Метрология / Том 1. Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы / 4-5-Podveska_GTD

Рисунок 4.43 - Задняя опора ротора НД с роликоподшипником 1 – роликоподшипник; 2 – теплоизо-

ляционный кожух; 3 – вал ротора НД; 4 – контактное уплотнение; 5 – корпус

наземных ГТУ на базе существующих авиационных конструкция опор предусматривает большую степень унификации применяемых деталей и узлов, что позволяет значительно удешевить производство.

4.5 – Подвеска ГТД

Как рассматривалось выше (см. раздел 4.1) часть усилий, возникающих в узлах ГТД, передается на силовые элементы самолета (для авиационных двигателей) и на силовую раму (для двигателей наземного применения).

Совокупность деталей ГТД, обеспечивающих передачу этих усилий, определяет систему подвески двигателя. Кроме того, детали подвески фиксируют двигатель относительно силовых элементов самолета или рамы с обеспечением необходимых степеней свободы.

В общем случае на детали системы подвески действуют следующие силы и моменты:

-осевая сила (сила тяги для авиационного

ÃÒÄ);

-вес двигателя;

-инерционные нагрузки от неуравновешенности ротора;

-неуравновешенная часть момента кручения на статорных деталях.

Для авиационных ГТД, кроме того, необходимо учитывать инерционные нагрузки и гироскопи- ческий момент от ротора двигателя, возникающие при движении летательного аппарата.

Конструктивно система подвески включает в себя силовые корпуса двигателя, к которым прикреплены стержневые тяги, кронштейны, оси, соединяющие эти корпуса с силовыми элементами пилона (крыла, корпуса) самолета или рамы.

Как правило, каждая подвеска состоит из двух поясов – переднего и заднего. Центр масс ГТД обычно размещается примерно посредине между плоскостями крепления. Для упрощения условимся пояс передней подвески обозначать ППП, а пояс задней подвески – ПЗП.

Для анализа работы деталей подвески ГТД используется понятие схемы подвески. Это не что иное, как условное обозначение элементов подвески, показывающее взаимное положение и виды связей силовых элементов корпусов двигателя и самолета (рамы). Схема подвески позволяет определить распределение нагрузок между элементами подвески, провести необходимые прочностные рас- четы, оценку деформации корпусов.

Основная тенденция современных схем подвески двигателя - стремление к уменьшению прогиба геометрической оси силового корпуса двигателя (для ТРДД – силового корпуса газогенератора). От величины прогиба геометрической оси ГТД зависит выбор величины радиального зазора по лопаткам роторов, который является одним из факторов, определяющих КПД узлов компрессора и турбины, а следовательно – экономичность двигателя. Главное влияние на прогиб геометрической оси оказывает размещение на корпусе точки крепления, через которую передаются осевые нагрузки. Чем ближе точка «снятия» осевых нагрузок к оси двигателя, тем меньше изгибные деформации, тем более легким может быть выполнен корпус двигателя, с меньшими зазорами по лопаткам роторов, а следовательно – с более стабильными характеристиками экономичности в процессе эксплуатации.

В меньшей степени на прогиб корпусов влияет расположение точки крепления по оси двигателя. Она может быть расположена вблизи ППП,

вблизи ПЗП или между поясами подвески. От размещения этой точки крепления зависит характер эпюры изгибающего момента по оси двигателя.

На выбор схемы подвески ГТД влияет и конструкция силового корпуса, от которого зависит изменение радиальных зазоров между ротором и статором. Количество опор роторов и наличие жестких радиальных связей в корпусах в месте расположе-

ния этих опор, в частности в районе задней опоры КВД, исключает овализацию корпусов в месте расположения опор и при прогибах корпусов позволяет опорам отслеживать перемещения корпусов

âсоответствующих сечениях. Таким образом, силовой корпус является одним из элементов подвески, и подвеска вместе с корпусом составляют статически определимую ферму.

Для широко применяемых ТРДД в ряде слу- чаев в качестве силового корпуса подвески используется не только корпус газогенератора, но и часть корпуса наружного контура. Именно с корпуса наружного контура передается тяга на силовые элементы самолета.

Преимущества такой схемы следующие:

-простота конструкции элементов крепления и более короткие связи с самолетом;

-более высокий КПД силовой установки за счет меньшего загромождения канала наружного контура, через который эти связи (стержни) не проходят;

-использование жесткости самого наружного контура, наличие жестких радиальных связей в зоне ППП, как это осуществлено, например, на ТРДД RB-211, или промежуточный (разделительный) корпус, как на Д-30КУ и Д-30КП.

Так как при расположении точки снятия «осевого» усилия на наружном контуре плечо изгибающего корпус момента больше, то приходится усиливать корпус газогенератора. Этим исключаются большие прогибы геометрической оси ТРДД по сравнению с расположением такой же точки на газогенераторе. С другой стороны, при размещении переднего пояса подвески на газогенераторе приходится усиливать корпус газогенератора силовым кольцом - шпангоутом, на котором размещаются точки крепления.

На основании существующей практики проектирования можно сформулировать следующие общие требования, предъявляемые к конструкции и расположению на двигателе узлов крепления:

-удобство замены ГТД и его технического обслуживания в эксплуатации;

-точки подвески должны быть расположены на двигателе так, чтобы обеспечивалось крепление двигателя в направлении всех шести степеней свободы - в осевом, вертикальном и боковом направлениях, вокруг продольной, вертикальной и горизонтальной осей. При этом система подвески должна быть статически определима, т.е. не допускается двойного крепления в направлении и вокруг указанных осей. Благодаря этому корпусная система двигателя изолируется от деформации самолетной конструкции и предупреждается возникновение

âузлах подвески нерасчетных нагрузок;

-конструкция элементов крепления двигателя при всех условиях полета и режимах работы не должна препятствовать термическим деформациям корпуса двигателя;

-точки подвески должны быть расположены на силовых корпусах газогенератора в зоне расположения внутренних связей опор;

-форсажная камера может иметь дополнительную «точку» подвески в плоскости корпуса реактивного сопла. Для обеспечения статической определимости конструкция дополнительной «точ- ки» подвески должна обеспечивать необходимую степень свободы (применение шарнирного соединения и т.д.);

-для проведения такелажных, монтажных

èтранспортировочных работ на двигателе предусматриваются специальные точки крепления

èподдержки. Обычно их располагают в районах

ППП и ПЗП и проектируют с выполнением требований, предъявляемых к основным элементам подвески.

4.5.1 – Схемы подвески ГТД на самолете

Выбор схемы подвески двигателя на самолете, конструктивное исполнение элементов подвески определяется необходимостью выполнения «двигательных» требований, о которых говорилось выше, а с другой стороны - диктуется также нали- чием «самолетных» требований (расположение двигателя на летательном аппарате, конструкция силовых элементов самолета, особенности эксплуатации и т.д.).

В настоящее время в гражданской и транспортной авиации наиболее часто двигатель на самолете подвешивается на пилоне под крылом. Пример такого расположения двигателя представлен на Рис. 4.44. Для двигателей, устанавливаемых на пилонах под крылом самолета, обязательно выполнение элементов крепления к самолету в верхней части в районе расположения пилона. На Рис. 4.45 показана схема подвески двигателя RB-211. Подвеска двигателя выполнена по «классической» схеме, с наличием ППП и ПЗП и предназначена для крепления двигателя на пилоне под крылом самолета.

Как упоминалось выше, в качестве силового элемента в ППП использован корпус наружного контура, а в ПЗП - корпус газогенератора.

Схема подвески двигателя Д-30КП на самолете Ил-76 (см. Рис. 4.46) весьма похожа на предыдущую конструкцию подвески ГТД на пилоне, под крылом.

Рисунок 4.52 – Самолет А-40 с «верхним» расположением двигателя

элементами пилона самолета. Тяги ПЗП также шарнирно закреплены и к корпусам газогенератора, и к кронштейну 13, но сам кронштейн жестко закреплен за пилон самолета.

Для гидросамолетов характерно расположение двигателя на пилоне над крылом летательного аппарата (см. Рис. 4.52). Как правило, в таких слу- чаях осуществляется «нижняя» подвеска двигателя, т.е. элементы крепления к самолету располага-

ется в нижней части двигателя, но это не является обязательным. В случае применения существующего ГТД с «боковой» или даже «верхней» подвеской во избежание переделки отработанной силовой схемы двигателя может быть принято решение о сохранении двигательной части системы подвески. Это приводит к необходимости установки на летательном аппарате дополнительных силовых ферм, обеспечивающих принятую систему подвески для ГТД.

4.5.2 – Схемы подвески наземных ГТД

При выборе схемы подвески ГТД наземного применения также обязательно выполнение требований по двигателю, которые предъявляются для авиации. Но если для авиационных двигателей элементы подвески предназначены прежде всего для передачи тяги двигателя в качестве основной нагрузки, то для двигателей наземного применения элементы подвески должны в первую очередь обеспечивать передачу крутящего момента.

Размещение двигателя наземных установок на специальной раме, при менее жестких, чем в авиации, требованиях по массе и габаритам позволяет упростить конструкцию подвески. Как правило, на наземных установках применяется два пояса подвески с системой простых по конструкции стержней (тяг) и шарниров.

На Рис. 4.53 в качестве примера представлена схема подвески наземной установки ГТУ-16П.

4.6 – Конструкция подвесок ГТД

Как упоминалось выше, детали подвески ГТД осуществляют его фиксацию относительно силовых элементов самолета (для авиационных двигателей) или силовой рамы (для двигателей наземного применения). Кроме того, именно детали подвески обеспечивают передачу усилий, возникающих в узлах ГТД, на силовые элементы самолета (рамы).