компрессоре 7Г*ке

=35. КВД приводится во вращение турбиной высокого давления. Для повышения устойчи­ вости работы компрессора за 6-й и 7-й ступенями КВД имеются клапаны перепуска воздуха из внутреннего в наружный контур двигателя.

Разделительный корпус является одним из основных силовых элементов двигателя.

Вместе с ВНА подпорных ступеней он обеспечивает разделение и направление потока

воздуха за вентилятором во внутренний и наружный контуры. Через окна в'разделитель­ ном корпусе осуществляется перепуск воздуха из-за подпорных ступеней, В: разделитель­

редняя часть ее трубчато-кольцевая с двенадцатью жаровыми трубами 13, а задняя пред-

ставляет собой кольцевой газосборник 15. Подача топлива осуществляется через 12 двухконтурнных форсунок 11, а зажигание при запуске двигателя - двумя свечами зажи­ гания 12.

Турбина двигателя состоит из турбин высокого 17 и низкого 18 давления. Турбина высокого давления 17 двухступенчатая с охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопат­ ками и дисками. Лопатки первой ступени охлаждаются воздухом, отбираемым из-за КВД, лопатки второй ступени - воздухом, отбираемым из-за седьмой ступени КВД. Средняя температура на входе в ТВД на взлетном режиме составляет около 1560К .

Турбина низкого давления 18 четырехступенчатая с неохлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками. Диски и некоторые другие детали ротора охлаждаются воздухом, отбираемым за подпорными ступенями.

Двигатель имеет реверсивное устройство (РУ) решетчатого типа. На режиме обрат­ ной тяги канал наружного контура перекрывается специальными створками, направляю­ щими воздух на решетки 16. Для создания обратной тяги используется воздух только наружного контура. Поэтому коэффициент реверсирования (отношение максимальной обратной тяги к максимальной прямой) невысок и составляет 0,27. Реверсивное устрой­ ство переводится из положения прямой тяги в обратную по команде экипажа с помощью специальной гидравлической системы управления реверсом.

Лепестковый смеситель 22 крепится к задней опоре и является основным элементом камеры смешения. Его сложная конфигурация определяет качество смешения потоков воздуха наружного и газа внутреннего контуров.

Реактивное сопло двигателя (PC) 23 всережимное, нерегулируемое, дозвуковое. Конструктивно оно выполнено в одном узле с камерой смешения.

Шумоглушение в двигателе обеспечивается звукопоглощающими конструкциями, которыми оборудованы корпусы двигателя, образующие его газовоздушный тракт.

Работу двигателя обеспечивают следующие системы:

1.Система топливопитания и автоматического управления, осуществляет подачу топ­ лива в КС в соответствии с заданными программами регулирования, а также вы­ полняет ряд функций по управлению двигателем - управление механизацией ком­ прессора (его противопомпажными устройствами) и радиальными зазорами в ком­ прессоре и турбине.

2.Система смазки и суфлирования, осуществляет смазку и охлаждение всех трущихся поверхностей двигателя и поддерживает заданное избыточное давление в масляных полостях опор ротора. Эта система характеризуется как автономная, замкнутая, циркуляционная, с теплообменником в магистрали откачки.

3. Система запуска, предназначена для автоматического запуска двигателя на земле

и в полете, а также для холодной прокрутки и ложного запуска при техническом обслуживании двигателя. Для раскрутки ротора высокого давления применяется воздушный турбостартер с осевой активной турбиной, установленный на коробке

приводов. Источником сжатого воздуха для турбостартера могут быть бортовой

самолета и двигателя. Воздух отбирается для кондиционирования салона самолета, для противообледенительных систем самолета и двигателя, для сдува вихря с воз­ духозаборника самолета, для наддува гидробаков, для охлаждения деталей турбины

икомпрессора, для наддува масляных полостей опор и других нужд.

5.Система активного управления радиальными зазорами в компрессоре и турбине повышает КПД этих узлов и, соответственно, снижает удельный расход топлива в течение всего периода эксплуатации двигателя.

6.Система контроля и диагностики, обеспечивает контроль технического состояния двигателя и выдает информацию для обслуживающего персонала и экипажа о его

техническом состоянии при всех условиях эксплуатации.

7.Гидравлическая система управления РУ, выполненная совместно с гидросистемой самолета, обеспечивает перекладку РУ в положение "обратная тяга - прямая тяга"

8.Система охлаждения масла привода генератора электроэнергии на самолетные ну­ жды, установленного на коробке приводов двигателя, автономная, закрытая, цир­ куляционная, с топливно-масляным и воздушно-масляным теплообменниками, осуществляет охлаждение масла на всех режимах работы двигателя.

Изменение режимов работы двигателя как при прямой, так и при обратной тяге про­ изводится рычагом управления двигателя (РУД), а переключение режима работы ревер­ сивного устройства с прямой тяги на обратную и наоборот - рычагом управления ревер­ сом (РУР). Эти рычаги между собой сблокированы.

Автоматическое регулирование подачи топлива в камеру сгорания при неизменном ре­ жиме работы и различных скоростях и высотах полета производится из условия поддер­ жания постоянной частоты вращения ротора высокого давления (пвд= const) и защиты узлов двигателя от тепловых и механических перегрузок.

Основными топливами для двигателя являются авиационные керосины марок ТС-1 или РТ, резервным - Т-2. В системе смазки применяются маловязкие масла: основное - ИМП-10 и резервное - ВНИИ НП50-1-4Ф. Рабочей жидкостью в гидросистеме реверса и самолетной является НГЖ-4. Разрешено применение некоторых зарубежных топлив и масел.

Атмосферный воздух входит в двигатель в осевом направлении. В вентиляторе дав­

ление воздуха повышается по радиусу неравномерно, так как степень повышения давле­ ния зависит от окружной скорости, которая при большой степени двухконтурности и,

следовательно, большом диаметре вентилятора существенно меняется.

За вентилятором поток воздуха разделяется на два, один из которых нацравляется в

наружный контур двигателя, а второй поступает в две подпорные ступени, где сжатие воздуха продолжается. Из подпорных ступеней, через канал разделительного корпуса

воздух поступает во внутренний контур двигателя, на вход в КВД. Воздух, прошедший по наружному контуру, поступает в камеру смешения, где смешивается с газом, выте­ кающим из турбины.

Во внутреннем контуре, в КВД, происходит дальнейшее повышение давления и температуры воздуха и некоторое снижение его осевой скорости (рис. 1.2).

Из КВД воздух направляется в КС. В жаровых трубах КС осуществляется непрерыв­ ное сгорание топливно-воздушной смеси и смешение продуктов сгорания с воздухом. Кольцевой газосборник обеспечивает более равномерное поле температур, давлений и скоростей на выходе из КС. Полное давление по длине КС несколько снижается за счет гидравлического сопротивления, а статическое давление уменьшается за счет увеличе­ ния скорости потока при подогреве и уменьшения площади сечения канала внутреннего контура.

Из КС поток горячих газов последовательно поступает в ТВД, а затем в ТНД. В тур­ бинах происходит расширение газа, давление и температура понижаются, а осевая со­ ставляющая абсолютной скорости несколько возрастает. Часть теплосодержания потока газов преобразуется в кинетическую энергию и механическую работу вращения роторов вентилятора с подпорными ступенями и КВД.

Из ТНД поток горячих газов поступает в камеру смешения, где перемешивается с потоком воздуха, поступающего из наружного контура. Происходит выравнивание тем­ пературы, давления и скорости по массе газа. Более .равномерное распределение энергии по массе газа, поступающего в сопло, обеспечивает уменьшение потерь тепла, некоторое повышение эффективного КПД и снижение удельного расхода топлива по сравнению с ТРДД без смешения потоков.

Рис. 12. Изменение параметров двигателя по газовоздушному тракту на взлетном

режиме у земли

1.3. Краткие сведения об основных технических данных

Тн=288К) и скорости полета Мп=0 взлетный режим работы двигателя характеризуется следующими данными

- тяга двигателя -161,4 кН (16000 кг); - удельный расход топлива - не более 0,0382 кг/Нч (0,382 кг/кг ч);

- частота вращения ротора каскада высокого давления - 11740 об/мин; - частота вращения ротора каскада низкого давления 4340 об/мин;

-секундный расход воздуха - 534 кг/с.

Втех же условиях на крейсерском режиме (0,92 Ne):

-тяга двигателя - 125 кН (12500 кг);

- удельный расход топлива - не более 0,0370 кг/Нч (0,370 кг/кг ч);

На крейсерском режиме при высоте Н=11км и скорости полета Мп =0,8: - тяга двигателя - 35 кН (3500 кг);

-удельный расход топлива - не более 0,0595 кг/Нч (0,595 кг/кг ч);

-частота вращения ротора каскада высокого давления - 11300 об/мин.

На режиме реверса максимальная обратная тяга равна 36 кН (3600 кг) при частоте вращение ротора высокого давления 11490 об/мин.

Сухая масса двигателя составляет 2950 кг, а удельная масса (по отношению к тяге на взлетном режиме) 0,018 кг/Н (0,18 кг/кг). Длина двигателя 5330 мм, максимальный диаметр - 2396 мм.

Из приведенных данных видно, что двигатель ПС-90А по удельным параметрам не уступает лучшим образцам зарубежных авиационных двигателей этого класса.

При работе двигателя замеряются следующие основные параметры, характеризую­ щие его работу

*частота вращения роторов высокого и низкого давления;

*температура газа за турбиной;

*давление масла на входе в двигатель;

*давление воздуха в системе суфлирования;

* температура масла на входе в двигатель и на выходе из полостей опор;

*давление топлива перед форсунками;

*температура топлива;

*вибрация двигателя.

Информация о параметрах двигателя, а также о положении регулируемых элементов его систем, поступает в самолетную многоканальную систему регистрации параметров (МСРП).

1.4. Эксплуатационная технологичность двигателя

Двигатель рассчитан на большой ресурс работы. Запасы прочности большинства ос­ новных узлов удовлетворяют нормируемым при ресурсе 30000 часов для холодной и 10000 часов для горячей части двигателя. В 1997г. получен сертификат на эксплуатацию двигателя по стратегии N 2 управления ресурсом, что означает переход от фиксирован­ ных ресурсов двигателя к ресурсу, определяемому наименьшим ресурсом одной из ос­ новных деталей.

Для обеспечения возможности эксплуатации по техническому состоянию двигатель выполнен по модульной схеме (рис. 1.3 ). Конструкция состоит из 18 модулей, основные из них: базовый модуль 5, включающий в себя КВД и элементы камеры сгорания, мо­ дуль рабочего колеса вентилятора 1, модуль входного направляющего аппарата 3, мо­ дуль компрессора низкого давления 4, модуль спрямляющего аппарата вентилятора 2, модуль коробки приводов 13, модуль ТВД 8, модуль ТНД 9, модуль реверсивного уст­ ройства 11, модуль задней опоры 10, модуль сопла 12.

Все модули, кроме главного, могут быть заменены в условиях авиационно­ технической базы аэропорта, а модули 1 и 12 - непосредственно на самолете без съема двигателя. При этом трудозатраты, связанные с заменой модулей, сравнительно невели­ ки.

Предусмотрена возможность замены отдельных составных частей модулей, а также наиболее повреждаемых деталей, лопаток вентилятора и подпорных ступеней, жаровых труб и топливных форсунок в камере сгорания, решеток и створок РУ и некоторых дру­ гих. Имеется возможность замены всех установленных на двигателе агрегатов и обору­ дования.

Конструкция основных узлов двигателя позволяет проводить визуальный осмотр и инструментальную диагностику ответственных деталей, в частности основных деталей газовоздушного тракта.

Система контроля и диагностики двигателя обеспечивает контроль его технического состояния по параметрам, измеряемым при работе двигателя с помощью датчиков. Из­ меряемые параметры передаются в бортовую систему контроля двигателя (БСКД), а часть ее выдается на экран дисплея в кабине экипажа и фиксируется в многоканальной системе регистрации параметров (МСРП) самолета.

1.5. Силовая схема и узлы

крепления двигателя на самолете

Все нагрузки от газодинамических и инерционных сил и моментов, действующих

на детали и узлы двигателя, воспринимаются силовым каркасом (силовым корпусом), в котором они частично уравновешиваются. Неуравновешенные внутри двигателя силы и

моменты через узлы крепления передаются на самолет. Силы и моменты, действующие

на ротоны двигателя, уравновешиваются реакциями опор, которые также нагружают

силовой каркас. Силовой каркас обладает достаточной прочностью и жесткостью при

действии эксплуатационных нагрузок на всех режимах работы двигателя и при эволю­

циях самолета.

Силовую схему (рис. 1.4) двигателя ПС-90А составляют передний, средний и задний силовые пояса, корпусы газогенератора, корпусы опор ротора, корпусы наружного кон­ тура и кронштейн силовой подвески. Передний силовой пояс образован разделительным корпусом 7, силовым кольцом подвески 10, передней опорой ротора вентилятора и под­ порных ступеней 4, задней опорой ротора вентилятора 2 и передней опорой КВД 5. К

разделительному корпусу крепятся тяги 8 переднего силового пояса, которые образуют

переднюю подвеску двигателя к силовой балке пилона самолета 9.

Средний силовой пояс образован кольцом подвески 15, расположенным на корпусе КВД,-опорой роликового подшипника ТВД 18 и передним роликовым подшипником ТНД 26. На кольце подвески 15 шарнирно закреплены две тяги 28, образующие узел

подшипника ТНД 23. В конструкцию задней опоры входит силовое кольцо 38. С помо­ щью четырех тяг 31 и двух тяг 32 оно связано с наружным кожухом задней подвески 37. К задней опоре крепятся также три тяги 33 с кронштейном подвески 21, при помо­ щи которого двигатель крепится к силовой балке пилона самолета.

Все три силовых пояса связаны между собой: передний и средний силовые пояса т тягой 11, а средний и задний - тягой 17. Таким образом, передняя подвеска передает на пилон самолета в точках крепления инерционные и аэродинамические силы, действую­ щие на двигатель и гондолу в вертикальной плоскости. Задняя подвеска передает на пи­

лон самолета прямую и обратную тягу двигателя, а также инерционные и аэродинамиче-

. А

ские силы, действующие в горизонтальных и вертикальных плоскостях й крутящий мо­ мент в плоскости перпендикулярной оси двигателя. Тяги 11 и 17, поддерживая средний силовой пояс, повышают изгибную жесткость корпуса газогенератора и, таким образом, препятствуют прогибу .корпуса газогенератора и роторов двигателя (их средние опоры жестко связаны с корпусом).