ПС-90А (2007)

Иноземцев А.А. Нерадько А.В. Коняев Е.А. Медведев В.В. и др. Авиационный двигатель ПС-90А МОСКВА ФИЗМАТЛИТ ® УДК 629.7.036.03(075.3) ББК 39.55 А 20 Авиационный двигатель ПС-90А: А. А. Иноземцев, Е. А. Коняев, В. В. Медведев, А. В. Нерадько, А. Е. Ряссов; Под ред. А.А. Иноземцева. — М.: ФИЗМАТЛИТ, 2007. — 320 с. — ISBN 978-5-9221-0718-1. В книге представлено описание конструкции узлов и работы агрегатов функциональных систем авиационного двухконтурного двигателя ПС-90А. Изложены краткие сведения по теории и особенностям организации рабочего процесса в основных элементах турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД). Рассмотрены особенности двигателя и даны сведения об опыте эксплуатации конкретных узлов и систем двигателя на предприятиях гражданской авиации. Пособие предназначено для использования в учебных заведениях и центрах по подготовке и переподготовке инженерно-технического персонала для авиационной отрасли, а также на других предприятиях и в учебных заведениях, в сферу интересов которых входит двигатель ПС-90А. Р е ц е н з е н т ы: доктор техн. наук А.В. Гребенкин, доктор техн. наук, проф. М.А. Нихамкин Книга издана при финансовой поддержке ЗАО «Центр экологической безопасности гражданской авиации», директор Картышев О. А. ISBN 978-5-9221-0718-1 c А. А. Иноземцев, Е. А. Коняев, В. В. Медведев, А. В. Нерадько, А. Е. Ряссов, 2007 Оглавление Оглавление Предисловие.............................................................................................................................................................7 Принятые сокращения и обозначения...................................................................................................................8 Символы и буквенные обозначения.......................................................................................................................9 Глава 1 ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ТЕОРИИ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 1.1. Схема, принцип работы и основные параметры ТРД.................................................................................11 1.2. Рабочий процесс и основные параметры ТРДД...........................................................................................14 Глава 2 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ ПС-90А 2.1. 2.2. 2.3. 2.4. 2.5. Особенности конструкции..............................................................................................................................18 Основные технические данные двигателя ПС-90А......................................................................................22 Основные эксплуатационные режимы работы двигателя............................................................................23 Эксплуатационные характеристики двигателя.............................................................................................26 Силовая схема двигателя................................................................................................................................30 2.6. Область эксплуатации двигателя....................................................................................................................35 Глава 3 КОМПРЕССОР 3.1. Основы теории осевых компрессоров...........................................................................................................38 3.2. Компрессор низкого давления (КНД)...........................................................................................................43 3.3. Компрессор высокого давления.....................................................................................................................52 Глава 4 РАЗДЕЛИТЕЛЬНЫЙ КОРПУС И КОРОБКА ПРИВОДОВ 4.1. Общие сведения. Кинематическая схема приводов.....................................................................................66 4.2. Разделительный корпус...................................................................................................................................68 4.3. Центральный привод.......................................................................................................................................68 4.4. Коробка приводов...........................................................................................................................................70 Глава 5 КАМЕРА СГОРАНИЯ 5.1. Предъявляемые требования и особенности рабочего процесса..................................................................73 5.2. Общая характеристика камеры сгорания двигателя ПС-90А......................................................................75 5.3. Конструкция камеры сгорания......................................................................................................................77 5.4. Эмиссия загрязняющих веществ....................................................................................................................81 Глава 6 ТУРБИНА 6.1. Основы теории рабочего процесса в турбине...............................................................................................84 6.2. Общая характеристика конструкции узла турбины......................................................................................87 6.3. Турбина высокого давления...........................................................................................................................87 6.4. Турбина низкого давления.............................................................................................................................92 6.5. Охлаждение турбины.......................................................................................................................................95 6.6. Система активного управления радиальными зазорами в турбине............................................................98 Оглавление Глава 7 РЕВЕРСИВНОЕ УСТРОЙСТВО. ЗАДНЯЯ ОПОРА ТНД. НАРУЖНЫЙ КОНТУР И СОПЛО ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А 7.1. Общие сведения о реверсивных устройствах................................................................................................99 7.2. Конструкция реверсивного устройства................................................................................................. 101 7.3. Реверсивное устройство из полимерных композиционных материалов.......................................... 112 7.4. Гидросистема реверсивного устройства...................................................................................................... 112 7.5. Опыт стендовых испытаний и эксплуатации РУ........................................................................................ 133 7.6. Наружный контур двигателя........................................................................................................................ 133 7.7. Задняя опора двигателя ПС-90А.................................................................................................................. 135 7.8. Реактивное сопло двигателя......................................................................................................................... 137 Глава 8 СИСТЕМА ОТБОРА ВОЗДУХА 8.1. Назначение и выполняемые функции......................................................................................................... 139 8.2. Отбор воздуха от КНД и КВД для основных систем двигателя............................................................... 141 8.3. Основные технические данные по отборам воздуха.................................................................................. 146 Глава 9 СИСТЕМЫ СМАЗКИ И СУФЛИРОВАНИЯ 9.1. 9.2. 9.3. 9.4. 9.5. 9.6. 9.7. Общая характеристика системы смазки двигателя ПС-90А...................................................................... 149 Основные процессы, происходящие в системе суфлирования................................................................. 154 Описание работы маслосистемы двигателя................................................................................................ 154 Основные технические данные системы смазки и суфлирования........................................................... 164 Основные агрегаты и узлы системы смазки и суфлирования................................................................... 167 Контрольные элементы (датчики, сигнализаторы) маслосистемы двигателя......................................... 180 Особенности контроля состояния маслосистемы на самолетах Ил-96-300 и Ту-204............................. 182 Глава 10 СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ И ТОПЛИВОПИТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ 10.1. 10.2. 10.3. 10.4. 10.5. 10.6. Назначение и концепция построения САУ и ТП.................................................................................... 183 Программы управления двигателем на основной автоматике (ОА)....................................................... 185 Система топливопитания............................................................................................................................ 195 Состав основной автоматики..................................................................................................................... 197 Система встроенного контроля.................................................................................................................. 209 Программы управления ПС-90А на резервной автоматике.................................................................... 211 Глава 11 ПУСКОВАЯ СИСТЕМА�� ДВИГАТЕЛЯ �� 11.1. 11.2. 11.3. 11.4. 11.5. 11.6. Общие сведения........................................................................................................................................... 212 Работа системы запуска при различных видах запуска........................................................................... 220 Назначение и основные технические данные воздушного стартера СтВ-5........................................... 226 Назначение и конструкция основных агрегатов СтВ-5........................................................................... 228 Система смазки стартера............................................................................................................................ 232 Работа стартера СтВ-5................................................................................................................................. 233 Оглавление Глава 12 БОРТОВАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ И ДИАГНОСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ 12.1. 12.2. 12.3. 12.4. 12.5. 12.6. 12.7. 12.8. 12.9. Назначение системы и перечень выполняемых функций....................................................................... 236 Контролепригодность двигателя ПС-90А.................................................................................................. 236 Структура системы и основные технические решения............................................................................ 239 Характеристики системы БСКД-90........................................................................................................... 246 Общие принципы работы системы БСКД-90 на объекте........................................................................ 247 Работа агрегатов БСКД-90.......................................................................................................................... 250 Средства самоконтроля системы................................................................................................................ 252 Режимы самоконтроля БСКД-90............................................................................................................... 253 Описание и работа самолетных систем КИСС, МСРП, САС, взаимодействующих с БСКД-90............................................................................................................... 254 Глава 13 ДАТЧИКИ КОНТРОЛЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ 13.1. Назначение датчиков и сигнализаторов.................................................................................................... 256 13.2. Классификация датчиков и сигнализаторов............................................................................................. 256 13.3. Конструкция и работа датчиков и сигнализаторов.................................................................................. 257 Глава 14 ДРЕНАЖНАЯ СИСТЕМА 14.1. 14.2. 14.3. 14.4. 14.5. Назначение, состав и блок-схема дренажной системы............................................................................ 272 Основные технические данные системы................................................................................................... 272 Принцип работы замкнутой системы дренажа......................................................................................... 273 Принцип работы системы дренажа привода самолетных агрегатов....................................................... 275 Принцип работы системы дренажа привода автономного генератора................................................... 276 Глава 15 ПРИВОД-ГЕНЕРАТОР ГП25(26) 15.1. Общие сведения........................................................................................................................................... 277 15.2. Основные узлы привода-генератора. Кинематическая схема привода постоянных оборотов (ППО).................................................................................................................... 277 15.3. Маслосистема привода-генератора............................................................................................................ 279 Глава 16 ТРУБОПРОВОДНЫЕ КОММУНИКАЦИИ. ЭЛЕКТРОПРОВОДКА ДВИГАТЕЛЯ 16.1. Трубопроводные коммуникации................................................................................................................ 294 16.2. Электрическая проводка двигателя............................................................................................................ 297 Глава 17 ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ (на примере самолета Ту-204) 17.1. Общие сведения о противопожарной системе.......................................................................................... 305 17.2. Противопожарная система самолета Ту-204............................................................................................. 305 17.3. Противопожарная система двигателей и ВСУ самолета Ил-96-300....................................................... 310 Оглавление Глава 18 ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А. НЕИСПРАВНОСТИ. МЕРЫ УСТРАНЕНИЯ 18.1. Общие сведения об отказах и неисправностях......................................................................................... 313 18.2. Основные неисправности, выявленные в конструкции двигателя при его эксплуатации................................................................................................................................. 313 18.3. Неисправности систем, агрегатов.............................................................................................................. 316 18.4. Внедрение усовершенствованного электронного регулятора РЭД-90.................................................... 317 Список литературы............................................................................................................................................... 319 Предисловие Генеральному конструктору Павлу Соловьеву, чье имя носит этот двигатель, посвящается... Модернизация существующего парка воздушных судов, поступление в эксплуатацию таких самолетов, как Ил-96-300, Ту-204 и их модификаций, способствуют тому, что в настоящее время авиационный двигатель ПС-90А становится базовым в системе перевозок на внутренних и международных авиалиниях. ПС-90А – единственный в своем классе тяг сертифицированный отечественный двигатель, обеспечивающий самолетам, на которые он установлен, соответствие действующим нормам ИКАО по шумам. По уровню вредных выбросов двигатель также удовлетворяет современным и перспективным требованиям ИКАО. Увеличение числа авиапредприятий, эксплуатирующих ПС-90А, требует соответствующего учебно-методического обеспечения в существующей на воздушном транспорте системе подготовки и переподготовки летного и инженернотехнического персонала. Аналогичная задача актуальна и для системы подготовки кадров, существующей на заводе-изготовителе, а также для учебных заведений авиационной промышленности и гражданской авиации. В связи с этим работа по подготовке к изданию учебного пособия по этому двигателю является очень важной и своевременной. Подход к изложению материала в книге соответствует правилам, общепринятым в работах подобного рода: вначале рассматриваются назначение, теоретические основы и принцип работы конкретного узла, затем дается описание конструкции агрегатов (компонентов систем) и анализируется последовательность их работы в конкретных условиях эксплуатации. Целесообразность такого подхода оправдана многолетним положительным опытом изучения конкрет- ной авиационной техники в учебных заведениях и центрах. Подробное описание конструкции каждого узла двигателя, элемента какой-либо системы сопровождается обширным иллюстративным и графическим материалом, что способствует лучшему пониманию и усвоению основного содержания изучаемой темы. Совместная работа над пособием представителей гражданской авиации, конструкторского бюро и завода-изготовителя позволила наилучшим образом гармонизировать его содержание и объем с существующими программами изучения конкретной авиационной техники в учебных заведениях и центрах различной отраслевой принадлежности. Авторы признательны специалистам КБ ОАО «Авиадвигатель» Панкову А.Г., Сорокину Ю.Н., Сафонову И.Г., Шайхутдиновой Л.В., Полатиди С.Х., Сунцову С.М., Коробовой Р.А., Колесниковой Л.С., Гузачеву Е.Т., Климову В.Н., Бушуевой О.М., Тункину А.И., Крючкову Ю.А., Трушникову Н.П., Микрюкову А.В., Горошенкину В.П., Сацкому Л.А., Медведеву А.В., Хрящикову М.С., Васильеву А.Н., Толмачеву В.А., Трубникову В.А., Ведерникову А.П., Андрееву В.С., Лимонову С.В., Булатову В.Г., Апкину Р.Ш., Трубникову Ю.А., Саженкову А.Н., Бурдину В.В., Даниловичу А.С., Веселову В.Н., Блинову В.Г., Королеву В.Н., Чепкасову М.В., Мелехину С.А., Полушкину В.М., Леготкину В.И. за подготовку материалов и ценные замечания, сделанные при чтении разделов рукописи, а также Кокшарову Н.Л. и Башкатову И.Г. за неоценимую помощь в организации подготовки пособия. Генеральный конструктор OAO «Авиадвигатель» А.А. Иноземцев Принятые сокращения и обозначения АЗС АЦПУ — автомат защиты сети — алфавитно-цифровое печатающее устройство АЦП — аналого-цифровой преобразователь АнВ — аналоговый вывод агр — агрегат БС — бортовая сеть (электропитания) «+ 27 В» БЦА — блок центробежных агрегатов БМФ — блок маслонасосов с фильтром БСКД — бортовая система контроля и диагностики двигателя БППД — блок преобразования параметров двигателя БОС ОПП — блок обработки сигналов оптического пирометра ВЗ СтВ — воздушная заслонка стартера ВВТ — воздухо-воздушный теплообменник ВМТ — воздухо-масляный теплообменник ВНА — входной направляющий аппарат КВД ВСУ — вспомогательная силовая установка вкл — включен выкл — выключен выс — высокое (давление) — индекс ВД — высокое давление ВО — высокие обороты ВТ — высокая температура вибр — вибрация ГП — привод-генератор ГТД — газотурбинный двигатель ГМ, ГМЧ САУ — гидромеханика, гидромеханическая часть САУ Г/Ц — гидроцилиндр Г/У — гидроусилитель Г/Н — гидронасос дискр. в. — дискретный вывод ДИ — дозирующая игла ДАД — датчик атмосферного давления ДВИГ — двигатель (обозначение на табло) Дв ВСП — двигатель вспомогательный (обозначение кадров КИСС) Дв ОСН — двигатель основной (обозначение кадров КИСС) ДЧВ-2500 — датчик частоты вращения «ДЧВ-2 500» ЗБН — защищенный бортовой накопитель (бронекассета МСРП-А-0,2) ЗПВ — заслонка перепуска воздуха ЗПК — звукопоглощающие конструкции ЗАП, зап ИСИД — запуск — информационная система измерения давления ИМ — исполнительный механизм КИСС — комплексная информационная система сигнализации КБН — кассетный бортовой накопитель (незащищенная кассета МСРП-А-0,2) КВД — компрессор высокого давления КНД — компрессор низкого давления КПА — контрольно-проверочная аппаратура КЗА — контрольно-записывающая аппаратура КПВ КВД — клапан перепуска воздуха КВД КС — камера сгорания ЛЗ — ложный запуск двигателя ЛА — летательный аппарат МГ — малый газ МСРП — многоканальная система регистрации параметров МСРП-А-02 МСА — международная стандартная атмосфера МЭВМ — микроЭВМ НА — направляющий аппарат НС — насосная станция НР — насос-регулятор Н1, Н2,…,Н13 — обозначение светосигнальных табло в кабине ОТФ — основной топливный фильтр САУ — система автоматического управления ОС — обратная связь ОЗУ — оперативное запоминающее устройство ОТКЛ — отключен ПНК, ПКН — пульт наземного контроля ПКФ — прибор контроля фильтров пит — электропитание ПОС — противообледенительная система ПЗУ — постоянное запоминающее устройство ПС — подпорная ступень КНД ПК — пожарный кран перегр — перегрев двигателя ПУ — пульт управления двигателями в кабине экипажа РА — резервная автоматика (ГМЧ САУ) РВ, РV — регулировочный винт РУД — рычаг управления двигателем (двигателями) РУР — рычаг управления реверсом РЛ — рабочая лопатка РУ ПОС — распределительное устройство ПОС РУ — реверсивное устройство РЭД — регулятор электронный двигательный РЭД-90 РК — разделительный корпус двигателя РП — роликовый подшипник РИ — речевой информатор в кабине экипажа РНД — ротор низкого давления РВД — ротор высокого давления рез — резерв СЗТР — система защиты турбины двигателя от раскрутки СКВ — система кондиционирования воздуха самолета САУ РЗТ — система автоматического управления радиальными зазорами турбины САУ РЗ КВД — система автоматического управления регулировкой зазоров КВД САУ — стандартные атмосферные условия САУ — система автоматического управления ССВ — система сдува вихря на самолете Ту-204 ССП — система сигнализации помпажа СтВ — стартер воздушный СтВ-5 ССС СтВ — система сигнализации стружки СтВ-5 СА — спрямляющий аппарат, сопловой аппарат САС — система автономной сигнализации СОИ — система отображения информации в кабине экипажа СУ — силовая установка СТОП, СТОПСИГНАЛ — с/л — сл — ТНД — ТВД — ТМТ — ТМР ТХУ ТВГ ТП УФИ — — — – — УС УЗУ — — ФС ФТО Ф ХП Х1, Х2,…, Х12 — — — — — ЦВМ — ЦВ СтВ — ЦБР ЦСО — — ЧР ШР — — эл — ЭО ЭГМ САУ — — ЭМТ ЭЧ — — сигнал останова двигателя сигнальная лампа слив турбина низкого давления турбина высокого давления топливномасляный теплообменник топливномасляный радиатор турбохолодильная установка температура выходящих газов топливопитание двигателя усилитель-формирователь импульсов усилитель ультразвуковая установка для промывки маслофильтров (пробоотборников) фильтр-сигнализатор фильтр тонкой очистки фильтр холодная прокрутка обозначение электрических соединителей на схемах цифровая вычислительная машина центробежный выключатель стартера центробежный регулятор центральный сигнальный огонь в кабине экипажа черезвычайный режим штепсельный разъем (электрический соединитель) электрический, электрическая цепь эксплуатирующая организация электронно-гидромеханическая часть САУ электромагнитный клапан электронная часть Символы и буквенные обозначения А В — ампер, единица силы тока — вольт, единица электрического напряжения αвна, — угол установки лопаток ВНА αруд — угол установки РУД, град α — коэффициент избытка воздуха в камере сгорания, угол атаки (мкм) — тонкость фильтрации фильтра, мкр ди — перемещения дозирующей иглы Gв — секундный расход воздуха, кг/сек Gт — часовой расход топлива, кг/ч Суд — удельный расход топлива, кг топлива/кг тяги в час m — степень двухконтурности двигателя Мп, М — число Маха, число М полета m — масса nвд — частота вращения ротора ВД, об/мин nв, nнд — частота вращения вентилятора, ротора НД, об/мин ∗ — давление заторможенного потоpâõ ка воздуха на входе в двигатель, кгс/см2 ∗ — полное давление воздуха pêíä за КНД, кгс/см — полное давление воздуха за венpâ∗ тилятором, кгс/см2 10 pê∗ , — полное давление воздуха за КВД, кгс/см2 pн — атмосферное давление, кгс/см2 pт вх — давление топлива на входе в двигатель, кгс/см pм — давление масла, кгс/см2 pсуфл — давление воздуха в полости суфлирования, кгс/см Qм — количество масла в маслобаке R — тяга двигателя, кгс Rуд — удельная тяга двигателя, кг тяги/ кг воздуха в секунду Т, t — температура, К, °С соответственно tн — температура окружающего воздуха, °С ∗ t âõ Тв ∗ Têíä Tê∗ Tñà∗ , T ∗ Тл, tл Tò∗ , t ò∗ Vпр — температура заторможенного потока воздуха на входе в двигатель, °С — температура заторможенного потока воздуха за вентилятором, К — температура заторможенного потока воздуха за КНД, К — температура заторможенного потока воздуха за КВД, К — температура заторможенного потока газа перед турбиной, К — температура рабочих лопаток I ст. ТВД, К, °С соответственно — температура заторможенного потока воздуха за турбиной, К, °С — приборная скорость 1 ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ТЕОРИИ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (ТРД) Авиационные одноконтурные и двухконтурные турбореактивные двигатели относятся к классу двигателей прямой реакции — таких, в которых рабочее тело, проходящее по тракту двигателя, участвует и в создании тяги. Для того чтобы наиболее эффективно провести анализ особенностей работы двухконтурного ТРД, рассмотрим вначале рабочий процесс и основные параметры одноконтурного турбореактивного двигателя. 1.1. Схема, принцип работы и основные параметры ТРД Схема одновального ТРД с характерной индексацией сечений представлена на рис. 1.1. Атмосферный воздух (рабочее тело) поступает в компрессор через входное устройство. В полете во входном устройстве осуществляется предварительное сжатие воздуха за счет частичного преобразования скоростного напора в потенциальную энергию набегающего потока. Процесс сжатия воздуха продолжается в компрессоре за счет подвода к нему внешней работы. В установленной за компрессором камере сгорания к рабочему телу подводится количество теплоты, которое выделяется в процессе химической реакции окисления впрыскиваемого топлива кислородом воздуха. Далее высокотемпературный поток сжатого газа направляется в турбину, где происходит его частичное расширение. Газ, расширяясь в турбине, отдает часть своей энергии в форме механической работы на вал турбины, которая приводит во вращение компрессор. Процесс окончательного расширения газа завершается в реактивном сопле. Скорость газа на выходе из двигателя значительно превосходит скорость потока воздуха на входе в него. Увеличение количества движения (импульса) потока рабочего тела в ТРД происходит в результате действия на него сил по всему тракту двигателя. Равнодействующая этих сил и представляет собой тяговое усилие, необходимое для осуществления полета самолета. Сущность ТРД как тепловой машины заключается в том, что в нем за счет подводимого в камере сгорания количества теплоты имеет место прирост кинетической энергии потока, который и является полезной работой двигателя. 1.1.1. Тяга ТРД Основное назначение ТРД — создание тягового усилия, обеспечивающего перемещение летательного аппарата в пространстве. Эффективная тяга представляет собой равнодейству- ющую всех сил давления и трения, которые приложены к внутренним и внешним поверхностям двигателя: Rэф = Rвн — Rнар 12 Глава 1 Рис. 1.1. Схема турбореактивного двигателя Для определения Rвн запишем уравнение количества движения для потока воздуха (газа), проходящего через проточную часть двигателя от сечения Н — Н до С — С: pн Fн + Fвõ ∫ pdF + Rвн − pс Fс = G гC с − G вV Fн где dF — проекция элемента боковой поверхности двигателя на плоскость, перпендикулярную направлению полета самолета; Gг – расход газа через двигатель. Из последнего выражения Rвн = G гC с − G вV + pс Fс − pн Fн − Fвõ ∫ pdF Fн Равнодействующая всех сил, действующих на наружные поверхности двигателя Rнар = Fс ∫ pdF + X тр где Хтр — равнодействующая сил трения. Тогда Fс ∫ pdF − X тр Fн После перехода от абсолютных давлений к избыточным с использованием очевидного тождества Fс ∫ p dF н Fс − ∫ ( p − pн )dF − X тр Fн Сумма первых двух слагаемых R = (G гC с − G вV ) + Fс ( pс − pн ) называется внутренней тягой, получаемой при условии, что давление по поверхности внешнего контура распределено равномерно, трение отсутствует и р = рн. Сумма последних двух слагаемых XΣ = Fс ∫ (p − p н )dF + X тр Fн представляет собой силу, действующую на внешние поверхности двигателя при неравномерном распределении давления и наличии трения. Расход газа G г = (G в − G отб ) + G т = G в (1 − g отб )(1 + q т ) , Fвõ Rэф = (G гC с − G вV ) + ( pс Fс − pн Fн ) − Rэф = (G гC с − G вV ) + Fс ( pс − pн ) − − pн (Fс − Fн ) ≡ 0 Fн получим следующие выражения для Rэф где gотб = Gотб / Gв — относительная доля отбираемого из двигателя воздуха; qт = Gт / (Gв — Gотб) — относительный расход топлива. Тогда внутренняя тяга R = G в [(1 − g отб )(1 + q т )C с − V ] + Fс ( pс − pн ) . При полном расширении в реактивном сопле (pс = pн) статическая составляющая тяги равна 0. Величину XΣ рассматривают как внешнее сопротивление гондолы силовой установки и определяют по результатам аэродинамических расчетов и испытаний. 1.1.2. Идеальный и действительный циклы ТРД Напомним, что циклы ВРД как тепловых двигателей являются прямыми циклами, в результате протекания которых происходит преобразование части подведенного количества теплоты в работу и отдача части теплоты теплоприемнику (внешней среде). При заданных условиях сравнения анализ идеального цикла двигателя позволяет оценить потенциальные возможности его действительного цикла. В исследованиях идеальных циклов все процессы, образующие цикл, принимают- ся обратимыми; рабочее тело рассматривается как идеальный газ неизменного состава, массы и постоянной теплоемкости. В идеальном цикле ТРД — цикле Брайтона — процессы сжатия и расширения принимаются идеальными и изэнтропическими, а процессы подвода и отвода теплоты — изобарными (при постоянном давлении). Основными параметрами цикла являются π = pк∗ / pн — степень повышения давления; δ = Tг∗ / Tн — общая степень подогрева. Основные положения теории турбореактивных двигателей Теоретическая работа цикла определяется как разность подведенного и отведенного количеств теплоты. lt = q1 − q2 = c pTн (δ − e )(1 − 1 / e ) где e = π(k −1) / k ; k = cр / cv — показатель адиабаты; cр и cv удельные теплоемкости соответственно при постоянном давлении и объеме. Термический КПД цикла представляет собой отношение полезного эффекта (теоретической работы) к понесенным затратам (подведенному количеству теплоты q1) ç ηt = 1 − (q2 / q1 ) = 1 − (1 / π(k −1) / k ) Из выражений для lt и ηt следует, что для увеличения полезной работы цикла и его КПД необходимо увеличивать оба параметра цикла (π и δ). Это подтверждается и всей историей двигателестроения. В действительных циклах ВРД все термодинамические процессы необратимы, т.к. сопровождаются трением и неравновесным теплообменом, химическими реакциями, протекающими в течение конечного промежутка времени, а также изменением физических свойств рабочего тела. В итоге действительные циклы всегда необратимы. Необратимость циклов приводит к тому, что даже при реализации заданных значений параметров цикла (π и δ) эффективность действительного цикла (полезная работа и КПД) значительно ниже, чем у идеального цикла. На рис. 1.2 представлен действительный цикл ТРД в координатах р — v и i — s. Здесь i и s — соответственно удельные энтальпия и энтропия рабочего тела. Основными параметрами эффективности цикла являются эффективная работа l e и эффективный КПД ηе. Эффективная работа 13 представляет собой действительный прирост кинетической энергии рабочего тела и определяется как разность подводимого и отводимого количеств теплоты или действительных работ расширения и сжатия (см. рис. 1.2): C 2 −V 2 le = c = q1 − q2 = l p − lc 2 Отличие действительных работ расширения и сжатия от адиабатных будем учитывать с помощью КПД процессов расширения ηр = lр / lад р и сжатия ηс = lад с / lс, а l le = lад р ηр − ад с . ηс Тогда с учетом того, что   p  (kг −1) / kг   lад р = c ргTг∗ 1 −  c∗    pг    p ∗  (k −1) / k  lад c = c рTн  к  − 1 ,  pн   получаем le = c pTн (1 − 1 / e )(aδηр − e / ηc ) , где a = c рг 1 − ( pc / pг∗ )(kг −1) / kг  = 1, 03-1, 06 c р 1 − ( pн / pк∗ )(k −1) / k  Из последних выражений видно, что, в отличие от теоретической работы идеального цикла, эффективная работа действительного цикла зависит не только от параметров цикла e = π(k −1) / k и δ, но также от КПД процессов сжатия и расширения и свойств рабочего тела, которые при заданных π и δ снижают величину le по сравнению с lt. Кроме этого, снижаются значения πopt при которых величина le достигает максимума [1,2]. Рис. 1.2. Действительный цикл ТРД 14 Глава 1 1.1.3. Коэффициенты полезного действия ТРД 1. Эффективный КПД. Эффективный КПД характеризует совершенство ТРД как тепловой машины. Он учитывает гидравлические потери по тракту двигателя, потери от неполноты сгорания топлива и потери тепла с отходящими газами qII = cp (Tc — Tн) в соответствии со вторым законом термодинамики. Как и термический КПД идеального цикла, эффективный КПД действительного цикла определяется отношением полезной работы к внесенному в двигатель количеству теплоты, т.е. l ηe = e , q вн где q вн = q1 / ξ c = c p ср (Tг∗ − Tк∗ ) / ξ c ; ξ c — коэффициент полноты сгорания топлива. С учетом зависимости le и qвн от параметров цикла двигателя выражение для эффективного КПД можно записать так: c pTн (1 − 1 / e )(aδ р − e / ηc ) ηe = ξ c p ср Tн [δ − 1 − (e − 1) / η с ] c Как видно, в отличие от термического КПД идеального цикла эффективный КПД реального цикла зависит от КПД процессов расширения и сжатия, свойств рабочего тела, а также и от другого параметра цикла — общей степени подогрева δ. Оптимальная степень повышения давления в цикле, соответствующая максимуму ηе, больше степени повышения давления, при которой эффективная работа цикла наибольшая, т.е. π ηe max > πopt . 2. Тяговый (или полетный) КПД. Тяговый КПД характеризует двигатель как движитель и оценивает эффективность преобразования располагаемой работы двигателя в полезную тяговую работу, затрачиваемую на перемещение летательного аппарата. Он учитывает потери кинетической энергии с отходящими газами (C c − V )2 / 2 и определяется как отношение тяговой работы к эффективной работе: ηR = RудV le = (C c − V )V 2V 2 = = 2 2 (C c − V ) / 2 C c + V 1 + Cc /V Отметим, что оптимальные степени повышения давления в двигателе, соответствующие максимальным значениям le и ηR, совпадают. 3. Общий (или полный) КПД. В полете эффективность преобразования химической энергии, вносимой топливом, в тяговую работу оценивается полным КПД двигателя: R V η0 = уд = ηe ηR , q вн который является критерием его экономичности. Оценивать и сравнивать экономичность двигателей по другому, наиболее широко используемому параметру — удельному расходу топлива можно только при одинаковых значениях скорости полета (или на стенде). Удельный расход топлива показывает, сколько топлива расходуется двигателем в единицу времени на заданной скорости полета для создания тяги, равной 1Н: Gт V . = 3600 R H u η0 При работе двигателя на стенде V = 0 и η0 = 0. Поэтому в выражении для Суд получается неопределенность. В этом случае Суд можно определить иначе: C уд = 3600 C уд = 3600 3600C c V 3600 = = H u ηe ηR H u ηe 2V /(C с + V ) 2H u ηe Для современных двигателей величина Суд составляет 0,056 — 0,06 кг/(Н ч). 1.2. Рабочий процесс и основные параметры ТРДД Двухконтурным турбореактивным двигателем (ТРДД) называют двигатель, в котором часть свободной энергии термодинамического цикла внутреннего (первого) контура передается компрессору (вентилятору) наружного (второго) контура. По сравнению с ТРД ТРДД выгодно отличается повышенной топливной экономичностью, большей тягой на дозвуковых скоростях полета, пониженным уровнем шума и другими показателями. На рис. 1.3 представлена схема ТРДД с раздельным истечением потоков из внутреннего и наружного контуров. К основным параметрам ТРДД относятся: — расход воздуха через двигатель G вΣ = G в1 + G в2 = G в1 (1 + m) , где m = Gв2 / Gв1 — степень двухконтурности; — тяга двигателя R = R1 + R2 = G в1 (Rуд1 + mRуд2 ) , где Rуд1 =Сс1 — V, Rуд2 = Сс2 — V. — удельная тяга G (R + mRуд2 ) Rуд1 + mRуд2 R Rуд = = в1 уд1 = G вΣ G в1 + G в2 1+ m — удельный расход топлива q С уд = 3600 т , Rуд поскольку q т = G т1 q = т1 , G в1 + G в2 1 + m тогда С уд = 3600 q т1 . Rуд1 + mRуд2 Основные положения теории турбореактивных двигателей 15 Рис. 1.3. Схема ТРДД с раздельным истечением потоков 1.2.1. Принцип присоединения массы рабочего тела Рассмотрим два двигателя с одинаковой расR2 G в2 C с2 C с12 C с2 C с1 G в2 . R = = = 2 = = полагаемой энергией, но с разными массами расR1 G в1 C с1 C с2 C с1 C с2 G в1 ходуемого воздуха (исходный ТРД и созданный Из последнего выражения следует, что пена его базе ТРДД) при работе на стенде, т.е. редача энергии большей массе рабочего тела 2 2 G в1C с / 2 = G в2C с / 2 , позволяет получить большее значение тяги где Gв2 > Gв1. В этом случае Сс2 < Сс1. Отношение и соответственно меньший удельный расход тяг двигателей топлива, поскольку Gт = const. 1.2.2. Работа цикла и ее распределение в ТРДД Термодинамический цикл внутреннего контура в координатах i — s представлен на рис. 1.4. Часть работы расширения газа в турбине передается компрессору (вентилятору) в наружный контур. Из условия равенства мощностей N т = N к1 + N к2 имеем G гL т = G в1 L к1 + G в2L к2 = = Gв1(Lк1 + mLк2), где Gг = Gв1(1 — gотб)(1 + qт), m = Gв2 / Gв1 — степень двухконтурности. Тогда Lк1 + mLк2 Lт = Lт1 + Lт2 = (1 − g отб )(1 + q т ) контурами ТРДД. Из последнего выражения можно найти скорость истечения газа из сопла внутреннего контура при полном расширении Из уравнения энергии при Gг ≈ Gв следует (см. рис. 1.4), что эффективная работа цикла внутреннего контура C 2 −V 2 Lе1 = c1 = q1′ − q2′ − Lт 2 = 2 C 2 −V 2 = c1 − Lт 2 = Le − Lт 2 (1 − x ) − Le 2 где Le — эффективная работа исходного ТРД; х = Lт2 / Le — степень энергообмена между 2 C с2 −V 2 = Lе2 e = Lк 2 − c р (Tc2 − Tн ) = Lк 2 − q 2′′ . 2 Из данного выражения следует, что приращение кинетической энергии воздуха в наружном контуре всегда меньше подведенной энергии газа внутреннего контура, что учитывается с помощью КПД наружного контура: L η2 = p2 = a ηc2 ηp2 Lc2 С с1 = 2Le (1 − x ) + V 2 . Термодинамический цикл наружного контура показан на рис. 1.5. Из уравнения энергии для наружного контура получим выражение для эффективной работы потока в этом контуре: 16 Глава 1 Рис. 1.4. Термодинамический цикл внутреннего контура Рис. 1.5. Термодинамический цикл наружного контура где а = Laд p / Laд c = 1,01 — 1,04. С учетом того, что Lк2 = Lт2 / m = xLe / m скорость истечения из сопла наружного контура можно определить как  V 2 xLe  C c2 = 2  + η m  2  2 Если в выражения для Сс1 и Сс2 подставить C  х = хopt, то получим  c2  = η2 . Данный ре C c1  opt зультат является одним из основных условий, которым следует руководствоваться при выборе параметров наружного контура ТРДД без смешения потоков. Заметим также, что поскольку теплоподвод в ТРДД не зависит от распределения эффективной работы между контурами, то максимальному значению Rуд соответствует минимум удельного расхода топлива. Смешение потоков внутреннего и наружного контуров в камере смешения и общем реактивном сопле приводит к тому, что на срезе сопла суммарный поток имеет более равномерное распределение параметров по сечению. При смешении потоков происходит передача теплоты воздуху наружного контура от газа внутреннего контура, в результате чего общее теплоиспользование в цикле увеличивается. И хотя смешение потоков сопровождается как гидравлическими потерями, так и ростом энтропии в процессе передачи тепла при конечной разности температур, тем не менее, положительный эффект по приросту тяги двигателя в полете может составлять 1 — 3 % (прежде всего за счет увеличения тягового КПД). Поскольку смешение не влияет на величину теплоподвода в камере сгорания, то, очевидно, на эту же величину происходит снижение удельного расхода топлива. В ТРДД со смешением потоков оптимальные степени повышения давления в наружном контуре (или xopt) несколько ниже, чем в ТРДД с раздельным истечением. Это обусловлено выбором таких значений параметров потоков перед смешением, при которых процесс смешения сопровождается минимальными гидравлическими потерями. Найдем наивыгоднейшее распределение энергии между контурами, при котором тяга ТРДД максимальна R = Rmax, а удельный расход топлива минимален Суд = Суд min. Имея в виду, что при полном расширении в соплах контуров R = R1 + R2 = Gв1(Сс1 — V) + Gв2(Сс2 — V) с учетом выражений для Сс1 и Сс2, получаем для Rуд: 1 é 2L (1 - x ) + V 2 -V ù R= ê úû e 1+m ë +m éê (V 2 + 2 xLe / m)η2 -V ùú ë û { } из условия dRуд dx = 0 находим η2 − V 2 (1 − η2 ) /(2Le ) . 1 + m η2 Анализ последнего выражения позволяет заключить, что для получения максимальной тяги ТРДД: — с увеличением скорости полета необходимо все меньшую энергию передавать в наружный контур; — чем выше степень двухконтурности, тем больше энергии нужно передавать в наружный контур; — снижение КПД наружного контура требует и уменьшения подаваемой в него энергии из внутреннего контура. xopt = m Основные положения теории турбореактивных двигателей 17 Рис. 1.6. Дроссельная, скоростная и высотная характеристики ТРДД 1.2.3. Понятие о характеристиках ТРДД Задача управления двигателем состоит в том, чтобы на различных режимах его работы в пределах выбранной программы управления поддерживать такие параметры рабочего процесса, которые обеспечивали бы наивыгоднейшее протекание характеристик двигателя. Характеристиками ТРДД называются зависимости его тяги и удельного расхода топлива от условий полета, наружных условий и режима работы, задаваемого рычагом управления двигателем (РУД) и другими регулирующими органами. Различают дроссельные, скоростные и высотные характеристики ТРДД, которые могут быть получены как расчетным, так и экспериментальным путем и которые необходимы для расчета летных характеристик летательного аппарата. Дроссельными характеристиками ТРДД называются зависимости тяги и удельного расхода топлива от режима работы двигателя, задаваемого положением РУД, при неизменных условиях полета (Мн = const, Н = const) и принятой программы управления. Скоростные характеристики ТРДД — зависимости тяги и удельного расхода топлива от скорости полета при неизменной высоте, принятой программе управления и заданном режиме работы двигателя. Высотными характеристиками называются зависимости тяги и удельного расхода топлива от высоты полета при постоянной скорости полета, принятой программы управления и заданном режиме работы двигателя. Типичные дроссельные, скоростные и высотные характеристики ТРДД показаны на рис. 1.6. Не останавливаемся на анализе этих зависимостей, поскольку для различных схем двигателей и программ управления он подробно осуществлен в специальной литературе по теории авиационных двигателей [1—4]. 2 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ ПС-90А Унифицированный маршевый двигатель ПС-90А представляет собой турбореактивный, двухконтурный, двухвальный двигатель со смешением потоков, оборудованный реверсивным устройством в наружном контуре. Двигатель ПС-90А устанавливается на самолетах Ил-96-300, Ил-76МФ, Ту-204, Ту-214 и др. Для конкретного типа самолета отличия двигателей состоят только во внешней обвязке самолетных систем, устанавливаемых на двигатели, а также в органах управления и контроля. Относящиеся к самолету Ту-204 указания распространяются на самолет Ту-214, если это не оговорено особо. Двигатель ПС-90А одобрен к производству и эксплуатации на внутренних и международных авиалиниях Авиационным Регистром Межгосударственного Авиационного Комитета. На двигатель выдан Сертификат Типа № 16-Д�. Конструкция двигателя постоянно совершенствуется, Изменения заносятся в Дополнения к Карте Данных №16-Д вместе с рекомендациями и ограничениями, изложенными в одобренной Авиационным Регистром эксплуатационной документации. Настоящее «Пособие» составлено с учетом Дополнения к Сертификату Типа № 16-Д/12 от 14.07.1997 г. 2.1. Особенности конструкции На рис. 2.1 представлены основные модули двигателя. Модульность конструкции в сочетании с развитой системой диагностики и контролепригодности позволяют вести эксплуатацию двигателя по техническому состоянию. Все модули, кроме базового, могут быть заменены в эксплуатации. На двигателе осуществлена возможность замены отдельных составных частей модулей, а также наиболее повреждаемых деталей, таких как жаровые трубы и форсунки КС, решетки и створки РУ и др. Помимо этого, предусмот- рена возможность замены всех установленных агрегатов и оборудования а также выполнения визуально-оптического осмотра всей проточной части. Для снижения уровня шума в корпусе двигателя установлены звукопоглощающие конструкции. В соответствии с Дополнением к Сертификату Типа №16-Д/12 двигатели эксплуатируются с применением управления ресурсами по стратегии № 2 в соответствии с руководством по технической эксплуатации 94-00-807РЭ и формуляром 94-00-807ФО с учетом изменений согласно бюллетеню № 94165-БЭ-Г. Общие сведения о двтгателе ПС-90А 19 2.1.1. Назначение и состав основных узлов двигателя К основным узлам двигателя можно отнести: входное устройство; вентилятор с двумя подпорными ступенями; разделительный корпус с коробкой приводов; тринадцатиступенчатый осевой компрессор высокого давления; комбинированную трубчато-кольцевую камеру сгорания; двухступенчатую турбину высокого давления; четырехступенчатую турбину низкого давления; заднюю опору; реверсивное устройство; камеру смешения и реактивное сопло. Входное устройство представляет собой кольцевой переходник, который обеспечивает крепление воздухозаборника мотогондолы самолета к двигателю и размещение четырех датчиков системы управления и контроля двигателя. Компрессор двигателя двухкаскадный с относительно большой степенью двухконтурности m = 4,7 – 4,8. Для обеспечения запаса газодинамической устойчивости применена развитая механизация компрессора. Первый каскад представляет собой компрессор низкого давления, который состоит из вентилятора и двух подпорных ступеней. Вентилятор одноступенчатый, трансзвуковой. Из-за большого значения степени двухконтурности лопатки вентилятора имеют большую длину и поэтому выполнены с антивибрационными полками. Так как степень повышения давления в корневой части лопаток вентилятора невелика, то после него установлены две подпорные ступени для поджатия воздуха перед КВД. Они расположены на одном валу с вентилятором и совместно с турбиной низкого давления образуют общий ротор НД. Входной направляющий аппарат подпорных ступеней нерегулируемый. Механизация КНД обеспечивает перепуск воздуха за подпорными ступенями в наружный контур через заслонки перепуска воздуха 1-й группы (9 шт.) и 2-й группы (2 шт.). Разделительный корпус (РК) является силовым элементом двигателя, связывающим корпусы наружного и внутреннего контуров. На нем расположены узлы передней подвески двигателя. По своей длине разделительный корпус образует проточную часть потоков воздуха внутреннего и наружного контуров. В РК размещены передняя опора ротора КВД и задняя опора ротора КНД двигателя, а также центральный привод, который передает крутящий момент от ротора КВД к коробке приводов. Кроме этого, в нем установлены 11 заслонок перепуска воздуха 1 и 2 группы. Коробка приводов расположена в нижней части разделительного корпуса и служит для установки на ней двигательных и самолетных агрегатов и размещения их привода. Тринадцатиступенчатый компрессор высокого давления — осевой с развитой механизацией, имеет регулируемые входной направляющий аппарат, направляющие аппараты первой и второй ступеней и автоматически открываемые клапаны перепуска воздуха из-за шестой и седьмой ступеней. Камера сгорания — комбинированная трубчато-кольцевая, состоит из 12 жаровых труб и кольцевого газосборника. В КС устанавливается 12 двухконтурных топливных форсунок и две свечи зажигания. Турбина предназначена для привода компрессоров высокого и низкого давления, вспомогательных агрегатов и состоит из турбины высокого давления и турбины низкого давления. Лопатки сопловых аппаратов и рабочих колес двухступенчатой турбины высокого давления охлаждаемые, а сопловые и рабочие лопатки четырехступенчатой турбины низкого давления не охлаждаемые. Задняя опора является силовым элементом двигателя. К ней подсоединяются кронштейн и тяги задней подвески двигателя. В задней опоре расположены опора роликового подшипника ТНД, коллектор термопар, трубопроводы подвода и отвода масла и суфлирования, трубопроводы подвода охлаждающего воздуха и наддува лабиринтных уплотнений масляных полостей опоры. В наружном контуре расположено реверсивное устройство решетчатого типа, которое служит для создания обратной тяги с целью сокращения длины пробега самолета при посадке. Достигается это поворотом створок, перекрывающих канал наружного контура и направляющих воздух на отклоняющие решетки. В камере смешения и нерегулируемом сужающемся реактивном сопле происходит смешение потоков воздуха наружного и газа внутреннего контуров а также дальнейшее расширение и ускорение газа и его истечение в окружающую атмосферу. 2.1.2. Принцип работы двигателя ПС-90А Реализация в конкретных узлах двигателя термодинамических процессов, образующих его цикл, приводит к изменению параметров рабочего тела по длине проточной части (рис. 2.2). Атмосферный воздух через воздухозаборник поступает в двигатель и сжимается в рабочем колесе и спрямляющем аппарате вентилятора. При сжатии давление и температура воздуха возрастают, а осевая скорость уменьшается. Рис. 2.1. Модули двигателя ПС-90А 1 — рабочее колесо вентилятора; 2 — спрямляющий аппарат; 3 — базовый модуль; 4 — реверсивное устройство; 5 – турбина низкого давления; 6 — сопло; 7 — задняя опора; 8 — турбина высокого давления; 9 — коробка приводов; 10 – компрессор низкого давления; 11 – входной направляющий аппарат компрессора низкого давления 20 Глава 2 Общие сведения о двтгателе ПС-90А За рабочим колесом вентилятора воздух делится на два потока и поступает в наружный и внутренний контуры двигателя. Воздух, поступивший в наружный контур, проходит через спрямляющий аппарат вентилятора, кольцевой канал наружного контура и поступает в камеру смешения. Во внутреннем контуре воздух поступает в подпорные ступени и далее по каналам разделительного корпуса — к компрессору высокого давления. В подпорных ступенях КНД и в КВД за счет внешней работы, передаваемой через валы от турбин низкого и высокого давления, происходит дальнейшее повышение давления и температуры воздуха. Осевая скорость потока уменьшается до значения, определяемого условиями оптимальной работы камеры сгорания, расположенной за компрессором. В камере сгорания за счет реакции окисления топлива, подводимого через форсунки, происходит интенсивный подогрев рабочего тела, температура которого значительно возрастает. Часть воздуха, поступающего в камеру сгорания, участвует в процессе горения в небольшом объеме камеры при коэффициенте избытка воздуха α, близком к единице, а большая часть воздуха, минуя зону горения, подмешивается к продуктам сгорания, понижая температуру газа перед турбиной до значений, определяемых жаростойкостью деталей камеры сгорания и жаропрочностью турбины. В КС вследствие подвода тепла скорость газа увеличивается, а полное давление из-за гидравлических и тепловых потерь уменьшается на 3 — 6 %. Из КС поток горячих газов поступает последовательно в ТВД и ТНД. В турбинах часть полной энергии газа идет на совершение работы по вращению роторов ВД и НД. Давление и температура газа в турбине уменьшаются, а скорость потока увеличивается, поскольку турбина реактивная. Основная мощность ТВД расходуется на привод ротора КВД, небольшая часть — на привод агрегатов, обслуживающих системы двигателя и самолета. Мощность ТНД затрачивается на привод вентилятора и подпорных ступеней. За турбиной в камере смешения выходного устройства поток горячих газов перемешивается с воздухом, поступающим из наружного контура. При перемешивании происходит частичное выравнивание температуры и давления в потоке. После смешения газ поступает в реактивное 21 Рис. 2.2. Изменение параметров по длине проточной части двигателя на взлетном режиме работы при Н = 0, V = 0 сопло, где в результате расширения ускоряется. Скорость газа на срезе сопла значительно превышает скорость воздушного потока на входе в двигатель. Прирост полного импульса массы газа, проходящей через двигатель, является его внутренней тягой. При включении реверсивного устройства для торможения самолета при посадке подвижный обтекатель реверса тяги сдвигается назад, открывая решетки с окнами для выхода воздуха из наружного контура. При этом створки РУ перекрывают канал наружного контура. Поток воздуха наружного контура тормозится створками, затем отклоняющими решетками РУ направляется в стороны под острым углом к оси двигателя в направлении полета. Осевая составляющая отклоненного в стороны потока воздуха наружного контура создает обратную тягу. 2.1.3. Системы управления двигателем Запуск двигателя на земле и в полете осуДвигатель оборудован рядом систем, обеспеществляется автоматически с помощью системы чивающих надежность его работы, диагностику запуска, которая позволяет также выполнять и оптимальное сочетание параметров во всем холодную прокрутку и ложный запуск. Расдиапазоне эксплуатационных режимов. 22 Глава 2 крутка ротора высокого давления производится воздушным стартером, установленным на коробке приводов. Система подачи топлива и автоматического управления обеспечивает регулирование режимов работы двигателя в соответствии с заданными программами управления. В дополнение к этому она осуществляет управление механизацией компрессора, регулирование радиальных зазоров компрессора и турбины, а также выполняет другие функции. Система смазки и суфлирования — автономная, замкнутая, циркуляционная. Система обеспечивает смазку и охлаждение всех трущихся поверхностей двигателя и поддерживает необходимое избыточное давление в масляных полостях двигателя. Система отборов воздуха обеспечивает подачу воздуха из наружного и внутреннего контуров в соответствующие системы самолета и двигателя. Это, прежде всего, системы кондиционирования салона самолета, наддува гидробаков, охлаждения деталей турбины и компрессора, наддува масляных полостей опор двигателя, противообледенительная система и др. Система контроля и диагностики проводит контроль состояния двигателя во всех условиях его эксплуатации и подготовку информации для экипажа и инженерно-технического персонала. Гидравлическая система управления реверсивным устройством является частью гидросистемы самолета. Она осуществляет перекладку створок реверсивного устройства в положения «Обратная тяга» и «Прямая тяга». Система охлаждения масла привода генератора автономная, закрытая, циркуляционная, с топливно-масляным и воздушно-масляным теплообменниками. Помимо указанных систем на двигателе имеются также система активного управления радиальными зазорами компрессора и турбины, противопомпажная система, пирометрическая система ограничения температуры рабочих лопаток первой ступени ТВД, система дренажа масла и топлива. 2.2. Основные технические данные двигателя ПС-90А Тяговые и массовые характеристики Тяга, кгс на максимальном режиме (Н = 0, МН = 0, СА) (cохраняется до tН = + 30 °С, рН = 730 мм рт. ст.).......................................................................16 000 — 2 % на режиме максимальной обратной тяги..................................................................................... 3 600 + 3 % на чрезвычайном режиме................................................................................................................................... (одноразовый, после его применения двигатель снимается с эксплуатации)...........................7 500 — 2 % Массовые характеристики Масса сухая, кг................................................................................................................................2 950 (+2 %) Масса двигателя в состоянии поставки, кг...................................................................................4 160 (+2 %) Основные размеры, мм Габаритная длина.............................................................................................................................................5 530 Длина (без учета кока).....................................................................................................................................4 964 Максимальный наружный диаметр (по реверсивному устройству, без учета выступающих патрубков, кронштейнов и агрегатов)...................................................................2 396 Внутренний диаметр входа в двигатель..........................................................................................................1 900 Положение центра масс (от плоскости передней подвески) .................................................................619 + 20 Площадь выходного сечения реактивного сопла, м2 ....................................................................................1,53 Общие сведения Направление вращения роторов (со стороны реактивного сопла)............................................................Левое Частота вращения на максимальном режиме (Н = 0), об/мин ротора НД....................................................................................................................................................4 555 ротора ВД.................................................................................................................................................. 12 200 Максимальная температура выходящих газов, °С На максимальном режиме (5 мин, Н = 0, МН = 0, tН = + 30 °С, Рн = 730 мм рт. ст.),......................................................................... 635 При запуске (при tН = + 30 °С)..................................................................................................................... 657 Минимальное давление на входе в двигатель, кгс/см2 Топлива.........................................................................................................................................................0,25 Масла на малом газе............................................................................................................................................2,5 на режиме (абсолютное)..........................................................................................................................3,5 Компрессор.......................................................................................................................Осевой, двухкаскадный Число ступеней: КНД (вентилятор + подпорные ступени)........................................................................................... 3 (1 + 2) КВД..................................................................................................................................................................13 Общие сведения о двтгателе ПС-90А 23 Степень повышения давления в САУ на взлетном режиме КНД................................................................................................................................................... 1,67 × 2,29 КВД...............................................................................................................................................................13,6 Механизация КНД...................................................................................................................................Заслонки перепуска 1-й группы.............................................................................................................................................9 шт 2-й группы............................................................................................................................................ 2 шт КВД...........................................................................................................................Поворотные ВНА I�� -�� II�� ст. Клапаны перепуска за VI�� и VII�� ступенями Камера сгорания............................................................................Трубчато-кольцевая с 12 жаровыми трубами и кольцевым газосборником Турбина....................................................................................................................................Осевая, реактивная Число ступеней: ТВД....................................................................................................................................................................2 ТНД....................................................................................................................................................................4 Смеситель......................................................................................................... лепесткового типа (18 лепестков) Выходное устройство......................................................................Докритическое сопло с камерой смешения Реверсивное устройство............................................................................ Двухстворчатое, в наружном контуре Основные эксплуатационные ограничения Высота полета, м ................................................................................................................................... 0 — 13 100 Скорость полета .................................................................................................................. Vпр = 300 — 600 км/ч Перегрузки (в центре тяжести двигателя) для двигателей без м/в подшипника ..................................................................................... ny = – 0,4 – 2,4 для двигателей с м/в подшипником...................................................................................... ny = – 0,4 — 3,0 Температура окружающего воздуха у земли для запуска и работы, °С........................................ tH = – 47 ÷ 45 Направление и скорость ветра для всех условий наземной работы (Н = 0, V = 0), м/с боковой............................................................................................................................................................15 попутный...........................................................................................................................................................5 Температура наружного воздуха при работе в условиях обледенения, °С на всех режимах...................................................................................................................... –16,5 (не ниже) на номинальном режиме................................................................................................................— 16,5 ÷ — 9 (не более 20 мин.) Условия запуска в полете на основной автоматике при � Vпр = 350 — 600 км/ч.................................................................................................. Н = 0 — 5 000 м при � Vпр = 400 — 600 км/ч............................................................................................ Н = 5 000 — 7 000 м на резервной автоматике при � Vпр = 500 — 600 км/ч............................................................................................. до Н = 0 — 5 000 м для двигателей с модифицированной камерой сгорания на основной автоматике при � Vпр = 350 — 580 км/ч.................................................................................................. Н = 0 — 5 000 м при � Vпр = 350 — 550 км/ч при остаточной температуре за турбиной не менее 80°С ....................................... Н = 5 000 — 7 000 м на резервной автоматике при � Vпр = 350 — 580 км/ч ................................................................................................ Н = 0 — 5 000 м 2.3. Основные эксплуатационные режимы работы двигателя 2.3.1. Номенклатура рабочих режимов Нормы летной годности устанавливают третуациях, требующих получения максимально бования и номенклатуру режимов работы двивозможного значения тяги. гателей, обеспечивающих надежную эксплуаМаксимальный режим — установившийся тацию летательного аппарата во всем допустирежим работы двигателя, характеризующийся мом диапазоне высот и скоростей полета. максимальной тягой на земле и в полете в теРежим работы — это состояние работающего чение ограниченного времени. двигателя, которое при принятой программе упМаксимальный продолжительный (номинальравления характеризуется совокупностью опреный) режим — установившийся режим работы деленных значений параметров, определяющих двигателя, характеризующийся пониженными протекающие в нем процессы, термическую значениями частоты вращения ротора и темпераи динамическую напряженность элементов туры газа перед турбиной, при которых двигатель его конструкции. работает с ограниченной по времени общей наЧрезвычайный режим (ЧР) — установивработкой; используется для набора высоты. шийся кратковременный режим работы двиКрейсерский режим — установившийся гателя, используемый при чрезвычайных сирежим работы двигателя, характеризующийся 24 Глава 2 пониженными значениями частоты вращения ротора и температуры газа перед турбиной, при которых время наработки двигателя за ресурс не ограничено. Крейсерские режимы — режимы работы двигателя в горизонтальном полете. Режим земного малого газа — режим минимальной частоты вращения ротора, при котором обеспечивается устойчивая работа двигателя и требуемая приемистость. Режим полетного малого газа — установившийся режим работы двигателя при минимальной частоте вращения ротора, обеспечивающий требуемую приемистость и величину тяги при заходе на посадку. Реверсивный режим — установившийся режим работы двигателя при включенном реверсивном устройстве. Дросселирование — процесс снижения тяги при плавном перемещении РУД, приводящем к уменьшению расхода топлива. Сброс газа — процесс быстрого снижения тяги двигателя при резком перемещении РУД (уменьшение подачи топлива). Приемистость — процесс быстрого увеличения тяги двигателя при резком увеличении подачи топлива (перемещении РУД). Количественная характеристика приемистости — время от начала перемещения РУД до достижения режима повышенной тяги. 2.3.2. Данные по режимам работы двигателя Таблица 2.1 Основные режимы работы двигателя при прямой тяге Условия работы двигателя Режим работы двигателя Положение Параметры РУД, град. 1 Чрезвычайный 2 59–77 Максимальный Упор 73–77 Максимальный 60 ± 1 продолжительный (номинальный) Максимальный 56 ± 1 крейсерский (0,92 номинального) Крейсерский 52 ± 1 (0,85 номинального) 0,7 номиналь- 46 ± 2 ного 3 nв, % nвд, % R, кгс Cуд, кг/кгс ч tт, °С nв, % nвд, % R, кгс Cуд, кг/кгс ч tт, °С nв, % nвд, % R, кгс Cуд, кг/кгс ч tт, °С nв, % nвд, % R, кгс Cуд, кг/кгс ч tт, °С nв, % nвд, % R, кгс Cуд, кг/кгс ч tт, °С nв, % nвд, % R, кгс Cуд, кг/кгс ч tт, °С При работе двигателя на электронно-гидромеханической САУ Н=0 Мн = 0 tн = 15 °С Рн = 760 мм.рт.ст. Н=0 Мн = 0 tн = 30 °С Рн = 730 мм.рт.ст. 4 96,0+1 95,5+0,5 17500-2% 0,390 5 100,5+1 99,0+0,5 17500-2% 0,408 610 92,5+1 94,0+0,5 16000-2% ≤0,382 660 96,0+1 97,0+0,5 16000 0,398 При работе двигателя на резервной САУ Н=0 Мн = 0 Н = 9 000 Н = 11 000 Н = 11 000 t = 15 °С Мн = 0,8 СА Мн = 0,8 СА н Мн = 0,8 СА Рн = 760 мм.рт.ст. 7 8 9 94,0 ± 1,5 92,5 ± 1,5 3890-2% 0,605 85,5 ± 1,5 93,5 ± 1,5 13000-2% 0,386 80,5 ± 1,5 86,0 ± 1,5 2400-2% 0,64 485 92,5 ± 1,5 89,5 ± 1,0 3750-2% 0,6 ≤590 460 92,0 ± 1,5 91,5 ± 1,0 4650-2% 0,62 550 84,0 ± 1,5 91,0 ± 1,0 12500-2% 0,370 490 90,5 ± 1,5 91,0 ± 1,0 4400-2% 0,62 470 90,5 ± 1,5 90,5 ± 1,0 3500-2% 0,585 530 82,0 ± 1,5 90,0 ± 1,0 11500-2% 0,367 480 88,5 ± 1,5 90,0 ± 1,0 4050-2% 0,62 455 89,0 ± 1,5 89,5 ± 1,0 3340-2% 0,595 520 76,0 ± 1,5 89,0 ± 1,0 9450-2% 0,372 470 445 86,5 ± 1,5 88,5 ± 1,0 3040-2% 0,595 73,0 ± 1,5 87,5 ± 1,0 8400-2% 0,368 425 500 ≤580 87,0 ± 1,5 92,0 ± 1,0 13500-2% 0,372 525 6 ≤635 ÷ 25 Общие сведения о двтгателе ПС-90А Таблица 2.1 (продолжение) 1 2 3 4 7 8 30 ± 3 nв, % nвд, % R, кгс Cуд, кг/кгс ч tт, °С nв, % nвд, % R, кгс Gт, кг/ч tт, °С 59,0 ± 1,5 83,0 ± 1,0 5000-2% 0,422 72,5 ± 1,5 82,0 ± 1,0 1580-2% 0,679 55,8 ± 1,5 81,5 ± 1,0 4400-2% 0,426 490 30,0 ± 2,0 68,0 ± 1,5 ≤1250 650 405 57,5 ± 4,0 76,5 ± 1,5 560 650 475 27,0 ± 2,0 65,0 ± 1,5 1250 650 57,5 ± 2,0 79,5 ± 1,5 560 650 415 380 415 380 0,37 номинального —6 ÷ 7 Малый газ 5 6 9 Таблица 2.2 Основные данные по режимам работы двигателя в различных условиях (Электронно-гидромеханическая САУ, Н = 9 км; Мп = 0,8; МСА) Режим работы αруд, град nв, % nвд, % R, кгс Суд, кг/кгс ч t*т, °С Промежуточный (максим. продолж.) 66±1 93,5±1,5 91,5±1 4950-2% 0,626 535 не более Номинальный (набор высоты) 60±1 92,5±1,5 91,0±1 4750-2% 0,626 527 Максимальный крейсерский 56±1 90,0±1,5 90,0±1 4400-2% 0,627 512 Крейсерский 52±1 87,5±1,5 89,0±1 4050-2% 0,629 497 Таблица 2.3 Основные данные по режимам работы двигателя в различных условиях (Электронно-гидромеханическая САУ, Н = 11 км; Мп = 0,8; МСА) αруд, град nв, % nвд, % R, кгс Суд, кг/кгс ч t*т, °С Промежуточный (максим. продолж.) 66±1 93,0±1,5 90,0±1 3840-2% 0,608 504 не более Номинальный (набор высоты) 60±1 92,5±1,5 89,5±1 3800-2% 0,608 501 Максимальный крейсерский 56±1 90,5±1,5 89,0±1 3500-2% 0,604 486 Крейсерский 52±1 88,0±1,5 88,0±1 3300-2% 0,605 473 0,7 Номинального 45,5±2 85,0±1,5 86,5±1 2940-2% 0,608 453 0,37 Номинального (ПМГ) 30,05±3 68,0±1,5 80,0±1 1300-2% 0,762 375 – 6 ÷ +7 57,5±1,5 75,5±1,5 450 Gт = 550±20 кг/ч 335 Режим работы Малый газ Примечания. 1. Для ротора НД 1 % частоты вращения равен 46,9 об/мин, для ротора ВД — 124,9 об/мин. 2. Параметры двигателя в таблице даны без: — учета потерь давления в самолетном входном устройстве; — учета отбора воздуха и мощности на самолетные нужды и без учета влияния реверсивного устройства. На всех режимах работы реверсивное устройство вызывает уменьшение тяги и увеличение удельного расхода топлива не более, чем на 1,5 %. 26 Глава 2 3. Время работы двигателя на чрезвычайном режиме не более 3 мин. После применения чрезвычайного режима двигатель подлежит съему с самолета для замены. 4. Максимальный режим применяется до высоты 4 000 м. В особых случаях допускается работа двигателя на режиме «Максимальный» во всех ожидаемых условиях эксплуатации. 5. Время непрерывной работы двигателя на режиме выше номинального не более 5мин., на остальных режимах не ограничено. В особых случаях эксплуатации время непрерывной работы двигателя при установке РУД в положение, соответствующее режиму «Максимальный», допускается до 15 мин., после чего двигатель подлежит съему с самолета. 6. Режим «0,7 номинального» используется при опробовании двигателя и регулировках некоторых его параметров. 7. Режим «0,4 номинального» используется как «Полетный малый газ» при полете самолета по кругу и на глиссаде. 8. При работе двигателя на резервной САУ режим «Максимальный» применяется на всех высотах полета. Время непрерывной работы на режиме «Максимальный» до высоты 4 000 м – не более 5 мин., выше этой высоты – не ограничено. 9. Работа двигателя на резервной автоматике считается «нештатной». Вылет из базового аэропорта запрещен. 2.3.3. Характеристики приемистости двигателя (рис. 2.3) 1. При работе на основной САУ время приемистости, с — на земле с режима «малый газ» до режима 95 % Rmax� .......................................................................... 7—10 — в полете с режима «0,37 номинального» до 95 % Rmax не более.................................................................. 6 — на земле с режима «минимальная обратная тяга» до 95% максимальной обратной тяги.................................................................................................... 5 – 8 2. При работе на резервной САУ время приемистости, с — на земле с режима «малый газ» до режима 95 % Rmax� ...................................................................... 10 – 13 — в полете с режима «0,37 номинального» до 95 % Rmax не более........................................................... 6 – 9 — на земле с режима «минимальная обратная тяга» до 95 % максимальной обратной тяги................................................................................................. 9 – 12 Примечания. 1. При выполнении приемистости на режимах прямой тяги РУД должен переводиться из положения земного или полетного малого газа на упор максимального режима не более, чем за 1 секунду. 2. При выполнении приемистости на режимах обратной тяги рычаг управления реверсивным устройством должен переводиться из положения минимальной обратной тяги на упор максимальной обратной тяги не более, чем за 1 секунду. Режимы работы двигателя при реверсировании в стандартных атмосферных условиях 1. Режим минимальной обратной тяги: — тяга, кгс....................................... 460 (для свед.) — частота вращения ротора ВД, %........................................ 68,1±1,2 — температура газа за турбиной, °С, не более.................................................. 435 — положение РУД, град........................–14 ÷ – 20 2. Режим максимальной обратной тяги: — тяга, кгс............................................ 3 600 + 3 % — частота вращения ротора ВД, %........ 92,0±1,5 — температура газа за турбиной, °С, не более.................................................. 560 — положение РУД, град....................... – 34 ÷ – 40 3. Время перекладки реверсивного устройства, с: — из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», не более.........2 — из положения « Обратная тяга» в положение «Прямая тяга», не более....... 4 – 6 4. Время непрерывной работы двигателя на режимах обратной тяги, мин, не более..........1 2.4. Эксплуатационные характеристики двигателя Помимо дроссельных, скоростных и высотных к эксплуатационным характеристикам двигателя относятся также тяговые характеристики на режимах обратной тяги. Для более тщательного анализа дополнительно к зависимостям тяги R и удельного расхода топлива Суд рассматривают зависимости: — частоты вращения ротора вентилятора nв; — расхода воздуха через двигатель Gв; — температуры газа за турбиной t т∗ ; — степени двухконтурности m; — зависимости температур и давлений по тракту двигателя в наиболее характерных сечениях. Основными дроссельными характеристиками двигателя ПС-90А являются зависимости его тяги R, расхода воздуха Gв и удельного расхода топлива Суд от частоты вращения nвд при работе на земле в стандартных атмосферных условиях (рис. 2.4). Дросселирование двигателя осуществляется уменьшением расхода топлива при перемещении РУД и сопровождается снижением температуры газа перед турбиной и частоты вращения вентилятора nв и компрессора высокого давления. Рис. 2.3. Зависимость времени приемистости от температуры перед двигателем Общие сведения о двтгателе ПС-90А ≈ 27 ≈ ≈ ≈ ≈ ≈ ≈ Рис. 2.4. Дроссельные характеристики двигателя без отбора воздуха при САУ Однако частота вращения вентилятора снижается в большей степени, нежели nвд, т. е. имеет место скольжение роторов. Это обусловлено, прежде всего, возрастанием при дросселировании степени двухконтурности, приводящем к увеличению потребной работы сжатия воздуха в вентиляторе. Но уменьшение степени повышения давления в КВД и степени понижения давления в ТНД при уменьшении температуры газов перед турбиной приводит к тому, что развиваемая турбиной низкого давления мощность становится недостаточной для поддержания постоянной частоты вращения вентилятора, которая снижается быстрее, чем частота вращения ротора высокого давления. Дросселирование двигателя приводит к монотонному уменьшению тяги, суммарного рас- хода воздуха, давления и температуры воздуха за КВД. Удельный расход первоначально снижается, что связано с увеличением КПД компрессора и вентилятора, и достигает минимального значения, а затем снова увеличивается вследствие снижения эффективного КПД двигателя. Открытие клапанов перепуска воздуха изза VI и VII ступеней КВД (при приведенной частоте вращения ротора ВД 82,9 % и 80,9 %), а также заслонок перепуска воздуха из-за подпорных ступеней КНД (при приведенной частоте вращения ротора ВД 90,9 % и 89,3 %) приводит к скачкообразному изменению параметров двигателя. Причиной этого является нарушение баланса потребной и располагаемой мощностей соответственно компрессора и турбины, которое компенсируется увеличением относитель- 28 Глава 2 ного расхода топлива qт и температуры газов ( Tã∗ и Tт∗ ) с целью потребного увеличения работы турбины для сжатия перепускаемого воздуха. В результате перепуска давление и температура воздуха за компрессором несколько снижаются, а удельный расход топлива Суд и запас газодинамической устойчивости возрастает. На рис. 2.5 представлена дроссельная характеристика для высоты 11 км, из которой следует, что для крейсерской тяги длительного полета, равной 3 500 кгс, и скорости полета, соответствующей МН = 0,8, удельный расход топлива составляет 0,595 кг/кгс ч. На рис. 2.6 представлена скоростная характеристика двигателя при его работе на максимальном режиме у земли. При увеличении скорости полета изменение приведенных параметров турбокомпрессора соответствует дросселированию двигателя вследствие уменьшения отношения Tã∗ / Tн∗ . Увеличение МН приводит, с одной стороны, к уменьшению вносимого количества тепла q1 из-за роста Tê∗ при Tã∗ = const, а с другой, — к увеличению входного импульса набегающего потока. Помимо этого, возрастает и степень двухконтурности. В результате удельная тяга двигателя снижается. Снижение удельной тяги превалирует над ростом суммарного расхода воздуха через двигатель. Поэтому с ростом скорости полета его тяга уменьшается. Из-за интенсивного уменьшения удельной тяги увеличивается удельный расход топлива. ≈ Рис. 2.5. Дроссельная характеристика двигателя без отбора воздуха на высоте 11 км при САУ Однако темп роста Суд меньше, чем снижение Rуд из-за уменьшения qт. На рис. 2.7 показано изменение тяги в зависимости от температуры наружного воздуха при различных числах МН на максимальном режиме без отбора воздуха. Максимальная тяга двигателя согласно программе регулирования сохраняется постоянной до температуры окружающе∗ го воздуха tH = + 30 °С при pвõ ≥ 0,97 кгс/см2 ∗ ∗ ( pвõ ≥ 713,5 мм рт. ст.). При t вõ ≥ 30 °С тяга снижается, т.к. максимальные обороты ротора ВД поддерживаются постоянными из условия сохранения максимальной температуры газа перед ∗ ∗ турбиной TÑÀ ≤ 1 640 К. При pвõ > 730 мм рт. ст. значение тяги ограничивается по полному давлению воздуха за КВД и сохраняется практи∗ чески постоянным при t вõ < 30 °С. На рис. 2.8 показаны изменение тяги и удельного расхода топлива по высоте при различных скоростях полета. Снижение тяги двигателя с увеличением высоты полета объясняется значительным уменьшением расхода воздуха, вызванным, прежде всего, падением атмосферного давления. Рост удельной тяги с высотой полета приводит к тому, что темп снижения тяги двигателя ниже, чем расхода воздуха. Эффективный и полный КПД двигателя с увеличением высоты до 11 км несколько возрастают, что является основной причиной снижения удельного расхода топлива. При высотах ≈ Рис. 2.6. Скоростная характеристика при работе двигателя у земли без отбора воздуха на максимальном режиме САУ; tH = 30 °C��, pH = 730 мм рт. ст Общие сведения о двтгателе ПС-90А 29 ≈ Рис. 2.7. Влияние атмосферных условий на тягу двигателя при его работе у земли без отбора воздуха на максимальном режиме Рис. 2.8. Влияние высоты и скорости полета на характеристики двигателя полета, превосходящих 11 км, удельный расход топлива начинает возрастать, прежде всего, из-за снижения полноты сгорания топлива. Это обстоятельство, наряду с более интенсивным падением тяги, делает нецелесообразными полеты на высотах более 11 км. Характеристики двигателя на режиме обратной тяги (рис. 2.9, 2.10) показывают, что на земле (Н = 0, МH = 0) при САУ может быть реализовано любое значение обратной тяги (Rр) в диапазоне от 400 до 3 600 кгс. Протекание характеристик тяги на режимах обратной тяги по скорости полета качественно отличается от протекания тяговых характеристик прямой тяги. Обратная тяга значительно возрастает с увеличением скорости полета. Это объясняется тем, что при реверсе тяга является результатом сложения выходного и входного импульсов, а не их разности. Данное обстоятельство при прерванном взлете и экстренном тормо- Рис. 2.9. Зависимости обратной тяги (�� H �� = 0, M �H = 0) при САУ Рис. 2.10. Зависимости обратной тяги от высоты и скорости полета 30 Глава 2 Рис.2.11. Силовая схема ротора НД жении помогает эффективному торможению в первоначальный момент с последующим уменьшением импульса обратной тяги по мере снижения скорости при пробеге. При посадке самолета торможение также наиболее эффективно в начальный момент работы реверса, а по мере снижения скорости движения самолета обратная тяга уменьшается. Изменяется обратная тяга и с высотой: при прочих равных условиях на равнинном аэродроме обратная тяга больше, чем на высотном. 2.5. Силовая схема двигателя Силовая схема двигателя может быть представлена как композиция силовых схем ротора и корпуса. Силовая схема ротора выявляет количество и места расположения опор, силовую связь между роторами компрессора и турбины, а также осевую фиксацию ротора в корпусе. Кинематическая схема роторов двигателя ПС-90А состоит из двух не связанных между собой роторных систем: — объединенный ротор низкого давления (НД), включающий вентилятор с подпорными ступенями и ротор турбины НД; — объединенный ротор компрессора и турбины ВД. Силовая схема ротора НД представлена на рис. 2.11. Ротор вентилятора с подпорными ступенями приводится во вращение турбиной низкого давления путем передачи крутящего момента шлицевым соединением обоих роторов. Взаимная осевая фиксация роторов вентилятора и турбины НД обеспечивается стяжным болтом. Ротор НД – трехопорный: передней опорой является шариковый опорно-упорный подшипник, передающий на корпус радиальную нагрузку R1 и осевую силу А, равную разности осевых сил вентилятора (с подпорными ступенями) и ротора турбины НД; средней и задней опорами являются роликоподшипники, передающие радиальные нагрузки от инерционных сил и моментов. Ротор компрессора высокого давления (рис. 2.12) приводится во вращение турбиной ВД. Их валы в окружном направлении соединены щлицами, а в осевом – соединительным болтом. Объединенный ротор ВД имеет три опоры: передней и задней опорами являются роликоподшипники, воспринимающие радиальные нагрузки от инерционных сил и их моментов; средняя опора – шарикоподшипник, передающий на корпус радиальную нагрузку R2 и осевую силу А, равную разности осевых сил КВД Рис. 2.12. Силовая схема ротора ВД (для упрощения схемы число ступеней КВД сокращено; шлицевое соединение ротора турбины и компрессора изображено схематично) Рис. 2.13. Силовая схема двигателя ПС-90А 1 – разделительный корпус; 2 – силовое кольцо подвески;. 3 – передняя опора ротора вентилятора и подпорных ступеней; 4 – задняя опора ротора вентилятора; 5 – передняя опора КВД; 6 – фланец транспортировочный (рис. 2.14); 7 – кронштейн (рис. 2.14); 8 – тяга передняя; 9 – кольцо подвески; 10 – корпус задней опоры шарикового подшипника ротора КВД; 11 – опора роликового подшипника ТВД; 12 – тяга средней подвески; 13 – кронштейн силовой средней подвески; 14 – задняя опора двигателя; 15 – опора роликового подшипника ТНД; 16 – тяга; 17 – кронштейн подвески; 18 – силовое кольцо; 19 – шарнир сферический (рис. 2.17); 20 – тяга силовой балки (рис. 2.17); 21 – болт задней подвески (рис. 2.17) ; 22 – тяга горизонтальная; 23 – тяга наклонная Общие сведения о двтгателе ПС-90А 31 32 Глава 2 и ТНД. Основные составляющие осевых сил указаны на схеме векторами. Силовая схема корпуса двигателя обеспечивает его прочность и жесткость при действии эксплуатационных нагрузок, а также крепление на силовой балке пилона самолета, на транспортировочной (технологической) тележке, в транспортировочном ящике и при такелажных работах. Силовую схему корпуса двигателя ПС-90А (рис. 2.13) составляют передний, средний и задний силовые пояса, корпусы газогенератора, корпусы опор ротора, корпусы наружного контура, кронштейны и тяги силовой подвески. (Нумерация позиций на рисунках по силовой схеме корпуса — сквозная). Передний силовой пояс (рис. 2.14) образован разделительным корпусом 1, силовым кольцом подвески 2, передней опорой ротора вентилятора и подпорных ступеней 3, задней опорой ротора вентилятора 4 и передней опорой КВД 5. На разделительном корпусе расположены два транспортировочных фланца 6 для крепления двигателя на технологической тележке, два кронштейна 7 для такелажных работ и две тяги 8 для крепления двигателя к силовой балке пилона самолета. В конструкцию передней подвески двигателя входят две V-образные тяги 8. Нижними концами тяги шарнирно крепятся к силовому кольцу 2, а верхними концами к силовой балке пилона самолета или траверсе люльки транспортировочного ящика. Средний силовой пояс (рис. 2.15) образован кольцом подвески 9, расположенным на корпусе КВД, корпусом задней опоры шарикового подшипника ротора КВД 10, опорой роликового подшипника ТВД 11. На кольце подвески 9 шарнирно закреплены тяга средней подвески 12 и кронштейн силовой подвески средней 13. Задний силовой пояс (рис. 2.16, 2.17) образован задней опорой двигателя 14 и опорой Рис. 2.14. Передняя подвеска двигателя 1 – разделительный корпус; 2 – силовое кольцо подвески; 6 – транспортировочный фланец; 7 – кронштейн для такелажных работ; 8 – тяга передняя Общие сведения о двтгателе ПС-90А 33 Рис. 2.15. Средняя силовая подвеска двигателя 9 – кольцо подвески; 12 – тяга средней подвески; 13 – кронштейн силовой подвески; 22 – тяга горизонтальная; 23 – тяга наклонная Рис. 2.16. Задняя подвеска двигателя 16 – тяга; 17 – кронштейн задней подвески; 18 – кольцо силовое 34 Глава 2 Рис. 2.17. Задняя подвеска двигателя 16 – тяга; 17 – кронштейн задней подвески; 19 – сферический шарнир; 20 – тяга силовой балки; 21 – болт роликового подшипника ТНД 15. Задняя подвеска состоит из трех тяг 16, расположенных в виде буквы «И» и кронштейна подвески 17. Тяги закреплены нижними концами на силовом кольце 18 задней опоры 14, а верхними — на кронштейне подвески 17. Кронштейн при помощи сферического шарнира 19 и двух тяг 20 силовой балки крепится к силовой балке пилона самолета или к траверсе люльки транспортировочного ящика. Тяги 20 одним концом шарнирно закреплены на силовой балке, а вторым концом надеваются на конические цапфы кронштейна подвески 17 и крепятся болтами задней подвески 21. Все три силовых пояса связаны между собой корпусами газогенератора и системой тяг (рис. 2.13, 2.18): передний и средний силовые пояса — тягой горизонтальной 22, а средний и задний — тягой наклонной 23. Горизонтальная тяга 22 шарнирно прикреплена одним концом к разделительному корпусу 1, другим – 1 22 к узлу крепления кольца подвески 9 среднего силового пояса. Наклонная тяга 23 одним концом шарнирно крепится к узлу крепления кольца подвески 9, другим — к кронштейну подвески 17. В точках крепления передняя подвеска передает на пилон самолета инерционные и аэродинамические силы, воздействующие на двигатель и гондолу в вертикальной плоскости. Задняя подвеска передает на пилон самолета прямую и обратную тяги двигателя, инерционные и аэродинамические силы, действующие в горизонтальной и вертикальной плоскостях перпендикулярно оси двигателя, а также возникающий крутящий момент в плоскости, перпендикулярной оси двигателя. Тяги горизонтальная 22 и наклонная 23, поддерживая средний силовой пояс, повышают изгибную жесткость корпуса газогенератора и, таким образом, препятствуют прогибу корпуса газогенератора и роторов двигателя. 23 17 Рис. 2.18. Узлы соединения тяг 1 – фланец разделительного корпуса; 17 – кронштейн задней подвески; 22 – горизонтальная тяга; 23 – наклонная тяга Общие сведения о двтгателе ПС-90А 35 2.6. Область эксплуатации двигателя В настоящем разделе приведены необходимые условия работы двигателя на земле и в полете, параметры состояния и воздействия на двигатель внешней среды, эксплу- атационные факторы, при которых проверена, подтверждена Авиарегистром МАК и гарантируется работоспособность двигателя ПС-90А. 2.6.1. Внешние условия работы двигателя Давление и температура окружающей среды Двигатель устойчиво работает при рулении Поставщиком гарантируется надежная рабопри скорости ветра до 25 м/с; та двигателя при полном диапазоне давлений Допустимая скорость ветра на стоянке в соответствии с ГОСТ 4401—81 «Стандартная (в любом направлении) не должна превыатмосфера. Параметры» в диапазоне использошать 40 м/с. вания самолета: Состояние взлетно-посадочной полосы — по высотам полета (0 – 13 100) м; Допустимое состояние ВПП и места стоянки — максимальной относительной влажности должно быть: воздуха 100 %; — сухая; — температуре окружающего воздуха у земли — влажная (толщина слоя воды «d» меньше в диапазоне – 55 °С ÷ + 45 °С средней шероховатости покрытия ВПП в полете — от тропического максимума «∆»); до арктического минимума по условной ат— залитая водой (d > ∆); мосфере ИКАО. — покрытая слякотью, мокрым снегом Ограничения по скорости и направлению ветра (0,4 < ϕа < 0,9, где: ϕа — плотность атмосДвигатель устойчиво работает в возмуферных осадков г/см3); щенной атмосфере на взлете и при посадке, — заснеженная (ϕа < 0,4 г/см3); если: — минимальный коэффициент сцепления 0,3. — встречная составляющая ветра не превышает Допустимая величина частиц аэродром20 м/с; ных покрытий (бетонная крошка, галька), — попутная составляющая ветра не превышает попадающих на вход в двигатель должна быть 5 м/с; не более 4 мм. — максимальная боковая составляющая ветра Ограничения по попаданию льда на вход в двине превышает 15 м/с; гатель — сдвиг ветра на взлетно-посадочных режимах Поставщик гарантирует нормальную рабос градиентом 30 м не превышает 6 м/с. ту двигателя при одновременном попадании Двигатель устойчиво работает в полете на на вход в двигатель кусков льда размером: крейсерском режиме, если максимальный вер— 75 × 30 × 10 мм не более 4 шт; тикальный порыв ветра не превышает 20 м/с; — 15 × 15 × 15 мм не более 4 шт. 2.6.2. Предельные условия работы Область полетов Ограничения углов атаки Высота и скорость полета (максимальная Максимальные значения углов атаки самообласть полета для самолетов Ту-204, Ил-96-300 лета в допустимой области полетов: и Ил-76МФ) приведены на рис 2.19. — предельный αпред ≤ 26 град; Нагрузки на подвески двигателя при маневрах — допустимый αдоп ≤ 21 град. самолета Ограничения по углам крена и угловому Перегрузки в центре тяжести двигателя ускорению при его работе в допустимой области полета долж— допустимые углы при маневрах ± 30 град; ны находиться в пределах Пу= – 0,5 ÷ + 3,0. — допустимое угловое ускорение 0,25 рад/с 2.6.3. Обеспечение нормируемых ИКАО требований к двигателю по эмиссии вредных выбросов В своем классе тяг двигатель ПС-90А — выглядят в сравнении с нормами следующим единственный из отечественных двигателей, образом (табл. 2.4). который соответствует требованиям междунаКак видно из таблицы, двигатель ПС-90А родного стандарта для гражданской авиации, имеет лучшие эмиссионные показатели по сравдействующим с 1996 г. нению с нормами ИКАО. Двигатель удовлетДля двигателя ПС-90А эмиссионные харакворяет также требованиям по исключению теристики за взлетно-посадочный цикл, опрепреднамеренного выброса в атмосферу топлива деленные на начало серийного производства, после останова двигателя. 36 Глава 2 Рис. 2.19. Предельная область полетов двигателя ПС-90А Таблица 2.4 Оценка эмиссионных характеристик ПС-90А Загрязняющие вещества Несгоревшие углеводороды (НС) г/кН тяги Двигатель ПС-90А Нормы ИКАО 1,7 19,6 Окись углерода (СО) г/кН тяги 27,5 118 Окислы азота (�� N� Оx) г/кН тяги 79,2 100,7 Дым SN 9,5 21 2.6.4. Обеспечение требований ИКАО по уровню шума Двигатель ПС-90А удовлетворяет нормируемым параметрам авиационного шума — максимального значения ЕР�� N�� — �� эффективного уровня воспринимаемого шума в дБ, определяемого по измерениям шума при взлете, наборе высоты и посадке самолета, согласно Гл.3, т.1, Пр. 16 Стандарта ИКАО. Для удовлетворения планируемых ужесточенных норм Гл. 3 стандарта ИКАО разработчиком ведется интенсивная работа по совершенствованию конструкции двигателя: модернизация камеры сгорания — для уменьшения выброса NОх, совершенствование звукопоглощающих конструкций — для уменьшения шума. 2.6.5. Обеспечение безопасности полетов Двигатель ПС-90А оборудован противообледенительной системой в соответствии с требованиями п.33.77 Авиационных правил АП-33, действующих в рамках СНГ и регламентирующих работу двигателя в условиях обледенения. Двигатель ПС-90А сохраняет работоспособность при попадании в него посторонних предметов (града, льда, воды, дождя, птиц), по количеству и размерам не превышающих требования п.33.77 Авиационных правил АП-33. При обрыве рабочей лопатки вентилятора и турбины конструкция двигателя ПС-90А обеспечивает защиту от распространения повреждений при обрыве рабочей лопатки вентилятора и турбины в соответствии с требованиями п.33.94 Авиационных правил АП.33 по критериям прочности роторов и корпусов. Прочность узлов роторов и корпусов модулей двигателя соответствует требованиям п. 33.19 Авиационных правил АП-33. По критериям запаса прочности при забросе частоты вращения роторов конструкция роторов Общие сведения о двтгателе ПС-90А обеспечивает необходимый запас прочности, не требуя капитального ремонта, при следующих значениях превышения частоты вращения: — ротора НД на 3 % выше nнд max в ожидаемых условиях эксплуатации; — ротора ВД на 1,5 % (не менее) выше nнд max в ожидаемых условиях эксплуатации. 37 Максимальная частота вращения роторов определяется по высотно-скоростным характеристикам с учетом допусков на расход топлива, отбора воздуха на самолетные нужды, неравномерности потока воздуха на входе, температуры наружного воздуха в ожидаемых условиях эксплуатации. 2.6.6. Обеспечение требований к двигателю для установки на самолет Двигатель ПС-90А спроектирован с учетом принципа совместимости, при котором обеспечивается полная его взаимозаменяемость с двигателями на самолетах Ил-96-300, Ту-204, Ту-214. В конструкции двигателя учтены требования по отбору воздуха и отбору мощности на нуж- ды самолета. В случае перестановки двигателя с одного самолета на другой обеспечивается взаимозаменяемость (при этом выполняется лишь частичная замена самолетных агрегатов соответственно типу самолета, например, замена агрегата НП-123 на НП-89 самолетной гидросистемы). 2.6.7. Обеспечение требований к системе управления двигателем Двигатель во всем рабочем диапазоне режимов управляется от одного рычага управления двигателем (РУД). Выключение двигателя осуществляется типовым краном отсечки топлива «стоп-кран». При невыключении двигателя «стоп-краном» двигатель останавливается закрытием «пожарного крана». Характер изменения тяги двигателя по углу перемещения РУД линейный. Перемещение РУД в рабочем диапазоне тяги двигателя на земле и в полете в эксплуатационном диапазоне высот и скоростей — плавное, без заеданий. 2.6.8. Интерфейсы электросистемы Связь электрических систем двигателя с самолетными системами осуществляется через электрические соединители (12 шт.) и клеммные ко- лодки (2 шт.). Силовые провода от генератора переменного тока и насосной станции гидросистемы проходят через отдельные клеммные колодки. 2.6.9. Система электроснабжения самолета На двигателе установлены следующие источники электроэнергии для самолетных нужд: — для самолетов Ту-204, Ту-214 и Ил-76МФ — привод-генератор переменного напряжения ГП-26 с номинальной мощностью 90 кВт; — для самолета Ил-96-300 — привод-генератор переменного напряжения ГП-25 с номинальной мощностью 60 кВт. Электропитание агрегатов двигателя — от самолетных источников питания постоян- ного тока U = 27 В. Система питания электронного регулятора РЭД-90 имеет автономный генератор, установленный на двигателе, обеспечивающий электропитанием в основном режиме выполнение основных функций САУ. При отказе автономного генератора электропитание РЭД-90 осуществляется от бортовой сети 27 В. Качество электропитания агрегатов двигателя соответствует ГОСТ 19705—89. 2.6.10. Датчики для двигателя Двигатель имеет приемники, датчики и сигнализаторы параметров с качеством, достаточным для обеспечения работы системы авто- матического управления по принятым законам регулирования и для обеспечения возможности контроля его технического состояния. 2.6.11. Обмен информацией с самолетом Обмен информацией с самолетом осуществляется в соответствии с протоколами РЭД-БСКД, РЭД-ВСУТ, РЭД — КИСС, РЭД — МСРП, АСШУ — СПКР, БСКД — МСРП, БСКД — КИСС, согласованными с самолетными КБ. 2.6.12. Отборы воздуха и мощности от двигателя Двигатель ПС-90А обеспечивает отборы воздуха на нужды самолета (всех применений), указанные в Руководствах по эксплуатации соответствующих самолетов. Величина отбора мощности от двигателя на привод самолетных агрегатов во всех условиях полета на всех режимах работы двигателя не превышает 150 л.с. 3 КОМПРЕССОР 3.1. Основы теории осевых компрессоров 1.1.1. Назначение и основные параметры компрессоров. Предъявляемые требования Компрессор является одним из основных элементов авиадвигателя. Он предназначен, прежде всего, для повышения давления воздуха (рабочего тела) в потоке и подачи его в камеру сгорания. Поэтому основными параметрами компрессора являются: * — степень повышения давления π*к = pк* / pвõ ; — секундный расход воздуха Gв, кг/с; — коэффициент полезного действия (КПД) — η*к . К компрессорам авиадвигателей предъявляются следующие требования: — возможно меньшие размеры и масса; — высокие значения КПД и оптимальное протекание характеристик в системе двигателя; — надежность и живучесть конструкции; — низкая стоимость создания, производства конструкции компрессора и возможность ее модернизации; — высокая эксплуатационная технологичность и контролепригодность. В двигателях современной транспортной авиации наибольшее применение получили осевые компрессоры, к основным достоинствам которых можно отнести: — возможность создания многоступенчатой конструкции, т.к. степень повышения давления в одной ступени не превышает 1,4 — 1,5 (у вентиляторов 1,6 — 1,8), а величина π*к достигает значений 30 — 38 (и более). — высокую производительность по сравнению с центробежными компрессорами. Эти преимущества являются результатом достижения более высоких входных скоростей потока и выбора более низких значений втулочного отношения на входе (d = 0,3 — 0,35) по сравнению с другими типами компрессоров. Осевой компрессор современного авиадвигателя — многоступенчатая лопаточная машина. Ступенью компрессора называется совокупность лопаток рабочего колеса (РК) и расположенных за ним неподвижных лопаток направляющего аппарата (НА). На некоторых типах компрессоров перед первой ступенью устанавливается входной направляющий аппарат (ВНА) для создания предварительной закрутки потока. Межлопаточные каналы рабочего колеса и направляющего аппарата являются расширяющимися (диффузорными). При движении дозвукового потока в каналах такого типа статическое давление в них возрастает. Рассмотрим принцип работы ступени осевого компрессора. Полученные при этом результаты будут качественно справедливы для остальных ступеней и в целом для компрессора. 39 Компрессор 3.1.2. Рабочий процесс в ступени осевого компрессора Ступень компрессора с установленным перед ней ВНА приведена на рис. 3.1. На рис. 3.2 изображена элементарная ступень компрессора, представляющая собой развертку на плоскость сечения ступени цилиндрической поверхностью на некотором радиусе. Рассмотрим течение воздуха через элементарную ступень. Перед входным направляющим аппаратом скорость потока с0. После закрутки в ВНА величина и направление скорости воздуха в абсолютном движении перед рабочим колесом определяется вектором с корости с1. Рабочее колесо вращается с окружной скоростью u. Воздух набегает на рабочие лопатки с относительной скоростью w1, которая в соответствии с принципом теоретической механики может быть найдена из треугольника скоростей c1 = u + w1. Максимальная степень диффузорности межлопаточного канала РК и максимальный угол поворота потока (∆β = β2 — β1) выбираются из условия отсутствия срыва со спинки профиля. Рис. 3.1. �� C�� хема ступени и изменение параметров потока по ее длине В результате торможения потока в диффузорном межлопаточном канале рабочего колеса его относительная скорость на выходе меньше входной, т.е. w2 < w1. Абсолютная скорость на выходе из РК с2 > с1, так как вектор с2 отклонен от осевого направления в сторону вращения колеса. В каналы направляющего аппарата воздух поступает со скоростью с2. В диффузорных каналах НА осуществляется поворот потока до осевого (или необходимого) направления и его торможение до скорости с3. Таким образом, статическое давление в ступени повышается в каналах рабочего колеса и направляющего аппарата. Аналогично изменяется температура воздуха в потоке. Полное давление и температура торможения возрастают в рабочем колесе за счет подводимой к потоку внешней работы. В НА полное давление из-за гидравлических потерь несколько снижается, температура торможения остается постоянной, поскольку течение в каналах НА принимается энергоизолированным. Рис. 3.2. Треугольники скоростей в элементарной ступени осевого компрессора 40 Глава 3 Основные параметры ступени осевого компрессора Ступень компрессора, как и система образующих ее решеток профилей, характеризуется геометрическими и аэродинамическими параметрами. Решетка профилей характеризуется следующими геометрическими параметрами (рис. 3.3): К основным характеристикам ступени можно отнести: Dн— наружный диаметр колеса; Dв — диаметр втулки: Dср — средний диаметр колеса Dср = (Dк+Dв)/2; d = Dв / Dн — втулочное отношение. Для первых ступеней величину d выбирают в пределах d = 0,35 — 0,6, а для последующих d = 0,8 — 0,9. Аэродинамическими параметрами ступени являются: с 1а — осевая составляющая абсолютной скорости, определяющая при заданной геометрии расход воздуха через двигатель (для первых ступеней с1а = 180 — 220 м/с); u — окружная скорость, определяющая величину работы, передаваемой воздуху, прошедшему через ступень. Для первых ступеней современных компрессоров величина u может достигать 500 м/с и более. π*сò = p3* / p1* — степень повышения давления в ступени. В первых дозвуковых ступенях π*сò =1,3 — 1,4, а в последних π*сò =1,15 — 1,2. В сверхзвуковых ступенях π*сò достигает значений 1,5 — 2,0 и более. η*сò = L*аä. сò / Lсò — КПД ступени, учитывает потери в процессе сжатия воздуха в ступени. Для современных компрессоров на расчетном режиме η*сò == 0,86 L*аä. сò—/ L 0,9 сò и более, что говорит о их высоком аэродинамическом совершенстве. Работа элементарной i-той ступени определяется кинематикой потока и может быть определена из уравнения Эйлера: Для многоступенчатого осевого компрессора величины работы и степени повышения давления определяются соответственно Lк = n ∑L i =1 сò i * π*к = π*сò1 π*сò2 ...π*сò n = pк* / pвõ Особенностью термодинамического процесса сжатия воздуха в компрессоре является то, что сумма адиабатных работ отдельных ступеней больше адиабатной работы всего компрессора, т.е. L*аä к < n ∑L i =1 * аä сòi В результате этого явления КПД компрес* сора ηк* будет меньше КПД ступени ηст даже в случае π ст* i = const для каждой ступени. Впервые соотношение между π к* и π ст* было получено Б.С. Стечкиным: η*к ≈ π*к (k −1) / k − 1  k −1   *  k ηсò  π*к  −1 Для более детального изучения теории рабочего процесса и основ проектирования лопаточных машин можно порекомендовать специальную литературу [3,4]. Lui = c2uu2 — c1uu1, где c1u и c2u — проекции абсолютной скорости на окружное направление соответственно перед и за рабочим колесом; u1 и u2 — величины окружных скоростей перед и за рабочим колесом. Работа всей ступени, очевидно, может быть найдена интегрированием Lui по расходу воздуха: Lсò = ∫ Lui dG вi G Рис. 3.3. Основные параметры решетки профилей b — хорда; t — шаг; β1л и β2л — лопаточные углы входа и выхода; β1 и β2 — углы входа и выхода потока; θ = β2л — β1л — угол изгиба профиля; i = β1л — β1 — угол атаки; δ = β2л — β2 — угол отставания; Сmax — максимальная толщина профиля; Zл — количество лопаток; τ = b / t — густота решетки Компрессор 41 3.1.3. Неустойчивая работа компрессора и способы ее предотвращения У компрессора как сложной лопаточной машины существует расчетный режим — единственный, для которого выполняется газодинамический расчет (при САУ), определяются основные геометрические размеры каждой ступени, углы установки лопаток, густота решеток, радиальные и осевые зазоры и т.д. Расчетный режим примечателен, прежде всего, тем, что только на этом режиме профилировка лопаток наилучшим образом соответствует кинематике потока, т.е. обеспечивается их бессрывное обтекание. Однако при эксплуатации двигателя большую часть ресурса компрессор работает на режимах, отличных от расчетного, которые принято называть нерасчетными. Эти режимы появляются в результате дросселирования двигателя, изменения высоты, скорости полета, атмосферных условий и т.д. В системе двигателя работа компрессора согласована с работой последующих узлов таким образом, что при изменении частоты вращения ротора его параметры изменяются по определенному закону, геометрическим отображением которого на характеристике компрессора является линия рабочих режимов (ЛРР). При проектировании двигателя стремятся к тому, чтобы ЛРР проходила, во-первых, в зоне максимальных значений КПД компрессора и, во-вторых, на определенном расстоянии от другой линии — границы устойчивой работы компрессора (линии помпажа). Помпаж — режим неустойчивой работы компрессора, который сопровождается хлопками, низкочастотными вибрациями конструкции, интенсивной пульсацией параметров потока в проточной части компрессора, что может привести к поломке лопаток и выходу двига- теля из строя. Такой режим работы двигателя недопустим. Причиной неустойчивой работы компрессора является срыв потока со спинок лопаток и рассогласование условий совместной работы его крайних ступеней. Используя треугольники скоростей, рассмотрим этот вопрос более подробно. На рис. 3.4 представлена картина обтекания лопаток на трех режимах работы компрессора. Если компрессор работает на расчетном режиме, то направление движения воздушного потока на входе в РК примерно параллельно касательной к средней линии профиля (рис. 3.4а). Уменьшение расхода воздуха по сравнению с расчетным (уменьшение осевой составляющей абсолютной скорости — са) приводит к увеличению углов атаки на лопатках (рис. 3.4б). При положительных углах атаки, превышающих критические, возникает срыв потока со спинки профилей, сопровождающийся образованием вихревых областей. При сильных срывах эти области нарастают и проникают внутрь компрессора, заполняя его проточную часть. Происходит периодически повторяющаяся быстрая «закупорка» проточной части компрессора вихревыми областями и снижение давления за ним. Возникает момент, когда давление за компрессором становится меньше давления в камере сгорания. В результате часть сжатого воздуха выбрасывается на вход компрессора через соседние зоны срыва. Этот выброс сопровождается хлопками. На какое-то время бессрывной характер обтекания лопаток восстанавливается, и воздух снова движется из компрессора в камеру сгорания, далее вновь возникают срывы и вихреобразование, т.е. явление повторяется. Рис. 3.4. Схема обтекания лопаток рабочего колеса а – расчетный режим работы; б, в – нерасчетные режимы работы 42 Глава 3 Увеличение расхода воздуха через ступень (увеличение осевой составляющей абсолютной скорости — с а) вызывает уменьшение углов атаки на лопатках (рис. 3.4в), при этом угол атаки i становится меньше нуля. Поток воздуха ударяется в выпуклую часть лопатки, а на ее вогнутой части (корытце) возникают вихри. Но в связи с тем, что поток воздуха под действием сил инерции прижимается к вогнутым сторонам лопаток, образовавшиеся вихри не могут распространиться по всему колесу и носят местный характер, не нарушая устойчивой работы компрессора. Отмеченные изменения расхода воздуха вызывают деформацию треугольников скоростей на первых и последних ступенях по-разному, т.е. имеет место рассогласование в условиях их работы. При уменьшении частоты вращения ротора компрессора осевые составляющие скорости на первых ступенях уменьшаются сильнее, чем на последних. Так как окружные скорости на первых и последних ступенях изменяются одинаково, углы атаки на первых ступенях увеличиваются, а на последних уменьшаются. При этом углы атаки на первых ступенях достигают критических значений раньше, чем на последних, что обусловливает срыв потока на первых ступенях. В этом случае явления срыва на последних ступенях отсутствуют, однако при очень больших отрицательных углах атаки на последних ступенях может наступить так называемый «турбинный» режим, при котором воздух в этих ступенях не сжимается, а расширяется. При увеличении частоты вращения ротора компрессора по сравнению с расчетным значением осевая составляющая са на последних ступенях будет уменьшаться вследствие увеличения плотности воздуха из-за роста степени сжатия. При этом уменьшение скорости происходит таким образом, что углы атаки лопаток на последних ступенях увеличиваются значительно быстрее, чем на первых. Следовательно, в этом случае срывы потока, вызывающие помпаж, будут возникать, прежде всего, на последних ступенях. Рассогласование в работе первых и последних ступеней компрессора и условия возникновения в них помпажа имеют место и тогда, когда частота вращения ротора постоянна, а изменяется лишь температура воздуха на входе в компрессор. Так, увеличение температуры воздуха при постоянной частоте вращения вызывает уменьшение осевой составляющей скорости на ступенях компрессора, вследствие чего увеличиваются углы атаки. В этом случае на последних ступенях углы атаки увеличиваются быстрее, в результате чего на этих ступенях критические углы атаки достигаются раньше, чем на первых. Отечественный и зарубежный опыт создания авиадвигателей свидетельствует о том, что при π*к > 12 — 16 обеспечение устойчивой работы компрессора во всем диапазоне эксплуатационных режимов становится невозможным без использования специальных методов его регулирования, к которым следует отнести: — использование поворотных направляющих аппаратов; — использование перепуска воздуха из-за средних ступеней; — использование многовальной схемы компрессора. В двигателе ПС-90А все эти методы нашли свое применение. Конечным результатом их использования является обеспечение оптимальных углов атаки потока при обтекании первых и последних ступеней компрессора. Физическую сущность процесса регулирования поворотом лопаток направляющих аппаратов поясним на примере поворотных лопаток ВНА. При приведенной частоте вращения ротора высокого давления ниже 8 400 об/мин лопатки установлены в исходное положение, соответствующее максимальному значению угла поворота ВНА – 45 °. В этом случае вектор относительной скорости w1 составляет с хордой рабочей лопатки угол атаки i, при котором обеспечивается бессрывное обтекание лопатки (рис. 3.5а). Увеличение частоты вращения сопровождается ростом осевой составляющей абсолютной скорости и увеличением окружной скорости (показано пунктирными линиями). В связи с тем, что осевая составляющая абсолютной скорости растет быстрее, чем окружная скорость, вектор относительной скорости на входе в РК будет изменять свое направление в сторону уменьшения угла атаки на рабочих лопатках. При этом поток будет ударяться в спинку лопатки, а со стороны корытца будут возникать срывы потока. Для обеспечения входа воздуха под оптимальным углом атаки при увеличении частоты вращения необходимо, чтобы относительная скорость сохраняла свое прежнее направление. Для этого лопатки ВНА следует повернуть в сторону увеличения установочного угла, что уменьшит предварительную закрутку потока. С этой целью на двигателе ПС-90А осуществляется поворот лопаток ВНА в сторону увеличения угла установки от – 45 ° до 0 ° при изменении приведенной частоты вращения ротора ВД от 8 400 до 12 000 об/мин. Для сохранения неизменным направления относительной скорости потока на нерасчетном и расчетном режимах необходимо, чтобы угол поворота 43 Компрессор ВНА ВНА Рис. 3.5. Регулирование осевого компрессора поворотом лопаток ВНА лопаток был строго согласован с изменением частоты вращения ротора. Предотвращение помпажа путем перепуска воздуха из-за средних ступеней компрессора поясним с помощью рис. 3.6. На этом рисунке штриховой линией изображен треугольник скоростей на входе в рабочее колесо ступени при помпаже. В результате перепуска части воздуха из промежуточной ступени увеличивается расход воздуха, а, следовательно, и осевые скорости в первых ступенях. Благодаря этому углы атаки на них уменьшаются, а на последних ступенях, напротив, возрастают, поскольку часть воздуха до них не дошла. Треугольник скоростей при включенном перепуске воздуха показан на рисунке сплошными линиями. Рис. 3.6. Регулирование компрессора путем перепуска воздуха Перепуск воздуха из-за средних ступеней компрессора экономически невыгоден, так как ведет к снижению тяги двигателя и увеличению удельного расхода топлива на режимах перепуска. Поэтому на двигателе ПС-90А перепуск воздуха из-за �� VI�� и �� VII�� ступеней прекращается при достижении приведенной частоты вращения ротора ВД 10 560 об/мин. Наряду с другими способами регулирования двухвальная схема двигателя позволяет обеспечить протекание линии рабочих режимов (ЛРР) на характеристике компрессора в зоне высоких значений КПД и поддержать в допустимых пределах запас газодинамической устойчивости. Помимо этого, улучшаются также характеристики запуска и приемистости двигателя, а система управления становится более гибкой. 3.2. Компрессор низкого давления (КНД) Компрессор двигателя ПС-90А — осевой, двухвальный, левого вращения, состоит из узла компрессора низкого давления (КНД), разделительного корпуса и компрессора высокого давления (КВД). Конструкция роторов КНД и КВД дискоба- рабанного типа. Данный тип ротора сочетает в себе высокую изгибную жесткость с возможностью получения больших окружных скоростей (u > 400 м/с), а соединение дисков на большом диаметре существенно упрощает центровку и обеспечивает необходимую вибропрочность. 3.2.1. Модули КНД Узел КНД (рис. 3.7) включает в себя следующие модули: переходник, обтекатель, корпус вентилятора, рабочее колесо, спрямляющий аппарат вентилятора, входной направляющий аппарат (ВНА) подпорных ступеней, ротор подпорных ступеней. Модули могут быть заменены без полной разборки двигателя. Ротор одпорных ступеней состоит из рабочего колеса вентилятора и ротора двух подпорных ступеней. Конструкция КНД двухопорная. В переднюю опору входит шарикоподшипник. Опора консольного типа, своим задним фланцем она крепится к разделительному корпусу. Задняя опора расположена в разделительном корпусе, включает в себя роликоподшипник. Для снижения уровня виброперегрузок корпусов эта опора выполнена упругодемпферной с упругими элементами типа «беличье колесо». Снижение уровня шума вентилятора обеспечивается как увеличенными осевыми зазорами между лопатками рабочего колеса и спрямляющего аппарата, так и акустической обработкой канала наружного контура. Так, за рабочим колесом вентилятора в наружной оболочке установлены звукопоглощающие конструкции (ЗПК) в виде девяти секторных панелей из стеклопластика, а за спрямляющим аппаратом вентилятора во внутренней оболочке установлен титановый кожух ЗПК сотовой конструкции. 44 Глава 3 Эксплуатационная технологичность обеспечивается как модульностью конструкции узла КНД, так и рядом мер для обеспечения оперативного контроля состояния элементов проточной части (с помощью оптического эндоскопа, например). Осмотр рабочих лопаток первой подпорной ступени со стороны входных кромок осуществляется через люк на корпусе СА вентилятора, второй подпорной ступени со стороны выходных кромок — через люк в разделительном корпусе. 3.2.2. Входное устройство Входное устройство (рис. 3.7) дозвукового типа предназначено для подвода воздуха к компрессору и преобразования с минимальными потерями кинетической энергии потока в потенциальную энергию давления. Основным элементом входного устройства является самолетный воздухозаборник, крепящийся через переходник 1 к двигателю. Вращающийся обтекатель 15 образует внутреннюю поверхность входного устройства. Обтекатель (рис. 3.8) имеет специальную профилировку, обеспечивающую бессрывной вход потока в межлопаточные каналы вентилятора и предотвращающую попадание посторонних предметов во внутренний контур двигателя, отражая их в наружный контур. Конструкция обтекателя сварная, изготавливается из титанового сплава ОТ4. Поскольку обтекатель вращающийся, он подвергается тщательной балансировке и центрируется относительно рабочего колеса вентилятора по цилиндрическому пояску на переднем кольце. Крепление обтекателя позволяет осуществлять его быстрый демонтаж (рис. 3.7). Обтекатель 15 крепится к диску рабочего колеса винтами 17 через фланец 18. Для удобства монтажа винты имеют удлиненную головку. При отвинчивании винта специальным ключом головка винта входит в отверстие кольца 19. Для предотвращения выпадания самоконтрящиеся гайки приклепаны к фланцу обтекателя 15 с внутренней стороны. Рис. 3.7. Узел компрессора низкого давления 1 — переходник; 2 – корпус вентилятора; 3 – рабочее колесо вентилятора; 4, 8 – акустические панели; 5 – спрямляющий аппарат вентилятора; 6 – к орпус СА; 7 – разделительный корпус; 9 – корпус внутренний; 10, 14 – трубопроводы подвода воздуха; 11 – опора шарикового подшипника; 12 – ротор подпорных ступеней; 13 – вал вентилятора; 15 – обогреваемый обтекатель; 16 – болт призонный; 17 – винт крепления обтекателя; 18 – фланец; 19 – кольцо; А – отверстие в валу вентилятора; Б, В – каналы подвода воздуха; Г – отверстия для сброса воздуха Компрессор 45 Рис. 3.8. Общий вид обтекателя а — необогреваемый; б - обогреваемый С целью защиты носка обтекателя от обледенения производится его обогрев горячим воздухом от противообледенительной системы (ПОС) воздухозаборника. Отбор воздуха для ПОС осуществляется из-за XIII�� ступени �� КВД при частоте вращения ротора ВД менее 10 000 об/мин или из-за шестой ступени КВД при частоте вращения более 10 000об/мин. Горячий воздух по системе трубопроводов подводится к передней опоре вентилятора (рис. 3.7) и далее по каналам в неподвижной опоре и флан- це лабиринта подводится в лабиринтную полость, ограниченную неподвижной опорой и вращающимся валом вентилятора.Из лабиринтной полости через отверстия А в валу (рис. 3.7) и полости Б воздух поступает в центральную трубку 14 (вращается вместе с валом и обтекателем), откуда поступает в полость В между двойными стенками обтекателя 15, предотвращая образование льда на его наружной поверхности. Через отверстия Г в наружной стенке обтекателя воздух выводится в набегающий поток. 3.2.3. Вентилятор Вентилятор двигателя трансзвуковой, т.е. относительная скорость воздуха по высоте лопаток изменяется от дозвуковой до сверхзвуковой. Привод вентилятора осуществляется турбиной низкого давления (ТНД). Корпус вентилятора 2 сварной конструкции (рис. 3.7), изготовлен из титанового сплава ВТ6. Он представляет собой кольцо с приваренными передним и задним фланцами. Оба фланца имеют отверстия под болты крепления (по 150 болтов М6 на каждый фланец). К переднему фланцу корпуса вентилятора крепится переходник двигателя 1. К заднему фланцу корпуса вентилятора крепится корпус спрямляющего аппарата вентилятора 5. Центрирование фланцев корпуса вентилятора обеспечивается цилиндрическими поясками. С целью обеспечения непробиваемости при обрыве рабочей лопатки корпус вентилятора, выполняющий функции удерживающего кольца, усилен по наружной поверхности намоткой из органопластика 6НТ — очень вязкого, ударопоглощающего материала, который представляет собой слоистый пластик, получаемый методом «сухой» намотки лент препрега на основе ткани СВМ и связующего компонента ЭДТ-10П с последующим горячим отверждением пакета. Для уменьшения перетекания воздуха, снижения гидравлических потерь и повышения КПД ступени вентилятора его конструкция предусматривает минимально возможную величину радиального зазора между торцами рабочих лопаток и внутренней поверхностью корпуса вентилятора. С этой целью на внутренней поверхности над рабочими лопатками вентилятора нанесено мягкое легкоистираемое покрытие УПК-153 на основе эпоксидной смолы с тальком толщиной 1,5 мм. Для снижения уровня шума в наружной оболочке за рабочим колесом вентилятора установлены девять секций акустических панелей 4 звукопоглощающей конструкции (ЗПК) из стеклопластика (рис. 3.7). На двигателях выпуска до 1993 г. установлены ЗПК из титана. Во внутренней оболочке за спрямляющим аппаратом вентилятора установлен кожух ЗПК 8 сотовой конструкции из титана. Рабочее колесо вентилятора (рис. 3.9) имеет наружный диаметр Dк = 1,9 м, относительный диаметр втулки d = Dвт / Dк = 0,38. Удлинение лопатки по входу h1 = h1 / bср = 2,25. Модуль рабочего колеса состоит из 33-х рабочих лопаток, установленных в диске 6, лабиринта 2, фланца 10, кольца 11, крепящихся к диску с помощью болтового соединения. 46 Глава 3 1 2 3 4 3 10 5 8 9 6 7 12 13 Рис. 3.9. Рабочее колесо вентилятора 1 – рабочая лопатка; 2 – лабиринт; 3,9 – болт; 4,8 – шайба контровочная; 5,7 – гайка; 6 – диск вентилятора; 10 – фланец; 11 – кольцо; 12,13 – антивибрационные полки Диск и рабочие лопатки колеса, как одни из наиболее нагруженных деталей двигателя, изготовлены из высокопрочного титанового сплава ВТ8М. Диск имеет утолщенный обод, в котором методом протяжки выполнены двухзубые пазы елочного типа для крепления лопаток. В передней части диска у ступицы выполнен фланец с 24 отверстиями для крепления рабочего колеса совместно с фланцем ротора 12 (рис. 3.7) привода подпорных ступеней к валу вентилятора. Рабочая лопатка вентилятора имеет массу 5,91 кг. Для обеспечения прочности соединения выбрано крепление ее в пазу диска с помощью двухзубого хвостовика елочного типа (рис. 3.10). По сравнению с другими типами креплений такое крепление обладает повышенной несущей способностью и позволяет разместить на диске большее число лопаток а также обеспечивает оптимальные размеры хвостовика лопатки и межпазовых выступов диска при сравнительно невысоких контактных напряжениях. Посадка лопатки в паз диска осуществляется с зазором 0,214 мм по нерабочим поверхностям. Тугая посадка лопаток при сборке колеса вентилятора объясняется натягом 0,11 — 0,17 мм между торцами антивибрационных полок. Для защиты от наклепа, износа при работе и задиров при сборке хвостовики рабочих лопаток вентилятора покрываются серебром толщиной 3 — 5 мкм. Для повышения жесткости лопаток рабочего колеса вентилятора и демпфирования их колебаний на профильной части лопа1 2 3 4 Рис. 3.10. Соединение рабочих лопаток с дисками КНД 1 – рабочие лопатки вентилятора; 2 – диск вентилятора; 3 – рабочие лопатки подпорных ступеней; 4 – диск подпорной ступени 47 Компрессор 1 2 3 4 5 7 8 9 15 17 10 11 12 13 6 14 18 Рис. 3.11. Спрямляющий аппарат вентилятора 1 – корпус СА; 2 – пробка смотрового окна; 3 – панели ЗПК;4, 18 – болт; 5 – перо лопатки СА; 6 – кожух с ЗПК; 7, 9 – полка наружная; 8, 11, 13, 15 – заклепки; 10, 12 – полка антивибрационная; 14, 17 – полка внутренняя ток выполнены антивибрационные полки (рис. 3.9), расположенные на 66 % высоты пера. Они имеют угол контакта 35 ° и смещены к выходной кромке лопатки. Толщина полок у торца равна 9,5 мм, при переходе к перу лопатки полки с верхней стороны выполнены с некоторым утолщением. Для повышения износоустойчивости антивибрационных полок в зоне контакта на торцы наносится твердосплавное покрытие на основе карбида вольфрама. Комлевые полки лопаток образуют плавную поверхность проточной части. Лабиринт вентилятора 2 с передним кольцом входного направляющего аппарата образует воздушное уплотнение, которое препятствует перетеканию воздуха из-за ВНА. Также лабиринт удерживает рабочие лопатки от перемещения назад. Кольцо 11 (рис. 3.9) фиксирует рабочие лопатки 3 вентилятора от перемещения вперед. Сочетание конфигурации антивибрационной полки, профиля пера в сечении полки и угла протяжки паза в диске (16 ° относительно продольной оси двигателя) не позволяют производить замену отдельных лопаток в колесе без его разборки. При замене лопатки необходимо отвернуть 11 винтов 17 крепления обтекателя, снять обтекатель 15, фланец и кольцо, после чего открывается доступ к рабочим лопаткам для проведения демонтажных работ. Для того чтобы заменить одну рабочую лопатку, необходимо снять рабочее колесо вентилятора с двигателя и выпрессовать (с помощью молотка и выколот- ки) из пазов диска все 33 лопатки, подобрать по статическоиу моменту и по наработке лопатку для замены и снова запрессовать все лопатки в пазы диска. За рабочим колесом вентилятора поток воздуха делится на два (см. рис. 3.7): поток наружного контура и поток внутреннего контура. Поток наружного контура поступает в каналы спрямляющего аппарата (СА) вентилятора, в которых восстанавливает свое направление до осевого. При этом статическое давление потока повышается за счет преобразования его кинетической энергии в потенциальную (канал между лопатками СА диффузорный). Наклонное положение лопаток СА позволяет уменьшить нормальную составляющую скорости к передней кромке лопатки. Благодаря этому уменьшаются волновые потери и повышается КПД вентилятора. Увеличенный осевой зазор между лопатками СА и рабочими лопатками вентилятора позволяет снизить уровень шума и повысить эксплуатационную технологичность двигателя за счет размещения смотрового окна. Лопатки спрямляющего аппарата выполнены методом холодного вальцевания из титанового сплава ОТ4. Внутренняя и наружная полки лопаток приклепаны к ее перу. Они образуют проточную часть наружного контура. Наружные полки лопаток СА крепятся винтами к корпусу СА, а внутренние к кожуху 6 с помощью болтов. Кожух 6 с ЗПК образует проточную часть наружного контура. 48 Глава 3 3.2.4. Подпорные ступени Как уже отмечалось, напорность вентилятора в корневой части лопаток значительно ниже средней по высоте лопаток. Подпорные ступени (ПС) (рис. 3.12) предназначены для увеличения степени повышения давления воздуха в КНД. Степень повышения давления воздуха в КНД составляет около 2,5, температура за подпорными ступенями около 100 °С. Устойчивая работа подпорных ступеней на нерасчетных режимах обеспечивается путем перепуска воздуха из-за спрямляющего аппарата при помощи заслонок перепуска, расположенных в разделительном корпусе. Узел подпорных ступеней (рис. 3.12) состоит из ротора, входного направляющего аппарата (ВНА) подпорных ступеней 1, корпусов первой и второй подпорных ступеней (поз. 4 и 7) с направляющими аппаратами 5 и 14. Ротор подпорных ступеней и рабочее колесо вентилятора образуют единый ротор КНД. Диски рабочих колес обеих ступеней крепятся к фланцу диска привода ПС с помощью сорока призонных болтов 18. Центрирование этих деталей производится по цилиндрическим поверхностям. Передний фланец диска привода ПС вместе с рабочим колесом вентилятора крепится к валу двадцатью четырьмя призонными болтами 16 (рис. 3.7). Соединение рабочих лопаток обеих ступеней с дисками выполнено замком типа «ласточкин хвост». От продольных перемещений лопатки первой ступени удерживаются пластинчатым замком. Крестообразный пластинчатый замок вкладывается в крестообразную выемку, выфрезерованную 1 24 2 3 23 22 21 20 4 19 18 5 в подошве хвостовика лопатки, а его выступы загибаются вниз на торцах диска с двух сторон. Лопатки второй ступени фиксируются штифтами. Обод рабочего колеса 19 первой ступени имеет в передней и задней части кольцевые выступы с гребешками лабиринтного уплотнения. Диски подпорных ступеней и вал привода ПС выполнены из титанового сплава ВТ8, рабочие лопатки — из сплава ВТ8М, а вал вентилятора — из стали ЭП517. Входной направляющий аппарат (ВНА) 1 (рис. 3.12) состоит из 77 лопаток, внутреннего кольца 20 и разделительного носка 2. Лопатки ВНА изготовлены из титанового сплава ВТ8М. Они вставлены в разделительный носок 2 и закреплены в нем болтами. Внутреннее кольцо ВНА с помощью заклепок соединяется с передним кольцом, образующим проточную часть. Цилиндрическая поверхность кольца 20 совместно с передними гребешками диска 19 образует лабиринтное уплотнение. В этом уплотнении цилиндрическая поверхность имеет срабатываемое покрытие с целью уменьшения радиального зазора. В собранном виде ВНА крепится винтами к корпусу 4 первой подпорной ступени. Корпус первой подпорной ступени 4 с направляющим аппаратом состоит из наружного корпуса 4, кольца с направляющими лопатками 5 и двух фланцев лабиринтов 16 и 17. Корпус изготовлен из титанового сплава ВТ6, на его внутренней поверхности имеется срабатываемое покрытие. 6 17 7 16 8 15 9 10 11 14 12 13 Рис. 3.12. Подпорные ступени КНД 1 – ВНА подпорных ступеней; 2 – разделитель; 3 – РК I подпорной ступени; 4 – корпус I подпорной ступени; 5 – НА I подпорной ступени; 6 – РК II подпорной ступени; 7 – корпус II подпорной ступени; 8 — корпус СА подпорных ступеней; 9 – штуцер; 10 – гайка; 11, 22 – заглушка; 12, 23 – пружина; 13 – кольцо СА внутреннее; 14 – лопатка СА подпорных ступеней; 15 – диск II подпорной ступени; 16, 17, 20 – фланец лабиринта; 18 – болт; 19 — диск I подпорной ступени; 21 — корпус смотрового лючка; 24 – кольцо внутреннее ВНА Компрессор Лопатки изготовлены из титанового сплава ВТ8М. Соединение с наружным кольцом выполнено с помощью замка типа «ласточкин хвост». Внутренние полки лопаток образуют проточную часть. К буртикам внутренних полок приклепаны фланцы 16 и 17 лабиринтов со срабатываемым покрытием на цилиндрической поверхности. К заднему фланцу корпуса 4 с помощью болтов крепится фланец корпуса 7 второй подпорной ступени. Корпус второй ПС и спрямляющий аппарат 14 образуют проточную часть за ротором подпорных ступеней. Корпус второй ступени выполнен из титано- 49 вого сплава ВТ6. В спрямляющем аппарате 14 направление потока воздуха восстанавливается до осевого. Спрямляющий аппарат 14 состоит из лопаток наружного 8 и внутреннего 13 колец. Лопатки СА имеют наружные и внутренние полки и изготовлены из титанового сплава ВТ8М. Наклонное положение продольной оси лопаток СА соответствует профилю канала проточной части. Внутренние полки лопаток СА приклепаны к кольцу 13. Наружные полки лопаток соединяются с фланцами корпусов 7 и 8 помощью болтов, а задние кромки полок входят в проточку наружного корпуса 8. 3.2.5. Опоры ротора вентилятора и подпорных ступеней Передняя опора вентилятора (рис. 3.13, 3.14, 3.15) является консольной. Она выполнена из титанового сплава ВТ6 и своим задним фланцем крепится к разделительному корпусу. Внутри полости опоры расположены (см. рис. 3.15): вал вентилятора 11, шарикоподшипник 8, детали лабиринтного уплотнения 3 и 15, трубка подвода воздуха на обогрев обтекателя 6, трубка и коллектор подвода воздуха на наддув лабиринтных уплотнений, трубопровод подвода масла к шарикоподшипнику с двумя жиклерами. На цапфу вентилятора 11 посажена втулка 13, которая своими внутренними шлицами соединяется со шлицами на буртике вала. На втулке расположены внутренняя обойма шарикоподшипника, регулировочное кольцо 14, два лабиринта 15. Все эти детали стянуты гайкой-индуктором 9 и зафиксированы чашечным замком 12. Гайка 9 является одновременно индуктором для трех датчиков ДЧВ-2 500 частоты вращения ротора вентилято- ра. Датчики закреплены на опоре вентилятора в стаканах. За счет изменения толщины регулировочное кольцо 14 позволяет регулировать осевой и радиальный зазоры между рабочими лопатками и корпусом вентилятора. Наружное кольцо подшипника помещено в обойме 4 и прижато фланцем 7, который крепится к опоре вместе с фланцем обоймы и кольцом при помощи винтов. Изменяя толщину кольца, можно регулировать усилие прижатия наружного кольца подшипника к обойме 4 и таким образом обеспечивать возможность его проворачивания в корпусе при работе двигателя. Это уменьшает износ беговых дорожек подшипника. В передней опоре ротор вентилятора зафиксирован от продольных перемещений. Шарикоподшипник 8 воспринимает осевые усилия, которые представляют собой разность осевых усилий, действующих на ротор вентилятора с подпорными ступенями и на ротор турбины низкого давления, а также радиальные усилия, Рис. 3.13. Опора вентилятора с валом (вид спереди) 1 – вал вентилятора; 2 – болт; 3 – опора шарикоподшипника; 4 – стакан с датчиком ДЧВ-2 500; 5 – фланец лабиринта Рис. 3.14. Опора вентилятора с валом (вид сзади) 1 – трубопровод с жиклерами; 2 – труба подвода воздуха на обогрев; 3 – опора шарикоподшипника; 4 – вал вентилятора; 5 – трубопровод подвода масла; 6 – коллектор воздушный; 7 – датчик частоты вращения ДЧВ-2 500; 8 – труба подвода воздуха на наддув 50 Глава 3 1 2 3 4 5 6 7 8 9 16 10 15 14 13 12 11 Рис. 3.15. Конструкция опоры вентилятора 1 – диск вентилятора; 2 – диск привода подпорных ступеней; 3 – фланцы лабиринтов; 4 – обойма шарикоподшипника; 5 – опора вентилятора; 6 – трубка подвода воздуха на обогрев; 7 – фланец; 8 – шарикоподшипник; 9 – гайка-индуктор; 10 – форсунка масляная; 11 – вал вентилятора; 12 – замок чашечный; 13 – втулка; 14 – кольцо регулировочное; 15 – лабиринты; 16 — кольцо представляющие собой реакцию действия инерционных сил и гироскопического момента ротора при полете по криволинейной траектории. Подача масла к внутреннему кольцу подшипника осуществляется форсункой 10 через внутреннюю полость гайки-индуктора 9. Слив масла и суфлирование полости передней опоры происходит через отверстия в разделительном корпусе. Задняя опора вентилятора (рис. 3.16) расположена в корпусе центрального привода 5. Корпус задней опоры имеет два цилиндрических пояска, которыми он центрируется в передней и задней стенках разделительного корпуса, а своим передним фланцем он крепится к корпусу винтами. На задней цапфе вала вентилятора 1 расположены втулка 26, роликовый подшипник 24, гайка крепления внутреннего кольца подшипника 11 и лабиринтная втулка 10. Осевое положение ротора ТНД относительно статора регулируется изменением толщины заднего регулировочного кольца, которое является упором для вала ротора ТНД. Гайка 11 фиксируется пластинчатым замком. Задняя опора упруго-демпферного типа. Применение упруго-демпферных опор (УДО) вызвано стремлением понизить критическую частоту вращения ротора ниже оборотов малого газа. Помимо этого УДО работают как демпферы колебаний ротора вентилятора, в результате чего коэффициент виброперегрузки двигателя понижается. Конструкция УДО состоит из обоймы 3, наружного 2 и внутреннего 27 упругих элементов (рессор), уплотнительных колец 4, роликопод- шипника 24, гайки крепления подшипника 23. Наружное кольцо подшипника зажимается во внутренней рессоре гайкой 23, которая контрится пластинчатым замком 22. Наружная и внутренняя рессоры соединены между собой винтами, а наружная рессора 2 вместе с обоймой 3 крепится фланцем к корпусу 5 опоры. Наружная и внутренняя рессоры выполнены из легированной стали 13Х14НВФРА. Трущаяся поверхность цементируется. Передние цилиндрические участки с выфрезерованными в них окнами (так называемые беличьи колеса) являются упругими элементами рессор. Между внутренней рессорой и стаканом 3 с помощью маслоуплотнительных колец 4 образована полость, заполненная маслом. Маслоуплотнительные кольца разрезные, это позволяет установить их в канавки внутренней рессоры. Образованная таким образом масляная прослойка является демпфирующей, а сама полость называется демпферной. При появлении вибраций в демпферной полости возникает так называемый насосный эффект: масло то выталкивается из полости, то засасывается в нее. Работа демпфирования уменьшает амплитуду колебаний. Толщина масляной прослойки составляет 0,1 — 0,165 мм. Поэтому УДО является также ограничителем прогибов вала при колебаниях. Масло на смазку подшипника поступает по каналам А и Б в разделительном корпусе, корпусе опоры и через жиклер форсунки 6 впрыскивается на беговую дорожку. Из этого же канала через отверстия в обойме 3 масло поступает в демпферную пол ость УДО. 51 Компрессор 1 2 3 4 5 А 6 Б 7 8 8 10 11 12 27 26 25 24 23 22 21 20 19 18 17 16 15 14 13 Рис. 3.16. Задняя опора КНД 1 – вал вентилятора; 2 – рессора наружная УДО; 3 – обойма УДО; 4, 8 – кольца маслоуплотнительные; 5 – корпус центрального привода; 6 – жиклер масляный; 7 – ведущая шестерня центрального привода; 9 – вал КВД; 10 – втулка; 11 – гайка; 12 – кольцо регулировочное; 13, 14 – шайба сферическая; 15 – болт соединительный; 16 – втулка контровочная; 17 – втулка; 18 – штифт; 19 – крышка; 20 – кольцо регулировочное; 21 – кольцо стопорное; 22 – замок контровочный; 23 – гайка; 24 – роликоподшипник; 25 – внутренняя обойма роликоподшипника; 26 – втулка; 27 – внутренняя рессора УДО; А, Б – каналы подвода масла 3.2.6. Вал вентилятора. Соединение валов вентилятора и ТНД шлицами соединена с внутренними шлицами Общий вид вала вентилятора с устанавливаголовки соединительного болта, а передниемыми на него деталями показан на рис. 3.17. Крутящий момент от турбины низкого ми наружными шлицами — с внутренними шлицами втулки 17. Втулка 17 зафиксирована давления передается на вал вентилятора через шлицевое соединение эвольвентного тиотносительно вала вентилятора цилиндрическими штифтами 18. Во втулке 17 установлена па (рис. 3.18). Вал 5 ТНД внутренними шлицами на пекрышка 19, которая удерживается в ней с поредней части соединен с валом вентилятора 2 мощью регулировочного кольца 20 и разрезного и в осевом направлении фиксируется соедипружинного кольца 21. нительным болтом 4, гайкой 8 и сферическим Для разъединения валов вентилятора и ТНД кольцом 9. Соединительный болт вворачивается необходимо снять пружинное кольцо 21, регув гайку 8. Гайка 8 от отворачивания фиксируетлировочное кольцо 20, крышку 19, втулку 16, ся шлицевой втулкой 6, которая контрится пруа затем вывернуть соединительный болт. Сборка жинным кольцом 7. Гайка 8 через сферическое осуществляется в обратном порядке. кольцо 9 упирается в выступ вала. Требуемое осевое положение ротора ТНД относительно статора обеспечивается подбором регулировочного кольца 3. Для устранения теплового распора между торцом вала ТНД и пакетом деталей на валу вентилятора предусмотрен гарантированный зазор А, который обеспечивается отворачиванием соединительного болта 4 на определенный угол. Головка соединительного болта через два сферических кольца опирается на выступ вала вентилятора. Благодаря возможности самоустановления сферические кольца исключают возможность изгиба соединительного болта Рис. 3.17. Вал вентилятора и обеспечивают его работу только на растя1 – вал вентилятора; 2 – лабиринт; 3 – шарикоподшипник; жение. Соединительный болт (см. рис. 3.16) 4 – роликоподшипник; 5 – втулка; 6 – гайка; 7 – кольцо удерживается от отворачивания шлицевой втулупорное; 8 – гайка; 9 – замок; 10 – кольцо регулировочное; 11 – лабиринт большой кой 16, которая своими задними наружными 52 Глава 3 3.3. Компрессор высокого давления 3.3.1. Общая характеристика КВД Тринадцатиступенчатый компрессор высокого давления (рис. 3.19), имеющий на расчетном режиме степень повышения давления π*к = 13,6, приводится во вращение турбиной высокого давления (ТВД). Число ступеней и форма профиля его проточной части являются результатом стремления получить высокие значения π*к и необходимый расход воздуха при возможно меньших габаритах и массе узла. КВД входит в базовый модуль двигателя. Для обеспечения газодинамической устойчивости на всех эксплуатационных режимах работы двигателя КВД имеет развитую механизацию в виде поворотных лопаток ВНА ��I�� и �� II�� ступеней �� а также клапанов перепуска воздуха из-за �� VI� и �� VII�� ступеней, работа которых обеспечивается программой управления двигателем. Тепловое состояние деталей КВД определяется в основном температурой воздуха, которая на взлетном режиме изменяется от 100 °С на входе до 570 °С на выходе КВД. Повышение температуры в одной ступени в среднем составляет около 35 °С. Компрессор высокого давления (рис. 3.19) состоит из статора и ротора, образующих в собранном виде лопаточную машину осевого типа. 3.3.2. Статор КВД Статор КВД (рис. 3.19) включает в себя: входной направляющий аппарат (ВНА) 1, рабочее колесо 2 I�� ступени; корпус с направляющими аппаратами (НА) 3 I�� , �� II�� , �� III�� ступеней, передний корпус 4, задний корпус 6, корпус перепуска и отборов воздуха 5, корпус обдува 7, спрямляющий аппарат (СА) 9 XIII�� ступени, кольцо подвески 8. Собранный статор КВД передним фланцем крепится к разделительному корпусу, а на его задних фланцах монтируется камера сгорания. Входной направляющий аппарат 1 (рис. 3.19) установлен на входе КВД и служит для направления потока воздуха на лопатки рабочего колеса ��I�� ступени �� под углом, задаваемым программой управления двигателем. Для расширения зоны устойчивой работы компрессора на малых, средних и рабочих частотах вращения ВНА, НА первой и второй ступеней выполнены регулируемыми и имеют механизм поворота лопаток. При повороте лопаток изменяется проходное сечение ВНА, НА I�� и II�� ступеней, что позволяет изменять расход воздуха через КВД и таким образом избежать помпажа, который мог бы 1 2 А 3 4 возникнуть при срывном обтекании рабочих лопаток этих ступеней. Поворот лопаток ВНА, НА первой и второй ступеней осуществляется по заданной программе в зависимости от приведенной частоты вращения ротора. При работе двигателя на частоте вращения ниже 8300±100 об/мин лопатки ВНА устанавливаются на угол – 45 °, лопатки НА ��I� ступени на угол –33 °, лопатки НА II�� ступени �� на угол –20 °. В диапазоне от 8 300 ± 100 до 10 500 ± 100 об/мин происходит поворот лопаток на увеличение угла установки: ВНА от – 45 ° до 0 °; НА I�� ступени �� от – 33 ° до + 3 °; На II�� ступени �� от – 20 ° до + 2,5 °. ВНА (рис. 3.20) состоит из наружного 6 и внутреннего 1 колец, направляющих лопаток 2 с закрепленными на них рычагами 3 и кольца привода 5 с роликами — деталей механизма поворота направляющих лопаток. Наружное кольцо 6, изготовленное из титанового сплава, передним фланцем крепится к разделительному корпусу. На наружной по5 6 7 8 9 Рис. 3.18. Соединение валов вентилятора и ТНД 1 – шестерня центрального привода; 2 – вал вентилятора; 3 – кольцо регулировочное; 4 – болт соединительный; 5 – вал ТНД; 6 – втулка шлицевая; 7 – кольцо; 8 – гайка; 9 – кольцо сферическое Рис. 3.19. Компрессор высокого давления (продольный разрез) 1 – ВНА; 2 – рабочее кольцо I ступени; 3 – корпус с НА I, II, III ступеней; 4 – корпус передний; 5 – корпус перепуска и отборов воздуха; 6 – корпус задний; 7 – корпус обдува; 8 – кольцо подвески; 9 – СА XIII ступени КВД; 10 – передняя опора ротора; 11 – ротор; 12 – задняя опора ротора Компрессор 53 54 Глава 3 верхности кольца имеются бобышки, в которые запрессованы стальные сферические втулки, служащие опорами для верхних цапф лопаток. На внутренней поверхности наружного кольца имеются два посадочных цилиндрических пояска, по которым центрируется рабочее кольцо 1 II�� ступени (рис. 3.19). Внутреннее кольцо ВНА 15 (рис. 3.21) состоит из двух полуколец, стянутых болтами. Между полукольцами устанавливаются сферические втулки 16, служащие опорами для нижних цапф лопаток. Внутреннее кольцо передним фланцем при помощи шпилек крепится к разделительному корпусу. Лопатки ВНА, изготовленные из титанового сплава, имеют профильную часть (перо) и две цапфы (наружную и внутреннюю). На цапфах лопаток напрессованы стальные втулки. На втулках монтируются сферические кольца, посредством которых лопатки ВНА опираются на сферические втулки опор. Лопатки ВНА закреплены своими цапфами в наружном и внутреннем кольцах в сферических опорах и поворачиваются вокруг своей продольной оси с помощью ведущего кольца, соединенного шарнирно с рычагами 8 на лопатках. Сферические опоры предотвращают защемление цапф при небольшой деформации лопаток, корпуса компрессора, вызываемой эксплуатационными нагрузками и неравномерным изменением температуры стенок корпусов. На верхние цапфы лопаток устанавливаются рычаги 8, изготовленные из титанового сплава. В рычагах, закрепленных на цапфах штифтами, завальцованы сферические подшипники, через которые эти рычаги соединяются с кольцом привода при помощи пальцев. Пальцы в ведущем кольце закреплены пластинчатыми пружинными замками. Кольцо привода 5 (рис. 3.20 ) состоит из двух полуколец, соединенными двумя скобами, имеющими проушины для привода кольца. Полукольца и скобы изготовлены из титанового сплава. В кольце привода имеются пазы для установки роликов. Ролики соединяются с кольцом при помощи осей и могут свободно проворачиваться на втулках. Ролики опираются на специально выполненную цилиндрическую поверхность на кольце наружном, имеющую износостойкое покрытие, ограничивающее радиальное смещение ведущего кольца. На обеих скобах, соединяющих полукольца, имеются выступы, на корпусах – упоры, предназначенные для установки лопаток ВНА на определенный угол. Корпус с направляющими аппаратами (НА) �� I��, II�� , �� III�� ступеней (рис. 3.22) состоит из наружного корпуса 1, имеющего горизонтальный разъем, внутренних колец ��I�� и �� II�� ступеней, направляющих лопаток ��I�� и �� II�� ступеней, направляющего аппарата III�� ступени. �� Наружный корпус Рис. 3.20. Входной направляющий аппарат 1 – внутреннее кольцо ВНА; 2 – направляющие лопатки; 3 – рычаг ВНА; 4 – стрелка ВНА; 5 – кольцо привода ВНА; 6 – наружное кольцо ВНА изготовлен из титанового сплава. Передним фланцем наружный корпус крепится к ВНА. На наружной поверхности корпуса имеются бобышки, в которые запрессованы стальные втулки, служащие опорами для верхних цапф лопаток НА ��I�� и �� II�� ступеней. �� На наружном корпусе также имеются опорные поверхности под ролики ведущих колец с износостойким покрытием. На нем также находится лючок для осмотра лопаток I�� и �� II�� ступеней. �� Лопатки НА ��I�� и II�� ступеней изготовлены из титанового сплава, имеют профильную часть (перо) и две цапфы: наружную – большую и внутреннюю – малую. На цапфы лопаток напрессованы стальные втулки. С помощью наружных цапф лопатки НА I�� и II�� ступеней устанавливаются в наружном корпусе. Крепление лопаток НА I�� и �� II�� ступеней во внутренних кольцах аналогично креплению лопаток ВНА: цапфы лопаток с напрессованными на них стальными втулками входят в сферические опоры, расположенные во внутренних разъемных кольцах НА I�� и �� II�� ступеней. �� Лопатки НА �� III�� ступени крепятся на полукольцах НА с помощью замков типа «ласточкин хвост». Полукольца крепятся к наружному корпусу при помощи винтов. Лопатки НА �� III� ступени и полукольца изготовлены из титанового сплава. Конструкция внутренних колец НА I�� и �� II�� ступеней аналогична конструкции внутреннего кольца ВНА. Различие заключается в наличии горизонтального разъема у внутренних колец НА ��I�� и �� II�� ступеней. Внутренние кольца изготовлены из титанового сплава. Конструкция рычагов, колец привода, скоб и их соединение между собой такое же, как на ВНА. 15 16 17 19 3 6 20 8 9 14 10 Рис. 3.21. Входной направляющий аппарат (ВНА) КВД 18 2 11 21 4 22 23 5 24 12 25 13 7 1 – корпус разделительный; 2 – кольцо подвески; 3 – ВНА КВД; 4 – корпус с НА I, II, III ступеней; 5 – направляю-щие лопатки; 6 – диск; 7 – вал ТНД; 8, 11, 12 – рычаги; 9 – цапфа; 10 – втулка; 13 – полукольцо; 14 – промежуточ-ные кольца; 15 – внутреннее кольцо; 16 – втулка сферическая; 17 – кольцо сферическое; 18 – гайка; 19 – замок; 20 – кольцо регулировочное; 21 – груз балансировочный; 22 – втулка; 23 – кольцо; 24 – кольцо упорное сферическое; 25 - гайка 14 1 Компрессор 55 56 Глава 3 Поворот лопаток ВНА, НА ��I�� и �� II�� ступеней осуществляется рычагами, жестко соединенными с поворотными лопатками и шарнирно закрепленными с кольцами привода ВНА, НА ��I� и �� II�� ступеней. Кольца привода поворачиваются посредством тяг, шарнирно соединенных с одной стороны со скобами ведущих колец, с другой стороны — с рычагами ведущих валов. Ведущие валы приводятся в движение двумя гидроцилиндрами, закрепленными на кронштейнах, расположенных диаметрально противоположно на заднем фланце наружного кольца ВНА. Контроль за углами установки лопаток ВНА, НА I�� и �� II�� ступеней осуществляется датчиком ДБСКТ (рис. 3.23). Каждому определенному углу установки лопаток соответствует определенный угол поворота ротора датчика. Поворот ротора датчика осуществляется посредством тяг, соединенных с ведущим валом через рычажную систему. Датчик устанавливается на кронштейне рядом с гидроцилиндром управления ВНА. Датчик электрически связан с ЭСУД. Дополнительный контроль за углом установки лопаток осуществляется через так называемую «обратную связь», представляющую собой систему тяг и рычагов, связывающих лопатки ВНА с рычагом насоса-регулятора НР-90 (рис. 3.24). Эта система вступает в работу при отказе основной системы (электронной с датчиком ДБСКТ). Рабочее кольцо 2 I�� ступени, имеющее щелевую перфорацию для снижения вибронапряжений на рабочих лопатках ��I�� ступени, �� устанавливается между ВНА и корпусом с НА I�� , �� II�� , �� III� ступеней. Корпус передний 4 (рис. 3.19 и 3.25) изготовлен из титанового сплава, сварной, не имеет горизонтальных разъемов. Такая конструкция обеспечивает большую жесткость, уменьшает овализацию корпуса при нагреве, что позволяет уменьшить радиальные зазоры и повысить КПД компрессора. В обечайке корпуса имеются отверстия для крепления колец направляющих аппаратов IV–VII�� ступеней, а также два ряда отверстий В для перепуска воздуха из-за �� VI� и VII�� ступеней �� и один лючок (в месте установки НА V�� ступени) для осмотра рабочих лопаток V�� и VI�� ступеней. На наружной поверхности обечайки приварены ребра, которые вместе с элементами конструкции корпуса перепуска и отборов создают полости перепуска из-за �� VI� и VII�� ступеней, �� изолированные друг от друга. Направляющие аппараты �� IV�� –�� VII�� ступе�� ней крепятся к обечайке переднего корпуса винтами. Кольца НА IV�� –�� VII�� ступеней �� имеют разъемы. Лопатки IV�� –�� VII�� ступеней �� крепятся на кольцах НА консольно при помощи замков типа «ласточкин хвост». Направляющие 10 Рис. 3.22 . Корпус с НА I, II и III ступеней КВД 1 – корпус наружный; 2 – направляющие лопатки; 3 – кольцо внутреннее НА I ступени; 4 – кольцо внутреннее НА II ступени; 5 – рычаг НА I ступени; 6 – кольцо привода НА I ступени; 7 – кольцо привода НА II ступени; 8 – рычаг НА II ступени; 9 – стрелка НА II ступени; 10 – стрелка НА I ступени лопатки IV�� и V�� ступеней изготовлены из титанового сплава ВТ8М, а �� VI�� и �� VII�� ступеней – из железоникелевого сплава ЭИ787ВД. Кольца НА изготовлены из титанового сплава. Рабочие кольца �� IV�� –�� VII�� ступеней �� изготовлены из титанового сплава и имеют истираемое покрытие. На торцевых поверхностях колец НА IV�� –�� VII�� ступеней �� имеются кольцевые выступы, которые входят в проточки на торцах рабочих колец. Этим достигается взаимное центрирование указанных элементов конструкции. От смещения в окружном направлении кольца фиксируются штифтами. Передним фланцем передний корпус крепится к корпусу с НА �� I��, II�� , III�� ступеней, задним фланцем – к корпусу перепуска и отборов воздуха. Задний корпус 6 (рис. 3.19 и 3.26) сварной из стали ЭП-718. Выбор такого материала объясняется более высокой температурой воздуха в последних ступенях. В заднем корпусе также имеются отверстия для крепления направляющих аппаратов VIII�� –�� XII�� ступеней и рабочих колец �� IX�� –�� XIII�� ступеней. Между передним и задним корпусами КВД образован кольцевой канал А, через который отбирается воздух для охлаждения лопаток турбины и для кондиционирования пассажирского салона, а также для противообледенительной системы самолета и других самолетных нужд. Направляющие лопатки VIII�� –�� XII�� ступе�� ней изготовлены из железоникелевого сплава ЭИ787ВД. Лопатки крепятся консольно Компрессор Рис. 3.23. Механизация ВНА, НА I и II ступеней КВД 1 – кольцо привода лопаток ВНА; 2 – кольцо привода лопаток НА I ступени; 3 – кольцо привода лопаток НА II ступени; 4 – гидроцилиндр привода лопаток ВНА и НА I и II ступеней; 5 – датчик углового положения лопаток ВНА; 6 – вал с рычагами; 7 – лопатка НА II ступени КВД; 8 – лопатка НА I ступени КВД; 9 – рычаг поворота лопатки НА I ступени; 10 – рычаг поворота лопатки НА II ступени 57 58 Глава 3 13 12 7 14 9 8 1 3,6 10 2 11 3 6 5 15 4 7 7 Рис. 3.24. Механическое устройство обратной связи 1 – кольцо привода лопаток ВНА; 2 – вал обратной связи; 3,6 – ушковый болт; 4 – рычаг обратной связи агрегата НР-90; 5 – муфта (тяга обратной связи); 7 - рычаг обратной связи ВНА; 8 – зубчатая шайба; 9 – шплинт; 10 – шайба; 11 – наружный корпус РК; 12 – внутренний корпус РК; 13 – лопатка ВНА; 14 – силовое кольцо; 15 – лимб кулачка обратной связи НР-90 на кольцах направляющего аппарата замком типа «ласточкин хвост». Кольца НА крепятся к переднему и заднему корпусам винтами. Рабочие кольца �� VIII�� –�� XIII�� ступеней имеют истираемое покрытие для достижения минимальных зазоров между рабочими кольцами и рабочими лопатками. Для осуществления сборки узла КВД кольца НА VIII�� –�� XIII�� ступеней �� имеют разъемы. На торцевых поверхностях этих колец имеются кольцевые выступы, которые входят в проточки на торцах рабочих колец. Этим достигается взаимное центрирование указанных элементов конструкции. От смещения в окружном направлении кольца фиксируются штифтами. При сборке ротор вместе с направляющими аппаратами и рабочими кольцами вставляется в корпус, после чего направляющие аппараты крепятся винтами к корпусу. На заднем корпусе имеются лючки для осмотра рабочих лопаток VIII�� – XIII�� ступеней при эксплуатационном контроле, на корпусе камеры сгорания имеется лючок для осмотра рабочих лопаток XIII�� ступени. �� Корпус перепуска и отборов воздуха 5 (рис. 3.19 и 3.27) сварной конструкции, изго- 59 Компрессор Рис. 3.25. Передний корпус компрессора ВД товлен из титанового сплава. Он установлен на переднем корпусе КВД и образует вместе с ним изолированные кольцевые полости. Через две из них осуществляется перепуск воздуха из внутреннего контура (из-за �� VI�� и �� VII�� ступеней) в наружный через клапаны перепуска, расположенные на фланцах корпуса перепуска (на рисунке клапаны не показаны). Клапаны перепуска воздуха являются вторым элементом механизации компрессора (кроме поворотных лопаток ВНА и НА ��I� и II�� ступеней). Кроме расширения диапазона устойчивой работы, перепуск воздуха улучшает пусковые характеристики двигателя (облегчает раскрутку ротора КВД при запуске), а также снижает вибронапряжения в лопатках, которые могли бы возникнуть от вибрации на предпомпажных и помпажных режимах. В КВД имеется шесть клапанов перепуска. Через три передних клапана происходит перепуск воздуха из-за �� VI�� ступени, �� а через три задних – из-за VII�� ступени. В задней части корпуса перепуска имеются фланцы для крепления труб отбора воздуха за VII� �� ступенью на охлаждение турбины, в систему кондиционирования самолета, на обогрев воздухозаборника и др. Корпус обдува 7 (рис. 3.19 и 3.28) — стальной, сварной конструкции, имеет продольный разъем. В этом корпусе образован коллектор (кольцевая полость Б) с большим количеством отверстий, через которые осуществляется обдув заднего корпуса КВД относительно холодным воздухом, отбираемым за подпорными ступенями. Такой обдув приводит к уменьшению радиальных зазоров между рабочими лопатками IX�� –�� XIII�� ступеней �� и корпусом. Для выпуска воздуха обдува на корпусе обдува возле Рис. 3.26. Задний корпус компрессора ВД фланцев имеется два ряда отверстий. Управление обдувом выполняет система управления радиальными зазорами, которая открывает и закрывает заслонки обдува, расположенные за подпорными ступенями. Система активного управления радиальными зазорами описана в разделе, посвященном системе автоматического управления двигателем. Спрямляющий аппарат (СА) 9 XIII�� ступени (рис. 3.19) устанавливается за ротором КВД. Он спрямляет закрученный в рабочем колесе воздух до осевого направления перед Рис. 3.27. Корпус перепуска и отборов 1 – фланцы для крепления клапанов перепуска из-за VI ступени КВД; 2 – фланцы для отбора воздуха на охлаждение РК II ступени ТВД; 3 – фланцы крепления заглушек для резерва по охлаждению турбины; 4 – фланцы для отбора воздуха на обогрев воздухозаборника; 5 – фланцы для отбора воздуха на охлаждение СА II ступени ТВД; 6 – фланцы для крепления клапа-нов перепуска из-за VII ступени КВД; 7 – фланец для отбора воздуха на кондиционирование 60 Глава 3 Рис. 3.28. Корпус обдува 1 – обечайка, перфорированная отверстиями; 2 – отверстия для сброса воздуха; 3 – фланцы подвода воздуха поступлением его в камеру сгорания. СА �� XIII� ступени состоит из наружного кольца и лопаток. Лопатки закреплены в наружном кольце при помощи замка типа «ласточкин хвост». Внутренние полки лопаток имеют ребра, образующие кольцевой фланец, при помощи которого СА крепится к фланцу корпуса опоры совместно с внутренним кольцом диффузора камеры сгорания. Фланец наружного кольца соединен болтами с фланцами заднего корпуса КВД и корпуса камеры сгорания и с кольцом подвески 8. Таким образом, лопатки СА �� XIII�� ступени �� входят в силовую схе- Рис. 3.29. Спрямляющий аппарат XIII ступени КВД 1 – лопатки спрямляющие; 2 – кольцо наружное му двигателя, передавая радиальные усилия, возникающие в задней опоре КВД, на кольцо подвески. Лопатки СА �� XIII�� ступени �� изготовлены из жаропрочного сплава ВЖЛ14, наружное кольцо СА – стальное (рис. 3.29). Кольцо подвески 8 входит в средний силовой пояс (рис. 3.19), являясь частью силовой схемы двигателя. Это кольцо повышает жесткость корпусов КВД и газогенератора двигателя в целом, уменьшая прогибы корпусов вместе с опорами, а следовательно, и валов ротора. Кольцо подвески – точеное, из железо-никелевого сплава ЭИ787ВД. 3.3.3. Ротор компрессора высокого давления Ротор КВД состоит из вала ротора 19 (рис. 3.30), тринадцати рабочих колес (РК) 6, промежуточных колец 7, передних и задних лабиринтов 5 и 10, деталей крепления. Ротор КВД –диско-барабанного типа, крутящий момент от вала непосредственно передается рабочим колесам при помощи шлиц. Диски рабочих колес и лабиринт ротора 9 насажены на вал ротора 19 и центрируются на нем прямоугольными шлицами. Такое центрирование не нарушается при деформации дисков под действием нагрузок и при изменении их температуры. Лабиринт ротора крепится к диску XIII�� ступени замком «пушечного типа». От перемещения в осевом направлении рабочие колеса закреплены на валу гайками 15 (рис. 3.31) и 20 (рис. 3.32); гайки законтрены пластинчатыми замками. Между ступицами дисков I�� и II�� ступеней на валу расположено регулировочное кольцо 20 (рис. 3.20). Подбором его толщины обеспечивают необходимый натяг между ободами дисков и промежуточными кольцами, который необходим для предотвращения расхождения стыков и наклепа их поверхностей при действии на ротор изгибающего момента. Каждое из рабочих колес состоит из диска и рабочих лопаток, закрепленных на дисках замком типа «ласточкин хвост». Для образования плавной проточной части и фиксирования лопаток �� III�� –�� XII�� ступеней в осевом направлении, а также для повышения изгибной прочности и жесткости ротора между ободами дисков установлены промежуточные кольца 14 (рис. 3.20). Кольца центрируются своими выступами в ободах дисков. Лопатки �� I�� –�� V�� ступеней фиксируются цилиндрическими штифтами, а лопатки XIII�� ступени �� пластинчатыми замками. Для предотвращения резонансных колебаний по первой изгибной форме наиболее длинные лопатки I�� и �� II�� ступеней �� имеют антивибрационные полки (рис. 3.19). К ребру обода диска ��I�� ступени, а также к ребру лабиринта ротора на диске �� XIII�� ступени �� при помощи заклепок крепят грузики 28, которые используют Компрессор для динамической балансировки ротора КВД. Рабочие лопатки I�� –�� VIII�� ступеней �� выполнены из титанового сплава ВТ8М, а �� IX�� –�� XIII�� ступе�� ней – из стали ЭИ787ВД; диски рабочих колес I�� –�� VI�� ступеней из титанового сплава ВТ18У, диски VII�� –�� XIII�� ступеней �� – из сплава ЭИ787ВД. Различие в материалах объясняется изменением рабочей температуры деталей от ступени к ступени. Промежуточные кольца I�� –�� X�� ступеней выполнены из титанового сплава, а XI� �� и �� XII�� ступеней – стальные. Вал ротора изготовлен из стали ЭП517. На передней цапфе вала ротора (рис. 3.32) за гайкой 15 монтируются два лабиринта 8 и 9, регулировочное кольцо 12, внутреннее кольцо роликового подшипника 3. Все эти детали стянуты на валу гайкой 6, законтренной пластинчатым замком. Внутри вала нарезаны эвольвентные шлицы, при помощи которых он соединяется с хвостовиком ведущего цилиндрического зубчатого колеса центрального привода 2. От осевого перемещения зубчатое 61 колесо удерживается штифтами. На задней цапфе вала (рис. 3.32) монтируются детали трехступенчатого лабиринтного уплотнения 17, 18, 19, регулировочное кольцо 21, шариковый подшипник 10 и вал привода 4. Все эти детали стянуты гайкой 4, навернутой на вал ротора 8. Регулировочное кольцо служит для корректировки осевого расположения ротора КВД относительно статора, т.е. для регулирования осевых зазоров при сборке. Соединение валов роторов КВД и ТВД осуществляется через вал привода КВД. Это соединение передает крутящий момент с ротора ТВД на ротор КВД, обеспечивает осевую фиксацию ротора ТВД и уравновешивание осевых усилий, действующих на роторы ТВД и КВД. Важными требованиями к этому соединению являются технологичность сборки двигателя и высокая надежность соединения. Разрушение этого соединения может привести к нелокализованному разрушению турбины, частота вращения которой при отсутствии уравновеши- Рис. 3.30. Ротор КВД 1 – колесо зубчатое; 2, 14, 18 – гайка; 3 – роликовый подшипник; 4,11 – кольцо регулировочное; 5 – лабиринт передний; 6 – колесо рабочее; 7 – кольца промежуточные; 8 – ротор; 9 – лабиринт ротора; 10 – лабиринт задний; 12 – вал привода; 13 – шариковый подшипник; 15 – кольцо; 16 – кольцо сферическое; 17 – втулка шлицевая; 19 – вал ротора 4 6 3 13 Рис. 3.31. Передняя опора КВД 5 12 7 14 10 11 1 – вал КВД; 2 – колесо зубчатое; 3 – роликоподшипник; 4 – наружная рессора; 5 – внутренняя рессора; 6, 7, 15 – гайка; 8,9 – лабиринты; 10 – фланец лабиринта внутренний; 11 - фланец лабиринта наружный; 12 – кольцо регулировочное; 13 – кольцо маслоуплотнительное; 14 – замок пластинчатый 2 1 15 9 8 62 Глава 3 17 18 19 16 8 22 26 9 3 10 4 11 5 27 6 Рис. 3.32. Рабочее колесо XIII ступени и задняя опора ротора КВД 21 2 12 7 14 13 15 1 – рабочее колесо; 2 – спрямляющий аппарат; 3, 7, 20 – гайка; 4 – вал привода КВД; 5 – кольцо; 6 – втулка соеди-нительная; 8 – вал ротора КВД; 9 – обойма; 10 – втулка; 11 – втулка стяжная; 12 – кольцо сферическое; 13 – вал ТВД; 14 – втулка контровочная; 15 – вал ТНД; 16 – шарикоподшипник; 17, 18, 19 – лабиринты; 21 – кольцо регулировочное; 22 – жиклер; 23, 24, 25 – фланцы лабиринтов; 26 – стакан; 27 – кольцо центрирующее 20 25 24 23 1 Компрессор 63 64 Глава 3 вающего крутящего момента со стороны КВД резко возрастет. Вал привода 4 своими внутренними шлицами соединяется с наружными шлицами вала ротора 8 и закреплен на нем гайкой 3. На заднем конце вала привода имеются внутренние шлицы, которыми он соединяется со шлицевой втулкой 6, а та, в свою очередь, своими внутренними шлицами соединяется с валом ротора ТВД. Все детали, размещенные внутри вала привода 4, стянуты гайкой 7, которая жестко связывает их в осевом направлении. Вал привода, в свою очередь, жестко стянут с валом ротора КВД гайкой 3. Связь вала ротора ТВД с валом привода КВД осуществляется через стяжную втулку, которая вворачивается в резьбу на внутренней поверхности переднего конца вала ТВД. Своим фланцем она стягивает сферическое кольцо 12, центрирующее кольцо 27 и шлицевую втулку 6, которая упирается в гайку 7. Втулка 6 зафиксирована в осевом направлении гайкой 7, которая своими выступами на внутренней стороне входит во впадины между шлицами на валу ротора ТВД, исключая, таким образом, возможность ее раскручивания. Кольцо 12 фиксирует в осевом направлении кольцо 5, которое своими выступами через обоймы 9 упирается в гайку, предотвращая ее раскручивание. Стяжная втулка 11 контрится с помощью контровочной втулки 14, которая своими выступами входит в зацепление с выступами на заднем конце втулки 11. Сама контровочная втулка 14 зафиксирована от прокручивания шлицевым соединением с валом ротора ТВД 13, а в осевом направлении – разрезным кольцом. Втулка 10, находящаяся в обоймах 9, выполняет роль ограничителя прогибов длинного вала ротора ТНД 15. Сферическое соединение (кольца 12 и 27) компенсирует небольшой (в пределах допуска) перекос осей валов ТВД и КВД, не устраняемый до конца регулировкой соосности опор. Осевые усилия с ротора ТВД, направленные в сторону сопла (на рис. 3.19 – влево), передаются через резьбу на втулке 11 на кольца 12, 27 и втулку 6. Далее через гайку они передаются на вал привода 4 и через выступ на его внутренней поверхности – на гайку 3, а через резьбовое соединение – на вал ротора 8. Далее неуравновешенное осевое усилие через резьбу на гайке 20 и детали лабиринтного уплотнения 17, 18, 19 и кольцо 21 передается на шариковый подшипник 16. Для того чтобы разъединить роторы КВД и ТВД, необходимо снять контровочную втулку 14, вращая втулку 11 за выступы на ее правом конце, вывести из зацепления и затем снять вал ротора ТВД 13. После этого освобождается гайка 7 и становится возможной дальнейшая разборка: удаление шлицевой втулки 6, кольца 12, втулки 11, кольца 27 и деталей ограничителя прогибов 9 и 10. Далее отворачивается гайка и снимается вал привода КВД. Сборка соединения производится в обратном порядке. 3.3.4. Опоры ротора КВД Передняя опора ротора КВД (рис. 3.31) – упругодемпферная (УДО). Конструкция ее аналогична конструкции задней опоры ротора вентилятора. Наружное кольцо роликового подшипника 3 монтируется в стакане внутренней рессоры 5 и затянуто гайкой 7, законтренной пластинчатым замком 14. На внешней поверхности внутренней рессоры проточены две канавки, в которые устанавливаются по два маслоуплотнительных кольца 13. Наружная рессора 4 своим задним фланцем крепится к корпусу приводов, а передним фланцем соединяется с фланцем внутренней рессоры. Между маслоуплотнительными кольцами в зазорах между наружной и внутренней рессорами образована демпферная полость, в которую подводится масло по каналам в корпусе. Отсюда же по каналам во внутренней рессоре масло поступает на смазку подшипника. Радиальные усилия, возникающие в передней опоре ротора КВД, передаются через УДО, корпус опоры и разделительный корпус на узлы крепления двигателя. Уплотнение масляной полости роликового подшипника лабиринтное, двухступенчатое, Фланцы 10 и 11 лабиринтов, сопрягаемые с лабиринтами 8 и 9, установленными на передней цапфе вала ротора КВД, крепятся к корпусу приводов. Внутренняя поверхность фланцев лабиринтов с целью уменьшения радиального зазора имеет истираемое покрытие. Задней опорой ротора КВД (рис. 3.32) является шариковый подшипник, который воспринимает радиальные усилия, а также разность осевых усилий, действующих на роторы КВД и ТВД. Наружное кольцо шарикового подшипника монтируется в стальном стакане, запрессованном в корпус опоры, которая конструктивно входит в сварной узел внутреннего корпуса камеры сгорания. Усилия с шарикового подшипника через опору передаются на спрямляющий аппарат 2 XIII�� ступени и далее через кольцо подвески и тяги силовой схемы к узлу крепления двигателя. Уплотнение масляной полости шарикового подшипника – лабиринтное, трехступенчатое. Фланцы лабиринтов 23, 24, 25 крепятся к корпусу опоры. Сопрягаемые с лабиринта- Компрессор ми 17, 18, 19 поверхности имеют истираемое уплотнительное покрытие. Для уменьшения теплоотдачи в масло стенка переднего фланца лабиринта 25 имеет слой теплоизоляции, удерживаемый кожухом. Между стенками фланцев лабиринтов 25 и 24 образована полость, которая 65 обдувается воздухом. Воздух для наддува лабиринтов отбирается из-за подпорных ступеней. Масло для смазки и охлаждения подшипника подводится по внешнему трубопроводу к масляным жиклерам 22 и впрыскивается на беговую дорожку подшипника через жиклеры. 4 РАЗДЕЛИТЕЛЬНЫЙ КОРПУС И КОРОБКА ПРИВОДОВ 4.1. Общие сведения. Кинематическая схема приводов Узел разделительного корпуса расположен между компрессорами низкого и высокого давления. Он входит в силовую схему двигателя и предназначен для выполнения следующих функций: — установки подшипников задней опоры КНД и передней опоры КВД; — размещения центрального привода КП и агрегатов; — восприятия и передачи к узлам подвески двигателя сил и моментов сил, возникающих в статорах КНД и КВД, задней опоре КНД и передней КВД, а также в переднем кожухе камеры сгорания; — размещения на нем узла передней подвески двигателя, заслонок перепуска воздуха из-за подпорных ступеней компрессора, проушин для крепления коробки приводов, крепления трубопроводов отбора воздуха на наддув уплотнений задней опоры двигателя и для системы активного управления радиальными зазорами компрессора высокого давления и турбины. Кинематическая схема приводов (рис. 4.1) состоит из зубчатых передач, расположенных в корпусе и коробке приводов. Она обеспечивает передачу крутящего момента от центрального привода к потребителям с заданной величиной передаточного отношения. Роликоподшипник передней опоры КВД смонтирован непосредственно в разделительном корпусе, а роликоподшипник задней опоры КНД — в корпусе приводов, который, в свою очередь, смонтирован во внутренней кольцевой коробке разделительного корпуса. Центральный привод передает агрегатам, установленным на коробке приводов (КП), крутящие моменты от ротора КВД с помощью двух шлицевых валов, расположенных в нижних вертикальных стойках разделительного корпуса. Крутящий момент к приводам КП передается от КВД через центральную передачу, состоящую из двух пар зубчатых колес — цилиндрической и конической. Ведущее цилиндрическое зубчатое колесо расположено на валу ротора КВД, а ведущее коническое зубчатое колесо — на хвостовике ведомого цилиндрического зубчатого колеса. Ведомое коническое зубчатое колесо с помощью двух шлицевых валиков вращает конические зубчатые колеса привода КП. В коробке приводов крутящий момент от центрального колеса разделяется на два потока. В левом по полету потоке через про- Разделительный корпус и коробка приводов межуточные колеса приводятся во вращение гидронасосы НП-123, насос-регулятор НР-90 и дренажный насос. В правом по полету потоке через промежуточные колеса приводятся во вращение подкачивающий насос ДЦН-94, гидропривод ГП-25(ГП-26), маслонасос 67 БМФ-94, блок центробежных агрегатов БЦА-94 и автономный генератор АГ-0,25Д-2. В процессе запуска крутящий момент от воздушного стартера СтВ-5 передается непосредственно на ведомое коническое зубчатое колесо коробки приводов. Рис. 4.1. Кинематическая схема центрального привода и коробки приводов 1 – ведомое зубчатое колесо; 2 – ведущее зубчатое колесо от вала ротора КВД; 3 – привод к БЦА-94, n = 1,033nквд; 4 – привод к АГ-0,25Д2, n = 1,7217nквд; 5,8,10,12 – промежуточное зубчатое колесо; 6 – привод к ГП, n = 0,6222nквд; 7 – привод к ДЦН-94, n = 0,7918nквд; 9 – центральное зубчатое колесо; 11 – привод к НР-90, n = 0,3318nквд; 13 – привод к дренажному насосу, n = 0,3289nквд; 14 – привод запасный, n = 0,3289nквд; 15,16 – привод к НП-123, n = 0,3887nквд; 17 – коробка приводов; 18,24 – ведомое коническое зубчатое колесо; 19 – привод к СтВ-5, n = 1,00098nквд; 20,25 – ведущее коническое зубчатое колесо; 21,23 – шлицевой вал; 22 – корпус разделительный; 26 – привод к БМФ-94, n = 0,4786nквд; 27 – привод прокрутки, n = 0,8222nквд 68 Глава 4 4.2. Разделительный корпус Разделительный корпус (рис. 4.2) отлит из магниевого сплава МЛ-5 и конструктивно состоит из двух частей: наружного 4 и внутреннего 7 корпусов, соединенных между собой шпильками. Наружный корпус состоит из наружного обода с передним 1 и задним 3 фланцами, внутренней кольцевой коробки, четырех радиальных и восьми тангенциальных стоек. К переднему фланцу наружного корпуса крепится корпус СА вентилятора, а к заднему фланцу – передний кожух наружного контура. На наружном ободе наружного корпуса расположены фланцы крепления трубы суфлирования 21, коробки приводов 12, такелажных подвесок, агрегата зажигания ПВФ-22-6, клеммной коробки, датчиков давления и температуры, приемника осредненного давления, маслобака, теплообменника системы кондиционирования воздуха и транспортировочные фланцы. На задней стенке наружного корпуса имеются отверстия для выхода труб системы активного управления зазорами, а также фланцы для постановки гидроцилиндров заслонок перепуска воздуха и труб наддува лабиринтных уплотнений. В нижней полой стойке проходят шлицевые валики 15,16 привода КП, а также расположены кожух вала и труба слива масла. Через верхнюю полую стойку проходит труба суфлирования 21 внутренних полостей разделительного корпуса, коробки приводов, кожуха вала, задней опоры турбины и маслобака, а также трубопровод подвода воздуха на обогрев кока. Внутренний корпус состоит из наружного обода с передним и задним фланцами, внутренней кольцевой коробки с передним и задним фланцами и шести радиальных стоек. Верхняя полуокружность наружного обода внутреннего корпуса охвачена силовым кольцом жесткости коробчатого типа для усиления узла передней подвески двигателя. На наружной обечайке внутреннего корпуса расположен фланец крепления кронштейна горизонтальной тяги, фланец крепления трубы суфлирования 2 кожуха вала и задней опоры, фланец крепления промежуточной опоры валиков привода КП. К переднему фланцу внутреннего корпуса крепится корпус СА КНД, а также корпус передней опоры КНД. К заднему фланцу наружной обечайки внутреннего корпуса крепится силовое кольцо 6, в котором установлен кронштейн передней подвески двигателя. К заднему фланцу внутренней коробки внутреннего корпуса крепится ВНА КВД. В задней части кольцевой коробки внутреннего корпуса запрессована стальная обойма 9 упруго-демпферной опоры роликоподшипника вала ротора КВД. В полости между наружным и внутренним корпусами расположены 12 окон. Одиннадцать из них предназначены для перепуска воздуха из-за подпорных ступеней КНД в наружный контур двигателя. Окна перепуска закрываются заслонками, управляемыми гидроцилиндрами. К двенадцатому окну крепится труба отбора воздуха системы управления зазорами компрессора и турбины. Корпус приводов центрируется по двум цилиндрическим расточкам во внутреннем корпусе и крепится на шпильках переднего фланца кольцевой коробки. 4.3. Центральный привод Центральный привод служит для передачи крутящего момента от ротора КВД на ведущий вал коробки приводов. Основной силовой деталью центральноо привода является корпус приводов, внутри которого размещены цилиндрическое 8 и конические зубчатые колеса 17,18 привода КП с подшипниками и деталями их крепления (рис. 4.2). В литом корпусе приводов выполнена цилиндрическая расточка в которую запрессована стальная обойма 19 упруго-демпферной опоры роликоподшипника КНД. В корпусе имеются также отверстия для суфлирования и слива масла и каналы, по которым поступает масло для смазывания и охлаждения подшипников и зубчатых колес. Ведущее цилиндрическое зубчатое колесо 2 (рис. 4.1) с помощью шлицевого соединения связано с валом ротора КВД. Оно центрируется по двум внутренним цилиндрическим пояскам на переднем конце вала ротора КВД, а в осевом направлении фиксируется штифтом. Ведущее коническое зубчатое колесо 18 через шлицевое соединение осуществляет привод ведомого конического зубчатого колеса 17. Оно центрируется по двум цилиндрическим пояскам, расположенным на хвостовике ведомого цилиндрического зубчатого колеса, и фиксируется от осевого перемещения гайкой, законтренной чашечным замком. Опорами блока ведомого цилиндрического зубчатого колеса и ведущего конического зубчатого колеса служат два роликоподшипника и один шарикоподшипник, наружные кольца которых расположены в стальных обоймах, запрессованных в бобышках корпуса приводов. Внутренние кольца подшипников стягиваются гайками, законтренными чашечными замками. 69 Разделительный корпус и коробка приводов Осевая фиксация шарикоподшипника осуществляется внутренним буртиком обоймы и упорным фланцем, который крепится к бобышке корпуса приводов четырьмя болтами. Опорами ведомого конического зубчатого колеса являются роликоподшипник и шарикоподшипник, наружные кольца которых расположены в стальном корпусе, установленном на нижнем фланце корпуса приводов. Внутреннее кольцо шарикоподшипника стянуто гайкой, законтренной чашечным замком. Осевая фиксация шарикоподшипника осуществляется внутренним буртиком стального корпуса и упорным фланцем, который крепится к стальному корпусу четырьмя болтами. В нижней полой стойке разделительного корпуса расположены два шлицевых валика 15,16 привода КП. Верхний валик одним концом вставлен в шлицы ведомого конического зубчатого колеса 17 центрального привода, а другой конец опирается на промежуточный шарикоподшипник, установленный в промежуточной опоре. Нижний валик верхним концом вставлен в верхний валик, а нижним концом в шлицы ведущего конического зубчатого колеса 11 КП. Смазывание и охлаждение подшипников зубчатых колес центрального привода и подшипников роторов КНД и КВД производится маслом, поступающим из нагнетающей ступени маслонасоса БМФ-94 через штуцер 10, расположенный на задней стенке наружного корпуса, систему масляных каналов в разделительном корпусе и корпусе приводов и по отверстиям в обоймах. Слив масла из корпуса в коробку приводов происходит через кожух вала и трубу слива масла, расположенную в нижней полой стойке разделительного корпуса. Верхние отверстия в цилиндрической части и переднем фланце корпуса приводов предназначены для суфлирования, нижние отверстия — для слива масла. 2 21 3 4 5 6 7 20 8 19 18 9 17 10 16 Рис. 4.2. Корпус разделительный с центральным приводом и коробкой приводов (вертикальный разрез) 1 – передний фланец наружного обода; 2 – фланец крепления трубы суфлирования; 3 – задний фланец наружного обода; 4 – наружный корпус; 5 – горизонтальная тяга двигателя; 6 – силовое кольцо и кронштейн передней подвески двигателя; 7 – внутренний корпус; 8 – ведомое цилиндрическое зубчатое колесо центрального привода; 9 – обойма упруго-демпферной опоры роликоподшипника КВД; 10 – труба подвода масла в центральный привод; 11 – ведущее коническое зубчатое колесо; 12 – коробка приводов; 13 – ведомое коническое зубчатое колесо; 14 – привод СтВ-5; 15 – нижний шлицевой вал привода коробки; 16 – верхний шлицевой вал привода коробки; 17 — ведомое коническое зубчатое колесо; 18 — ведущее коническое зубчатое колесо; 19 — обойма упруго-демпферной опоры роликоподшипника вентилятора; 20 – корпус приводов; 21 – труба суфлирования 15 11 14 12 13 70 Глава 4 4.4. Коробка приводов Коробка приводов (рис. 4.3 – 4.5) состоит из корпуса и крышки коробки, отлитых из магниевого сплава и соединенных между собой шпильками, ввернутыми в корпус коробки. Крышка коробки центрируется на корпусе с помощью двух призонных болтов 11 (рис. 4.5). Уплотнение стыка между фланцами корпуса и крышки осуществляется резиновым кольцом 6, установленным в канавку на фланце корпуса КП. Корпус КП верхним фланцем стыкуется с фланцем разделительного корпуса через переходную втулку 5. Крепление КП на двигателе осуществляется четырьмя призонными болтами 11 через проушины 12 на разделительном корпусе и КП. На фланцах КП устанавливаются следующие приводные агрегаты (см. рис. 4.4): воздушный стартер СтВ-5, два гидронасоса НП-123, гене- ратор ГП-25 (ГП-26), насос регулятор НР-90, центробежный насос ДЦН-94, автономный генератор АГ-0,25Д-2, блок маслонасосов с фильтром БМФ-94, блок центробежных агрегатов БЦА-94, дренажный насос НД-94. Кроме того, имеется запасный привод и привод для прокрутки ротора КВД. На корпусе коробки крепятся магнитная пробка КП, кран слива масла, четыре датчика ДЧВ-2500, штуцер подвода масла в маслосистему коробки приводов. На крышке КП крепится передний дренажный бак. Уплотнение стыков корпусов и переходников, а также штуцеров и маслоперепускных втулок осуществляется резиновыми кольцами. Приводные валы агрегатов НП-123, ДЦН-94, ГП-25, АГ-0,25Д-2 уплотняются торцевыми контактными уплотнениями с графитовым элементом. Рис. 4.3. Разделительный корпус с центральным приводом и коробкой приводов (вид сзади) 1 – фланец крепления приемника осредненного давления; 2 – тяги передней подвески двигателя; 3 – бобышки для установки клеммной коробки; 4 – отверстие для выхода трубы суфлирования и трубы отбора воздуха для наддува лабиринтных уплотнений компрессора и турбины; 5 – такелажный кронштейн; 6 – фланцы крепления гидроцилиндров заслонок перепуска; 7 – фланец крепления трубы отбора воздуха для обдува корпусов турбин; 8 – фланец крепления датчика давления; 9 – траспортировочный фланец; 10 — фланцы крепления трубы отбора воздуха для обдува корпусов компрессора; 11 – фланец крепления теплообменника СКВ; 12 – фланец крепления агрегата БЦА-94; 13 – подвод масла в БЦА-94; 14 – генератор АГ-0,25Д; 15 – фланец крепления агрегата ГП-25; 16 – центробежный топливный насос ДЦН-94; 17 – фланец крепления трубопроводов дренажной системы; 18 – фланец крепления насоса НР-90; 19 — фланец крепления дренажного насоса; 20 – трубопровод подвода масла в центральный привод; 21 — фланец крепления трубы отбора воздуха для обдува корпусов турбин; 22 – фланцы для крепления масляного бака; 23 – окна перепуска воздуха; 24 – транспортировочный фланец; 25 – фланец крепления температурного датчика; 26 – бобышки для крепления агрегата зажигания ПВФ-22-6; 27 – такелажный кронштейн; 28 – горизонтальная тяга двигателя; 29 — фланец крепления трубы отбора воздуха для охлаждения задней опоры двигателя; 30 – ось заслонки; 31 – тяга заслонки; 32 – гидроцилиндр управления заслонкой; 33 – крышка заслонки Разделительный корпус и коробка приводов Рис. 4.4. Коробка приводов 71 72 Глава 4 Рис. 4.5. Крепление коробки приводов к разделительному корпусу 1 – разделительный корпус; 2 – фланец разделительного корпуса; 3 – нижний шлицевой вал привода коробки; 4 – кольцо; 5 – переходная втулка; 6 – резиновое кольцо; 7 – коробка приводов; 8 – шплинт; 9 – гайка; 10 – шайба; 11 – призонный болт; 12 — проушины Зубчатые колеса приводов аналогичны по своей конструкции, размещаются в полости КП и опираются на шарико- и ролико- подшипники, установленные в стальные обоймы, запрессованные в расточки корпуса и крышки. Зубья шестерен обработаны с высокой точностью и подвергнуты нитроцементации. Смазывание и охлаждение наиболее нагруженных подшипников и зубчатых колес КП осуществляется маслом, поступающим из нагнетающей ступени маслонасоса БМФ-94 по системе кана- лов, кольцевых выточек и жиклеров. Остальные подшипники и зубчатые колеса смазываются за счет барботажа. Отработанное масло из КП и разделительного корпуса откачивается откачивающей ступенью маслонасоса БМФ-94. На корпусе и крышке КП расположены фланцы крепления трубопроводов дренажа, по которым из полостей переходников агрегатов удаляется масло, топливо и гидравлическая жидкость в случае неполной герметичности торцовых уплотнений. 5 КАМЕРА СГОРАНИЯ 5.1. Предъявляемые требования и особенности рабочего процесса Камера сгорания предназначена для преобразования химической энергии впрыскиваемого топлива в тепловую энергию рабочего тела. Теплота выделяется при протекании химической реакции окисления (горения) впрыскиваемого топлива кислородом воздуха. В результате полная энергия (температура) рабочего тела перед турбиной увеличивается. Камера сгорания — один из наиболее теплонапряженных узлов газотурбинного двигателя, совершенство которого определяет высокий уровень экономичности и надежности двигателя в целом. Поэтому камера сгорания должна удовлетворять широкому кругу требований. Общими для всех камер сгорания являются следующие требования: 1. Высокая полнота сгорания топлива на всех режимах работы двигателя, характеризуемая коэффициентом полноты сгорания ηг = q / qвн, где q – действительно выделившееся количество теплоты; qвн – максимально возможное количество теплоты, выделяющееся при полном сгорании топлива. Для лучших камер сгорания ηг ≥ 0,99. 2. Минимальные потери полного давления, оцениваемые коэффициентом сохранения полного давления * σ кс = pг* / pк* , 3. 4. 5. 6. 7. 8. 9. где p*г и p*к — соответственно полные давления на выходе и на входе в камеру сгорания. * Для современных камер сгорания σ кс = = 0,94 – 0,97. Широкий диапазон устойчивой работы без срыва пламени и вибрационного горения в любых условиях эксплуатации как на стационарных, так и на переходных режимах работы двигателя. Надежный запуск на земле и в полете. Равномерное поле давлений и температур перед турбиной в окружном направлении и оптимальный профиль температуры в радиальном направлении, а также стабильность этих профилей при изменении режима работы двигателя. Низкий уровень эмиссии загрязняющих веществ в атмосферу с продуктами сгорания. К таким веществам, прежде всего, относятся: окись углерода (СО), несгоревшие углеводороды (СH), окислы азота (NOх) и дым. Предельное содержание загрязняющих веществ в продуктах сгорания регламентируется международными нормами ICAO и национальным ГОСТом. Достаточная прочность и жесткость узла при малой массе и заданном ресурсе. Эксплуатационная технологичность. Минимальная стоимость конструкции. 74 Глава 5 Основными факторами, влияющими на протекание реакции горения топлива в камере, являются состав топливовоздушной смеси, температура и давление воздуха на входе. Состав смеси характеризуется коэффициентом избытка воздуха α, который представляет собой отношение действительного расхода воздуха Gв через камеру к теоретически необходимому для полного сгорания топлива G вт: α = Gв /Gвт = Gв /(L0 Gт) = 1/(L0 qт), где L0 — количество воздуха, необходимое для сжигания 1 кг топлива (для керосина L0 = 14,5 кг воздуха на 1 кг топлива); Gт — секундный расход топлива, кг/с; qт = Gт /Gв — относительный расход топлива. При стехиометрическом составе смеси (α = 1,0) и ее полном (совершенном) сгорании температура продуктов сгорания достигает значений 2 300 — 2 500 К. При избытке топлива в смеси (α < 1,0) смесь называется богатой, при недостатке топлива (α > 1,0) — бедной. Температура продуктов сгорания, скорость и устойчивость процесса горения в существенной степени зависят от значения α в зоне реакции. Наибольшая полнота сгорания, скорость реакции и температура газов достигаются при α ≈ 1,0. При обогащенной смеси (α < 1,0) несгоревшие капли топлива будут отбирать тепло от горючих газов на свое испарение. При обедненной смеси (α >1,0) избыток относительно холодного воздуха, не участвующего в реакции, будет охлаждать продукты сгорания, смешиваясь с ними. Существуют предельно допустимые значения для богатых (αmin) и бедных (αmax) смесей, ниже (выше) которых наступает срыв пламени (процесса горения) в камере (рис. 5.1). Увеличение входных значений температуры, давления и интенсивности турбулентности потока положительно влияет на скорость сгорания топлива. А чем выше скорость горения, тем меньше потребный объем камеры, ее габариты и масса. Современный уровень жаропрочности материалов и технологии производства лопаток турбин позволяет выдерживать значения температур перед турбиной 1 600 — 1750 К. По сравнению со стехиометрическим составом это соответствует значениям α = 2,2 — 4,0, т.е. таким, при которых организация устойчивого горения практически невозможна. Данное обстоятельство является одним из основных, определяющих организацию устойчивого рабочего процесса камеры сгорания: она должна содержать зону горения, в которой α = 1,1 — 1,4 и зону смешения, в которой избыточный воздух подмешивается к продуктам сгорания, снижая температуру рабочего тела до допустимого уровня. Принципиальная схема камеры сгорания представлена на рис. 5.2. К основным элементам камеры сгорания следует отнести: диффузор 1, рабочую форсунку 5, жаровую трубу 4 с фронтовым устройством 2, наружный и внутренний 3 корпуса, являющиеся элементами силовой схемы двигателя. Диффузор камеры сгорания предназначен для снижения скорости воздуха со 110 — 150 м/с на входе до 50 — 80 м/с на выходе из него. Один из вариантов диффузора современных Рис. 5.1. Зависимость температуры продуктов сгорания от коэффициента избытка воздуха Камера сгорания 75 Рис. 5.2. Принципиальная схема камеры сгорания 1 – диффузор; 2 – фронтовое устройство; 3 – корпус; 4 – жаровая труба; 5 – топливная форсунка; I – зона горения; II – зона смешения камер сгорания — диффузор с фиксированным отрывом, применен на двигателе ПС-90А. Поступающий в камеру сгорания воздух принято разделять на первичный (30 — 50 % от суммарного расхода), непосредственно участвующий в организации процесса горения, и вторичный (50 — 70 %), участвующий в организации процессов охлаждения стенок жаровой трубы, смешения с продуктами сгорания и формирования заданных полей параметров рабочего тела перед турбиной. Процесс устойчивого горения топлива в камере сгорания обеспечивается за счет организации и поддержания зоны обратных токов (3ОТ) в головной части жаровой трубы как одного из способов аэродинамической стабилизации пламени. Первичный воздух через фронтовое устройство и отверстия жаровой трубы поступает в зону реакции (горения), приобретая при этом интенсивную закрутку, смешиваясь с распыляемым форсункой топливом и дробя его капли. Часть первичного воздуха через фронтовое устройство поступает непосредственно в начало зоны горения. Закрученный воздух движется по спирали между ЗОТ и жаровой трубой. Реакция окисления топлива осуществляется в периферийной части ЗОТ. В центральной ее части горячие продукты сгорания перемещаются навстречу свежей топливовоздушной смеси, испаряя капли топлива, подогревая и поджигая свежую смесь. Поступление вторичного воздуха через отверстия в стенке жаровой трубы обеспечивает ее охлаждение, а интенсивное его поступление в жаровую трубу через отверстия большого диаметра обеспечивает быстрое охлаждение и прекращение реакции горения, ограничивая тем самым продольные размеры ЗОТ. Далее оставшаяся часть воздуха также подмешивается к продуктам сгорания, формируя необходимое поле температур и давлений перед турбиной. По конструктивным схемам камеры сгорания современных авиадвигателей разделяются на трубчатые (индивидуальные), кольцевые и трубчато-кольцевые. Несмотря на высокую эксплуатационную технологичность, трубчатые камеры сгорания на современных авиационных двигателях практически не применяются, прежде всего, по неудовлетворительным габаритным и массовым характеристикам. Кольцевые камеры сгорания имеют хорошие габаритные и массовые характеристики, обеспечивают незначительную окружную неравномерность температуры газа, характеризуются хорошими пусковыми свойствами и небольшими потерями полного давления. Однако они обладают низкой эксплуатационной технологичностью, а также требуют значительных затрат при испытаниях, доводке и создания для этого натурных испытательных стендов. В трубчато-кольцевых камерах сгорания отдельные жаровые трубы расположены в кольцевом пространстве между наружным и внутренним корпусами. По сравнению с кольцевыми данный тип камер обладает повышенной эксплуатационной технологичностью, а также включает в себя ряд других преимуществ как трубчатых, так и кольцевых камер сгорания. Основные характеристики трубчато-кольцевых камер сгорания не уступают кольцевым камерам сгорания. 5.2. Общая характеристика камеры сгорания двигателя ПС-90А Камера сгорания расположена между компрессором высокого давления (КВД) и турбиной высокого давления (ТВД) и включена в силовую схему двигателя. Камера сгорания (КС) двига- теля ПС-90А выполнена по трубчато-кольцевой схеме, но отличается от традиционной схемы наличием кольцевого газосборника. Такая схема позволяет снизить окружную неравно- 76 Глава 5 мерность поля температур газа перед турбиной за счет выравнивания температур газа в кольцевом газосборнике и сохранить преимущества трубчато-кольцевых камер сгорания по лучшей согласованности полей течения топлива и воздуха в отдельных жаровых трубах, хорошей механической прочности и меньшим затратам при стендовых испытаниях. 9 8 13 20 12 23 11 Детали камеры сгорания работают в условиях высоких температур, повышенной химической активности газов, а также под воздействием сил газового потока, неравномерного нагрева и вибраций. В связи с этим предъявляются особые требования к конструкции узлов камеры сгорания и к применяемым материалам. 22 5 6 1 3 7 21 28 4 24 2 37 38 10 19 25 36 35 34 19 32 33 18 15 17 26 27 14 16 31 Рис. 5.3. Камера сгорания (продольный разрез) 1 – корпус; 2 – кожух внутренний; 3 – наружное кольцо диффузора; 4 – внутреннее кольцо диффузора; 5 – жаровая труба; 6 – наружное кольцо газосборника; 7 — внутреннее кольцо газосборника; 8 – топливная форсунка; 9 – трубопровод подвода топлива к форсунке; 10 – кожух вала; 11 – кронштейн крепления топливных коллекторов; 12 – колодочный хомут крепления топливных коллекторов; 13 – свеча зажигания; 14 – пламяперебрасывающая муфта; 15 – перепускная труба; 16 – стойка; 17 – трубопровод маслосистемы; 18 – штуцер отбора воздуха на систему регулирования; 19 – кольцо разрезное; 20 топливные коллектора; 21 – трубопровод подвода охлаждающего воздуха к ТВД; 22 – лючок осмотра; 23 – втулка сферическая; 24 – переходная труба подвода охлаждающего воздуха к ТВД; 25 – трубопровод подвода масла к подшипникам; 26 – патрубок; 27 – штуцер подвода топлива к топливным коллекторам; 28 – трубопровод подвода воздуха к лабиринтам; 29 – подвеска жаровой трубы; 30 – крышка лючка осмотра; 31 – крышка; 32 – СА XIII�� ступени КВД; 33 – кольцо средней подвески; 34 – кольцо лабиринта XIII�� ступени КВД; 35 – лабиринтные уплотнения масляной полости; 36 – шарикоподшипник; 37 – фланец; 38 – жиклер Камера сгорания 77 5.3. Конструкция камеры сгорания Камера сгорания (рис. 5.3) включает в себя узлы и детали, относящиеся непосредственно к ней, а также узлы и детали, входящие в опоры ротора, расположенные во внутренней полости внутреннего кожуха. КС состоит из корпуса 1, на внешней стороне которого закреплены двенадцать топливных форсунок 8, две свечи зажигания 13, десять подвесок жаровых труб 29, пять штуцеров отбора воздуха в систему регулирования двигателя 18, восемь перепускных труб 15, четыре переходные трубы 24 подвода воздуха на охлаждение ТВД. Непосредственно к ТВД охлаждающий воздух поступает по трубопроводам 21, имеющим телескопическое соединение с переходными трубами 24 и уплотненными разрезными кольцами 19. В кольцевом канале, образованном корпусом 1 и внутренним кожухом 2, расположены двенадцать жаровых труб 5, которые своей передней частью свободно опираются на топливные форсунки 8, образуют с ними телескопическое соединение. Форсунки удерживают жаровые трубы от перемещения в окружном и радиальном направлениях. Задней частью жаровые трубы вставлены в кольцевой канал газосборника, образованный наружным кольцом 6 и внутренним кольцом 7 и образует с ними также телескопическое соединение. В средней части жаровые трубы соединены между собой пламяперебрасывающими муфтами 14. Жаровые трубы от осевого перемещения удерживаются подвесками 29. Свечи зажигания, установленные в третьей и десятой жаровых трубах, одновременно являются подвесками этих жаровых труб. Кольца газосборника на выходной части имеют фланцы, которыми они крепятся к ТВД. Для уменьшения скорости воздуха, поступающего в камеру сгорания, и снижения потерь давления до приемлемого уровня на входе в камеру сгорания установлен ступенчатый диффузор, состоящий их наружного кольца 3 и внутреннего кольца 4. Внутреннее кольцо диффузора крепится к переднему фланцу внутреннего кожуха, а наружное кольцо — к корпусу КВД. По сравнению с безотрывными ступенчатые диффузоры выгодно отличаются меньшими осевыми габаритами и слабой зависимостью своих характеристик от режима работы двига- теля, что положительно сказывается на устойчивости рабочего процесса камеры сгорания. Усилия от опор ротора КВД, ТВД к внешнему корпусу передаются через двенадцать стоек 16, ввернутых во внутренний кожух и внешним концом закрепленных на корпусе 1 посредством крышек 31, а также через спрямляющий аппарат тринадцатой ступени КВД 32. Спрямляющий аппарат крепится к переднему фланцу внутреннего кожуха и к кольцу средней подвески 33 в месте соединения ее с корпусом КВД и наружным кольцом диффузора. К внутреннему кожуху в передней внутренней части крепятся кольцо лабиринта 34 тринадцатой ступени КВД, лабиринтные уплотнения масляной полости 35 и кожух вала 10. В обойму внутреннего кожуха вставлен шарикоподшипник 36, который закреплен фланцем 37. В полости кожуха вала к внутреннему кожуху закреплены два жиклера 38 с трубопроводом подвода масла к подшипникам 25. На семь перепускных труб 15 с внешней стороны установлены патрубки 26, направляющие горячий воздух из-за лабиринта тринадцатой ступени КВД вдоль корпуса камеры сгорания. Через патрубки 26 проходят два трубопровода подвода воздуха 28 и четыре трубопровода маслосистемы 17, обслуживающие полость кожуха вала. Два трубопровода 28 служат для наддува межлабиринтных полостей опор КВД и ТВД. Четыре трубопровода маслосистемы 17 включают в себя трубопровод подвода масла, два трубопровода откачки масла из кожуха вала и трубопровод суфлирования кожуха вала. Для осмотра камеры сгорания и первой ступени ТВД имеются лючки осмотра 22, которые закрываются шестью крышками 30 и шестью кронштейнами крепления топливных коллекторов 11. Подвод топлива к форсункам осуществляется по топливным коллекторам 20 первого и второго контура и далее по трубопроводам 9. К коллекторам топливо подводится через штуцеры 27. Крепление топливных коллекторов к кронштейнам 11 выполнено с помощью хомутов 12. Для устранения монтажных и термических напряжений в соединении кронштейнов 11 с хомутами 12 имеются сферические втулки 23. 5.3.1. Корпус камеры сгорания Корпус камеры сгорания (рис. 5.4) нагружен крутящими моментами и осевыми силами со стороны компрессора и турбины. Он работает в условиях высоких давлений и температур. Корпус представляет собой сварную оболочку из никелевого сплава ЭП718, имеющую три по- яса боковых фланцев и два кольцевых фланца 1 и 8 для крепления к корпусам КВД и ТВД. Фланцы 2 служат для крепления штуцеров отбора воздуха на систему регулирования двигателя. На фланцы 3 устанавливаются перепускные и переходные трубы. На фланцы 4 монтируются 78 Глава 5 Рис. 5.4. Корпус камеры сгорания 1 – передний фланец; 2 – фланец крепления штуцеров отбора воздуха; 3 — фланец крепления перепускной и переходной труб; 4 — фланец крепления форсунки и подвески жаровой трубы; 5 — фланец крепления стойки; 6 – люк осмотра газовоздушного тракта; 7 — фланец крепления свечи; 8 – задний фланец; 9 – патрубок отбора воздуха топливные форсунки и подвески жаровых труб. На фланцы 7 устанавливаются свечи зажигания. На фланцы 5 крепятся силовые стойки. Фланцы 6 — лючки осмотра горячей части двигателя. Через патрубки 9, закрепленные на фланцах корпуса, осуществляется отбор воздуха на охлаждение ТВД, систему кондиционирования самолета и систему противообледенения. 5.3.2. Кожух внутренний Кожух внутренний (рис. 5.5) представляет собой сварной узел из кольцевых деталей, в передней части которого имеется коническая стенка, завершающаяся по внутреннему диаметру опорой подшипника 4 КВД. Кожух нагружен реакциями от задней опоры КВД, опоры ТВД и внешним избыточным давлением. Силовые стойки 16 (см. рис. 5.3) частично разгружают внутренний кожух, повышают жесткость всего узла камеры сгорания, предотвращая возникновение резонансных вибрационных режимов. Силовые стойки установлены между жаровыми трубами. Они обдуваются воздухом из-за компрессора и поэтому не подвержены темпе- ратурному воздействию горячих газов камеры сгорания. В средней части конической стенки имеется фланец 2 для крепления кольца лабиринта и окна для сброса воздуха из-за лабиринта тринадцатой ступени КВД. По наружному диаметру коническая стенка завершается фланцем 1 для крепления внутреннего кольца диффузора и спрямляющего аппарата тринадцатой ступени КВД. Внутренний кожух имеет пояс с втулками 5 для установки перепускных и переходных труб и пояс с резьбовыми бобышками 6, в которые ввертываются стойки. Задняя часть кожуха завершена фланцем 7 для соединения с узлами ТВД. 5.3.3. Жаровая труба Жаровая труба (рис. 5.6) представляет собой жаровой трубы. Фронтовое устройство состосварную конструкцию, состоящую из секций 10 ит из осевого 16 и радиального 17 лопаточных и гофрированных колец 9, изготовленных хозавихрителей, из центрального и выходного лодной штамповкой из листового жаростойкого сопел. Завихрители закручивают поток воздуха, сплава ЭП648. В передней части жаровая труба увеличивая интенсивность его турбулентности, имеет головку 4 с приваренной к ней подвесобеспечивают лучшее испарение топлива, покой 2 (13). Сферическая втулка 1 (14) служит вышают качество топливовоздушной смеси. для снижения монтажных и термических напряФронтовое устройство вместе с дефлекжений. В центральное отверстие головки жаротором 6 крепятся к головке жаровой трубы вой трубы установлено фронтовое устройство 5, заклепками 3. Головка 4 жаровой трубы изслужащее для подготовки топливовоздушной готовлена холодной штамповкой. В ее стенке смеси и распределения ее в первичной зоне выполнены два ряда отверстий для подачи Камера сгорания 79 Рис. 5.5. Кожух внутренний 1 – передний фланец; 2 – фланец крепления кольца лабиринта 13-й ступени КВД; 3 – отверстие для сброса воздуха из-за 13-й ступени КВД; 4 – опора подшипника; 5 – втулка для установки перепускной трубы; 6 – бобышка крепления стойки; 7 – задний фланец охлаждающего воздуха. Дефлектор 6 направляет воздух вдоль стенки головки, обеспечивая ее охлаждение. В выходной части жаровая труба имеет рамку 12, которой она соединяется с газосборником и соседними жаровыми трубами. Для уплотнения с соседними жаровыми трубами рамка имеет с одной стороны шип, с другой стороны паз. Для осуществления розжига во всех жаровых трубах при запуске двигателя имеются пламяперебрасывающие патрубки 8, к одному из которых приварена соединительная муфта. Для обеспечения в первичной зоне жаровой трубы требуемого соотношения топлива с воздухом служат отверстия 7. Отверстия 11 уменьшают температуру газа, локализуют зону реакции и обеспечивают требуемый профиль поля температур на выходе из камеры сгорания. Температура стенок жаровой трубы достигает значений 900 — 950 °С. Поэтому при высоких температурах работоспособность жаровой трубы обеспечивается с помощью охлаждающей воздушной пленки, образуемой воздухом, проходящим через щели в гофрированных кольцах 9 и отверстия в головке жаровой трубы 15, а также воздухом, который обтекает жаровую трубу снаружи. Помимо этого, для уменьшения газовой коррозии внутренние поверхности жаровых труб покрыты жаростойкой эмалью. 5.3.4. Газосборник Кольцевой канал газосборника (см. рис. 5.3) образован наружным 6 и внутренним 7 кольцами. На входе в ТВД газосборник обеспечивает минимальную окружную неравномерность полей температуры, давления и скорости и заданную радиальную эпюру температур. Кольца газосборника точеные из жаростойкого сплава ЭП648. В каждом кольце выполнено по семь поясов охлаждения. Первые шесть поясов служат для подвода воздуха, образующего пленочное охлаждение поверхности газосборника, а последний ряд обеспечивает подачу воздуха на охлаждение полок сопловых лопаток первой ступени ТВД. Козырьки напротив отверстий в поясах охлаждения формируют заградительную воздушную пленку, обеспечивая тем самым эффективное охлаждение. Кроме этого, кольца газосборника охлаждаются воздухом, обтекающим их снаружи. Задняя часть наружного кольца газосборника образует корпус соплового аппарата первой ступени ТВД, в который монтируются лопатки. Внутреннее кольцо газосборника заканчивается фланцем, который предназначен для крепления к фланцу опоры соплового аппарата первой ступени. Телескопическое соединение газосборника с жаровыми трубами обеспечивает свободу их теплового расширения друг относительно друга. Внутренние поверхности колец газосборника покрыты жаростойкой эмалью. 80 Глава 5 Рис. 5.6. Жаровая труба 1 – сферическая втулка; 2 – подвеска; 3 – заклепка; 4 – головка жаровой трубы; 5 – фронтовое устройство; 6 – дефлектор; 7 – основные отверстия первого ряда; 8 – пламя перебрасывающий патрубок; 9 – гофрированное кольцо; 10 – секция жаровой трубы; 11 – основные отверстия второго ряда; 12 – рамка; 13 – подвеска свечной жаровой трубы; 14 – сферическая втулка; 15 – отверстия охлаждения дефлектора; 16 – лопатки осевого завихрителя; 17 – лопатки радиального завихрителя 5.3.5. Топливная форсунка Топливная форсунка (рис. 5.7) предназначена для подачи и распыления топлива в камере сгорания. Форсунка центробежного типа, двухканальная, двухсопловая. Главными деталями форсунки являются распылитель первого контура 16 и распылитель второго контура 15, которые совместно обеспечивают качественный распыл топлива на всех режимах работы двигателя. Распыл топлива осуществляется за счет центробежных сил, возникающих при течении топлива под высоким давлением через тангенциальные пазы 20 в камеру закручивания 19 и сопло 18 соответствующего распылителя. Топливо к распылителям подводится через штуцеры 4 и 5 по двум каналам, образованным отверстиями в корпусе 1 и разделительной трубкой 10. Непосредственно у распылителей разделение топлива по контурам осуществляется с помощью переходника 17. Пакет распылителей установлен в стакане 13, навинчиваемом на корпус форсунки 1. Для устранения отложений нагара на соплах распылителей форсунка имеет противонагарный обдув, организованный с помощью кожуха 12, приваренного к стакану 13. Герметичность форсунки во всем диапазоне рабочих температур обеспечивается благодаря металлическим уплотнительным кольцам 14 и 7, сварным швам 21, паяным соединениям 22 и упругому уплотнительному кольцу 9, обжатому втулкой 8. Для защиты каналов форсунки от засорения в штуцеры 4 и 5 установлены топливные фильтры 6. Кожух 2 и теплоизоляция 3 защищают форсунку от перегрева и коксования топлива в каналах. Малорасходный канал первого контура, проходящий в трубке 10, дополнительно теплоизолирован топливом второго контура, обтекающим трубку 10 снаружи. Стабилизатор 11, приваренный к защитному кожуху 2, предназначен для выравнивания воздушного потока, обтекающего форсунку, и равномерного втекания его в осевой завихритель фронтового устройства жаровой трубы. 5.3.6. Свеча зажигания Свеча зажигания с кожухом (рис. 5.8) служит для поджига топлива в жаровых трубах. Свеча зажигания 1 полупроводникового типа имеет два электрода: центральный 6 и боковой 5, между которыми происходит электрический разряд при подаче на свечу высокого напряжения от агрегата зажигания. При этом из разрядного канала 7 происходит выброс плазмы, поджигающей топливо. Для защиты от воздействия высоких тем- ператур свеча зажигания снабжена кожухом 2 с фланцем 11 для крепления к корпусу КС. Защита свечи и самого кожуха осуществляется воздушным потоком, проходящим через воздухозаборное отверстие 3 вдоль свечи и далее вытекающим через отверстия 4 в зазоре между донышком кожуха 9 и отражателем 10. Для исключения отложений нагара в разрядном канале свечи 7 имеются два продувочных отверстия 8. 81 Камера сгорания 5.3.7. Кожух вала Кожух вала сварной конструкции (рис. 5.9), изготовлен из листовой нержавеющей стали 12Х18Н10Т. Кожух вала образует масляную полость между задней опорой ротора КВД и опорой роликоподшипника ТВД. Он представляет собой листовую оболочку с передним 1 и задним 10 фланцами и компенсатором 7 в средней части для исключения монтажных и тепловых напряжений. Последнее обеспечивается, в частности, еще и тем, что конструкция кожуха выполнена из двух частей – передней и задней, которые соединены между собой телескопически, что позволяет им перемещаться друг относительно друга, а связывающий их гофрированный компенсатор обеспечивает герметичность полости кожуха вала. У переднего и заднего фланцев имеются кольцевые коллекторы 2 и 9, служащие для подвода воздуха в межлабиринтные полости опор. Полости коллекторов сообщаются с фланцами 8 крепления трубопроводов наддува лабиринтов. Фланцы 4, 3, 11 служат для крепления трубопроводов откачки масла из полости кожуха вала, подвода масла к опорам, и трубопровода суфлирования полости кожуха вала. Для уменьшения теплоподвода к масляной полости кожух вала покрыт теплоизоляцией 6 с кожухом теплоизоляции 5. 5.4. Эмиссия загрязняющих веществ В настоящее время к авиационным двигателям, применяемым в гражданской и транспортной авиации, предъявляются экологические требования в виде норм на содержание в выхлопных газах загрязняющих веществ. Хотя доля авиации в загрязнении окружающей среды продуктами промышленной деятельности человека составляет всего несколько процентов, в крупных аэропортах с интенсивным воздушным движением доля загрязнения аэропорта и его окрестностей за счет авиации 4 приближается к пятидесяти процентам. По этой причине нормирование выбросов загрязняющих веществ авиационных двигателей базируется на эксплуатационных режимах, характерных для зоны аэропорта и определяемых условно как стандартный взлетно-посадочный цикл. Этот цикл включает все операции, совершаемые самолетом от момента, когда он при заходе на посадку пересечет отметку высоты 900 м и до момента пересечения этой же отметки при наборе высоты после взлета. 9 6 10 18 19 11 1 20 2 3 5 7 1 21 17 16 11 2 15 9 14 22 3 13 12 4 Рис. 5.7. Форсунка 1 – корпус форсунки; 2 – кожух защитный; 3 – теплоизоляция; 4 – штуцер подвода топлива к первому контуру; 5 — штуцер подвода топлива ко второму контуру; 6 – фильтр топливный; 7, 9, 14 – уплотнительное кольцо; 8 – втулка упорная; 10 – трубка разделительная; 11 – стабилизатор; 12 – кожух обдува; 13 – стакан; 15 – распылитель второго контура; 16 — распылитель первого контура; 17 – переходник; 18 – сопло; 19 – камера закручивания; 20 – тангенциальные пазы; 21 – сварной шов; 22 — пайка 10 8 7 6 5 Рис. 5.8. Свеча зажигания с кожухом 1 – свеча зажигания; 2 – кожух свечи; 3 – заборное отверстие; 4 – охлаждающие отверстия; 5 – боковой электрод свечи; 6 – центральный электрод свечи; 7 – разрядный канал свечи; 8 – продувочное отверстие; 9 – донышко кожуха; 10 – отражатель; 11 – фланец кожуха 82 Глава 5 Рис. 5.9. Кожух вала 1 – передний фланец; 2, 9 – коллектор наддува лабиринта; 3, 4, 12, – фланец крепления трубопровода маслосистемы; 5 – кожух теплоизоляции; 6, 11 — теплоизоляция; 7 – компенсатор; 8 — фланец крепления трубопровода наддува лабиринтов; 10 – задний фланец При определении эмиссии загрязняющих веществ нормами ИКАО принят следующий стандартный взлетно-посадочный цикл (табл. 5.1). Для двигателя ПС-90А эмиссионные характеристики за взлетно-посадочный цикл, опре- деленные на начало серийного производства, выглядят в сравнении с нормами следующим образом (табл. 5.2). Как видно из таблицы, двигатель ПС-90А имеет лучшие эмиссионные показатели по сравнению с нормами ИКАО. Таблица 5.1 Характеристика стандартного взлетно-посадочного цикла Относительная тяга двигателя, % от взлетной тяги Этапы цикла Продолжительность цикла, мин Взлет 100 0,7 Набор высоты 85 4,0 Заход на посадку 30 2,2 Руление (земной малый газ) 7 26 Таблица 5.2 Оценка эмиссионных характеристик ПС-90А Загрязняющие вещества Двигатель ПС-90А Нормы ИКАО Несгоревшие углеводороды (СН) г/кН тяги 1,7 19,6 Окись углерода (СО) г/кН тяги 27,5 118 Окислы азота (�� N� Оx) г/кН тяги 79,2 100,7 Дым SN 9,5 21 Механизм образования загрязняющих веществ Окись углерода и несгоревшие углеводороды образуются, в основном, на режиме малого газа и уменьшаются с увеличением режима двигателя. В противоположность этому, выброс окислов азота и дымление несущественны на режиме малого газа и достигают наибольшего значения на взлетном режиме. Окись углерода образуется в первичной зоне камеры сгорания в результате неполного сгорания углеводородного топлива. Продуктами полного сгорания углеводородного топлива являются СО2 и Н2О. Неполное сгорание топлива может происходить вследствие недостаточно эффективного горения на малом газе Камера сгорания или вследствие “замораживания” продуктов неполного сгорания воздухом, охлаждающим стенки жаровой трубы. Несгоревшие углеводороды — это и частицы несгоревшего топлива и продукты разложения топлива в жаровой трубе на более простые углеводороды. С увеличением оборотов двигателя повышаются давление и температура воздуха на входе в камеру сгорания, увеличивается скорость химических реакций в первичной зоне и резко уменьшается выброс несгоревших углеводородов. 83 Окислы азота образуются в результате окисления азота, находящегося в воздухе при температуре выше 1800К в высокотемпературных зонах камеры сгорания. Максимум концентрации NOХ достигается на взлетном режиме. Дымность выхлопных газов связана с образованием коагулированных частиц сажи в высокотемпературных зонах жаровых труб, богатых топливом и имеющих дефицит кислорода. Значительная часть образовавшейся сажи сгорает. Оставшаяся несгоревшая часть сажи и определяет дымность. 6 ТУРБИНА 6.1. Основы теории рабочего процесса в турбине Газовая турбина представляет собой лопаточную машину, в которой потенциальная энергия рабочего тела (сжатого и подогретого газа) преобразуется в механическую энергию на валу турбины. В авиационных воздушно-реактивных двигателях турбина применяется, прежде всего, для привода компрессоров низкого и высокого давления, вентилятора и вспомогательных агрегатов, обслуживающих системы двигателя и самолета. Основными элементами газовой турбины являются неподвижный статор и вращающийся ротор. Статор состоит из корпуса, ряда сопловых аппаратов и других неподвижных деталей турбины. Сопловой аппарат (СА) преобразует потенциальную энергию газа в кинетическую. Он состоит из ряда неподвижных лопаток, расположенных радиально и закрепленных в корпусе (рис. 6.1а). Ротор состоит из вращающегося рабочего колеса (РК) – диска с закрепленными на нем лопатками и вала. Межлопаточные каналы СА и РК турбины являются конфузорными (рис. 6.1б). Совокупность соплового аппарата и рабочего колеса называется ступенью турбины, а кольцевой канал от входа в СА до выхода из РК образует ее проточную часть. Поскольку получить потребную работу в одной ступени турбины с заданным КПД не уда- ется, то в современных авиадвигателях турбины выполняются многоступенчатыми (в частности, турбина двигателя ПС-90А имеет шесть ступеней). Процесс преобразования энергии газа в каждой ступени одинаков. Поэтому принцип работы турбины достаточно рассмотреть на примере одной ступени. При этом параметрам газа в различных сечениях целесообразно присвоить индексы, соответствующие обозначению сечения (рис. 6.1в). Состояние газа на входе в турбину характе* ризуется давлением p0 и температурой T0* . Течение газа между сечениями 0 – 0 и 1 –1 осуществляется в криволинейных сужающихся каналах соплового аппарата, в которых происходит процесс расширения газа, сопровождающийся падением давления и температуры (p1 < p0, T 1 < T 0 ) и увеличением скорости (c 1 > c 0 ). При этом в результате поворота потока обеспечивается его надлежащая закрутка на входе в рабочее колесо. По отношению к лопаткам рабочего колеса, движущимся с окружной скоростью u, газ имеет относительную скорость w1, которая определяется как разность векторов абсолютной c1 и окружной u скоростей (рис. 6.1г). В сужающихся и криволинейных межлопаточных каналах РК происх одит поворот потока и дальнейшее расширение газа, сопровождаемое уменьшением его полного давления 85 Турбина г) а) б) в) Рис. 6.1. Схема и основные параметры ступени турбины ( p2* < p1* ) и температуры торможения ( T2* < T1* ). При этом относительная скорость потока возрастает от w1 до w2. Абсолютная скорость газа в РК уменьшается от c1 до c2. Это происходит вследствие того, что большая часть кинетической энергии газа, полученной в результате его расширения в СА и РК, преобразуется в механическую работу вращения колеса. Таким образом, течение газа через систему лопаток СА и РК может рассматриваться как течение через систему неподвижных и вращающихся сопел с увеличением абсолютной скорости в сопловом аппарате и относительной – в рабочем колесе, а также уменьшением давления и температуры в обоих элементах. Основными геометрическими параметрами решетки профилей элементарной ступени являются (рис.6.1): b — хорда профиля лопатки; t — шаг решетки; t = t / b — относительный шаг решетки; b =b / t — густота решетки; h = hл / b — удлинение лопаток; γ — угол установки профиля в решетке; β1л — входной угол профиля, образованный касательной к средней линии профиля в передней кромке и фронтом решетки; β2л — выходной угол профиля, образованный касательной к средней линии в задней кромке и фронтом решетки. Углы входа и выхода потока в решетке соплового аппарата принято обозначать буквой α с индексом соответствую щего сечения. К основным кинематическим параметрам элементарной ступени (рис.6.1) относятся: с0, α0 и с1, α1— скорости и углы потока соответственно на входе и выходе из СА; w1 и β1 скорость и угол потока на входе в решетку РК в относительном движении; i = β1л – β1 — угол атаки; с2, w2, α2 и β2 — скорости и углы потока на выходе из решетки РК в абсолютном и относительном движении; δ = β2 – β2р— угол отставания потока, где β2р = arcsin� �� a / t. Связь между кинематическими параметрами решетки находится из треугольников скоростей. При этом проекциям скоростей на осевое направление присваивают индекс «а», на окружное направление – индекс «u». Положительными направлениями считаются направления по потоку и вращению РК. Величина окружной скорости u является одним из основных параметров турбины и на среднем радиусе изменяется от u = 270 – 370 м/�� c�� до 450 – 500 м/�� c��. Значения �� осевой скорости с0 на входе в СА первой ступени колеблются в пределах от 150 до 200 м/с. Осевая скорость на выходе из лопаток РК последней ступени, определяющая длину лопаток этой ступени, достигает значений с2а = 200 – 350 м/с и более. Помимо абсолютных значений параметров при проектировании турбин важное значение имеют относительные параметры: 1. π*ñт = p0* / p2* — степень расширения газа (степень понижения давления), которая изменяется в пределах π*ñт = 1,3 − 4 ; 2. Степень реактивности ступени, равная отношению располагаемого теплоперепада в рабочем колесе к располагаемому теплоперепаду в ступени, т.е. ρ = Hк / H. Значения ρ могут изменяться в диапазоне от 0 до 1. При ρ = 0 ступень называется активной. В ступенях такого типа весь располагаемый теплоперепад реализуется в СА, а в межлопаточных каналах РК 86 Глава 6. постоянной площади происходит только разворот потока без его ускорения в относительном движении (т.е. w1 = w2). Авиационные турбины — реактивные. Ступени таких турбин на среднем радиусе имеют значения ρ = 0,3 – 0,4. 3. Коэффициент нагрузки ступени представляет собой отношение эффективной работы ступени к u2, т.е. µт = Lт / u2. Величина µт характеризует нагруженность ступени при заданной окружной скорости. Для авиационных турбин на среднем радиусе µт = 1,3 – 2,7. ñ2 Число Ìñ2 = по абсолютной скоkRT2 рости на выходе из ступени. Для первых ступеней М с2 = 0,3 – 0,35, для последней Мс2 = 0,55 – 0,6. Воздействие потока газа, обтекающего лопатки РК, характеризуется гидродинамическими силами давления и трения, возникающими на поверхностях лопаток. О кружные составляющие этих сил создают крутящий момент. Согласно уравнению Эйлера о моменте количества движения работа 1 кг газа на окружности колеса Lu = c1u86 u1 – (–c2uu2) = u (w1 cosβ1 + w2 cosβ2) = = u ∆cu = u ∆wu = u (w1u + w2u), где c1u, w1u, c2u, w2u – тангенциальные составляющие абсолютной и относительной скорости газа соответственно перед и за колесом. Применение большего числа ступеней позволяет повысить КПД турбины в целом. Это обусловлено, прежде всего, следующими причинами: 1. Получение оптимального отношения u / сa�д, приводящего к уменьшению потерь с выходной скоростью; 2. Пониженные уровни скоростей (и, как следствие, незначительные потери) в межлопаточных каналах; 3. Использование эффекта частичного возврата тепла трения от потерь в предыдущей ступени дл я получения полезной работы в последующих ступенях. В результате, в отличие от многоступенчатого компрессора, КПД многоступенчатой турбины в целом получается выше, чем у отдельной ступени. В то же время многоступенчатая турбина отличается сложностью конструкции и значительной массой. Помимо этого, малые перепады давлений обуславливают малые перепады температур, вследствие чего первые ступени турбины работают в условиях более высоких температур. Это приводит к необходимости интенсивного охлаждения лопаток, что связано с дополнительной затратой работы. Как и для многоступенчатого компрессора, работа турбины в целом равна сумме работ n n ступеней: Lт = ∑ Lñт i = ∑ µ i ui2 i =1 i =1 Степень понижения давления в турбине ð π*ñт = π*I ñт ⋅ π*II ñт ⋅ ... ⋅ π*N ñт = n ∏π i =1 * i ñт Из-за эффекта возврата тепла КПД турбины η*т > η*ст. и при η*с т= const�� может �� быть оценен по формуле Б.С. Стечкина: * η*т = 1 − (1 / π*т )ηñт (k −1) / k 1 − (1 / π*т )(k −1) / k Повышение КПД турбины обусловлено, прежде всего, снижением всех видов гидравлических потерь в ее проточной части. Обычно эти потери подразделяются на три основных вида: 1. Профильные потери, которые обусловлены трением и вихреоб разованием в пограничном слое при обтекании лопаток. 2. Концевые потери, возникающие от вторичных течений в концевой части межлопаточного канала РК и от перетекания в радиальном зазоре. 3. Дополнительные потери, вызванные взаимодействием охлаждающего воздуха при смешении его с основным потоком, перетеканием через лабиринтные уплотнения и щели, трением дисков о газ и др. Турбины современных авиационных двигателей должны удовлетворять следующим основным требованиям: – сохранять высокие значения КПД на всех режимах работы; – обеспечивать безотказную работу при температуре газов перед турбиной 1 250 – 1 300 К – для неохлаждаемых лопаток и 1 300 – 1 700К – для охлаждаемых; – иметь низкую удельную массу (≈ 0,007 кг/кВт для ТВД и ≈ 0,014 кг/кВт для ТНД), т.к. масса турбины составляет не менее 20 % массы двигателя; – иметь высокие экономические и технологические показатели производства, поскольку стоимость турбины составляет примерно 20 % стоимости двигателя; – обеспечивать низкие эксплуатационные затраты при возможно более высоких значениях гарантийной наработки и ресурса. Указанные требования обеспечиваются как рядом конструктивных решений, так и применением жаростойких и жаропрочных сплавов, специальных покрытий (износостойких, жаростойких, термобарьерных от эрозионно-коррозионного воздействия газов), эффективного охлаждения деталей, а также поддержанием низкого уровня вибронапряжений в деталях. Турбина 87 6.2. Общая характеристика конструкции узла турбины В ТРДД узел осевой реактивной шестиступенчатой двухвальной турбины ПС-90А (рис. 6.2) состоит из двухступенчатой турбины высокого давления (ТВД) и четырехступенчатой турбины низкого давления (ТНД). ТВД приводит во вращение ротор КВД, ТНД – ротор вентилятора с подпорными ступенями. Схема турбины (2 + 4) выбрана из расчёта получения высоких КПД узлов. Роторы ТВД и ТНД связаны между собой только газодинамически и вращаются с различной частотой вращения. Направление вращения роторов левое при виде со стороны реактивного сопла. Для уменьшения критической частоты вращения и снижения уровня вибраций опоры ТВД и задняя опора ротора ТНД выполнены упруго-демпферными. В целях повышения технологичности деталей турбины внутренний диаметр проточной части ТВД выполнен постоянным. По аналогичному закону профилирования выполнена проточная часть IV�� –�� VI�� ступеней ТНД. Для повышения КПД узлов и снижения удельного расхода топлива двигателя турбина снабжена системой активного регулирования радиальных зазоров между торцами (бандажными полками) рабочих лопаток и корпусом. При работе двигателя поддержание этих зазо- ров ближе к нижнему пределу обеспечивается за счёт обдува воздухом корпусов турбины. Для снижения удельного расхода топлива при pвх < 0,5 кг/см2 на номинальном и крейсерском режимах работы двигателя вводится частичное отключение подачи воздуха на охлаждение рабочих лопаток I�� и II�� ступеней. Контроль температурного состояния рабочих лопаток I�� ступени осуществляется с помощью двух оптических пирометров 10, установленных в СА II�� ступени. Для обеспечения технологичности при переборках двигателя, его локальном ремонте или ремонте в условиях эксплуатации турбина имеет модульную конструкцию, которая включает модули: ТВД и ТНД, сопловой аппарат �� I�� ступени 8 и опора 7 ТВД входят в базовый модуль двигателя, а задняя опора 17 ротора ТНД входит в модуль задней опоры двигателя. Конструкция сопловых аппаратов турбины имеет соответствующие лючки для инструментального контроля и визуального осмотра деталей газовоздушного тракта. Согласно требованиям НЛГС-3 ротор ТНД имеет систему защиты от раскрутки в случае нарушения кинематической связи с компрессором. 6.3. Турбина высокого давления 6.3.1. Статор ТВД ТВД состоит из сопловых аппаратов I�� и �� II� ступеней, опоры роликового подшипника и ротора, включающего рабочие колеса �� I�� и II� �� ступеней, вал и подшипник (рис. 6.3). Сопловой аппарат �� I�� ступени состоит из тридцати семи охлаждаемых двухполостных лопаток 6, расположенных между наружным и внутренним кольцами газосборника камеры сгорания, опоры соплового аппарата 2, перфорированного кольца 5, промежуточного 9 и разрезного 10 колец. Между верхними и нижними полками лопаток и секторами разрезного кольца установлены проставки, предотвращающие утечки охлаждающего воздуха. Наружные полки сопловых лопаток с помощью Г-образных выступов крепятся к наружному кольцу газосборника и фиксируются в окружном положении за выступы в кольце, в осевом направлении – промежуточным кольцом. Внутренние полки лопаток своими задними буртиками входят в кольцевую канавку опоры СА, а передними – в канавку, образованную опорой СА и фланцем внутреннего кольца газосборника. Такое крепление лопаток обеспечивает компенсацию теплового расши- рения в радиальном направлении, в окружном направлении они могут расширяться за счёт зазора между полками. Наружное кольцо 7 газосборника фланцем совместно с промежуточным кольцом (в сборе с разрезным кольцом 10) крепится к диффузору камеры сгорания с помощью болтов. Внутреннее кольцо газосборника 3 фланцем крепится к опоре СА (2) болтами. Между нижними полками лопаток 6 и опорой 2 СА закреплено перфорированное кольцо 5, служащее для охлаждения нижних полок лопаток. Опора 2 СА сварной конструкции; конусная часть опоры своим передним фланцем совместно с фланцем опоры роликоподшипника 7 (рис. 6.2) крепится болтами к внутреннему кожуху камеры сгорания. К заднему фланцу опоры крепится крышка 4 (рис. 6.3), которая своим внутренним фланцем вместе с фланцами лабиринтов крепится к опоре роликового подшипника. Цилиндрическая часть опоры СА имеет П-образный выступ, служащий термокомпенсатором, обеспечивающим свободу теплового расширения нижних полок лопаток СА в осевом направлении. Рис. 6.2. Турбина двигателя ПС-90А 1 – ограничитель прогиба вала ТНД; 2 – стяжная втулка; 3 – кольцо сферическое; 4 – кольцо; 5 – шлицевой замок; 6 – кольцо стопорное; 7 – опора ТВД; 8 – СА I�� ступени; 9 – ротор ТВД; 10 – пирометр оптический; 11 – СА II ступени; 12 – СА III ступени; 13 – ротор ТНД; 14 – СА IV�� ступени; 15 – СА �� V�� ступени; 16 – СА �� VI�� ступени; 17 – задняя опора ТНД 88 Глава 6. Турбина 89 Рис. 6.3. Турбина высокого давления 1 – фланец лабиринта верхний; 2 – опора СА �� I�� ступени; 3 – кольцо газосборника внутреннее; 4 – крышка; 5 – кольцо перфорированное; 6 – лопатка СА I�� ступени; 7 – кольцо газосборника наружное; 8 – демпфер; 9 – кольцо промежуточное; 10 – кольцо разрезное; 11 – лопатка СА �� II�� ступени; 12 – лента; 13 – кольцо наружное; 14 – кольцо разрезное; 15 – лопатка СА �� III�� ступени; 16 – рабочая лопатка �� II�� ступени; 17 – рабочая лопатка �� I�� ступени; 18 – дефлектор диска I�� ступени; 19 – диск II�� ступени; 20 – диск промежуточный задний; 21 – диск промежуточный передний; 22 – лабиринт; 23 – гайка; 24 – лабиринт; 25, 26 – фланец; 27 – диск I�� ступени; 28 – дефлектор диска I�� ступени; 29 – лабиринт двойной; 30 – лабиринт; 31 – кольцо регулировочное; 32 – роликоподшипник ТВД; 33 – гайка; 34 – вал Осевое усилие, действующее на СА �� I�� ступени и направленное в сторону сопла, передаётся от наружных полок лопаток через промежуточное кольцо 9 на диффузор камеры сгорания, а от внутренних полок через опору 2 СА на внутренний кожух камеры сгорания. Радиальные усилия от роликового подшипника ТВД передаются на внутренний корпус камеры сгорания и далее на наружный корпус через силовые стержни, установленные между жаровыми трубами в головной части КС. Лопатки СА �� I�� ступени изготовлены из жаропрочного сплава ЖС-6У-ВИ методом точного литья по выплавляемым моделям. Для повышения жаростойкости материала наружные поверхности пера и полок и внутренние полости пера алитируются, а во внутренние полости лопаток устанавливаются дефлекторы для обеспечения эффективного охлаждения лопаток. На пере и полках выполнены отверстия малого диаметра для плёночного охлаждения лопаток. Промежуточное кольцо 9 собрано с разрезным кольцом 10, состоящим из 37 секторов. Зазор между секторами даёт им возможность свободного теплового расширения в окружном направлении и предотвращает их коробление. На внутренней поверхности секторов нарезаны мелкие кольцевые канавки для улучшения приработки торцев рабочих лопаток �� I�� ступени. Промежуточное и разрезное кольца изготовлены из жаропрочных сплавов соответственно ЭИ437БУ-ВД и ЭИ868. От осевого перемещения разрезное кольцо с передней стороны фиксируется промежуточным кольцом, а с задней стороны – передним торцем наружного кольца СА II�� ступени. 90 Глава 6. Сопловой аппарат �� II�� ступени состоит из наружного кольца 13, сорока семи охлаждаемых лопаток 11, ленты 12, разрезного кольца 14, состоящего из 36 секторов, проставок между верхними и нижними полками лопаток и секторами, служащими для уплотнения стыков. Наружные полки лопаток с помощью Г-образных выступов крепятся к наружному кольцу и фиксируются в нем штифтами. Нижние полки лопаток фиксируются относительно друг друга выступами и имеют на внутренней поверхности соты, образующие в месте с гребешками промежуточных дисков ротора ТВД лабиринтное уплотнение. Осевое и окружное усилия, действующие на лопатки СА, передаются через болты крепления переднего фланца наружного кольца 13 к промежуточному кольцу 9 и далее на диффузор камеры сгорания. Между полками сопловых лопаток и секторами разрезного кольца имеется зазор, обеспечивающий возможность их теплового расширения в окружном направлении. Консольное крепление лопаток обеспечивает им возможность теплового расширения в ра- диальном направлении. Разрезное кольцо 14 состоит из 36 секторов, которые крепятся к наружному кольцу штифтами. Лопатки СА изготовлены из жаропрочного сплава ЖС6У-ВИ методом точного литья по выплавляемым моделям. Для повышения жаростойкости материала наружные поверхности пера и полок и внутренние полости пера алитируются, во внутренние полости лопаток устанавливаются дефлектор для обеспечения эффективного охлаждения пера. Наружное кольцо и разрезное изготовлены из жаропрочного сплава ЭИ437БУ–ВД, лента – из материала ЭИ868, проставки – из материала ЭП199–ВД. В сопловом аппарате имеются лючки для осмотра сопловых и рабочих лопаток, контроля натяга по бандажным полкам рабочих лопаток II�� ступени, постановки оптических пирометров и подвода воздуха на охлаждение лопаток. Оптические пирометры устанавливаются в СА II�� ступени для контроля температурного состояния рабочих лопаток �� I�� ступени, максимально допустимая температура которых не должна превышать 1020 °С. 6.3.2. Ротор ТВД Ротор турбины высокого давления (рис. 6.3) тягивается гайкой 33, которая от отворачивания состоит из вала 34, диска �� I�� ступени 27 с дефлекконтрится пластинчатыми замками. тором 28 и 73-мя рабочими лопатками 17, диска Диск 27 I�� ступени и диск 19 II�� ступени изгоII�� ступени 19 с дефлектором 18 и 80-ю рабочими товлены из жаропрочного сплава ЭП741–НП. лопатками 16, переднего 21 и заднего 20 промеЗаготовки дисков изготавливаются из гранул жуточных дисков, роликового подшипника 32, путем горячего изотермического прессования. деталей лабиринтного уплотнения и крепежных На ободах дисков имеются пятизубые замки деталей. Изготовленный из материала ЭП–517Ш «елочного» типа для крепления рабочих ловал 34 ротора ТВД – полый, в передней части паток. К переднему фланцу диска 27 I�� ступеимеет наружные шлицы, в задней – �� Z�� –образни винтами крепится дефлектор 28, который ный фланец, в который запрессованы призонные фиксирует от осевого перемещения двойной штифты и болты. С передней стороны фланца лабиринт 29, установленный на вал. Дефлеквала с помощью болтов крепится диск �� I�� ступетор соединен с диском по ободной части «пуни 27, с задней стороны фланца вала на штифты шечным» замком и удерживает рабочие лоустановлен диск 19 II�� ступени, который в осепатки 17 I�� ступени от осевого перемещения. вом направлении закреплен гайкой 23, которая, На передней стенке дефлектора имеется выступ в свою очередь, болтами крепится к лабиринс кольцевыми гребешками, который вместе с ту 22, вставленному в вал и зафиксированному верхним фланцем лабиринта 1 образует лабив окружном направлении штифтами. Через приринтное уплотнение. К заднему фланцу дисзонные болты и штифты передается крутящий ка 19II�� ступени крепится винтами дефлектор момент с дисков на вал ротора ТВД. 18, который в ободной части соединен с диском Вал ТВД соединяется с валом КВД шлице«пушечным» замком и удерживает рабочие ловым соединением и стяжной втулкой 2 (рис. 6.2). патки 16 II�� ступени от осевого перемещения. Эта стяжная втулка вворачивается в вал ТВД и На наружной поверхности ободной части деконтрится шлицевым замком 5, который фикфлектора имеются гребешки, которые вместе сируется в осевом направлении пружинным с сотами на внутренней поверхности сопловых кольцом 6. Компенсация возможного перекоса лопаток 15 III�� ступени турбины образуют лабивалов ТВД и КВД при сборке и в работе обесперинтное уплотнение. чивается установкой двух сферических колец 3 Дефлекторы 28 и 18 служат для снижения и 4 (рис. 6.2). В средней части вала устанавтемпературы дисков и организации подвода ливаются двойной лабиринт 29, лабиринт 30, воздуха на охлаждение рабочих лопаток �� I�� и регулировочное кольцо 31, внутреннее кольцо II�� ступеней. Дефлекторы изготовлены из жароликоподшипника 32 (рис. 6.3). Весь пакет заропрочного сплава ЭП742–ИД. Лабиринт 22 Турбина в ободной части имеет кольцевую канавку, в которую вставлены два разрезных кольца, которые, центрируясь по дефлектору 18, образуют уплотнение воздушной полости. На внутреннюю поверхность лабиринта 22 и его кольцевого выступа наносится истираемое покрытие. Указанные поверхности вместе с лабиринтом 24 ротора ТНД образуют лабиринтное уплотнение, которое одновременно является и разгрузочной полостью ротора ТНД. Для организации уплотнения проточной части между дисками I�� и �� II�� ступеней ротора ТВД и охлаждения задней стороны диска I�� ступени, передней стороны диска II�� ступени и рабочих лопаток �� II�� ступени расположены передний 21 и задний 20 промежуточные диски. Промежуточные диски в ободной части центрируются по проточкам в дисках 27 и 19 и имеют на наружной поверхности гребешки, которые совместно с сотами на лопатках СА II�� ступени образуют лабиринтное уплотнение. Одновременно промежуточные диски фиксируют рабочие лопатки 17 I�� ступени от осевого перемещения назад, а рабочие лопатки 16 II�� ступени – вперед. В ступичной части промежуточные диски имеют торцевые выступы, в которые входят пазы переднего 26 и заднего 25 фланцев. Фланцы 26 и 25 крепятся к фланцу вала ТВД и фиксируют промежуточные диски в окружном направлении. Промежуточные диски изготовлены из жаропрочного сплава ЭП741–НП. Заготовки дисков изготавливаются из гранул путем горячего изотермического прессования. Рабочие лопатки 17 I�� ступени и 16 II�� ступени литые, изготавливаются из жаропрочного сплава ЖС26ВСНК методом высокоскоростной направленной кристаллизации, охлаждаемые. Рабочие лопатки 17 I�� ступени без бандажных полок, полые. Для повышения эффективности охлаждения внутри лопатки имеются цилиндрические перемычки, «штырьки», отлитые за одно целое со стенками – интенсификаторы, расположенные в шахматном порядке, и два 91 ребра вдоль пера лопатки. Охлаждающий воздух из внутренней полости пера выходит через два ряда отверстий на входной кромке и щель на корытце у выходной кромки в проточную часть. Между удлиненными ножками замковой части лопаток устанавливаются демпферы 8 для уменьшения вибронапряжений. Для повышения жаростойкости лопаток наружная и внутренняя поверхности пера подвергаются газовому алитированию. Кроме того, на наружную поверхность пера наносится покрытие СДП–2, а на входную кромку еще и ВСДП–16. Рабочие лопатки 16 II�� ступени с бандажными полками зигзагообразной формы. При постановке в диск по контрактным граням бандажных полок за счет упругой закрутки пера лопаток создается натяг для снижения вибронапряжений. Наличие натяга по полкам лопаток контролируется в процессе эксплуатации через лючок в СА. Для сохранения натяга по полкам в процессе эксплуатации на контактные грани бандажных полок наносится износостойкое покрытие. На наружной поверхности бандажных полок имеются три гребешка, которые вместе с разрезным кольцом 14 СА II�� ступени образуют уплотнения, препятствующие перетеканию газа через радиальный зазор. Для повышения эффективности охлаждения во внутренней полости пера лопаток имеются цилиндрические перемычки, «штырьки», отлитые за одно целое со стенками – интенсификаторы, расположенные в шахматном порядке. Во внутреннюю полость пера охлаждающий воздух подводится через три канала в замковой части и выходит в зазор между бандажной полкой и разрезным кольцом СА II�� ступени. Для повышения жаростойкости лопаток наружная и внутренняя поверхности пера подвергаются газовому алитированию. Количество лопаток в рабочем колесе I�� ступени – 73 шт., II�� ступени – 80 шт. Динамическая балансировка ротора ТВД осуществляется за счет постановки грузиков на дефлекторы дисков I�� и II�� ступеней. 6.3.3. Опора ТВД Опора 3 ТВД (рис. 6.4) расположена перед дисками ротора ТВД и является задней (основной) опорой ротора. Передней опорой ротора служит шариковый подшипник КВД, с которым вал ТВД соединен шлицевыми соединениями, т.е. диски расположены на валу консольно. Шариковый подшипник КВД воспринимает как радиальные, так и осевые усилия от роторов КВД и ТВД. Роликоподшипник ТВД воспринимает только радиальные усилия и через опору передает их на внутренний кожух камеры сгорания. Для снижения критической частоты вращения ротора ниже оборотов малого газа и демпфирования колебаний ротора опора выполнена упруго-демпферной. Упруго-демпферный элемент состоит из наружной рессоры 16, запрессованной во внутреннюю поверхность среднего фланца опоры, и внутренней рессоры 17. Между собой рессоры соединены винтами. Упругими элементами рессор являются цилиндрические участки с выполненными в них окнами – «беличьи колеса». Между наружной и внутренней рессорами с помощью маслоуплотнительных колец образована полость, в которую поступает масло. Эта масляная полость является демпфирующей. 92 Глава 6. Рис. 6.4. Опора ТВД 1 – кольцо регулировочное;2 – фланец опоры СА �� I�� ступени; 3 – опора роликоподшипника; 4 – кожух; 5 – фланец; 6 – крышка; 7 – фланец лабиринта верхний; 8 – фланец; 9 – кольцо уплотнительное; 10 – фланец лабиринта; 11 – фланец нижний; 12 – лабиринт; 13 – гайка; 14 – роликоподшипник ТВД; 15 – жиклер; 16 – рессора наружная; 17 – рессора внутренняя Передним фланцем опора совместно с эксцентриковым регулировочным кольцом 1, кожухом 4 и фланцем 2 опоры СА �� I�� ступени крепится винтами к внутреннему кожуху камеры сгорания. При сборке двигателя эксцентриковым кольцом регулируется соостность опоры ТВД и ротора КВД. К заднему фланцу опоры крепится винтами кожух 4, фланцы лабиринтов 8 и 5, крышка 6, фланец лабиринта верхний 7. Фланцы 5 и 8 одновременно являются «аппаратами закрутки» охлаждающего воздуха за счет применения в них лопаточного канала. Средним фланцем опора вместе с фланцем лабиринта 10 крепится винтами к кожуху вала камеры сгорания. Во внутреннюю рессору 17 устанавливается наружное кольцо роликового подшипника 14 и нижний фланец 11, которые затягиваются гайкой 13. В две канавки на наружной поверхности нижнего фланца 11 устанавливаются по два уплотнительных разрезных кольца 9, препятствующие попаданию горячего воздуха в подшипник, а внутренняя поверхность фланца 11 вместе с лабиринтом 12 образует лабиринтное уплотнение. Для смазки подшипника и в масляный демпфер масло поступает по трубопроводу и далее через два жиклера 15 попадает под сепаратор подшипника с передней стороны, а через два отверстия в нижнем фланце 11 масло из полости масляного демпфера поступает под сепаратор с задней стороны. 6.4. Турбина низкого давления Конструкция ТНД (рис. 6.5) состоит из сопловых аппаратов 5, 6, 7, 8 соответственно III�� —V�� I�� ступеней, ротора и опоры роликового подшипника 11. Конструкция сопловых аппаратов ТНД аналогична конструкции соплового аппарата �� II�� ступени ТВД. Число лопаток СА �� III� ступени – 67 шт., СА �� IV�� —�� VI�� ступеней по 79 шт. Различие заключае тся в том, что лопатки СА ТНД неохлаждаемые, не пустотелые. СА V�� и VI� �� ступеней не имеют разрезных колец. Сопловые лопатки ТНД отливаются из жаропрочного сплава ЖС6У методом точного литья по вы- Турбина 93 Рис. 6.5. Турбина низкого давления 1 – вал; 2, 9, 15 – лабиринт; 3 – дефлектор; 4, 10 – кольцо; 5 – СА �� III�� ступени; 6 – СА �� IV�� ступени; 7 – СА V�� ступени; 8 – СА �� VI�� ступени; 11 – опора роликоподшипника; 12 – роликоподшипник задний; 13 – индуктор; 14 – кольцо регулировочное; 16, 17, 20, 21, 23 – гайка; 18, 22 – штифт; 19 – вал переходный; 24 – труба плавляемым моделям, наружные и разрезные кольца изготовлены из жаропрочного материала ЭИ437БУ-ВД. Окружные и осевые усилия, действующие на СА, передаются через болты их крепления на задний фланец СА II�� ступени ТВД и далее на диффузор камеры сгорания. 6.4.1. Ротор ТНД Ротор ТНД состоит из вала 1, переходного стороны фланца на эти же штифты крепится вала 19, рабочих колёс �� III�� -�� VI�� ступеней, заднего рабочее колесо �� VI�� ступени и затягивается гайроликового подшипника 12, деталей лабиринкой 17, которая контрится лабиринтом 15. тных уплотнений и крепления. На заднем конце вала смонтированы: лабиВал ТНД выполнен полым. На передней ринт 15, регулировочное кольцо 14, внутреннее части вала выполнены внутренние шлицы кольцо роликоподшипника 12. Весь пакет стядля соединения с валом вентилятора. В средней гивается индуктором 13. части вала имеется фланец и наружные шлицы. Внутри вала 1 установлена труба 24, между С передней части фланца на запрессованные ней и валом из задней опоры поступает воздух призонные штифты 22 ставится рабочее колесо для охлаждения ротора ТНД. Внутри этой трубы III�� ступени и затягивается гайкой 23. С задней происходит сброс горячего воздуха из-за ТВД стороны фланца на эти же штифты ставится на срез сопла. колесо �� IV�� ступени и затягивается гайкой 21. Рабочие колёса ротора ТНД имеют аналоВал 1 наружными шлицами соединяется гичную конструкцию. Диски IV�� , �� V��, VI�� ступеней с переходным валом 19, который фиксируется взаимозаменяемы. На каждом диске с помощью в осевом направлении гайкой 16. Переходный пятизубых замков типа “ёлочка” закреплены вал имеет на наружной поверхности фланец. рабочие лопатки: �� III�� ступени – 91 шт., �� IV��, �� V��, С передней стороны фланца на призонные VI�� – 101 шт. штифты 18 устанавливается рабочее колесо Фиксация рабочих лопаток от осевого пеV�� ступени и затягивается гайкой 20, с задней ремещения осуществляется кольцами 4 и 10 94 Глава 6. и лабиринтами 9. Лабиринты 9 совместно с сотами на внутренней поверхности сопловых лопаток IV�� -�� VI�� ступеней образуют уплотнение, препятствующее перетеканию газа из проточной части. Кольца и лабиринты крепятся к дискам призонными болтами. Рабочие лопатки всех ступеней ТНД имеют бандажные полки, при сборке ставятся с натягом по зигам бандажных полок для снижения вибронапряжений. В сборе полки образуют кольцевой бандаж с гребешками на наружной поверхности благодаря чему уменьшаются утечки газа через радиальный зазор. Диск III�� ступени с передней стороны закрыт дефлектором 3, что снижает тепловые нагрузки этого диска. К дефлектору 3 болтами крепятся гайка 23 и лабиринт 2. Рабочие лопатки ТНД неохлаждаемые, отлиты из жаропрочного сплава ЖС6У-ВИ. Диски изготавливаются из жаропрочного сплава ЭИ698-ВД. После затяжки гаек 23, 21, 20, 17, 16 по торцам лабиринтов 9 создаётся натяг, обеспечивающий достаточную жёсткость ротора. Дина6.4.2. Опоры Ротор ТНД двухопорный: передней опорой является роликовый подшипник задней опоры вентилятора, задней — роликовый подшипник 12, расположенный за турбиной низкого давления. Обе опоры воспринимают только радиальные усилия. Осевые усилия от роторов ТНД и вентиляторов с подпорными ступенями воспринимает шариковый подшипник передней опоры вентилятора. На заднем конце вала мическая балансировка ротора ТНД осуществляется за счёт постановки грузиков на диски III�� —�� VI�� ступеней, длинный вал 1 балансируется отдельно перед постановкой в ротор. В соответствии с требованиями НЛГС-3 двигатель ПС-90А имеет систему защиты ротора ТНД от раскрутки в случае нарушения кинематической связи роторов ТНД и вентилятора, например, разрушения валов, что может привести к разрыву дисков и корпусов двигателя. Система защиты ротора от раскрутки служит для предотвращения такой аварийной ситуации. Частота вращения ротора ТНД измеряется индукционными датчиками ДТА-10Е 7 (рис. 6.6) которые находятся над индуктором 9 (рис. 6.6). Если частота вращения ротора превысит максимально-допустимую величину на I�� 000 об/мин, то система топливопитания двигателя автоматически в течение 0,2 сек, отсекает подачу топлива. В случае нарушения кинематической связи ротора ТНД с ротором вентилятора ротор ТНД смещается назад на сопловые аппараты и происходит его самоторможение. ротора ТНД ТНД расположены: лабиринт 14, кольцо регулировочное 12, внутреннее кольцо роликового подшипника 11, весь пакет деталей стягивается индуктором 9, который контрится «чашечным замком» 10. Взаимное монтажное расположение наружного и внутреннего колец роликового подшипника с учётом разного теплового расширения ротора и статора подбирается регулировочным кольцом 12. Рис. 6.6. Задняя опора ТНД 1, 7 – фланец лабиринта; 2, 12 – кольцо регулировочное; 3 – опора роликоподшипника; 4 – рессора внутренняя; 5 – крышка; 6 – датчик индукционный; 8, 13 – гайка; 9 – индуктор; 10 – замок; 11 – роликоподшипник; 14 – лабиринт Турбина На наружной поверхности вала ротора ТНД (в районе переходного вала КВД) имеется кольцевой бурт, который совместно со специальным ограничителем 1 (см. рис. 6.2) в переходном валу ротора КВД препятствует возможному прогибу длинного вала ТНД в процессе работы двигателя. Задняя опора ротора ТНД (рис. 6.6) упругодемпферная и состоит из опоры 3, внутренней рессоры 4, крышки 5, фланцев лабиринтов 1 и 7, кольца регулировочного (эксцентрикового) 2, труб подач и откачки масла и трубы суфлирования. Наружное кольцо роликового подшипника установлено во внутреннюю рессору 4, затянуто гайкой 13, которая закреплена пластичным замком. Внутренняя рессора монтируется в опору с небольшим зазором и соединяется с ней 95 винтами. С помощью маслоуплотнительных колец между опорой и внутренней рессорой образована полость, в которую поступает масло. Эта масляная полость является демпфирующей. Опора и внутренняя рессора имеют с задней стороны упругие элементы типа «беличьи колеса». Кольцом регулировочным (эксцентриковым) 2 при сборке обеспечивается соосность роликового подшипника ТНД с ротором ТВД. Трубы подвода, откачки масла и суфлирования крепятся к крышке 5 роликового подшипника, к ней же крепятся и индукционные датчики 6 частоты вращения ротора ТНД системы защиты от раскрутки. Для смазки подшипника масло подводится через жиклер и подаётся на беговую дорожку. Фланцы лабиринтов 1 и 7 вместе с сопряженными деталями образуют уплотнение масляной полости задней опоры ТНД. 6.5. Охлаждение турбины Схема охлаждения турбины представлена на рис. 6.7. Турбина двигателя ПС-90А работает в условиях высокой температуры газов перед турбиной, которая на взлетном режиме при t�н = ± 30 оС достигает ТСА = 1 640 К. Схема охлаждения турбины выбиралась из условия обеспечения высокой экономичности двигателя, т.е. воздух на охлаждение деталей отбирается как можно более низкого давления и температуры, но достаточный для преодоления гидравлических сопротивлений на пути между входом и выходом. ТВД охлаждается воздухом высокого давления: сопловые и рабочие лопатки �� I�� ступени – воздухом, отбираемым из-за Х�� III�� ступени КВД, сопловые, рабочие лопатки �� II�� ступени и диски – воздухом, отбираемым из-за �� VII� ступени КВД. Ротор ТНД и корпуса сопловых аппаратов турбины охлаждается воздухом низкого давления, отбираемым из-за подпорных ступеней компрессора. Воздух на охлаждение лопаток СА I�� ступени подводится из-за X�� III�� ступени КВД в полость Б между диффузором камеры сгорания и наружным кольцом газосборника и далее через отверстия в газосборнике в переднюю и заднюю полости лопаток, в которые вставлены дефлекторы для повышения эффективности охлаждения. Воздух, попадая внутрь переднего дефлектора через пазы на входной кромке и отверстия на спинке и корытце, поступает в зазор между дефлектором и внутренней поверхностью лопатки и выходит через ряд отверстий на входной кромке, спинке и корыте лопаток, создавая пленочное охлаждение пера. Воздух, попадая внутрь заднего дефлектора, вытекает через отверстия в нем в зазор между дефлектором и внутренней поверхностью лопатки и далее в проточную часть через отверстия на корытце пера и щель у выходной кромки лопатки, охлаждая её. Внутри лопатки у выходной щели имеются «штырьки», повышающие эффективность ее охлаждения. Наружная полка СЛ I�� ступени охлаждается воздухом из полости Б, вытекающим через отверстия в полке, создавая пленочное охлаждение. Нижняя полка лопаток охлаждается воздухом из-за XIII�� ступени КВД, который проходит между нижним кольцом газосборника и опорой СА через отверстия в газосборнике и пазы во внутреннем кольце в полость над внутренним кольцом и далее через перфорированное кольцо и отверстия в нижней полке лопатки выходит в проточную часть, создавая пленочное охлаждение полки лопатки. Максимальная температура пера лопатки СА �� I�� ступени достигает 1 100 оС. Часть воздуха из полости Б через отверстия во фланце газосборника и в промежуточном кольце проходит в полость между разрезным и промежуточным кольцами, охлаждает разрезное кольцо и вытекает в проточную часть через пазы в Г-образном буртике разрезного кольца. На охлаждение лопаток СА II�� ступени воздух поступает из-за �� VII�� ступени КВД по трубам в полость В между наружным кольцом и лентой. Через 47 отверстий в ленте воздух поступает внутрь дефлекторов, установленных в лопатках, далее через пазы на входной кромке дефлекторов проходит в зазор между внутренней поверхностью лопаток и дефлекторов, и, охлаждая перо лопатки, вытекает в проточную часть через щель в выходной кромке. Максимальная температура пера лопаток СА �� II�� ступени достигает 1 080 оС. Часть воздуха из полости В через отверстия в наружном кольце и пазы в Г-образном вы- Рис. 6.7. Схема охлаждения турбины 96 Глава 6. Турбина ступе сопловых лопаток II�� ступени выходит в проточную часть и охлаждает бандажные полки рабочих лопаток II�� ступени. Для охлаждения передней стороны диска и рабочих лопаток �� I�� ступени воздух отбирается из-за �� XIII�� ступени КВД. При этом часть воздуха по трубопроводам поступает в полость А (другая часть воздуха поступает в полость А через отверстия во фланцах внутреннего кольца газосборника и опоры СА �� I�� ступени). Из полости А через «аппарат закрутки», в котором происходит снижение температуры охлаждающего воздуха, он поступает в полость Г – разгрузочную полость ТВД и далее, проходя между дефлектором и диском I�� ступени, через три канала в замковой части поступает во внутреннюю полость рабочей лопатки �� I�� ступени, охлаждает лопатку и выходит в проточную часть через два ряда отверстий на входной кромке и щель на корытце у выходной кромки. Максимальная температура рабочих лопаток I�� ступени достигает 1 050 оC�� . Часть воздуха из-под подошвы рабочих лопаток по осевым и радиальным отверстиям в ободной части переднего промежуточного диска поступает в радиальный зазор между гребешками диска и сотами СА �� II�� ступени, препятствуя перетеканию газов в зазоре. Задняя сторона диска I�� ступени, промежуточные диски и рабочее колесо II�� ступени охлаждаются воздухом из-за VII�� ступени КВД. Воздух подводится по трубопроводам в полость Д, далее через «аппарат закрутки» и отверстия в двойном лабиринте, омывая ступицу диска �� I�� ступени, поступает в полость Е, охлаждая полотно диска I�� ступени с задней стороны. Из полости Е через отверстия в ободной части промежуточных дисков и окна во фланцах крепления промежуточных дисков в ступичной части поступает в полость К. Часть воздуха из полости К через отверстия в заднем промежуточном диске поступает во внутреннюю полость рабочих лопаток �� II�� ступени. Другая часть воздуха, охлаждая полотно и ступицу диска �� II� ступени, поступает в полость Л, охлаждает детектор �� II�� ступени и поступает во внутреннюю полость рабочих лопаток �� II�� ступени. По трем каналам в замковой части рабочих лопаток �� II� ступени воздух поступает во внутренние полости лопаток, в которых имеются «штырьки» – интенсификаторы, расположенные в шахматном порядке, охлаждает их и выходит в радиальный зазор между бандажными полками лопаток и секторами разрезного кольца СА �� II�� ступени, создавая дополнительное уплотнение против перетекания газа через этот зазор. Максимальная температура пера рабочей лопатки II�� ступени достигает 1000оC�. Для снижения удельного расхода топлива при наборе высоты и крейсерском полёте само- 97 лёта происходит частичное отключение подачи воздуха на охлаждение рабочих лопаток �� I�� и �� II� ступеней путём закрытия заслонок в трубопроводах подвода воздуха. Часть воздуха из-под ступичной части диска II�� ступени через отверстия в гайке и фланце лабиринта поступает в полость Л1 (разгрузочную полость ротора ТНД) и далее в полость между дефлектором �� II�� ступени и диском �� III�� ступени, препятствуя затеканию газа за СА �� III�� ступени внутрь ротора. Из полости Л1 через межвальный лабиринт, отверстия в валу и трубу внутри ротора ТНД часть воздуха выходит на срез сопла. Опора ротора ТВД наддувается воздухом из-за подпорных ступеней, который по трубам через стойки корпуса камеры сгорания, кожух вала и отверстия в опоре и во фланце поступает в полость А (рис. 6.4). Часть воздуха наддувает лабиринт, препятствуя затеканию масла от роликового подшипника, другая часть через отверстия в валу охлаждает межвальное пространство и сбрасывается через отверстие в валу ТНД на срез сопла. Часть воздуха высокого давления, прорвавшегося через лабиринтное уплотнение в полость Б (рис. 6.4), через отверстия в опоре ТВД сбрасывается в полость между внутренним кожухом камеры сгорания и кожухом вала и далее через перепускные трубы – в наружный контур. Детали ротора ТНД охлаждаются воздухом из-за подпорных ступеней, который подается по двум трубам к стойкам в задней опоре. Через стойки задней опоры, трубопроводы и отверстия в корпусе задней опоры воздух поступает в полость О. Из этой полости воздух через отверстия во фланце лабиринта и в валу, проходя между внутренней полостью вала и трубой, поступает в полость Н между дефлектором и диском �� III�� ступени, охлаждая их. �� Затем воздух, перетекая через отверстия во фланцах дисков �� III�� —�� VI�� ступеней, попадает в междисковое пространство, охлаждает диски и лабиринты между ними и вместе с прорвавшимся через лабиринт воздухом из полости О вытекает в газовоздушный тракт за диском VI�� ступени. Промежуточное кольцо СА �� I�� ступени, наружные кольца СА �� II�� —�� IV�� ступеней и передний фланец наружного кольца СА �� V�� ступени имеют снаружи «душевое» охлаждение воздухом, отбираемым из-за подпорных ступеней, который поступает по трубопроводам и коллекторам системы активного управления радиальными зазорами в турбине. Наружные кольца СА �� V�� и VI�� ступеней охлаждаются воздухом наружного контура. Сопловые и рабочие лопатки �� III�� —�� VI�� ступеней ТНД неохлаждаемые, температура лопаток приблизительно равна температуре газа в соответствующем месте проточной части. 98 Глава 6. 6.6. Система активного управления радиальными зазорами в турбине Величина КПД турбины и удельный расход топлива при работе двигателя зависят, в частности, от величины радиальных зазоров между рабочими лопатками и корпусом турбины, которые определяют потери, связанные с перетеканием газа из области высокого давления в область низкого давления. Указанные радиальные зазоры изменяются в зависимости от режимов работы двигателя и зависят от температурного состояния роторных и статорных деталей, коэффициента линейного расширения материала. Для поддержания этих зазоров ближе к минимальным значениям в процессе работы двигателя применяется система активного управления радиальными зазорами в ТВД и ТНД. Активное управление радиальными зазорами (см. рис. 6.7) обеспечивается обдувом корпусов ТВД и ТНД более холодным воздухом, отбираемым из-за подпорных ступеней. Система обдува корпусов турбины состоит из двух подводящих трубопроводов с заслонками (трубопроводы ∅ 60 мм и ∅ 100 мм) об- щего объединительного коллектора, четырех распределительных коробок и 12 коллекторов, устанавливаемых на промежуточное кольцо СА I�� и СА II�� —�� V�� ступеней турбины. Через несколько рядов отверстий в коллекторах воздух подается на обдув корпусов и затем отводится в наружный контур. Включение системы обдува корпусов турбины происходит только при работе двигателя на основной автоматике в земных и высотных условиях следующим образом: – по сигналу закрытия ЗПВ ПС при nКВД привед. = = 11 350 об/мин открывается заслонка в трубопроводе ∅ 100 мм подвода воздуха к коллекторам обдува от КНД двигателя; – в высотных условиях крейсерского режима работы двигателя включается подача воздуха в дополнительный трубопровод ∅ 60 мм. Открытие заслонки на подачу воздуха в систему обдува выполняется при достижении давления на входе в двигатель не более 0,5 кгс/см2 и оборотов ротора ВД nВД привед .= 11 350 об/мин. 7 РЕВЕРСИВНОЕ УСТРОЙСТВО. ЗАДНЯЯ ОПОРА ТНД. НАРУЖНЫЙ КОНТУР И СОПЛО ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А 7.1. Общие сведения о реверсивных устройствах Для современных пассажирских и транспортных самолетов, имеющих значительные посадочные массы и скорости, одним из важнейших этапов полета является посадка, во время которой должно быть обеспечено эффективное торможение самолета до его безопасной и своевременной остановки. Торможение самолета во время пробега обеспечивается аэродинамическим сопротивлением крыла и фюзеляжа, которое дополнительно увеличивается при выпуске тормозных щитков (или тормозных парашютов), а также тормозами колес шасси. Кроме этих двух средств торможения, в настоящее время практически на всех пассажирских и транспортных самолетах с газотурбинными двигателями применяются реверсивные устройства (РУ), изменяющие направление реактивной струи двигателя на противоположное, создавая обратную тягу (ОТ), обеспечивающую торможение [5,6]. Реверсивные устройства принято подразделять по следующим признакам: а) по способу создания обратной тяги РУ делятся на механические и аэромеханические. В РУ механического типа поворот потока газа осуществляется створками, лопатками, ковшами или решетками. В РУ аэромеханического типа отклонение газового потока б) в) г) д) происходит с помощью струй воздуха или поворотных лопаток, а окончательное отклонение– с помощью профилированных колец, охватывающих поток. по конструктивной принадлежности, в зависимости от воздействия нагрузок от элементов крепления РУ на двигатель или на мотогондолу самолета, РУ делятся на двигательные и самолетные; по конструкции элементов, отклоняющих реактивную струю, на ковшовые и решетчатые; в решетчатых поворот потока газа осуществляется направляющими решетками, в ковшовых — наружными ковшами (створками); количество их 2 или 4; по симметричности выходных реактивных струй на симметричные и несимметричные; симметричными считаются РУ, у которых выход реактивных струй симметричен относительно д в у х в з а имно перпендикулярных осей в плоскости, перпендикулярной продольной оси РУ; по уравновешенности нагрузок от реактивных струй на силовые элементы двигателя или самолета на уравновешенные и неуравновешенные. Уравновешенными считаются РУ, у которых равнодействующие нагрузок (сил и моментов сил) 100 Глава 7 от выходящих реактивных струй в плоскости, перпендикулярной продольной оси двигателя (мотогондолы самолета), равны нулю; е) по месту расположения относительно выходного сечения реактивного сопла на досопловые и засопловые; досопловые — РУ, расположенные до выходного сечения реактивного сопла, засопловые РУ, расположенные за выходным сечением сопла. Досопловые РУ в двухконтурных двигателях могут быть установлены в обоих контурах или только в наружном контуре. По приведенной классификации реверсивное устройство двигателя ПС-90А является механическим, двигательным, решетчатым, несимметричным, неуравновешенным относительно горизонтальной плоскости, досопловым, находящимся в наружном контуре. На рис. 7. 1 представлены три типа РУ, широко применяемые в настоящее время. На рис. 7.1а дана схема засоплового РУ ковшового типа. РУ имеет два ковша 1, которые в положении прямой тяги составляют часть гондолы двигателя. В положении обратной тяги ковши Рис. 7.1. Типы реверсивных устройств I — прямая тяга; II — обратная тяга на кронштейнах 2 сдвигаются назад и поворачиваются на осях 3. В таком положении ковши перекрывают выход потока газа в прямом направлении и разворачивают поток. Вектор тяги изменяет свое направление на противоположное. Данный тип РУ применяется на двигателях Д-ЗОКУ, Д-ЗОКП и других. На рис. 7. 1 б представлена схема РУ решетчатого типа с открытыми решетками, расположенного до среза сопла. В положении прямой тяги створки 1 закрывают решетки 2 и поток газа проходит к соплу. В положении обратной тяги створки поворачиваются на осях 3, перекрывая доступ газа к соплу и направляя его к отклоняющим решеткам 2. Решетки окончательно поворачивают поток, обеспечивая изменение направления тяги. Этот тип РУ применяется на двигателях НК-8, Д-30 III�� серии и других. На рис. 7.1в показана схема РУ решетчатого типа, находящегося в наружном контуре до среза сопла. В положении прямой тяги решетки 2 закрыты снаружи подвижным обтекателем 1, а в проточной части наружного контура — створками 3. В положении обратной тяги подвижный обтекатель 1 сдвигается, открывая решетки, а створки 3 поворачиваются на тягах и качалках 4 и перекрывают канал наружного контура, и поток воздуха направляется в отклоняющие решетки 2, расположенные по окружности. Описанный тип РУ используется в двигателях ПС-90А, Д-18, Д-36, Д-436 и других. Основными параметрами, характеризующими и оценивающими РУ и его совместную работу с двигателем, являются: а) обратная тяга Rот, являющаяся основным расчетным параметром, которая, в значительной степени, определяет характеристики торможения самолета, размеры РУ, конструкцию системы управления, топливной системы, прочностные свойства основных узлов РУ (корпусов, решеток, ковшей и т.д.) и узлов крепления РУ к двигателю. Для РУ двигателя ПС-90А обратная тяга в условиях Н = 0 и Мн = const�� , определяется соотношением Rот = Rотн — Rптв + Rc + Jвх, (7.1) где: Rотн— обратная тяга в наружном контуре; Rпвт — прямая тяга во внутреннем контуре, Rс — дополнительная сила, создаваемая за счет разрежения за створками РУ, действие которой направлено против движения самолета; Jвх = GвV / g — входной импульс; Gв и V — расход и скорость воздуха на входе в двигатель; g — ускорение свободного падения. Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А б) масса Мру и удельная масса РУ mРУ, оценивающая конструктивное совершенство РУ. Удельная масса РУ 101 где Rот maх— максимальная обратная тяга; Rвз— взлетная тяга. Коэффициент Rн в полной степени характеризует способность РУ и всей силовой установки в целом обеспечивать максимальную обратную тягу. Для двигателя ПС-90А он составляет Rи ≈ 0,225 . Реверсивное устройство является средством повышения безопасности полетов и, вследствие этого, должно соответствовать следующим требованиям: — получение наибольшей обратной тяги; — отсутствие неуравновешенной составляющей вектора тяги на обратной тяге; — приемлемая удельная масса РУ; — малое внешнее и внутреннее аэродинамическое сопротивление; — незначительные утечки газа на прямой тяге; — время перехода на обратную тягу не более 2 с, а перекладка на прямую тягу от 3 до 5 с; — слабое воздействие потока газа на самолет и исключение его попадания на вход в двигатель; — неизменность режима работы двигателя на прямой и обратной тяге; — высокая надежность работы всех систем. Конструкция РУ должна обеспечивать его высокую эксплутационную технологичность, а именно: — удобный доступ ко всем агрегатам и возможность их замены; — возможность осмотра высоконагруженных деталей, для чего должны быть предусмотрены специальные окна и лючки, обеспечивающие визуальный контроль или ввод оптических приборов; — возможность проверки срабатывания РУ или его элементов на неработающем двигателе (от аэродромной установки или ручным способом); — незначительный объем технического обслуживания; — легко открываемые и легкосъемные крышки люков для доступа к часто обслуживаемым агрегатам. Реверсивное устройство ПС-90А расположено в наружном контуре двигателя и является одним из его модулей. На рис. 7.2 представлен вид РУ спереди на режиме обратной тяги. Поскольку рис.7.3–7.6 представляют собой сечения РУ, показанного на рис. 7.2, нумерация позиций на этих рисунках принята сквозная, что существенно облегчает понимание конструкции и работы узла в целом. Реверсивное устройство крепится передним фланцем 6 к заднему фланцу 29 переднего кожуха. К заднему фланцу наружного кожуха задней подвески 38 крепится сопло 21, а к заднему кольцу 36 крепится задний обтекатель РУ 20 (рис. 7.3, 7.4). РУ состоит из неподвижной части, подвижной части, замка, гидросистемы управления, системы сигнализации положения элементов РУ, дренажного бака двигателя 46, арматуры 45 и электропроводки. mРУ = MРУ / GВ, (7.2) где МРУ — масса деталей, обеспечивающих получение обратной тяги; Gв — массовый секундный расход воздуха через двигатель (через контур двигателя в котором находится РУ) на взлетном режиме, кг/с. Для двигателя ПС-90А МРУ = 530 кг, Gв = = 420,5 кг/с, mРУ = 1,26. в) коэффициент реверсирования R = Rот / Rпр, (7.3) где Rпр— прямая тяга на заданном режиме работы. Данный коэффициент зависит от потерь полного давления при развороте и дросселировании потока а также от угла выхода реверсивных струй. Коэффициент реверсирования ковшового реверсивного устройства составляет R ≈ 0,4 , а решетчатого R ≈ 0,5 . Коэффициент реверсирования для двигателя ПС-90А для наружного контура на режиме максимальной обратной тяги (номинальный режим работы двигателя) также составляет R ≈ 0,5 , а коэффициент реверсирования в системе всего двигателя с учетом нейтрализации прямой тяги, образуемой во внутреннем контуре, составляет R ≈ 0,27 . г) коэффициент использования реверса Rн = Rот max / Rвз , (7.4) 7.2. Конструкция реверсивного устройства 7.2.1. Конструкция неподвижной части Неподвижная часть РУ (рис. 7.3–7.5) состоит из фланца 6, среднего 33 и заднего 36 колец, двенадцати направляющих 48, решеток 1, 3, 11, панелей 4, 35, корпуса замка 74, кронштейна крепления механизма управления и блокировки и крана управления реверсом КР- 90, перегородки 12, кожуха наружного задней подвески 38. Фланец 6, среднее 33 и заднее 36 кольца, соединенные между собой решетками 1,3,11, панелями 4, 35, корпусом замка 74, кронштейном крепления механизма управления и блокировки 102 Глава 7 и крана КР-90 образуют неподвижный силовой корпус РУ. Направляющие крепятся к фланцу 6 опорами 56, к заднему кольцу — втулками 64 и дополнительно центрируются в среднем кольце 33 с помощью опор 60. На двух нижних направляющих 48 с помощью хомутов закреплен экран 42, защищающий силовой гидроцилиндр 2 от выходящей из РУ струи воздуха. К фланцу 6 через промежуточный фланец 27 (рис. 7.4), состоящий из секторов, крепится перегородка 12, которая служит для предотвращения попадания в межгондольное пространство реверсивной струи. К переднему фланцу перегородки крепится фланец 10, к которому осуществляется стыковка мотогондолы двигателя. Наружная поверхность перегородки 12 является продолжением мотогондолы. Между фланцем 6 и средним кольцом 33 расположено шесть отклоняющих воздушный поток решеток 1,3,11 (рис. 7.4) и наверху (под пилоном) — силовая панель сотовой конструкции 4. Между средним 33 и задним кольцом 36 установлены панели сотовой конструкции 35 (рис. 7.3). К панелям 4, 35, расположенным под пилоном 68, крепятся стенки 66 с уплотнением 70 для уплотнения подвижного обтекателя 69 и уголками 65 для уплотнения с пилоном. На фланце 6 также крепятся: переднее уплотнение 30 подвижного корпуса створок РУ, кронштейны 26 крепления тяг с качалками 24, гидроцилиндры 2 и дренажный бак 46. К среднему кольцу 33 крепится кронштейн с кулачком блокировки 11 (рис. 7.7). Рис. 7.2. Реверсивное устройство двигателя ПС-9 0А. Вид спереди. Режим обратной тяги. Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А К заднему кольцу 36 шестнадцатью кронштейнами 19 крепится кожух наружный задней подвески 38 звукопоглощающей сотовой конструкции (рис. 7.4), к переднему фланцу которого крепится заднее уплотнение 34 подвижного корпуса, накладки 32 и упоры 16 звеньев створок. Через кожух на- 103 ружный задней подвески 38 проходят четыре тяги задней подвески двигателя, для чего в кожухе выполнены манжеты, к которым крепятся втулки 37 для уплотнения тяг. К фланцам кожуха наружного задней подвески 38 также крепятся кронштейны для крепления такелажных подвесок к транспортировочной тележке. 7.2.2. Конструкция подвижной части подвижной части РУ: створки, проставки, передПодвижная часть РУ (рис. 7.3–7.5) соний и задний кожухи подвижного наружного стоит из корпуса створок 13, кольца 17, обтекателя. восемнадцати звеньев створок, семнадцати Для надежного центрирования подвижзвеньев проставок, одной большой проставных элементов РУ крепление их к переднему ки вверху, восемнадцати тяг с качалками 24, и заднему фланцам подвижного корпуса РУ шестнадцати кареток 50, 58, 62, подвижного осуществляется с помощью кареток 50, 58, 62, наружного обтекателя 69, трех кронштейскользящих по двенадцати неподвижным нанов 40. правляющим 48. С помощью кареток подвижКорпус створок 13 и кольцо 17 профильноный корпус подвешивается на направляющих го сечения образуют подвижный корпус РУ. 48 в двух поясах: переднем и заднем. К подвижному корпусу крепятся все элементы 5,7,8 – клапан разъемный; 12 – перегородка; 38 – кожух наружный задней подвески; 115 – крышка; 116 – замок быстросъемный; 117 – люк с крышкой; 118 – крышка; 119 – заглушка люка осмотра газогенератора 6 112 28 30 31 113 52 4 55 54 53 13 99 53 33 34 48 35 48 49 Рис. 7.3. Реверсивное устройство двигателя ПС-90А (сечение П-П, рис. 7.2) 114 32 36 51 37 25 38 21 48 6 – фланец; 21 – сопло; 28 – винтовая пружина; 29 – фланец задний; 30 – переднее уплотнение; 31 – большая проставка; 32 – накладки; 33 – кольцо среднее; 34 – уплотнение подвижног о корпуса; 36 – кольцо заднее; 37 – втулка; 38 – кожух наружный задней подвески; 48 – направляющая; 51 – пластина; 53 – сигнализатор обратной тяги; 55 – пружинное коромысло (сечение Ц-Ц, см. рис. 7.4) 29 104 Глава 7 25 47 12 46 24 I 23 43 1,3,11 IV 13 44 II 2 42 39 15 45 III 40 18 16 17 4,35 38 22 18 36 19 2 0 Рис. 7.4. Реверсивное устройство двигателя ПС-90А (сечение Т-Т, рис. 7.2) 41 14 38 21 69 120 20 1,3,11 – решетки; 2 – гидроцилиндр; 4,35 – панели сотовой конструкции; 10 – фланец; 12 – перегородка; 13 – корпус створок; 14 – винтовая пружина; 15 – малая створка; 16 – упоры звеньев створок; 17 – кольцо; 19,25,26,40 – кронштейн; 20 – обтекатель; 23 – большая створка; 24 – тяга с качалкой; 27 – фланец промежуточный; 38 – кожух наружный задней подвески; 39 – обтекатель нижний; 41 – проставка малая; 42 – экран; 43 – проставка большая; 44 – уплотнение; 45 – арматура; 46 – дренажный бак 26 29 27 10 Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 105 106 Глава 7 27 12 69 57 1,3,11 33 32 35 1,3,11 6 30 25 26 13 38 29 24 30 23 43 43 16 41 34 13 38 29 34 25 17 6 13 42 42 47 40 12 2 39 Рис. 7.4а. Реверсивное устройство двигателя ПС-90А (сечение Т – Т, рис. 7.2) (обозначения позиций как на рис. 7.4.) Передний пояс опор образуют шесть кареток 50 и шесть кареток 58, прикрепленных к переднему фланцу корпуса створок 13, расположенных в определенной последовательности по окружности в одной плоскости. Из них каретки 50 являются подвижными опорами только переднего фланца корпуса створок 13, а каретки 58 являются подвижными опорами одновременно переднего фланца корпуса створок и двух шпангоутов 57 с закрепленной на них передней частью переднего подвижного кожуха 59. Задняя часть переднего подвижного кожуха 59 через кронштейны 61 закреплена на каретках 62 (6 шт), закрепленных на заднем фланце корпуса створок (на кольце 17) и скользящих по двум направляющим 48 каждая. Шесть кареток 62 и три кронштейна 40, закрепленные на подвижном кольце 17 и скользящие по двум направляющим каждый образуют задний пояс опор подвижного корпуса. Усилия штоков трех силовых гидроцилиндров передаются подвижному корпусу при работе реверса через три кронштейна 40, соединяющих Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А штоки гидроцилиндров с подвижным кольцом 17, к которому прикреплен задний фланец корпуса створок 13 и скользящих по двум направляющим каждый. Таким образом, кольцо 17 и корпус створок 13, скрепленные как одно целое, являются ведущим силовым звеном всего подвижного корпуса РУ. Звенья створок и проставок крепятся шарнирно к переднему фланцу корпуса створок изнутри с помощью кронштейнов 25. Каждое звено створок состоит из большой 2 3 и малой 1 5 створки, соединенных между собой шарнирно. На каждые две соседние створки с внутренней стороны опираются проставки 4 1 , 4 3 . Их прижимают к створкам пружинные коромысла 5 5 . Каждое звено проставок состоит из большой 43 и малой 41 проставок, соединенных шарнирно. В верхней части в месте прохождения наклонной тяги подвески двигателя на корпусе створок 1 3 подвешена только большая проставка 31. Для уменьшения наклепов во всей системе подвески створки и проставки прижимаются 107 в сторону удержания их в положении прямой тяги винтовыми пружинами 14, 28, расположенными на осях шарнирных соединений больших створок 2 3 и больших проставок 43 с кронштейнами 25, установленными на корпусе створок 13, и больших створок 23 с малыми створками 15. С большой створкой 2 3 шарнирно соединена качалка с тягой 24. Другой конец тяги крепится с помощью кронштейна 26 к фланцу 6 неподвижного силового корпуса РУ. Наружный подвижный обтекатель 6 9 является продолжением мотогондолы самолета и состоит из двух передних подвижных кожухов 59, двух задних подвижных кожухов 63 и нижнего обтекателя 3 9 , соединенных между собой с помощью кронштейнов 6 1 и винтов. Каждый кожух и обтекатель состоит из двух оболочек, скрепленных между собой набором стрингеров и шпангоутов. На передних кожухах и нижнем обтекателе установлены уплотнения 4 4 дренажного бака 4 6 . Рис. 7.5. Реверсивное устройство двигателя ПС-90А (сечение Р – Р, рис. 7.2) 4 – панель силовая (сот); 36 – кольцо заднее; 48 – направляющая; 56, 60 – опора; 50, 58, 62 – каретка; 59 – кожух передний подвижный; 61 – кронштейн; 63 – кожух задний подвижный; 64 – втулка; 65 – уголок; 66 – стенка; 68 – пилон; 69 – обтекатель подвижный наружный; 70 – уплотнение 108 Глава 7 7.2.3. Механизмы и системы управления РУ Привод реверсивного устройства двигателя следует рассматривать, как одну из подсистем самолетной гидросистемы, содержащую в себе устройства, обеспечивающие получение управляющей команды, преобразование управляющего сигнала в силовое воздействие и устройства сигнализации об исполнении управляющих команд. По существу, система управления реверсивным устройством двигателя является электрогидромеханической системой, в которой в тесной взаимосвязи находятся механические и гидравлические устройства. Их можно разделить на устройства передачи команд (рычаги, тяги, качалки, тросовая проводка от РУР и РУД в кабине пилотов, механизм управления и блокировки), исполнительные механизмы (гидроцилиндры створок, гидроцилиндр замка, являющиеся силовым приводом подвижных частей РУ и замка) и сигнализаторы исполнения команд — открытого положения замка и положения створок реверса. Замок реверсивного устройства (рис.7.6) представляет собой управляемый механический упор, который запирает подвижный корпус реверсивного устройства в положении прямой тяги. Замок расположен вдоль горизонтальной оси двигателя слева по полету. Силовым приводом для установки замка в одно из двух по- ложений ОТКРЫТ/ЗАКРЫТ служит гидроцилиндр замка 73, соединенный с ним шарнирно. Замок вместе с гидроцилиндром смонтированы на корпусе (раме) 74, которая своей левой оконечностью крепится к среднему 33, а правой — к заднему 36 неподвижным кольцам РУ с помощью болтов. Кроме корпуса и гидроцилиндра в замок входят качалка 71, упор 75 с «языком» для удержания замка открытым, две механические подпружиненные защелки 79 с рычагами 111, два поршня 92 с пружинами 93 и гильзами 94, тяга 72, два кронштейна 82 крепления сигнализаторов 83, две оси сигнализаторов 89 с втулками 87, две пружины 88 сигнализатора замка, две гайки 80 с контргайками осей. Гидросистема привода РУ обеспечивает перекладку створок РУ в положение прямой и обратной тяги. Управление гидросистемой РУ осуществляется рычагом управления реверсом (РУР), установленным шарнирно на РУД в кабине экипажа и соединенным механической проводкой с роликом «ГАЗ-РЕВЕРС» на двигателе. Ролик «ГАЗ-РЕВЕРС» связан тягой управления с рычагом управления дроссельным краном НР-90, а с помощью другой тяги, перекидного рычага и механизма управления и блокировки — с краном управления реверсом КР-90. 7.2.4. Механизм управления и блокировки Механизм управления и блокировки (МУБ) МУБ (см. рис. 7.7, 7.8) состоит из перепредставляет собой механический переключаключателя 6, с закрепленными на нем ролитель с блокирующим устройством, который ками 7 и 8, кулачка управления 12, кулачка через систему рычагов и тяг осуществляет связь блокировки 11 и напрвляющей 13. Переклюкрана управления реверсом с рычагом РУР, чатель 6 и кулачок управления 12 служат сблокированным с РУД, находящимися в кадля переключения крана КР-90 3 и устабине пилотов, а также с рычагом дроссельного навливаются на двух шарикоподшипниках крана насоса — регулятора НР-90. на ось, запрессованную в кронштейн 1, Механизм управления и блокировки обесзакрепленный в нижней части РУ между печивает: фланцем и средним кольцом неподвижно— переключение крана КР-90 и, тем самым, го силового корпуса. Оси соединены между перевод РУ из положения ПРЯМАЯ ТЯГА собой перемычкой 9. На кронштейн 1 устав положение ОБРАТНАЯ ТЯГА и обратно новлен также кран КР-90 3. Переключатель 6 на работающем двигателе; и КР-90 соединены между собой регулируе— блокирование РУР в кабине пилотов от мой тягой 5. Установленный на переклюперевода на включение реверса, если РУД чателе ролик 8 контактирует с профилинаходится за пределами площадки малого рованной рабочей поверхностью Л кулачка газа; управления 12, а ролик 7 — с профилиро— исключение возможности перевода двигатеванной поверхностью К. Кулачок управля на режимы выше малого газа до тех пор, ления 12 соединен регулируемой тягой 2 пока створки РУ не перешли полностью с перекидным рычагом системы управления в положение ПРЯМАЯ или ОБРАТНАЯ двигателя, расположенным на переднем коТЯГА; жухе, и регулируемой тягой 10 с кулачком — автоматическое снижение режима работы блокировки 11. двигателя до малого газа, если створки саКулачок блокировки 11 и направляюмопроизвольно переходят из заданного сисщая 13 исключают возможность увеличения темой управления РУ положения. режима работы двигателя при перекладке РУ Рис. 7.6. Реверсивное устройство двигателя ПС-90А (сечение С – С, рис. 7.2) 71 – качалка; 72 – тяга; 73 – гидроцилиндр замка; 74 – корпус замка; 75 – упор; 76 – накладка; 79 – защелка; 80 – гайка; 82 – кронштейн; 83 – сигнализатор замка; 87 – втулка; 88 – пружина; 89 – ось; 91 – упор; 96 – накладка; 111 – рычаг защелки Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 109 110 Глава 7 и служат для перевода на режим «Малый газ» при самопроизвольном включении РУ. Кулачок блокировки 11 смонтирован на двух шарикоподшипниках на ось, запрессованную в кронштейн. Кронштейн установлен на среднем кольце неподвижного силового корпуса. Направляющая через промежуточные кронштейны 14 крепится к кареткам, установленным на подвижном корпусе створок и кольце. В положении прямой тяги от взлетного режима до режима малого газа кулачок управления 12 через ролик 8 переключателя 6 блокирует кран КР-90 3 от самопроизвольного переключения на обратную тягу. Для переключения РУ на режим обратной тяги необходимо, уменьшая режим работы двигателя, перевести РУД в положение малого газа, а РУР на включение РУ на обратную тягу. При этом кулачок управления 12, связанный через систему тяг и рычагов с РУР, поворачивается против часовой стрелки, нажимает скосом Г на ролик 7 переключателя 11 и переключает через тягу 5 кран в положение обратной тяги. В этот момент кулачок блокировки 11 упирается плечом Е в направляющую 13, что не позволяет увеличить режим на обратной тяге до тех пор, пока направляющая 13, связанная с корпусом створок, не перместится в положение «Обратная тяга». При перекладке РУ кулачок блокировки 11 и связанный с ним кулачок управления 12 имеют возможность поворачиваться далее против часовой стрелки, позволяя увеличить режим на обратной тяге до максимально возможного. На режиме обратной тяги кулачок управления 12 через ролик 7 переключателя блокирует кран КР-90 3 от самопроизвольного переключения на обратную тягу. Для переключения РУ на прямую тягу, необходимо, уменьшая режим работы двигателя на обратной тяге, перевести РУР в положение прямой тяги. При этом кулачок управления 12 поворачивается по часовой стрелке, нажимает скосом А на ролик 8 переключателя 6 и переключает кран КР-90 3 в положение прямой тяги. В этот момент кулачок блокировки 11 упирается плечом И в направляющую 13, не позволяя увеличить режим на прямой тяге до тех пор, пока РУ не переложится на прямую тягу. После пе- Рис. 7.7. Механизм управления и блокировки РУ двигателя ПС-90А 1 – кронштейн; 2,5,10 – тяга; 3 – кран КР-90; 4 – рычаг; 6 – переключатель; 7,8 – ролик; 9 – перемычка; 11 – кулачок блокировки; 12 – кулачок управления; 13 – направляющая; 14 – кронштейн промежуточный 111 Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 4 5 7 8 Н Г Н А 2 Е 10 а) 13 И Н–Н К Л б) Рис. 7.8. Механизм управления и блокировки РУ двигателя ПС-90А 2,5,10 – тяга; 4 – рычаг; 7,8 – ролик; 13 – направляющая; а — положение максимальной прямой тяги; б — положение максимальной обратной тяги 112 Глава 7 рекладки РУ кулачок блокировки 11 и связанный с ним кулачок управления 12 имеют возможность поворачиваться далее по часовой стрелке, позволяя увеличить режим работы двигателя до взлетного. При самопроизвольной перекладке РУ на обратную тягу (без перевода РУР на обратную тягу) направляющая 13, связанная с корпусом створок, перемещаясь вправо, нажимает на плечо И кулачка блокировки 11, поворачивает его и связанный с ним тягой 10 кулачок управления 12 против часовой стрелки. Связанный с кулачком управления 12 насос-регулятор НР-90 уменьшает режим работы двигателя до малого газа. 7.3. Реверсивное устройство из полимерных композиционных материалов Наряду с описанным выше металлическим РУ, на двигатель ПС-90А устанавливалось РУ, некоторые узлы которого были изготовлены из полимерных композиционных материалов (ПКМ). ПКМ применяются для узлов, рабочая температура которых не выше 100 ° С. Такими узлами являются: — корпус силовой (замена среднего и заднего колец и панелей); — силовая панель; — кожух наружный задней подвески; — корпус створок; — диафрагма (замена кронштейнов 1 9 (рис. 7.4)). Использование ПКМ в конструкции РУ позволило уменьшить количество узлов, уменьшить массу РУ, улучшить технологию изготовления и сборки и уменьшить стоимость. Для изготовления узлов применялись два вида ПКМ: угле- и стеклопластики. 7.4. Гидросистема реверсивного устройства 7.4.1. Назначение и состав системы Гидросистема управления реверсивным устройством (рис. 7.9 – 7.12) предназначена для перекладки створок РУ в положения прямой и обратной тяги. Гидросистема управления реверсивным устройством объединена с гидросистемой самолета, в которой поддерживается давление 21 МПа (210 кгс/см2). Заправка и слив рабочей жидкости (НГЖ-6) гидросистемы управления реверсивным устройством произво-дится через гидросистему самолета. Гидросистема управления РУ включает в себя гидравлическую и азотную системы. В гидравлическую систему входят следующие агрегаты: клапаны обратные 18,19; клапан термический ГА133-100-5К 13; кран перепускной КП-90 12; распределитель гидравлический с электромагнитным управлением двухпозиционный четырехходовой КЭ72-3 11 (распределитель гидравлический); кран управления реверсом КР-90 6; гидроцилиндр замка 4 реверсивного устройства; клапан челночный УГ97-8 1; гидроцилиндры для перемещения створок реверсивного устройства 20,21,22; распределитель гидравлический с электромагнитным управлением двухпозиционный четырехходовой КЭ74-4 с дросселем (распределитель) 15; рукава 9,10,16; гидроразъемы 7,8,17; сигнализатор давления МСТ-100А 5; трубопроводы. В азотную систему входят следующие агрегаты: клапан зарядный 2; датчик давления ДАТ-250К 3; гидроаккумулятор 14. Бортовая система контроля двигателя осуществляет контроль давления азота в гидроаккумуляторе 14 с помощью датчика давления ДАТ-250К и наличия давления в магистрали подвода рабочего давления к гидроцилиндрам перекладки реверсивного устройства за краном управления реверсом 6 при включении обратной тяги с помощью сигнализатора давления МСТ-100А. 7.4.2. Основные агрегаты гидросистемы реверса и расположение их на двигателе Клапаны обратные 18,19 являются входными элементами гидросистемы РУ и предназначены для прохода рабочей жидкости в одном направлении и автоматического перекрытия потока при изменении направления движения жидкости. Клапаны обратные устанавливаются с левой стороны двигателя в точках подсоединения гидросистемы РУ к самолетной гидросистеме: один – в напорной линии на угольнике самолетного фильтра, другой – в линии слива в разъем трубопроводов на выходе из гидросистемы реверсивного устройства. К л а п а н т е р м и ч е с к и й ГА133-100-5К 13 (рис. 7.13) предназначен для защиты гидросистемы от недопустимого повышения давления (свыше 260+15 кгс/см2) вследствие теплового расширения рабочей жидкости путем перепуска ее из линии нагнетания в линию слива. Клапан термический устанавливается в разъем трубопроводов между линией нагнетания и слива с левой стороны двигателя. Основными деталями клапана термического (рис. 7.13) являются седло 1, шарик 2, пружина 3 и корпусные детали (резьбовые штуцеры подсоеди- 17 16 15 3 14 4 23 13 3 5 Рис. 7.9. Полуконструктивная схема гидросистемы привода реверсивного устройства двигателя ПС-90А 18 2 12 6 11 10 9 8 7 1 – клапан челночный УГ97-8; 2 – клапан зарядный; 3 – датчик давления ДАТ-250К; 4 – гидроцилиндр замка; 5 – сигнализатор давления МСТ-100А А77 включения крана управления реверсом; 6 – кран управления реверсом КР-90; 7,8,17 – гидроразъем; 9,10,16 – рукав; 11 – кран блокировки включения реверса в полете (распределитель гидравлический электромагнитный) КЭ72-3; 12 – кран перепускной КП-90; 13 – клапан термический ГА133-100-5К; 14 – гидроаккумулятор; 15 – кран электрогидравлический дополнительный КЭ74-4; 18 – клапан обратный в линии слива (выходной); 19 – клапан обратный в линии нагнетания КО-2 (входной); 20,21,22 – гидроцилиндр силовой; 23 – рычаг 19 20 21 22 1 Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 113 114 5 Глава 7 6 7 8 9 10 11 12 4 Г Д 13 14 15 18 19 20 21 22 23 24 25 16 17 3 2 1 26 27 50 49 28 48 47 46 45 44 43 33 42 38 37 36 29 34 41 40 35 39 38 37 36 Рис. 7.10. Принципиальная схема гидросистемы реверсивного устройства двигателя ПС-90А 1 – полуразъем с фланцем (ПФ1); 2 – полуразъем с гайкой (ПГ1); 3 – разъем гидравлический (К3) в магистрали всасывания; 4 – полуразъем с фланцем; 5 – полуразъем с гайкой; 6 – разъем гидравлический; 7 – клапан перепускной; 8 – фильтр гидравлический; 9 – клапан бортовой; 10 – наконечник; 11 – разъем гидравлический (К8) в магистрали нагнетания; 12 – клапан обратный (КО2, входной); 13 – клапан электромагнитный КЭ74-4 (распределитель электрогидравлический); 14 – клапан зарядный; 15 – гидроаккумулятор; 16 – датчик давления ДАТ-250К (А70); 17 – клапан термический ГА133100-5К; 18 – кран перепускной КП-90; 19 – клапан электромагнитный КЭ72-3; 20,32 – рукав; 21,22 – гидроразъем; 23 – кран управления реверсом КР-90; 24 – сигнализатор давления МСТ-100А; 25 – гидроцилиндр замка; 26,27,28 – гидроцилиндр силовой; 29 – клапан челночный УГ97-8; 30,31 – гидроразъем; 33 – клапан обратный (КО1, выходной); 34 – коллектор нагнетания; 35 – клапан обратный; 36 – клапан бортовой; 37* – клапан обратный; 38* – рукав; 39* – станция насосная НС-68; 40* – рукав; 41 – рукав нагнетания; 42 – рукав сливной; 43 – насос гидравлический НП-123; 44 – разъем гидравлический с наконечником; 45 – клапан бортовой; 46 – рукав (Р3) всасывания; 47 – клапан отсечной К05; 48 – клапан бортовой (К4); 49 – коллектор всасывания; 50 – пакет дроссельный; Магистрали: А – магистраль всасывания; Б – магистраль сливная; В – магистраль нагнетания; Г – основная магистраль нагнетания ГС РУ; Д – дополнительная магистраль нагнетания ГС РУ; Е – сливная магистраль ГС РУ; Ж – сливная магистраль в дренажный бак двигателя; Примечание: позиции 37*,38*,39*,40* – только для насосной станции НС-68 для самолета Ил-96-300 Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 115 Рис. 7.11. Принципиальная схема привода реверсивного устройства двигателя ПС-90А (А1) с элементами самолетной гидросистемы по левому (А2) и правому (А3) борту двигателя со схемой наддува гидробака самолета (А4) 1 – гидроцилиндр силовой нижний; 2 – гидроцилиндр силовой правый; 3 – гидроцилиндр силовой левый; 4 – гидроцилиндр замка РУ; 5 – сигнализатор включения КР-90 МСТ-100А; 6 – кран управления реверсом КР-90; 7 – механизм управления и блокировки; 8 – клапан обратный агрегата КР-90; 9,10 – гидроразъем; 11,12 – гидроразъем; 13,14 – рукав; 15 – электрокран блокировки включения реверса в полете КЭ72-3 (распределитель 11); 16 – кран перепускной КП-90; 17 – клапан термический ГА-133-100-5К; 18 – гидроаккумулятор; 19 – датчик давления ДАТ-250К; 20 – клапан зарядный; 21 – клапан обратный (КО2) входной в линии нагнетания; 22 – клапан обратный (КО1) выходной в линии слива; 23 – кран электромагнитный дополнительный КЭ74-4; 24 – пакет дроссельный; 25 – рукав; 26,27 – гидроразъем; 28 – клапан челночный УГ97-8; 29 – коллектор всасывания; 30 – клапан отсечной (КО5); 31 – клапан бортовой (К4); 32 – рукав линии всасывания (Р3); 33 – насос гидравлический НП-123 первой самолетной гидросистемы (Ту-204); 34* – рукав всасывания; 36* – рукав нагнетания; 37* – клапан обратный; 38,39 – рукав линии слива (Р4); 40 – рукав линии нагнетания (Р5); 41 – разъем гидравлический с наконечником; 42 – клапан бортовой; 44 – клапан бортовой (К7); 45 – клапан обратный (КО4); 46 – коллектор нагнетания; 47 – фильтр гидравлический высокого давления; 48 – разъем гидравлический (ПГ1+ПФ1) К9; 49 – полуразъем с фланцем; 50 – полуразъем с гайкой; 51 – рукав в линии всасывания (Р6); 52 – рукав в линии слива (Р7); 53 – гидронасос НП-123 второй самолетной гидросистемы (Ту-204); 54 – рукав нагнетания (Р8); 55 – разъем гидравлический (К11); 56 – клапан бортовой (КБ1); 57 – наконечник (Н1); 58 – резонатор Р31; 59 – сигнализатор минимального давления гидрожидкости в системе за насосом Н2 СДВ100 (А106); 60 – клапан обратный; 61 – клапан бортовой; 62 – наконечник; 63 – разъем гидравлический; 64 – клапан бортовой (КБ1) с наконечником; 65 – разъем гидравлический; 66 – полуразъем с фланцем ПФ1; 67 – полуразъем с гайкой ПГ1; 68 – разъем гидравлический К9 (К10); 69 – клапан бортовой КБ2; 70 – наконечник Н2; 71 – разъем гидравлический К8 в линии нагнетания; 72 – клапан бортовой КБ1; 73 – наконечник Н1; 74 – разъем гидравлический К6; 75 – полуразъем с фланцем ПФ1; 76 – полуразъем с гайкой ПГ1; 77 – разъем гидравлический К3; Примечание: позиции 34* – 37* только для насосной станции на самолете Ил-96-300 33 32 31 30 34 35 36 37 38 42 41 40 39 44 43 46 45 48 47 49 50 51 52 29 28 27 25 26 24 18 19 54 3 2 53 55 13 15 14 16 12 17 11 9 8 10 7 56 57 58 59 60 71 72 73 61 62 23 64 65 66 63 6 70 69 68 67 116 Глава 7 76 74 1 77 4 22 20 21 22 5 75 20 21 80 81 79 83 4 78 78 82 86 87 85 84 83 93 90 89 88 82 92 93 94 78, 82 91 1 – клапан челночный УГ97-8; 2 – клапан зарядный 800600-1НГЖ; 3 – датчик давления ДАТ-250К; 4 – гидроцилиндр замка; 5 – сигнализатор давления МСТ-100А А77 включения крана управления реверсом; 6 – кран управления реверсом КР90; 7,8,17 – гидроразъем; 9,10,16 – рукав; 11 – кран блокировки включения реверса в полете (распределитель гидравлический электромагнитный) КЭ72-3; 12 – кран перепускной КП-90; 13 – клапан термический ГА133-100-5К; 14– гидроаккумулятор; 15 – кран электрогидравлический дополнительнй КЭ74-4; 18 – клапан обратный КО-1 в линии слива (выходной); 19 – клапан обратный в линии нагнетания КО-2 (входной); 20,21,22 – гидроцилиндр силовой; 23 – рычаг; 24 – тройник; 25 – рукав линии слива; 26 – разъем гидравлический с наконечником; 27 – насос плунжерный НП-123 (Н1); 28 – коллектор нагнетания; 29 – клапан бортовой К-7; 30 – установка наземная подачи гидрожидкости УПГ-300 НГЖ; 31 – рукав подвода гидрожидкости от УПГ-300 НГЖ к коллектору нагнетания; 32 – рукав подвода гидрожидкости из бака самолета к УПГ-300 НГЖ; 33 – клапан обратный КО-4; 34 – рукав линии нагнетания Р5; 35 – рукав линии всасывания Р3; 36 – клапан бортовой К4; 37 – клапан отсечной КО-5; 38 – коллектор всасывания; 39 – фильтр гидравлический; 40 – трубопровод линии нагнетания; 41 – трубопровод линии слива; 42 – трубопровод линии всасывания; 43 – разъем гидравлический в линии нагнетания; 44,46,48 – рукав в линии нагнетания; 45 – разъем гидравлический в линии слива; 47 – разъем гидравлический в линии всасывания; 49 – кран; 50 – клапан стравливания в атмосферу; 51 – кран слива; 52 – бак гидравлический самолетной гидросистемы; 53 – сигнализатор перепада давления на фильтре; 54 – тройник; 55 – указатель давления азота в гидроаккумуляторе в кадре КИСС; 56 – контакты минимального уровня жидкости в баке датчика ДРП5-1; 57 – рычаг управления реверсом (РУР); 58 – рычаг управления двигателем (РУД) в кабине пилотов; 59 – рукоятка РУД дополнительная; 60 – рычаг стопорения РУД; 61 – начальный ролик тросовой проводки; 62 – проводка управления двигателями тросовая по центроплану и крылу; 63 – гермовывод (условно не показан); 64 – рычаг ГАЗ-РЕВЕРС регулятора НР-90; 65 – узел компенсационный системы управления ; 66 – тросовая проводка системы управления по левому борту двигателя; 67 – рычаг переключателя механизма управления и блокировки; 68 – кулачок управления механизма управления и блокировки; 69 – кулачок блокировки; 70 – направляющая (кулачок обратной связи между раскрытием створок РУ и αруд; 71 – рычаг перекидной; 72 – тяга; 73 – ролик ведомый системы управления; 74 – кадр КИСС ДВ/СИГН (ДВ ОСН) на экране первого пилота; 75,77 – сигнализация включения реверса РЕВ или открытого положения замка ЗМК ДВ 2 (слева – аналогично ДВ1); 76 – кадр КИСС ДВ/СИГН (ДВ ОБЩ) на экране второго пилота; 78 – сигнализатор ПКТ-6М обратной тяги (для МСРП); 79 – ось (толкатель включения сигнализатора замка); 80 – сигнализатор открытого положения замка для БСКД; 81 – упор; 82 – сигнализатор обратной тяги (на табло Н12 сигнал: «Реверс включен»;); 83 – сигнализатор открытого положения замка (для САС Н13 и МСРП); 84 – панель сигнальных табло и резервных индикаторов; 85 – экран первого пилота (верхний); 86 – табло резервное РЕВЕРС ВКЛ (Н12) с зеленым светофильтром; 87 – табло резервное ЗАМОК РЕВЕРСА (Н13) с желтым светофильтром; 89 – РУР (рычаги управления реверсом); 90 – РУД (рычаги управления двигателями); 91 – пульт управления информацией ПУИ-1; 92 – кнопки вызова основных двигательных кадров КИСС ДВ СИГН, ДВ ДОП; 93 – корпус створок подвижный; 94 – кольцо подвижное Рис. 7.12. Схема гидросистемы привода реверсивного устройства двигателя ПС-90А и отображение ее работы в кабине самолета Ту-204 Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 117 118 Глава 7 нения клапана к магистрали высокого давления и магистрали слива). Кран перепускной КП-90 (рис. 7.14) предназначен для стравливания давления рабочей жидкости в гидросистеме, с целью исключения возможности включения реверсивного устройства при проведении регламентных работ на двигателе и при зарядке гидроаккумулятора азотом. Кран перепускной крепится на кронштейне, который устанавливается на фланце кожуха переднего с левой стороны двигателя. Гидроаккумулятор 14 (рис. 7.15) предназначен для аккумулирования энергии гидрожидкости за счет сжатия азота при работе насоса гидросистемы самолета и служит для компенсации расхода жидкости при перекладке реверсивного устройства, а также обеспечивает уменьшение величины пульсации давления в системе. Гидроаккумулятор устанавливается на двух кронштейнах и закрепляется двумя хомутами. Кронштейны располагаются на бобышках кожуха переднего с левой стороны двигателя. Клапан зарядный 2 (рис. 7.12) предназначен для заправки азотом гидроаккумулятора, для периодического измерения давления азота в гидроаккумуляторе и стравливания азота из него. Клапан зарядный устанавливается в угольнике на гидроаккумуляторе 14. Распределитель гидравлический (рис. 7.16) с электромагнитным управлением двухпозиционный четырехходовой КЭ72 11 предназначен для электродистанционного управления подачей рабочей жидкости в гидросистему управления реверсивным устройством. Распределитель КЭ72 крепится на втулках, которые устанавливаются на бобышках кожуха переднего с левой стороны двигателя. Кран управления реверсом КР-90 6 (рис. 7.17) предназначен для механического управления подачей рабочей жидкости в гидроцилиндры реверсивного устройства для перекладки реверсивного устройства в положения прямой и обратной тяги. Кран КР-90 крепится на кронштейне, который устанавливается в нижней части корпуса реверсивного устройства. Клапан челночный УГ97-8 1 предназначен для перепуска рабочей жидкости из штоковой полости гидроцилиндров в поршневую, для компенсации расхода рабочей жидкости по линии нагнетания гидросистемы самолета при перекладке реверсивного устройства в положение обратной тяги. Клапан челночный крепится на кронштейне, который устанавливается на корпусе реверсивного устройства с левой стороны. Распределитель гидравлический с электромагнитным управлением двухпозиционный четырехходовой КЭ74-4 15 с дросселем предназ1 3 2 Рис. 7.13. Клапан термический 1 – седло; 2 – шарик; 3 – пружина; А – полость высокого давления (вход из гидросистемы); Б – полость слива (штуцер стравливания в линию низкого давления). Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 1 4 119 11 13 8 1 12 5 1 2 3 4 5 6 7 10 9 8 11 14 12 11 10 9 8 Рис. 7.14. Кран перепускной КП-90 1 – корпус передний; 2 – упор; 3 – пружина; 4 – клапан; 5 – толкатель; 6 – корпус задний; 7 – ось; 8 – ручка; 9 – защелка; 10 – крышка; 11 – пружина пластинчатая; 12 – кронштейн; 13 – трубопровод подвода гидрожидкости высокого давления; 14 – трубопровод слива гидрожидкости в линию низкого давления начен для дистанционного управления подачей рабочей жидкости для поддержания в штоковой полости гидроцилиндров высокого давления в положении прямой тяги. Распределитель крепится на кронштейне, который устанавливается на кожухе переднем с левой стороны двигателя в верхней части. Гидроцилиндр замка 4 (рис. 7.6, 7.9, 7.12) предназначен для открытия и закрытия замка реверсивного устройства. Гидроцилиндр замка крепится хвостовиком к упору замка, а крышкой к корпусу замка реверсивного устройства, установленному между средним и задним кольцами неподвижного корпуса реверсивного устройства. Гидроцилиндр замка располагается в горизонтальной плоскости двигателя с левой стороны (рис. 7.6). Гидроцилиндр замка (рис. 7.18) состоит из корпуса 6, крышки 11, поршня 4, опоры 5, хвостовика 17, упора 16, клапана 7 с пружиной 12 и элементов уплотнения. Гидроцилиндры перекладки РУ 20, 21, 22 предназначены для перемещения створок реверсивного устройства в положения прямой и обратной тяги. Гидроцилиндры (рис. 7.4) крышками крепятся через кронштейны 47 к переднему фланцу 6 неподвижного корпуса реверсивного устройства, а хвостовиками пор- шней через кронштейны к подвижному корпусу створок и располагаются на равных расстояниях по корпусу (один из гидроцилиндров расположен внизу в вертикальной плоскости двигателя). Гидроцилиндр (рис. 7.19) состоит из гильзы 4, поршня 5, крышки 1, втулки 8, гаек 11,16, сферы 17 и элементов уплотнения. Гидроразъемы 7,8,17 предназначены для стыковки и расстыковки трубопроводов гидравлических систем модуля реверса и базового модуля двигателя и перекрытия трубопровдов гидросистемы в разъединенном состоянии. Гидроразъемы крепятся на кронштейнах, которые устанавливаются на фланце неподвижного силового реверсивного устройства с левой стороны двигателя – один в верхней части для крепления гидроразъема 17, другой – в нижней части для крепления гидроразъемов 7,8. Гидроразъем (рис. 7.20) состоит из клапана и клапана с гайкой. Клапан состоит из корпуса 13, штуцера 1, клапана 4, пружины 3, уплотнительного кольца 2. Клапан с гайкой состоит из корпуса 11, гайки 12, штуцера 10, клапана 7, пружины 8, кольца защитного 6, колец уплотнительных 5 и 9. Гайка 12 предназначена для стыковки и расстыковки разъема. Рукава 9,10,16 предназначены для гибкой связи агрегатов гидросистемы модуля реверсив- 120 Глава 7 1 2 3 1 2 4 13 3 5 13 5 6 7 8 9 10 11 10 12 12 Рис. 7.15. Гидроаккумулятор 1 – клапан зарядный; 2 – штуцер замера давления в азотной полости датчиком ДАТ-250К; 3,10 – крышка; 4,7,8,11 – кольцо уплотнительное; 5 – цилиндр; 6 – сальник войлочный; 9 – поршень; 12 – штуцер подвода рабочей жидкости в гидравлическую полость гидроаккумулятора; 13 - табличка ного устройства и базового модуля двигателя. Рукава подсоединяются с одной стороны к трубопроводам, с другой – к гидроразъемам. Датчик давления ДАТ-250К 3 (рис. 7.12) предназначен для измерения давления азота в гидроаккумуляторе 14. Датчик крепится на кронштейне, который устанавливается на фланце кожуха переднего с левой стороны двигателя. Сигнализатор давления МСТВ-100А 5 (рис. 7.12) предназначен для выдачи сигнала при повышении давления более 100 кгс/см2 в гидросистеме за краном управления реверсом КР-90 после перевода рычага крана КР-90 в положение обратной тяги. Сигнализатор крепится на кронштейне, который устанавливается на фланце наружного кожуха задней подвески двигателя с левой стороны. 7.4.3. Основные технические данные гидросистемы РУ Номинальное рабочее давление в линии нагнетания, (кгс/см2)....................................................21 (210) МПа Максимально-допустимое давление в линии нагнетания, МПа (кгс/см2)............................................ 28 (280) Максимально-допустимое давление в линии слива, мПа (кгс/см2)...........................................................4 (40) Температура рабочей жидкости, ° С........................................................................................................ –60 ÷ 125 Время перекладки — с прямой на обратную тягу, с, не более...................................................................................................2,0 — с обратной на прямую тягу, с.........................................................................................................4,0 – 6,0 Расход жидкости через дроссель распределителя, л/ч, не более.................................................................... 1,5 Давление зарядки азотной камеры гидроаккумулятора в зависимости от температуры окружающей среды приведено в таблице 7.1 и указано в табличке, прикрепленной к гидроаккумулятору. 7.4.4. Работа гидросистемы реверсивного устройства Положение органов управления и исполничагом управления реверсом (РУР) из кабины тельных механизмов при прямой тяге двигателя. пилота. РУР шарнирно закреплен на РУД. Включение в работу гидросистемы управления При нахождении РУР в положении прямой реверсивным устройством осуществляется рытяги профильтрованная рабочая жидкость под Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 5 4 7 121 8 3 16 2 1 11 13 15 10 9 12 14 6 5 4 8 7 10 13 12 Рис. 7.16. Кран блокировки включения реверса в полете КЭ72–3 (продольный разрез и внешний вид агрегата) 1 – гильза; 2 – золотник-распределитель плоский; 3 – втулка; 4 – штуцер постоянного подвода рабочей жидкости из самолетной гидросистемы; 5 – штуцер слива гидрожидкости; 6 – датчик шариковый; 7 – толкатель; 8 – электромагнит; 9 – пружина возвратная; 10 – корпус крана; 11 – поршень; 12 – штуцер подачи рабочей жидкости в гидросистему РУ при открытом кране блокировки; 13 – заглушка; 14,15 – седло; 16 – якорь; Полости, каналы: А – полость подвода гидрожидкости высокого давления; Б – канал в золотнике подвода жидкости высокого давления; В – канал в переходнике (заглушен постоянно); Г – канал подачи рабочего давления в гидросистему РУ; Д – полость высокого давления 122 Глава 7 1 2 4 3 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 27 26 25 24 23 22 21 20 19 18 17 16 15 Условные обозначения Принципиальная схема работы крана 6 9 13 – высокое давление 14 – низкое давление 27 1 26 23 19 18 17 4 9 16 15 Рычаг управления в положении прямая тяга 6 9 13 14 24 23 27 26 Рис. 7.17. Кран управления реверсом КР-90 23 19 18 17 16 15 Рычаг управления в положении обратная тяга 1,24 – переходник; 2,15 – втулка; 3 – клапан обратный; 4 – угольник; 5,7,8,16,22 – пружина; 6 – стакан; 9 – корпус; 10 – упор; 11 – корпус клапана; 12 – седло; 13 – шарик; 14 – ползунок; 17 – ось; 18 – шток; 19 – толкатель; 20 – проставка; 21 – фильтр; 23 – рычаг; 25 – жиклер 1,6мм переходника; 26 – гильза; 27 – золотник 123 Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 1 17 2 3 6 4 15 5 6 14 7 13 8 12 1 Рис. 7.18. Гидроцилиндр замка 1,10 – сфера; 2,3,9,15 – гайка; 4 – поршень; 5 – опора; 6 – корпус; 7 – клапан; 8,13 – гильза; 11,14 – крышка; 12 – пружина; 16 – упор; 17 - хвостовик Рис. 7.19. Гидроцилиндр силовой 1 — крышка; 4 — гильза; 5 — поршень; 8 — втулка; 11,16 — гайка; 17 — сфера 9 11 10 124 Глава 7 1 2 3 4 5 6 7 8 9 24 13 12 11 10 1 10 12 11 Рис. 7.20. Гидроразъем 1,10 – штуцер; 2,5,9 – кольцо уплотнительное; 3,8 – пружина; 4,7 – клапан; 6 – кольцо защитное; 11,13 – корпус, 12 - гайка давлением из линии нагнетания гидросистемы самолета через обратный клапан 19 подводится по основной и подолнительной магистрали к агрегатам гидросистемы управления реверсивным устройством. В дополнительную магистраль входят распределитель КЭ74-4 15, рукав 16 и гидроразъем 17. По основной магистрали рабочая жидкость заполняет гидравлическую камеру гидроаккумулятора 14, сжимает азот и по трубопроводам подводится к термическому клапану 13, перепускному крану 12 и распределителю КЭ72- 3 11. При этом термоклапан 13 и перепускной кран 12 закрыты, контакты �� S�� 24 концевого выключателя РУР разомкнуты (рис. 7.12), электромагнит крана блокировки 11 обесточен, его распределительный золотник находится в крайнем левом положении и перекрывает доступ жидкости высокого давления из канала А в канал Г, который соединен с линией слива. При этом магистраль подвода рабочего давления к крану управления реверсом 6 перекрыта, т.е. включение реверса на прямой тяге заблокировано. По дополнительной магистрали рабочая жидкость под давлением подводится к распределителю 15. Электромагнит распределителя находится в положении «выключен» и кран постоянно открыт. При этом канал У золотника соединяется с каналом Ф, и жидкость под высоким давлением, проходя через дроссельный пакет, установленный в штуцере распределителя, через рукав 16 и гидроразъем 17 подводится к челночному клапану (канал С) и по ответвлениям трубопроводов — к гидроцилиндру замка (канал Н) и крану управления реверсом (канал З), см. рис. 7.12. Челнок клапана 1 занимает положение, при котором канал С соединен с каналом Р, и жидкость под высоким давлением подводится в штоковые полости гидроцилиндров 20,21,22, удерживая их в положении прямаой тяги (рис. 7.12). Рабочая жидкость поступает также к каналу Н гидроцилиндра замка 4 и, действуя на поршень, образует гидравлический замок, который в дополнение к механическому замку РУ способствует удержанию гидроцилиндра замка 4 в положении прямой тяги. Рабочая жидкость поступает также по каналу З к золотнику крана управления реверсом 6, который находится на упоре в положении прямой тяги. При этом канал К через канал Ж золотника крана соединяется с каналом З. В канале К угольника крана установлен обратный клапан, седло которого под действием жидкости высокого давления упирается в кромку угольника, тем самым перекрывается доступ жидкости в канал К. Далее через кран 11 жидкость поступает в сливную магистраль. Таким образом, при прямой тяге двигателя корпус створок 13 и кольцо 17 сдвинуты вперед, и они закрывают отклоняющие решетки 1,3,11 изнутри, а подвижный наружный обтекатель 69 закрывает решетки снаружи. Створки и проставки РУ находятся в нерабочем положении, отжаты на периферию и образуют внешнюю поверхность наружного контура. Переднее 30 и заднее 34 (рис. 7.6) уплотнения герметизируТаблица 7.1 Давление зарядки азотной камеры гидроаккумулятора в зависимости от температуры окружающей среды Температура, оС Давление зарядки, кгс/см2 Минимально-допустимое давление для единичного полета, кгс/см2 + 40 107 + 2 85 + 20 100 + 2 80 0 93 + 2 75 – 20 86 + 2 69 – 40 80 + 2 64 Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А ют проточную часть. Поршень гидроцилиндра замка выдвинут, и подвижный корпус РУ зафиксирован в положении прямой тяги механическим и гидравлическим замками. Сигнализаторы РУ при работе двигателя на прямой тяге не включаются. Положение органов управления и исполнительных механизмов при включении реверса. При посадке самолета или прерванном взлете РУД переводится на малый газ, РУР нажатием на головку снимается с защелки и переводится вверх до промежуточного упора (малого реверса). При перемещении РУР на включение реверсивного устройства, замыкаются контакты S�� 24 концевого выключателя, подается напряжение и включается электромагнит распределителя 11 (рис. 7.12). Золотник распределителя перемещается в крайнее правое положение и открывает доступ жидкости высокого давления в гидросистему РУ по каналам: — по каналу А через канал Б золотника в канал Г и далее по трубопроводам, рукаву 10 и через каналы гидроразъема 7жидкость под высоким давлением подводится к каналу К крана управления реверсом и отжимает клапан обратный от седла. Гидросистема готова к включению реверсивного устройства (рис. 7.12). Одновременно, через механизм управления и блокировки рычаг крана устанавливается в положение обратная тяга. При этом золотник крана 6 занимает положение, при котором канал К высокого давления соединяется через канал Ж золотника с каналом И, и жидкость под высоким давлением подводится к каналам О и Л гидроцилиндра замка, а канал Н гидроцилиндра замка через канал З крана 6 соединяется со сливом (канал Е). Под действием высокого давления в полости О шток гидроцилиндра замка перемещается и открывает механический замок, удерживающий реверсивное устройство в положении прямой тяги (рис. 7.6). При этом включается сигнализатор замка А83 и через контакты 22,23 реле К22 (рис. 7.12) замыкает вторую цепь включения электромагнита распределителя 11. В конце своего хода шток гидроцилиндра замка нажимает на клапан и, сжимая пружину клапана, перемещает его. В результате этого канал Л соединяется с каналом М, и жидкость под высоким давлением подводится к гидроцилиндрам (в поршневую полость) и к каналу П челночного клапана. Клапан обеспечивает последовательность срабатывания: сначала открывается замок РУ, затем срабатывают гидроцилинды 20,21,22 и открывают створки РУ. Под действием высокого давления челнок челночного клапана, перемещаясь, занимает 125 положение, при котором канал П соединяется с каналом Р. Таким образом обе полости силовых гидроцилиндров соединяются с линией высокого давления. Под действием высокого давления штоки поршней силовых гидроцилиндров выдвигаются и перемещают по направляющим 48 подвижный корпус РУ. Створки, перекрывающие наружный контур, переводятся в рабочее положение, подвижный наружный обтекатель смещается назад, освобождая решетки РУ снаружи. При этом из штоковой полости гидроцилиндров за счет разности площадей жидкость перетекает в поршневую полость через челночный клапан. По дополнительной магистрали жидкость высокого давления проходит через дроссельный пакет распределителя 15, рукав 16, гидроразъем 17 и далее по трубопроводам через канал З крана 6 соединяется со сливом (канал Е). При перемещении РУР из положения обратной тяги в положение прямой тяги через механизм управления и блокировки осуществляется перевод рычага 23 крана управления реверсом 6 в положение прямой тяги. При этом концевым выключателем размыкается первая цепь включения электромагнита крана блокировки 11, а золотник крана 6 производит переключение каналов, при котором канал З через канал Ж золотника соединяется с линией высокого давления (каналом К), а канал И соединяется со сливом (канал Е). Жидкость под высоким давлением подводится из канала З крана 6 в канал Н гидроцилиндра замка 4, но в связи с тем, что замок в это время находится на механической защелке, шток гидроцилиндра замка остается в положении обратной тяги (втянутым). Одновременно жидкость под высоким давлением поступает в канал С челночного клапана по дополнительной магистрали через распределитель 15, рукав 16, гидроразъем 17, по трубопроводам, а также из канала З крана 6 по трубопроводам. Под действием этого давления челнок, перемещаясь, занимает положение, при котором канал С соединяется с каналом Р, отсекая канал Р от канала П. Из канала Р жидкость под высоким давлением поступает в штоковые полости силовых гидроцилиндров 2, при этом поршневые полости гидроцилиндров через каналы М и Л гидроцилиндра замка и далее через канал И крана соединяются со сливом (канал Е). Под действием высокого давления поршни силовых гидроцилиндров втягиваются, переводя реверсивное устройство в положение прямой тяги. В конце хода поршней силовых гидроци- 126 Глава 7 линдров механическая защелка гидроцилиндра замка убирается, и поршень замка под действием давления в полости Н выдвигается, закрывая механизм замка. При подходе подвижного корпуса РУ к положению прямой тяги накладка 76 на заднем фланце подвижного корпуса нажимает упорами 78 на рычаги защелок 111. Защелки 79 расходятся, освобождают упор 75 с тягой 72 и качалкой 71 так, что качалка своим выступом запирает кольцо 17, закрывая, таким образом, РУ в положении прямой тяги на механический замок. После закрытия механизма замка концевой выключатель замка А83 прерывает вторую электрическую цепь подачи напряжения к электромагниту крана – распределителя 11. Золотник крана под действием пружины перемещается в крайнее левое положение и перекрывает доступ жидкости высокого давления к каналу К крана 6. Система приходит в исходное положение. 7.4.5. Конструкция и работа основных агрегатов гидросистемы РУ Кран управления реверсом КР-90 Шариковый клапан (датчик) крана состоит Кран управления реверсом КР-90 преднаиз стакана 6, упора 10, корпуса клапана 11, значен для механического управления подачей шарика 13, пружин 7,8,16,22, фильтра 21, прорабочей жидкости в гидроцилиндры реверсивставки 20 и седла 12. ного устройства для перекладки реверсивного В рычажный механизм управления краном устройства в положения прямой и обратной входят трехгранный толкатель 19, втулка 15 тяги. Кран КР-90 крепится на кроншнейне, со штоком 18, ползунок 14, ось 17. Снаружи который устанавливается в нижней части корна конце оси закрепляется рычаг 23 управления пуса реверсивного устройства. краном. Рычаг крана имеет два крайних полоКран управления реверсом КР-90 (далее – жения: ПРЯМАЯ ТЯГА и ОБРАТНАЯ ТЯГА. кран, рис. 7.17) представляет собой распредеВ переходнике 24 крана имеется жиклер 25 литель рабочей жидкости золотникового типа ∅ 1,6мм для обеспечения заданного времени с шариковым клапаном и рычажным механизперекладки створок реверсивного устройства мом управления, смонтированными в одном из положения ОБРАТНАЯ ТЯГА в положение корпусе. Управление подачей рабочей жидкосПРЯМАЯ ТЯГА. ти в гидросистему осуществляется с помощью В угольнике 4 крана установлен обратный датчика 13, связанного с РУР через рычаг упклапан 3, который служит для исключения переравления краном 23. текания жидкости высокого давления из полостей Распределитель рабочей жидкости состоит «Тяга» или «Реверс» переходника 24 в полость из золотника 27, гильзы 26, втулки 2 и пруугольника 4 при отсутствии подвода жидкости жины 5. высокого давления со стороны угольника. Основные технические данные Рабочее давление, Мпа (кгс/см2)..................................................................................................8–22,0 (80–220) Максимально-допустимое давление, Мпа (кгс/см2)..............................................................................28,0 (280) Угол поворота рычага управления краном из одного крайнего положения в другое, градус.................................................................................................................. 12 Время срабатывания агрегата от момента переключения рычага управления до момента полного открытия крана при давлении 20–22 (200–220 кгс/см2), с, не более при температуре окружающей среды и рабочей жидкости 10 – 30 оС ............................................................................................................................................ 0,2 – 60 оС...................................................................................................................................................1,2 Момент переключения рычага управления агрегатом при давлении 20 – 22 МПа (200 – 220 кгс/см2) из положения прямая тяга и обратная тяга, Н м (кгс м), не более......................................................................................... 0,50 (0,05) Масса, кг, не более............................................................................................................................................ 3,75 При подводе жидкости высокого давления к угольнику 4 крана обратный клапан 3 отжимается от седла угольника и через отверстия в клапане 3 жидкость поступает в полость «Насос» корпуса крана. При работе двигателя на режиме прямой тяги рычаг 23 крана установлен в положение ПРЯМАЯ ТЯГА, и золотник 27 (рис. 7.17) крана находится в крайнем левом положении, соединяя линию высокого давления (полость «Насос» корпуса 9) через канал Б в золотнике с полостью «Тяга» переходника 24. В данном случае полость «Реверс» переходника через отверстие Ж золотника 27 соединяется с полостью А и через полость «Бак» переходника 1 с линией слива. При перемещении рычага 23 крана в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА ползунок 14, соединенный с рычагом, перемещается влево, освобождая втулку 15 со штоком 18. Под действием усилия Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 127 пружины 16 втулка 15 со штоком вместе с толусилия пружины обратного клапана исключакателем 19 перемещается влево и с помощью ется перетекание жидкости из полости «Насос» шарика перекрывает линию высокого давления. корпуса в полость угольника 4. Полость Г через канал в упоре 10 щели, образуКлапан зарядный 800600-1НГЖ емый между гранями толкателя 19, и отверстия Клапан зарядный 2 (рис.7.9) предназначен в корпусе клапана 11 соединяется с полостью Д для заправки азотом гидроаккумулятора 14, низкого давления, а золотник 27, преодолевая для периодического измерения давления азота усилия пружин 7,8, вместе со стаканом 6 перев гидроаккумуляторе и стравливания азота мещается в крайнее правое положение до упора. из него в случае необходимости. Клапан заПолость «Насос» корпуса 9 через отверстие Б рядный устанавливается в угольнике на гидрозолотника 27 соединяется с полостью «Реверс» аккумуляторе 14. переходника 24. Полость «Тяга» переходника Для проверки давления в азотной полости через канал Е золотника соединяется с полосгидроаккумулятора используют специальное тью А и полостью «Бак» переходника и далее приспособление с манометром, показания с линией слива. которого сравнивают с показаниями датчика При переводе рычага 23 крана в положение ДАТ-250К, выведенными на экран монитора ПРЯМАЯ ТЯГА ползунок 14 перемещается в кадре. Разница в показаниях не должна превправо и отводит втулку 15 со штоком вправышать 20 кгс/см2. во, отсекая полость высокого давления от поКран перепускной КП-90 лости Д низкого давления. Рабочая жидкость Кран перепускной КП-90 (далее – кран, под давлением поступает в полость Г. Из-за рис. 7.14) представляет собой клапан, помещенразности внутренних диаметров (площадей) ный в корпус и обеспечивающий при необхостакана 6 и гильзы 26 сила, действующая димости соединение линии высокого давления со стороны стакана на золотник больше, чем с линией низкого давления (с линией слива). со стороны гильзы 26, и золотник 27 передвиКран состоит из корпуса переднего 1 и задгается в крайнее левое положение, него 6, клапана 4, пружины 3, упора 2, толкатеПри отсутствии подвода жидкости высокого ля 5, оси 7, пружины пластинчатой 11, ручки 8, давления к угольнику 4 крана под действием кронштейна 12, защелки 9. Основные технические данные Рабочее давление, Мпа (кгс/см2), не более ..............................................................................................28 (280) Момент перемещения ручки крана для перепуска рабочей жидкости при давлении 19 – 22 Мпа (190 – 220 кгс/см2), Нм (кгс м), не более.................................. 8,0 (0,8) Масса, кг, не более............................................................................................................................................ 0,42 При повороте ручки 8 до упора в сторону пластинчатой пружины 11, выступ оси 7 через толкатель 5 перемещает клапан 4, образуя проход рабочей жидкости из линии высокого давления в линию низкого давления (в линию слива) через отверстия в клапане 4 и щели, образуемые трехгранным толкателем 5, расположенным в круглом отверстии корпуса 6. При отпускании ручки 8 последняя под действием пластинчатой пружины 11 поворачивает ось 7 в начальное положение, и клапан 4 под действием пружины 3 перекрывает проход жидкости из линии высокого давления в линию низкого давления (в линию слива). Ручка 8 фиксируется в этом положении защелкой 9. Аккумулятор гидравлический Гидравлический аккумулятор поршневой 14 (рис. 7.9, 7.12) предназначен для аккумулирования и возврата энергии гидрожидкости за счет сжатия и расширения азота при работе насоса НП-123 гидросистемы самолета и служит для компенсации расхода жидкости при перекладке реверсивного устройства и сглаживания пульсаций давления в системе. Гидроаккумулятор полостью подсоединяется к основной магистрали нагнетания после обрат- ного клапана 19 и устанавливается вертикально на двух кронштейнах с хомутами на бобышках кожуха переднего с левой стороны двигателя. Гидроаккумулятор (рис. 7.15) представляет собой полый стальной цилиндр 5, закрытый с обеих сторон крышками 3 и 10. Крышки крепятся к цилиндру при помощи резьбы. Азотная полость а аккумулятора отделена от гидравлической полости б поршнем 9. На наружной поверхности поршня имеются три канавки, в две из которых со стороны гидравлической полости установлены резиновые уплотнительные кольца 7 и фторопластовые кольца 8, а в канавке со стороны азотной полости установлен войлочный сальник 6, пропитанный рабочей жидкостью. В крышке 10 установлен штуцер 12, связывающий полость б с основной магистралью нагнетания. В верхней крышке 3 установлен штуцер 1 с зарядным клапаном, который предназначен для зарядки азотом полости а с помощью приспособления для зарядки гидроаккумуляторов. Азотная полость а гидроаккумулятора заряжается азотом до давления 10,7 ± 0,2 МПа при температуре наружного воздуха – 40 °С. На- 128 Глава 7 чальное давление азота в азотной камере гидроаккумулятора в зависимости от температуры наружного воздуха указано в таблице 13, прикрепленной к цилиндру аккумулятора. При зарядке азотом полости а поршень 9 сдвигается вниз и азот заполняет весь объем гидроаккумулятора. Рабочая жидкость, нагнетаемая насосом НП- 123 самолетной гидросистемы и поступающая через входной обратный клапан 19 (рис. 7.9) основной магистрали нагнетания и штуцер 12 (рис. 7.15) в гидравлическую полость аккумулятора, под рабочим давлением сдвигает поршень 9 вверх, сжимая азот в полости а. Заполнение полости б заканчивается, когда давление гидрожидкости и азота достигает 21 МПа. При этом включается электромагнит разгрузки 11 (рис. 7.12) и насос переходит на нулевую подачу. Проверка давления азота в азотной полости аккумулятора производится с помощью приспособления для проверки давления азота с манометром и краном стравливания. Давление азота в гидроаккумуляторе, измеренное с помощью манометра, сравнивается с показаниями на мониторе в кадре КИСС в кабине пилотов: разница не должна превышать 2 МПа. Начальное давление азота должно соответствовать давлению, приведенному в табличке 13, закрепленной на корпусе гидроаккумулятора. При срабатывании РУ давление в поршневых полостях рабочих гидроцилиндров 20, 21, 22 (рис. 7.12) уменьшается и поршень 9 гидроаккумулятора под давлением азота перемещается вниз. Войлочный сальник 6, установленный на поршне, обеспечивает предотвращение сухого трения поршня по зеркалу цилиндра. Кран блокировки включения реверса в полете КЭ72-3 Кран двухпозиционный электромагнитный с серводействием (рис.7.16) представляет собой распределитель с шариковым датчиком 6, распределительным золотником 2 и электромагнитом 8, управляемый по электрическому сигналу от рычага РУР в кабине пилотов. В полете, на рулении (когда двигатель работает на режиме прямой тяги), кран КЭ72-3 выполняет функцию крана блокировки, т.е. электрогидравлического крана, блокирующего включение РУ, преграждающего доступ жидкости высокого давления к исполнительным механизмам РУ двигателя. При поступлении команды на включение РУ кран КЭ72-3 открывает доступ жидкости высокого давления в гидросистему РУ. Кран является дистанционным переключателем потока жидкости высокого давления из одного канала в другой по электрическому сигналу. Золотник-распределитель крана имеет два крайних рабочих положения: положение при обесточенном электромагните и положение при включенном электромагните. В корпусе 10 размещается электромагнитный клапанный датчик 6 шарикового типа и плоский распределительный золотник 2, управляемый поршнем 11 и гильзой 1. При обесточенном электромагните (исходное состояние крана) шарик датчика 6 давлением жидкости высокого давления, поступающей из самолетной гидросистемы по каналу А, отжимается вправо и открывает проход жидкости в пружинную полость поршня 11. На гильзу 1 также действует жидкость под высоким давлением. Площадь поршня 11, на которую действует жидкость под давлением, больше площади торцевой поверхности золотника 2. Поэтому усилий, развиваемых жидкостью высокого давления на торцевую поверхность золотника 2, недостаточно, чтобы преодолеть суммарное усилие поршня 11 и пружины 9. В результате золотник 2 остается в крайнем левом (исходном) положении, несмотря на подведенное к крану высокое давление. При этом канал высокого давления А через канал в золотнике Б сообщается с каналом В в переходнике, который заглушен пробкой 13, а канал Г крана сообщается со сливной магистралью самолетной гидросистемы. При включении реверса кулачком блокировки РУР включается электромагнит 8 (т.е. снимается блокировка включения реверса), якорь 16 перемещается влево и прижимает шарик 6 к седлу 15, перекрывая доступ жидкости высокого давления в пружинную полость поршня 11 и соединяя ее со сливом, в результате чего усилие от поршня на золотник справа снимается. Золотник 2 под действием жидкости высокого давления на его левый торец, сжимая пружину 9, перемещается вправо, производя переключение потока жидкости высокого давления из канала В (заглушенного) через канал Б золотника в канал Г штуцера подачи рабочего давления к крану управления реверсом гидросистемы РУ. Золотник 2 остается переключенным вправо в течение всего времени работы двигателя на обратной тяге пока подается питание на электромагнит 8. При выключении РУ (переводе РУР на прямую тягу) кулачок блокировки разрывает первую цепь питания электромагнита 8, а после срабатывания сигнализатора замка РУ А83 разрывается и вторая цепь питания электромагнита 8. Под действием высокого давления шарик 6 датчика перемещается от седла 15 к седлу 14, открывая доступ жидкости высокого давления в пружинную полость поршня 11, одновременно разобщая ее с полостью низкого давления. Поршень 11 под действием высокого давления и усилия пружины 9 возвращается в ис- Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А ходное положение. При отсутствии давления жидкости в полости А золотник 2 возвращается в исходное положение под действием пружины. Кран дополнительный КЭ74-4, установленный в дополнительную магистраль гидросистемы РУ, принципиальных отличий от крана КЭ72-3 не имеет. Различие заключается лишь в подсоединениях штуцеров подвода/отвода жидкости в соответствии с их функциональным назначением: вместо заглушки 13 в прилив корпуса ввернут штуцер с дроссельным пакетом подвода жидкости высокого давления к агрегатам гидросистемы РУ, а канал Г заглушен пробкой. Электромагнит крана КЭ74-4 включается и прекращает подачу гидрожидкости в гидросистему РУ двигателя только при минимальном уровне гидрожидкости в гидросистеме самолета (Ту-204), а на самолете Ил-96-300 он в электросхеме не задействован, т.е. всегда открыт. Фильтр гидравлический Гидравлический фильтр высокого давления установлен в линии нагнетания за насосом НП-123 и смонтирован на двигателе по левому борту. Он служит для очистки гидрожидкости от механических примесей в линии нагнетания самолетных потребителей и гидросистемы привода РУ двигателя. Тонкость фильтрации средняя .........................................................7 мкм абсолютная.................................................. 15 мкм Пропускная способность номинальная .... 180 л/мин Гидравлическое сопротивление чистого фильтра при t нар + 25 ± 10 °С ..... 2,5кгс/см2 Фильтр (рис.7.21) представляет собой полый стальной цилиндр-стакан 9 с установленным в нем фильтроэлементом 10. Стакан ввернут в массивную крышку с фланцами. В цилиндрической расточке корпуса смонтированы втулка 7 с клапанами отсечным 5 с пружиной 2 и перепускным 6, а также опора 4, поджатая пружиной 3. Снаружи в резьбовые отверстия ввернуты входной штуцер (полость А) и выходной штуцер-тройник 12 (полость Б). Сверху над входным штуцером к фланцу прилива крепится сигнализатор перепада давления на фильтре СП-5ЭКМ НГЖ. Фильтроэлемент 10 представляет собой гофрированную трубку из двух проволочных сеток саржевого плетения (фильтрующая и каркасная сетки сгофрированы вместе), надетую на перфорированный латунный цилиндрический каркас. К нижнему торцу фильтроэлемента припаяно плоское днище, к верхнему — днище с отверстием для выхода очищенной гидрожидкости и кольцевой буртик для посадки перепускного клапана 6. Рабочая жидкость от насоса высокого давления НП-123 через входной штуцер (полость А), кольцевой зазор между втулкой 7 и перепускным клапаном 6 поступает в по- 129 лость стакана 9, проходит сквозь фильтрующую гофрированную сетку и перфорированный каркас фильтроэлемента 10, откуда через центральное отверстие поступает в полость отсечного клапана. Под действием давления рабочей жидкости отсечной клапан 5 отжимается, и жидкость поступает в полость перепускного клапана 6, откуда через отверстия в клапане устремляется к выходному штуцеру-тройнику 12 и далее к потребителям самолетной гидросистемы и гидросистемы РУ двигателя. При засорении фильтроэлемента, когда перепад давления на входе и выходе достигает величины ∆р = рвх – рвых = 5 кгс/см2, сигнализатор засоренности фильтра СП-5ЭКМ НГЖ выдает сигнал на сигнальную лампу ФИЛЬТР ЗАСОРЕН на щитке наземной проверки ГИДРОСИСТЕМА на рабочем месте бортинженера. При сильной засоренности (перепаде ∆р = 9 ± 2 кгс/см2) открывается перепускной клапан 6, и к потребителям начинает подаваться неочищенная гидрожидкость. Утечка рабочей жидкости из системы при снятии фильтроэлемента (рис 7.21б) предотвращается клапанами отсечным 5 и перепускным 6. При снятии фильтроэлемента отворачивают стакан 9. Пружина 3 через опору 4 отжимает вниз перепускной клапан 6, отсекая магистраль входа (полость А) от полости стакана. Одновременно пружина 2 отжимает вниз отсечной клапан 5, тарелка которого опускается на седло клапана, отсекая выходную полость Б от внутренней полости фильтроэлемента 10. При дальнейшем отворачивании заполненный гидрожидкостью стакан отделяется от крышки 8. Герметичность полости стакана обеспечивается резиновым уплотнительным кольцом, установленным в кольцевую выточку верхнего венца стакана. Клапан термический Клапан термический ГА133-100-5К предназначен для защиты гидросистемы от недопустимого повышения давления вследствие теплового расширения гидрожидкости НГЖ–6 путём её перепуска в линию слива. Клапан термический 13 (рис. 7.13) соединяет линию высокого давления (основную магистраль нагнетания) с линией слива и при превышении давления выполняет роль своеобразного шунта. При повышении давления в напорной линии до 26 + 1,5 МПа шарик 2 (рис. 7.13) под действием давления жидкости сжимает пружину 3, отходит от седла 1, пропуская жидкость через штуцер слива и обратный клапан КО-1 в сливную магистраль. При понижении давления в напорной линии пружина 3 прижимает шарик 2 к седлу, перепуск жидкости прекращается. 130 Глава 7 Рис. 7.21 . Фильтр гидравлический 1 – сигнализатор перепада давления на фильтроэлементе; 2 – пружина отсечного клапана; 3 – пружина опоры; 4 – опора; 5 – клапан отсечной; 6 – клапан перепускной; 7 – втулка; 8 – крышка; 9 – стакан; 10 – фильтроэлемент; 11 – каркас; 12 – тройник фильтра; 13 – кольцо уплотнительное; 14 - клапан обратный; 15 – гайка трубопровода; 16 – трубопровод подвода рабочей жидкости из самолетной гидросистемы в гидросистему РУ 12 13 14 15 16 Настройка давления срабатывания осуществляется при изготовлении клапана и в эксплуатации не предусмотрена. Насос плунжерный НП-123 Насос плунжерный НП-123 гидравлический, аксиального типа, с регулируемой подачей. Максимальная подача . ............................180 л/мин; Давление нагнетания ............................. 210 кгс/см2. Насос НП-123 является основным источником гидравлической мощности для потребителей самолетной гидросистемы (выпуск шасси, дистанционный привод рулей, тормозов, закрылков и др.), а также штатным источником гидравлической мощности для привода реверсивного устройства двигателей. В самолетной гидросистеме предусмотрены также резервные источники гидравлической мощности — насосные станции с электроприводом (НС-68 НС1, НС2, НС3) и аварий- ный маломощный источник — ветродвигатель (на самолете Ту-204). Для отработки режимов на земле используется наземная установка — источник гидравлической мощности УПГ-300 НГЖ. Насос крепится хомутом на коробке приводов. Привод насоса — от ротора двигателя. Насос (рис. 7.22) состоит из двух основных узлов — качающего узла и крышки насоса. Качающий узел включает в себя блок цилиндров 8 с размещенными в нем девятью плунжерами 7, распределительный золотник 9 с окнами всасывания (а) и нагнетания (б), наклонную шайбу 3 с башмаком 4 и прижимным диском 5 для шарнирного крепления шаровых хвостовиков плунжеров, поршень 17 привода наклонной шайбы с возвратной пружиной, рабочее колесо (улитку) 10 с лопастями аварийного насоса подкачки. Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А В крышке насоса и в расточках литьевых приливов размещены ряд деталей и узлов: регулятор давления с золотником 15, пружиной 14 и поршнем 16, механизм разгрузки с электромагнитом 11, подвижным якорем 13 пружиной 12, поршнями 23 с толкателем и 21 с возвратной пружиной 22, а также ограничитель давления слива с подпружиненными клапанами 18, 20 и дросселем 24. Для компактности и удобства подвода коммуникаций штуцеры нагнетания, всасывания и слива, а также электромагнит разгрузки располагаются спереди на торце крышки насоса, а для удобства монтажа стыковка насоса к переходнику коробки приводов осуществляется с помощью быстросъемного хомута. При вращении рабочий торец блока цилиндров 8 скользит по поверхности распределительного золотника 9, поочередно соединяя полости цилиндров через окна а и б, выполненные в золотнике, с магистралями всасывания и нагнетания. При перемещении плунжера влево происходит всасывание гидрожидкости через окно а, при перемещении плунжера вправо происходит нагнетание через окно б. Для сглаживания пульсаций давления, присущих плунжерным конструкциям гидронасосов, в насосе предусмотрен гаситель пульсаций, емкость д которого через распределительный золотник 9 соединяется через дроссель 24 по обводному каналу с рабочим торцом блока цилиндров 8, а через подпружиненный поршень 17 — с наклонной шайбой 3. Подача насоса (производительность) зависит от частоты вращения и угла γ наклона наклонной шайбы. Для поддержания производительности и постоянного давления в гидросистеме самолета в конструкции насоса предусмотрен регулятор давления, который отслеживает величину давления в магистрали нагнетания и автоматически поддерживает соответствующий угол наклона наклонной шайбы. Золотник 15 регулятора с левого торца испытывает высокое давление нагнетания, с правого торца — сливное давление и усилие пружины 14. Каждому значению давления в магистрали нагнетания соответствует определенное положение золотника 15 и размер щели г, через которую гидрожидкость поступает в торцовую полость в золотника 16. Размер щели г определяет величину редуцированного давления в полости в. В соответствии с этим давлением поршень 16 изменяет угол наклона наклонной шайбы, поддерживая производительность насоса и давление в магистрали нагнетания в заданных пределах. 131 Для повышения давления в магистрали нагнетания при работе на аварийном режиме, когда давление на входе понижено и не превышает величины (0,6 – 0,9) кгс/см2, в магистрали всасывания на входе в плунжерный насос установлен центробежный насос подкачки 10 (улитка с лопастями). С целью ограничения давления в магистрали слива на выходе в магистраль предусмотрены два подпружиненных клапана 18 и 20. При повышении давления в сливной магистрали выше допустимого клапан 20, перемещаясь влево от повышенного давления и пружины, прижимается к седлу и отсекает полость корпуса насоса от сливной магистрали. Одновременно кромкой проточки клапана открывается канал, сообщающий через дроссель 24 сливную магистраль с магистралью нагнетания. При этом давление в корпусе насоса повышается и отжимает клапан 18 в крайнее левое положение. В таком положении клапанов отвод утечек осуществляется из магистрали нагнетания через дроссель 24 и канал, открытый кромкой клапана (рис. 7.22) При переводе гидронасоса в режим разгрузки подается питание + 27 В на электромагнит 11 механизма разгрузки. Сердечник электромагнита (якорь) 13 при этом втягивается, сжимая пружину 12 и своей кромкой открывая доступ жидкости высокого давления из канала нагнетания в полость е регулятора подачи, откуда по каналам поступает под торцы поршней 23 и 21, производя ряд переключений. Под действием давления жидкости поршень 23 перемещается вправо и толкателем перемещает золотник 15 вправо, который своим торцом открывает доступ жидкости высокого давления под торец золотника разгрузки 16, в полость в. Под действием давления разгрузки поршень 16 переводит наклонную шайбу на угол наклона, который необходим для компенсации утечек на этом режиме (близком к режиму минимальной производительности), когда в полости в давление снижается до величины, необходимой для удержания наклонной шайбы в этом положении. Поршень 21 перемещается вверх (по схеме) и отсекает магистраль нагнетания гидросистемы самолета от насоса. Для перевода насоса с режима разгрузки в рабочий режим достаточно обесточить электромагнит 11. При этом якорь 13 под воздействием пружины 12 переместится влево, займет исходное положение и соединит полость е со сливной полостью корпуса насоса, поршень 23 переместится влево до упора, а золотник 15 возвратится в режим регулирования. Под действием давления нагнетания поршень 21, сжимая пружину 22, отводится вниз на упор, магистраль нагнетания открывается, насос начинает работать в рабочем режиме. Рис. 7.22. Схема работы насоса НП-123 Э/М обесточен Нагнетание Всасывание Слив 16 Режим разгрузки (Э/М отключен) 27В 22 21 1 – рессора; 2 – корпус; 3 – наклонная шайба; 4 – башмак; 5 – иск прижимной; 6 – шайба прижимная; 7 – плунжер; 8 – блок цилиндров; 10 – рабочее колесо (улитка); 11 – электромагнит; 12,14,19,22 – пружина; 13 – якорь (подвижный сердечник электромагнита); 15 – золотник; 16,17,21,23 – поршень; 18,20 – клапан Рабочий режим (Э/М отключен) 132 Глава 7 Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 133 7.5. Опыт стендовых испытаний и эксплуатации РУ В процессе стендовых испытаний и эксплуатации двигателя ПС-90А была подтверждена надежность конструкции и системы управления. Однако был выявлен ряд дефектов, для устранения которых разработчиком и заводом-изготовителем РУ проведены конструктивные, технологические и эксплуатационные усовершенствования. Дефектами РУ, проявившимися при стендовых испытаниях и в эксплуатации, являются: — трещины на лопатках решеток, выпадение и ослабление заклепок в направляющих решетках. Для устранения дефекта изменено взаимное расположение лопаток в секции решетки, увеличена толщина лопаток с 1 , 2 мм до 1 , 5 мм, заменен материал заклепок; — выработки на малых створках от соприкосновения с малыми проставками. В серийном производстве и ремонте введены накладки на малых проставках и износостойкое покрытие на створках; — деформация малой проставки и малой створки ввиду выхода их из зацепления при ошибочных действиях обслуживающего персонала. Узел доработан: увеличена длина малой створки и малой проставки, а также увеличена ширина малой проставки; — з а к л и н и в а н и е замка из-за попадания качалки замка за задний фланец корпуса створок. Изменена кинематика замка и введена вставка для предотвращения западания качалки. — несрабатывание замка РУ в положении ПРЯМАЯ ТЯГА в связи с засорением дроссельного пакета дополнительного электрокрана КЭ74-4 и прекращением подвода гидрожидкости высокого давления к гидроцилиндру замка и челночному клапану. Для исключения дефекта в серию внедрен электрокран с доработанным дроссельным пакетом: диаметр жиклерных отверстий увеличен; — поломка защелки замка РУ. Защелка усилена; — заклинивание РУ (увеличение времени перекладки) из-за надиров направляющих. Введена зачистка и смазка направляющих в эксплуатации при проявлении дефекта; — негерметичность гидроцилиндров РУ по поршню из-за надиров на гильзах в связи с недостаточностью толщины покрытия. Внедрены мероприятия по контролю толщины покрытия гильз и восстановлению покрытия, а также проверка покрытия при ремонте и в эксплуатации. 7.6. Наружный контур двигателя Передний кожух 6 (рис. 7.23) образует часть наружной стенки проточной части наружного контура, расположенную между разделительным корпусом 5 и реверсивным устройством 8. Он крепится к ним соответственно с помощью переднего 10 и заднего 5 кольцевых фланцев. Передний кожух (рис. 7.24) изготовлен из титанового сплава и имеет сварную конструкцию, основу которой составляют трехслойные звукопоглощающие панели 4 с сотовым наполнителем. Внутренняя стенка панелей перфорирована. В нижней части переднего кожуха имеется кожух-обтекатель 11, под которым на двигателе расположен привод генератора. В обечайку, образованную панелями 4, вварены: — группы резьбовых бобышек 6 для крепления внешней обвязки и агрегатов; — два лючка осмотра КВД с резьбовыми заглушками 8; — два фланца крепления колодок с плавающими втулками 2, через которые проходят силовые тяги передней подвески двигателя; — фланец 14 для крепления трубопроводов системы кондиционирования воздуха; — фланец 13 для крепления воздушно-масляного теплообменника; — два фланца 7 и 9 для крепления стоек; — фланец 3 для крепления клапанов стравливания воздуха из гидроцилиндров; — фланец 12 для крепления трубопроводов откачки масла из двигателя с магнитными пробками; — фланец 1 для вывода трубопроводов от датчика замера давления за КВД и электрожгутов. Стойка (рис. 7.25) является кожухом, в котором размещены трубопроводы и электропроводка, идущие от газогенератора через канал наружного контура двигателя, и служит для предохранения их от повреждений. Стойка изготовлена сваркой из титанового сплава и состоит из фланца 1 и обтекателя 2. На боковых поверхностях стойки имеются окна, облегчающие монтаж обвязки и закрывающиеся крышками 3. На двигателе установлены две стойки 11 (см. рис. 7.23) в вертикальной плоскости внизу и в горизонтальной плоскости слева (при виде на двигатель по полету). Своими фланцами эти стойки крепятся к переднему кожуху с внешней стороны. Нижние концы стоек вставлены в вырезы обшивки газогенератора и с боковых поверхностей поджаты резиновыми пластинами. 134 Глава 7 Через нижнюю стойку проходят трубопроводы подвода топлива к камере сгорания, трубопроводы гидросистемы управления клапанами-заслонками перепуска, а также ось рычага обратной связи от ВНА к НР-90. Через левую стойку проходят трубопровод противообледенительной системы и сдува вихря, трубопровод подвода воздуха к НР-90 и электропроводка. Обшивка газогенератора 7 (рис. 7.26) образует внутреннюю стенку наружного контура от разделительного корпуса до задней опоры и является капотом, закрывающим агрегаты и обвязку, расположенную на корпусах газогенератора. Обшивка газогенератора (рис. 7.26) включает в себя силовой каркас, съемные панели, обшивку турбины и перегородку. Силовой каркас состоит из четырех составных стрингеров 7 и четырех кольцевых шпангоутов 5. Стрингеры стыкуются со шпангоутами и между собой посредством фланцевых соединений. Шпангоуты делят обшивку газогенератора на пять пролетов. Передними фланцами стрингеры крепятся к разделительному корпусу. Последним, четвертым шпангоутом каркас опирается на перегородку 3 и образует с ней телескопическое соединение. Съемные панели 10 крепятся к шпангоутам и между собой с помощью быстросъемных замков 1. Панели из нержавеющей стали сварной конструкции, основу которой составляют трехслойные звукопоглощающие панели с сотовым наполнителем. Наружная стенка панелей перфорирована. В панелях первого пролета имеются вырезы 6 под стойки для прохода обвязки. Воздухозаборник 9, расположенный на панелях первого пролета, совместно с незакрытым пролетом 15 обшивки газогенератора предназначены для продувки подкапотного пространства. В панелях имеются отверстия 8 для ввода эндоскопа при осмотре газовоздушного тракта, вырезы 2 для прохода тяг силовой подвески двигателя, вырезы 12 под трубопроводы системы кондиционирования, 11 – под гидроцилиндр и заслонку отбора воздуха на ТВД, 14 – под клапан перепуска воздуха на запуске (КПВЗ). Четвертый пролет при реверсивном режиме работы двигателя перекрывается створками реверса. К последнему, четвертому шпангоуту крепятся шесть панелей 13 обшивки турбины, Рис. 7.23. Наружный контур двигателя 1 – разделитель ВНА подпорных ступеней; 2 – наружный корпус СА вентилятора; 3 – внутренние полки СА вентилятора; 4 – кожух; 5 – разделительный корпус; 6 – передний кожух; 7 – обшивка газогенератора; 8 – реверсивное устройство; 9 – перегородка; 10 – наружный корпус задней опоры; 11 - стойка. Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 1 2 3 4 5 соединенные также и между собой. Съемные панели обшивки газогенератора и обшивки турбины могут быть демонтированы при обслуживании двигателя. Перегородка 3 перекрывает подкапотное пространство двигателя между корпусом камеры сгорания и корпусами турбины. Она служит для исключения утечек воздуха, продуваемого через подкапотное пространство при включенном реверсе. Конструкция крепления перегородки обеспечивает ее фиксированное положение относительно корпусов газогенератора и, в то же время, свободу тепловых перемещений. На поверхности перегородки имеются вырезы 4 и отверстия для прохода обвязки к турбине и задней опоре. Уплотнение отверстий в местах прохождения обвязки выполнено с помощью плавающих шайб. 6 14 13 12 11 10 9 8 7 Рис. 7.24. Кожух передний 1 – фланец для вывода трубопроводов от датчика замера давления за КВД и электрожгутов; 2 – плавающие втулки для вывода тяг передней подвески двигателя; 3 – фланец крепления клапанов стравливания воздуха из гидроцилиндров; 4 – панели звукопоглощающей конструкции; 5 – задний фланец; 6 – резьбовые бобышки крепления наружной обвязки; 7 – фланец крепления левой стойки (горизонтальная ось); 8 – лючок осмотра КВД; 9 – фланец крепления нижней стойки (вертикальная ось); 10 – передний фланец; 11 – подмятие; 12 – фланец крепления трубопроводов откачки масла; 13 – фланец крепления воздушно-масляного теплообменника; 14 – фланец крепления трубопроводов системы кондиционирования воздуха; 15 – перфорация. 1 2 3 Рис. 7.25. Стойка 1 – манжета; 2 – обтекатель; 3 - крышка. 135 7.7. Задняя опора двигателя ПС-90А Задняя опора (ЗО) является силовым элементом двигателя ПС-90А, служит опорой ротора турбины низкого давления (ТНД) и вместе с кронштейном и тягами задней подвески образуют задний силовой пояс двигателя. Передним фланцем переходника ЗО крепится к заднему фланцу наружного кольца соплового аппарата шестой ступени турбины. Задняя опора двигателя (рис. 7.27) состоит из задней опоры 1 турбины (модуль), смесителя 5, корпуса термопар 11 (модуль), конуса 7, кронштейна подвески 2, трех силовых тяг задней подвески 3 (модули) и шести тяг 4, 22, подкрепляющих наружный корпус двигателя к корпусу ЗО. К корпусу задней опоры и корпусу термопар 11 с помощью стоек 18 крепится диафрагма 13, защищающая коллектор термопар от перегрева. К силовому кольцу ЗО крепятся козырьки 9, являющиеся заборниками воздуха из наружного контура двигателя для ее охлаждения. Для уменьшения потерь в канале наружного контура над силовым кольцом ЗО турбины установлен обтекатель 6. К внутреннему корпусу ЗО крепятся опора роликоподшипника ТНД 17 (модуль) с крышкой 15 и фланец лабиринта 16. К крышке роликоподшипника 15 и крышке 12 крепится труба подвода масла к межвальному роликоподшипнику. Задняя опора ТНД состоит из шестистоечного корпуса ЗО, переходника 27, внутреннего корпуса и силового кольца с защитным кожухом 29. От соприкосновения с газом внутреннего контура корпус задней опоры защищен шестью обтекателями 26, а силовое кольцо — защитным кожухом. В узел задней опоры турбины также входят: диафрагма 25, отделяющая внутреннюю 136 Глава 7 Рис. 7.26. Обшивка газогенератора 1 – быстросъемные замки; 2 – вырезы под тяги силовой подвески двигателя; 3 – перегородка; 4 – вырезы и отверстия для проходов электропроводки и трубопроводов к турбине и задней опоре; 5 – шпангоуты; 6 – вырезы под стойки; 7 – стрингеры; 8 – отверстия для ввода эндоскопа при осмотре проточной части двигателя; 9 – воздухозаборник; 10 – съемные панели первого, второго и третьего пролетов обшивки газогенератора; 11 – вырез под гидроцилиндр и заслонку отбора воздуха на ТВД; 12 – вырезы под гидроцилиндры, трубы отбора воздуха на самолетные нужды; 13 – съемные панели обшивки турбины; 14 – вырез под КПВЗ; 15 – кольцевая щель; 16 – перфорация полость опоры от газового тракта двигателя со стороны турбины; приемник полного давления 19 газа за турбиной, кронштейны 31 крепления тяг. Через три стойки корпуса задней опоры проходят трубы подвода 23 и откачки 24 масла, подаваемого на смазку и охлаждение роликоподшипника задней опоры турбины, и труба сульфирования 21 масляной полости задней опоры. Через одну стойку выводятся проводники термопар 20. Две стойки являются трубами подвода воздуха на охлаждение ТНД давления и наддува лабиринтных уплотнений турбины. К силовому кольцу в месте соединения его с этими стойками крепятся два патрубка подвода воздуха 8. Корпус термопар 11 служит для крепления на нем с помощью кронштейнов двенадцати термопар 1 0 , измеряющих температуру газа за турбиной, и крепления коллектора проводов для термопар. Передним фланцем корпус термопар крепится к шестистоечному корпусу задней опоры и внутреннему корпусу, к заднему фланцу крепится конус 7. Смеситель 5 служит для подготовки воздушного и газового потоков к более интенсивному их перемешиванию в камере смешения. Смеситель состоит из фланца, которым смеситель крепится к силовому кольцу задней опоры турбины, и восемнадцатилепестковой обечайки. Забираемый с помощью козырьков холодный воздух низкого давления из наружного контура через полые стойки корпуса опоры и отверстия внутреннего корпуса поступает во внутреннюю полость задней опоры турбины, охлаждая ее детали, а также коллектор проводов термопар. Нагретый воздух выбрасывается через конус в сопло. По первой и по шестой стойкам из-за подпорных ступеней компрессора низкого давления подводится воздух для охлаждения деталей ТНД и наддува лабиринтных уплотнений. Пространство за смесителем до среза сопла, ограниченное кожухом, соплом и конусом, образует смесительную камеру. Во время работы двигателя потоки воздуха наружного и газа внутреннего контуров, обтекая лепестки смесителя, деформируются. При этом увеличивается площадь соприкосновения воздуха с газом и глубина их взаимного проникновения. Это приводит к интенсивному перемешиванию потоков в смесительной камере, выравниванию параметров реактивной струи на выходе из сопла и, следовательно, к увеличению тяги и снижению уровня шума двигателя. Реверсионное устройство, задняя опора ТНД. Наружный контур и сопло двигателя ПС-90А 137 Трубопровод суфлирования Трубопровод подвода масла Проводники термопар Трубопровод откачки масла Рис. 7.27. Задняя опора двигателя ПС-90А 1 – задняя опора турбины; 2 – кронштейн подвески; 3 – силовые тяги задней подвески; 4,22 – тяга; 5 – смеситель; 6,26 – обтекатель; 7 – конус; 8 – патрубок подвода воздуха; 9 – козырек; 10 – термопара; 11 – корпус термопар; 12,15 – крышка; 13,25 – диафрагма; 16 – фланец лабиринта; 17 – опора роликоподшипника; 18 – стойка; 19 – приемник полного давления за турбиной; 20 – стойка вывода проводников термопар; 21 – труба суфлирования; 23 – труба подвода масла; 24 – труба откачки масла; 27 – переходник; 29 – силовое кольцо с защитным кожухом; 31 – кронштейн крепления тяг 7.8. Реактивное сопло двигателя ПС-90А Реактивное сопло предназначено для обеспечения эффективного преобразования потенциальной энергии давления газа в кинетическую энергию, увеличения выходного импульса потока с минимальными потерями, а также для защиты от нагрева элементов конструкции самолета, находящихся в зоне расположения двигателя. Реактивное сопло (рис. 7.28) дозвуковое, нерегулируемое, состоит из кожуха 1, сопла 3, заднего обтекателя реверсивного устройства 7 и обтекателя сопла 4. Кожух 1 и сопло 3 образуют плавный канал для выходящего из двигателя газа. Задний обтекатель реверсивного устройства 7 и обтекатель сопла 4 являются продолжением мотогондолы самолета. Кожух 1, сопло 3 и обтекатель сопла 4 составляют модуль сопла. Кожух 1 состоит из трех фланцев и двух панелей звукопоглощающей конструкции. Каждая панель представляет собой две обечайки с сотовыми заполнителями между ними. Заполнитель к обечайкам приварен контактной сваркой. Внутренняя обечайка перфорирована. Передним фланцем кожух крепится к наружному кожуху задней подвески, средний фланец телескопически соединяется с задним обтекателем РУ, к заднему фланцу кожуха крепится сопло и ребро крепления обтекателя сопла. Сопло 3 состоит из фланца для крепления к кожуху, профилированной обечайки, кольца, являющегося элементом жесткости и опорой телескопического соединения с обтекателем сопла. В обечайку сопла вварен фланец для крепления трубы суфлирования 2, которая служит для сброса воздуха из суфлирующих полостей двигателя. Задний обтекатель реверсивного устройства 7 состоит из профилированной обечайки, ребра жесткости и фланца. В обтекателе выполнены быстросъемные люки 8, 9, 10 для подхода к кронштейнам крепления такелажных подвесок и транспортировочной тележки и к сигнализаторам положения реверсивного устройства. Задний обтекатель реверсивного устройства крепится винтами 8 через промежуточный фланец к заднему кольцу реверсивного устройства. 138 Глава 7 Рис. 7.28. Реактивное сопло двигателя ПС-90А 1 – кожух; 2 – труба суфлирования; 3 – сопло; 4 – обтекатель сопла; 5,12 – винт; 6 – ребро; 7 – задний обтекатель РУ; 8,9,10,11 – быстросъемные люки Обтекатель сопла 4 состоит из конической обечайки, ребра жесткости и фланца. Обтекатель крепится винтами 5 к ребру 6, закрепленному на стыке кожуха 1 с соплом 3. На некоторых двигателях устанавливались задние обтекатели РУ и обтекатели сопла, изготовленные из углепластикового композиционного материала, что позволило снизить массу реактив- ного сопла. После смешения потоков наружного и внутреннего контуров в короткой смесительной камере газ поступает в реактивное сопло, где в результате расширения разгоняется. Таким образом, тепловая и потенциальная энергии газа преобразуются в кинетическую энергию вытекающей из двигателя струи, а ее импульс также увеличивается. 8 СИСТЕМА ОТБОРА ВОЗДУХА 8.1. Назначение и выполняемые функции Система отбора воздуха представляет собой совокупность воздушных расходных магистралей, предназначенных для осуществления отбора воздуха от двигателя на нужды как самого двигателя и его систем, так и самолета (рис. 8.1—8.7). Магистрали отбора воздуха выполнены в виде каналов в элементах конструкции двигателя, а также в виде трубопроводных коммуникаций. Местами отбора воздуха от двигателя являются: — канал наружного контура; — из-за подпорных ступеней; — шестая ступень КВД; — полость за VII�� ступенью КВД; — полость диффузора камеры сгорания за XIII� �� ступенью компрессора. Отбор воздуха из наружного контура производится для следующих нужд: — охлаждение деталей задней опоры ТНД и коллектора проводов термопар; — продувка ВМТ системы охлаждения масла ГП и маслосистемы двигателя; — продувка ВВТ системы отбора воздуха на СКВ; — дренажная система; — наддув уплотнения АГ-0,25Д-2. Отбор воздуха из-за подпорных ступеней осуществляется для: — наддува лабиринтных уплотнений масляных полостей двигателя; — системы активного управления радиальными зазорами (САУРЗ) КВД, ТВД и ТНД; — охлаждения деталей ротора ТНД. Отбор воздуха от �� VI�� ступени КВД производится: — на нужды противообледенительной системы (ПОС) воздухозаборника, обтекателя, термодатчика ТД-90, датчиков температуры П-98АМ и датчиков давления на входе в двигатель; — к эжектору системы охлаждения агрегата БППД2-1А; — к эжектору дренажной системы. Отбор воздуха из-за �� VII�� ступени КВД осуществляется: — с целью охлаждения соплового аппарата II�� ступени ТВД; — с целью охлаждения рабочих лопаток и других деталей ротора II�� ступени ТВД; — для системы кондиционирования воздуха (СКВ) самолета; — для наддува гидравлических баков самолета; — с целью обогрева жиклеров на линиях р*к к агрегатам ИСИД-90 и НР-90. ЗПВ ПС 2 гр. Обогрев жиклера на линии 2х∅ 2,5 Р*к к ИСИД-90, ∅ 98 СКВ, ∅ 98 Наддув гидробака самолета, ∅ 6 Наддув задней полости дренажного бака, ∅ 8 Наддув передней полости дренажного бака, ∅ 6 Наддув переднего дренажного бака, ∅ 6 Наддув уплотнителей генератора АГ-0,25Д2, ∅ 6 Обогрев термодатчика ТД-90б, ∅ 6 Обогрев приемника т-ры Т*вх (П98АМ), ∅ 8 Обогрев приемника т-ры Т*вх (П98АМ), ∅ 8 ПОС воздухозаборника, ∅ 60 ССВ ЗПВ ПС 1 гр. ЗПВ ПС 2 гр. ЗПВ ПС 1 гр. Утечка из-за КВД Рис. 8.1. Система отбора воздуха Наддув лабиринтных уплотнений р/п КВД Вентиляция подкапотного пространства Отбор воздуха на продув ВВТ СКВ Отбор воздуха на продув ВМТ ГП обогрев приемника ∅ 60 давления P*вх, ∅ 4 На эжектор охлаждения БППД2-1,∅ 4 На эжектор дренажной системы, ∅ 6 Отбор для Ту-204 Охлаждение РЛ II ст. ТВД, 2х∅ 40 Отбор Отбордля дляИл-96-300 Ил-96-300 Наддув лабиринтных уплотнений ш/п КНД САУРЗ турбины, ∅ 98 Наддув лабиринтных уплотнений ш/п КВД и р/п ТВД, ∅ 23 САУРЗ КВД, ∅ 58 Обогрев обтекателя ∅ 12 ∅ 60 Агрегат 5606Т-3 Наддув лабиринтных уплотнений задней опоры и охлаждение ТНД, ∅ 58 САУРЗ турбины, ∅ 58 Охлаждение РЛ I ст. ТВД Охлаждение СА I ст. ТВД Охлаждение вставок I ст. ТВД Охлаждение стоек задней опоры Охлаждение РЛ I ст. ТВД Охлаждение СА II ст. ТВД 140 Глава 8 Система отбора воздуха Воздух из-за XIII�� ступени КВД отбирается на: — охлаждение соплового аппарата I�� ступени ТВД; — охлаждение рабочих лопаток �� I�� ступени и других деталей ротора ТВД; — СКВ самолета (только для самолета Ту-204, см. ниже); — охлаждение свечей зажигания; — охлаждение пирометров; — САУ (к агрегату НР-90); — агрегат ИСИД-90; — нужды противообледенительной системы (ПОС) воздухозаборника, обтекателя, тер- 141 модатчика ТД-90, датчиков температуры П-98АМ и датчиков давления на входе в двигатель (при отключенном отборе от �� VI� ступени КВД); — сдув вихря (только для самолета Ту-204, при отключенном отборе от �� VI�� ступени КВД); — эжектор системы охлаждения агрегата БППД2-1А (при отключенном отборе от �� VI� ступени КВД); — эжектор дренажной системы (при отключенном отборе от VI�� ступени КВД). 8.2. Отбор воздуха от КНД и КВД для основных систем двигателя 8.2.1. Система наддува уплотнений масляных полостей Отбор воздуха на наддув уплотнений масляных полостей опор осуществляется на всех режимах работы двигателя через три окна на входе в разделительный корпус и через кольцевую щель на втулке проточной части на входе в ВНА КВД (см. рис. 8.2). Через три окна в разделительном корпусе отбор воздуха используется для: — наддува уплотнений масляной полости задней опоры двигателя совместно с охлаждением деталей ТНД; — наддува уплотнений масляной полости кожуха вала двигателя со стороны опор шарикоподшипника КВД и роликоподшипника ТВД совместно с обеспечением вентиляции межвального пространства; Рис. 8.2. Система отбора воздуха (разрез А — А рис. 8.1) 142 Глава 8 — наддува лабиринтного уплотнения масляной полости опоры шарикоподшипника вентилятора. Через кольцевую щель на втулке проточной части на входе в ВНА КВД отбор воздуха используется для наддува лабиринтного уплотнения масляной полости опоры роликоподшипника КВД. Для наддува уплотнений масляной полости задней опоры двигателя и охлаждения деталей ТНД воздух подводится по магистрали диаметром проходного сечения ∅ 58 мм к стойкам задней опоры. Далее по двум трубопроводам ∅ 40мм, проходящим внутри стоек, он поступает в кольцевую полость, где разделяется на два потока: одна часть поступает на охлаждение деталей ротора ТНД, другая — на наддув лабиринтных уплотнений масляной полости задней опоры с двух сторон. Для наддува уплотнений масляной полости кожуха вала двигателя воздух подводится по трубопроводу ∅ 23мм к корпусу камеры сгорания. Далее по двум трубопроводам ∅ 16мм, проходящим внутри двух стоек диффузора камеры сгорания, он поступает в кольцевые полости, расположенные над опорами шарикоподшипника КВД и роликоподшипника ТВД. Далее, между фланцами в указанных опорах воздух поступает в соответствующие полости наддува. Из полости наддува опоры роликоподшипника ТВД через четыре отверстия ∅ 8мм осуществлен отбор воздуха на вентиляцию межвального пространства. Для наддува опоры шарикоподшипника вентилятора воздух поступает в коллектор ∅ 20мм по трубопроводам ∅ 20мм, проходящим через стойку и масляную полость разделительного корпуса. Далее через восемь трубок ∅ 8мм воздух подводится в межлабиринтную полость наддува опоры шарикоподшипника вентилятора. 8.2.2. Система активного управления радиальными зазорами (САУРЗ) КВД, ТВД и ТНД Отбор в САУРЗ КВД, ТВД и ТНД осуществляется через три окна (рис. 8.2) в разделительном корпусе на периферии проточной части за спрямляющим аппаратом КНД. Далее воздух поступает по трубопроводу ∅ 58мм к корпусу КВД, а по двум трубопроводам ∅ 58мм и ∅ 98мм — к корпусу турбины. Поступивший в САУРЗ КВД воздух разделяется на два потока и поступает по двум трубопроводам ∅ 38мм в корпус обдува, расположенный над VIII�� —�� XIII�� ступенями КВД. Из САУРЗ турбины воздух поступает по магистралям ∅ 58мм и ∅ 98мм в незамкнутый кольцевой трубопровод (с ∅ 72мм и ∅ 58мм), из которого он подается к коллекторам обдува через четыре отвода ∅ 58мм. Каждая магистраль отбора воздуха в САУРЗ КВД и турбины имеет заслонку. Открытие и закрытие заслонок осуществляется по определенным законам. Рис. 8.3. Система отбора воздуха (разрез Б — Б рис. 8.1) Система отбора воздуха Рис. 8.4. Система отбора воздуха (разрез В — В рис. 8.1) Рис. 8.5. Система отбора воздуха (разрез Г — Г рис. 8.1) 143 144 Глава 8 Рис. 8.6. Система отбора воздуха (разрез Д — Д рис. 8.1) Рис. 8.7. Система отбора воздуха (разрез Е — Е рис. 8.1) Система отбора воздуха 145 8.2.3. Противообледенительная система (ПОС) Отбор воздуха в ПОС деталей и узлов двигателя осуществляется от �� VI�� и из-за �� XIII�� ступеней КВД через фланцы ∅ 60мм на корпусе отборов от �� VI�� ступени КВД и на наружном корпусе камеры сгорания (см. рис. 8.2, 8.5). Далее воздух поступает по трубопроводам ∅ 58мм к распределительному устройству (РУ ПОС), которое по команде САУ осуществляет переключение отбора воздуха из-за XIII�� ступени на отбор от VI�� ступени КВД. По трубопроводу ∅ 58 мм воздух поступает к заслонке ЭМЗ-60, которая открывается при определенных условиях по командам САУ. После заслонки ЭМЗ-60 воздух поступает по трубопроводу ∅ 58 мм к агрегату 5606Т-3, выполняющему роль ограничителя давления в магистрали на уровне (5,0 ± 0,5) кгс/см2. Затем по трубопроводу ∅ 58 мм воздух поступает на обогрев воздухозаборника. От магистрали ПОС воздухозаборника до заслонки ЭМЗ-60 и агрегата 5606Т-3 осуществляются следующие отборы: — в систему сдува вихря (только для самолета Ту-204) через магистраль ∅ 58 мм; — к эжектору системы охлаждения агрегата БППД2-1А через магистраль ∅ 10 мм; — к эжектору дренажной системы через магистраль ∅ 6мм (с жиклером ∅ 2,4 мм); — на обогрев приемника давления р*вх через магистраль ∅ 4мм. От магистрали ПОС воздухозаборника после заслонки ЭМЗ-60 и агрегата 5606Т-3 осуществляются следующие отборы: — в ПОС термодатчика ТД-90 через трубопроводы ∅ 16мм и ∅ 6мм; — в ПОС датчиков температуры на входе в двигатель П98АМ — 2 шт. через трубопроводы ∅ 16мм и ∅ 8мм; — в ПОС обтекателя вентилятора. Отбор в ПОС обтекателя производится от магистрали ПОС воздухозаборника через трубопроводы ∅ 16мм и ∅ 12мм. По магистрали ∅ 12 мм, проходящей в верхней вертикальной стойке и масляной полости разделительного корпуса, воздух через фланцы поступает в кольцевую полость над валом вентилятора. Из этой полости через шесть отверстий ∅ 15 мм в вале вентилятора и шесть трубок ∅ 15 мм в кольце внутри вала воздух поступает в трубу ∅ 19 мм. Из этой трубы он подается к носку обтекателя и распространяется к периферии носка между дефлектором и обечайкой обтекателя. Через 24 канала, расположенные в средней части обтекателя, воздух поступает в проточную часть двигателя. Каналы имеют сечение, близкое по форме к прямоугольному, площадь каждого канала равна примерно 283 мм2. 8.2.4. Система охлаждения ТВД Отбор в систему охлаждения ТВД производится в двух сечениях проточной части КВД из-за �� VII�� ступени и из-за �� XIII�� ступеней (см. рис. 8.3, 8.6). Из-за �� VII�� ступени КВД от четырех фланцев ∅ 40 мм осуществляется отбор на сопловой аппарат II�� ступени ТВД и от двух фланцев ∅ 40 мм — на охлаждение деталей ротора ступени. Из-за �� XIII�� ступени КВД от двух фланцев ∅ 40 мм на наружном корпусе камеры сгорания. Далее через заслонки и две магистрали ∅ 40 мм производится отбор воздуха на охлаж- дение деталей ротора I�� первой ступени ТВД. Для охлаждения деталей ротора первой ступени ТВД используется также воздух, отбираемый из полости диффузора камеры сгорания. Отбор осуществляется через 12 отверстий ∅ 6,3 мм в опоре соплового аппарата I�� ступени ТВД. В магистралях отбора воздуха от VII�� и �� XIII� ступеней КВД установлены заслонки, регулирующие расход воздуха в систему охлаждения турбины в зависимости от режима и условий работы двигателя. 8.2.5. Отбор воздуха в систему кондиционирования (СКВ) Отбор воздуха в СКВ осуществляется от одного фланца ∅ 98мм на корпусе отборов от VII� �� ступени КВД, а также из-за XIII�� ступени КВД от одного фланца ∅ 60мм на наружном корпусе камеры сгорания (см. рис. 8.2, 8.3, 8.5). Отбор воздуха в СКВ из-за XIII�� ступени КВД используется только на режиме полетного малого газа и только на самолете Ту-204. Данный отбор осуществляется при открытии крана-регулятора, через который воздух поступает в магистраль ∅ 98 мм СКВ. При этом происходит закрытие отбора в СКВ от VII�� ступени за счет срабатывания обратного клапана, установленного в магистрали ∅ 98 мм отбора от данной ступени. После кранов-регуляторов и заслонок по магистралям ∅ 98мм воздух поступает в воздушный теплообменник, а затем — в самолетные системы. От магистрали ∅ 98 мм СКВ осуществляются следующие отборы: — наддув гидробаков самолетов через трубопровод ∅ 6 мм; — обогрев жиклера в линии р к к агрегату ИСИД-90 через трубопровод ∅ 6 мм; — обогрев жиклера в линии рк к агрегату НР-90 через трубопровод ∅ 6 мм; — на воздушный стартер СтВ-5 через трубопровод ∅ 98 мм. 146 Глава 8 8.3. Основные технические данные по отборам воздуха Таблица 8.1 Основные технические данные по отборам воздуха в системы СКВ, продувки ВВТ, ПОС воздухозаборника и ССВ Характеристика Ил-96-300 Ту-204 2 500 ± 150 1 850 ± 150 — 2 500 ± 50 — 3 200 На всех режимах На всех режимах, кроме взлетного (на взлетном режиме воздух отбирается от ВСУ) — на режиме малого газа VII XIII — на остальных режимах VII VII 20—100 92,5 80—0 — — 5 Отбор воздуха в систему кондиционирования: 1 Количество отбираемого воздуха, кг/ч — нормальный отбор — экономический отбор — максимальный (аварийный) отбор, не более 2 Режим работы двигателя, на которых отбирается воздух 3 Ступень КВД, из-за которой отбирается воздух: 4 Продолжительность отбора воздуха в % от ресурса двигателя: — нормальный отбор — экономический отбор — максимальный (аварийный) отбор Отбор воздуха из наружного контура двигателя для продувки ВВТ системы кондиционирования: 1 Количество отбираемого воздуха, кг/ч — — на взлетном режиме работы двигателя (Н = 0, Мп = 0, МСА+20°С, нормальный отбор) на номинальном режиме работы двигателя Н = 0, Мп = 0, МСА, нормальный отбор) — на крейсерском режиме работы двигателя: Н = 12 км, Мп = 0,8, МСА, экономический отбор Н = 11 км, Мп = 0,8, МСА, нормальный отбор 6 000 — — 4 500 450 — 1 000 1 000 3 600 3 600 XIII XIII VI VI 0,25 0,25 25 25 Отбор воздуха на противообледенительную систему (ПОС) воздухозаборника: 1 Количество отбираемого воздуха (на взлетном режиме работы двигателя при Н = 0, Мп = 0, МСА), кг/ч 2 Ступень КВД, из-за которой отбирается воздух: — — 3 при частоте вращения ротора высокого давления не более (80 ± 1,5) % при частоте вращения ротора высокого давления более (80 ± 1,5) % Продолжительность отбора воздуха в % от ресурса двигателя, не более — на взлетном режиме — на остальных режимах 147 Система отбора воздуха Таблица 8.1 (продолжение) Характеристика Ил-96-300 Ту-204 Отбор воздуха на сдув вихря (только для Ту-204): 1 Количество отбираемого воздуха (на взлетном режиме работы двигателя при Н = 0, Мп = 0, МСА), кг/ч 2 Ступень КВД, из-за которой отбирается воздух: 3 5 550 — при частоте вращения ротора высокого давления не более (80 ± 1,5) % XIII — при частоте вращения ротора высокого давления более (80 ± 1,5) % VI Продолжительность отбора воздуха на взлетном режиме работы двигателя (в % ресурса двигателя), не более 0,4 Примечание: При включении отбора воздуха на ПОС воздухозаборника отбор на сдув вихря автоматически отключается. В настоящее время отбор на сдув вихря не используется. Таблица 8.2 Основные отборы воздуха от КНД и КВД на нужды двигателя Место отбора (ступень компр.) Расход воздуха, в % от расхода через КВД Примечание Наддув опор двигателя за КНД 0,15 Отбор постоянный Охлаждение ротора ТНД за КВД 0,14 САУРЗ КВД за КНД 0,40 САУРЗ ТВД, ТНД генератора АГ-0,25Д-2 за КНД от 1,5 до 1,30 VI�� или XIII�� ступень 1,30 Отбор временный Охлаждение рабочих лопаток VII 0,85 Полное охлаждение Охлаждение деталей II�� ступени ТВД VII 0,45 Отбор с регулированием Охлаждение сопловых лопаток II�� ступени ТВД VII 1,14 Отбор постоянный Охлаждение рабочих лопаток XIII 4,71 Полное охлаждение Охлаждение деталей I�� ступени ТВД XIII 4,18 Отбор с регулированием Наименование отбора ПОС воздухозаборника и обтекателя Отбор регулируемый На рис. 8.8 показана диаграмма управления отборами воздуха ПС-90А. 148 Глава 8 Рис. 8.8. Диаграмма управления отборами воздуха по полетному циклу двигателя Примечание. *7 - Закрытие КПВ КВД происходит при увеличении режима на nКВДпр = 10 560 ± 150 об/мин. Открытие КПВ КВД происходит при уменьшении режима на nКВДпр = 10 400 ± 150 об/мин. *8 - Закрытие ЗПВ ПС 1 гр. и открытие заслонок САУРЗ КВД и турбины (∅ 100) происходит при увеличении режима на nКВДпр = 11 350 ± 100 об/мин; αруд = 32 ± 1°. Открытие ЗПВ ПС 1 гр. и закрытие заслонок САУРЗ КВД и турбины (∅ 100) происходит при уменьшении режима на nКВДпр = 11 150 ± 100 об/мин; αруд = 30 ± 1°. *9 - Закрытие ЗПВ ПС 2 гр. происходит после закрытия ЗПВ ПС 1 гр. через 1сек на � nКВДпр = 11 350 ± 100 об/мин; αруд = 32 ± 1 °; Vсам > 60 км/час. Открытие ЗПВ ПС 2 гр. происходит при уменьшении режима на � nКВДпр = 11 150 ± 100 об/мин; αруд = 30 ± 1 °; Vсам < 60 км/час. *10 - Открытие заслонки САУРЗ турбины (∅ 60) и закрытие заслонок охлаждения РЛ I�� и II�� ступени ТВД происходит при увеличении режима на nКВДпр = 11 350 ± 100 об/мин; αруд = 32 ± 1 °; рвх ≤ 0,5 кг/см2. Закрытие заслонки САУРЗ турбины (∅ 60) и открытие заслонок охлаждения РЛ I�� и �� II�� ступени ТВД происходит при уменьшении режима на nКВДпр = 11 150 ± 100 об/мин; αруд = 30 ± 1 °; рвх ≥ 0,5 кг/см2. *11 - Переключение заслонки РУ ПОС из положения «отбор от 13 ст.» на «отбор от 6 ст.» происходит на nКВДпр = 10 000 ± 150 об/мин. *12 - Открытие заслонки ЗМЗ-60 происходит в следующих случаях - автоматически, во время запуска двигателя на nКВДпр = 7 090 ± 350 об/мин; - вручную на земле, с пульта управления пилотов при tн ≤ 5 °С; - автоматически в полете при срабатывании сигнализаторов обледенения; - вручную при запуске на РА до режима «малый газ». *13 - Отбор для самолета Ту-204. *14 - Открытие крана-регулятора происходит на режиме «полетный малый газ» при αруд ≤ 7 °. *15 - Открытие крана-регулятора происходит на взлете после максимального режима работы двигателя. Закрытие кранарегулятора происходит после посадки самолета. *16 - Закрытие КПВЗ происходит при увеличении режима по перепаду давлений рк и рвент: ∆р ≥ 2,6 ± 0,2 кг/см2. Закрытие КПВЗ происходит при уменьшении режима при ∆р ≤ 2,6 ± 0,2 кг/см2. *17 - Отбор для самолета Ил-96-300. *18 - Открытие заслонки происходит после з апуска двигателя. Закрытие заслонки происходит после посадки самолета, а также при tн > 15 °С на взлете на максимальном режиме работы двигателя. 9 СИСТЕМЫ СМАЗКИ И СУФЛИРОВАНИЯ 9.1. Общая характеристика системы смазки двигателя ПС-90А Масляная система (система смазки и суфлирования) двигателя представляет собой совокупность устройств и агрегатов, измерительных, контрольных и сигнализирующих приборов и коммуникаций, которые обеспечивают: — подвод необходимого количества масла для смазки и охлаждения деталей и узлов трения (подшипников опор роторов, подшипников и зубьев шестерен приводов агрегатов, шлицевых и других соединений); — охлаждение стенок полостей опор роторов и труб суфлирования; — защиту трущихся деталей от коррозии, надиров и наклепа; — демпфирование роторов; — откачку масла от подшипниковых узлов и других трущихся пар для восстановления его эксплуатационных качеств (отделения его от воздуха, очистки, охлаждения) и постоянное возвращение в масляную систему; — контроль состояния трущихся пар, омываемых маслом, (по температуре откачиваемого масла, наличию продуктов износа); — суфлирование (сообщение с атмосферой) масляных полостей опор роторов, разделительного корпуса (РК), коробки приводов (КП) и масляного бака. Система суфлирования является составной частью масляной системы двигателя и обеспечивает выполнение следующих задач: — поддержание положительного перепада давления на лабиринтных уплотнениях опор и в маслобаке путем контролируемого сброса некоторой части воздуха, прорывающегося из полостей наддува, достаточного для обеспечения требуемой производительности насосов на высоте и исключающего утечку масла в проточную часть; — отделение масла от суфлируемой масло-воздушной смеси и возвращение отделенного масла в масляную систему. Масляные системы авиационных ГТД подразделяются по принципу работы на разомкнутые и циркуляционные. В разомкнутой системе масло используется однократно и после подачи в двигатель и отработки удаляется в атмосферу. В циркуляционной системе масло после очистки, отделения воздуха и охлаждения снова возвращается в двигатель, т.е. используется многократно. В двигателях гражданской авиации применяются только циркуляционные системы, выполненные по замкнутой или короткозамкнутой схеме. В масляной системе, выполненной по замкнутой схеме, масло после прохождения через двигатель полностью возвращается в масляный бак, а по короткозамкнутой схеме — только небольшая часть масла (10 – 15%) возвращается в бак для подогрева резервного количества масла, а основное количество масла движется 150 Глава 9 по циркуляционному контуру, не возвращаясь в бак. Масляный бак в системах, выполненных по короткозамкнутой схеме, служит для хранения резервного количества масла, используемого для подпитки основного циркуляционного контура. Кроме того, различают системы открытые и закрытые. В открытой системе масляный бак соединен непосредственно с атмосферой, а в закрытой – через центробежный суфлер, поддерживающий в нем избыточное давление (0,02—0,05) Мпа. Для увеличения высотности системы на двигателях маневренных самолетов на выходном трубопроводе после центробежного суфлера устанавливается баростатический клапан, который на высотах свыше 11 — 13 км закрывается полностью, поддерживая в системе необходимое избыточное давление и обеспечивая удовлетворительный теплосъем в опорах до практического потолка полета. В двигателе ПС-90А использована закрытая, замкнутая, циркуляционная масляная система (рис. 9.1, 9.2). Она состоит из маслобака 1, блока маслонасосов с фильтром БМФ-94 72, блока центробежных агрегатов БЦА-94 49, топливомасляного теплообменника ТМТ 6531—01 81, воздухо-масляного теплообменника ВМТ 5956.01 78, клапана перепуска масла 80, бортового заправочного штуцера 85, двух кранов слива масла 63 и 84, контрольных элементов системы измерения, индикации и сигнализации параметров и состояния маслосистемы, электро- и трубопроводных коммуникаций. Структуру маслосистемы двигателя условно можно представить в виде трех характерных магистралей – всасывающей или подпитки, нагнетания и откачки (образующих циркуляционную масляную систему двигателя), которые дополнены системой суфлирования, состоящей из магистралей суфлирования и магистралей наддува масляных полостей опор и маслобака. Рис. 9.1. Принципиальная схема масляной системы двигателя ПС-90А 1 – маслобак; 2 — датчик уровня масла (дистанционный масломер) ДМК3-2 А64; 3 — линейка масломерная; 4 — жиклер dy = 0,8мм; 5 – клапан предохранительный перепуска излишков воздуха из маслобака в атмосферу; 6 – датчик измерения температуры масла на входе в двигатель П-109М2 А68; 7 – трубопровод разрыва струи масла; 8 – трубопровод суфлирования маслобака; 9 – петлевой трубопровод (гидрозатвор); 10 – магистраль отвода воздушно-масляной смеси из опор, РК и маслобака к центробежному суфлеру; 11 – датчик давления масла на входе в двигатель ДАТ-8М1 А63; 12 – сигнализатор максимального давления суфлирования МСТВ-0,6А А87; 13 – сигнализатор минимального давления масла на входе в двигатель МСТВ-1,6 А86; 14 – датчик измерения текущего давления суфлирования ДАТ-1М1 А61; 15 — шарикоподшипник КНД; 16 — трубопровод подвода масла к шарикоподшипнику КНД; 17 — труба суфлирования в наружном корпусе РК; 18 – трубопровод подвода масла в двигатель; 19 — трубопровод суфлирования масляных полостей кожуха вала и задней опоры; 20 — трубопровод отбора воздуха из-за подпорных ступеней КНД на наддув лабиринтных уплотнений опор; 21 — каналы подвода воздуха из-за ПС КНД на наддув лабиринтных уплотнений ШП КНД и РП ТНД соответственно; 22 — роликоподшипник КВД; 23 — роликоподшипник КНД; 24 — каналы в РК слива отработанного масла из опор КНД и от РП КВД соответственно; 25 — шарикоподшипник КВД; 26 — трубопровод подвода воздуха из-за ПС КНД на наддув лабиринтных уплотнений ШП КВД; 27 — труборовод суфлирования передней и задней полостей кожуха вала; 28 — трубопровод подвода масла к опорам кожуха вала; 29,37,40 — фильтр грубой очистки 48-07-8048 1,4 мм в магистрали откачки масла от ШП КВД, РП ТВД и РП ТНД соответственно; 30 — трубопровод подвода воздуха из-за ПС КНД на наддув лабиринтных уплотнений РП ТВД; 31 — роликоподшипник ТВД; 32 — трубопровод суфлирования масляной полости РП ТНД (задней опоры); 33 — трубопровод подвода масла к РП ТНД (задней опоре); 34 — сигнализатор стружки магнитный (МС) 94-07-8028 А124 (по потоку) в магистрали откачки масла от ШП КВД; 35 — трубопровод подвода воздуха из-за ПС КНД на наддув лабиринтных уплотнений РП ТНД; 36 — роликоподшипник ТНД; 38, 43, 44 — трубопровод откачки масла из задней опоры, передней и задней полости кожуха вала соответственно; 39 — сигнализатор стружки магнитный 94-07-8028 в канале откачки от РП ТВД (против потока); 41 — пробка магнитная в магистрали откачки масла от задней опоры; 42 — датчики измерения температуры масла П-109М2 в магистралях откачки, соответственно: А65 — от РП ТНД; А66 — от РП ТВД; А67 — от ШП КВД; 45 — магистраль сброса воздуха из центробежного суфлера агрегата БЦА-94 в сопло; 46 — центрифуга блока центробежных агрегатов БЦА-94; 47 — клапан шариковый сброса воздуха из центробежного воздухоотделителя агрегата БЦА-94 в КП; 48 — трубопровод отвода масла из центрифуги к блоку ВМТ 5956Т.01; 49 — блок центробежных агрегатов БЦА – 94; 50 — клапан перепускной фильтра-сигнализатора агрегата БЦА–94; 51 — фильтр-сигнализатор (ФС) агрегата БЦА-94; 52 — суфлер центробежный агрегата БЦА-94; 53 — канал сброса воздуха в роторе БЦА-94 от шариковых клапанов в полость КП; 54 — канал возвращения в маслосистему масла, отделенного центробежным суфлером из масло-воздушной смеси; 55 — пробка магнитная в магистрали откачки масла из РК и КП; 56 — коробка приводов (КП); 57 — магистраль откачки масла из РК и КП (литьевой канал в нижней части корпуса КП); 58 — фильтр грубой очистки s = 1 мм в магистрали откачки масла из РК и КП; 59 — трубопровод подвода масла к коробке приводов и стартеру; 60 — пробка магнитная в канале слива масла из СтВ-5 в КП; 61 — канал с фильтрующей сеткой слива масла из редуктора стартера в КП; 62 — трубопровод подвода масла к стартеру; 63 — кран слива масла из КП и РК; 64 — ступень откачки масла из РК и КП; 65 — ступень откачки масла от РП ТВД; 66 — ступень откачки масла от ШП КВД; 67 — ступень откачки масла от РП ТНД (задней опоры); 68 — клапан обратный агрегата БМФ-94; 69 — стартер воздушный СтВ–5; 70 — клапан редукционный агрегата БМФ-94; 71 — ступень нагнетающая агрегата БМФ-94; 72 — блок маслонасосов БМФ-94 с фильтром 94-07-990; 73 — сигнализатор СП-0,6 перепада давления масла на маслофильтре; 74 — фильтроэлемент �� QA�� 07930 �� PALL�� агрегата БМФ-94 (фильтр тонкой очистки масла s=15мкм); 75 – клапан перепускной на фильтре; 76 — клапан стравливания воздуха на входе в нагнетающую ступень БМФ; 77 — клапан перепускной блока ВМТ; 78 — теплообменник воздухо-масляный блока теплообменников 5956Т.01; 79 — клапан перепускной теплообменника 6531-01; 80 — клапан перепуска масла (КПМ) 94-07-8030; 81 — теплообменник топливо-масляный 6531-01; 82 — трубопроводы отвода масла в маслобак через теплообменник 6531-01 и в обход его соответственно; 83 — трубопровод подвода масла из маслобака к нагнетающей ступени; насоса БМФ-94 (магистраль всасывания); 84 — кран слива масла из маслобака; 85 — бортовой штуцер закрытой заправки масла с клапаном отжимным; 86 — датчик-сигнализатор минимального уровня масла ДСМК10-11 (только для Ту–204); 87 — патрубок заборный маслобака; 88 — клапан отсечной закрытой заправки масла; 89 — горловина заливная маслобака с внутренним фильтром s = 560 мкм Системы смазки и суфлирования 151 152 Глава 9 Системы смазки и суфлирования 153 Рис. 9.2. Полуконструктивная схема маслосистемы двигателя ПС-90А с элементами контроля ее работы в кабине экипажа самолета Ил-96-300 1 — трубопровод суфлирования маслобака; 2 — трубопровод разрыва струи масла; 3 — сигнализатор максимального давления суфлирования МСТВ-0, бА А-87; 4 — датчик ДАТ-1М1 А61 измерения текущего давления суфлирования; 5 — сигнализатор минимального давления масла на входе в двигател МСТВ-1.6 А86; 6 — датчик давления масла на входе в двигатель ДАТ-8М1 А63; 7 — трубопровод петлевой (гидрозатвор); 8 — трубопровод подвода масла к КП и стартеру; 9 — трубопровод подвода масла к опорам роторов двигателя; 10 — стойка горизонтальная левая (кожух пакета арматуры); 11 — трубопровод суфлирования кожуха вала и задней опоры; 12 — трубопровод подвода воздуха на наддув лабиринтных уплотнений ШП КВД и РП ТВД; 13 — трубопровод подвода воздуха на охлаждение ТНД и наддув уплотнений задней опоры; 14 — трубопровод сброса воздуха из центробежного суфлера в сопло; 15 — переходник в перегородке газогенератора; 16 — трубопровод откачки масла от задней опоры; 17 — тройник; 18 — трубопровод откачки масла от РП ТВД; 19 — трубопровод откачки масла от ШП КВД; 20 — штуцер подвода масла к РК; 21 — трубопровод подвода масла к стартеру; 22 — пробки магнитные стартера (в масляной полости редуктора и в переходнике КП соответственно); 23 — канал откачки масла из КП, плоский литьевой; 24 — тройник; 25 — пробка магнитная; 26 — блок маслонасосов с фильтроэлементом БМФ-94; 27 — теплообменник воздушно-масляный (секция охлаждения масла двигателя); 28 — клапан перепуска масла; 29 — теплообменник топливно-масляный; 30 — штуцер бортовой заправки масла в двигатель; 31 — индикатор цифровой световой ИЦС5-1 контроля уровня заправки масла на стоянке; 32 — маслобак; 33 — табло ДВИГ НЕИСПР (желт) на панели неисправностей САС приборной доски пилотов; 34 — табло ДВИГ ОТКАЗ (красн) на панели САС; 35 — панель отказов и неисправностей САС (системы автономной сигнализации); 36 — табло ЦСО с красным светофильтром левое и правое; 37 — табло ЦСО (центральный сигнальный огонь) с желтым светофильтром левое и правое; 38 — приборная доска пилотов; 39 — центральный пульт пилотов; 40 — экраны КИСС левый и правый; 41 — пульт управления КИСС левый и правый; 42 — панель стоп-кранов; 43 — табло ОСТАНОВ с белым светофильтром; 44 — выключатель стоп-крана с защитным колпачком; 45 — мнемосигнализатор со стелкой белого цвета (указывает на выключатель отказавшего двигателя); 46 — панель запуска двигателей на земле; 47 — панель пилотов верхняя; 48 — табло ЗАПУСК ИДЕТ с белым светофильтром; 49 — кнопка прекращения запуска на земле; 50 — кадр КИСС 3 ДВ ВСП (по вызову на левый экран КИСС после сброса кадра 2 ДВ ВСП); 51 — кадр КИСС 1ДВ ОСН (в полете постоянно на правом экране); 52 — шкала индикации текущего давления масла каждого двигателя 154 Глава 9 9.2. Основные процессы, происходящие в системе суфлирования В общем случае система суфлирования масляной системы двигателя представляет собой совокупность устройств, обеспечивающих поддержание работоспособности маслосистемы в полёте на всех режимах и высотах. Как известно, для смазки быстровращающихся подшипников опор и для отвода тепла от них осуществляют подвод определённого (расчётного) количества масла. Удержание масла в полости опоры и предотвращение выброса его в проточную часть осуществляется с помощью лабиринтных уплотнений, в которые постоянно подводят воздух (осуществляют наддув уплотнений). Для предотвращения чрезмерного повышения или понижения давления воздуха масляные полости опор, разделительный корпус и коробка приводов сообщаются между собой отдельными трубопроводами и каналами, а по общему трубопроводу, выведенному в сопло, все масляные полости сообщаются с атмосферой. При этом для сохранения некоторого избыточного давления воздуха в масляных полостях опор (обеспечения положительного перепада давления на лабиринтных уплотнениях опор) осуществляют частичный сброс воздуха в атмосферу путём установки на выходном участке трубопровода сброса центробежного суфлёра. По названию агрегата систему поддержания избыточного давления в масляных полостях опор, РК, КП назвали системой суфлирования. Маслобак участвует в процессе циркуляции масла и является резервуаром подпитки нагнетающего насоса, требующего для своей работы избыточного давления на входе. Поэтому воздушную полость маслобака также соединяют с масляными полостями опор, РК и КП. При вращении крыльчатка центробежного суфлёра представляет определённое гидравлическое сопротивление воздуху, сбрасываемому в сопло, пропорциональное атмосферному давлению. Благодаря гидравлическому сопротивлению центробежного суфлёра, установленного в магистрали сброса воздуха, обеспечивается частичный, а не полный сброс воздуха из маслосистемы, что позволяет сохранять положительный перепад давления на лабиринтных уплотнениях опор. В системе суфлирования полостей опор, бака, РК и коробки приводов крыльчатка суфлёра одновременно выполняет функции отделения масла от суфлируемой среды и возвращения отделённого масла обратно в масляную систему. Очищенный от масла воздух из суфлера по отдельному трубопроводу сбрасывается в сопло. В центрифуге происходит процесс удаления воздуха из откачанного из опор и КП вспененного масла, после чего очищенное от воздуха масло через теплообменники направляется в бак, а воздух, выделенный из масла, через шариковые клапаны сбрасывается в коробку приводов. Центробежный суфлёр получает вращение от двигателя. Для компактности и упрощения коммуникаций ротор суфлёра установлен на одном валу с другим агрегатом – центрифугой. Оба агрегата объединены общим корпусом в блоке центробежных агрегатов БЦА-94, установленном в крышке коробки приводов. Крыльчатки суфлёра и центрифуги вращаются на одном валу, но функционально между собой они не связаны; их полости разделены ниграновым уплотнением. 9.3. Описание работы маслосистемы двигателя 9.3.1. Подвод масла из маслобака к нагнетающей ступени насоса Во время работы двигателя масло из отсека отрицательных перегрузок (рис 9.1) через заборный патрубок 87 по всасывающей короткой магистрали 83 поступает к нагнетающей ступени 71 с редукционным клапаном 70, автоматически поддерживающим заданное давление масла в магистрали нагнетания. Нагнетающая ступень во избежание снижения фактической прокачки масла через двигатель на высоте выполнена с заведомо большей производительностью, превышающей потребную прокачку масла у земли. Избыточное количество масла, подаваемое насосом на малых высотах, редукционный клапан 70 перепускает с выхода нагнетающей ступени на вход и за счет этого поддерживает по- стоянное давление (0,4 — 0,45) МПа в магистрали нагнетания. Из нагнетающей ступени 71 по каналу в корпусе насоса масло после редукционного клапана 70 поступает к обратному клапану 68, препятствующему доступу масла в полость фильтра при его снятии, отжимает его пружину и поступает в полость фильтра тонкой очистки с перепускным клапаном 75, который в случае возрастания перепада давления на нем свыше (0,09 – 0,11) МПа перепускает масло к опорам двигателя, минуя фильтр. В этом случае срабатывает сигнализатор перепада давления на фильтре СП-0,6Э 73, который выдает сигнал ФИЛЬТР ЗАСОРЕН на бортовой регистратор в КБН и ЗБН Системы смазки и суфлирования при достижении перепада на фильтре (0,048– 0,072) МПа. Очищенное фильтром QA07930 с тонкостью фильтрации 15мкм масло под рабочим давлением (0,4 – 0,45) МПа поступает в магистраль нагнетания, которая имеет начальный участок трубопровода в виде петли (гидрозатвор 9). Вершина петли расположена выше уровня масла в маслобаке и для исключения сифонного эффекта соединена с его воздушной полостью 9.3.2. Подвод масла За гидрозатвором 9 (рис. 9.2), масло по трубопроводам магистрали нагнетания поступает в двигатель по следующим направлениям: – по трубопроводу наружной обвязки 8 масло подводится к коробке приводов на смазку подшипников, зубчатых колес и шлицевых соединений приводов агрегатов; – по отдельным трубопроводам 1,2 (рис. 9.3), каналам а, б, в внутри КП, и жиклерам 3,6 – на смазку и охлаждение подшипников и шестерен конического привода, по наружному трубопроводу 21, внутренним каналам прилива в переходнике привода стартера и перепускной трубке во фланце заднего корпуса редуктора стартера через тройник 24 (рис. 9.2) масло подводится в полость маслоуловителя, откуда под действием центробежных сил при вращении водила подается внутрь осей и через радиальные отверстия – на смазку и охлаждение роликов сателлитов редуктора стартера; — по наружному трубопроводу 9 и через левую горизонтальную стойку 10 (рис. 9.4) с арматурой в наружном контуре (рис. 9.2) масло подводится внутрь двигателя под обшивку газогенератора, где разветвляется по трубопроводам, тройникам и штуцерам обвязки базового модуля. Так, по трубопроводу внутри подкапотного пространства масло подводится к штуцеру 10 (рис. 9.4) на заднем фланце 11 наружного корпуса РК и далее по каналам б, е, г, в и кольцевым расточкам с, д во внутреннем корпусе РК и центральном приводе – на смазку и охлаждение подшипников и зубчатых колес центрального привода, роликоподшипника 6 КВД, роликоподшипника 8 КНД. Одновременно по кольцевой канавке с внутреннего корпуса РК и каналу а диаметром 5 мм в наклонной радиальной стойке (рис. 9.4), а затем по трубопроводу 7 (рис. 9.5) внутри опоры вентилятора и по коллектору 10 с двумя жиклерами 8 масло подается в полость гайкииндуктора, откуда по четырем продольным канавкам в резьбе, пазам втулки и по радиальным пазам внутреннего полукольца подшипника под действием центробежных сил устремляется 155 через жиклер 4 диаметром 0,8 мм. При работе двигателя незначительная часть масла через жиклер под рабочим давлением перепускается в бак, что не сказывается на работе системы. После останова двигателя воздух из маслобака через жиклер 4 поступает в петлевой трубопровод и разрывает струю масла в сообщающихся сосудах, предотвращая тем самым перетекание масла с более высокого уровня (из маслобака) на низкий (в опоры двигателя) на стоянке. к опорам двигателя к телам качения на смазку и охлаждение шарикоподшипника вентилятора. Далее, по трубопроводу под обшивкой газогенератора масло подводится к тройнику 17 на диффузоре камеры сгорания и разветвляется по двум направлениям: — по трубопроводу и теплоизолированной трубке 2 в перепускной трубе камеры сгорания масло подводится в полость кожуха вала и через двойной поворотный штуцер 2, коллектор 21 и жиклеры 18 (2 шт) поступает на смазку и охлаждение шарикоподшипника КВД 1 (рис. 9.6), а по ответвлению 3 от коллектора 21 масло к РП ТВД 5 со стороны компрессора подводится через жиклер 4 (2 шт), а со стороны турбины — через два жиклера во фланце нижнем 13 (рис. 9.6). — далее по трубопроводу внутренней обвязки, проходнику 15 (рис. 9.2) в перегородке газогенератора, угольнику и трубопроводу 7 в радиальной стойке задней опоры турбины по двум жиклерам 10 масло подается на смазку и охлаждение роликоподшипника ТНД 11. Для более эффективного теплосъема подводимое к подшипникам опор масло должно растекаться по возможно большей поверхности трущихся тел. С учетом этого масло подают к месту смазки через калиброванные отверстия (жиклеры) в виде струек в зазоры между внутренним кольцом подшипника и сепаратором под углом 15 – 20 ° к оси. В этом случае масло хорошо омывает рабочую поверхность внутреннего кольца подшипника, поверхности тел качения и под действием инерционных сил поступает на беговую дорожку наружного кольца, обеспечивая снятие требуемого количества тепла и вымывание продуктов износа. Через зазор между сепаратором и наружным кольцом масло вытекает в маслосборник, откуда удаляется откачивающими секциями блока маслонасосов БМФ-94. Число жиклеров на один подшипник и их расположение зависят от теплонапряженности подшипника и количества подаваемого масла. Например, подвод масла к шарикоподшипнику КВД осуществляется через две форсунки диаметром 2 мм, расположенные с одной стороны. 156 Глава 9 Рис. 9.3. Схема подвода масла на смазку подшипников и зубчатых колес коробки приводов 1,2 — трубопроводы подвода масла; 3,6 — жиклеры для смазки зубчатых колес КП; 4 — крышка КП; 5 — корпус КП; 7 — штуцер подвода масла в КП; 8 — штуцер подвода масла к стартеру СтВ-5; 9 — кран слива масла из коробки приводов; 10 — пробка магнитная КП; 11 — фильтр грубой очистки масла. Каналы: а, б — внутренние каналы подвода масла в крышке КП; в — каналы подвода масла в корпусе КП; г — отверстие для установки магнитной пробки контроля масла из редуктора стартера СтВ-5; д — канал откачки масла из КП; е — расположение канала откачки на стыковочном фланце блока маслонасосов БМФ-94 Системы смазки и суфлирования 157 Рис. 9.4. Схема подвода масла на смазку подшипников и зубчатых колес центрального привода, РП КВД, РП КНД и ШП вентилятора 1 — штуцер подвода масла к ШП вентилятора; 2 — колесо зубчатое коническое ведущее; 3 — кольца наружное и внутреннее упруго-демпферной опоры РП КНД; 4 — корпус приводов; 5 — корпус РК внутренний; 6 — роликоподшипник КВД; 7 — жиклеры подвода масла к РП КНД и РП КВД соответственно; 8 — роликоподшипник КНД; 9 — жиклер подвода масла на смазку шестерен и шлицевых соединений центрального привода; 10 — штуцер подвода масла на смазку трущихся пар разделительного корпуса и опоры вентилятора; 11 — корпус РК наружный Каналы, расточки: а — сверление диаметром 5мм подвода масла к ШП вентилятора; б — каналы подвода масла к подшипникам и зубчатым колесам центрального привода; в, г — каналы подвода масла к РП КНД в корпусах РК внутреннем и наружном соответственно; д — расточка кольцевая в корпусе внутреннем РК подвода масла к РП КНД и РП КВД; е — сверления подвода масла в стойке корпуса РК внутреннего; ж — радиальные сверления в ведущей шестерне-валу подвода масла к трущимся парам центрального привода; с — расточка кольцевая подвода масла к ШП вентилятора д в 3 9 д99 4 3 6 9 а) Масло к ШП вентилятора г 7 6 8 10 7 Воздух из-за ПС Рис. 9.5. Смазка шарикоподшипника вентилятора 8 5 4 б) втулка перепускная а – конструктивный эскиз смазки; б – эскиз воздушных и масляных коллекторов, подводящих трубопроводов; в – полость наддува; г, д – каналы слива масла; 1 – фланцы лабиринтов; 2 – диск РК вентилятора; 3 – трубка перепускная (8 шт.) подвода воздуха; 4 – трубопровод подвода воздуха из-за ПС; 5 – опора вентилятора; 6 – вал вентилятора; 7 – трубопровод подвода масла к ШП вентилятора; 8 – жиклер подвода масла (2 шт.); 9 – коллектор воздушный с 8-ю патрубками; 10 – коллектор масляный 1 2 158 Глава 9 159 Системы смазки и суфлирования 16 17 15 18 21 19 21 20 Рис. 9.6. Схема смазки и охлаждения наиболее теплонапряженных опор в кожухе вала (подвод масла к РП ТВД и откачка масла от ШП КВД и РП ТВД) 1 — шарикоподшипник КВД; 2 — трубопровод подвода масла к ШП КВД; 3 — трубопровод подвода масла к РП ТВД; 4 — жиклер подвода масла к РП со стороны компрессора (2шт); 5 — роликоподшипник ТВД; 6 — диск рабочего колеса ТВД; 7 — трубопровод откачки масла от РП ТВД теплоизолированный; 8 — штуцер отвода откачанного масла от РП ТВД к �� III�� ст. откачки БМФ-94; 9 — патрубок направленного сброса утечек горячего воздуха из полости между внутренним корпусом КС и кожухом вала; 10 — труба перепускная; 11 — трубопровод откачки масла от ШП КВД; 12 — рессора упруго-демпферной опоры наружная; 13 — фланец нижний с жиклерами (2шт) подвода масла к РП ТВД со стороны турбины; 14 — кольцо маслоуплотнительное; 15 — трубопровод подвода воздуха на наддув лабиринтов ШП КВД; 16 — трубопровод подвода воздуха на наддув лабиринтов РП ТВД; 17 — трубопровод суфлирования кожуха вала; 18 — жиклер подвода масла к ШП КВД; 19 — трубопровод откачки масла от ШП КВД; 20 — штуцер поворотный двойной; 21 — коллектор подвода масла к ШП КВД Каналы, полости: а — полость воздушная кожуха вала передняя; б — полость воздушная кожуха вала задняя; в — полость масляная шарикоподшипника КВД; г — полость масляная кольцевая между наружной и внутренней рессорами (полость масляного демпфирования); д — канал подвода масла к кольцевой полости; е — маслосборник РП ТВД в задней части кожуха вала Подвод масла к роликоподшипнику ТВД – через четыре форсунки диаметром 1 мм, расположенные попарно с двух сторон. Диаметры жиклеров могут варьироваться. Так, с целью обеспечения удовлетворительного теплового режима роликоподшипника ТВД для компенсации внешнего подвода тепла к РП от близко расположенного нагретого диска I�� ступени ТВД в последних модификациях двигателя произведено перераспределение подвода масла спереди и сзади подшипника. Увеличен на 0,2 кг/мин расход масла на РП со стороны турбины (доведен до 1,1 – 1,2 кг/мин) и уменьшен на ту же величину расход со стороны компрессора (до 0,7 кг/мин) при суммарном расходе на опору 4,3 – 4,5 кг/мин. 160 Глава 9 9.3.3. Откачка масла из опор двигателя Магистрали откачки предназначены для сбора и откачки масла из опор, воздухоотделения, охлаждения и возвращения в бак (рис. 9.7–9.10). При работе двигателя под действием быстровращающихся деталей и в результате частичного испарения масла увеличивается его объем из-за его нагрева, вспенивания и насыщения воздухом, превышающий первоначальный в несколько раз. Для исключения скопления большого объема этого масла в маслосборниках подшипников и его перегрева в масляной системе двигателя ПС-90А имеются четыре откачивающие ступени и только одна нагнетающая. Суммарная производительность откачивающих ступеней на номинальном режиме работы двигателя составляет 225 л/мин, производительность нагнетающей ступени при заглушенном редукционном клапане составляет 100л/мин, а при отрегулированном редукционном клапане на давление (4,0 – 4,5) кгс/см2 – (42 – 48) л/мин. Избыточное количество масла, подаваемое насосом, перепускается редукционным клапаном на вход в насос. Число откачивающих насосов и маслосборников обычно принимают не меньше числа опор двигателя. Силовая схема роторов, конструктивные особенности двигателя ПС-90А предопределили следующее распределение откачивающих насосов и опор: – наиболее теплонапряженные опоры – ШП КВД 25, РП ТВД 31 (рис. 9.1), объединенные общей суфлируемой полостью (кожухом вала), а также задняя опора – РП ТНД 36, имеют каждая свою откачивающую ступень блока маслонасосов (66, 65, 67 соответственно); 2 1 4 5 7 а) 6 б) Рис. 9.7. Эскиз расположения каналов отбора воздуха из-за ПС КНД 1 — фланец передний наружного обода РК; 2 — канал отбора воздуха на наддув лабиринтных уплотнений ШП КВД и РП ТВД; 3 — канал отбора воздуха на наддув лабиринтных уплотнений задней опоры и на охлаждение ТНД; 4 — отверстие 28мм отбора воздуха на наддув лабиринтных уплотнений ШП вентилятора; 5 — трубопровод подвода воздуха на наддув лабиринтных уплотнений ШП вентилятора; 6 — каналы ЗПВ ПС; 7 — фланец передний внутреннего корпуса РК; 8 — трубопровод подвода воздуха на наддув лабиринтных уплотнений ШП КВД и РП ТВД; 9 — плоский литьевой канал (12х50) мм в радиальной стойке внутреннего корпуса РК; 10 — кольцевая щель на втулке проточной части на входе в ВНА КВД; 11 — трубопровод суфлирования кожуха вала и задней опоры; 12 — фланец РК задний; 13 — гидроцилиндр ЗПВ ПС; а — схема расположения каналов отбора воздуха на переднем фланце внутреннего корпуса РК; б — схема расположения каналов наддува внутреннего корпуса РК 161 Системы смазки и суфлирования (вместо трех) откачивающую ступень маслонасоса 64 увеличенной производительности – 100 л/мин. Конструктивно блок маслонасосов установлен в корпусе 5 КП на некотором удалении от нижней точки КП. Поэтому магистраль откачки на этом участке выполнена в виде плоского литьевого канала д в донной части корпуса КП (рис. 9.3), в котором для контроля за наличием стружки в масле установлена магнитная пробка 10, а на входе в насос установлен защитный фильтр грубой очистки 11 s = 1 мм . – передняя опора КВД (РП КВД) 22, задняя опора КНД (РП КНД) 23, расположенные во внутреннем корпусе РК, а также передняя опора КНД – ШП вентилятора 15, вынесенная консольно, имеют общие полости суфлирования – внутренние полости РК и КП. После смазки и охлаждения подшипников этих опор и центрального привода по радиальным стойкам внутреннего и наружного корпусов РК масло стекает в один общий маслосборник – нижнюю часть коробки приводов, что позволяет использовать одну 4 б 5 6 3 7 2 8 1 14 16 5 13 12 11 10 9 6 15 7 8 17 Рис. 9.8. Эскиз подвода и откачки масла, наддува лабиринтов и суфлирования масляной полости РП ТНД 1 — диафрагма; 2 — фланец лабиринта; 3 — кольцо маслоуплотнительное; 4 — корпус опоры внутренний; 5 — патрубок подвода воздуха из-за ПС на охлаждение ТНД и наддув лабиринтного уплотнения опоры; 6 — трубопровод суфлирования масляной полости задней опоры; 7 — трубопровод подвода масла к РП ТНД; 8 — патрубок подвода воздуха на наддув лабиринтного уплотнения задней опоры; 9 — фланец лабиринта; 10 — жиклер подвода масла к РП ТНД; 11 — роликоподшипник ТНД; 12 — опора роликоподшипника; 13 — вал ТНД; 14 — лабиринт; 15,16 — трубопроводы подвода воздуха из-за ПС КНД на охлаждение ТНД и наддув уплотнений задней опоры; 17 — трубопровод откачки масла от задней опоры; 18 — стойки радиальные задней опоры, соответственно, внутренние и наружные; а, в — полости наддува лабиринтов; б — канал подвода воздуха на наддув лабиринта; г — масляная полость роликоподшипника ТНД; д — маслосборник РП ТНД 162 Глава 9 За откачивающей секцией масло отводится в объединенный канал а магистрали откачки (рис. 9.2). Откачка масла из маслосборников передней части кожуха вала (от ШП КВД) и задней части (от РП ТВД) производится по двум теплоизолированным трубкам 8 и 11 внутри радиальных перепускных труб диффузора КС (рис. 9.6). Далее — по отдельным трубопроводам 7 и 8 (рис. 9.9) обвязки базового модуля, проходящим в подкапотном пространстве до заднего фланца разделительного корпуса. Откачка масла из маслосборника д задней опоры (РП ТНД) производится по трубопро- воду 17 (рис. 9.8) в нижней радиальной стойке опоры, угольнику и трубопроводу 6 внутренней обвязки, проходящему также в подкапотном пространстве до РК (рис. 9.9). Все три указанных трубопровода, расположенные в ряд (рис. 9.10) за правой нижней парой наклонных стоек 8 в проточной части наружного контура (в «аэродинамической тени» наклонной стойки), выводятся к фланцам 4 крепления на наружной поверхности кожуха переднего, откуда по отдельным трубопроводам 16, 18, 19 наружной обвязки масло поступает к соответствующим откачивающим ступеням 1, 3, 2 блока маслонасосов. повернуто Верх двигателя Воздух на наддув Воздух на наддув Суфлирование Подвод масла Откачка масла Рис. 9.9. Эскиз трассировки трубопроводов маслосистемы в подкапотном пространстве и наддува лабиринтных уплотнений а — вид на двигатель справа сверху; б — вид сзади слева 1 — патрубки подвода воздуха на наддув лабиринтных уплотнений задней опоры и на охлаждение ТНД; 2 — трубопровод ∅ 40 мм наддува и охлаждения ТНД; 3 — перегородка; 4 — трубопровод подвода воздуха на наддув лабиринтных уплотнений ШП КВД и РП ТВД; 5 — трубопровод ∅ 58 мм наддува и охлаждения ТНД; 6 — трубопровод откачки масла от РП ТНД; 7 — трубопровод откачки масла от РП ТВД; 8 — трубопровод откачки масла от ШП КВД; 9 — трубопровод суфлирования кожуха вала; 10 — трубопровод суфлирования задней опоры; 11 — патрубок подвода воздуха на наддув лабиринтного уплотнения задней опоры 163 Системы смазки и суфлирования В магистралях откачки масла из трех указанных опор установлены следующие контрольные элементы (рис. 9.1, табл. 1): – на выходе из каждой опоры установлен датчик температуры выходящего масла 42 П– 109М2, выдающий сигнал в КИСС и МСРП при недопустимом повышении температуры масла: – А67 от ШП КВД; – А66 от РП ТВД; – А65 от РП ТНД; – в магистралях откачки масла от ШП КВД, РП ТВД установлены магнитные сигнализаторы стружки 34, 39, где из откачиваемого масла улавливаются ферромагнитные частицы и при замыкании зазора между магнитом и корпусом выдается сигнал в КИСС, на светосигнальное табло (МАСЛО — на Ту-204 и ДВИГ НЕИСПР — на Ил-96-300) и в МСРП; — в магистрали откачки масла от РП ТНД установлена магнитная пробка 41. В штуцерах откачки масла на входе в откачивающие секции насоса БМФ–94 установлены защитные фильтры грубой очистки 29, 37, 40 (s = 1,4 мм), предотвращающие попадание в шестеренные насосы крупных металлических частиц. 1 2 3 4 9 8 7 6 5 Рис. 9.10. Эскиз вывода группы трубопроводов откачки масла от ШП КВД, РП ТВД и РП ТНД через канал наружного контура позади наклонной стойки 8 РК 1 — подкапотное пространство газогенератора для размещения арматуры; 2 — шпангоут обшивки газогенератора; 3 — перфорация панелей ЗПК кожуха переднего наружного контура; 4 — фланец крепления трубопроводов откачки масла на кожухе переднем; 5 — трубопровод откачки масла от ШП КВД; 6 — трубопровод откачки масла от РП ТВД; 7 — трубопровод откачки масла от РП ТНД; 8 — правая нижняя пара наклонных стоек РК; 9 — лопатки спрямляющего аппарата вентилятора 9.3.4. Очистка, охлаждение масла и возвращение его в маслобак Из всех четырех откачивающих секций, по объединенному каналу в корпусе насоса, через перепускной канал в коробке приводов и далее по отдельному трубопроводу масло поступает в центробежный воздухоотделитель агрегата БЦА-94 на очистку и отделение его от воздуха и посторонних частиц. На пути масла в воздухоотделитель в корпусе агрегата установлен фильтр-сигнализатор 51, через который прокачивается все окачиваемое из двигателя масло. При прохождении масла через секции сигнализирующей вставки зазоры между секциями забиваются содержащимися в масле металлическими частицами. Замыкание электрической цепи (размер щели фильтра 0,1 – 0,12 мм) приводит к выдаче в кабине пилота сигнала в КИСС на светосигнальное табло МАСЛО и на бортовой регистратор МСРП в ЗБН, КБН и АЦПУ. В случае засорения вставки фильтра-сигнализатора 51 посторонними частицами возрастает перепад давления масла в полостях до и после вставки и при достижении его величины 0,3 – 0,35 кгс/см2 открывается перепускной клапан 50 и масло через клапан поступает в ротор, минуя вставку. Из полости сигнализирующей вставки масло поступает в воздухоотделитель – в полость ротора центрифуги, где из масла отделяется воздух и посторонние частицы. Воздух и масляная эмульсия отводятся в коробку приводов, посторонние частицы осаждаются на внутренней поверхности стакана агрегата, откуда удаляются при периодическом техническом обслуживании двигателя. Очищенное от воздуха и посторонних частиц горячее масло из опор роторов, РК и КП по трубопроводу 48 направляется в воздухомасляный теплообменник 78 5956. Т1, где охлаждается воздухом из наружного контура. Охлажденное и очищенное масло сливается в маслобак, а на режимах n2 ≥ 80 % для снижения температуры топлива на входе в насос-регулятор НР-90 в магистраль охлаждения последовательно подключается второй теплообменник ТМТ 6531.01 81, откуда масло сливается в маслобак. Переключение масла на охлаждение топлива осуществляется клапаном перепуска масла 80, которым управляет в САУ и ТП агрегат НР-90 по оборотам компрессора по алгоритму, совмещенному с управлением системой отбора воздуха из-за XIII�� или �� VI�� ступени �� КВД на РУ ПОС и СВ. 164 Глава 9 9.3.5. Наддув лабиринтных уплотнений опор Согласно требованиям Стандарта подогрев подшипников горячим воздухом, проникающим через уплотнения при наддуве, должен быть исключен. С учетом этого наддув лабиринтных уплотнений всех опор осуществляет�� c�� я холодным воздухом из-за подпорных ступеней КНД двигателя. Отбор воздуха нерегулируемый и на всех режимах работы двигателя осуществляется через отверстия 2,4 и окно 3 (рис. 9.7) на переднем фланце внутреннего корпуса РК, а также через кольцевую щель 10 на втулке проточной части на входе в ВНА КВД (рис. 9.11). Наддув лабиринтного уплотнения масляной полости шарикоподшипника вентилятора производится через сверление 4 (рис. 9.7) диаметром 28 мм с переходом в плоский литьевой канал 9 (12 + 50) мм в радиальной стойке внутреннего корпуса РК. Далее по трубопроводу 4 (рис. 9.5) диаметром 20 мм подвода воздуха внутри опоры вентилятора воздух поступает в коллектор 9 ∅ 20 мм, откуда через восемь трубок 3 ∅ 8 мм по каналу во фланце лабиринта подводится в межлабиринтную полость «в» наддува масляной полости опоры шарикоподшипника. Конструктивное исполнение задней опоры вентилятора и ее расположение внутри масляной полости РК не требуют применения уплотнений и наддува. Наддув лабиринтного уплотнения масляной полости роликоподшипника КВД производится через кольцевую щель «д» на втулке проточной части на входе в ВНА КВД (рис. 9.11). Отбор воздуха на наддув лабиринтных уплотнений ШП КВД и РП ТВД, расположенных внутри кожуха вала, производится по кана- лу 2 во внутреннем корпусе РК и трубопроводу 8, закрепленному на шпильках к внутреннему корпусу РК (рис. 9.7). Затем воздух по трубопроводу 4 ∅ 23 мм (рис. 9.9), проходящему под обшивкой газогенератора, подводится к корпусу камеры сгорания и далее по двум трубопроводам ∅ 16 мм, проходящим внутри двух перепускных труб камеры сгорания, поступает в кольцевые полости, расположенные над опорами шарикоподшипника КВД (рис. 9.12, поз.»б») и роликоподшипника ТВД (рис. 9.13, поз.»а»). Далее воздух между фланцами 2 в указанных опорах поступает в соответствующие полости наддува (рис. 9.12 и 9.13). Из полости наддува «в» опоры роликоподшипника ТВД осуществляется отбор воздуха на вентиляцию межвального пространства через четыре отверстия 9 ∅ 8 мм (рис. 9.13). Воздух, отбираемый на наддув уплотнений масляной полости задней опоры (совместно с охлаждением деталей ТНД) по магистрали диаметром 58 мм и двум трубопроводам ∅ 40 мм подводится к двум радиальным стойкам задней опоры, откуда по двум патрубкам поступает в кольцевую полость между фланцем лабиринта 2 и диафрагмой 1 (рис. 9.11, 9.13). Из кольцевой полости основная часть воздуха через радиальные отверстия во фланце лабиринта расходуется на охлаждение деталей ротора ТНД и наддув лабиринтного уплотнения задней опоры со стороны турбины. Другая часть воздуха через патрубок 8 поступает в полость наддува «в» между фланцами 9 лабиринта и расходуется на наддув лабиринтного уплотнения РП ТНД со стороны сопла. 9.4. Основные технические данные системы смазки и суфлирования 1. Давление масла на входе в двигатель, кгс/см2: — на малом газе, не ниже .....................................................................................................................2,5 — на остальных режимах................................................................................................................3,5—4,5 — при температуре масла ниже 50 °С, не более ..................................................................................5,5 Примечание. В полете в условиях околонулевых перегрузок допускается снижение давления масла до нуля на время не более 5 с, с последующим восстановлением до нормы при положительных перегрузках. 2. Температура масла на входе в двигатель, °С: — максимально допустимая при частоте вращения ротора КВД ниже 80,1 ± 1,2 % ...................... 165 — максимально допустимая на время не более 10 мин при частоте вращения ротора КВД ниже (80,1 ± 1,2) % .............................................................. 175 — максимально допустимая на остальных режимах .......................................................................... 100 — максимально допустимая на остальных режимах на время не более 10 мин ............................. 130 — минимально допустимая ................................................................................................................ —30 3. Максимально допустимая температура масла на выходе из опор, °С: — ШП КВД ............................................................................................................................................ 180 — РП ТВД .............................................................................................................................................. 185 — РП ТНД (задняя опора) ................................................................................................................... 160 4. Давление суфлирования маслобака, кгс/см2, не более ................................................................................0,5 5. Часовой расход масла, л/ч, не более — в наземных условиях и в полетах продолжительностью не более 8 часов.....................................1,0 — в полетах продолжительностью более 8 часов ................................................................................0,6 6. Предельное максимальное давление суфлирования маслобака, при котором БСКД выдает сигнал в КИСС, кгс/см2 ..................................................................................0,6 15 3 13 14 12 11 Рис. 9.11. Схема подвода масла к РП КНД, РП КВД и наддува лабиринтных уплотнений РП КВД 16 2 10 4 9 8 7 6 5 1 — корпус приводов; 2 — корпус РК внутренний; 3 — вал КВД; 4 — лопатка ВНА КВД; 5 — фланец лабиринта наружный; 6 — фланец лабиринта внутренний; 7 — рабочее колесо I�� ст. �� КВД; 8 — вал ТНД; 9,10 — лабиринты; 11 — вал вентилятора; 12 — роликоподшипник КВД; 13 — жиклер подвода масла к РП КВД; 14 — кольцо маслоуплотнительное (4шт); 15 — жиклер подвода масла к РП КНД; 16 — кольцо уплотнительное (4шт); 17 — роликоподшипник КНД; Каналы: а, г — полость масляная демпфирующая; б — проточка кольцевая в корпусе приводов подвода масла к упруго-демпферной опоре; в — канал подвода масла к РП КНД и упруго-демпферной опоре; д — кольцевая щель наддува на втулке проточной части на входе в ВНА КВД; ж — проточка кольцевая во внутреннем корпусе РК подвода масла к РП КНД, РП КВД и упруго-демпферным опорам 17 1 Системы смазки и суфлирования 165 2 а б 4 5 Рис. 9.12. Эскиз подвода масла и наддува лабиринтного уплотнения шарикоподшипника КВД 8 3 7 6 1 — рабочее колесо �� XIII�� ступени �� КВД; 2 — фланцы лабиринтов; 3 — опора шарикоподшипника КВД; 4 — жиклер (2шт) подвода масла к ШП КВД; 5 — трубопровод наддува уплотнений ШП КВД; 6 — вал ТВД; 7 — вал ТНД («длинный вал»); 8 — шарикоподшипник КВД; а — полость наддува лабиринтов; б — передняя воздушная полость кожуха вала 1 166 Глава 9 Системы смазки и суфлирования 167 Рис. 9.13. Эскиз подвода масла и наддува лабиринтного уплотнения роликоподшипника ТВД 1 – трубопровод подвода воздуха из-за ПС, теплоизолированный; 2 – фланцы лабиринта; 3 — кольцо маслоуплотнительное разрезное; 4 — кольцо уплотнительное; 5 — роликоподшипник ТВД; 6 — жиклер (2 шт.) подвода масла к РП ТВД со стороны КВД; 7 — вал ТВД; 8 — вал ТНД; 9 — отверстия (4 шт.) для вентиляции межвального пространства; 10 — фланец лабиринта с жиклером (2 шт.) подвода со стороны турбины; Полости, каналы: а — задняя воздушная полость кожуха вала; б — воздушная полость между валами ТВД и ТНД; в — полость наддува лабиринтов; г, д — масляная полость РП ТВД; е — масляная полость кожуха вала 9.5. Основные агрегаты и узлы системы смазки и суфлирования 9.5.1. Масляный бак Маслобак (рис. 9.14) представляет собой сварную емкость из нержавеющей стали с внутренними перегородками жёсткости. Нижняя перегородка 31 образует отсек отрицательных перегрузок Т. Конструкция маслобака обеспечивает: — закрытую заправку маслом под давлением через штуцер 9 с отсечным поплавковым клапаном 8 и заправку через заливную горловину 12 со съёмным фильтром 11; — замер уровня масла дистанционным масломером ДМКЗ-2 13 с сигнализацией минимального и максимального допустимых уровней на земле и в полёте и мерной линейкой 22 для визуального контроля и дополнительную сигнализацию с помощью датчика-сигнали- затора ДСМК10-11 34 минимального уровня масла на земле и в полёте (только для Ту-204); — слив масла через сливной кран 35 нажимного типа; — предохранение бака от разрушения при повышенном давлении суфлирования с помощью предохранительного клапана 14. Маслобак состоит из следующих узлов: сварного корпуса маслобака, клапана поплавкового 8, крана сливного 30, линейки масломерной 22, заливной горловины 12 с фильтром 11, клапана предохранительного 14, датчика ДМКЗ-2 13, датчика сигнализатора ДСМК10-11 34 (только для Ту-204). Сварной маслобак состоит из четырёх полостей (обечаек), двух вертикальных днищ 7 168 Глава 9 Мерная линейка Клапан предохранительный Крышка заливной горловины Жиклер ∅ 0,8 мм Вид Б Вид А Расположение патрубков в отсеке отрицательных перегрузок (Днище условно снято) Поплавковый клапан (повернуто) Рис. 9.14. Масляный бак 1 – крышка; 2 – винт; 3 – пружина; 4 – траверса; 5 – ось; 6 – уплотнение; 7 – днище; 8 – поплавковый клапан; 9 – штуцер; 10 – патрубок суфлирования; 11 – фильтр; 12 – заливная горловина; 13 – датчик ДМКЗ-2; 14 – предохранительный клапан; 15 – седло; 16 – кольцо; 17 – шайба; 18 – клапан (показан открытым); 19 –корпус; 20 – пружина; 21 – трубка; 22 – мерная линейка; 23 – днище; 24 – пружина; 25 – корпус; 26 – крышка; 27 – пружина; 28 – линейка; 29 – амортизатор; 30 – сливной кран; 31 – перегородка; 32 – перегородка; 33 – патрубок; 34 – датчик-сигнализатор ДСМК10-11; 35 – патрубок; 36 – обечайка; 37 – амортизатор; 38 – шток; 39 – дифференциальный клапан; 40 – корпус; 41 – рычаг; 42 – поплавок; 43 – фланец крепления датчика-сигнализатора ДСМК10-11 (только для Ту-204); 44 – фланец приемного штуцера слива охлажденного масла из двигателя в маслобак; 45, 48 – прокладка; 46, 47 – лента натяжная; 49 – кронштейн; 50 – винт натяжной; 51 – фланец суфлирования. Системы смазки и суфлирования 169 и 23 и четырёх перегородок (3 вертикальных 32 Поплавковый клапан 8 состоит из корпуса 40, и одна горизонтальная 31). дифференциального клапана 39, поплавка 42 К переднему по полёту вертикальному днис рычагом 41, амортизатора 37. Корпус имеет щу 7 приварен фланец 5, объединённый с патканал для подвода масла и проточку для порубком суфлирования 10 и с отверстием для усстановки дифференциального клапана 39. тановки корпуса 40 поплавкового клапана 8. Дифференциальный клапан 39 состоит К заднему вертикальному днищу 23 приваиз двух конусных клапанов, установленных рены фланец крепления штуцера предохранина штоке 38, который подвижно закреплён тельного клапана 14 и фланец 44 крепления с рычагом 41 поплавка 42. Сливной кран приёмного штуцера слива охлаждённого масла 30 предназначен для слива масла из бака. из двигателя в маслобак. Масломерная линейка предназначена для К обечайкам приварены: заливная горлоизмерения уровня масла в маслобаке и состоит вина 12, фланец с патрубком забора масла 33, из линейки 28, корпуса 25, крышки 26, пружифланцы крепления датчика ДМКЗ-2 13, мерной ны 27. На линейке нанесена шкала для измелинейки 22, фланец с жиклёром ∅ 0,8 мм слирения уровня масла от 0 до 30 л через каждый ва масла из петли, сливного крана и датчика литр. сигнализатора ДСМК10-11 (только для Ту-204). Заливная горловина 12 состоит из крышки 1, К горизонтальной перегородке маслобафильтра 11 тонкостью фильтрации 560 мкм. ка 31, образующей отсек отрицательных переКрышка 1 титановая. На торцевой поверхности грузок Т, приварены трубка 21 для постановки для уплотнения с корпусом в канавку завулкамерной линейки 22, амортизатор 29 с пластиннизирована резиновая прокладка 6. В крышку чатыми пружинами 24 для постановки датчика вворачивается ось 5, на которой свободно враДМКЗ-2 13, два патрубка 35 для слива масла щается винт 2 и траверса 4. Траверса поджата из верхней части маслобака в отсек отрицак винту пластинчатой пружиной 3. тельных перегрузок, патрубок 43 для установки Предохранительный клапан 14 состоит датчика-сигнализатора ДСМК10-11 (только из корпуса 19, пружины 20, клапана 18, седла 15, для двигателей самолётов Ту-204). регулировочных шайб, стопорного кольца 16. В вертикальных перегородках 32 выполнены Собранный клапан крепится к маслобаку винотверстия для циркуляции масла. тами и уплотняется резиновым кольцом. Основные технические данные: 1. 2. 3. 4. Геометрический объём маслобака, л ...............................................................................................................40 Максимальный уровень масла, заправляемого в маслобак, л ......................................................................28 Объём отсека отрицательных перегрузок, л.......................................................................................................8 Уровень масла в маслобаке при закрытой заправке (уровень отсечки поплавковым клапаном), л ........................................................................................ 26–28 Примечание. Уровни масла в маслобаке приведены без учёта 4 литров (объём масла в маслобаке, расположенный ниже заборного патрубка 33). 5. Давление открытия предохранительного клапана, кгс/см2.......................................................................................................... 0,75 – 0,85 6. Масса, кг, не более ...........................................................................................................................................12 7. Давление закрытой заправки маслобака, кгс/см2, не более ...........................................................................6 Охлаждённое в теплообменниках масло поступает по трубопроводу в маслобак, откуда через два патрубка слива 35, закреплённых на перегородке жёсткости, сливается в нижнюю часть маслобака – отсек отрицательных перегрузок Т. Из отсека отрицательных перегрузок через заборный патрубок 33 масло по отдельному трубопроводу отводится к нагнетающей ступени блока маслонасосов с фильтром. При возникновении отрицательных перегрузок конструкция отсека отрицательных перегрузок и взаимное расположение патрубков 33, 35 и перегородки 31 обеспечивают необходимую подачу масла в маслосистему. При незаправленном маслобаке поплавковый клапан 8 и соединённый с ним дифференциальный клапан 39 открыты. По мере заполнения маслобака маслом поплавок 42 поднимается, и клапан 39 перекрывает доступ масла в маслобак. Суфлирование маслобака осуществляется через трубопровод, подсоединяемый к фланцу суфлирования 51. При повышении давления воздуха в полости маслобака выше допустимого (0,75 – 0,85 кгс/см2) предохранительный клапан 14 открывается и перепускает излишек воздуха по трубопроводу в атмосферу. Маслобак крепится с левой стороны двигателя при помощи натяжных лент и четырёх кронштейнов, устанавливаемых на промежуточном фланце корпуса спрямляющего аппарата вентилятора и на разделительном корпусе. Бак прижимается к кронштейнам 49 натяжными лентами 46, 47, имеющими резиновые прокладки 45 и 48. Натяжные ленты одним концом крепятся шарнирно к кронштейнам, а другим попарно стягиваются натяжными винтами (тендерами) 50. 170 Глава 9 9.5.2 Блок маслонасосов БМФ-94 Блок маслонасосов БМФ-94 с фильтроэлементом QA�� 07930 �� (блок маслонасосов – рис. 9.15) представляет собой пятиступенчатый шестеренный насос с одной нагнетающей и четырьмя откачивающими ступенями. Основными элементами конструкции блока маслонасосов являются ведущие и ведомые шестерни и шестерни-валы, корпусы, переходники и крышки. В конструкцию блока маслонасосов входит также ряд дополнительных элементов, обеспечивающих функционирование маслосистемы: редукционный клапан 61, обратный клапан 68, перепускной клапан 73, клапан стравливания воздуха 89, а также контрольные элементы: сигнализатор перепада давления на маслофильтре СП-0,6Э 71, магнитные сигнализаторы стружки 90 и 91, пробка магнитная 88 с клапаном 1 ОСТ 111128-83. Кроме того, для компактности блок маслонасосов объединён с фильтром 25 тонкой очистки в общий корпус, что позволило облегчить конструкцию, сократить коммуникации и создать удобный в эксплуатации единый маслоагрегат. Пятиступенчатый шестеренный насос состоит из трёх корпусов – нижнего 7, среднего 11 и верхнего 15; трёх переходников – нижнего 9, среднего 13 и верхнего 20; ведущей 5 и ведомой 48 шестеренвалов; четырёх ведущих 19,43,45,46 и четырёх ведомых шестерен 10,12,14,39; деталей уплотнения. Корпусы блока маслонасосов 7,11,15 и переходники 9,13,20 литые, изготовлены из магниевого сплава МЛ5. В корпусы и переходники впрессованы бронзовые втулки 8,21,38,41,42,47,53, служащие подшипниками скольжения для цапф шестерен. Для смазки цапф вращающихся шестерен в бронзовых втулках имеются кольцевые канавки для подвода масла. На торце нижнего корпуса имеются два отверстия: нижнее – а – для откачки масла из разделительного корпуса и коробки приводов; верхнее – б – для выхода масла из откачивающих ступеней блока маслонасосов. На боковой поверхности нижнего корпуса 7 установлен фильтр грубой очистки 55 в магистрали откачки масла из разделительного корпуса и коробки приводов. На среднем корпусе 11 расположены фланцы крепления щтуцеров откачки масла от ШП КВД 99 и РП ТВД 3. На верхнем корпусе 15 расположен штуцер 1 откачки масла от РП ТНД, штуцер 87 подвода масла из маслобака в нагнетающую ступень и клапан стравливания воздуха 89 из канала ж на входе в нагнетающую ступень насоса. Корпусы блока маслонасосов и переходники собираются в пакет и крепятся болтами 49. Для обеспечения герметичности в проточках ниж- него корпуса 7 и переходников 9,13,20 устанавливаются резиновые уплотнительные кольца. Шестерни нагнетающей и откачивающей ступеней изготовлены из легированной стали. На ведущей шестерне-валу 5 по скользящей посадке установлены три ведомые шестерни III�� , II��, ��I�� откачивающих ступеней 10,12,14. На шлицы задней шлицевой части ведущей шестернивала 5 установлена ведущая шестерня 19 нагнетающей ступени. Передней шлицевой частью ведущая шестерня-вал 5 через муфту в КП соединяется с приводом коробки приводов. На ведомой шестерне-валу 48 посредством сегментных шпонок 44,50,101 закреплены три ведущие шестерни 46,45,43 откачивающих ступеней, которые передают крутящий момент трём ведомым шестерням 10,12,14, установленным на ведущей шестерне-валу 5. Ведущая шестерня 19 и ведомая шестерня 39 нагнетающей ступени насоса устанавливаются в расточках верхнего корпуса 15 и закрываются верхним переходником 20. Для отделения полости высокого давления нагнетающей ступени от полостей низкого давления откачивающих ступеней, а также для предотвращения перетекания масла из маслобака в двигатель при стоянке на ведущей шестерневалу 5 установлено маслоуплотнение, состоящее из уплотнительного 16 и сферического 40 колец, втулки 17, поджатых пружиной 18. Фильтроэлемент �� QA�� 07930 25 фирмы �� PALL� неразборный, одноразового использования, состоит из стекловолоконного материала, покрытого сверху защитной сеткой грубой очистки. При сборке фильтроэлемента 25 в корпус фильтра 26 используются следующие детали: втулка 22 с резиновым уплотнительным кольцом 23, крышка 29 с траверсой 27 и воротком 28. Для обеспечения герметичности фильтра в расточках фильтроэлемента установлены уплотнительные кольца 24, а в крышке 29 два резиновых уплотнительных кольца. Фильтроэлемент 25 поджимается пружиной 30 через тарелку пружины 31. Фильтроэлемент 25 имеет номинальную тонкость фильтрации 15 мкм и эксплуатируется по техническому состоянию с заменой его в случае срабатывания сигнализатора максимального перепада давления масла на фильтроэлементе 71 не позднее 25 часов наработки после срабатывания сигнализатора. Все загрязнения, поступающие к фильтру с откачиваемым из опор маслом, оседают на внутреннем стекловолоконном слое и при визуальном осмотре сетки грубой очистки фильтроэлемента не видны, поэтому периодический осмотр маслофильтра не проводится. Системы смазки и суфлирования Редукционный клапан 61 расположен за нагнетающей ступенью в канале Г отвода масла к фильтроэлементу. Тарелка клапана 33 прижата пружиной 37 к седлу 32. При работе насоса на тарелку действует с одной стороны усилие от давления масла, создаваемого насосом, а с другой стороны – сумма усилий от давления масла на входе в насос и затяжки пружины, регулируемой винтом 36. При превышении заданного давления за насосом, на которое отрегулирована пружина, тарелка клапана открывает перепуск масла с выхода из насоса на его вход. Перепускной клапан 73 предназначен для перепуска масла в обход маслофильтра к опорам при повышении гидравлического сопротивления маслофильтра в случае его засорения или повышения вязкости масла в случае запуска при низких температурах. Перепускной клапан установлен в обводном канале «д» корпуса маслофильтра параллельно фильтроэлементу 94-07-990 и при исправно работающей маслосистеме в работу не вступает. Основными деталями перепускного клапана 73 являются собственно клапан 79 с седлом (втулкой) 80, пружина 78 с шайбой 75, пружинное кольцо 76, фиксирующее втулку 80, и резьбовая заглушка 77 с резиновым уплотнительным кольцом 74. Особенностью принципа работы шестеренных насосов является их чувствительность к «завоздушиванию» входного канала при монтажных работах или в результате расширения содержащихся в масле мелких пузырьков воздуха и выделения растворённых в нём газов на высоте (кавитация) при уменьшении давления на входе в нагнетающую ступень до (0,15—0,2) кгс/см2. При скоплении воздуха во входном канале нагнетающей ступени происходит нарушение сплошности масляного потока, в результате чего не заполняются маслом впадины между зубьями шестерен и производительность шестеренного насоса в этих условиях уменьшается. На земле воздух из канала «ж» на входе в нагнетающую ступень удаляют с помощью клапана стравливания 89. На высоте исключение кавитации обеспечивается предотвращением недопустимого снижения давления масла на входе в нагнетающую ступень маслонасоса. Основными деталями клапана стравливания являются: клапан 66, корпус клапана 67 с буртиком, являющимся седлом клапана, пружина 65 с упором 64, стопорное пружинное кольцо 63, фиксирующее упор, заглушка 62, уплотнительные кольца. Наконечник приспособления для стравливания воздуха при упоре в клапан стравливания 171 66 отжимает пружину 65 и открывает клапан 66, обеспечивая стравливание воздуха из выходного канала «ж» нагнетающей ступени. Принцип работы блока маслонасосов БМФ-94 При работе двигателя масло из маслобака по короткому трубопроводу и штуцеру 87 по каналу «ж» в осевом направлении подводится к шестерням 19, 39 нагнетающей ступени блока маслонасосов. При вращении шестерен масло, подведённое к входному окну «ж», заполняет впадины между зубьями, выходящими из зацепления, которые переносят масло на сторону нагнетания, где входящие в зацепление зубья вытесняют его из впадин с повышением давления, одновременно отделяя зону нагнетания от зоны всасывания. Из нагнетающей ступени масло по каналу »г» в корпусе поступает в полость обратного 68 и редукционного 61 клапанов, откуда через обратный клапан 68 — в полость корпуса фильтра 25, сообщающуюся с перепускным клапаном 73. В корпусе фильтра 26 масло проходит через фильтроэлемент 25, откуда поступает в канал «в» выхода масла из БМФ-94 и далее по трубопроводам поступает на смазку и охлаждение подшипниковых узлов двигателя. В случае засорения фильтроэлемента 25 возрастает перепад давления масла на фильтроэлементе и при достижении величины (0,48 — 0,72) кгс/см2 сигнализатор перепада давления СП-0,6Э 71 выдаёт сигнал о засорении маслофильтра. При дальнейшем засорении фильтроэлемента и достижении перепада давления на нём (0,9 — 1,1) кгс/см2 перепускной клапан 73 открывается и на смазку подшипников перепускает нефильтрованное масло. В случае срабатывания сигнализатора перепада давления 71 необходима замена фильтроэлемента не позднее, чем через 25 часов наработки после прохождения сигнала. При запуске при низкой температуре допускается кратковременное прохождение сигнала максимального перепада с исчезновением его при последующем прогреве масла до температуры 40 °С. После смазки и охлаждения подшипниковых узлов горячее масло по отдельным трубопроводам и каналам поступает к откачивающим ступеням блока маслонасосов через фильтры и контрольные элементы маслосистемы (магнитные пробки и магнитные сигнализаторы стружки). В линии откачки масла от РП ТНД установлена магнитная пробка. В линиях откачки масла ШП КВД и РП ТВД установлены магнитные сигнализаторы стружки (МСС). Последние 27 10 2 26 44 48 47 46 45 29 28 49 51 50 52 53 5 6 7 8 9 73 71 43 42 4140 61 36 1 99 88 100 в 91 32 23 24 33 34 87 15 11 90 36 35 21 20 22 97 89 3 4 37 18 19 17 ж 39 38 11 12 13 14 15 16 101 25 86 85 55 84 7 31 26 9 30 11 27 13 79 29 28 15 67 89 66 63 62 83 68 77 78 77 75 74 73 71 60 59 81 80 79 58 71 72 61 87 82 65 64 69 70 54 55 56 57 172 Глава 9 98 97 99 68 97 99 94 26 93 95 91 89 73 87 71 92 4 3 2 90 1 88 96 88 91 15 1 — штуцер откачки масла от РП ТНД (от задней опоры); 2,4,97 — фильтры грубой очистки 1,4мм в магистрали откачки масла от РП ТНД, РП ТВД и ШП КВД соответственно; 3 — штуцер откачки масла от РП ТВД; 5 — шестерня-валик ведущая; 6 — штифт; 7 — корпус нижний; 8 — втулка; 9 — переходник нижний; 10,46 — шестерня ведомая и ведущая III�� ступени �� откачки (от РП ТВД) соответственно; 11 — корпус средний; 12,45 — шестерня ведомая и ведущая II�� ступени �� откачки (от ШП КВД) соответственно; 13 — переходник средний; 14,43 — шестерня ведомая и ведущая ��I�� ступени �� откачки (от РП ТНД); 15 — корпус верхний; 16 — кольцо уплотнительное; 17 — втулка; 18 — пружина; 19,39 — шестерня ведущая и ведомая нагнетающей ступени соответственно; 20 — переходник верхний; 21 — втулка; 22 — втулка; 23,24 — кольцо уплотнительное; 25 — фильтроэлемент �� QA�� 07930 �� (фильтр тонкой очистки); 26 — корпус фильтра; 27 — траверса; 28 — вороток; 29 — крышка; 30 — пружина; 31 — тарелка пружины; 32 — втулка (седло клапана); 33 — тарелка клапана; 34 — тарелка пружины; 35 – гайка; 36 — винт регулировочный; 37 — пружина; 38 — втулка; 40 — кольцо сферическое; 41,42,47,51,52,53 — втулка; 44,50,101 — шпонка сегментная; 48 — шестерня-валик ведомая; 49 — болт стяжной; 54 — сетка фильтра; 55 — фильтр грубой очистки 1 мм в магистрали откачки масла из РК и КП; 56,57, 58,59 — кольцо уплотнительное; 60 — заглушка; 61 — клапан редукционный; 62 — заглушка; 63 — кольцо стопорное; 64 — упор; 65 — пружина; 66 — клапан; 67 — корпус клапана; 68 — клапан обратный; 69 — втулка; 70 — заглушка; 71 — сигнализатор перепада давления масла на фильтре СП-0,6Э; 72,74 — кольцо уплотнительное; 73 — клапан перепускной; 75 — шайба; 76 — кольцо пружинное; 77 — заглушка; 78 — пружина; 79 — клапан; 80 — втулка; 81 — клапан; 82 — корпус клапана; 83 — пружина; 84 — болт стяжной; 85 — крышка КП; 86 — корпус КП; 87 — штуцер подвода масла из маслобака в нагнетающую ступень насоса; 88 — пробка магнитная в магистрали откачки масла от задней опоры (РП ТНД); 89 — клапан стравливания воздуха из канала на входе в нагнетающую ступень; 90 — сигнализатор стружки магнитный (против потока) в магистрали откачки масла от РП ТВД; 91 — сигнализатор стружки магнитный (против потока) в магистрали откачки масла от ШП КВД; 92 — кольцо уплотнительное; 93 — втулка изолирующая; 94 — магнит; 95 — корпус сигнализатора; 96 — контакт; 97 — фильтр грубой очистки 1,4 мм в магистрали откачки масла от ШП КВД; 98 — сетка фильтра; 99 — штуцер откачки масла от ШП КВД; 100 — штуцер отвода масла от БМФ-94 в магистраль нагнетания; Каналы: а — откачки масла из РК и КП (до фильтра 55); б — выхода масла из откачивающих ступеней блока маслонасосов; в — отвода отфильтрованного масла от нагнетающей ступени в магистраль нагнетания; г — отвода масла от нагнетающей ступени к фильтру (полость клапанов); д — обводной перепуска нефильтрованного масла из полости е до фильтра в канал в к опорам; е — полость корпуса фильтра; ж — входной канал нагнетающей ступени; Рис. 9.15. Блок маслонасосов с фильтром БМФ-94 с фильтроэлементом QA07930 Системы смазки и суфлирования 173 174 Глава 9 установлены за фильтрами и для более эффекоткуда по каналу в КП и отдельному трубопротивного улавливания магнитной стружки — воду отводится в центрифугу БЦА-94. против потока масла. Блок маслонасосов устанавливается на фланИз всех четырёх ступеней масло поступает це корпуса коробки приводов 86 справа в общий канал «б» в корпусе нижнем 7 БМФ-94, по полёту и центрируется на нём штифтами 6. Основные технические данные агрегата БМФ-94 1. 2. 3. 4. Привод ......................................................................................................................................... от ротора КВД Передаточное отношение ................................................................................................ nагрБМФ = 0,4786 nквд Частота вращения вала агрегата, ном., об/мин .........................................................................................5300 Тонкость фильтрации масла, мкм — в нагнетающей ступени...................................................................................................................... 15 — в откачивающих ступенях из полостей опор ШП КВД ........................................................................................................................................1400 РП ТВД ..........................................................................................................................................1400 РП ТНД ..........................................................................................................................................1400 — из разделительного корпуса и коробки приводов .......................................................................1000 5. Производительность нагнетающей ступени при отрегулированном редукционном клапане на давление 4,0 — 4,5 кгс/см2 и nквд ном., л/мин, не менее ...................... 42 — 48 6. Перепад давления на фильтроэлементе, при котором СП-0,6Э выдаёт сигнал о засорении фильтроэлемента, кгс/см2 .......................................................................................... 0,48 — 0,72 7. Давление начала открытия перепускного клапана, кгс/см2 .............................................................0,9 — 1,1 8. Давление начала открытия обратного клапана, кгс/см2 .................................................................0,4 — 0,65 9. Производительность откачивющих ступеней при противодавлении 1,2 — 1,5 кгс/см2 и nквд ном., л/мин, не менее — из РК и КП .......................................................................................................................................100 — из полостей опоры ротора ШП КВД............................................................................................................................................ 50 РП ТВД............................................................................................................................................... 50 РП ТНД.............................................................................................................................................. 25 10. Масса сухая, кг, не более............................................................................................................................ 12,1 9.5.3. Блок центробежных агрегатов Блок центробежных агрегатов (Рис. 9.16) представляет собой центробежный воздухоотделитель (центрифугу) 13 и центробежный суфлер 45 с осевым входом, роторные части которых смонтированы на одном валу. В корпусе агрегата установлен также фильтр-сигнализатор 32 с контактным штуцером 54 и перепускным клапаном 37. Блок центробежных агрегатов устанавливается на крышке коробки приводов справа по полёту. Блок центробежных агрегатов БЦА-94 состоит из трёх корпусов – корпуса центрифуги 8, корпуса суфлера 46, промежуточного корпуса 2, ротора БЦА 12, торцового уплотнения, разделяющего воздушную (е) и масляную (ж) полости и фильтра-сигнализатора 32. Корпус центрифуги 8 литой из магниевого сплава. На корпусе выполнены фланцы для крепления крышки, перепускного клапана, контактного штуцера, патрубка отвода воздуха из суфлера, трубопроводов подвода и отвода масла из центрифуги. На фланцах для крепления крышки 14, патрубка и трубопроводов выполнены канавки для установки уплотнительных колец и завёрнуты шпильки. К корпусу 8 винтами крепится переходник 21 для установки колпачка 24 фильтра-сигнализатора и гайками крепится патрубок отвода воздуха из суфлера. В расточках корпуса запрессованы: стальная обойма 6 шарикового подшипника 7, бронзовая втулка 33 перепускного клапана 37, втулки из прессматериала 50 и 56 и титана 57, обеспечивающие электрическую цепь от фильтра-сигнализатора 32 к контактному штуцеру 54. Корпус промежуточный 2 литой из магниевого сплава. К фланцу корпуса винтами 4 крепится стальная обойма 3 контактно-кольцевого уплотнения. Корпус суфлера 46 литой из магниевого сплава. В корпусе выполнены четыре окна «а» для подвода воздушно-масляной смеси из системы суфлирования через канал в коробке приводов. В расточку корпуса запрессована стальная обойма 47 шарикоподшипника 48. На внутренней поверхности корпуса выполнена десятизаходная маслосгонная резьба. Все три корпуса крепятся между собой винтами 43 и уплотняются резиновым уплотнительными кольцами. Ротор БЦА 13 представляет собой вал 1, на котором установлен ротор центрифуги 9, крыльчатка суфлера 44, шестерня 49, шарико- Зазор 0,1—0,12 Рис. 9.16. Блок центробежных агрегатов БЦА-94 Фильтр-сигнализатор 1 — вал центрифуги; 2 — корпус промежуточный; 3 — обойма уплотнения; 4 — винт; 5 — обойма уплотнения; 6 — обойма шарикоподшипника; 7 — шарикоподшипник; 8 — корпус центрифуги; 9 — ротор центрифуги; 10 — стакан; 11 — ротор маслоочистителя; 12 — ротор БЦА; 13 — центрифуга; 14 — крышка; 15 — гайка; 16 — заглушка; 17 — заглушка; 18 — шарик; 19 — пружина; 20 — упор; 21 — переходник; 22 — вороток; 23 — траверса; 24 — колпачок; 25 — гнездо; 26 — пружина гнезда; 27 — пружина замка; 28 — втулка; 29 — замок; 30 — секции; 31 — втулка электроизоляционная; 32 — вставка ФС 94-07-8193; 33 — втулка клапана; 34 — клапан; 35 — пружина клапана; 36 — втулка; 37 — клапан перепускной; 38 — заглушка; 39 — кольцо контактное; 40 — кольцо антифрикционное; 41 — пружина уплотнения; 42 — фланец; 43 — винт; 44 — крыльчатка суфлера; 45 — суфлер; 46 — корпус суфлера; 47 — обойма; 48 — шарикоподшипник; 49 — шестерня привода агрегата; 50 — втулка; 51 — пружина; 52 — втулка; 53 — контакт; 54 — штуцер контактный; 55 — штуцер; 56 — втулка; 57 — втулка; 58 — замок чашечный; 59 — замок чашечный; 60 — пружина тарельчатая; 61 — каркас; 62 — сетка фильтрующая 250мкм с каркасной сеткой 630мкм; а — канал входа масловоздушной смеси в суфлер; б — канал выхода воздуха из суфлера; в — канал выхода масла из центрифуги; г — канал входа горячего масла из секций откачки БМФ-94; д — канал слива в КП масла, возвращаемого суфлером из масловоздушной смеси; е — полость воздушная; ж — полость масляная (повернуто) а — канал входа масловоздушной смеси в суфдер б — канал выхода воздуха из суфлера в — канал выхода масла из центрифуги г — канал выхода горячего масла из сеции откачки БМФ-94 д — канал слива в КП возвращаемого в суфлер масла из масловоздушной смеси е — воздушная полость ж — масляная полость Системы смазки и суфлирования 175 176 Глава 9 вые подшипники 7 и 48, кольцо контактное 39 с уплотнительным кольцом и гайкой. В валу со стороны центрифуги выполнены четыре отверстия для выхода отделённого в центрифуге воздуха через внутреннюю полость вала в коробку приводов. В вал со стороны центрифуги запрессована заглушка 17 для исключения возможного перетекания на малых оборотах масла из центрифуги в коробку приводов. На валу выполнены шлицы и резьба для установки и крепления роторных элементов центрифуги и суфлера. Ротор центрифуги 9 состоит из ротора маслоочистителя 11, четырёх шариковых клапанов 18, стакана 10, гайки 15 и чашечного замка 58. Ротор центрифуги 9 устанавливается на валу 1 на шлицы, закрепляется заглушкой 16, под которую устанавливается тарельчатая пружина 60, и контрится чашечным замком 59. Ротор маслоочистителя 11 литой из алюминиевого сплава и представляет собой полую ступицу, на наружной поверхности которой расположены восемь лопаток. В сверлениях ступицы установлены шариковые клапаны. На ротор маслоочистителя 11 устанавливается стакан 10, который крепится гайкой 15 и контрится чашечным замком 58. Между лопатками в ступице выполнены овальные отверстия для прохода воздуха в полость ступицы. С торца крыльчатка имеет четыре окна для выхода воздуха. Шариковый клапан 18 состоит из шарика и пружины 19, которая упирается в упор 20 со стопорным кольцом. Крыльчатка суфлёра 44 литая из титанового сплава и представляет собой полую ступицу, на наружной поверхности которой расположены двенадцать лопаток. Для отделения полостей суфлёра от полостей центрифуги на валу в корпусе центрифуги устанавливается торцовое уплотнение, состоящее из подвижных и неподвижных элементов. Подвижные элементы: контактное кольцо 39 с уплотнительными и регулировочными кольцами. Неподвижные элементы: антифрикционное ниграновое кольцо 40, пружина 41, шайба, уплотнительное кольцо, обойма 5 устанавливаются во фланец 42. Фланец уплотняется рези- новым кольцом и крепится винтами к корпусу центрифуги 8. Вставка фильтра-сигнализатора состоит из двух фильтров. Основная фильтрующая латунная сетка 62 с тонкостью фильтрации 250 мкм и расположенная под ней для предотвращения разрыва каркасная сетка с тонкостью фильтрации 630мкм обтягивают каркас 61, образуя первый фильтр, через который проходит основной поток откачиваемого масла. Вторым фильтром является сигнализирующий щелевой фильтр с двадцатью секциями 30 с щелевыми зазорами (100 — 120) мкм. Остальные детали вставки фильтра-сигнализатора являются вспомогательными элементами, обеспечивающими функционирование вставки как фильтра и как сигнализатора, а также обеспечивающими удобство монтажных работ при техническом обслуживании маслосистемы двигателя. Каркас 61 представляет собой стальной цилиндр с продольными отверстиями по поверхности, к которой припаяны основная и каркасная сетки. В цилиндр запрессована электроизоляционная втулка 31 с отверстиями, на которой расположены двадцать кольцевых секций 30 щелевого фильтра. Секция состоит из стального кольца, в выборку которого вклеен вкладыш из прессматериала, имеющий восемь выступов. Выступы определяют размер щели фильтра (0,10 — 0,12) мм. Двадцать секций крепятся на каркасе быстросъёмным замком, состоящим из гнезда 25, двух пружин 26 и 27, замка 29, втулки 28. Собранная вставка устанавливается в корпус центрифуги, центрируется в корпусе по внутреннему отверстию и закрывается колпачком 24, который уплотняется резиновым кольцом и затягивается воротком 22 через траверсу 23. Перепускной клапан 37 фильтра-сигнализатора состоит из клапана 34, втулки 36, пружины 35, заглушки 38, регулировочных колец. Клапан устанавливается в расточке корпуса центрифуги 8. Контактный штуцер 54 состоит из штуцера 55, втулки 52, контакта 53, пружины 51. Для электроизоляции контакт 53 ввёртывается на клее в электроизоляционную втулку 52, а втулка – в штуцер 55. Основные технические данные 1. Привод........................................................................................................................................... от ротора КВД 2. Частота вращения, номинальная, об/мин.................................................................................................11 400 3. Частота вращения вала агрегата, при котором начинают открываться шариковые клапаны, об/мин ........................................................................................................ 3 200 — 4 300 4. Перепад давления масла, при котором открывается перепускной клапан, кгс/см2 ............................................................................................................ 0,3 — 0,35 5. Масса, кг, не более ..........................................................................................................................................7,3 Системы смазки и суфлирования Принцип работы центробежного суфлёра и центрифуги Горячее масло из откачивающих ступеней блока маслонасосов с фильтром БМФ-94 по каналу в коробке приводов и далее по отдельному трубопроводу поступает в канал Г корпуса центрифуги 13, где разделяется на два потока. В первом потоке масло проходит через фильтрующую сетку 62 с тонкостью фильтрации 250 мкм, очищается от механических примесей и через каркасную сетку с тонкостью фильтрации 630мкм и продольные отверстия во втулке каркаса 61 поступает во внутреннюю полость вставки ФС 94-07-8193 32. Во втором потоке масло из полости «г» проходит через зазоры между секциями 30 и через отверстия электроизоляционной втулки 31 также поступает во внутреннюю полость ротора 11. В роторе под действием центробежных сил масло и посторонние частицы, как более тяжёлые компоненты, отбрасываются на стенки стакана 10, где посторонние частицы осаждаются, а масло через щель между ротором 11 и стаканом 10 выходит из корпуса центрифуги 8 и по каналу в направляется в воздушно-масляный теплообменник 5956Т.01. Воздух и пары масла, как более лёгкие компоненты, скапливаются в центре полости ротора 9 и при открытии шариковых клапанов 18 через отверстие в валу 1 отводятся в полость коробки приводов. В случае засорения вставки фильтра-сигнализатора 32 посторонними частицами воз- 177 растает перепад давления масла в полостях до и после вставки и при достижении его величины (0,3—0,35) кгс/см2 открывается перепускной клапан 37, и масло через клапан 34 поступает в ротор 9, минуя вставку 32. В случае замыкания вставки электропроводными частицами всех последовательных секций фильтра-сигнализатора образуется электрическая цепь через детали контактного штуцера 54: втулку 57, пружину 51, контакт 53 и в кабину пилотов выдаётся сигнал в КИСС, на светосигнальное табло (МАСЛО — на Ту-204; ДВИГ НЕИСПР — на Ил-96-300) и на бортов ой регистратор МСРП в ЗБН, КБН и АЦПУ, сигнализирующий о наличии металлических частиц в маслосистеме двигателя. Масловоздушная смесь из системы суфлирования полостей опор двигателя и маслобака через каналы в коробке приводов и через окна «а» в корпусе суфлёра 46 поступает в полости между вращающимися лопатками крыльчатки 44. Частицы масла, как более тяжёлые, под действием центробежных сил отбрасываются на витки десятизаходной резьбы стенки корпуса суфлёра 46, откуда через отверстие «д» масло сливается в полость коробки приводов. Очищенный от масла воздух через окна и внутренние отверстия в ступице крыльчатки и далее через трубопровод суфлирования отводится в сопло двигателя. Центробежный суфлёр поддерживает избыточное давление в масляных полостях опор двигателя и в масляном баке. 9.5.4. Топливно-масляный теплообменник Теплообменник предназначен (рис. 9.17) бопроводов входа масла 5 и выхода масла 7, для охлаждения масла, циркулирующего в маперепускной клапан. Внутрь корпуса вставлен сляной системе, за счёт отвода тепла в топлисот, представляющий собой пучок трубок по во системы топливопитания низкого давлекоторым проходит топливо. Поперёк пучка ния и установлен в магистрали откачки масла трубок в шахматном порядке установлены пеиз двигателя. Топливно-масляный теплообрегородки, направляющие масло поперёк пучка менник представляет собой трубчато-петлетрубок. Охлаждённое за счёт теплообмена масло вую конструкцию, расположен на двигателе по трубопроводу направляется в масляный бак. с левой стороны и крепится на фланцах кожуха В случае экстренного запуска непрогретого переднего наружного контура при помощи двух двигателя с холодным маслом, когда перепад хомутов и двух кронштейнов. давления масла на перепускном клапане 6 доОсновными узлами теплоообменника являстаточно большой, последний срабатывает ются корпус 1, входной 3 и выходной 4 топи перепускает неохлаждённое масло в маслобак ливные коллекторы, фланцы крепления трув обход теплообменника. 9.5.5. Клапан перепуска масла (КПМ) Клапан перепуска масла (КПМ) (рис. 9.18) предназначен для управления подачей масла в двух направлениях: через теплообменник 6531-01 или помимо него в маслобак. При подводе давления топлива в полости Г или Д гидроцилиндр 8 клапана занимает положение, при котором масляная полость А соединяется соответственно с полостью В или Б. Клапан перепуска масла расположен на двигателе с левой стороны и крепится на хомуте 2, огибающем топливно-масляный теплообменник 6531-01 и установленном на фланце кожуха переднего. Клапан перепуска состоит из следующих основных узлов и деталей: гидроцилиндра 8, поршня 5, пружины 3, оси 12 с толкателем 11, крышки 2 и корпуса 4. 178 Глава 9 4 2 1 3 5 6 7 8 3 1 5 4 6 7 Рис. 9.17. Топливно-масляный теплообменник 6531.01 а – внешний вид ТМТ; б – схема действия теплообменника; 1 – корпус теплообменника; 2 – хомут; 3 – входной топливный коллектор; 4 – выходной топливный коллектор; 5 – фланец входной масляный; 6 – клапан перепускной; 7 – фланец выходной масляный; 8 – фланцы крепления теплообменника на кожухе переднем Управление клапаном перепуска масла осуществляется агрегатом НР-90 по приведенной частоте вращения ВД nВД пр. На режимах до nВД пр ≤ 80 % КПМ занимает исходное положение: пружина 3 отжимает поршень 5 вправо (по рисунку), канал Б выхода масла к ТМТ перекрыт, канал В подвода масла к маслобаку помимо ТМТ открыт; теплообменник на этом режиме в работу не вступает. При увеличении режима до n ВД пр ≥ 80 % в поршневую полость Д гидроцилиндра от аг- регата НР-90 подводится топливо командного давления, поршень 5, сжимая пружину 3, перекладывается влево, перекрывая канал В и открывая канал Б для прохода масла через теплообменник. При уменьшении режима до nВД пр < 80 % подвод командного давления от агрегата НР-90 прекращается, поршень 5 КПМ под действием пружины 3 возвращается в исходное положение, масло по открывшемуся каналу В поступает в маслобак, минуя теплообменник. 9.5.6. Блок теплообменников воздушно-масляных Блок теплообменников воздушно-масляных Охлаждение масла в маслосистеме дви5956Т.01 с перепускными клапанами состогателя при работе двигателя на режимах до ит из двух теплообменников и предназначен nвд < 10 000 об/мин(< 80 %) осуществляется только для охлаждения масла воздухом в системе прив воздушно-масляном теплообменнике, а на ревода-генератора (ВМТ ГП) и в маслосистеме жимах nвд > 10 000 об/мин (>80 %) осуществляется двигателя (второй теплообменник). охлаждение в двух теплообменниках: в воздушноКонструктивное исполнение секции тепмасляном теплообменнике и топливно-масляном лообменника для охлаждения масла двигателя теплообменнике. Подключение второго теплооби секции для охлаждения масла гидропривода менника осуществляется по алгоритму САУ и ТП однотипно. Схема присоединения секции ВМТ по частоте вращения ротора ВД агрегатом НР-90. для двигателя приведена на рис. 9.2. Описание Охлаждающий воздух из наружного контура на всех блока теплообменников приведено в разделе режимах работы двигателя проходит через обе сек«Привод-генератор» (рис. 15.11). ции воздушно-масляного теплообменника. 179 Системы смазки и суфлирования 2 3 4 5 7 6 8 1 13 12 11 10 9 Рис. 9.18. Клапан перепуска масла (КПМ) 1 – винт; 2 – крышка; 3 – пружина; 4 – корпус; 5 – поршень; 6 – кольцо; 7 – палец; 8 – гидроцилиндр; 9 – винт; 10 – шайба; 11 – толкатель; 12 – ось; 13 – шайба 11 5 9 10 8 1 4 5 2 6 1 2 7 7 3 3 Рис. 9.19. Штуцер заправочный бортовой а – продольный разрез; б – схема подсоединения к маслобаку; 1 – пружина; 2 – клапан; 3 – заглушка; 4 – корпус; 5 – штуцер; 6 – кронштейн; 7 – цепочка; 8 – клапан отсечной поплавковый; 9 – штуцер; 10 – трубопровод заправки; 11 – маслобак (фрагмент) 9.5.7. Штуцер заправочный бортовой Бортовой заправочный штуцер предназнаЗаправочный штуцер состоит из следующих чен для закрытой заправки под давлением основных узлов: корпуса 4, клапана 2, заглушмаслосистемы двигателя от маслозаправщика. ки 3, пружины 1, штуцера 5, кронштейна 6, Заправочный штуцер устанавливается на кронцепочки 7. штейне и с помощью отдельного трубопровоДля заправки маслосистемы двигателя маслом да 10 соединяется со штуцером 9 с отсечным необходимо снять байонетную заглушку 3 с запоплавковым клапаном 8 заправки маслобака правочного штуцера, на её место подсоединить (рис. 9.19б). наконечник шланга маслозаправщика и запраКронштейн 6 со штуцером 5 расположен на вить маслобак маслом под давлением не более двигателе с левой стороны в зоне расположе6 кгс/см2 до уровня 28 л, после чего отсоединить ния маслобака и крепится на заднем фланце наконечник шланга, надеть байонетную заглушку корпуса вентилятора. и законтрить её контровочной проволокой. 180 Глава 9 9.5.8. Краны слива масла Краны сливные предназначены для слива масла из масляной системы. Для более полного слива масла краны располагаются в низших точках модуля маслосистемы: один сливной кран (9, рис. 9.3) установлен в нижней части коробки приводов, второй – в нижней части маслобака (30, рис. 9.14). Сливной кран (рис. 9.20) состоит из клапана 5, корпуса 2, заглушки 4, втулки 1, цепочки 6, пружины 3, ручки 8, оси 7. В повседневной эксплуатации маслосистемы сливные краны на маслобаке и на коробке приводов закрыты: клапан 5 (рис. 9.20) с резиновым уплотнительным кольцом поджат пружиной 3 к седлу клапана и отсекает масляную полость от сливного отверстия. Для слива масла необходимо снять скобу цепочки 6, нажать на ручку 8 крана до упора и повернуть на 90° в любую сторону. При этом ось 7 отжимает клапан 5 с пружиной 3, сообщая масляную полость бака или коробки приводов со сливным отверстием. После полного слива масла необходимо закрыть кран поворотом ручки на 90 ° в любую сторону и установить на место скобу цепочки 6. Не сливаемый остаток масла в баке 4 л. 2 3 4 1 8 6 7 5 Рис. 9.20. Кран сливной 1 – втулка; 2 – корпус крана; 3 – пружина; 4 – заглушка; 5 – клапан; 6 – цепочка; 7 – ось; 8 — ручка 9.6. Контрольные элементы (датчики, сигнализаторы) маслосистемы двигателя 9.6.1. Общие сведения Для контроля и диагностирования технического состояния двигатель оборудован датчиками и сигнализаторами параметров. Контролируемые параметры маслосистемы двигателя в физических величинах с помощью датчиков и сигнализаторов преобразуются в электрические сигналы, которые поступают в электронный регулятор РЭД-90 и бортовую систему контроля двигателя (БСКД-90). БСКД-90 производит преобразование и обработку сигналов с датчиков и сигнализаторов двигателя и выдачу их в кодовом виде на экраны КИСС, светосигнальные табло и в бортовой регистратор МСРП-А-02. По индикации параметров на экранах КИСС и высвечиванию световых табло осуществляется контроль экипажем состояния маслосистемы двигателя. 9.6.2. Перечень датчиков и сигнализаторов маслосистемы и их краткая характеристика Датчик ДАТ-8М1 (А63) предназначен для измерения давления масла на входе в двигатель. Измерение производится в трубопроводе нагнетания после агрегата БМФ-94. Сигнализатор минимального давления масла на входе в двигатель МСТВ-1,6 (А86) предназначен для выдачи сигнала при понижении давления масла на входе в двигатель до (1,3—1,9) кгс/см2. Измерение производится в трубопроводе нагнетания после агрегата БМФ-94. Датчик ДАТ-1М1 (А61) предназначен для измерения давления суфлирования. Измерение производится в трубопроводе суфлирования маслобака. Сигнализатор МСТВ-0,6А (А87) предназначен для выдачи сигнала при повышении давления суфлирования до (0,5—0,8) кгс/см2. Измерение производится в трубопроводе суфлирования маслобака. Датчики температуры П-109М2 (5шт.) предназначены для измерения температуры масла и устанавливаются в трубопроводах: — на входе в двигатель (А68); — на выходе из опоры шарикового подшипника ротора КВД (А67); — на выходе из опоры роликового подшипника ТВД (А66); — на выходе из опоры роликового подшипника ТНД (А65); 181 Системы смазки и суфлирования — на входе в привод-генератор ГП-25/26 (А53). Датчик ДМК3-2 (А64) предназначен для измерения уровня масла в маслобаке и выдачи информации о текущем запасе масла в систему БСКД-90, которая формирует сигнал при понижении уровня масла до 5 литров и повышении свыше 33 литров и необходимости заправки при уровне 15 литров и ниже. Датчик ДМК3-2 устанавливается в маслобаке. Сигнализатор СП-0,6Э (А88) предназначен для выдачи сигнала при повышении перепада давления на фильтроэлементе блока маслонасосов до (0,48—0,72) кгс/см2 при засорении фильтроэлемента. Сигнализатор СП-0,6Э устанавливается в корпус фильтра агрегата БМФ-94. Датчик-сигнализатор на магнитоуправляемых контактах ДСМК10-11 (А93) предназначен для выдачи на сигнальное табло в кабине самолета сигнала о понижении уровня масла в маслобаке ниже 5 литров. Датчик-сигнализатор ДСМК10-11 устанавливается в нижней части маслобака (только в маслобаках, предназначенных для установки на двигатели для самолета Ту-204). Пробки магнитные с клапанами (рис. 9.21) являются одним из пассивных контрольных элементов маслосистемы и предназначены для улавливания ферромагнитных частиц из масла (сигнализация в кабину не поступает, наличие стружки определяется только при осмотре на земле), омывающего трущиеся пары в процессе работы двигателя. Одна магнитная пробка установлена в магистрали откачки масла из коробки приводов (поз.10, рис. 9.3), а вторая — в магистрали откачки масла от РП ТНД (поз. 88, рис. 9.15). Основными деталями магнитной пробки являются: магнит 7, установленный на пробке 4, клапан 8 с пружиной 2 и опорой 1. Все детали 1 2 3 1 2 8 3 7 6 5 4 Рис. 9.21. Пробка магнитная 1 – опора; 2 – пружина; 3 – штифт байонетного крепления; 4 – пробка; 5 – корпус клапана; 6 – кольцо уплотнительное; 7 – магнит; 8 — клапан собраны в корпусе 5 клапана. Для герметизации пробки 4 в канавках установлены два резиновых уплотнительных кольца 6. Пробка имеет быстросъемное байонетное крепление; для удобства обслуживания на головке пробки имеется накатка. Для герметизации разъема при техническом обслуживании в корпус 5 установлен клапан 8, который при снятии пробки 4 отжимается пружиной 2 и закрывает выход масла из отверстия магнитной пробки. В качестве контрольного элемента маслосистемы воздушного стартера СтВ-5 используется магнитная пробка удлиненной конструкции (рис. 9.22). Магнитная пробка стартера служит для улавливания металлической стружки и металлических частиц в магистрали откачки масла из полостей СтВ-5. Устанавливается в нижней части переходника коробки приводов на пути слива масла из полостей стартера (канал «г», рис. 9.3). Магнитная пробка состоит из корпуса 5, шпильки 4, магнита 3, гайки 1, шайбы 2. 4 5 Рис. 9.22. Магнитная пробка стартера 1 – гайка; 2 – шайба; 3 – магнит; 4 – шпилька; 5 — корпус 182 Глава 9 9.7. Особенности контроля состояния маслосистемы на самолетах Ил-96-300 и Ту-204 Установленные на самолете Ту-204 двигатели ПС-90А не имеют конструктивных отличий от аналогичных двигателей на самолете Ил-96-300. Аналогичны и контрольные элементы масло- систем, установленных на двигателях. Однако органы управления и контроля двигателей на этих самолетах различны. Различны и приборы контроля маслосистемы в кабинах самолетов. 9.7.1. Контроль состояния маслосистемы двигателя на самолете Ил-96-300 Контроль в полете осуществляется экипажем по индикации параметров двигателя на экранах КИСС 40, высвечиванию световых табло ДВИГ ОТКАЗ 34 и ДВИГ НЕИСПР 33 на приборной доске пилотов 38 (рис.9.2). Одновременно для привлечения внимания экипажа дополнительно используются светосигнальные табло ЦСО (центральный сигнальный огонь) красного 36 и желтого 37 цвета в проблесковом режиме, звуковые сигналы (удар гонга и речевые сообщения по авиагарнитуре). Сигналы о параметрах маслосистемы от датчиков, установленных на двигателе, поступают через БСКД в преобразованном виде на экраны КИСС. На двигателе установлены также сигнализаторы отклонений от нормальной работы маслосистемы, которые при возникновении неисправности выдают в КИСС, МСРП или на табло дискретные сигналы в виде постоянного напряжения + 27В. При отсутствии отклонений информация по маслосистеме для экипажа сведена к минимуму — давление масла на входе в двигатель рм вх индицируется на правом экране КИСС в кадре 1ДВ ОСН 51 в дежурном режиме. Для контроля на левый экран периодически вызывается кадр 3ДВ ВСП 50 с параметрами маслосистемы. Остальная информация (негативного характера) при исправной маслосистеме не должна поступать: — не должны высвечиваться табло отказов и неисправностей, не должны подаваться звуковые и световые сигналы (гонг, ЦСО, РИ). В случае появления сигнала отказа (неисправности) экипажу об этом сообщается одновременно несколькими способами: на левом экране КИСС сбрасывается кадр, ранее находившийся там, кадр 2ДВ ВСП и соответственно неисправности высвечивается информация, например, 1 (2,3,4) ДВИГАТЕЛЬ ОТКАЗ. ВЫКЛЮЧИ ДВИГАТЕЛЬ, сопровождаемая звуковой и световой сигнализацией (высвечивается табло 34 ДВИГ ОТКАЗ красного цвета, работает ЦСО 36 с красным светофильтром в прблесковом режиме, звучит гонг, РИ, а также высвечивается мнемосигнализатор 45 отказавшего двигателя со стрелкой белого цвета на панели стоп-кранов 42. В этом случае продолжение работы отказавшего двигателя недопустимо, и экипаж производит его выключение согласно требованиям РЭ двигателя и РЛЭ самолета. 10 СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ И ТОПЛИВОПИТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ 10.1. Назначение и концепция построения САУ и ТП 10.1.1. Назначение САУ и ТП Система автоматического управления и топливопитания двигателя ПС-90А предназначена для: — дозирования топлива в камеру сгорания и управления узлами двигателя на всех режимах его работы (запуск, установившиеся и переменные режимы); — взаимодействия с системами двигателя и самолета. Система автоматического управления и топливопитания двигателя ПС-90А (САУ-90) дублированная и состоит из электронно-гидромеханической системы, являющейся основной автоматикой двигателя, и гидромеханической системы, являющейся резервной автоматикой. Основная автоматика (ОА) выполняет функ- ции управления двигателем в полном объеме во всех условиях эксплуатации без ограничения эксплуатационных характеристик. Резервная автоматика (РА) состоит только из гидромеханических агрегатов и обеспечивает управление двигателем по упрощенным законам (программам управления) и с меньшим количеством функций. Переключение с ОА на РА осуществляется по команде из кабины экипажа или автоматически при отказе ОА, выявленной системой встроенного контроля. В состав САУ-90 также входит автономная система защиты турбины от раскрутки (СЗТР), которая работает как на основной, так и на резервной автоматике. 10.1.2. Концепция построения САУ-90 Обеспечение требуемых показателей по экономичности, ресурсу и надежности двигателя ПС-90А предопределили внедрение многофункциональной, многомерной, полностью электронной системы автоматического управления и топливопитания, выполняющей в полном объеме все функции управления двигателем. В САУ-90 всесторонне использован мировой опыт оптимального управления ГТД, а отечест- венные достижения в области микропроцессорной техники позволили реализовать принципиально новую концепцию управления. Суть этой концепции заключается в том, что на основе данных о конкретных условиях полета, индивидуальных характеристик двигателя в САУ90 обеспечиваются высокоэффективные, особо точные значения управляющих воздействий, что позволяет минимизировать необходимые 184 Глава 10 запасы по термической прочности и устойчивости, традиционно отводимые на управление (погрешность регулирования). Такой подход позволяет в максимальной степени реализовать наиболее оптимальные значения параметров рабочего цикла ПС-90А. В отличие от систем предшествующих поколений, представляющих совокупность автономных функциональных подсистем, в САУ-90 реализовано их объединение в комплексную, электронно-гидромеханическую систему управления. Главным вычислительным устройством системы является электронный регулятор двигателя РЭД-90. Реализация изложенного подхода в САУ-90 предусматривает: 1. Внедрение принципиально новых программ управления и усовершенствование ранее апробированных. Система управления САУ-90 выполняет свыше 40 функций. Принципиально новыми функциями являются: — запуск, приемистость и дросселирование двигателя по приведенному ускоре* нию nвд / pвх = f (nвд пр ) с ограничением * G / p = f (nвд пр ) ; по т вх — управление положением лопаток ВНА в зависимости от nвд приведенной к температуре воздуха на входе в КВД по программе αвна = f (nвдо); — активное управление радиальными зазорами в компрессоре и турбине высокого давления; — защита двигателя от перегрева и помпажа, ряд других защитных и аварийных функций. Так, например, реализация единой концепции управления переходными процессами (запуск, приемистость, сброс) по приведенному * ускорению nвд / pвх = f (nвд пр ) с ограничением * по G т / pвх = f (nвд пр ) позволила оптимальным образом решить проблему минимального расходования ресурса горячей части двигателя (по критерию малоцикловой повреждаемости) с обеспечением жестких требований по быстродействию (тяге). 2. Увеличение числа управляющих воздействий. Для обеспечения топливной экономичности двигателя ПС-90А в САУ-90 предусмотрены принципиально новые типы входных воздействий. Примером таких воздействий является активное управление радиальными зазорами в компрессоре и турбине высокого давления путем воздушного охлаждения корпусов в условиях взлетного, номинального и крейсерского режимов работы. Отдельно предусмотрено управление расходом охлаждающего лопатки турбины воздуха на крейсерском режиме (на высоте Н ≥ 7 км). Особенность схемы охлаждения турбины такова, что охлаждающий рабочие лопатки воздух предварительно используется для охлаждения дисков турбины высокого давления. В результате при частичном отключении отборов на охлаждение лопаток турбины происходит не только повышение напорности КВД, но и повышение средней температуры дисков турбины, что приводит к термическому расширению дисков и уменьшению радиальных зазоров и, как следствие, повышению КПД турбины. Наряду с традиционными управляющими воздействиями по механизации компрессора, на двигателе ПС-90А, исходя из особенностей его газодинамической схемы, осуществляется управление перепуском воздуха из-за подпорных ступеней компрессора низкого давления. 3. Повышение статической и динамической точности управления. Обеспечивается за счет применения: — более совершенных законов регулирования (в большинстве случаев ПИ-законов); — оптимальной структуры контуров регулирования и ограничений, эффективных значений коэффициентов усиления и постоянных времени звеньев системы и т.д.; — высокоточных методов измерения параметров двигателя и САУ. По существу в САУ-90 погрешность регулирования на стационарных режимах стала определяться погрешностью измерения параметров и точностью работы исполнительных механизмов насоса-регулятора HP�� -90. 4. Внедрение прямых методов оценки состояния объекта. Для обеспечения требуемого ресурса горячей части двигателя ПС-90А актуально прямое и точное слежение за тепловым состоянием турбины. В этой связи для оперативного и надежного предохранения рабочих лопаток турбины высокого давления от перегрева в САУ-90 реализован пирометрический контур ограничения температуры лопаток (впервые в России на двигателях гражданского назначения). На основе данных оптического пирометра о тепловом состоянии лопаток пирометрический контур ограничения позволяет сформировать воздействие по каналу расхода топлива Gт, полностью исключив перегрев горячей части двигателя. 5. Интеграция САУ двигателя с вычислительной системой управления тягой (ВСУТ) самолета. Одной из характерных черт развития современных бортовых вычислительных систем управления полётом (ВСУП) является их взаимо- Система автоматического управления и топливопитания двигателя действие и интеграция с САУ силовых установок. Примером такой тенденции на самолетах Ил-96-300 и Ту-204 является интеграция САУ-90 с ВСУТ. Так, с целью минимизации циклического нагружения двигателя и потребного режима его работы для автоматического (без участия экипажа) обеспечения заданной скорости полета из ВСУТ в САУ-90 по кодовому каналу (по ГОСТ 18977—79) вводятся признаки полетных режимов: взлет, набор высоты, крейсерский полет, посадка и т.д. По этим дискретным сигналам в САУ-90 автоматически ограничивается максимально-допустимый режим работы двигателя. Таким образом, решается задача защиты двигателя от ускоренной выработки его ресурса при одновременном обеспечении оптимального режима полета самолета. На самолете Ту-204 также предусмотрено взаимодействие САУ-90 и автоматической системы штурвального управления АСШУ (для парирования возможных изменений по тяге на взлете). 6. Внедрение электронной цифровой САУ-90 с «полной ответственностью». Система автоматического управления двигателем ПС-90А является первой отечественной электронной САУ с «полной ответственностью», т.е. электронная часть выполняет все функции управления двигателем в полном объеме. Требуемый уровень надежности и отказоустойчивости электронной САУ достигается 185 двухканальной структурой, предусматривающей дублирование информационных, вычислительных, управляющих каналов и отключение неисправного канала от выполняемых задач при его отказе. Обеспечение возросших требований по объему выполняемых функций, весу, габаритам, необходимости гибкой и «экономичной» модификации системы предопределили использование в электронном регуляторе РЭД-90 микропроцессорного комплекта БИС (на базе МПК 588 серии). В этой связи можно без преувеличения сказать, что успешная реализация всех вышеперечисленных составляющих концепции управления ПС-90А стала возможной исключительно благодаря переходу к микропроцессорной технике, всестороннему использованию цифровых электронных средств. Обеспечение требуемого уровня безопасности полетов при возможных неисправностях элементов электронной САУ, существующий уровень надежности её элементной базы обусловили в САУ-90 достаточно развитую гидромеханическую (резервную) часть. Это привело к некоторому снижению наработки на неисправность и стоимости САУ-90. Таким образом, учитывая общий положительный эффект, следует признать, что избранная стратегия формирования облика САУ для двигателя ПС-90А оправдала себя полностью. Структурная схема САУ и ТП двигателя ПС-90А представлена на рис. 10.1. 10.2. Программы управления двигателем на основной автоматике (ОА) 10.2.1. Запуск двигателя Запуск двигателя осуществляется кратковременным нажатием на кнопку «Запуск на земле» — на земле, или «Запуск в воздухе» — при запуске в воздухе. Далее запуск и вывод двигателя на режим «Малого газа» происходит автоматически. По сигналу одной из вышеуказанных кнопок и при наличии условий для запуска электронный регулятор РЭД-90 включает циклограмму запуска, которая определяет последовательность выдачи и снятия дискретных сигналов через блок коммутации БК-90 на управление устройствами, участвующими в запуске (воздушным стартером СтВ-5, агрегатом зажигания и др.). Одновременно электронный регулятор РЭД-90 формирует программы дозирования топлива в камеру сгорания. Процесс запуска ПС-90А состоит из трех этапов: 1 этап — раскрутка ротора КВД от свободной турбины воздушного стартера СтВ-5 через понижающий редуктор и муфту, обеспечивающую механическое сцепление свободной турбины с шестерней коробки приводов двигателя; 2 этап — формирование необходимого «броска» топлива в первом топливном коллекторе камеры сгорания, воспламенение топливовоздушной смеси и совместная работа стартера и турбин двигателя на участке разгона. Этап завершается отключением стартера при nвд = 50,4 %; 3 этап — самостоятельная раскрутка роторов двигателя до режима малого газа. Формирование дискретных сигналов на запуске а) Режим «Запуск двигателя на земле» При наличии условий для запуска: — включено питание РЭД-90; — РУД на площадке «малый газ» (МГ); — выключатель подачи топлива «Работа-Останов» находится в положении «Работа»; — nвд < 6,4 %; — отсутствует сигнал «Обороты стартера предельные»; электронный регулятор РЭД-90 выдает информационный кодовый сигнал на экран КИСС «Готовность к запуску на земле» и сигнал +27В 186 Глава 10 АСШУ (для ТУ-204) АЦПУ БСКД МСРП-А КИС Топливо из МСРП, САС, КИСС МСРП самолетных баков Входные +27 В сигналы Самолет ВСУТ клапан переп клапан стравливания Двигатель +27В на управление СтВ-5, ПВФ-22-7, ПОС, разгрузку гидронасосов, отключение ТД-90 в кабину пилотов масляная система двигателя из системы дренажа “РЭД вкл.” “РЭД испр.” “Помпаж” сигнал засорени фильтр ТМТ ГП масляная система ГП ГОСТ 18977-89 (100кдб) 11 сигналов Блок коммутации БК-90 Основно топливны фильтр ИМ Gт ИМ ВНА 8 сигналов ИМ охл. РЛ и обдув ТВД ИМ ЗПВ ПС 2 гр. ЭМТ селектор ОА Автономный генератор АГ-0,25Д2 Электронный регулятор двигателя РЭД-90 > РА ЭМТ ЗПВ ПС 1 гр. ЭМТ стоп ЭМТ резервный Информационная система измерения давления ИСИД-90 * pвх pк* αруд αди канал 2 канал 1 В МСРП и на табло “Превышение nтнд” ЭМТ с ЭРД-3 nв nв nвд nвд αвна Твх Ттнд з Ттнд Тл Тл Рис. 10.1. Структурная схема системы топливопитания и автоматического управления двигателя ПС-90А nтнд 187 Система автоматического управления и топливопитания двигателя Условные обозначения Кабина пилотов Кодовая шина “Превышение nтнд” РП-А КИСС Магистраль подвода воздуха Магистраль подвода топлива “РЭД вкл.” Электрический сигнал “Помпаж” Механическая тросовая часть “Останов” Электронная часть Гидромеханическая часть i Количество гидроцилиндров +27 В клапан перепуска к 1-му контуру форсунок АРТ-90 ко 2-му контуру форсунок масляная система двигателя Основной топливный фильтр сигнал засорения фильтра Расходомер (из состава бскд) Фильтр в систему дренажа ВНА P*к 2 ЗПВ ПС 2 гр. 2 ЗПВ ПС 1 гр. РЗ КВД РЗ ТВД (∅ 100 мм) 9 1 1 А бдув ТВД С 2 гр. ОА > РА Насос-регулятор НР-90 С 1 гр. оп вный охл. РЛ 1 ст. на табло ние nтнд” ЭМТ стоп ТД-90 ЭРД-3ВМ в систему дренажа Тл nтнд 1 1 6 РУ ПОС (6-13) клапан тмт КПВ КВД 2 РЗ ТВД (∅ 60 мм) 1 * Твх nтнд 2 охл. РЛ 2 ст. 188 Глава 10 в БК-90 «Готовность РЭД работать через БК», по которому блок коммутации подготавливает соответствующие цепи по циклу запуска на земле. Для обеспечения запуска двигателя также необходимо, чтобы к воздушному стартеру был подведен воздух с требуемыми параметрами и самолетный топливный пожарный кран был открыт. По нажатию кнопки «Запуск на земле» электронный регулятор РЭД-90 выдает сигналы + 27 В (через блок коммутации БК-90): — на открытие воздушной заслонки и дублирующей приставки воздушного стартера, что обеспечивает доступ сжатого воздуха на лопатки турбины стартера; — на включение агрегата зажигания для непосредственного воспламенения топливовоздушной смеси в камере сгорания двигателя; — на открытие электрозаслонки ЭМЗ-60 перепуска воздуха из-за XIII�� ступени КВД на ПОС через регулятор избыточного давления 5606Т-3 (для повышения запасов ГДУ на запуске); — на включение электромагнита экономии расхода топлива, который отключает подачу топлива к термодатчику ТД-90; — на разгрузку одного гидронасоса НП-123 (на Ту-204 для снижения влияния отборов мощности); — сигнал в бортовую систему вспомогательной силовой установки ВСУ (для Ил-96-300), являющейся источником сжатого воздуха для СтВ-5. Одновременно РЭД-90 выдает информационный кодовый сигнал на экран КИСС «Идет запуск двигателя» с одновременным снятием сигнала «Готовность к запуску на земле». При повышении температуры газа за турбиной на 70 ° С (от термопар Т-116) или при достижении частоты вращения nвд = (32,0 + 0,2) % или по истечении 30 секунд с момента нажатия кнопки «Запуск на земле» агрегат РЭД-90 выдает команду на отключение агрегата зажигания. Далее, по достижении пвд = (50,4—0,3)% * или по истечении времени (100 / pвх ) секунд с начала отработки циклограммы запуска агрегат РЭД-90 вырабатывает команды в БК-90 на закрытие воздушной и дублирующей заслонок воздушного стартера. При достижении пвд > 60 % РЭД-90 выдает сигнал + 27 В на включение привода-генератора, обеспечивающего электроэнергией бортовую сеть самолета. При выходе двигателя на режим малого газа (на программу Gт мин или nвд) РЭД-90 производит: — закрытие электромеханической заслонки ЭМЗ-60 и тем самым прекращается перепуск воздуха на ПОС из-за �� XIII�� ступени КВД через регулятор избыточного давления; — включение ТД-90 (отключение электромагнита экономии топлива); — выключение разгрузки гидронасоса (на Ту-204); — отключение ВСУ (для Ил-96-300); — выключение сигнальной надписи «Запуск на земле» на кнопке-лампе. Досрочное прекращение запуска с отключением вышеперечисленных сигналов происходит при появлении любого из сигналов: — «Предельные обороты СтВ» (при срабатывании центробежного выключателя воздушного стартера); — «Прекращение запуска» (от соответствующей кнопки), а также по истечении времени (100 / p*вх) секунд с начала обработки циклограммы запуска и значении nвд меньшем (32,0 + 0,2)% или по истечении времени * (100 / pвх ) секунд и наличии сигнала «Останов» из кабины самолета. б) Режим «Запуск в воздухе» Отличительные особенности: — исходные условия для запуска двигателя в воздухе совпадают с условиями для запуска на земле. Для данного режима включение СтВ-5 происходит при nвд ≤ 16 % (вместо 6,4 % при запуске на земле); — при повышении температуры газа за турбиной на 70 °С (от термопар Т-116) или при достижении частоты вращения пвд = = (50,5 ± 0,3) % агрегат РЭД-90 выдает команду на отключение агрегата зажигания; — разрешается запуск авторотирующего двигателя без подкрутки ротора КВД стартером при пвд не менее 11 % nвд max. Регулирование расхода топлива в камеру сгорания на розжиге По достижении частоты вращения ротора КВД пвд = 15 — 20 % «броском» нарастает давление топлива в первом топливном коллекторе камеры сгорания. При этом подача топлива в камеру сгорания осуществляется по программе: 5  *0,5  3, 63 ⋅ 10 G троçæ = pвх + 2, 96Tвх* − 1909 .  T *  вх Реализация указанной программы заключается в формировании электронным регулятором РЭД-90 программного значения расхода топлива G троçæ , используя для этого информацию * о значениях pвх , Tвх* , сравнении G троçæ с фактическим расходом топлива и выдаче управляющего воздействия на электрогидравлический преобразователь ПС-7 управления дозирующей иглой насоса-регулятора HP-90. 189 Система автоматического управления и топливопитания двигателя Регулирование расхода топлива в камерe сгорания на участке разгона После того, как в камере сгорания произошел розжиг, следует участок разгона двигателя. Регулирование расхода топлива в камеру сгорания на участке разгона реализовано с помощью двух программ управления: — программы ускорения ротора КВД на запуске; — программы ограничения расхода топлива на запуске G тогр . Переход с программы розжига камеры сгорания на программу разгона роторов двигателя происходит после энергичного повышения температуры газа за ТНД на величину, равную 70 градусам (признак воспламенения), или по достижении величины пвд ≥ (25,6 ± 2,4)%, или при G тогр > G троçæ . Управление разгоном двигателя до его выхода на режим «Малого газа» заключается в увеличении Gт в камеру сгорания из условия поддержания заданного ускорения ротора КВД по программе nвд = f (nвд ) , * pвх график которой представлен на рис. 10.2. Реализация данной функции практически исключает «зависание» двигателя на разгоне и осуществляется замкнутым контуром ускорения РЭД-90 на основе информации о текущем значении пвд с выдачей управляющего воздействия из РЭД-90 на дозирующую иглу насосарегулятора HP�� -90. При возможном существенном рассогласовании между заданным и фактическим значением ускорения не исключаются забросы топлива в камеру сгорания, как следствие, срыв компрессора или перегрев турбины. Для исключения подобных ситуаций и для обеспечения надежного запуска предусмотрено ограничение расхода топлива в камеру сгорания по программе G огр т * pвх Tвх* = f (nвд пр ) , 1,033 288 Программа ограничения расхода топлива на запуске представлена на рис. 10.3. Защита турбины от перегрева на запуске Для защиты горячей части двигателя от перегрева без прекращения по команде экипажа процесса запуска агрегат РЭД-90 рассчитывает предельное значение температуры газа за ТНД на запуске по формуле: ∗ огр TÒНÄ = 855KCTçап вх . График этой зависимости представлен на рис. 10.4. До нажатия на кнопку «Запуск * огр на земле» на КИСС индицируется Т тнд для программы запуска в воздухе (для tвх ≤ 15 °С). * nвд / pвх = fс(кгс nвд ) об *см2/мин pвх Рис. 10.2. График зависимости nвд * pвх nВД,% = f (nвд ) GТ ПР , кг/ч nВД ПР,% Рис. 10.3. График зависимости Gт пр = f (nвд пр) сТЗАП вх Т*Вх ,оС çап = f (Tвх* ) Рис. 10�� .�� 4. График зависимости C вх При превышении температуры газа за ТНД ∗ огр величины TÒНÄ РЭД-90 формирует: — сигнал +27В на электромагнит «Останова» HP�� -90 для прекращения подачи топлива в камеру сгорания на время превышения ∗ огр температуры газа величины TÒНÄ ; — сигнал +27В на включение агрегата зажигания на случай возможного затухания пламени в камере сгорания; n — занижение программы вд = f (nвд ) на 50 % * pвх и программы ограничения расхода топлива G тогр на 10 % относительно исходных значений этих программ. После уменьшения температуры газов за тур∗ огр биной ниже величины ограничения TÒНÄ запуск продолжается с заниженными програм- 190 Глава 10 мными значениями регулируемых параметров, что обеспечивает более плавный выход двигателя на МГ и снижает вероятность повторного срыва. Однако, после однократного срабатывания защиты компрессор не во всех случаях выходит из срывного режима, например, при порывах ветра в сопло со скоростью, превышающей эксплуатационные нормы, и полный выход из срыва осуществляется за 2–3 цикла * работы ограничителя TÒНÄ с гарантированным запуском без перегрева турбины. Восстановление исходных программ и отключение агрегата зажигания происходит после выхода двигателя на режим «Малого газа» (на программу Gт мин или пвд). Холодная прокрутка двигателя Исходные условия для выполнения холодной прокрутки аналогичны условиям для запуска на земле. Только в этом режиме выключатель подачи топлива «Работа-Останов» находится в положении «Останов» и топливо в камеру сгорания не поступает. После кратковременного нажатия на кнопку «Запуск на земле» начинается отработка циклограммы запуска на земле. Двигатель выходит на частоту вращения nвд ≥ 20 % и происходит продувка газовоздушного тракта наружным воздухом, как следствие – удаление топлива из камеры сгорания, проточной части ГВТ после ложного или неудавшегося запуска с одновременным охлаждением двигателя. Ложный запуск Ложный запуск двигателя выполняется аналогично запуску на земле, но при этом перед запуском выполняют отключение бортового питания агрегата зажигания ППФ-22-7 (отключением соответствующих автоматов защиты сети АЗС +27В в энергоотсеке самолета). 10.2.2. Основные режимы работы двигателя Управление режимом двигателя производится перемещением рычага управления двигателем (РУД) экипажем. Посредством механических тяг положение РУД в кабине самолета передается на рычаг РУД агрегата �� HP�� -90, положение которого измеряется соответствующим датчиком, встроенным в HP�� -90. К программам управления двигателем на основных режимах относятся: — регулирование частоты вращения ротора КВД от «Малого газа» до «Максимального», а также на реверсе; — приемистость и сброс режима; — управление механизацией компрессора, обдув корпусов и охлаждение ТВД. При работе на вышеуказанных режимах работы двигателя действуют следующие программы ограничения: — давления воздуха за КВД ( pк∗ огр ); ∗ огр — температуры газа за ТНД ( TÒНÄ ); — температуры рабочих лопаток первой ступени ТВД ( Tлогр ); — частоты вращения ротора вентилятора (nв маx); — расхода топлива ( G тогр ) на режиме приемистости и сброса оборотов. Включение в работу какой-либо программы управления осуществляется выбором программы агрегатом РЭД-90 по определенной логике. Выбор контуров управления производится в три этапа: — на первом этапе осуществляется выбор минимального из сигналов пропорциональной составляющей рассогласования программ: * nвд, nв, TÒНÄ , pк* , Тл, т. е. из программ выбирается та, которая требует меньшего расхода топлива для поддержания режима; — на втором этапе определяется знак пропорциональной составляющей и назначается соответствующая программа (приемистости или сброса); — на третьем этапе выходной сигнал этой программы выбирается по минимуму с контуром (G т / pк* )пр = f (nвд пр ) , а затем по максимуму с контуром Gт мин. Управление на режиме «Малый газ» Поддержание режима на МГ осуществляется путем поддержания постоянной, минимально заданной величины расхода топлива в камеру сгорания. Получив информацию о положении РУД на площадке «МГ» (– 14 ° ÷ + 6 °) РЭД-90 формирует программное значение положения дозирующей иглы �� HP�� -90 и, сравнивая программное значение с фактическим положением дозирующей иглы, по полученному рассогласованию выдает управляющий сигнал на изменение положения дозирующей иглы агрегата �� HP�� -90. При этом действует ограничение минимально заданной величины приведенной частоты вращения ротора КВД, равной 67,17 %, и минимально заданной величины физической частоты вращения ротора КВД, равной 59,24 %. Регулирование частоты вращения КВД на установившихся режимах В САУ-90 параметр nвд является основным параметром регулирования, обеспечивающим потребную величину тяги двигателя. Электронный регулятор РЭД-90 обрабатывает информацию о положении рычага РУД агрегата HP�� -90, о значениях параметров окружающей среды — температуры Tвх* и давления * воздуха pвх на входе в двигатель, состоянии системы отбора воздуха. На основе этих данных РЭД-90 рассчитывает программное значение частоты вращения nвд по формуле: Система автоматического управления и топливопитания двигателя n n 191 n прог вд nвд = 97, 6% C αруд C TвхвдминC PвхвдминC отá об/мин где: Сотб = 0,99 — при поступлении сигнала «Отбор воздуха»; Cотб = 1,0 — при отсутствии сигнала «Отбор воздуха»; n Ñ Tвхвдмин — меньшее из двух величин коэффициn n ентов Ñ Tвхвд , и Ñ Tвхвдогр . n вд Графики зависимостей: Ñ αруд = f (α руд ) , nвд nвд nвд * * * ÑTвх = f (Tвх ) , ÑTвх мин = f ( pвх ) , Ñ Pвх = f ( pвх ) программно заложены в вычислителе агрегапрог та РЭД-90. Изменение nвд = f (Tвх* ) для усn вд n вд ловий Ñ Tвх = 1 , Ñ Pвх = 1 для максимального (αруд=73 — 78° ) и номинального (αруд= 60° ) режимов представлен на рис. 10.5. прог Сравнивая программное значение nвд с фактическим значением nвд, по вычисленному рассогласованию РЭД-90 формирует управляющий сигнал на изменение положения дозирующей иглы �� HP�� -90, чтобы минимизировать это рассогласование. Погрешность регулирования параметра nвд < ± 0,15 % (при Tвх* ≤ 30 °С). Управление положением лопаток входного направляющего и направляющих аппаратов 1 и 2 ступеней КВД Для управления положением лопаток ВНА, оказывающих существенное влияние на параметры термодинамического цикла, устойчивость компрессора, статистические и динамические характеристики двигателя по тяге, в электронном регуляторе РЭД-90 заложены две аналоговые программы, из которых основная прог Рис. 10.5. Зависимости nвд при – 60° С < Твх< 60° С для максимального и номинального режимов работы ПС-90А Рис. 10.6. График зависимости αвна = f (nвд 0) αвна = f (nвд 0) осуществляется по частоте вращения ротора КВД, приведенной к расчетной температуре воздуха на входе в КВД nвд 0 = nвд 288 ; Tк1* = f (t вх , nв ) . Tк1* В соответствии с заложенной программой РЭД-90 рассчитывает программное значение угла ВНА и, сравнивая его с измеренным значением, получаемым от датчика ВНА, формирует управляющий сигнал в �� HP�� -90 на изменение угла положения лопаток ВНА. Программа регулирования αвна = f (n вд 0) представлена на рис. 10.6. В случае отказа датчика nвд предусмотрена резервная программа αвна = f (nвд пр). Управление положением клапанов перепуска воздуха КПВ КВД Управление клапанами перепуска воздуха релейное, с гистерезисом, в зависимости от nвд пр, представлено на рис. 10.7. Данная функция реализована в насосе-регуляторе �� HP�� -90 и выполняется идентично на ОА и РА. Рис. 10.7. График зависимости Пкпв квд = f (nвд пр) Управление положением заслонки распределительного устройства ПОС Управление положением заслонки РУ ПОС осуществляется насосом-регулятором �� HP�� -90 по релейному закону (перекладка заслонки из одного крайнего положения в другое). Вид управляющего сигнала Пру пос представлен на рис. 10.8. При nвд < 80 % отбор воздуха на ПОС осуществляется из-за XIII�� ступени КВД. При nвд ≥ 80 % отбор воздуха на ПОС осуществляется из-за �� VI�� ступени КВД. Данная функция выполняется идентично на ОА и РА. Управление положением заслонок перепуска воздуха ЗПВ ПС I группы и положением заслонок подвода воздуха на обдув корпусов ТВД и ТНД (∅100 мм) и корпуса КВД Одной из особенностей газодинамической схемы двигателя ПС-90А, является то, 192 Глава 10 что положение ЗПВ ПС I�� группы существенно влияет на тягу двигателя. Поэтому управление положением ЗПВ ПС �� I�� группы является особо ответственной функцией САУ-90. При одновременном наличии условий: — nвд пр ≥ 90,8 %; — αруд > 32 градусов; — nвд > – 1,6 %/с, РЭД-90 подает сигнал + 27 В на электромагнит HP�� -90, который формирует гидравлическую команду на закрытие ЗПВ ПС I группы. По этой же гидравлической команде для повышения топливной экономичности на взлете происходит открытие заслонок обдува корпусов турбин (через трубу ∅ 100мм) и корпуса КВД. По одному из следующих условий: — nвд пр < 89,3 %/с или — αруд < 30 градусов или — nвд ≤ —1,6%/с — критерий сброса режи-ма, РЭД-90 отключает питание от электромагнита управления ЗПВ ПС I группы. В результате ЗПВ ПС I группы открываются, а обдув корпусов турбин и КВД прекращается. Управление положением заслонок перепуска воздуха ЗПВ ПС II группы С целью исключения явлений срыва и помпажа на взлетном режиме при порывах ветра в заднюю сферу, например на исполнительном стартере, и в целом, для расширения эксплуатационных возможностей ПС-90А, в САУ-90 предусмотрено раздельное управление ЗПВ ПС I�� и �� II�� групп. При выполнении следующих условий: — наличии на входе в РЭД-90 дискретного сигнала «V > 60 км/ч» или сигнала «V > V1» («Скорость принятия решения»); прог — nвд − nвд < −1, 2% ; прог nвд — − nnвдвд ≥< −1, 2% 2,4%/с; — наличии сигнала на закрытие ЗПВ ПС I� группы, РЭД-90 формирует управляющий сигнал +35 мА на ПС-7, по которому �� HP�� -90 выдает гидравлическую команду на закрытие ЗПВ ПС II�� группы. При снятии какого-либо из вышеуказанных условий РЭД-90 формирует сигнал на открытие ЗПВ ПС �� II�� группы. Как правило, это происходит при открытии ЗПВ ПС I�� группы. Ограничение предельных значений параметров работы двигателя Ограничение температуры газов за ТНД На всех установившихся и переходных режимах работы двигателя РЭД-90, используя информацию: о фактическом положении рычага РУД агрегата �� HP�� -90, температуре Tвх* и давле* нии pвх , рассчитывает программное значение * величины ограничения TÒНÄ : Рис. 10.8. График зависимости Пру пос = f (nвд) ∗ огр Рис. 10.9. График зависимости TÒНÄ = f� ( Tвх* ) ∗ огр Т ÒНÄ = 878Ñ αÒ рудÑ ÒÒвх минÑ PÒвх , К где: Ñ ÒÒвх мин — меньшее из двух величин коэффициентов Ñ ÒÒвхн и Ñ ÒÒогр . вх мин Зависимости: C αÒруд = f (αруд), Ñ ÒÒвхн = f ( Tвх* ), * * Ñ ÒÒогр = f� ( pвх ), Ñ PÒвх = f� ( pвх ) программно заловх мин ∗ огр жены в РЭД-90. График TÒНÄ = f� ( Tвх* ) представлен на рис. 10.9. ∗ огр Сравнивая программное значение TÒНÄ * с фактическим значением температуры TÒНÄ по определенным критериям, РЭД-90 формирует соответствующий управляющий сигнал на ограничение расхода топлива в камеру сго* рания и, соответственно, уменьшение TÒНÄ , не допуская, таким образом, превышения ∗ огр ее значения TÒНÄ . Ограничение температуры рабочих лопаток первой ступени ТВД Программное значение температуры рабочих лопаток первой ступени ТВД (Тлогр) является константой, заложенной в РЭД-90, и равняется 1000°С. Логика работы контура ограничения Tлогр аналогична логике работы конту∗ огр ра Т ТÍÄ . Ограничение максимальной величины давления воздуха за КВД Программное значение ограничения давле∗ огр ния воздуха за КВД ( pк ) является константой, заложенной в РЭД-90, и равной 30,4 кгс/см2. * При достижении значения давления pк ве∗ огр личины pк РЭД-90 выдает сигнал на ограничение расхода топлива дозирующей иглой HP�� -90, не допуская превышения значения pк* над pк∗ огр . Система автоматического управления и топливопитания двигателя Ограничение максимальной частоты вращения ротора вентилятора Программное значение максимальной частоты вращения ротора вентилятора (nв мах) также является константой, заложенной в РЭД-90, и равняется 99,1%. Логика работы контура ограничения nв мах аналогична логике работы контуров Tлогр и pк∗ огр . Блокировка взлетного режима (БВР) Для повышения безопасности воздушного судна на взлете в РЭД-90 введена блокировка взлетного режима. Идея этой функции заключается в том, что автоматически исключается снижение «Взлетного режима» двигателя по программе nвд ниже номинального режима (αруд = 58 ° ), при возможных вступлениях огра* ничителей TÒНÄ , Тл, pк* , G т / pк* в работу. Блокировка взлетного режима формируется при одновременном соблюдении следующих условий: — значении αруд ≥ 58° (в течение не менее 10 секунд); áвр — nвд ≥ nвд — 200 об/мин; — наличии дискретного сигнала «Стояночный тормоз выключен»; — наличии дискретного сигнала «Предкрылки не убраны» (критерий взлетной конфигурации крыла). Снятие блокировки взлетного режима производится при появлении сигнала «�� V�� 4 / Предкрылки убраны» (как правило, при высоте Н = 400 – 450 м) или при значении (αруд < 53° , áвр nвд < nвд — 200 об/мин (из-за газодинамического снижения nвд при помпаже двигателя). Управление двигателем на режимах приемистости Агрегат РЭД-90 формирует программное значение ускорения ротора КВД на приемистости согласно следующим соотношениям: * — при nвд пр < 78,9%, nвд = 5,6 pвх /1,033%/с; *  — при nвд > 78,9%, nвд = 3,6 pвх /1,033%/с. Рассчитанное программой ускорение сравнивается с фактическим значением nвд , преобразуется в управляющий сигнал, выдаваемый РЭД-90 на электрогидравлический преобразователь ПС-7, который, в свою очередь, управляя дозирующей иглой, обеспечивает избыток топлива над статической характеристикой двигателя из условия поддержания требуемых nвд . Агрегат РЭД-90 содержит программное зна* чение ограничения Gт / pк в зависимости от приведенных оборотов вращения ротора КВД ( G т / pк* )пр = f (nвд пр) (рис. 10.10). По информации от датчика положения дозирующей иглы HP�� -90 агрегат РЭД-90 контролирует текущий расход топлива в камеру 193 Рис. 10.10. График зависимости (G т / pк* )пр = f (nвд пр ) сгорания и измеряет pк* . Далее электронный регулятор сравнивает их отношение со значением ограничительной программы и не допуская превышения сформированного отношения над ограничительной программой, выдает соответствующий управляющий сигнал на исполнительный элемент �� HP�� -90, изменяя положение дозирующей иглы и, соответственно, расход топлива в камере сгорания. Управление на сбросе На сбросе режима двигателя допустимое ускорение устанавливается в зависимости от положения заслонок перепуска воздуха ЗПВ ПС I�� группы. При закрытых ЗПВ ПС I�� группы * nвд = −1, 6 pвх / 1,033 %/с; (но не менее 120 об/мин с) (> 0,9 %/с). После открытия ЗПВ ПС I�� группы (повышенных запасах ГДУ вентилятора) nвд = − 4, 0 pвх* / 1,033 %/с. Управление положением заслонок подвода воздуха на обдув корпуса ТВД (∅ 60 мм) и охлаждением рабочих лопаток ТВД Для обеспечения требуемого удельного расхода топлива в условиях крейсерского режима за счет оптимизации расхода воздуха, охлаждающего лопатки турбины, в САУ-90 предусмотрена специальная функция. Так, при одновременном выполнении следующих условий — наличии от РЭД-90 сигнала на закрытие ЗПВ ПС �� I�� группы и информации об уменьшении * pвх ниже 0,5 кгс/см2, свидетельствующей о высоте Н ≥ 7 км и, следовательно, завершении набора высоты, РЭД-90 формирует управляющий сигнал в HP�� -90 на установку: — заслонок охлаждения рабочих лопаток первой ступени ТВД в положение «Подвод 70 % Gв охл»; — заслонок охлаждения рабочих лопаток второй ступени ТВД в закрытое положение; — заслонок дополнительного обдува корпуса ТВД (через трубу ∅ 60 мм) в открытое положение. 194 Глава 10 При формировании в РЭД-90 сигнала на от* крытие ЗПВ ПС I�� группы или увеличении pвх больше 0,55 кгс/см2 (этап снижения) РЭД-90 выдает в HP�� -90 управляющий сигнал на установку заслонок в исходное положение. Тем самым обеспечивается 100 %-ное охлаждение рабочих лопаток турбины, а обдув корпуса прекращается. Управление режимом двигателя на реверсе Выполняется аналогично режиму регулирования nвд на прямой тяге с ограничением ∗ огр по TÒНÄ , nв мах, pк* мах и Tлогр Тлогр. Отличительной особенностью является то, что ЗПВ ПС �� I�� и �� II� группы не закрываются, что обеспечивает повышение запасов ГДУ при требуемой скорости торможения самолета с одновременным уменьшением вероятности попадания посторонних предметов в газогенератор. Защита двигателя от помпажа Защита двигателя от помпажа является одной из важнейших и особо ответственных функций ОА, т.к. предусматривает отсечку топлива в камере сгорания с последующим восстановлением режима. По данным параметра р * квд от агрегата ИСИД-90: — об относительном падении давления воздуха за КВД, большем ∆pк* ≥ 0, 4 +0,15 , pк* мах где: ∆pк* —размах пульсационной составляющей давления воздуха за КВД, pк* мах — максимальное давление pк* за каждый цикл колебаний; или — об относительной скорости изменения давления воздуха за КВД, превышающей ∆pк* ≥ 7, pк* ∆τ РЭД-90 формирует следующие сигналы для устранения помпажа: 1. Cигнал +27В на электромагнит «Останова» HP�� -90 для отсечки подачи топлива на время помпажа, но не менее чем на τ = 0,3+0,05 секунды. 2. Cигнал в HP�� -90 на открытие ЗПВ ПС �� I�� и �� II� групп. 3. Cигнал в БК-90 на включение агрегата зажигания на время τ = 30 с. 4. Cигнал «Помпаж« (+ 27В) — на световое сигнальное табло в кабину самолета, а также кодовый сигнал — в КИСС и МСРП (на время помпажа + 4 с). При этом, по достижении частоты вращения nвд ≤ 89,3 %, HP�� -90 выдает гидравлический сигнал на открытие КПВ КВД. Отсечка топлива не производится при включенном в кабине экипажа тумблере «Отключение ППС» или отказе одного из двух каналов измерения pк* . При восстановлении ГДУ компрессора РЭД-90, управляя подачей топлива и механизацией компрессора, восстанавливает исходный режим, определяемый положением РУД HP�� -90. Защита двигателя от раскрутки ротора ТНД Для исключения раскрутки ротора ТНД двигателя выше значения 113,2 %, например, в случае нарушения кинематической связи между валом КНД и ТНД, предусмотрена функция защита двигателя от раскрутки ротора ТНД, реализованная в виде автономной системы СЗТР. Система работает на ОА и РА и включает двухканальный агрегат ЭРД-ЗВМ со своими датчиками оборотов nтнд (по одному датчику на каждый канал) и специальный электромагнит отсечки топлива в агрегате HP�� -90 (см. рис.10.1). При увеличении частоты вращения ротора ТНД до величины nтнд = (113,2+2,0–1,9 ) % агрегат ЭРД-ЗВМ выдает управляющий сигнал (+27В) на электромагнитный клапан СЗТР �� HP�� -90, который, в свою очередь, выдает гидравлическую команду в автомат распределения топлива АРТ-90Р на золотник останова. Далее отсекается подача топлива в камеру сгорания двигателя, тем самым исключается дальнейшая раскрутка ротора ТНД. Одновременно с выдачей сигнала на останов ЭРД-ЗВМ подает питание +27 В на сигнальную лампу в кабину экипажа. Надсистемные ограничения режимов двигателя Для предотвращения негативных последствий нештатного превышения параметров двигателя предельно допустимых величин (например, вследствие сбоя программ регулирования РЭД-90 или неконтролируемых отказов электронной части САУ) в �� HP�� -90 реализованы функции ограничения максимальнодопустимых величин частоты вращения ротора КВД и давления воздуха за КВД. Эти функции названы надсистемными ограничителями, т.к. выполнение их не зависит от рабочего состояния элементов электронной части САУ. Агрегат HP�� -90 посредством узла надсистемного контроля переключает управление двигателем с ОА на РА, которая в соответствии со своими программами регулирования снижает их до нормальных значений. Настраиваемые значения максимально допустимых величин постоянны и равны: огр для nвд = 103, 0 +0,9% ; для nк∗ огр р*когр = 35,0±0,5 кгс/см2 (абс). Система автоматического управления и топливопитания двигателя Останов двигателя экипажем Штатный останов двигателя производится на режиме МГ переводом тумблера «Работа-Останов» в положение «Останов». Функция останова реализована в �� HP�� -90 комбинированным механизмом останова, состоящим из блока останова и электромагнитного клапана останова. Управляющий сигнал +27В, выдаваемый из кабины самолета от тумблера «Работа-Останов», поступает на оба устройства одновременно — на блок останова непосредственно, а на электромагнитный клапан — через блок коммутации БК-90, после чего �� HP�� -90 вырабатывает гидравлический сигнал на прекращение подачи топлива в камеру сгорания путем закрытия запорного клапана АРТ-90Р. В особых случаях предусмотрено прекращение подачи топлива в двигатель с помощью топливного пожарного крана. Выдача информационных сигналов из РЭД-90 в БСКД, КИСС, МСРП, КПА Внедрение цифровых систем управления современных самолетов и силовых установок, их взаимная интеграция предопределили организацию межмодульного обмена информацией по кодовым каналам, позволяющим резко сократить массу и общую длину проводов систем связи. Способ передачи информации из САУ-90 в БСКД, КИСС, МСРП, КПА соответствует ГОСТ 18977-79 «Комплексы бортового оборудования самолетов и вертолетов» с учетом РТМ 1495-75. Конкретный объем принимаемой информации оговорен специализированными протоколами взаимодействия. Сигналы из электронного регулятора РЭД-90 начинают выдаваться по включении питания РЭД-90 последовательным биполярным двоичным кодом в виде 32-разрядного слова, включающего адрес, бит четности, матрицу состояния и собственно информацию о параметре. При запуске на РА (питание +27 В на РЭД-90 не подается) кодовая информация из РЭД-90 начинает выдаваться при достижении оборотов автономного электрического 195 генератора АГ-0,25Д-2, обеспечивающих минимальный уровень нормы питания РЭД-90 (при nвд ≈ 30 — 35%). Перечень информационных сигналов из РЭД-90 приведен в специальной технической литературе. Взаимодействие со ВСУТ Управление от ВСУТ осуществляется посредством одновременного перемещения РУД всех двигателей в кабине самолета от одного исполнительного механизма, входящего в состав ВСУТ, или в супервизорном режиме. В последнем случае из ВСУТ в РЭД-90 каждого двигателя выдаются в цифровом коде коркорр ректирующие сигналы ∆nвд , формируемые çад по разности между заданными ВСУТ ( nвд ) прогр и программными ( nвд ) значениями частоты вращения ротора КВД каждого двигателя. По корректирующему сигналу РЭД-90 каждого двигателя формирует программное значение прогр корр * nвд = f (α руд , ∆nвд , Tвд* , pвд ,C отá ) на управление режимом своего двигателя. Самоконтроль электронной части САУ при подаче стимулирующего сигнала В режиме предполетного контроля САУ на остановленном двигателе, при подаче стимулирующего сигнала +27В от кнопки «Проверка РЭД», расположенной в кабине самолета, РЭД-90 осуществляет самоконтроль электронной части САУ-90. Проверка предусматривает контроль суммы постоянного запоминающего устройства ПЗУ РЭД-90, формирование сигналов на включение и выключение электромагнита «Селектора» и электромагнита ЗПВ ПС 1 и подачу токов + 30 мА и – 30 мА на все исполнительные механизмы типа ПС-7 насоса-регулятора НР-90, контролируя при этом их прохождение по каналу «выходной преобразователь — линия связи — ЭМТ (ИМ)». После чего, при отсутствии отказов электронной части САУ-90, РЭД-90 выдает сигнал +27 В на светосигнальное табло («РЭД исправен») в кабине самолета. 10.3. Система топливопитания Система топливопитания предназначена для фильтрации топлива, поступающего в двигатель из самолетных баков, подвода топлива в систему автоматического управления (к качающему узлу насоса-регулятора НР-90), а также для охлаждения масла систем смазки двигателя и привода-генератора. Условно систему топливопитания двигателя можно разделить на топливную систему низкого и высокого давления. В работе топливной системы низкого давления участвуют следующие агрегаты: — двигательный центробежный подкачивающий насос ДЦН-94; — топливо-масляный теплообменник 6531-01 для охлаждения масла, циркулирующего в масляной системе двигателя; — топливо-масляный теплообменник 5580Т для охлаждения масла привода-генератора; — основной топливный фильтр ОТФ 94-10-807. ДЦН-94 – двигательный центробежный насос, предназначен для бескавитационной, бесперебойной подачи топлива с необходимым давлением в насос-регулятор НР-90. 196 Глава 10 Конструктивно насос состоит из сборника и двух колес: осевого и рабочего, которые устанавливаются на приводной рессоре коробки приводов. ДЦН-94 закрепляется на коробке приводов с помощью фланца сборника насоса и обеспечивает подачу топлива под давлением от 2,6 до 7 кгс/см2 с расходом от 4 500 л/час до 15 000 л/час. Конструкция ДЦН-94 представлена на рис. 10.11. Принцип действия насоса заключается в следующем. Топливо из двигательного трубопровода поступает через приемный сборник 1 во входной канал насоса и попадает на лопасти осевого колеса-шнека 2. При работе двигателя шнек вращается и создает подпор топлива на входе в рабочее колесо-крыльчатку 3. При вращении крыльчатки её лопатки сообщают топливу вращательное движение. Возникающие при этом центробежные силы отбрасывают топливо к наружному диаметру крыльчатки, достигнув которого топливо под давлением поступает в сборник-улитку 4. При этом скоростной напор топлива в диффузоре 5 частично преобразуется в статический. Далее рабочая жидкость поступает в трубопровод двигателя. 94-10-807 – основной топливный фильтр (рис. 10.12), предназначен для очистки топлива, поступающего в насос-регулятор НР-90, от механических примесей. Основной топливный фильтр состоит из корпуса, стакана, фильтрующего элемента, перепускного клапана, клапанов стравливания, хомута и уплотнительных элементов. В конструкции фильтра применен фильтрующий элемент 8Д2.966.697-07 сетчатого типа (сетка 80/720 ТУ16-538082-75 из никелевого сплава НП2), который обеспечивает фильтрацию топлива с тонкостью 16 мкм (номинальная) и 25 мкм (абсолютная). Столь тонкая 5 1 2 3 4 Рис. 10.11. Схема работы ДЦН-94 1 – приемный сборник; 2 – колесо-шнек; 3 – рабочее колесо-крыльчатка; 4 – сборник-улитка; 5 - диффузор очистка топлива необходима для свободного течения топлива через отверстия малого сечения (зазоры в золотниковых парах, жиклеры и дроссельные пакеты), обеспечения перемещения золотников без заедания, перекоса и деформаций. Общая площадь фильтрующей поверхности сетки составляет ≈ 1,32 м2; время заполнения чистого фильтра не более 10 с, а перепад давления топлива на чистом фильтре не превышает 0,02 кгс/см 2 при расходе ≈ 8000 кг/ч (≈ 10 250 л/ч) . Топливо через входной патрубок поступает в корпус фильтра 1 и стакан 2. Проходя через фильтрующую сетку элемента 3 и очищаясь от механических частиц, топливо поступает во внутреннюю полость и далее к выходному патрубку. Засорение основного топливно- 1 2 3 4 6 5 Рис. 10.12. Основной топливный фильтр 94-10-807 1 – корпус фильтра; 2 – стакан; 3 – фильтроэлемент; 4 – клапан перепускной; 5 – сливной кран; 6 – сигнализатор перепада давления СП-0,4ЭТ1 Система автоматического управления и топливопитания двигателя го фильтра ОТФ 94-10-807 контролируется по перепаду давления топлива на фильтрующем элементе с помощью сигнализатора перепада давления СП-0,4ЭТ1 6. При загрязнении фильтра и повышении перепада более (0,4 ± 0,1) кгс/см2 сигнализатор СП-0,4ЭТ1 срабатывает и обеспечивает выдачу сигнала о засорении фильтра на экран КИСС и на МСРП-А (КБН-2). В кабине самолета Ту-204 дополнительно загорается светосигнальное табло «Топливный фильтр засорен» (+27В) на САС. Величине перепада давления 0,4 кгс/см2 соответствует загрязнение ≈99% площади элемента. При дальнейшем засорении топливного фильтра и увеличении перепада более (0,7 + 0,1) кгс/см2 срабатывает перепускной клапан 4. При этом топливо поступает в двигатель, минуя фильтрующий элемент. 197 Работа системы топливопитания заключается в следующем. Топливо, из соответствующего расходного бака топливной системы самолета, электрическим подкачивающим насосом через открытый пожарный кран подается в двигательный центробежный насос ДЦН-94. После подкачивающего насоса ДЦН-94 топливо распределяется на две магистрали. Первая магистраль – к топливной полости топливомасляного теплообменника 6531-01 и далее на вход в основной топливный фильтр 94-10-807. Отфильтрованное топливо с необходимым давлением поступает во всасывающую полость качающего узла насоса-регулятора НР-90. Вторая магистраль – к топливной полости топливо-масляного теплообменника 5580Т для охлаждения масла привода-генератора, далее обратный перепуск топлива на входе в ДЦН-94. 10.4. Состав основной автоматики 10.4.1. Основные агрегаты САУ Электронно-гидромеханическая система автоматического управления двигателем ПС-90А (ОА) состоит из электронной части системы и гидромеханических агрегатов. Электронная часть системы представляет собой цифровой вычислительный комплекс, задачей которого является сбор и обработка информации, выдача управляющих и информационных сигналов на исполнительные механизмы, электроагрегаты и в самолетные системы. В состав ОА входят: — электронный регулятор двигателя РЭД-90; — блок коммутации БК-90; — информационная система измерения давления ИСИД-90; — автономный электрический генератор АГ0,25Д-2; — электронный регулятор двигателя ЭРДЗВМ; — датчики параметров двигателя; — топливный насос-регулятор НР-90; — автомат распределения топлива АРТ-90Р; — термодатчик ТД-90; — трубопроводные коммуникации, электрические линии связи. Все агрегаты и датчики САУ-90 смонтированы на двигателе и при постановке двигателя на самолет дополнительного подключения к самолетным системам не требуют. РЭД-90 — электронный регулятор двигателя. Внешний вид агрегата РЭД-90 представлен на рис. 10.13. Электронный регулятор РЭД-90 предназначен для: — приема информации о параметрах САУ, двигателя и самолета от датчиков, сигнализаторов и систем; — формирования управляющих воздействий на исполнительные элементы в насос-регулятор HP�� -90 и блок коммутации БК-90; — передачи кодовой информации по ГОСТ1897779 в БСКД-90, КИСС, МСРП, ВСУТ, АСШУ (для Ту-204) и выдачи сигналов + 27В «Помпаж», «nвд < nвд мг», «РЭД включен», «РЭД исправен». Электронный регулятор двигателя РЭД-90 представляет собой специализированную электронную цифровую вычислительную машину, работающую в реальном масштабе времени, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами и системами самолета. Структурная схема агрегата РЭД-90 представлена на рис. 10.14. Для повышения надежности работы электронной части САУ в РЭД-90 предусмотрено два независимых, идентичных по функциям и структуре канала управления (основной и дублирующий) с обменом информации между каналами. Один из каналов, как правило, основной управляет двигателем, а другой — дублирующий, находится в нагруженном резерве; т.е. дублирующий канал РЭД-90 анализирует всю поступающую информацию, передает её в основной канал по межканальному обмену, но выходные сигналы на исполнительные элементы HP�� -90 и БК-90 дублирующего канала блокируются системой встроенного контроля регулятора. После подачи питания на РЭД-90 происходит приоритетное включение основного канала (при условии отсутствия в нем отказов). В случае обнаружения отказа основного канала или при включении тумблера «Дублирующий канал РЭД» управление автоматически пере- 198 Глава 10 Планки регулировочных винтов основного и дублирующего каналов Металлизационная перемычка Штуцер подвода топлива для охлаждения агрегата Рис. 10.13. Внешний вид агрегата РЭД-90 дается дублирующему каналу, а при наличии отказов и в этом канале происходит отключение РЭД-90, обесточивание электромагнита МКТ-163В перехода на РА агрегата НР-90 и переход с ОА на РА. Каждый канал РЭД-90 включает в себя цифровой вычислитель, устройства ввода и вывода информации, устройство обмена и блок питания. Устройство ввода включает в себя несколько каналов: — сигналы с датчиков частоты вращения nвд, nв, nв др образуют канал частоты. Необходимая погрешность измерения (0,01 – 0,02 % по nвд) обеспечивается за счет квантования временного интервала импульсами частотой 1Мгц; — сигналы в виде напряжения постоянного тока поступают на коммутатор, предназначенный для последовательного опроса остальных датчиков и сигнализаторов, затем на АЦП-Т и далее через приемник №1 информация поступает в цифровой вычислитель; — кодовая информация из ИСИД-90, ВСУТ и дублирующего канала РЭД-90 передаётся непосредственно в системное ОЗУ через приемники № 2, 3 и 4 соответственно. Вычислитель – главный блок РЭД-90, выполнен на базе микропроцессорного комплекта 588 серии. Предназначен для обработки поступающей информации, формирования в кодовом виде всех управляющих воздействий и дискретных сигналов в соответствии с заданными алгоритмами и программами управления на ОА. Вычислитель содержит системное ОЗУ и три микро-ЭВМ (МЭВМ), каждая из которых имеет в своем составе процессор, запоминающие устройства ПЗУ объемом 6К × 16 и ОЗУ объемом 1К × 6. Все три МЭВМ работают независимо друг от друга. Устройство вывода включает в себя передатчики по ГОСТ 18977-79, ЦАП, усилители тока сигналов управления исполнительными механизмами типа ПС-7, усилители дискретных сигналов управления электромагнитами насосарегулятора НР-90 и блока коммутации БК-90. Технические характеристики РЭД-90: — электропитание регулятора — от автономного генератора АГ-0,25Д-2 и двух независимых бортовых систем электроснабжения постоянного тока напряжением + 27 В по ГОСТ 19705-89, мощность потребления — не более 150 ВА; — частота опроса входных параметров и выдачи управляющих воздействий — 50 Гц; — количество слов информации, выдаваемых в самолетные системы и КПА не более 50, скорость передачи 100 кбит/с (по ГОСТ 18977-79, РТМ1495 с изменением 3); 199 Система автоматического управления и топливопитания двигателя — токи управления аналоговыми ИМ от минус 35 до плюс 35 мА; — масса регулятора не более 18кг; — габаритные размеры агрегата не более 332 × 201 × 430 мм. HP�� -90 — насос-регулятор. Насос-регулятор HP�� -90 при работе системы управления на ОА предназначен для: — для подачи топлива в камеру сгорания; — подвода топлива высокого давления к гидроцилиндрам систем управления механизацией компрессора и отборами воздуха по сигналам, формируемым РЭД-90 и гидромеханическими регуляторами, входящими в состав HP�� -90; — надсистемного ограничения частоты вращения ротора КВД и давления воздуха за КВД. Внешний вид агрегата �� HP�� -90 представлен на рис. 10.15. Насос-регулятор НР-90 состоит из следующих основных узлов: — механизма селектирования, предназначенного для переключения с ОА на РА и обратно; — качающего узла – насоса плунжерного типа, предназначенного для подачи топлива высокого давления в автомат распределения топлива АРТ-90 и силовые гидроцилиндры; — узла задания режимов работы двигателя; — узла управления расходом топлива в камеру сгорания; — узла управления положением ВНА; — всережимного регулятора частоты вращения ротора КВД; — датчика физической частоты вращения и исполнительного элемента датчика температуры воздуха ТД-90; — механизма управления КПВ КВД и механизма управления положением РУ ПОС; — клапанов постоянного давления, служащих для редуцирования высокого давления в постоянные давления относительно давления слива топлива; — автомата запуска; — механизма поддержания минимального расхода топлива; — механизма топливопитания силовых гидроцилиндров; — узла надсистемного контроля, предназначенного для отключения РЭД-90 от управления по каналу Gт и ВНА в случае достижения частоты вращения ротора КВД или давления воздуха за КВД значений nвд = 103,0 + 0,9 %, pк* = 35,0 ± 0,5 кгс/см2 соответственно; — механизма останова двигателя, предназначенного для прекращения подачи топлива в двигатель по команде пилота; — узлов управления заслонками перепуска воздуха после подпорных ступеней ЗПВ ПС, заслонками отбора воздуха на обдув корпусов КВД и турбин, на охлаждение лопаток ТВД; — фильтра тонкой очистки топлива (Ф2), предназначенного для очистки топлива, поступающего к электрогидравлическим преобразователям сигналов типа ПС-7; — предохранительного клапана, обеспечивающего ограничение максимального давления топлива за качающим узлом агрегата НР путем перепуска топлива после насоса в сливную магистраль при достижении давления топлива рт ≥ 120 кгс/см2. НР-90 устанавливается на коробке приводов двигателя. Следует отметить, что при работе двигателя на ОА управление двигателем от РЭД-90 производят четыре электрогидравлических преобразователя типа ПС-7 и четыре электромагнита типа МКТ-163В НР-90. ТД-90 – гидромеханический датчик температуры воздуха на входе в двигатель (рис. 10.16). Предназначен для выдачи в насос-регулятор НР-90 гидравлического сигнала, пропорционального температуре воздуха на входе в двигатель. ТД-90 устанавливается на переходнике перед вентилятором двигателя. ТД-90 состоит из следующих элементов: — дилатометрического чувствительного термоэлемента; Таблица 10.1 Управляющие воздействия НР-90 № Управляющее воздействие Тип исполнительного механизма 1 Gт ПС-7 2 ВНА ПС-7 3 Охлаждения РЛ и обдув ТВД ПС-7 4 ЗПВ ПС 2 гр. ПС-7 5 селектор ОА→РА МКТ-163В 6 ЗПВ ПС 1 гр. МКТ-163В 7 Останов МКТ-163В 8 Отсечки топлива при раскрутке ТНД МКТ-163В 200 Глава 10 БСКД, ВСУТ, КИСС и др. Электронный регулятор РЭД-90 Основной (первый) канал анал МЭВМ №2 МЭВМ №1 МЭВМ №3 Передатчик №1 по ГОСТ 18977-79 СОЗУ Преобразователь частота - код Автомат управления обменом Приемник №1 Приемни Аналого-цифровой преобразовательтаймер Блок регулировочных винтов Усилительформирователь импульсов Коммутатор 10 nв nв др nвд 8 ФНЧ От систем Из αруд αвна αди Твх Ттнд Ттндзап Тл самолета БК-90 Рис. 10.14. Структурная схема агрегата РЭД-90 Условные обозначения от перв канал ИСИД- “РЭД 201 “РЭД вкл”, “РЭД на ЭМТ БСКД, ВСУТ, “РЭД испр”,“Пом БСКД, ВСУТ, на ПС-7на ЭМТ в НР-90 в БК-90 nвд КИСС и др. <nвд мг “Помпаж” в НР-90 на ПС-7 в БК-90 “РЭД вкл”, КИСС и др. n < n “РЭД вкл”, “РЭД вкл”, “РЭД вкл”, “РЭД вкл”, “РЭД вд вкл”, вд мг “РЭД испр”,испр”, “РЭД испр”, “РЭД испр”,испр”, “РЭД испр”, ЭМТ БСКД, ВСУТ,ВСУТ,“РЭД “РЭД нана ЭМТ БСКД, ВСУТ, на ЭМТ БСКД, “Помпаж” “Помпаж” 12 “Помпаж” “Помпаж” “Помпаж” 3 4 в НР-90 КИСС и др. “Помпаж” КИСС и др. в НР-90 ПС-7 КИСС и др. в БК-90 нана ПС-7 в БК-90 nвд nnвд на ПС-7 в НР-90 в БК-90 nвд <n<вд < n мгмгвд мг вд 12 3 4 Система автоматического управления и топливопитания двигателя СУТ, др. . .. .. . . . егулятор РЭД-90 р РЭД-90 44 4 33 31212 12 Усилители Усилители Усилители аналоговых сигналов Дублирующий Дублирующий Дублирующий Усилители аналоговых сигналов дискретных сигналов (второй) канал канал (второй) канал ЦАП (второй) дискретных сигналов Усилители Усилители Усилители ЦАП Усилители Усилители Усилители аналоговых сигналов аналоговых сигналов аналоговых сигналов дискретных сигналов дискретных сигналов дискретных сигналов ЦАП ЦАП ЦАП МЭВМ №2 №2 1 №1 ик 79 977-79 в дублиру в дублирующий Передатчик №1 МЭВМ №3 Передатчик №1 18977-79 по ГОСТ МЭВМ №3 по ГОСТ 18977-79 в дублирующий в дублирующий в дублирующий Передатчик №2 Передатчик №2 кана канал Передатчик №2 №2 Передатчик №2 Передатчик каналканал канал СОЗУ СОЗУ СОЗУ СОЗУ СОЗУ СОЗУ СОЗУ Автомат из дубл Автомат Приемник №1 Приемник №4 Приемник №2 Приемник №3 управления Приемник №1 Приемник №4 Приемник №2 Приемник №3 управления обменом дублирующего изиз дублирующего из дублирующего обменом ка Приемник №4 №4 №4 Приемник №2 №2Приемник Приемник №2 Приемник Приемник №3 №3Приемник №3 Приемник Приемник канала канала канала Аналого-цифровой Аналого-цифровой преобразовательпреобразовательтаймер “норма “норма “норма таймер ой ь- ±15В “норма “норма ±15В питания” питания” ±5В ±5В питания” питания” питания” ±5В ±5В ±5В ±15В ±15В ±15В Блок Блок регулировочных ировочных винтов интов 10 10 8 Коммутатор Коммутатор Вторичный Вторичный Вторичный источник источник источник питания питания питания 8 ФНЧ ФНЧ Вторичный Вторичный источник источник питания питания ФНЧ ФНЧ НЧ Тптндзап лТл От систем Из αруд αвна αди Твх Ттнд Ттндзап Тл от ~/24-80/В Питани от первого . ..от..ВСУТ . . .+27В Из αрудБК-90 От системсамолета αвна αди Твх Ттнд Ттндзап Тл ~/24-80/В Питание Питани от первого канала от ИСИД-9 от ВСУТ +27В от бортовой самолета БК-90 от ИСИД-90 датчико бортовой канала ИСИД-90 АГ-0,25Д-2 сети АГ-0,25Д-2 ИСИД-90 Питание ~/24-80/В Питание +27В Питание ~/24-80/В Тл отот Питание Питание первого +27В от от Питание первого Питание nв сетиПитание +27В от ~/24-80/В Питание nвnв от первого ВСУТ отот ВСУТ от ВСУТ датчиков датчиков бортовой датчиков от от ИСИД-90 датчиков Аналоговый с канала бортовой датчиков канала отИСИД-90 ИСИД-90 бортовой датчиков канала параллельный код АГ-0,25Д-2 сети сети АГ-0,25Д-2 ИСИД-90 сети ИСИД-90 АГ-0,25Д-2 ИСИД-90 Аналоговый сигнал параллельный код Дискретный с последовательный код Дискретный сигнал последовательный код Аналоговый сигнал параллельный код Аналоговый сигнал параллельный код код сигнал параллельный код Аналоговый сигнал Количество си аналоговая часть параллельный i количество Условные обозначения аналоговый Количество сигналов аналоговая часть i Условные обозначения сигналов цифровая часть Дискретный сигнал последовательный код код Дискретный сигнал последовательный код последовательный код Дискретный сигнал дискретный сигнал последовательный цифровая часть Количество сигналов сигналов аналоговая частьчасть аналоговая часть i i Количество Количество сигналов аналоговая i цифровая частьчасть цифровая часть цифровая 202 Глава 10 Рис. 10.15. Внешний вид агрегата НР-90 — гидравлического преобразователя; — клапана постоянного давления (КПД); — фильтра тонкой очистки; — механизма экономии расхода. Особенностью этого датчика является использование быстродействующего дилатометрического термоэлемента в сочетании с гидравлическим преобразователем. Дилатометрический термоэлемент состоит из молибденового штока и стальной трубки, расположенной в стальном корпусе термоэлемента. При работе ТД-90 топливо от КПД поступает в подающее сопло гидравлического преобразователя и далее в приемное сопло, давление в котором определяется положением дозирующего конца молибденового штока относительно оси сопел. При увеличении температуры воздуха, обдувающего термоэлемент, из-за разности линейных расширений стальной трубки (α = 17 × 10-6 1/град) и молибденового штока (α = 6 × 10-6 1/град) конец штока перемещается вправо, открывая приемное сопло. В результате давление топлива ртд в приемном сопле увеличивается. Наоборот, при уменьшении температуры воздуха, обдувающего термоэлемент, конец штока перемещается влево, прикрывая приемное сопло. В результате давление топлива ртд в приемном сопле снижается. АРТ-90Р – автомат распределения топлива (рис. 10.17). Агрегат предназначен для: — распределения дозированного топлива высокого давления агрегата НР-90 по коллекторам камеры сгорания; — слива топлива из коллекторов форсунок в дренажный бак при выключении двигателя; — прекращения подачи топлива в двигатель по гидравлическим командам «Останов» и «Помпаж», выдаваемым насосом-регулятором НР-90. АРТ-90Р устанавливается на фланце наружного кожуха двигателя. БК-90 – блок коммутации. Предназначен для выполнения логических операций и коммутации цепей воздушной заслонки, дублирующей приставки воздушного стартера СтВ-5, агрегата зажигания ПВФ-22-7, ряда электроагрегатов, табло САС по сигналам, поступающим из РЭД-90, самолета и двигателя, а также для передачи в РЭД-90 информационных сигналов о процессе запуска и положении тумблера «Работа — Останов». Внешний вид блока коммутации БК-90 представлен на рис. 10.18. В качестве основных элементов блока используются реле типа ТКЕ52П1ПГБ, всего 14 реле. Для шунтирования ЭДС самоиндукции индуктивных нагрузок применяются диоды типа Д237В и 2Д202Р. На основании блока установлены клапан дренажного устройства для снятия перепада давлений и вывод для металлизации блока. Соединитель Х 1 предназначен для связи с электроцепями самолета, Х 2 – с цепями электроагрегатов стартера, агрегата зажигания ПВФ-22-7 и электромагнита экономии топлива ТД-90 двигателя, Х 3 – с РЭД-90 цепями; Х 4 – контрольный разъем. ИСИД-90, ИСИД-90М — информационная система измерения давления. Внешний вид агрегатов ИСИД-90 и ИСИД-90М представлен на рис. 10.19. Агрегат предназначен для дистанционного измерения абсолютных давлений воздуха * * на входе в двигатель ( pвх ) и за КВД ( pКÂÄ ), * * выдачи информации о pвх , pКÂÄ в виде цифрового последовательного кода по ГОСТ 18977-79 в электронный регулятор РЭД-90. Цикл передачи информации — 10,8мс. Система состоит из двух независимых и полностью идентичных * * каналов; каждый канал измеряет pвх , pКÂÄ . 203 Система автоматического управления и топливопитания двигателя 13 9 15 7 14 5 8 18 19 16 10 17 6 4 12 11 Рис. 10.16. Датчик температуры воздуха на входе в двигатель ТД-90 12 2 19 1 14 13 9 10 15 16 3 4 11 5 6 7 17 18 Рис. 10.17. Автомат распределения топлива АРТ-90Р 3 2 1 204 Глава 10 Металлизационная перемычка Амортизаторы типа АПН-2 Рис. 10.18. Внешний вид блока коммутации БК-90 Система имеет встроенный контроль для выдачи в РЭД-90 сигнала об отказах по каждому из каналов или при отказе любого датчика любого канала. К основному каналу РЭД-90 подключается первый канал ИСИД-90. Электрическая принципиальная схема датчика ИСИД-90 представлена на рис. 10.20. Принцип работы системы измерения заключается в следующем. Воздух, давление которого необходимо измерить, поступает в мембранный датчик ИСИД-90 по соответствующим трубопроводам. Под действием измеряемого давления мембрана деформируется, изменяя воздушные зазоры магнитных цепей в индуктивностях L1, L2. Полумосты L 1–R 1, L 2–R 2 образуют апериодическое звено с постоянной времени функционально связанной с величиной давления. Преобразование реакций апериодических звеньев в цифровые коды происходит путем формирования временных интервалов с момента возбуждения переходных процессов до сравнения с заданным опорным напряже- а) нием, заполнением временных интервалов опорной частотой и подсчетом количества импульсов. Необходимые для высокоточного определения давления тарировочные константы, индивидуальные для каждого датчика, хранятся во встроенном вычислителе ИСИД-90. АГ-0,25Д-2 — автономный генератор, предназначен для питания РЭД-90. АГ-0,25Д-2 представляет собой дублированную бесконтактную синхронную электрическую машину (выполненную по схеме звезда), в алюминиевом корпусе которой установлен вращающийся ротор (индуктор) и неподвижный статор (якорь). При вращении ротора генератора в рабочей обмотке статора наводится переменная ЭДС. Передача крутящего момента от коробки приводов на ротор генератора осуществляется через шлицевую рессору, имеющую слабое звено (шейку), разрушающуюся от крутящего момента 5 – 6 кГм. Мощность АГ-0,25Д-2 – 0,25 кВт, достаточная для электропитания вычислителей обоих б) Рис. 10.19. Внешний вид агрегатов ИСИД-90 и ИСИД-90М а — ИСИД-90 с пружинными амортизаторами типа АПН; б — ИСИД-90М с тросовыми амортизаторами и электрическими соединителями серии 983 фирмы «�� Deutsch�� ». Система автоматического управления и топливопитания двигателя Рис. 10.20. Принципиальная электрическая схема датчика ИСИД-90 B, C, D, E – подача импульсного питания для возбуждения переходных процессов; A, F – выходные сигналы с датчика каналов регулятора и выдачи управляющих сигналов на аналоговые исполнительные механизмы ПС-7 насоса-регулятора НР-90. ЭРД-ЗВМ — электронный регулятор двигателя. Входит в состав автономной системы защиты двигателя от раскрутки ротора ТНД (СЗТР) и предназначен для прекращения подачи топлива в камеру сгорания при раскрутке ротора турбины низкого давления выше допустимых оборотов (109,0 + 2,0) %. Для реализации данной функции ЭРД-ЗВМ производит прием электрических сигналов от датчиков частоты вращения ТНД, нормирование и преобразование принятых с датчиков сигналов, формирование сигнала +27 В на электромагнит МКТ-163В останова топливного насоса НР-90. Дополнительно ЭРД-3ВМ выдает сигнал + 27 В на световое табло «Пре- 205 вышение ТНД» для самолета Ил-96-300 и «Выключи двигатель» для самолета Ту-204. ЭРД-3ВМ представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину с неизменяемой установкой частоты срабатывания. Регулятор конструктивно состоит из двух идентичных каналов и схемы контроля. Каждый канал производит изм ерение частоты вращения nтнд (на каждый канал — свой датчик частоты ДТА-10Е), сравнивает полученное значение с требуемым диапазоном срабатывания и формирует логический сигнал «превышение nтнд» при превышении частоты вращения турбины предельно допустимого значения (109,0 + 2,0) %. Сигнал +27В на электромагнит останова МКТ-163В агрегата НР-90 поступает из ЭРД-3ВМ только при наличии логических сигналов «превышение nтнд» одновременно в обоих каналах регулятора. При срабатывании электромагнита МКТ-163В командное топливо высокого давления из НР поступает в агрегат АРТ-90, который отсекает подачу топлива в камеру сгорания. При срабатывании только одного канала сигнал на МКТ-163В не формируется, а сработавший канал встает на самоблокировку с выдачей сигнала на световое табло. В случае не срабатывания другого канала в течение 0,2 с схема контроля выдает команду на принудительную установку в исходное состояние обоих каналов. При этом сигнал «превышение nтнд» со сработавшего канала снимается. Схема контроля может производить поканальный контроль СЗТР. При поканальном контроле производится занижение границы срабатывания с (109,0 + 2,0) % до (77,0 + 2,0) %, что позволяет проверить правильность срабатывания системы на пониженном режиме работы двигателя (например, при поиске неисправности или техническом обслуживании). 10.4.2. Обзор датчиков САУ ГТД и принципы их работы В таблице 10.2 представлен полный перечень датчиков САУ-90. П-98АМ – терморезистивный датчик температуры торможения воздуха на входе в двигатель Tвх* , двухканальный (по одному термочувствительному элементу на каждый канал РЭД-90). Внешний вид датчика П-98АМ, его электрическая схема представлены на рис. 10.21. Датчик П-98АМ представляет собой неразборную конструкцию. В качестве термочувствительного элемента использована платиновая проволока диаметром 0,04 мм, намотанная бифилярно на изолированную трубку, герметично закрытую наружной трубкой. Способ намотки и величина сечения обеспечивают малую величину индуктивности катушки и, следовательно, уменьшение постоянной времени датчика. Термочувствительный элемент расположен в камере торможения. Принцип действия датчика основан на использовании свойств металла (платиновой проволоки) изменять свое электрическое сопротивление в зависимости от температуры. Датчик работает следующим образом. Поток воздуха, движущийся относительно датчика, попадая на термочувствительный элемент, затормаживается в камере торможения. При торможении кинетическая энергия движения воздуха преобразуется в тепловую энергию, пропорциональную Tвх* , которая воспринимается термочувствительным элементом. Для устранения влияния сопротивлений соединительных проводов на точность измерения Rt в САУ-90 предусмотрена четырехпроводная компенсационная схема (два провода – для съе- 206 Глава 10 Таблица 10.2 Перечень датчиков САУ-90 № Измеряемый параметр Тип датчика Диапазон измерения Погрешность Количество на двигатель 1 Tвх∗ П-8АМ – 60 ÷ 350 ° С ±0,5°С 1 2 ∗ вх ИСИД-90 0,13 — 1,3 кгс/см2 1,1% 1 * к p 3 p ИСИД-90 3,6 — 36 кгс/см 1,1% 1 4 nв ДЧВ-2500А 600 — 9 000 об/мин 0,01% 2 5 nвд ДЧВ-2500А 600 — 13 600 об/мин 0,01% 2 6 nтнд ДТА-10Е 600 — 9 000 об/мин ±2% 2 7 αвна 94-22-8093 —20 ÷ + 80 угл. град. ±3,5 1 8 αруд ДБСКТ-220-1 —40 ÷ + 80 угл. град. ±20 1 9 αди ДБСКТ-220-1 —30 ÷ + 150 угл. град. ±20 1 10 Тл ОПП-94К-1,25 700 — 1 100 ° С ±6°С 2 11 çап ÒНÄ Т-116 213 — 1 200 ° С ±3°С 2 Т-99 213 — 1 200 ° С ±3°С 10 (2 × 5) 12 T Ттнд 2 ма напряжения с измеряемого сопротивления, два провода – для подвода тока I = 10 мА). Номинальная статическая характеристика каждого термоэлемента датчика соответствует ГОСТ 6651-78, табл.2 50П (R o= 50 Ом при tвх= 0°С). ДЧВ-2500А – датчик частоты вращения ротора, предназначен для преобразования частоты вращения ротора двигателя в частоту электрических сигналов. В САУ-90 применяется четыре датчика ДЧВ-2500А, два – для измерения частоты вращения ротора высокого давления nвд (по одному датчику на каждый канал РЭД-90), два – для измерения частоты вращения вентилятора nв (также по одному на каждый канал РЭД-90). Внешний вид датчика ДЧВ-2 500А и его электрическая схема представлены на рис. 10.22. Конструктивно датчик представляет собой две независимые обмотки с постоянным маг- нитом. Датчик nвд взаимодействует с шестерней-индуктором, кинематически связанной с ротором КВД. Работает датчик по следующему принципу: при вращении шестерни каждый из её зубьев, проходя в непосредственной близости от торца датчика (воздушный зазор 0,3—0,7 мм), изменяет магнитное поле, охватывающее витки катушки датчика. В результате при изменении магнитного потока в обмотке датчика индуцируется электродвижущая сила, пропорциональная скорости изменения магнитного потока. Таким образом, частота импульсов напряжения от датчика зависит от скорости (частоты) вращения индуктора (ротора двигателя). Частота сигнала датчика определяется соотношением: f = z⋅ n ⋅i / 60, где: f – частота выходного сигнала, Гц; Рис. 10.21. Внешний вид и электрическая схема датчика П-98АМ Система автоматического управления и топливопитания двигателя 207 Рис. 10.22. Внешний вид и электрическая схема датчика ДЧВ-2500А z – число зубьев индуктора; для nвд z = 36, для nв z = 64; n – угловая скорость вращения индуктора, об/мин; i – передаточное отношение от ротора к индуктору; для nв i = 1,036; для nвд i = 1,000 975 5. Для повышения мощности выходного сигнала датчика ДЧВ-2500А по каналу nвд предусмотрено параллельное соединение обмоток. ДТА-10Е — датчик частоты вращения турбины низкого давления. Внешний вид датчика ДТА-10Е представлен на рис. 10.23. Принцип работы аналогичен принципу работы ДЧВ2500А. В отличие от ДЧВ-2500А датчик ДТА-10Е имеет только одну обмотку. В САУ-90 применяется два датчика ДТА-10Е, по одному на каждый канал ЭРД-ЗВМ из состава автономной системы защиты турбины от раскрутки. 94-22-8093 — датчик угла поворота лопаток ВНА. Выполнен на базе датчика ДБСКТ-650-1Ш (дублированный, бесконтактный, синусно-косинусный трансформатор), у которого электрический соединитель СНЦ заменен на соединители 2РМ. Для надежности соединители 2РМ вынесены в более благоприятную зону по температуре и вибрации. Внешний вид Рис. 10.23. Внешний вид датчика ДТА-10Е датчика представлен на рис. 10.24. Принцип работы датчика основан на изменении коэффициента взаимоиндукции между первичной и вторичными обмотками машинной части трансформатора по синусоидальному закону в функции угла поворота ротора. Датчик представляет собой две независимые электрические микромашины переменного тока, расположенные в одном корпусе и имеющие общий вал вращения. Каждая микромашина представляет собой шестиполюсную электрическую машину, состоящую из двух каскадов: кольцевого трансформатора и машинной части. Кольцевой трансформатор служит для бесконтактного токоподвода к обмотке ротора машинной части. При повороте ротора относительно статора магнитный поток не изменяется; при этом величина тока в обмотке ротора кольцевого трансформатора не зависит от угла поворота ротора. Роторная обмотка машинной части представляет собой синусно-распределительную обмотку. При повороте ротора магнитный поток от этой обмотки индуцирует потокосцепление в обмотках статора, которое также изменяется по синусоидальному закону от угла поворота, так что выходное напряжение на одной из статорных обмоток пропорционально sin 3α, а на другой — cos 3α, где α — угол поворота ротора; 3 – коэффициент электрической редукции, зависящий от числа пара полюсов. Выбранный коэффициент электрической редукции обеспечивает заданную точность измерения угла поворота лопаток ВНА. Кинематическая связь лопаток ВНА с ротором датчика 94-22-8093 осуществляется через специальный поводковый механизм. ДБСКТ-220-1 – датчик угловых перемещений. В САУ-90 используется два датчика ДБСКТ-220-1. Один из них предназначен для измерения угла поворота рычага управле- 208 Глава 10 Шланцевая рессора Рис. 10.24. Внешний вид датчика 94-22-8093 и электрическая схема одного канала датчика На статоре: 1 – 1 обмотка питания (первичная обмотка кольцевого трансформатора), 2 – 2 синусная обмотка и 3 – 3 косинусная обмотка. На роторе: вторичная обмотка кольцевого трансформатора, синусно – распределительная обмотка возбуждения. ния двигателем, а другой — для измерения положения дозирующей иглы по каналу расхода топлива в камеру сгорания. Конструктивно оба датчика ДБСКТ-220-1 встроены в топливный насос-регулятор НР-90. Принцип работы данного датчика аналогичен ДБСКТ-650-1Ш. ОПП-94К-1,25 – оптический пирометрический преобразователь, предназначен для бесконтактного измерения температуры рабочих лопаток первой ступени турбины высокого давления. В САУ-90 применяется два датчика ОПП-94К-1,25, по одному на каждый канал РЭД-90. Внешний вид датчика ОПП-94К-1,25 представлен на рис. 10.25. Конструктивно пирометр состоит из объектива, радиатора, гибкого волоконного световода длиной 1,25 м, помещенного в металлорукав, и фотоэлектрического преобразователя. Гибкий волоконный световод представляет собой жгут диаметром ≈ 1,5мм, состоящий из коаксиально уложенных оптических волокон по которым обеспечивается подвод излучения к приемнику излучения. Принцип работы ОПП-94К-1,25 основан на восприятии и преобразовании инфракрасного излучения нагретых лопаток турбины в аналоговый электрический сигнал. Преобразование в электрический сигнал излучения, функционально связанного с температурой лопатки tл, происходит в кремниевом фотодиоде типа ФД-8К Оптическую ось визирования ориентируют вдоль сопловых лопаток ТВД и направляют в наиболее теплонапряженное место рабочей лопатки. При вращении турбины обеспечивается поочередное сканирование всех рабочих лопаток первой ступени ТВД. Выходной сигнал поступает в РЭД-90, где происходит его осреднение (в фильтре нижних частот с Т = 0,08 с). Область спектральной чувствительности фотодиода — 0,4 – 1,1 мкм, что обеспечивает практическую невосприим- чивость пирометра к излучению продуктов сгорания Н2О и СО2. Для защиты наружной поверхности лейкосапфировой линзы от загрязнения и перегрева к объективу подводится сжатый воздух под избыточным давлением из-за последних ступеней компрессора. Для исключения механического резонанса металлорукав световода помещают в ложементы (разрезные трубки). Т-99 – хромель-алюмелевая (ХА) термопара закрытого типа, предназначена для измерения температуры газов за турбиной низкого давления. На основных режимах двигателя в САУ-90 используются 10 термопар, по 5 термопар для каждого канала регулятора РЭД-90. Термопары каждого канала соединены параллельно. В одном (жаропрочном) корпусе термопары размещено два независимо работающих термоэлектродных спая ХА; один спай используется в САУ, другой – в БСКД. Внешний вид датчика Т-99 представлен на рис. 10.26. В корпусе световод фотоэлектронный преобразователь радиатор Рис. 10.25. Внешний вид датчика ОПП-94К-1,25 209 Система автоматического управления и топливопитания двигателя Входные отверстия Два открытых спая Рис. 10.26. Внешний вид термопары Т-99 имеется два входных отверстия для осреднения температуры газового потока по высоте и одно выходное отверстие. Т-116 – хромель-алюмелевая термопара открытого типа, предназначена для измерения температуры газов за турбиной низкого давления. Внешний вид термопары Т-116 представлен на рис. 10.27. Термоэлектродные спаи термопары Т-116 находятся непосредственно в газовом потоке, что обеспечивает меньшую, по сравнению с Т-99, инерционность измереçап ния TÒНÄ . На запуске в САУ-90 используется две термопары Т-116, по одному спаю из каждой термопары на каждый канал РЭД-90. Схема подключения термопар Т-99, Т-116 к РЭД-90 и БСКД представлена на рис. 10.28. Рис. 10.27. Внешний вид термопары Т-116 в БСКД основной канал РЭД-90 дублирующий канал РЭД-90 Рис. 10.28. Схема подключения термопар Т-99, Т-116 к РЭД-90 и БСКД 10.5. Система встроенного контроля В электронном регуляторе РЭД-90 реализована система встроенного контроля (СВК), предназначенная для своевременного выявления и парирования возникающих неисправностей элементов САУ. Выявленный отказ формируется (в виде разрядов) в соответствующем слове состояния каналов РЭД (�� WSK��) и регистрируется на МСРП (КБН-2). СВК включается в работу при подаче питания на агрегат РЭД-90 и функционирует постоянно в процессе работы на ОА и на РА. Кроме этого, предусмотрено проведение тест — контроля нажатием кнопки «Контроль РЭД» в кабине экипажа (данная операция является обязательной перед запуском двигателя и рассмотрена в разделе «Программы управления на ОА»). 10.5.1. Основные функции СВК СВК контролирует: 1. Значения параметров двигателя в каждом канале (по измеренным датчиками физическим величинам) на соответствие: — допустимому диапазону физического изменения параметра (допусковый контроль); — допустимой величине рассогласования показаний датчиков между каналами (перекрестный контроль); — допустимый темп изменения показаний датчика за цикл расчета (темповый контроль). Границы допускового контроля приведены в таблице 10.3. При выходе параметра, замеренного датчиком одного из каналов РЭД-90, за допустимый диапазон формируется метка отказа датчика этого канала и параметр отказавшего датчика посредством межканального обмена замещается параметром датчика от исправного соседнего канала, то есть перехода управления на дублирующий канал не происходит. При одновременном отказе датчика в двух каналах формируется метка двойного отказа датчика. При рассогласовании показаний датчиков двух каналов больше допустимой разницы формируется соответствующий отказ по перекрестному контролю. По двойным отказам датчиков αруд, αди, αвна, ∗ Tвх* , nвд, каналов измерения pк и pвх (одновременно), системой встроенного контроля формируется соответствующий признак отказа с выключением РЭД-90 из контура управления (переходом на РА). На время наличия сигнала «Предкрылки выпущены» при двойном отка∗ зе канала измерения pвх и pк переход на РА не выполняется. По двойным отказам датчиков nв, Ттнд, Тл, pк производится исключение из селекции соответствующих контуров ограничений (без перехода на РА). ∗ При двойном отказе датчиков pвх значение ∗ параметра pвх для программ управления принимается равным 1 кг/см2. 210 Глава 10 Таблица 10.3 Границы допускового контроля Параметр, единицы измерения αди, град. угл. αруд, град. угл. αвна, град. угл. n вд, об/мин nв, об/мин ∗ pвх , кг/см2 * pк , кг/см2 Ттнд, К çап TÒНÄ ,К Тл, °С Tвх* , °С Диапазон допускового контроля –22,5 ÷ +144 –42,5 ÷ +84,5 –47.9 ÷ +2,9 750 — 13 000 800 — 5 335 0,08 — 1,6 0,08 — 36 213 — 1 060 213 — 1 060 700 — 1 200 –70 ÷ +90 В агрегате РЭД-90 имеется параметрический контроль канала измерения температуры рабочих лопаток. Если при Ттнд > 512 °С сигнал с ОПП-94 отсутствует (Тл < 700 °С), то формируется метка отказа ОПП-94. 2. Входные дискретные сигналы (сигналы с объекта, сигналы с датчиков обратных связей) для компенсации возможных сбоев, проводят перекрестный контроль входных дублированных дискретных сигналов между каналами. В случае их несовпадения или в случае отказа канала, принимающего недублированные дискретные сигналы, СВК производит замещение входных дискретных сигналов заранее заданными наиболее безопасными значениями. 3. Соответствие сигналов обратной связи (по наличию тока в управляющем канале и отсутствию тока в неуправляющем канале) контролируемых исполнительных механизмов ПС-7 и электромагнитов сигналам управления. В результате выявления отказа формируется признак отказа канала и информация о типе отказавшего элемента. 4. Соответствие фактического положения дозатора расхода топлива (αди) рассчитанному модельному положению, а также контроль соответствия фактического положения ВНА заданному положению. В случае рассогласования, превышающего допустимый диапазон, формируется признак отказа канала и осу- ществляется переход на другой канал. Практический опыт эксплуатации САУ-90 показал, что подобные отказы связаны, как правило, с неисправностями исполнительных элементов агрегата НР-90. Границы функционального контроля приведены в таблице 10.4. 5. Рассогласование между фактическим током преобразователя ПС-7 и расчетным током из РЭД-90 на соответствие заданному допустимому диапазону. — При рассогласовании ≥ 10 мА на время 0,1 с в управляющем канале выполняется переход на ДК. — При рассогласовании 15 мА на время 0,1 с в управляющем или не управляющем канале выполняется переход на РА. 6. Соответствие вычисленных требуемых приращений положения дозирующей иглы (∆ с) и положения ВНА (αвна) между каналами на допустимый диапазон. При превышении разницы между каналами допустимого диапазона формируется несброс триггера перекрестного контроля регулятора РЭД-90 и отключение его из контура управления (передача управления резервной автоматике). Указанные выше отказы устанавливаются и снимаются СВК в том случае, если условия для этого имеют место в течение нескольких циклов расчета РЭД. Этим обеспечивается исключение ложного формирования отказов из-за кратковременных сбоев. Функция передачи управления дублирующему каналу по аппаратному или программному отказу РЭД-90 СВК обеспечивает переключение управления на второй (дублирующий) канал при обнаружении: — отказа встроенного источника питания первого канала агрегата РЭД-90 или отсутствии питания; — аппаратного отказа вычислителя первого канала; — программного отказа, обнаруженного в одной из МЭВМ вычислителя; Если перечисленные отказы носят кратковременный характер и работоспособность канала восстанавливается, он становится резервным и может быть опять использован при появлении отказа в управляющем втором канале. Таблица 10.4 Границы функционального контроля Параметр, единица измерения Граница функционального контроля Время фильтрации отказа на установку на снятие ∆αдиM, град. угл. –10 ÷ +10 5/10 (циклов) ∆αвнаM, град. угл. –10 ÷ +20 Система автоматического управления и топливопитания двигателя Функция передачи управления резервной (гидромеханической) автоматике СВК производит выключение регулятора из контура управления (переход на резервный гидромеханический регулятор) при наличии: — одновременного отказа в обоих каналах (по причинам, приводящим к передаче управления ДК); 211 — программного отказа по перекрестному контролю результатов вычислений в каналах в случае отсутствия сигналов отказа по обоим каналам. При этом осуществляется блокировка обратного самопроизвольного включения регулятора в контур управления. Блокировка снимается только по переключению экипажем тумблера ПИТАНИЕ РЭД. 10.6. Программы управления ПС-90А на резервной автоматике В САУ-90 в качестве резервной автоматики (РА) использована гидромеханическая система. Резервная автоматика (РА) состоит только из гидромеханических агрегатов и обеспечивает управление двигателя по упрощенным законам и с меньшим количеством функций (программ регулирования). Перечень программ управления на РА представлен в таблице 10.5. В работе РА участвуют следующие агрегаты и устройства: — насос-регулятор НР-90; — гидромеханический датчик температуры воздуха на входе в двигатель ТД-90; — автомат распределения топлива АРТ-90Р; — система защиты ротора турбины от раскрутки СЗТР; — блок коммутации БК-90; — трубопроводные коммуникации и электрические линии связи. Структурная схема РА, выполнена в единой схеме с ОА. Таблица 10.5 Программы регулирования ПС-90А на резервной автоматике № Выполняемые функции Программа регулирования Запуск двигателя 1 Формирование сигнала на управление запуском («Запуск на земле», «Запуск в воздухе») Ручное управление и логика БК-90 2 Регулирование расхода топлива в камере сгорания двигателя на розжиге Gтрозж = f (τ) 3 Регулирование расхода топлива в камере сгорания на участке разгона Gтразг = f (τ) Основные режимы работы двигателя 4 Поддержание минимального расхода топлива на режиме «Малый газ» Gтmin = сonst 5 Регулирование частоты вращения ротора КВД на установившихся режимах работы двигателя от «Малого газа» до «максимального» nвд = f (αруд, Т*вх) 6 Приемистость и сброс режима Gт = f (τ) 7 Управление положением лопаток ВНА и НА I�� и II�� ступеней КВД αвна = f (nвд пр) 8 Управление положением клапанов перепуска воздуха КПВ КВД Идентично работе на ОА 9 Управление заслонками перепуска воздуха ЗПВ ПС I��, II�� группы Постоянно открыты 10 Управление заслонками на охлаждение рабочих лопаток I�� и II�� ступеней ТВД Постоянно обеспечивается подвод 100% воздуха на охлаждение лопаток турбины 11 Управление заслонками обдува корпусов турбин (ТВД, ТНД) и КВД, (через трубы ∅ 100, 60 мм) Постоянно закрыты 12 Управление положением заслонки распределительного устройства ПОС Идентично работе на ОА 13 Управление режимом двигателя на реверсе nвд = f (αруд, Т*вх) 14 Останов двигателя Выполняется по тумблеру «Работа-Останов» 15 Защита от раскрутки ротора ТНД Идентично работе СЗТР на ОА 11 СИСТЕМА ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А 11.1. Общие сведения 11.1.1. Назначение и состав системы Система запуска предназначена для выполнения автоматического запуска двигателя на земле и в полете, холодной прокрутки, ложного запуска, прекращения запуска на любом этапе до отработки полного цикла. При отказе агрегата РЭД-90 или отключении бортового питания + 27 В система запуска позволяет выполнить основные операции на резервной САУ: запуск на земле и в полете, ложный запуск на земле. Система запуска (рис. 11.1) включает в себя пусковую систему, систему зажигания, систему топливопитания и автоматического управления (САУ), механизации компрессора, органы управления запуском, приборы контроля и оповещения (рис. 11.2). Система трубопроводов подвода сжатого воздуха, заслонки, штуцеры, обратные клапаны, а также впомогательные силовые установки (ВСУ) в хвостовой части фюзеляжа, приборы контроля и управления ВСУ составляют самолетную воздушную систему запуска. 11.1.2. Краткая характеристика составных частей системы запуска Пусковая система двигателя В зависимости от вида подводимой энергии и используемого рабочего тела пусковые системы делятся на электрические, гидравлические, турбокомпрессорные (на двигателях для высокоманевренных самолетов) и воздушные. На пассажирских самолетах используются преимущественно воздушные пусковые системы. В качестве пусковой системы двигателя ПС-90А используется воздушная пусковая система, в которой для раскрутки ротора ВД применен воздушный стартер СтВ-5. Запуск двигателя может производиться от бортового вспомогательного газотурбинного двигателя (ТА-12-60 на Ту-204, ВСУ-10 на Ил-96-300), от ранее запущенного двигателя или от наземной установки воздушного запуска УВЗ-4, оборудованной турбоагрегатом ТА-12-60. Для уменьшения нагрузки на воздушный стартер и ускорения раскрутки РВД при запуске двигателя на самолете Ту-204 один из гидронасосов НП-123 отключается (переводится в режим разгрузки). Система запуска двигателя ПС-90А Для обеспечения энергичной раскрутки ротора ВД и надежного запуска двигателя давление в магистрали запуска контролируется и должно быть не менее минимально допустимого значения. Для двигателей самолета Ту-204 это давление определяется графиком (рис. 11.3) и контролируется по цифровой индикации на ИМ № 1 в кадре ДВ ДОП (рис. 11.4в). На экран выдается замеренное 3 значение давления воздуха перед стартером рв ст (цифра в рамке зеленого цвета) и минимально допустимое 4 для данных внешних условий давление воздуха перед стартером (цифра под рамкой голубого цвета). Для двигателей на самолете Ил-96-300 уровень давления, подводимого к стартеру воздуха для запуска на основной САУ, должен быть: — на высоте менее 3км (0,35 – 0,25) МПа или (3,5 – 2,5) кгс/см2; — на высоте более 3км (0,25 – 0,2) МПа или (2,5 – 2,0) кгс/см2. Контроль мощности стартера производится экипажем по экрану КИСС: в кадре 4 ДВ ВСП высвечивается текущее 21 и минимально допустимое 20 давление воздуха перед стартером (рис. 11.5). Система зажигания предназначена для воспламенения топливно-воздушной смеси в камере сгорания двигателя при запуске на земле и в полете. На двигателе ПС-90А применяется низковольтная емкостная система зажигания, которая состоит из агрегата зажигания ПВФ-22-7, двух полупроводниковых свечей 213 поверхностного разряда СП-92Пкл. К2/94-038448, низковольтного жгута проводов и двух высоковольтных экранированных проводов. Агрегат зажигания ПВФ-22-7 (рис. 11.6) предназначен для преобразования напряжения источника питания постоянного тока в высокое напряжение, достаточное для пробоя искрового промежутка между электродами свечи. Агрегат зажигания состоит из двух самостоятельных электрических цепей — формирователей импульсов, каждая из которых работает на одну свечу. Он установлен на разделительном корпусе двигателя слева по полету выше горизонтальной оси. Свечи зажигания вворачиваются резьбовой частью в кожухи и совместно с ними устанавливаются в третью и десятую жаровые трубы камеры сгорания (рис. 11.7). Кожухи 3 свечи крепятся фланцами на диффузоре камеры сгорания и предохраняют свечи от перегрева в процессе работы двигателя. Для подвода электропитания к агрегату зажигания используются низковольтные провода, которые собраны в отдельный жгут. Высоковольтные провода предназначены для передачи энергии высокого напряжения к свечам зажигания, экранированы и оборудованы концевыми контактными устройствами КУ-30Е (со стороны подключения к свечам) и КУ-50В (со стороны подключения к агрегату зажигания) и угольниками УЭ-90Е (со стороны подключения к свечам). Все жгуты расположены на двигателе. Основные данные системы зажигания Тип системы ................................................................................................................ низковольтная, емкостная, непосредственного воспламенения ПВФ-22-7 Номинальная величина энергии, запасенная накопительным конденсатором в каждой цепи агрегата, Дж ..............................................................................................7 ± 0,7 Частота следования разрядов, Гц...............................................................................................................2,6 ± 0,6 при напряжении питания, В .........................................................................................................................27 ± 1 Ток, потребляемый каждой цепью агрегата, А.........................................................................................1,3 ± 0,5 при напряжении питания, В .........................................................................................................................27 ± 1 Режим работы ............................................................................................................................. кратковременный Длительность включения: — при запуске на земле максимальная, с .........................................................................................................................................30 средняя, с ...................................................................................................................................................30 — при запуске в полете максимальная, с .........................................................................................................................................30 средняя, с ...................................................................................................................................................30 Количество включений в полете за ресурс от общего количества, %.................................................................1 В исключительных случаях в полете допускаются включения длительностью, с ........................................ 120 количество включений за ресурс, не более ...............................................................................................7 При запуске на земле допускается режим работы................................. повторно-кратковременный, циклами в цикле включений, не более.......................................................................................................................5 максимальная длительность включения, с, не более .............................................................................30 перерыв между включениями, мин. не менее ...........................................................................................3 перерыв между циклами, мин, не менее .................................................................................................10 214 Глава 11 Рис. 11.1. Блок-схема системы запуска ПС-90А Система запуска двигателя ПС-90А 215 216 Глава 11 Система запуска двигателя ПС-90А 217 Рис.11.2. Органы управления и контроля процессом запуска двигателя�� в кабине самолета Ту-204 �� 1 — главный выключатель ЗАПУСК ДВ1 ДВ2 на панели запуска двигателей на земле (один на два двигателя); 2 — сигнальное табло предельной частоты вращения ротора турбины стартера «n стартер »; 3 — щиток ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ НА ЗЕМЛЕ на пульте пилотов верхнем; 4 — переключатель рода работ системы ПОС; 5 — табло сигнальное включения ПОС двигателя; 6 — лампа-кнопка включения ПОС (переключатель кнопочный ПК-4А); 7 — щиток управления ПОС на пульте пилотов верхнем; 8 — щиток контроля СЗТР; 9 — щиток контроля РЭД; 10 — выключатели ДУБЛИР КАНАЛ ДВ1 ДВ2; 11 — панель сигнальных табло и резервных индикаторов; 12 — табло сигнальное «nстартер » с желтым светофильтром; 13 — кнопки вызова двигательных кадров на экраны КИСС; 14 — панель управления двигателями на пульте пилотов среднем; 15 — табло сигнальное аварийное ВЫКЛЮЧИ ДВИГ с красным светофильтром; 16 — табло сигнальное закрытого положения перекрывного топливного крана; 17 — табло сигнальное стоп-крана КРАН ЗАКР; 18 — выключатель ПЕРЕКРЫВН КРАН под колпачком; 19 — выключатель стоп-крана ДВ1, ДВ2; 20 — кнопка останова двигателей СТОП-ЗАПУСК; 21 — крышка щитка ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ НА ЗЕМЛЕ; 22 — лампа-кнопка АВТ запуска на земле с голубым светофильтром; 23 — пульт управления информацией ПУИ-1-8 вызова кадров на экраны КИСС Принцип действия системы зажигания По команде электронного регулятора РЭД-90 в блоке коммутации БК-90 срабатывает контактор, при замыкании контактов которого напряжение питания 27 В по низковольтным проводам поступает в агрегат зажигания, где в каждой цепи с помощью двух индукционных катушек с прерывателями, двух конденсаторов в первичной цепи, накопительных конденсаторов, активизаторов и разрядников происходит преобразование его в высоковольтное напряжение. Высоковольтное напряжение заряжает накопительный конденсатор. Накопление энергии в накопительном конденсаторе заканчивается к моменту, когда напряжение на нем достигает величины пробоя разрядника. При пробое разрядника высокое напряжение по высоковольтным проводам подается к электродам свечи. При этом происходит пробой искрового промежутка свечи и между электродами свечи происходит искровой разряд с выделением тепловой энергии. При подаче в зону искрового разряда свечи распыленного топлива последнее воспламеняется, осуществляется начало запуска. Система топливопитания и автоматического управления предназначена для подачи топлива в камеру сгорания двигателя, подвода топлива к исполнительным гидромеханическим элементам САУ, выполнения функций (законов) управления, формирования команд на управление всеми видами запуска (см. гл. 10). Для управления двигателем при выполнении всех видов запуска в кабине экипажа (Ту-204 — рис. 11.2, 11.3, Ил-96-300 — рис. 11.5) имеются следующие органы управления: — рычаг управления двигателем (РУД) – 20 и 31, соответственно. — выключатель стоп-крана 19 и 14 с двумя положениями (РАБОТА и ОСТАНОВ); — кнопка ЗАПУСК НА ЗЕМЛЕ 22 и 6. Во включенном состоянии на кнопке высвечивается надпись АВТ голубого цвета — на Ту-204 и ЗАПУСК ИДЕТ — на Ил-96-300; — кнопка ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ (поз. 25 и 16, соответственно). Во включенном состоянии на кнопке высвечивается надпись АВТ голубого цвета под надписью ДВ1/ДВ2 ЗАПУСК ВОЗД — на Ту-204 и ЗАПУСК на лампекнопке запускаемого двигателя под обшей Рис. 11.4. Минимально допустимое значение давления воздуха перед заслонкой воздушного стартера в данных условиях при запуске на земле и в полете 218 Глава 11 Рис. 11.3. Отображение параметров запуска в каналах КИСС� на мониторах ИМ №1 и ИМ №2 в кабине самолета Ту-204 1 – табло ЦСО (центральный сигнальный огонь); 2 – указатель давления топлива в первом контуре форсунок; 3 – замеренное давление воздуха перед стартером; 4 – программное минимальное допустимое значение давления воздуха перед стартером в данных условиях; 5 – счетчик и указатель частоты вращения n1; 6 – мнемосимвол положения КП1 (ЗПВ ПС) ДВ2; 7 – цифровое значение (счетчик) и указатель частоты nвд ДВ2; 8 - мнемосимвол положения КП2 (КПВ КВД) ДВ2; 9 - давление топлива в первом контуре форсунок; 10 – счетчик времени; 11 – частота вращения КВД открытия/закрытия КП2 (КПВ КВД); 12 - частота вращения КВД открытия/закрытия КП1 (ЗПВ ПС); 13,14 – температура газа за турбиной на установившемся режиме и на запуске соответственно; 15 - частота вращения nквд (n2); 16 - частота вращения вентилятора nв (n1); 17 – программное значение параметра из РЭД; 18 – экраны КИСС основной (ИМ № 2) и дополнительный (ИМ № 1); 19 – надпись КОНТРОЛЬ РЭД (ОСНОВНОЙ и ДУБЛИРУЮЩИЙ); 20 – замеренные значения параметра из РЭД; 21 - замеренное значение параметра из БСКД; а – приборная панель пилотов; б – кадр КОНТРОЛЬ РЭД (ОСНОВНОЙ или ДУБЛИРУЮЩИЙ); в – кадр ДВ ДОП; г – кадр ДВ/СИГН (ДВ ОСН); д – кадр ДВ СИГН (ДВ ОБЩ) Система запуска двигателя ПС-90А 219 Рис. 11.5. Органы управления и контроля системы запуска двигателей� и отображение параметров запуска в кабине самолета Ил-96-300 1 - индикация параметра давления топлива перед форсунками; 2 - индикация параметра частоты вращения ротора КНД (nв); 3 - индикация параметра частоты вращения ротора КВД (nквд); 4 - кнопка ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА; 5 - крышка панели ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ НА ЗЕМЛЕ (показана открытой); 6 - кнопка ЗАПУСК НА ЗЕМЛЕ (запуск включен); 7 - панель ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ НА ЗЕМЛЕ на панели пилотов верхней; 8 - центральный сигнальный огонь (ЦСО) с желтым светофильтром; 9 - мнемосигнализатор с белым светофильтром (стрелка высвечивается только у неисправного двигателя); 10 - пульт управления КИСС левый и правый; 11 - панель стоп-кранов; 12,13 -экраны КИСС левый и правый соответственно; 14 - выключатель СТОП-КРАН; 15 - табло ОСТАНОВ с белым светофильтром; 16 - кнопка-лампа ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ; 17 - кнопки вызова двигательных кадров на экраны КИСС; 18 - индикация угла поворота лопаток ВНА; 19 - индикация времени запуска в секундах; 20 - индикация минимально допустимого давления воздуха перед стартером; 21 - индикация фактического (текущего) давления воздуха перед стартером; 22 - индикация параметра αруд в кадре 1ДВ ОСН; 23 - индикация температуры газов за турбиной (Тт); 24 - индикация открытого положения заслонок ЗПВ ПС I�� и II�� гр. соответственно; 25 - индикация открытого положения КПВ КВД; 26 – кнопка табло РАБОТА-ВКЛ включения ПОС двигателей; 27 – щиток включения ПОС; 28 – выключатель питания РЭД; 29 – табло ДВИГ НЕИСПР; 30 – табло САС на приборной панели пилотов; 31 – РУД; а – кадр 1ДВ ОСН (постоянно на правом экране); б – кадр 4ДВ ВСП 220 Глава 11 Рис. 11.6. Агрегат зажигания ПВФ-22-7 1 – внешний вид агрегата; 2 – соединитель электропитания агрегата; 3 – устройства контактные с высоковольтными экранированными проводами для четырех двигателей надписью ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ — на Ил-96-300; — кнопка ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА при запуске на земле — на Ил-96-300 (для каждого двигателя имеется своя кнопка) и кнопка СТОП-ЗАПУСК — общая для двух двигателей — на самолете Ту-204; при запуске в полете прекращение запуска выполняется закрытием стоп-крана. На самолете Ту-204 необходимо перевести выключатель 19 СТОП-КРАН в положение ЗАКР, на самолете Ил-96-300 — перевести выключатель 14 СТОП-КРАН из положения РАБОТА в положение ОСТАНОВ, при этом высветится световое табло 15 ОСТАНОВ. — выключатель питания РЭД; — АЗС агрегата зажигания. Визуальный оперативный контроль протекания процесса запуска производится по изменению индикации следующих параметров: р*в ст, кгс/см2 — абсолютное давление воздуха перед заслонкой воздушного стартера, текущее и программное минимально допустимое в данных условиях; рт1к, кгс/см2 — давление топлива в коллекторе первого контура форсунок КС; nквд, % — частота вращения РВД; nв, % — частота вращения ротора КНД (вентилятора); Tт,∗ зап , °С — температура газа за турбиной низкого давления; τзап, с — время запуска, время выхода двигателя на режим с частотой (nМГ квд — 2,4) %. На экране КИСС высвечивается время выхода на режим с частотой вращения nквд = 60 %. При запуске экипажем также отслеживается при нажатии на кнопку ЗАПУСК открытие электрозаслонки ЭМЗ-60 системы ПОС и частоты вращения ротора ВД при отключении стартера. Логика работы системы запуска, как составной части САУ и ТП двигателя, формирование и реализация программ управления на основной и резервной автоматике (запуск, ложный запуск, холодная прокрутка, прекращение запуска на земле и в полете, регулирование расхода топлива на этапах запуска, управление механизацией компрессора) подробно освещены в разделе «Программы управления» (гл. 10). 11.2. Работа системы запуска при различных видах запуска 11.2.1. Подготовка к запуску двигателя на земле Перед запуском должна быть выполнена предполетная подготовка двигателя в соответствии с регламентом технического обслуживания самолета. Для проведения запуска необходимо провести включение питания и проверку исправности агрегатов и систем самолета и двигателя согласно технологическим картам подготовки двигателя к запуску (включить электропитание бортсети, проконтролировать величину напряжения, проверить положение выключателей систем и агрегатов, проконтролировать исправность электронной системы регулирования, проверить состояние сигнализации и индикации параметров в кадрах КИСС, проверить состояние сигнальных табло и резервных индикаторов, исправность ламп, проверить плавность перемещения РУД и РУР, подготовить источник сжатого воздуха для запуска двигателя). Циклограммы запусков двигателя на земле и в полете представлены на рис. 11.8, 11.9. Система запуска двигателя ПС-90А 221 Рис. 11.7. Свечи зажигания и расположение их на двигателе 1 - свеча зажигания СП-92П кл. К2/94-03-8448; 2 - фланец крепления свечи к корпусу; 3 - кожух 94-03-8440 (рис. 11.5б) и 94-03-8520 (рис. 11.5в); 4 - отверстия для выхода охлаждающего воздуха; 5 - отражатель; 6 - отверстия для забора охлаждающего воздуха; 7 - отверстия для продувки разрядного канала; 8 - канал разрядный; 9 - коллектор топливный подвода топлива в 1 и 2 контур форсунок; 10 - подвеска жаровой трубы; 11 - жаровая труба; 12 - завихрители фронтового устройства - осевой и тангенциальный; 13 - стабилизатор пламени; 14 - форсунка; 15 - жаровая труба №3 и №10 с установленными свечами зажигания; а - внешний вид свечи зажигания 1 и кожуха 3 свечи; б - свеча зажигания 94-03-8439 и 94-03-8439-01 (с уменьшенным погружением в жаровую трубу); в - свеча зажигания 94-03-8521 с измененным отражателем 5; г - расположение свечи зажигания 1 и форсунки 14 в жаровых трубах №3 и №10; д - расположение форсунки 14 в жаровых трубах, в которых нет свечей зажигания; е - схема расположения на двигателе жаровых труб 15 № 3 и № 10 со свечами зажигания 222 Глава 11 – Электрические сигналы п Рис. 11.8. Циклограмма запуска двигателя на земле на ОА Запуск двигателя на земле на ОА Исходные условия для начала работы циклограммы запуска (рис. 11.8): — включено питание РЭД; — РУД на площадке малый газ (МГ); — выключатель стоп-крана в открытом положении; — включен АЗС агрегата зажигания; — к воздушному стартеру подведен воздух с требуемыми параметрами; — отсутствует сигнал ОБОРОТЫ СТАРТЕРА ПРЕДЕЛЬНЫЕ; — частота вращения ротора ВД nквд не превышает величины 6,4 %. Внимание. При ветре сзади (в хвост самолета) более 5 м/с запрещается запуск двигателя. Электронный регулятор РЭД-90 при включении питания автоматически производит контроль готовности к запуску и выдает сигнал в КИСС и БСКД. Запуск осуществляется кратковременным (2 – 3) с нажатием кнопки ЗАПУСК НА ЗЕМЛЕ, после чего начинается отработка циклограммы запуска, в ходе которой РЭД-90 выдает сигналы на включение (через агрегат БК-90) агрегата зажигания, электромагнитов воздушной и дублирующей заслонок стартера, системы разгрузки гидрона- Система запуска двигателя ПС-90А 223 - Электрические сигналы п Рис. 11.9. Циклограмма запуска двигателя в воздухе на ОА соса (на Ту-204), открытие электрозаслонки ЭМЗ-60 перепуска воздуха из-за �� VIII�� ст. �� КВД на ПОС. При нормальном начале запуска на кнопке высвечивается надпись ЗАПУСК. При включении электромагнитов воздушной (ВЗ) и дублирующей (ДЗ) заслонок открывается доступ сжатого воздуха на лопатки турбины стартера. Вступая в работу, стартер начинает раскручивать ротор ВД двигателя. При этом в момент открытия заслонок стартера «скачком» несколько падает давление в воздушной магистрали и на экране монитора высвечивается нарастающая частота вращения роторов. При достижении частоты вращения ротора ВД nквд = (15 — 20) % «броском» нарастает давление топлива в первом коллекторе форсунок. Воспламенение топлива происходит от свечей зажигания и характеризуется энергичным ростом температуры газа за турбиной. Агрегат РЭД-90 выдает команду на отключение системы зажигания при наличии хотя бы одного из следующих условий: — повышении температуры газа за турбиной на (70 ± 9) °С от исходного значения перед запуском; — достижении частоты вращения nквд = (32 ± 0,2) %; — истечении времени с момента начала запуска (нажатия кнопки ЗАПУСК) τ = (30 ± 0,2) с. В процессе нормального запуска (см. рис. 11.8, 11.10) двигатель выходит на режим малого газа. При переходе на установившийся режим МГ электронный регулятор РЭД-90 вырабатывает команды: 224 Глава 11 — на выключение разгрузки гидронасоса (на самолете Ту-204); — на закрытие электрозаслонки ЭМЗ-60, т.е. прекращение перепуска воздуха на ПОС из-за �� VIII�� ст. КВД через регулятор избыточного давления 5606Т-3; — на выключение уведомляющей надписи на кнопке ЗАПУСК. Циклограмма запуска приводится в исходное состояние. Настройка программ nтвд т пр = nквд пр и nтвд = nквд, в случае их перестройки, восстанавливается. Время запуска на земле на уровне моря при стандартных атмосферных условиях нормально отрегулированного двигателя составляет (60—80) с. При предельно допустимой температуре атмосферного воздуха допускается увеличение времени запуска на 50%. В процессе запуска при частоте вращения РВД nквд = (50,4 — 0,3) % агрегат РЭД-90 вырабатывает команду на отключение стартера (закрытие воздушной и через (1 + 0,5) с закрытие дублирующей заслонки). При частоте Рис. 11.10. Изменение параметров работы двигателя при нормальном запуске 1,2,3 - циклограммы работы агрегата зажигания, открытия заслонки ПОС и включения блока коммутации БК-90 соответственно; 4 - изменение давления топлива перед форсунками (в первом контуре) рт; 5,6 - изменение температуры газов за ∗ турбиной Tзап (Tт ) по сигналам с термопар Т-116 и Т-99 соответственно; nквд - частота вращения ротора КВД; nв - частота вращения ротора КНД; τзап - время запуска в секундах вращения nквд не менее 60 % проходит сигнал на выключение разгрузки генератора. Кроме того, в процессе запуска при достижении давления воздуха за компрессором величины большей, чем давление настройки клапана КПВЗ, клапан закрывается и перепуск воздуха из-за VIII�� ст. КВД прекращается. Для двигателей с увеличенной системой перепуска воздуха (с системой СПВЗ) при достижении на запуске давления воздуха за компрессором рк = (3,1 ± 0,2) кгс/см2 (избыточное) заслонка СПВЗ 94-10-8223 автоматически закрывается и перепуск воздуха из-за VIII�� ст. �� КВД прекращается. Защита двигателя от перегрева на запуске С целью предохранения двигателя от перегрева агрегат РЭД-90 в процессе запуска отслеживает и ограничивает температуру запуска за турбиной НД по закону Tт∗зап = f (Tвõ∗ ) . При достижении максимально допустимой температуры формируется сигнал «Ограничение Тт». Температура газа замеряется малоинерционными термопарами Т-116. В течение всего времени, пока сохраняются условия для выдачи сигнала «Ограничение Тт», агрегат РЭД-90 выдает ряд управляющих команд в сопряженные с ним системы двигателя и самолета: — выдает сигнал о высокой температуре газа на экраны пилотов; — подает напряжение + 27 В на электромагнитный клапан останова в агрегате НР-90, в результате чего уменьшается расход топлива (контролируется визуально по величине давления топлива в первом коллекторе); — выдает команду на включение агрегатов зажигания до выхода двигателя на режим малого газа; — снижает программу ускорения выхода на малый газ на 50 % и программу ограничения расхода топлива на 10 % по сравнению с исходным отрегулированным значением. Программа розжига не перестраивается. После снятия сигнала «Ограничение Тт» расход топлива увеличивается до перестроечных значений, и процесс запуска продолжается. При этом может повторно пройти сигнал «Ограничение Тт», но уже без перестройки программ. При запуске с прохождением сигнала «Ограничение Тт» время запуска увеличивается. Неоднократное прохождение сигнала «Ограничение Тт» сопровождаемое «зависанием» или уменьшением частоты вращения ротора ВД без уменьшения температуры газа, свидетельствует о необратимых изменениях пусковых характеристик двигателя и является критерием необходимости принудительного прекращения запуска. Характерное изменение параметров в процессе запуска со вступлением в работу ограничителя Тт приведено на рис. 11.11. Система запуска двигателя ПС-90А 225 11.2.2. Прекращение запуска В процессе проведения запуска может возникнуть необходимость прекращения запуска вручную или при определенных условиях запуск может быть прекращен автоматически. Автоматическое прекращение запуска. При появлении неисправности в системе запуска (например, при раскрутке турбины стартера, появлении стружки в масле) произойдет автоматическое прекращение запуска по команде РЭД-90 на: — отключение агрегата зажигания; — отключение стартера (воздушная и дублирующая заслонки закрываются одновременно); — отключение перепуска воздуха из-за VIII�� ст. на ПОС; — выключение сигнала ЗАПУСК; — отключение разгрузки гидронасоса НП-123 (на самолете Ту-204). Прекращение запуска вручную. При появлении дефектов в маслосистеме двигателя, неисправности пускового устройства, при возникновении недопустимых вибраций или недопустимой температуры (рис. 11.11) газа следует прекратить запуск. При прекращении запуска первоначально необходимо перевести выключатель СТОП-КРАН в положение ОСТАНОВ, а затем кратковременно нажать кнопку ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА (на самолете Ту-204 — нажать кнопку СТОП-ЗАПУСК). При запуске двигателя в полете от кнопки ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ прекращение запуска производится только переводом выключателя СТОП-КРАН в положение ЗАКРЫТ. При этом высвечивается табло КРАН ЗАКР (на самолете Ил-96-300 — табло ОСТАНОВ). При нажатии кнопки (выключении стоп-крана) агрегат БК-90 выдает команду на выключение системы зажигания, выключение стартера (дублирующая заслонка закрывается с задержкой (1 ± 0,5) с после закрытия воздушной заслонки), выключение разгрузки гидронасоса (на самолете Ту-204), прекращение перепуска воздуха из-за �� VIII�� ст. КВД через ПОС, выключение сигнальной надписи ЗАПУСК. При медленной раскрутке ротора ВД (так называемом «зависании» частоты вращения), отсутствии воспламенения топлива в камере сгорания в течение 30с, проявлении дефектов САУ и системы контроля, возникновении необходимости прекратить запуск необходимо перевести выключатель стоп-крана в закрытое положение. При переводе стоп-крана в закрытое положение выдаются команды на выключение системы зажигания и на прекращение подачи топлива в камеру сгорания. Таким образом, после исполнения команд двигатель будет переведен на режим холодной прокрутки и будет отработана оставшаяся часть циклограммы запуска. В случае неудавшегося запуска из-за зависания nвд или отсутствия воспламенения топлива в течение 30 с следует повторить запуск (при отсутствии дефектов двигателя). Рис. 11.11. Изменение параметров в процессе запуска со вступлением в работу системы защиты двигателя от перегрева 1 – циклограмма работы агрегата зажигания; 2 – циклограмма открытия заслонки ПОС; 3 – циклограмма работы блока коммутации БК-904; 4 – провалы давления перед форсунками при срезке топлива при ограничении Тт; 5 – ограничение температуры Тт зап при запуске двигателя; 6 – снижение температуры Тт зап при срезке топлива; 7 – текущая температура газов при запуске; τзап – время запуска в секундах; nквд – частота вращения ротора КВД; f (Tвõ∗ ) nквд – частота вращения ротора КНД; Тт зап (Tт∗зап ) –=температура ∗ ∗ ∗ T = f ( T ) = f ( T газа за турбиной на запуске; т зап -116, вõт зап -99 – информация вõ ) о температуре газов за турбиной, полученная с термопар Т-116 и Т-99 соответственно 226 Глава 11 11.2.3. Ложный запуск двигателя Ложный запуск отличается от запуска отсутствием воспламенения подаваемого в камеру сгорания топлива. Для проведения ложного запуска необходимо подготовить двигатель к ложному запуску (выполнить работы в объеме подготовки к запуску при отключенном АЗС агрегата зажигания. Исходные условия для начала работы циклограммы ложного запуска: — включено питание РЭД-90; — РУД на площадке МГ; — выключатель стоп-крана в открытом положении; — выключен АЗС агрегата зажигания; — к воздушному стартеру подведен воздух с требуемыми параметрами; — отсутствует сигнал «Обороты стартера предельные»; — частота вращения РВД nвд < 6,4 %. После кратковременного (2 — 3) с нажатия кнопки ЗАПУСК НА ЗЕМЛЕ начинается отработка циклограммы запуска, но при неподключенном агрегате зажигания топливо не воспламеняется. После появления давления топлива перед форсунками (расход топлива при этом соответствует Gт розж) и появления топливной пыли на срезе сопла следует выключить подачу топлива переводом стоп-крана в закрытое положение, тем самым двигатель будет переведен на режим холодной прокрутки. Система запуска позволяет осуществить прекращение ложного запуска до отработки циклограммы. Для этого первоначально необходимо перевести выключатель СТОП-КРАН в положение ОСТАНОВ, а затем кратковременно нажать кнопку ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА (на самолете Ту-204 — нажать кнопку СТОП-ЗАПУСК). Последовательность прохождения команд агрегата БК-90 на отключение систем при прекращении ложного запуска сохраняется, как и в случае прекращения запуска. Досрочное прекращение ложного запуска может произойти также при прохождении сигнала «nст предел». 11.2.4. Холодная прокрутка двигателя Холодная прокрутка выполняется с це— включен АЗС агрегата зажигания (невклюлью продувки (очистки) проточной части чение агрегата при отработке циклограммы после ложного или неудавшегося запуска, обеспечивается автоматически); для проверки плавности вращения рото— к воздушному стартеру подведен воздух ров, проверки герметичности систем при с требуемыми параметрами; замене двигателя или агрегатов топливной — отсутствует сигнал «Обороты стартера преавтоматики. дельные»; Для проведения холодной прокрутки не— частота вращения nвд < 6,4 %. обходимо подготовить двигатель к запуску, После кратковременного (2 — 3) с нажатия не подключая агрегат зажигания и не подавая кнопки ЗАПУСК НА ЗЕМЛЕ начинается оттопливо в камеру сгорания. Исходные условия работка циклограммы запуска с невключенидля начала работы циклограммы холодной ем агрегата зажигания при перекрытом кране прокрутки: подвода топлива. Двигатель раскручивается — включено питание «РЭД»; только стартером и выходит на частоту враще— РУД на площадке МГ; ния nвд ≥ 20 %. В процессе раскрутки ротора ВД — выключатель стоп-крана в закрытом полопроисходит удаление топлива из камеры сгоражении; ния после ложного или неудавшегося запуска. 11.3. Назначение и основные технические данные воздушного стартера СтВ-5 Стартер СтВ-5 предназначен для раскрутСтартер является воздушно-турбинным агреки ротора компрессора высокого давления гатом, работающим от сжатого воздуха, подводвигателя при запуске, холодной прокрутке, димого от одного из следующих источников: ложном запуске двигателя на земле, а также, — от бортовой вспомогательной силовой усв случае необходимости, при запуске двигателя тановки; в полете. СтВ-5 устанавливается на коробке — от аэродромной установки воздушного заприводов двигателя с помощью быстросъемпуска; ного хомута. — от работающего двигателя. Основные технические данные СтВ-5 1. Условное обозначение СтВ-5 2. Тип Воздушно-турбинный стартер с осевой двухступенчатой турбиной и одноступенчатым планетарным редуктором с предохранительной фрикционной муфтой. 227 Система запуска двигателя ПС-90А 3. Назначение 4. Направление вращения выводного вала по ОСТ 1 00371-80. Предназначен для раскрутки ротора КВД двигателя при холодной прокрутке, ложном запуске и запуске двигателя. Против вращения часовой cтрелки. 5. Мощность, развиваемая стартером при частоте вращения КВД 39,67 %, при давлении воздуха на входе в сопловой аппарат 3,1 кгс/см2 (избыточное) и температуре воздуха 180 ° С (рн = 760 мм рт. ст.), кВт 180,2 6. Максимальный крутящий момент на выводном валу стартера, ограниченный фрикционной муфтой, кгс. м 110 7. Частота вращения ротора КВД, при которой отключается стартер: — электронной системой автоматического регулирования двигателя,% — центробежным выключателем стартера, % 8. Время непрерывной работы (Н = 0, МСА), с, не более 9. Перерыв между запусками, мин, не менее 50+1 56,8 ± 2,8 100 (определяется продолжительностью цикла запуска двигателя) 2 Примечание. В экстренных случаях допускается производить повторное включение стартера сразу же после остановки ротора КВД двигателя. 10. Перерывы между циклами запуска (пять запусков в цикле), мин, не менее — между первым и вторым циклами — после второго цикла 11. Диапазон изменения параметров сжатого воздуха на входе в стартер при открытой заслонке (соответствует таблицам совместной работы): — давление, кгс/см2, избыточное — температура, ° С, не более — расход, кг/с 12. Стартер обеспечивает запуск двигателя: — на земле до высоты аэродромов, км — в воздухе при вращающемся роторе КВД двигателя с частотой, %, не более 15 60 1,9 – 6,0 300 0,6 – 2,5 3,5 16 (обеспечивается электронной системой автоматического регулирования двигателя) 13. Габаритные размеры стартера: — общая длина, мм, не более — диаметр фланца крепления, мм — максимальный поперечный размер, мм — максимальный диаметр, мм 470 165 369 235 14. Сухая масса стартера, кг, не более 29 15. Диапазон окружающих температур на входе в двигатель, при которых работает стартер, ° С – 60 ÷ + 60 Примечание. При температуре окружающего воздуха ниже минус 40° С перед запуском необходим подогрев стартера теплым воздухом от аэродромного источника. Температура подогревающего воздуха не выше 140° С. 16. Температура окружающей среды для неработающего стартера, ° С, не более 17. Ресурс стартера (количество включений) — до первого ремонта — назначенный 125 Соответствует ресурсу двигателя из расчета 20 включений на 100 часов работы двигателя (без учета количества включений при отладке в процессе ПСИ). 228 Глава 11 18. Время свободного выбега ротора турбины стартера с момента отключения стартера, с, не менее 35 19. Сцепление стартера с двигателем При помощи муфты свободного хода торцевого типа. 20. Механические воздействия от двигателя в месте крепления стартера: — вибрационные нагрузки: с максимальной частотой, Гц с максимальным ускорением, g с максимальной амплитудой, мм — ударные нагрузки одиночного действия: с максимальным ускорением, g с длительностью импульса, мс с числом циклов 21. Время открытия заслонки стартера, с 2 000 30 1,25 15 15 3 000 2—7 22. Время закрытия заслонки стартера, с, не более 1 23. Время закрытия дублирующей заслонки (экстренное выключение), с, не более 0,7 24. Электропитание электромагнитов заслонки: — номинальное напряжение постоянного тока, В — изменение напряжения 25. Передаточное отношение редуктора 27 В соответствии с ГОСТ 19705-89 5,053 26. Срок службы и хранения стартера (совместно с двигателем) Соответствует срокам службы и хранения двигателя, на котором установлен стартер, не более 7 лет. 27. Срок хранения законсервированного стартера без двигателя в упаковке предприятия-изготовителя (соответствующим уменьшением сроков службы и хранения стартера совместно с двигателем), лет 10 11.4. Назначение и конструкция основных агрегатов СтВ-5 Воздушный стартер (рис. 11.12—11.16) состоит из следующих узлов: заслонки, турбины, редуктора с фрикционной муфтой, центробежного выключателя. Заслонка включает в себя корпус 6, плунжер 47, командный узел с электромагнитом, пневморегулятор, дублирующую заслонку 10. Корпус 6 отлит из алюминиевого сплава и имеет с одной стороны фланец под хомутовое крепление с трубопроводом подвода воздуха, а с другой – фланец для крепления к переднему корпусу редуктора. На корпусе имеется прилив, в который ввернут штуцер 46, закрытый заглушкой с накидной гайкой, служащей для измерения давления воздуха перед турбиной при испытаниях стартера. На корпусе установлен также электрический соединитель центробежного выключателя 44 стартера. К корпусу винтами крепится сопловой аппарат ��I�� ступени �� турбины 19 и опора 12 плунжера 47. В опору установлена бронзовая направляющая втулка 57 и заглушка с резиновым уплотнительным кольцом. В корпус запрессовано седло 49, на которое под действием двух возвратных пружин 11 прижимается плунжер 47, имеющий шток 9 и уплотнение, состоящее из установочных колец, лепестковых пружин, фторопластовых манжет 45 и контровочной чашки 60, стянутых резьбовой втулкой 61. Командный узел, расположенный в корпусе заслонки, состоит из двух бронзовых втулок 14,17, пружины 58, а также клапана 15 и штока 16, перемещающихся при помощи электромагнита 18, навернутого на резьбовую втулку 59 командного узла. В корпусе заслонки расположен пневморегулятор, который состоит из корпуса 54, плунжера 53, клапана 52, регулировочного винта 50 и пружины 51. Внутри корпуса заслонки на штоке 9 плунжера 47 смонтированы дублирующая заслонка 10 и пружина 8, защищенная втулкой 7. Для фиксации дублирующей заслонки снаружи корпуса заслонки на шпильках закреплен переходник 56 с пружиной 55, штоком 4, чашкой 3 и резиновой манжетой 2. На переходнике закреплен электромагнит 1. Уплотнение зазора между дублирующей заслонкой и корпусом заслонки осуществляется при помощи плавающего фторопластового кольца, установленного в проточке седла 49. Система запуска двигателя ПС-90А 229 Рис. 11.12. Воздушный стартер СтВ-5 1 – электромагнит; 2,45 – манжета; 3 – чашка; 4,9,16 – шток; 5 – стойка; 6 – корпус заслонки; 7,14,17 – втулка; 8,26,51,55,58 – пружина; 10 – дублирующая заслонка; 11 – пружина; 12 – опора; 13 – крышка; 15,52 – клапан; 18 – электромагнит командного узла; 19 – сопловой аппарат I�� ступени; 20 - сопловой аппарат II�� ступени; �� 21 – электрический соединитель; 22 – передний корпус; 23 – задний корпус; 24 – колокольная шестерня;. 25 – фрикционная муфта; 27 – гайка; 28 – трубка подвода масла; 29 – ось сателлита; 30 – тормозной башмак; 31 – сателлит; 32 – ведущая (торцевая) муфта; 33,59,61 – резьбовая втулка; 34,64 – шлицевая втулка; 35 – тарельчатая пружина; 36 – водило; 37 – внутренняя обойма; 38 – наружная обойма; 39 – центральная шестерня; 40 – магнитная пробка; 41 – ротор турбины; 42 – вставки; 43 – датчик выключателя; 44 – выключатель; 46 – штуцер; 47,53 – плунжер; 48 – электрический соединитель; 49 – седло; 50 – регулировочный винт; 54 – корпус пневморегулятора; 56 – переходник; 57 – направляющая втулка; 60 – контровочная чашка; 62 – графитовое кольцо; 63 – упор Турбина стартера – осевая двухступенчатая. Цельный двухвенцовый ротор турбины 41 с лопатками, сплошными наружными бандажами отлит из стали заодно с валом. Ротор вращается на двух шариковых подшипниках, один из которых установлен в переднем корпусе 22 редуктора, а второй – в водиле 36. Для исключения выброса масла из полости редуктора турбина имеет два уплотнения. Первое уплотнение состоит из графитового кольца 62, которое прижимается шестью цилиндрическими пружинами к упору 63, вращающемуся вместе с ротором. Второе уплотнение – лабиринтного типа, образовано гребешками, выполненными на валу ротора. Полость между уплотнениями соединяется с системой дренажа двигателя через штуцер, расположенный на переднем корпусе редуктора. На валу ротора установлена шлицевая втулка 64, передающая вращение центральной шестерне 39 редуктора. Сопловой аппарат 2 ступени турбины 20 состоит из наружного и внутреннего колец, отлитых заодно с лопатками, и разрезан по диаметру на две части, которые центрируются на вставке, запрессованной в передний корпус редуктора. Каждая часть 230 Глава 11 соплового аппарата зафиксирована от поворота четырьмя штифтами, установленными в корпусе заслонки. Внутренний диаметр соплового аппарата имеет мягкое покрытие, по которому работает лабиринт, выполненный на перемычке между венцами ��I�� и II�� ступеней ротора. Снаружи турбина имеет защитное кольцо – вставки 42, закрепленные между корпусами заслонки и передним корпусом редуктора. Редуктор состоит из переднего 22 и заднего 23 корпусов, механизма редукции, торцевой муфты 32 и предохранительной фрикционной муфты 25. Передний корпус редуктора отлит из магниевого сплава. В расточку передней части корпуса запрессована вставка, выполненная из алюминиевого сплава. В средней части корпуса имеются восемь окон для выхода воздуха из турбины стартера. Передним фланцем корпус крепится к корпусу заслонки, а задним фланцем – к заднему корпусу редуктора. В переднем корпусе имеются каналы для подвода смазки к подшипникам турбины и водила, каналы слива масла от подшипников и канал для слива утечек масла из уплотнения турбины в дренаж. В прилив переднего корпуса ввернута магнитная пробка 40. Задний корпус редуктора отлит из магниевого сплава. Передний фланец корпуса имеет шпильки для крепления к переднему корпусу редуктора. Задним фланцем корпуса стартер при помощи хомута крепится к переходнику коробки приводов двигателя. В заднем корпусе имеется по одному отверстию для заливки и слива масла. Эти отверстия в рабочем положении закрыты резьбовыми заглушками. Рис. 11.13. Воздушный стартер СтВ-5 (разрез А – А рис. 11.12) 50 – регулировочный винт; 51 – пружина; 52 – клапан; 53 – плунжер; 54 – корпус пневморегулятора Механизм редукции выполнен одноступенчатым, планетарным. Центральная шестерня 39 установлена на шлицевой втулке 64 ротора турбины с зазором, что позволяет ей равномерно передавать нагрузку трем сателлитам 31. Каждый сателлит вращается на двух рядах роликов относительно оси, установленной в водиле. Между рядами роликов на оси располагается тонкостенная распорная втулка. Осевое перемещение роликов ограничено кольцами. Беговыми дорожками для роликов служат внутренняя поверхность сателлита и наружная поверхность оси сателлита 29. Сателлиты находятся в зацеплении с колокольной шестерней 24, которая посредством шлиц и стопорного кольца связана с наружной обоймой фрикционной муфты. Если развиваемый стартером крутящий момент, не превышает момента проскальзывания фрикционной муфты, то колокольная шестерня не вращается. Водило 36 изготовлено из титанового сплава и вращается на двух шариковых подшипниках, один из которых установлен в переднем корпусе редуктора, а второй – в заднем корпусе. Внутри задней цапфы водила имеется шлицевая втулка 34, зафиксированная штифтами, на которую установлены комплект тарельчатых пружин 35 и втулка 33 с прямоугольной трехзаходной резьбой, закрепленные гайкой с чашечным замком. На резьбу втулки навернута ведущая муфта 32 с двенадцатью торцевыми храповыми зубьями. На наружной поверхности ведущей муфты имеются эвольвентные шлицы, у которых каждый второй зуб срезан, находящиеся в зацеплении с аналогичными шлицами, нарезанными внут- Рис. 11.14. Фланец крепления стартера СтВ-5 на коробке приводов 1 – болт; 2 – хомут; 3 – переходник Система запуска двигателя ПС-90А 231 Рис. 11.15. Схема подсоединения стартера СтВ-5 к коробке приводов 1 – коробка приводов; 2 – переходник привода стартера; 3 – вал привода стартера; 4 – кольцо регулировочное; 5,7 – втулка; 6 – муфта ведомая; 8 – замок чашечный; 9 – болт крепления муфты; 10 – шарикоподшипник; 11 – штуцер подвода масла к стартеру; 12 – трубка подвода масла; 13 – муфта торцевая ведущая; 14 – втулка резьбовая; 15 – корпус СтВ-5; а – внешний вид деталей торцевой муфты привода стартера; б – продольный разрез стыковочного фланца коробки приводов; в – продольный разрез стыковочных фланцев КП и СтВ-5 в состыкованном положении; 232 Глава 11 Рис. 11.16. Схема работы заслонки постоянного давления (позиции в соответствии со спецификацией рис. 11.12) ри задней цапфы водила. Этим обеспечивается свободный поворот водила относительно неподвижной ведущей муфты на угол 20 ° . На ведущую муфту напрессована гладкая втулка, к наружной поверхности которой браслетной пружиной прижимаются двенадцать бронзовых тормозных башмаков 30, установленных в сепараторе, закрепленном на шпильках заднего корпуса редуктора. Фрикционная муфта 25 состоит из наружной обоймы 38, зафиксированной от осевого перемещения буртиком, располагающимся в проточке между передним 22 и задним 23 корпусами редуктора, но имеющей возможность поворота, и внутренней обоймы 37, закреплен- ной на шпильках заднего корпуса редуктора. На шлицы внутренней обоймы установлены два нажимных диска, между которыми располагаются восемь бронзовых дисков с наружными шлицами и семь стальных дисков с внутренними шлицами. Шлицы бронзовых дисков находятся в зацеплении со шлицами наружной обоймы, а шлицы стальных дисков – со шлицами внутренней обоймы. Весь пакет дисков сжат сорока двумя цилиндрическими пружинами, расположенными в гайке, которая навернута на резьбу обоймы. Затяжкой гайки регулируется величина момента на выходном валу стартера, ограничиваемого фрикционной муфтой. 11.5. Система смазки стартера Система смазки стартера – совместная с двигателем. Масло из двигателя подводится по трубке 28 к заднему корпусу редуктора стартера. Далее через сверление в заднем корпусе масло поступает в полость маслоуловителя, закрепленного на водиле тремя винтами, откуда попадает внутрь осей под действием центробежных сил при вращении водила, а далее через радиальные отверстия в осях масло подается на смазку роликов сателлитов. Остальные детали редуктора и подшипники турбины смазываются за счет барботажа. Слив масла из полости редуктора осуществляется в коробку приводов двигателя через окна в торце заднего корпуса редуктора. После замены стартера на двигателе перед первым запуском необходимо в редуктор стартера залить 0,4 л масла, применяемого для двигателя. В дальнейшем смена масла в редукторе производится автоматически от системы смазки двигателя. Центробежный выключатель состоит из двух основных узлов – выключателя 44 с рычажной системой, закрепленных на опоре плунжера заслонки, и датчика 43 выключателя, расположенного в роторе турбины. Датчик выключателя имеет корпус, внутри которого расположен подпружиненный толкатель и два трапециевидных груза, имеющих возможность поворачиваться в треугольных пазах, выполненных по периферии корпуса. От окружного смещения грузы фиксируются выступами вставки, прикрепленной к корпусу датчика. Система запуска двигателя ПС-90А 233 11.6. Работа стартера СтВ-5 При отсутствии подачи воздуха на вход стартера плунжер заслонки под действием возвратных пружин 11 находится в крайнем левом положении, т.е. заслонка закрыта. При подаче сжатого воздуха на вход в стартер заслонка также остается закрытой, т.к. давление воздуха на плунжер 47 уравновешивается давлением воздуха в подплунжерной полости Ж, которая соединена со входом в стартер через канал А, открытый клапан и канал Е. Дублирующая заслонка 10 прижата к конусу плунжера 47 пружиной 8. При подаче питания напряжением 27 В постоянного тока электромагнит 18 командного узла перемещает влево шток 16 и клапан 15 командного узла, сжимая пружину 58 клапана. Одновременно включается электромагнит 1 дублирующей заслонки, который, сжимая пружину 55, перемещает шток 4, фиксирующий дублирующую заслонку. Клапан командного узла закрывает доступ со входа в стартер в подплунжерную полость, а шток командного узла открывает доступ воздуха из подплунжерной полости Ж в полость В, которая соединена с атмосферой через жиклер, выполненный в корпусе заслонки. В результате сообщения подплунжерной полости с атмосферой появляется перепад давления на плунжере заслонки, под действием которого плунжер медленно перемещается вправо. При этом дублирующая заслонка остается на месте, т.к. она зафиксирована штоком, входящим в отверстие, выполненное в ее центральной втулке. При перемещении плунжера вправо от седла 49, запрессованного в корпус, сжатый воздух поступает на турбину, преобразующую его энергию в механическую. При этом плавность вступления в работу стартера достигается тем, что сначала расход воздуха ограничивается кольцевым зазором, образованным седлом и цилиндрической проточкой, выполненной на втулке плунжера. Давление воздуха перед первым сопловым аппаратом 19 через канал Б в корпусе заслонки подается к плунжеру 53 пневморегулятора, часть воздуха через зазор между корпусом 54 и плунжером пневморегулятора стравливается в атмосферу через отверстие Д. Вращение от ротора турбины 41 передается центральной шестерне 39 редуктора, которая приводит во вращение сателлит 31. Сателлиты, обкатываясь по неподвижной колокольной шестерне 24, передают вращение водилу 36. В начальный период вращение от водила передается на шлицевую втулку 34 и связанную с ней резьбовую втулку 33. Так как ведущая муфта 32, заторможенная бронзовыми башма- ками 30, в это время не вращается, то резьбовая втулка через прямоугольную трехзаходную резьбу заставляет ведущую муфту прямолинейно перемещаться вдоль оси до сцепления ее с торцевыми зубьями ведомой муфты, расположенной в коробке приводов двигателя. После поворота водила относительно ведущей муфты на угол 20 ° шлицы, имеющиеся на внутренней поверхности задней цапфы водила, и шлицы, имеющиеся на наружной поверхности ведущей муфты, приходят в зацепление. Дальнейшая передача крутящего момента осуществляется только через эти шлицы. Давление воздуха перед турбиной стартера ограничивается пневморегулятором в пределах 2,9 – 3,2 кгс/см2 (избыточное) при давлении воздуха на входе в стартер от давления ограничения до максимально возможного. При давлении воздуха перед турбиной ниже величины, ограничиваемой пневморегулятором, плунжер заслонки перемещается вправо до упора, т.е. заслонка открывается полностью. При превышении давления воздуха перед турбиной величины давления настройки пневморегулятора, плунжер 53 пневморегулятора под действием давления воздуха, поступающего по каналу Б, преодолевает усилие пружины 51 пневморегулятора и открывает клапан 52 пневморегулятора. При этом воздух со входа в стартер по каналу А1 поступает в полость И командного узла, которая каналом соединена с полостью пневморегулятора Г, далее через открытый клапан пневморегулятора воздух попадает в полость К, соединенную каналом с полостью Д командного узла, а далее по каналу Е в подплунжерную полость Ж. Давление в подплунжерной полости повышается, и плунжер заслонки начинает перемещаться влево до тех пор, пока давление перед турбиной не уменьшится до величины давления настройки пневморегулятора. При частоте вращения ротора КВД двигателя (50,49-0,32) % или по истечении времени цикла запуска отключается электромагнит 21 командного узла заслонки стартера. Клапан 15 и шток 16 командного узла под действием пружины 58 перемещается вправо. Шток перекрывает стравливание воздуха из подплунжерной полости в атмосферу, а клапан открывает доступ воздуха со входа в стартер в подплунжерную полость. Плунжер заслонки перемещается влево, прекращая доступ воздуха на турбину стартера, через 1 – 1,5 с подается сигнал на отключение электромагнита 1 дублирующей заслонки. Фиксирующий шток под действием пружины выходит из паза дублирующей заслонки, освобождая ее от фиксации. 234 Глава 11 При отключении стартера расцепление его с двигателем происходит автоматически. После прекращения подачи воздуха в стартер ведомая муфта, вращаясь вместе с шестерней коробки приводов, начинает обгонять ведущую муфту и скосами своих зубьев выталкивает ее из зацепления. Но до полной остановки ротора турбины стартера ведущая муфта будет стремиться войти в зацепление с ведомой муфтой, которая продолжает выталкивать ее из зацепления. Возникающие при этом осевые ударные нагрузки демпфируются набором тарельчатых пружин 35. В случае достижения ротором турбины стартера предельной частоты вращения центробежный выключатель 43 выдает сигнал на отключение стартера. В этом случае грузы чувствительного элемента поворачиваются в пазах и, сжимая пружину, перемещают влево толкатель, который через рычажную систему нажимает на приводной элемент выключателя 44. Выключатель, замыкая контакты, подает сигнал на отключение электромагнитов командного узла и дублирующей заслонки. При этом в кабине экипажа загорается сигнальное табло «n старт. предел.». При выключении электромагнита дублирующей заслонки фиксирующий шток под действием пружины выходит из паза дублирующей заслонки. Под действием пружины она быстро перемещается по штоку до упора в конусную поверхность плунжера, перекрывая кольцевой зазор между седлом и плунжером, т.е. прекращая доступ воздуха на турбину стартера. После выключения электромагнита командного узла плунжер заслонки перемещается влево, возвращая на место дублирующую заслонку. При самопроизвольном открытии заслонки, когда не подается питание на электромагнит стартера, дублирующая заслонка будет перемещаться вправо вместе с плунжером, исключая доступ воздуха на турбину стартера. При запуске двигателя, когда крутящий момент, развиваемый стартером, превысит допустимый, диски фрикционной муфты 25 будут проскальзывать друг относительно друга. При этом колокольная шестерня 24 будет проворачиваться, снижая крутящий момент на выходном валу стартера до установленной величины. 12 БОРТОВАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ И ДИАГНОСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ Характерными особенностями современных авиационных газотурбинных двигателей, таких как ПС-90А, являются сложность конструкции, широкое применение электроавтоматики, развитой механизации и сложных законов управления для достижения требуемых характеристик. При этом к современным двигателям предъявляются высокие требования по их ресурсу, надежности, безопасности полетов и экономичности при минимальных затратах и трудоемкости обслуживания. В этих условиях эффективность их эксплуатации определяется не только их конструктивным совершенством, но и во многом может быть обеспечена за счет постоянного, надежного и эффективного контроля и диагностирования технического состояния. Поэтому проблема разработки и применения в эксплуатации оптимальных средств и методов контроля, автоматизации процесса обработки информации о состоянии двигателя является одной из актуальных задач. Создание и внедрение комплексных бортовых систем контроля, вместе с другими средствами диагностики, в условиях повышения интенсивности полетов, обеспечивая получение обширных фактических данных о работе и состоянии силовой установки: — облегчает поиск и устранение неисправностей в транзитных и базовых аэропортах; — сокращает время подготовки к повторному вылету; — снижает число необоснованных съемов двигателей и их выключений в полете; — повышает глубину контроля, надежность двигателя и безопасность полетов; — улучшает ремонтопригодность и уменьшает расходы на техническое обслуживание; — позволяет обеспечить максимально-возможные ресурсы двигателей и, в конечном итоге, позволяет в эксплуатации перейти к обслуживанию двигателей по техническому состоянию. В последние годы в нашей стране и за рубежом получили интенсивное развитие автоматизированные бортовые системы контроля ГТД на базе БЦВМ. Данные системы, кроме функций «пассивных» систем контроля (систем индикации параметров экипажу и регистрации для обслуживающего персонала), производят обработку информации непосредственно в полете с выдачей экипажу необходимых рекомендаций. 236 Глава 12 12.1. Назначение системы и перечень выполняемых функций Система бортового контроля двигателя ПС-90А предназначена для оперативного контроля и диагностирования состояния двигателя на всех этапах его эксплуатации, подготовки и выдачи в систему регистрации информации о состоянии двигателя для углубленной наземной обработки, повышения эффективности обслуживания двигателя. Система бортового контроля двигателя включает: — бортовую систему контроля двигателя БСКД-90 разработки ОАО «Техприбор» (г. Санкт-Петербург); — датчики и сигнализаторы контроля параметров двигателя. Система бортового контроля двигателя ПС-90А выполняет следующие функции: 1) Прием, преобразование аналоговых параметров и дискретных сигналов от датчиков и сигнализаторов двигателя и самолета, а также параметров в кодовом виде с электронного регулятора РЭД-90 и других систем самолета, их фильтрацию, обработку и выдачу информации об измеренных текущих значениях параметров и сигналов в системы индикации (КИСС), регистрации (МСРП) и другие системы самолета (ВСС-85, СУИТ8-4 на самолете Ил-96-300, КТЦ2-1 на самолетах Ту-204, Ту-214). 2) Допусковый контроль измеренных параметров по фиксированным и «плавающим» пределам и выдача в системы индикации и регистрации сигналов типа «событие» при достижении параметрами предельных значений. 3) Контроль параметра тяги двигателя на взлетном режиме в наземных условиях. 4) Контроль работы механизации компрессора: — входного направляющего аппарата (ВНА); — заслонок перепуска воздуха из-за подпорных ступеней I и II группы (ЗПВ ПС1, ЗПВ ПС2); — клапанов перепуска воздуха из-за VII ступени КВД (КПВ КВД); 5) Контроль положения элементов реверсивного устройства на прямой и обратной тяге (распределительного крана, замков реверса, створок реверса). 6) Расчет и хранение информации о различных видах наработки двигателя: — суммарной; — эквивалентной наработке горячей части; — на номинальном режиме; — на максимальном режиме; — числе полетных циклов, и выдача результатов расчета после окончания полета в системы регистрации и индикации. 7) Контроль часового расхода масла за полет. 8) Контроль уровня масла при заправке и выдача информации на цифровой индикатор уровня масла. 9) Контроль времени запуска двигателя. 10) Контроль времени выбега роторов вентилятора и КВД. 11) Формирование признака работающего двигателя. 12) Контроль переключения отбора воздуха с XII на VI ступень КВД на ПОС и сдув вихря. 13) Контроль системы охлаждения турбины. 14) Выделение установившихся режимов работы двигателя и анализ тенденций изменения основных параметров двигателя в течение одного полета. Система бортового контроля двигателя осуществляет контроль следующих систем и узлов двигателя ПС-90А: 1) топливной системы; 2) масляной системы; 3) проточной части и подкапотного пространства (под панелями газогенератора); 4) системы запуска и воздушного стартера; 5) трансмиссионных подшипников двигателя; 6) механизации компрессора и двигателя; 7) реверсивного устройства; 8) системы охлаждения турбины; 9) системы отбора воздуха (на противообледенительную систему); 10) привод-генератора ГП-25 (ГП-26). 12.2. Контролепригодность двигателя ПС-90А Основой высокоэффективного применения бортовой системы контроля является прежде всего высокий уровень контролепригодности двигателя ПС-90А, заложенный с самого начала его проектирования и не уступающий лучшим отечественным и зарубежным аналогам. Уровень контролепригодности двигателя ПС-90А полностью соответствует российским и международным требованиям нормативно-технической документации (НЛГС, АП-33, АП-25, JAR, FAR). Основными факторами, определяющими уровень контролепригодности, являются: — число контролируемых функциональных и других диагностических параметров; — чувствительность контролируемых параметров к возможным дефектам и неисправностям, провляющимся на двигателе, и стабильность их изменения; — доступность конструкции к применению средств неразрушающего контроля без разборки двигателя. 237 Бортовая система контроля и диагностики двигателя Выбор контролируемых параметров производился с учетом охвата контролем практически всех модулей двигателя, с учетом требований высокой глубины локализации неисправностей. При этом учитывался опыт проектирования отечественных и зарубежных двигателей. На двигателе, кроме газовоздушного тракта, контролируются топливная и масляная системы, механизация двигателя, стартер, система отбора воздуха, температурное состояние опор, тяга. Наряду с традиционно контролируемыми на существующих самолетах параметрами (температура газа за турбиной, частота вращения роторов, вибрации и т. д.) на двигателе ПС-90А дополнительно контролируются новые параметры и сигналы, обладающие высокой диагностической ценностью: — отношение давления газа за турбиной к давлению воздуха на входе в двигатель, характеризующее тягу двигателя; — температура рабочих лопаток I�� ступени турбины; — массовый расход топлива; — давление в системе суфлирования; — температура масла на выходе из трех опор подшипников; — помпаж двигателя; — максимальный перепад давления на масляном фильтре; Для обеспечения измерения отдельных параметров с требуемой точностью был разработан ряд новых датчиков и систем: — оптический пирометр ОПП-94 для контроля температуры лопаток; — датчик массового расхода топлива ДРТ5-3Б с суммарной погрешностью измерения 1,2 % в рабочем диапазоне; — пьезоэлектрический датчик контроля вибраций МВ-06-01 с единой градуировочной характеристикой; — информационная система измерения давлений ИСИД-90Д, которая осуществляет измерение, преобразование и выдачу в кодовом виде с точностью 1 % от текущего значения абсолютного давления воздуха на входе в двигатель и за компрессором высокого давления. В таблице 12.1 приведен перечень контролируемых параметров двигателя с учетом погрешностей датчиков, а в таблице 12.2 перечислены сигналы, поступающие с датчиков и сигнализаторов двигателя. Таблица 12.1 Конролируемые параметры двигателя ПС-90А № Измеряемый параметр Тип датчика Диапазон измерения Погрешность Кол-во датчиков Принимающая система 1 nквд ДЧВ-2500А РЭД, посл. код 0.6 – 106 % ± 0.1 % 2 БСКД, резервный индикатор 2 nвент. ДЧВ-2500А РЭД, посл. код 1,7 – 108 % ± 0.1 % 1 БСКД 3 t∗Т зап. Т-116 РЭД, посл. код – 60 ÷ 955 °С ± 6 °С 2 БСКД 4 t∗Т Т-99 РЭД, посл. код – 60 ÷ 955 °С ± 6 °С 10 БСКД, резервный индикатор 5 t∗вх. П-98АМ РЭД, посл. код – 60 ÷ + 80 °С ± 1 – 1,15 °С 1 БСКД 6 P∗вх ДАТ-1.6АМ1 РЭД, посл. код 0,13 – 1,3 кГс/cм2 ± 1,5 – 23 °С 1 БСКД 7 ϕвна РЭД, посл. код – 50 ÷ +5 угл. град ± 0.6 угл. град 1 (САУ) БСКД 8 t∗к Т-48-4 – 60 ÷ +955 °С ± 6 °С 1 БСКД 9 t гг Т-38-3 вар.2 – 60 ÷ +955 °С ± 6 °С 4 БСКД 10 tм вх П-109М2 – 50 ÷ +255 °С ± 2,2 °С 1 БСКД 11 tм квд П-109М2 – 50 ÷ +255 °С ± 2,2 °С 1 БСКД 12 t м твд П-109М2 – 50 ÷ +255 °С 1 БСКД 13 tм тнд П-109М2 – 50 ÷ +255 °С ± 2,2 °С ± 2,2 °С 1 БСКД 14 tм гп П-109М2 – 50 ÷ +255 °С ± 2,2 °С 1 БСКД 238 Глава 12 Таблица 12.1 (продолжение) № Измеряемый параметр Тип датчика Диапазон измерения Погрешность Кол-во датчиков Принимающая система 15 P∗в ДАТ-2.5АМ1 0,25 – 2 кГс/cм2 ± 1,5 – 2,3 % 1 БСКД 16 Pс т в ДАТ-7АМ1 0 – 6,5 кГс/cм ± 1,5 – 2,3 % 1 БСКД 17 Pм вх ДАТ-8М1 2 0 – 8 кГс/cм ± 1.5 – 2,3 % 1 БСКД 18 Pсуфл ДАТ-1М1 0 – 1 кГс/cм2 ± 1,5 – 2,3 % 1 БСКД 19 PТ вх ДАТ-16М1 0 – 16 кГс/cм2 ± 1,5 – 2,3 % 1 БСКД 20 Pт 1кф ДАТ-100М1 0 – 100 кГс/cм ± 1,5 – 2,3 % 1 БСКД 21 РЭД, посл. код 0 – 36 кГс/cм ± 1,1% 1 (САУ) БСКД 22 Pк Pт / P∗вх БЭМ-2.5М из компллекта ДОТ-2.5М 1–2 ± 1% 1 БСКД 23 tл РЭД, посл. код 700 – 1100 °С ± 6 °С 1 (САУ) БСКД 24 Gт ДРТ5-3А (Б) 550 – 7900 кГ/ч ± 1,2 – 2 % 1 БСКД 25 Qм ДМК3-2 0 – 36 л ± 4% 1 БСКД 26 Vрк, зп МВ-06-1 0 – 125 мм/c ± 10 % 2 БСКД 27 Pга ДАТ-250К 0 – 256 кГс/cм ± 2,5 % 1 БСКД ∗ ∗ 2 2 2 2 28 α руд РЭД, посл. код – 60 ÷ + 83 угл. град. ± 0,3 % 1 (САУ) БСКД 29 α ди РЭД, посл. код – 30 ÷ + 150 угл. град. ± 0,3 % 1 (САУ) БСКД Таблица 12.2 Сигналы, поступающие с датчиков № Наименование сигнала Тип индикатора Кол−во Принимающая система 1 Открытое положение КПВ КВД МСТ-8А 1 БСКД 2 ЗПВ ПС I�� гр. открыты и выключен обдув корпусов КВД и турбины МСТ-8А 1 БСКД 3 ЗПВ ПС II�� гр. открыты МСТ-8А 1 4 Кран РУ включен МСТ-100А 1 БСКД 5 Переключение отбора воздуха с VI�� на XIII�� ступень МСТ-8А 1 БСКД 6 Выключен обдув корпусов турбины и переключено охлаждение турбины с 50 % на 100 % МСТ-8А 1 БСКД 7 Замок РУ открыт ПКТ-6М сер.2 2 БСКД, САС 8 Реверс включен ПКТ-6М сер.2 2 БСКД, САС 9 Стружка в масле двигателя ФС, МСС 1 БСКД, САС 10 Минимальное давление масла на входе в двигатель МСТВ-1.6 1 САС 11 Минимальное давление топлива на входе в двигатель МСТВ-2.8 1 САС 12 Повышенное давление в полости суфлирования МСТВ-0.6А 1 САС 13 Топливный фильтр засорен СП-0.4ЭТ1 1 САС, МСРП 14 Масляный фильтр засорен СП-06Э 1 МСРП 15 Минимальный уровень масла в баке ДСМК10-11 1 САС Бортовая система контроля и диагностики двигателя 239 12.3. Структура системы и основные технические решения В состав БСКД-90 входят: — изделия системы, устанавливаемые на двигателе: 1) блок преобразования параметров двигателя (основной) БППД2-1А; 2) индикатор цифровой световой (индикатор уровня масла) ИЦС5-1; 3) датчик масломера с компенсатором ДМК3-2; 4) датчик расхода турбинный ДРТ5-3Б; 5) датчики вибрации МВ-06-1 (2 шт.); — изделия системы, устанавливаемые на самолете: 1) блок преобразования параметров двигателя (резервный) БППД3-1Б; 2) блок электронный (блок следящего анализа вибрации) БЭ-45; 3) изделие ЦВМ80-40101 с версиями ПО 4.1, 4.3, 7.2; 4) устройство подгрузки сигнализаторов УПС4-1; 5) д а т ч и к - к о м п е н с а т о р т е м п е р а т у р ы ДКТ1-1; Структурная схема системы, связи между блоками системы, взаимодействующими датчиками двигателя и системами самолета для самолета Ил-96-300 приведена на рис. 12.1, для самолета Ту-204 − на рис. 12.2. Внешний вид агрегатов БСКД-90 показан на рис. 12.3– 12.9. ЦВМ80-401, блоки БППД3-1, УПС4-1, БЭ-45 устанавливаются в техническом отсеке самолета на специальных амортизированных стеллажах. На стеллажах производится принудительный обдув блоков охлаждающим воздухом. Подвод воздуха производится к нижней поверхности блоков, где расположены входные вентиляционные отверстия. Пройдя через блок, охлаждающий воздух выходит через выходные вентиляционные отверстия, расположенные на верхней поверхности блоков. Электрическое соединение блоков с датчиками, самолетными системами и между собой осуществляется с помощью электрических соединителей типа S-600 («Банан»), расположенных на задних поверхностях блоков, на этих же поверхностях расположены гнезда металлизации. Сочленение электрических соединителей блоков осуществляются автоматически при установке блоков на стеллаж. Отсутствие на разъемах S-600 термокомпенсационных контактов обусловило необходимость дополнительного устройства — ДКТ1-1 (датчик-компенсатор температуры). Датчики и сигнализаторы параметров двигателя, блок БППД2-1 и ЦВМ80 образуют основной канал системы по преобразованию, обработке и выдаче информации о параметрах и сигналах двигателя в КИСС, МСРП, САС. Основной блок преобразования параметров двигателя БППД2-1 устанавливается на корпусе двигателя. Расположение блока в непосредственной близости от двигателя позволяет существенно (на 45 – 70 кг) снизить массу кабельной сети, уменьшить влияние помех на преобразование параметров, повысить надежность передачи информации в самолетные системы. Однако к блоку предъявляются повышенные требования для обеспечения надежности его работы в тяжелых условиях по температуре, вибрации, шуму, загрязненности. Для защиты от воздействия ударов и вибраций блок устанавливается на амортизаторы. Для защиты от воздействия акустических шумов в блоке размещены звукоизолирующие прокладки. Блок охлаждается наружным воздухом, который подается с помощью специального эжектора, также расположенного на двигателе. Дискретная информация поступает в блок БППД2-1А в виде различных разовых команд от сигнализаторов. Следует отметить, что вновь создаваемые как зарубежные, так и отечественные электронные блоки типа БППД, ЦВМ имеют высокое входное сопротивление (свыше 150 кОм), а существующих отечественных слаботочных сигнализаторов нет. Поэтому в связи с тем, что входное сопротивление блока БППД2-1 для дискретных сигналов + 27В составляет 150 кОм и не обеспечивает допустимый коммутируемый ток через существующие сигнализаторы типа МСТ, ПКТ (50–200 мА), то для обеспечения нормальной работы данных сигнализаторов совместно с блоком БППД2-1 создано устройство подгрузки сигнализаторов УПС4-1, устанавливаемое в техническом отсеке самолета. Для обеспечения требуемой надежности контроля основных параметров: частоты вращения роторов вентилятора и КВД, температуры газа за турбиной разработан резервный блок БППД3-1. При отказе основного канала (ЦВМ80-401) дублирующая кодовая информация о параметрах nквд, nвент, t т∗ выдается из блока БППД3-1 в КИСС и МСРП, а при отказе основного блока преобразования БППД2-1 эта информация выдается в ЦВМ для алгоритмической обработки и дальнейшей передачи в КИСС и МСРП. Дополнительно информация о параметрах nквд, t т∗ постоянно выдается из блока БППД3-1 на резервные цифровые индикаторы (на самолете Ту-204). На самолете Ил-96-300 в качестве резервных индикаторов использованы аналого-цифровые приборы контроля АТЦ-1 (nквд) и ТЦ-1 ( t т∗ ), принимающие сигналы от отдельных датчиков. 240 Глава 12 Многоканальная система регистрации параметров МСРП-А-02 αруд ДСК Вычислительная система самолетовождения ВСС-85 Система управления и измерения топлива СУИТ8-4 Кассетный Бортовой накопитель КБН Шасси обжато Сигнал от кнопки предполетной проверки Алфавитноцифровое печатающее устройство АЦПУ конд пульт управления пульт управления Вычислительное устройство Блок формирования изображения Блок сбора полетной информации БСПИ-6 СВС Т Мало давление масла в гидроприводе Помпаж РЭД включен Топливный фильтр засорен Маслофильтр засорен Дискретные сигналы с объекта Запуск Защищенный бортовой накопитель ЗБН КАБИНА ПИЛОТОВ Комплексная информационная система индикации и сигнализации КИСС экран экран второго первого пилота пилота Включение ПОС Отказ двигателя Сигнал от кнопки предполетной проверки Включение ПОС Шасси обжато Запуск Двигатель работает Двигатель не работает Выключи двигатель БСКД исправна Устройство подгрузки сигнализаторов УПС4-1 Цифровая вычислительная машина ЦВМ80-401 Отказ БППД3-1 Cигнал предполетной проверки Уровни виброскоро Отказы каналов пр Уровни повышенно Сигналы о повыше Отказ БППД2-1 БЭ-М2 (ДОТ-2.5) САМОЛЕТ Блок электронный контроля вибрации БЭ-45 ДВИГАТЕЛЬ Сигнал предполетной проверки Сигнализатор открытого положения ЗПВ ПС 2-й группы МСТ-8А Датчик температуры масла на выходе из опоры шарикоподшипника ротора КВД П-109М2 Датчик температуры воздуха под панелями газогенератора двигателя Т-38-вар 2 Сигнализатор открытого положения КПВ КВД МСТ-8А Сигнализатор положения замка РУ ПКТ-6М Датчик полной температуры воздуха на входе в двигатель П-98АМ Сигнализатор положения створок РУ ПКТ-6М Датчик температуры воздуха за КВД Т-48-4 запитка запитка запитка Да Датчик полной температуры газа за ТНД на запуске Т-116 запитка запитка Блок преобразования параметров двигателя БППД2-1 Сигнализатор открытого положения ЗПВ ПС 1-й группы и выключения отбора воздуха на регулирование зазоров КВД МСТ-8А Запитка 400 Гц 115В Cигнализатор закрытого положения заслонки отбора воздуха на СКВ МСТВ-1.6 Фильтр-сигнализатор наличия стружки в масле ФС Датчик температуры масла на входе в двигатель П-109М2 Датчик температуры масла на входе в гидропривод П-109М2 Сигнализатор включения распределительного крана РУ МСТ-100А Датчик температуры масла на выходе Из опоры роликоподшипника ротора ТВД П-109М2 Запитка 5В Запитка 400Гц 36В Запитка 400 Гц 115В Запитка 400 Гц 115В Запитка 400 Гц 115В Запитка 400 Гц 115В Запитка 400 Гц 115В Запитка 400 Гц 115В Запитка 27В Cигнализатор переключения отбора воздуха с 6 на 13 ст. МСТ-8А Сигнализатор магнитный наличия стружки в масле МСС Датчик давления в гидроаккумуляторе системы управления РУ ДАТ-250К Сигнализатор выключения обдува корпусов турбины и переключения охлаждения турбины с 50 % на 100 % МСТ-8А Датчик отношения давлений Рт/Рвх БЭМ-2.5М (ДОТ 2.5М) Датчик полного давления воздуха на входе в двигатель ДАТ-1.6АМ1 Датчик давления топлива на входе в насос-регулятор ДАТ-16М1 Датчик полного давления воздуха за вентилятором ДАТ-2.5АМ1 Рис. 12.2. НЕТ ПОДПИСИ!!! Датчик давления масла на входе в двигатель ДАТ-8М1 Датчик давления топлива в первом контуре форсунок ДАТ-100М1 Датчик уровня масла в маслобаке ДМК 3-2 Датчик давления воздуха в пусковой системе перед стартером ДАТ-7АМ1 Датчик вращ ро венти ДЧВ Датчик давления в полости суфлирования ДАТ-1М1 241 Бортовая система контроля и диагностики двигателя КАБИНА ПИЛОТОВ Система кондиционирования воздуха СКВ Система автономной сигнализации САС Резервные индикаторы ТЦ-1 tт* к электронный роля вибрации БЭ-45 АТЦ-1 Nквд Уровни виброскорости в зонах РК и ЗП Отказы каналов преобразования вибрации Уровни повышенной вибрации в зонах РК и ЗП Сигналы о повышенных и опасных вибрациях в зонах РК и ЗП РЭД исправен Перегрев двигателя Помпаж Работа ПОС Реверс включен Отказ двигателя Двигатель неисправен Блок преобразования параметров двигателя БППД3-1 Щиток наземной проверки Щиток запуска запуск на земле запуск в воздухе nпред. квд nпред. вент * пред. tтнд ДКТ1-1 Индикатор заправки масла 33л 15л ИЦС5-1 тчик температуры асла на выходе з опоры роликоипника ротора ТВД П-109М2 Датчик температуры масла на выходе из опоры роликоподшипника ротора ТНД П-109М2 Датчик полной температуры газа за ТНД на запуске Т-116 ры оде ь питка Регулятор электронный двигателя РЭД-90 Блок коммутации БК-90 Датчик температуры воздуха за ТНД на основных режимах Т-99 запитка Сигнализатор положения створок РУ ПКТ-6М етров двигателя Запитка 400 Гц 115В Сигнализатор повышенного давления в полостях суфлирования МСТВ-0.6А Запитка 400 Гц 115В Сигнализация минимального давления топлива на входе в двигатель МСТВ 2.8 Сигнализация минимального давления масла на входе в двигатель МСТВ 1.6 Датчик уровня масла в маслобаке ДМК 3-2 ния овой ед Датчик частоты вращения ротора вентилятора ДЧВ-2500 Датчик давления в полости суфлирования ДАТ-1М1 Датчик частоты вращения ротора КВД ДЧВ-2500 Датчик мгновенного расхода топлива ДРТ5-3Б Датчик частоты вращения ротора КВД ДЧВ-2500 Сигнализатор максимального перепада давления на масляном фильтре СП-0.6Э Датчик вибрации в зоне ЗП МВ-06-1 Датчик вибрации в зоне РК МВ-06-1 Сигнализатор минимально-го давления масла в ГП-25 Сигнализатор максимального перепада давления на топливном фильтре СП-0.4ЭТ1 242 Глава 12 Система кондиционирования воздуха СКВ Вычислительная система самолетовождения ВСС-85 Αруд ДСК Многоканальная система регистрации параметров МСРП-А-02 Кассетный Бортовой накопитель КБН Система управления и измерения топлива СВС СУИТ8-4 Защищенный бортовой накопитель ЗБН КАБИНА ПИЛОТОВ Комплексная информационная система индикации и сигнализации КИСС экран экран второго первого пилота пилота Алфавитноцифровое печатающее устройство АЦПУ пульт управления пульт управления Вычислительное устройство Блок формирования изображения Блок сбора полетной информации БСПИ-6 Мало давление масла на входе Стружка В систему бортового оборудования Мало давление масла в гидроприводе Помпаж РЭД включен Топливный фильтр засорен Маслофильтр засорен Двигатель работает Двигатель не работает Дискретные сигналы с объекта ВключеЗапуск Шасси Сигнал ние ПОС обжато от кнопки предполетной проверки Включение ПОС БСКД исправна Выключи двигатель Сигнал от кнопки предполетной проверки Включение ПОС Шасси обжато Запуск Двигатель работает Двигатель не работает Выключи двигатель БСКД исправна Устройство подгрузки сигнализаторов УПС4-1 Цифровая вычислительная машина ЦВМ80-401 Отказ БППД3-1 Cигнал предполетной проверки Отказ БППД2-1 БЭ-М2 (ДОТ-2.5) САМОЛЕТ Блок электронный контроля вибрации БЭ-45 Уровни виброскор Отказы каналов пр Уровни повышенн Сигналы о повыше Перегрев двигателя ДВИГАТЕЛЬ Сигнал предполетной проверки Сигнализатор открытого положения ЗПВ ПС 2-й группы МСТ-8А Датчик температуры масла на выходе из опоры шарикоподшипника ротора КВД П-109М2 Датчик температуры воздуха под панелями газогенератора двигателя Т-38-вар 2 Сигнализатор открытого положения КПВ КВД МСТ-8А Сигнализатор положения замка РУ ПКТ-6М Датчик полной температуры воздуха на входе в двигатель П-98АМ Сигнализатор положения створок РУ ПКТ-6М Датчик температуры воздуха за КВД Т-48-4 запитка запитка запитка Да Датчик полной температуры газа за ТНД на запуске Т-116 запитка запитка Блок преобразования параметров двигателя БППД2-1 Сигнализатор открытого положения ЗПВ ПС 1-й группы и выключения отбора воздуха на регулирование зазоров КВД МСТ-8А Запитка 400 Гц 115В Cигнализатор закрытого положения заслонки отбора воздуха на СКВ МСТВ-1.6 Фильтр-сигнализатор наличия стружки в масле ФС Датчик температуры масла на входе в двигатель П-109М2 Датчик температуры масла на входе в гидропривод П-109М2 Сигнализатор включения распределительного крана РУ МСТ-100А Датчик температуры масла на выходе Из опоры роликоподшипника ротора ТВД П-109М2 Запитка 5В Запитка 400Гц 36В Запитка 400 Гц 115В Запитка 400 Гц 115В Запитка 400 Гц 115В Запитка 400 Гц 115В Запитка 400 Гц 115В Запитка 400 Гц 115В Запитка 27В Cигнализатор переключения отбора воздуха с 6 на 13 ст. МСТ-8А Сигнализатор магнитный наличия стружки в масле МСС Датчик давления в гидроаккумуляторе системы управления РУ ДАТ-250К Сигнализатор выключения обдува корпусов турбины и переключения охлаждения турбины с 50 % на 100 % МСТ-8А Датчик отношения давлений Рт/Рвх БЭМ-2.5М (ДОТ 2.5М) Датчик полного давления воздуха на входе в двигатель ДАТ-1.6АМ1 Датчик давления топлива на входе в насос-регулятор ДАТ-16М1 Датчик полного давления воздуха за вентилятором ДАТ-2.5АМ1 Рис. 12.2. НЕТ ПОДПИСИ!!! Датчик давления масла на входе в двигатель ДАТ-8М1 Датчик давления топлива в первом контуре форсунок ДАТ-100М1 Датчик уровня масла в маслобаке ДМК 3-2 Датчик давления воздуха в пусковой системе перед стартером ДАТ-7АМ1 Датчик вра ро венти ДЧВ Датчик давления в полости суфлирования ДАТ-1М1 243 Бортовая система контроля и диагностики двигателя КАБИНА ПИЛОТОВ Щиток наземной проверки РЭД исправен Система автономной сигнализации САС Работа ПОС Табло “Выключи двигатель” БСКД исправна Реверс включен Опасная Тгаза Перегрев двигателя Предельные обороты Замок реверса Фильтр засорен Превышение nТНД Давление топлива Масло Щиток запуска Вибрация велика Резервные индикаторы t*т Предельные обороты стартера Помпаж N*квд запуск на земле запуск в воздухе Мало давление масла на входе Стружка электронный оля вибрации БЭ-45 Уровни виброскорости в зонах РК и ЗП Отказы каналов преобразования вибрации Уровни повышенной вибрации в зонах РК и ЗП Сигналы о повышенных и опасных вибрациях в зонах РК и ЗП Блок преобразования параметров двигателя БППД3-1 * ДКТ1-1 Индикатор заправки масла 33л ИЦС5-1 ик температуры ла на выходе поры роликоника ротора ТВД П-109М2 тка Заправка Регулятор электронный двигателя РЭД-90 Датчик температуры масла на выходе из опоры роликоподшипника ротора ТНД П-109М2 Датчик полной температуры газа за ТНД на запуске Т-116 е Избыток масла 15л Блок коммутации БК-90 Датчик температуры воздуха за ТНД на основных режимах Т-99 Сигнализатор положения створок РУ ПКТ-6М запитка Сигнализатор положения замка РУ ПКТ-6М ров двигателя Запитка 400 Гц 115В Сигнализация минимального давления топлива на входе в двигатель МСТВ 2.8 Запитка 400 Гц 115В Сигнализация минимального давления масла на входе в двигатель МСТВ 1.6 Сигнализатор повышенного давленияв полостях суфлирования МСТВ-0.6А Датчик уровня масла в маслобаке ДМК 3-2 я ой Датчик частоты вращения ротора вентилятора ДЧВ-2500 Датчик давления в полости суфлирования ДАТ-1М1 Датчик частоты вращения ротора КВД ДЧВ-2500 Датчик мгновенного расхода топлива ДРТ5-3Б Датчик частоты вращения ротора КВД ДЧВ-2500 Сигнализатор максимального перепада давления на масляном фильтре СП-0.6Э Датчик вибрации в зоне ЗП МВ-06-1 Датчик вибрации в зоне РК МВ-06-1 Сигнализатор минимального уровня масла в маслобаке ДСМК10-11 Сигнализатор максимального перепада давления на топливном фильтре СП-0.4ЭТ1 Регулятор ЭРД-3ВМ серия 2 Сигнализатор минимального давления масла в ГП-25 244 Глава 12 Рис. 12.3. Блок преобразования параметров двигателя (основной) БППД2-1А Рис. 12.4. Блок преобразования параметров двигателя (резервный) БППД3-1Б Рис. 12.5. Блок следящего анализа вибрации БЭ-45 Бортовая система контроля и диагностики двигателя Рис. 12.6. Датчик-компенсатор температуры ДКТ1-1 Рис. 12.7. Индикатор цифровой цветовой (индикатор уровня масла) ИСЦ5-1 Рис. 12.8. Изделие ЦВМ80-40101 245 246 Глава 12 Рис. 12.9. Устройство подгрузки сигнализаторов УПС4-1 Резервный блок БППД3-1 принимает также ряд сигналов самолетных систем и выполняет функции преобразования аналоговых сигналов блока БЭ-45 в кодовый вид. Резервный канал системы подключен к аварийным источникам питания, обеспечивает свои характеристики в аварийном режиме работы системы электроснабжения. Для контроля вибрации двигателя ПС-90А разработана специальная аппаратура следящего анализа ИВ-90СФ, которая производит контроль вибрации в зонах передней и задней подвесок двигателя на частоте первых роторных гармоник вентилятора и КВД с помощью узкополосных фильтров, работающих в следящем режиме. По сравнению с широкополосными фильтрами в аппаратуре следящего анализа сигналы с вибродатчиков усиливаются в следящих фильтрах, настраиваемых на частоты первых роторных гармоник вентилятора и КВД, что позволяет выявить дефекты роторной части двигателя (подшипников, рабочих лопаток и т.д.). Для удобства контроля при заправке двигателя маслом на земле используется цифровой трехразрядный светодиодный индикатор заправки ИЦС5-1, впервые устанавливаемый на двигателе вблизи маслобака рядом со штуцером закрытой заправки, на который блок БППД2-1 выдает информацию о текущем уровне масла и сигналы о минимальном (15 л) и максимальном (33 л) уровнях масла на светосигнальные табло индикатора. Включение индикатора осуществляется тумблером на лицевой части индикатора, что позволяет автономно обеспечить функционирование канала измерения уровня масла, при этом подается питание 115В 400Гц в индикатор и 27 В в БППД2-1 без включения напряжения питания всей системы в кабине самолета и без использования информации на КИСС об уровне масла при заправке. 12.4. Характеристики системы БСКД-90 Электропитание системы осуществляется одновременно напряжением постоянного тока 27В и переменного тока 115 В 400 Гц. Система полностью обеспечивает свои характеристики при нормальном режиме работы системы электроснабжения с характеристиками: — постоянного напряжения (27+2.4—3) В; — переменного напряжения (115+4—7) В частотой (400 ± 20) Гц; Резервный канал системы (блок БППД3-1), подключенный к аварийным источникам питания, обеспечивает свои характеристики в аварийном режиме работы системы электроснабжения с характеристиками: — постоянного напряжения (27+4-9) В; — переменного напряжения (115+9-13) В частотой (400 ± 40) Гц; При ненормальном режиме работы системы электроснабжения система не обеспечивает свои характеристики. После восстановления нормальных характеристик электропитания система ав- томатически и полностью восстанавливает свои характеристики за время не более 10 сек. Суммарная потребляемая мощность системы не превышает: — по цепи переменного тока − 150 ВА, — из них аварийно − 50 ВА (для резервного блока), — по цепи постоянного тока − 100 Вт, — из них аварийно − 45 Вт (для резервного блока). Время готовности системы к работе с момента включения питания − не более 10 сек. Время непрерывной работы системы − не более 15 час (за исключением индикатора ИЦС5-1, время непрерывной работы которого не более 2 час.) Допустимое время работы блоков системы без охлаждения − не более 20 мин., за исключением блока БППД2-1, время работы которого без охлаждения не более 4 час. Суммарные погрешности преобразования параметров в системе приведены в табл. 12.1. Бортовая система контроля и диагностики двигателя Все изделия системы БСКД-90 взаимозаменяемы без дополнительных подрегулировок за исключением ЦВМ80, блока БППД2-1 и датчика ДМК3-2. При замене блока БППД2-1 и (или) датчика ДМК3-2 необходимо произвести регулировку рабочего диапазона измерения канала уровня масла. При замене ЦВМ80-401, а также перед первичной установкой системы БСКД-90, необходимо ввести в ЦВМ80-401 индивидуальные характеристики двигателя. Период полного обновления информации на выходах системы (ЦВМ80 и блок БППД3-1) − 1000 мс (частота выдачи − 1 Гц). 247 Частота опроса параметров и сигналов блоками БППД2-1 и БППД3-1 − 4 Гц. Частота выдачи информации с выхода блока БППД2-1 − 4 Гц, Период полного обновления информации, принимаемой от РЭД-90 − 500 мс (частота выдачи −2 Гц). Масса системы не превышает 41 кг, в том числе: БППД2-1 − 16 кг; МВ-06-1 − 0,12 кг; БППД3-1 − 6,2 кг; ДРТ5-3Б − 1,6 кг; ИЦС5-1 − 1,2 кг; ДКТ1-1 − 0,05 кг; БЭ-45 − 3,3 кг; ДМК3-2 − 0,7 кг; ЦВМ − 8 кг; УПС4-1 − 4 кг. Масса блока УПС4-1 в общую массу системы не входит. 12.5. Общие принципы работы системы БСКД-90 на объекте Датчики и сигнализаторы параметров двигателя, блок БППД2 и ЦВМ80 образуют основной канал системы по преобразованию, обработке и выдаче информации, о параметрах и сигналах двигателя в КИСС, МСРП, САС. Основной канал системы принимает и использует в обработке информацию по пара∗ метрам nв, nквд, t т∗ , t т∗ зап , Pвх∗ , Pк∗ , t вх , αруд, ϕвна в кодовом виде с агрегата РЭД-90. Информация с РЭД-90 поступает в ЦВМ по двум независимым каналам связи с частотой обновления 50 Гц. При этом ЦВМ80 принимает информацию с основного канала РЭД-90 с частотой опроса 8 Гц. При отсутствии или недостоверной информации в основном канале РЭД-90 ЦВМ80 переключается на прием информации с резервного канала РЭД-90 с частотой опроса 8 Гц, формируя при этом сигнал «Нет достоверных данных от основного канала РЭД». При отсутствии или недостоверной информации о резервном канале РЭД-90 ЦВМ80 переключается на прием вышеперечисленных параметров с соответствующих датчиков (за исключением Pк∗ , αруд, ϕвна) по основному каналу системы от блока БППД2 с частотой опроса 4 Гц. При этом ЦВМ80 формирует сигнал «Нет достоверных данных от дублирующего канала РЭД». При отказе основного канала системы прием параметров nв, nквд, t т∗ осуществляется по резервному каналу от блока БППД3. Датчики МВ-06-I в зонах разделительного корпуса и задней подвески, отдельные обмотки датчиков ДЧВ-2500 (nквд и nв), блоки БЭ-45 и БППД3 образуют канал следящего анализа вибрации по выдаче текущих значений уровней вибраций (раздельно по первым гармоникам вентилятора и КВД), сигналов превышения повышенных и опасных значений и отказов каналов в КИСС, МСРП, САС. Примечание. При исправном состоянии ЦВМ80 информация о параметрах вибраций поступает в КИСС и МСРП через ЦВМ80 (для эффективного использования вычисли- тельных возможностей КИСС и МСРП), при отказе ЦВМ80 − непосредственно из блока БППД3. Термопара Т-99 ( t т∗ ), отдельные обмотки датчиков ДЧВ-2500 (nквд, nв), датчик ДКТ1-1 и блок БППД3 образуют резервный канал системы. Резервный канал системы является полностью автономным, обеспечен аварийным питанием и предназначен для повышения надежности системы по преобразованию и выдаче в КИСС, МСРП, САС основных параметров (nквд, nв, t т∗ ) за счет независимого дублирования. Датчик ДМК3-2, блок БППД2 и индикатор образуют канал контроля уровня масла в маслобаке двигателя при заправке и наземных проверках. Основной блок преобразования параметров двигателя БППД2 предназначен для: 1) приема электрических сигналов с датчиков и сигнализаторов двигателя, их нормализации (приведения к стандартному напряжению) и преобразования по градуировочным характеристикам датчиков в цифровой двоичный двухполярный последовательный код, с характеристиками по ГОСТ 18977-79 и РТМ 1495-75 изм.»3», соответствующий физическим значениям параметров (кроме параметра расхода топлива), и выдачи данного кода для дальнейшей обработки в ЦВМ80; 2) выдачи информации об уровне масла в маслобаке двигателя в виде цифрового двоичнодесятичного последовательного кода на индикатор, а также дискретных сигналов (напряжением 12В) об уровне масла в маслобаке менее 15 л (сигнал «Заправка») или более 33,5 л (сигнал «Избыток масла») на точечные светодиоды данного индикатора; 3) формирования и выдачи в кодовом виде в КИСС и МСРП сигналов «Масла мало», «Избыток масла» и «Перегрев двигателя». Блок БППД2 конструктивно выполнен в виде прямоугольного блока размером 413 × 406 × 150 мм и устанавливается на двигателе в районе разделительного корпуса рядом 248 Глава 12 со щитком двигательных электрических соединителей. Для защиты от воздействия акустических шумов в блоке установлены звукоизоляционные прокладки. Для защиты от воздействия ударов и вибраций блок устанавливается на четырех вертикально расположенных (при установке на двигатель) амортизаторах типа АПНМ-4, которые крепятся к блоку с помощью кронштейнов. Для обеспечения принудительного охлаждения блока путем продувки с помощью эжектора окружающим воздухом в блоке предусмотрены верхняя и нижняя охлаждающие полости. Подвод воздуха в охлаждающие полости и отвод его из блока осуществляется через установленные на блоке четыре штуцера (по 2 на каждую полость) с диаметром отверстий 9,5 мм. Для равномерного распределения воздуха в охлаждающих полостях блока имеются направляющие каналы. Связь блока БППД2 с датчиками и сигнализаторами двигателя и другими блоками осуществляется с помощью электрических соединителей типа СНЦ28 и РРН25АМ, размещенных на двух боковых крышках блока. На одной из боковых крышек размещена клемма металлизации с заземляющей перемычкой, на другой над соединителем Х4 расположены два регулировочных резистора канала измерения уровня масла, которые закрыты защитной планкой. На соединители Х 1, Х 2, Х 3, Х 4, Х 5, Х 6, Х 9, Х 10 до установки блока на объект, после демонтажа блока на время хранения, транспортирования и при различных перемещениях блока в процессе технического обслуживания должны быть надеты заглушки для коммутации цепей с целью предохранения их от воздействия статического электричества при нахождении блока в нерабочем состоянии. На соединитель Х 7 также должна быть надета заглушка в рабочем и нерабочем состоянии блока, так как этот соединитель используется только для подключения контрольно-проверочной аппаратуры. Индикатор ИЦС5-1 предназначен для индикации в цифровом виде на неработающем двигателе (при заправке или контроле в наземных условиях) значения уровня масла в маслобаке, а также сигналов об уровне масла менее 15 л (сигнал «Заправка») или более 33,5 л (сигнал «Избыток масла»). Индикатор расположен на двигателе слева от маслобака рядом со штуцером закрытой заправки маслом. Включение индикатора осуществляется тумблером, расположенным на лицевой части индикатора. При этом дополнительно коммутируется подача питания (27 В) на блок БППД2 для обеспечения функционирования канала измерения масла без включения напряжения питания всей системы в кабине самолета. Конструктивно индикатор выполнен в прямоугольном литом корпусе размерами 65 × 145 × 80 мм. Защитное стекло и элементы управления на лицевой части расположены под крышкой, установленной на корпусе на петлях, которая в закрытом положении фиксируется на угол 135° в упор на корпус под действием собственного веса. При закрытии крышки обеспечивается выключение напряжения питания индикатора и блока БППД2. Для крепления индикатора на двигателе на корпусе индикатора установлены три кронштейна с амортизаторами типа АПН-1. На левой боковой поверхности корпуса индикатора установлен электрический соединитель типа СНЦ28. На противоположной поверхности расположена клемма металлизации с перемычкой длиной 150 мм. Для удобства отсчета индикатор наклонен к наблюдателю на угол (10 ± 2)°. Индикация значений уровня масла осуществляется трехразрядным счетчиком, состоящим из семи сегментных светодиодов. Изделие ЦВМ80 предназначено для: 1) приема информации о параметрах и сигналах двигателя с блоков БППД2, БППД3 и РЭД-90; 2) обработки принятой информации по заданным алгоритмам и выдачи результатов обработки, а также текущих значений параметров и сигналов в виде последовательного кода с характеристиками по ГОСТ 18977-79 и РТМ 1495-75 изм. «3» в системы контроля самолета (КИСС, МСРП-А-02, КТЦ2-1 на самолете Ту-204, СУИТ8-4, ВСС-85 на самолете Ил-96-300); 3) управления (через блок УПС4-1) выдачей на сигнальные табло в кабине экипажа и в системы бортового оборудования (СБО) дискретных сигналов напряжением 27 В: — интегральный сигнал «Отказ двигателя» (на сигнальное табло на самолете Ил-96-300) и «Выключи двигатель»(на самолете Ту-204); — «Двигатель работает»(признак работающего двигателя) (в СБО на самолете Ту-204); — «Двигатель не работает»(в СБО на самолете Ту-204); — «БСКД исправна»(на лампу на самолете Ту-204); 4) долговременного хранения (в том числе при отключенном напряжении питания) информации о различных видах наработки двигателя, номера двигателя. ЦВМ80 обеспечивает: 1) стирание и ввод параметров наработки, номера двигателя при замене двигателя или ЦВМ80 на самолете; 2) изменение предельных программных значений параметров Pт∗ / Pвх∗ , nквд, nвент, t т∗ при замене двигателя или ЦВМ80 на самолете. Бортовая система контроля и диагностики двигателя Примечание. Изменение, стирание и ввод перечисленных выше параметров осуществляется на демонтированной с самолета ЦВМ80 в условиях АТБ с помощью КПА БСКД. Характеристики кодовой линии связи ЦВМ80 с бортовыми системами: 1) длительность паузы между кодовыми словами не менее 4Т (Т = 8 мкс); 2) скорость выдачи информации от 12,5 до 14 кбит/с; 3) общий цикл выдачи информации 0,5 c; 4) тип обмена информацией − асинхронный; 5) допустимая нагрузка по каждому из параллельных выходов: R ≥ 600 Ом, С ≤ 10 000 пФ; 6) уровень сигнала − амплитуда импульсов (относительно корпуса): отсутствие сигнала − от 0 до 0,5 В, наличие сигнала − ± (5 ± 0,5) В. Резервный блок преобразования параметров двигателя БППД3 предназначен для: 1) приема электрических сигналов от автономных обмоток датчиков nквд, nвент, t т∗ , их нормализации, фильтрации и преобразования по градуировочным характеристикам датчиков в цифровой двухполярный последовательный код с характеристиками по ГОСТ 18977-79 и РТМ 1495-75 изм. «3», соответствующий значениям параметров, и выдачи данного кода при отказе основного канала в КИСС и МСРП, а также постоянно на дублирующие индикаторы nквд, t т∗ (на самолете Ту-204); 2) приема с блока БЭ-45 электрических сигналов о параметрах вибрации в виде напряжения 0 − 5 В постоянного тока и отказах в каналах измерения вибрации в виде напряжения постоянного тока 12,5 В, преобразования данных сигналов в цифровой двухполярный последовательный код и выдачи данного кода в ЦВМ80 для дальнейшей обработки и через ЦВМ80 − в КИСС и МСРП-А-02. При отказе ЦВМ80 информация о параметрах вибраций поступает в КИСС и МСРП-А-02 непосредственно с блока БППД3. 3) приема с самолета через блок УПС4-1 дискретных сигналов напряжением 27 В (сигнал от кнопки «ЗАПУСК», сигнал от кнопки предполетной проверки КОНТРОЛЬ БСКД, сигналы «Шасси обжато» и «Включение ПОС»), преобразования их в вышеуказанный цифровой код и выдачи в ЦВМ80 для дальнейшей обработки; 4) формирования и выдачи в виде напряжения постоянного тока 27В (с максимальным током нагрузки до 15мА) через САС на сигнальное табло в кабине самолета, а также в кодовом виде на ЗБН системы МСРП-А-02 следующих дискретных сигналов: «Опасная температура газа за турбиной»; 249 «Предельные обороты КВД»; «Предельные обороты вентилятора». Устройство подгрузки сигнализаторов УПС4-1 предназначено для: 1) подгрузки сигнализаторов двигателя (типа МСТ и ПКТ) и объекта (обеспечения требуемого тока через контакты сигнализаторов), выдающих дискретные сигналы напряжением 27 В в блоки БППД2 и БППД3; 2) коммутации (выдачи) с помощью «сухих» контактов напряжения 27 В (с током нагрузки до 300 мА) при поступлении из ЦВМ80 дискретных сигналов «Двигатель работает» и «Двигатель не работает» в виде «открытого коллектора»; 3) формирования дискретного сигнала напряжением 27 В «Отказ двигателя» (с током нагрузки до 200 мА) при поступлении из ЦВМ соответствующих управляющих сигналов типа «открытый коллектор»; 4) формирования дискретного сигнала напряжением 27 В «БСКД исправна» (с максимальным током нагрузки до 15 мА) при поступлении из ЦВМ соответствующего управляющего сигнала типа «открытый коллектор»; Сигнал «БСКД исправна» выдается только при контроле от кнопки «КОНТРОЛЬ БСКД» в наземных условиях. Блок БЭ-45 предназначен для: 1) приема и преобразования электрических сигналов от датчиков МВ-06-01 в зонах разделительного корпуса и задней подвески, а также от отдельных обмоток датчиков ДЧВ-2500 nквд и nвент; 2) выдачи в блок БППД3 для дальнейшего преобразования электрических сигналов в виде напряжения постоянного тока 0−5 В, соответствующих текущим значениям виброскорости в зонах разделительного корпуса и задней подвески раздельно по первым гармоникам вентилятора и КВД, а также соответствующих фиксированным уровням повышенных вибраций; 3) формирования и выдачи в блок БППД3 для дальнейшего преобразования дискретных сигналов в виде напряжения 12,5 В о превышении вышеуказанными уровнями вибраций соответствующих повышенных или опасных значений, а также об отказах каналов измерения; 4) формирования и выдачи в виде напряжения 27 В (с максимальным током нагрузки до 15 мА) через САС на сигнальное табло в кабине экипажа сигнала о повышенных вибрациях в зонах разделительного корпуса или задней подвески по первой гармонике вентилятора или КВД. Блок БЭ-45 обеспечивает возможность регулировки уровней повышенных вибраций в зонах 250 Глава 12 разделительного корпуса или задней подвески раздельно по первым гармоникам вентилятора и КВД с помощью регулировочных элементов, находящихся на лицевой части блока под откидной крышкой, крепящейся винтом. Датчики МВ-06-1 предназначены для преобразования виброускорения двигателя в электрические заряды переменной частоты и выдачи сигнала, пропорционального значению ускорения вибрации двигателя, в блок БЭ-45. Датчики МВ-06-1 устанавливаются на двигателе в зонах задней подвески (ЗП) и передней подвески разделительного корпуса (РК). Датчик ДМК3-2 предназначен для преобразования уровня масла в маслобаке в электрическую емкость, изменяющуюся пропорционально изменению уровня масла. Рабочая среда датчика: — основное масло − ИПМ-10 ТУ 38.1011299-90, — резервное масло − ВНИИ НП 50-1-4Ф ГОСТ 13076-86. Датчик содержит емкостной конденсатор, емкость которого зависит от диэлектрической проницаемости масла, заполняющего конденсатор. Датчик устанавливается в маслобаке через отверстие в верхней его части. Датчик расхода предназначен для преобразования массового расхода топлива во временной интервал между импульсами электрического тока, которые подаются на вход блока БППД2. Номинальная статическая характеристика датчика расхода приведена в паспорте датчика. Датчик расхода устанавливается в топливном трубопроводе высокого давления после насоса-регулятора перед агрегатом распределения топлива. Применяемые марки топлива: ТС-1, Т-2, РТ (ГОСТ 10227-86). Датчик ДКТ1-1 предназначен для измерения температуры холодного спая термопар Т-99 ( t т∗ ) и выдачи электрического сигнала, пропорционального данной температуре в блок БППД3, а также для приема и выдачи в блок БППД3 электрического сигнала с термопар Т-99). Основным функциональным элементом датчика является термосопротивление П-85-2, изменяющее свое значение в зависимости от температуры окружающей cреды. Датчик устанавливается на самолете в непосредственной близости от блока БППД3 и конструктивно выполнен в виде прямоугольного датчика размером 15 × 15 ×100 мм. Взаимодействующие датчики и сигнализаторы двигателя предназначены для выдачи в блоки БППД2, БППД3, БЭ-45 электрических аналоговых и дискретных сигналов, соответствующих измеряемым параметрам двигателя. Электрические сигналы с датчиков и сигнализаторов поступают в вышеуказанные блоки в виде: 1) напряжения переменного тока от 0,5 до 5 В (эффективное значение), частотой 400 Гц с датчиков типа ДАТ-М1, ДАТ-АМ1 по ∗ вх параметрам pвх , pв∗ , pств , pмвх , рсуфл, рт вх, 1кîнт pт фîрс . Питание датчиков напряжением 115В частотой 400Гц − от бортсети через блок БППД2; 2) напряжения постоянного тока от − 2,3 до 40 мВ с термопар по параметрам t т∗ , t т∗ зап , tк, tпг; 3) напряжения постоянного тока от 0 до 5 В с потенциометра двигательной части БЭМ-2,5М ∗ по параметру pт∗ / pвх . Питание потенциометра датчика постоянным напряжением (5 ± 0,005) В − от блока БППД2; 4) напряжения постоянного тока от 0,5 до 5,5 В с датчика ДАТ-250К по параметру рга. Питание датчика напряжением 27 В − от бортсети постоянного тока; 5) частоты следования импульсов от 40 до 8 000 Гц с датчиков ДЧВ-2500 по параметрам nквд и nвент; 6) временного интервала от 4 до 80 мс между импульсами с двух обмоток датчика расхода по параметру Gт; 7) омического сопротивления от 30 до 200 Ом с приемников температуры по параметрам tм вх, ∗ tм квд, tм твд, tм тнд, tм гп, t вх . Питание термосопротивлений − от блока БППД2: ∗ П-98АМ ( t вх ) − образцовым током (2,4 ± 0,005) мА, − компенсирующим током (2,4 ± 0,003) мА, П-109 (tм вх, tм квд, tм твд, tм тнд, tм гп) − образцовым током (1,412 ± 0,003) мА, − компенсирующим током (1,412 ± 0,002) мА; 8) электрического заряда с датчиков МВ-06-1 по параметрам Vрк, Vзп; 9) электрической емкости от 20 до 130 пФ с датчика ДМК3-2 по параметру Qм; 10) дискретных сигналов напряжением 27 В с сигнализаторов типа МСТ и ПКТ-6М по срабатыванию элементов механизации двигателя. 12.6. Работа агрегатов БСКД-90 Включение системы на самолете осуществляется тумблером в кабине экипажа. При этом подается электропитание в каждый блок системы. Включение каждого мотокомплекта системы (для одного двигателя) осуществляется отдельным тумблером. Система позволяет осуществлять контроль текущих параметров на работающем и неработающем двигателе. Дополнительно для контроля уровня масла на неработающем двигателе при заправке маслобака предусмотрено автономное включение канала измерения уровня масла (датчик Бортовая система контроля и диагностики двигателя ДМК3-2 − БППД2 − индикатор) тумблером на лицевой части индикатора ИЦС5-1. При этом подается питание 115 В 400 Гц в индикатор и 27 В в БППД2 (без подачи напряжения питания на остальные блоки системы). Электрические сигналы с датчиков и сигнализаторов, соответствующие контролируемым параметрам двигателя, поступают на соответствующие входные коммутаторы блока БППД2 в зависимости от вида электрического сигнала. Электрические сигналы от автономных обмоток датчиков nквд, nвент, t т∗ , а также параметры вибрации с блока БЭ-45 поступают на аналогичные входные коммутаторы резервного блока преобразования БППД3. Дискретные сигналы с сигнализаторов параллельно блокам БППД2 и БППД3 поступают в блок УПС4-1, где шунтируются на корпус через подгрузочные резисторы для обеспечения требуемого тока через контакты сигнализаторов, который не обеспечивается большим входным сопротивлением блоков БППД2 и БППД3 (Rв х= 150 кОм). В блоках преобразования информация с датчиков и сигнализаторов поочередно коммутируется на преобразователи блока, нормализуется к стандартному напряжению 0 − 5 В и затем преобразуется в цифровой двоичный код, численно соответствующий значениям измеренных параметров. Преобразованные в блоках БППД2 и БППД3 параметры и сигналы через выходные формирователи последовательного кода выдаются из блоков по двухпроводной линии в виде 32-разрядного двухполярного последовательного кода в асинхронном (постоянном) режиме передачи. Кроме преобразования и выдачи текущих параметров и сигналов с датчиков и сигнализаторов, блок БППД2-1 формирует в последовательном коде следующие сигналы неисправности: 1) «Перегрев двигателя» (при tпг ≥ 400°С); 2) «Масла мало» (при Qм ≤ 5 л); 3) «Избыток масла» (при Qм ≥ 33,5 л). Вся кодовая информация о параметрах и сигналах двигателя из блока БППД2 выдается в ЦВМ80 для дальнейшей алгоритмической обработки и передачи в КИСС и МСРП-А-02. Частота выдачи информации из блока БППД2 − 4 Гц, скорость выдачи − 12,5 кбит/с. Кроме того, при выявленных в блоке встроенным контролем неисправностях блок БППД2 формирует и выдает в ЦВМ80 сигнал «БППД2 неисправен» в виде напряжения 5 В. Дополнительно блок БППД2 в виде двоично-десятичного кода выдает информацию о количестве масла в маслобаке двигателя на индикатор. Индикация осуществляется на цифровых 7-сегментных светодиодных элементах, расположенных на лицевой панели индикатора. 251 При Qм ≤ 15 л блок БППД2 выдает сигнал «Заправка» с открытого коллектора, питание которого осуществляется от индикатора (12,5 В), на точечный светодиод «15 л» индикатора (сигнал о необходимости дозаправки маслобака) и при Qм ≥ 33,5 л выдает аналогичный сигнал «Избыток масла» на второй точечный светодиод «33 л» индикатора (сигнал о переполнении маслобака). Контроль уровня масла по индикатору ИЦС5-1 осуществляется только в наземных условиях на неработающем двигателе. В полете индикатор отключается, время непрерывной работы индикатора − не более 2 час. Дублирующая кодовая информация о параметрах nквд, nвент, t т∗ из блока БППД3 выдается при отказе основного канала (ЦВМ80) в КИСС и МСРП-А-02. При отказе основного блока преобразования БППД2 − выдается в ЦВМ80 для алгоритмической обработки и дальнейшей передачи в КИСС и МСРП-А-02. Дополнительно информация о параметрах nквд, t т∗ постоянно выдается из блока БППД3 на дублирующие цифровые индикаторы (на самолете Ту-204). Кодовая информация о параметрах вибрации выдается из блока БППД3 в ЦВМ80 для алгоритмической обработки и дальнейшей передачи в КИСС и МСРП. При nквд ≥ 12 240 об/мин или nвент ≥ 4700 об/мин или t т∗ = 660 ° С блок БППД3 формирует и выдает соответственно сигналы: 1) «Предельные обороты КВД»; 2) «Предельные обороты вентилятора»; 3) «Опасная температура газа». Сигналы выдаются в виде напряжения 27 В через САС на сигнальные табло в кабине экипажа, а также в кодовом виде на ЗБН системы МСРП-А-02. Кроме того, при выявленных в блоке встроенным контролем неисправностях блок БППД3 формирует и выдает в ЦВМ 80 в виде напряжения 5 В сигнал «БППД3 неисправен». Электрические сигналы с датчиков МВ-06-01 в зонах разделительного корпуса и задней подвески, пропорциональные виброускорению, а также сигналы с отдельных обмоток датчиков ДЧВ-2500 nквд, nвент поступают в блок БЭ-45. В блоке БЭ-45 сигналы с вибродатчиков усиливаются, фильтруются в предварительном широкополосном фильтре, а затем в следящих фильтрах, настраиваемых на частоты первых гармоник вентилятора и КВД с помощью управляющих сигналов с датчиков частоты вращения nквд и nвент. Далее узкополосные сигналы интегрируются в сигналы виброскорости и после выпрямления в виде напряжения постоянного 252 Глава 12 тока 0 – 5 В выдаются в блок БППД3 для преобразования в нем в последовательный цифровой код. Дополнительно выпрямленные сигналы виброскорости поступают на компараторы блока, в которых вырабатываются дискретные сигналы превышения повышенных и опасных значений уровней вибрации, а также сигналы об отказах каналов измерения в блоке БЭ-45. Сформированные дискретные сигналы также выдаются из блока БЭ-45 в блок БППД3 для преобразования в цифровой последовательный код. Дополнительно блок БЭ-45 выдает интегральный сигнал «Повышенная вибрация» в виде напряжения 27 В через САС на сигнальное табло в кабине экипажа при превышении уровнем вибрации в зонах РК и ЗП (по гармонике вентилятора или КВД) повышенных значений. Поступившая в кодовом виде в ЦВМ80 информация о параметрах и сигналах двигателя с блоков БППД2, БППД3, электронного регулятора РЭД подвергается входному контролю, фильтрации и после осреднения выдается в КИСС и МСРП-А-02 для индикации и регистрации. Фильтрация, осреднение и входной контроль параметров, осуществляется также и в блоке БППД3, так как в случае отказа основного канала (ЦВМ80) блок имеет самостоятельный выход с частотой 1Гц в КИСС и МСРП-А-02. 12.7. Средства самоконтроля системы Бортовая система контроля двигателя БСКД-90 имеет встроенный аппаратно-тестовый и программный самоконтроль, позволяющий определять отказы системы до конструктивносменного блока или датчика с линией связи с выдачей результатов самоконтроля на средства контроля самолета (КИСС, МСРП-А-02), а также КПА БСКД. В блоках БППД2, БППД3, ЦВМ80, БЭ-45 по результатам аппаратно-тестового самоконтроля в случае их неисправности формируются обобщенные сигналы: 1) «БППД2 неисправен» (выдается в ЦВМ в виде напряжения 5 В и в кодовом виде); 2) «БППД3 неисправен» (выдается в ЦВМ в виде напряжения 5 В и в кодовом виде); 3) «ЦВМ неисправна»; 4) «Отказ канала РВ-РК»; «Отказ канала РКВД-РП»; «Отказ канала РВ-ЗК»; «Отказ канала РКВД-ЗП»; «Отказ ИВ». Сигналы об отказах каналов вибрации выдаются из блока БЭ-45 в виде напряжения 12,5 В в блок БППД3 и далее в кодовом виде в ЦВМ. Дополнительно у вышеуказанных блоков для обобщенного визуального контроля их состояния на лицевых панелях имеются светодиоды: БППД3: ИСПРАВНОСТЬ (зеленый), ОТКАЗ (красный); ЦВМ80: ИСПР (красный), ИП (красный, характеризущий исправность вторичных источников питания); БЭ-45: ОТКАЗ (желтый); БППД2: зеленый светодиод, характеризующий исправность блока, красный светодиод, характеризующий неисправность блок.Светодиоды в блоке БППД2 расположены под круглым «окошком» на боковой поверхности блока. Кроме обобщенных сигналов об отказах, блоки БППД2, БППД3 и ЦВМ80 выдают кодовые слова – состояния с указанием отказов каналов в блоках и внутренних модулей с адресами: 273 – из блока БППД2; 277– из блока БППД3; 200, 201 – из ЦВМ80. Данные слова отказов используются для углубленного контроля системы и поиска отказавших модулей и контролируются с помощью КПА БСКД путем подключения к контрольным соединителям блокам БППД2 (Х 7) и БППД3 (на лицевой панели) или на демонтированных с самолета блоках системы в условиях АТБ. Вся кодовая и дискретная информация об отказах блоков системы поступает для обобщения и обработки в ЦВМ80. Кроме того, ЦВМ80 программным самоконтролем по выходу за контрольные границы контролирует состояние датчиков с линиями связи. По результатам данной обработки при наличии отказов блоков или датчиков ЦВМ80 формирует и выдает в кодовом виде в КИСС и МСРП-А-02 соответствующие обобщенные сигналы «Отказ БСКД» и «Отказ взаимодействующих датчиков», а также слова дискретных сигналов с указанием конкретных отказов блоков или датчиков. Дополнительно в наземных проверках от кнопки КОНТРОЛЬ БСКД при отсутствии отказов в БСКД-90 ЦВМ80 формирует и выдает сигнал «БСКД исправна» в кодовом виде на КИСС, а также в виде дискретного сигнала с элемента типа «открытый коллектор», который через блок УПС4-1 в виде напряжения 27 В поступает на табло БСКД ИСПРАВНА на щитке наземных проверок самолета Ту-204. На самолете Ил-96-300 сигнал «БСКД исправна» в виде напряжения 27В не используется. Определение отказов датчиков с линиями связи осуществляется в ЦВМ путем контроля выхода соответствующих параметров за два Бортовая система контроля и диагностики двигателя вида диапазонов (для работающего двигателя и для наземных проверок от кнопки КОНТРОЛЬ БСКД). Условия начала самоконтроля датчиков по диапазонам для работающего двигателя: nквд ≥ 7 200 об/мин (57,6%) и t т∗ ≥ 280°С, за исклю∗ чением датчиков параметров Gт, V, руфл, pт∗ / pвх . Условие начала самоконтроля датчика расхода по диапазонам для работающего двигателя по данным табл. 12.1: n квд ≥ 9 500 об/мин (76,06 %) и t т∗ ≥ 420 °С и прием информации по t т∗ с термопар Т-99 (по алгоритму переключения с термопар Т-116 на Т-99 в ЦВМ80). Условие начала самоконтроля каналов измерения вибрации, отношения давлений 253 и датчика рсуфл по диапазонам для работающего двигателя: nквд ≥ 11 800 . Сtвхмин . Срвх – 200 об/мин и αруд ≥ 55°. Контроль функционирования индикатора проводится на неработающем двигателе в наземных условиях при нажатии кнопки КОНТРОЛЬ на лицевой панели индикатора. Контроль блока УПС4-1 осуществляется по стимулирующему сигналу от кнопки КОНТРОЛЬ БСКД путем проверки выдачи в виде напряжения 27 В сигналов: «Выключи двигатель» (на табло на самолете Ту-204), «Отказ двигателя» (на табло на самолете Ил-96-300). 12.8. Режимы самоконтроля БСКД-90 Самоконтроль системы производится в следующих режимах: 1) 1-й режим – постоянно в наземных условиях на неработающем двигателе; 2) 2-й режим – в наземных условиях на неработающем двигателе по стимулирующему сигналу от кнопки КОНТРОЛЬ БСКД; 3) 3-й режим – постоянно в наземных условиях на работающем двигателе; 4) 4-й режим – постоянно в полете на работающем двигателе. В первом режиме осуществляется аппаратно-тестовый самоконтроль блоков БППД2, БППД3, ЦВМ80, БЭ-45 и датчика ДКТ1-1 с выдачей обобщенных сигналов об отказах блоков на светодиоды на лицевых панелях и в кодовом виде в КИСС и МСРП-А-02, а также слов состояний блоков, характеризующих состояние отдельных модулей и каналов преобразования в блоках. Во втором режиме осуществляются: 1) аппаратно-тестовые проверки блоков БППД2, БППД3, БЭ-45, датчика ДКТ1-1, ЦВМ80 (по расширенным тестам) с выдачей сигналов, указанных выше в разделе «Средства самоконтроля»; 2) программный самоконтроль в ЦВМ80 всех датчиков с линиями связи (кроме датчиков расхода и МВ-06-1) по выходу за контрольные границы. 3) аппаратный контроль датчика расхода с линией связи до блока БППД2 с выдачей (при наличии отказа) обобщенного сигнала об отказе датчика расхода в КИСС. Кроме того, из блока БППД2 при этом выдается слово отказов датчиков расхода с адресом 147, характеризующее целостность и синфазность каждой обмотки датчика расхода. 4) выдача из блоков БЭ-45 и БППД3 опасных уровней вибраций на КИСС, сигналов о по- вышенных и опасных значениях параметров вибрации, а также nквд, nвент, t т∗ на КИСС и табло; 5) выдача из блока БППД3 контрольных цифровых значений nквд, nвент, t т∗ на дублирующие индикаторы ИЦС7-1 на самолете Ту-204; 6) выдача из блока БППД2 через ЦВМ80 на КИСС сигналов «Масла мало», «Избыток масла», «Стружка в масле»; 7) выдача из блока УПС4-1 сигналов «Выключи двигатель»; 8) выдача из ЦВМ80 в кодовом виде на КИСС сигналов о предельных значениях параметров. В третьем режиме осуществляется: 1) аппаратно-тестовой самоконтроль блоков БППД2, БППД3, БЭ-45, ЦВМ80 и ЦВМ80 и датчика ДКТ1-1 с выдачей сигналов по результатам контроля, указанных выше в разделе «Средства самоконтроля»; 2) программный самоконтроль в ЦВМ80 всех датчиков с линиями связи (в том числе датчиков МВ-06-1 и ДЧВ-2500 для каналов вибраций) по выходу за контрольные диапазоны. Сигнал «Отказ БСКД», формируемый при самоконтроле в 1 – 3-м режимах (в наземных условиях при наличии сигнала «Шасси обжато»), формируемого через блоки УПС4-1 и БППД3, охватывает отказы блоков БППД2, БППД3, БЭ-45, ЦВМ80 и датчиков расхода, ДМК3-2, МВ-06-1 и ДКТ1-1. В четвертом режиме сигнал «Отказ БСКД» в полете (при отсутствии сигнала «Шасси обжато»), охватывает отказы только блоков БППД2, БППД3, БЭ-45, ЦВМ80 и не формируется при отказах датчиков БСКД-90, а также при отказах дублированных каналов в блоках БППД2, БППД3 (nквд, nвент, t т∗ ). 254 Глава 12 12.9. Описание и работа самолетных систем КИСС, МСРП, САС, взаимодействующих с БСКД-90 На самолете для выполнения функций контроля и диагностики, кроме БСКД-90, применены следующие средства, на которые на всех этапах полета выдается обработанная в бортовой ЦВМ информация: — комплексная информационная система сигнализации (КИСС); — система автономной сигнализации (САС); — резервные приборы контроля; — многоканальная система регистрации параметров (МСРП-А-02); — речевой извещатель и центральный сигнальный огонь (ЦСО). Комплексная информационная система сигнализации (КИСС), созданная на базе цветных электронно-лучевых трубок (дисплеев), предназначена для выдачи экипажу обобщенной информации о параметрах двигателя и сигналов об отклонениях от норм данных параметров, отказах в различных системах и узлах двигателя, режимах работы и срабатывании механизации двигателя в предварительно обработанном и удобном для восприятия виде (шкальном, буквенно-цифровом, символьном) с учетом цвета и с необходимыми рекомендациями. На экранах КИСС информация отображается следующим образом: 1) автоматически по поступлению (сигнальная информация); 2) автоматически по программе (наиболее важные основные параметры, необходимые экипажу на соответствующих этапах полета); 3) по вызову с пультов управления (диагностическая информация, не требующая немедленных действий экипажа). Несмотря на общее увеличение информации, выдаваемой экипажу, КИСС обеспечивает уменьшение психофизиологических нагрузок на экипаж за счет уменьшения объема одновременно выдаваемой информации и индикации ее по приоритету, выдачи обобщенных параметров двигателя, выдачи рекомендаций по действию пилотам, применения интегральных сигнальных табло «Масло» и «Двигатель неисправен». Кроме того, использование бортовой ЦВМ позволяет выводить информацию экипажу в предварительно обработанном и удобном для восприятия виде, то есть: 1) информация на экране дисплея группируется в буквенно-цифровом, текстовом, профильно-шкальном виде, а также в виде мнемосимволов; 2) информация разной важности изображается разным цветом, цвет информации может изменяться; 3) отображение контролируемых параметров осуществляется с индикацией рабочих зон и предельно-допустимых значений, что особенно важно в связи с тем, что из-за сложности законов регулирования двигателя эти величины являются переменными в зависимости от окружающих условий. Для повышения эффективности и оперативности контроля экипажем параметров двигателя в кабине используется речевой извещатель, а также ЦСО для привлечения внимания экипажа к экрану в момент появления на нем наиболее важной информации. Система автономной сигнализации (САС) предназначена для выдачи на сигнальные табло в кабине самолета аварийных и наиболее важных информационных сигналов, в том числе и при отказе основной системы индикации КИСС. Для продолжения полета самолета при отказе основной системы индикации КИСС в кабине предусмотрены: — резервные приборы контроля основных параметров двигателя nквд, t т∗ , принимающие информацию от автономного резервного канала БСКД-90 на самолете Ту-204 и от отдельных датчиков на самолете Ил-96-300; — дублирующие сигнальные табло, отображающие наиболее важные аварийные и информационные сигналы по двигателю. Сигналы на табло формируются и выдаются системой автономной сигнализации САС по принимаемым от отдельных сигнализаторов, а также от БСКД-90 и блоков системы регулирования дискретным сигналам +27В. В кабине самолета Ту-204 размещены следующие табло: − «Включение ПОС» − «Предельные обороты» − «Опасная t газа» − «Вибрация велика» − «Помпаж» − «Масло» (интегральное, загорающееся при срабатывании любого из сигнализаторов: «Стружка в масле», «Минимальное давление масла на входе в двигатель», «Предельное давление суфлирования», «Минимальный уровень масла в баке»; − «Предельные обороты стартера»; − «Давление топлива»; − «Фильтр засорен»; − «Реверс включен»; − «Замок реверса»; − «РЭД отключен»; − «Перегрев двигателя» (выведен на одно табло с самолетным сигналом «Перегрев» (в мотогондоле); Бортовая система контроля и диагностики двигателя − «Превышение nтнд»; − «Выключи двигатель» (интегральное), загорающееся по сигналу, формируемому в ЦВМ при наличии одной из следующих комбинаций сигналов: а) «Вибрация велика» и «Стружка в масле»; б) «Мало давление масла» и «Масла мало»; в) «Стружка в масле» и «Мало давление масла»; г) «Вибрация велика» и «Опасная температура газа»; д) «Помпаж» и «Вибрация велика»; е) «Предельная температура масла на входе» и «Стружка в масле»; ж) «Предельная температура масла на выходе» и «Вибрация велика»; з) «Стружка в масле» и «Масла мало». На самолете Ил-96-300 для контроля двигателя используются следующие сигнальные табло: − «Включение ПОС»; − «Помпаж»; − «Реверс включен»; − «Двигатель неисправен» (интегральное), сигнализирующее о неисправности при поступлении любого из сигналов: «Предельная температура газа за турбиной», «Повышенная вибрация двигателя», «Предельная частота вращения ротора вентилятора», «Предельная частота вращения ротора КВД», «Минимальное давление масла на входе в двигатель», «Минимальное давление топлива на входе в двигатель», «Предельное давление суфлирования»; − «Перегрев двигателя» (выведен на одно табло с самолетным сигналом «Перегрев»); − «Отказ двигателя» (интегральный), аналогичный сигналу «Выключи двигатель» на самолете Ту-204. 255 Дополнительно наиболее важные аварийные сигналы и сигналы, не использующиеся в алгоритмах обработки БСКД-90, поступают на регистрацию в МСРП-А-02 автономно от отдельных сигнализаторов. Для регистрации основных параметров и сигналов различных самолетных систем на самолетах Ил-96-300, Ту-204, Ту-214, Ил-76МФ используется многоканальная система регистрации параметров МСРП-А-02, которая включает в себя два легкосъемных кассетных бортовых накопителя КБН (двигательный и самолетный), защищенный бортовой накопитель (ЗБН) и алфавитно-цифровое печатающее устройство (АЦПУ). Информация о параметрах двигателя, записанная на КБН, предназначена для обработки с помощью наземной автоматизированной системы диагностики в базовом аэропорту по специальным программам с целью проведения анализа тенденций изменения контролируемых параметров, диагностики и прогнозирования состояния двигателя, локализации неисправностей, углубленного контроля выработки ресурса отдельных деталей двигателя. Информация, необходимая при расследовании летных происшествий, записывается на ЗБН. На АЦПУ информация выводится только в случае выхода контролируемых параметров за предельные значения или поступления сигналов об имеющейся неисправности датчиков или систем с указанием времени появления неисправности. Поступившая на АЦПУ информация выводится для обслуживающего персонала с помощью цифропечатающего устройства на бумажную ленту. 13 ДАТЧИКИ КОНТРОЛЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ 13.1. Назначение датчиков и сигнализаторов Датчики и сигнализаторы предназначены для преобразования физических величин параметров двигателя (температур, давлений, оборотов, расхода и др.) в электрические величины сигналов (напряжения, частоты и др.) и выдачи этих сигналов для обработки в системы управления и контроля (САУ или БСКД) или непосредственно для индикации в кабину экипажа или регистрации на бортовой регистратор. Преобразование датчиками физических величин параметров двигателя в электрические сигналы осуществляется в соответствии со статическими характеристиками датчиков, которые могут быть линейными, синусоидальными либо отражать какие-либо другие зависимости: Uвых. = f (П), где: Uвых.− величина выходного электрического сигнала датчика; П − физическое значение измеряемого параметра двигателя. Статическая характеристика определяется принципом действия датчика и его конструкцией. 13.2. Классификация датчиков и сигнализаторов Все датчики и сигнализаторы двигателя ПС-90А условно можно разбить на три группы: 1. Датчики, выдающие информацию только в систему управления САУ. При этом они используются для обратной связи при реализации законов регулирования. К ним, например, относятся: датчик положения лопаток ВНА-94-22-80-93, датчик положения дозирующей иглы насоса-регулятора ДБСКТ220-1 и другие. Состав и описание данных датчиков приведено в разделе по САУ. 2. Дублированные датчики, выдающие информацию и в систему управленя, и в систему контроля. К ним относятся: а) ДЧВ-2500А − датчики частоты вращения ротора КВД, на двигателе ПС-90А установлено 4 шт., из них: − 2 шт. − для САУ; − 2 шт. − для системы контроля; б) ДЧВ-2500А — датчики частоты вращения ротора вентилятора, на двигателе ПС-90А установлено 3 шт., из них: − 2 шт. − для САУ; − 1 шт. − для системы контроля; в) П-98АМ − приемник температуры торможения воздуха на входе в двигатель; на двигателе ПС-90А установлено 2 шт., из них: − 1 шт. − для САУ; Датчики контроля параметров двигателя − 1 шт. − для системы контроля; г) Т-99 − термопары для измерения температуры газа за турбиной на рабочих режимах, установлено 10 двухканальных термопар, при этом: − с первых каналов (спаев) десяти термопар сигналы поступают в САУ; − со вторых каналов (спаев) десяти термопар сигналы поступают в систему контроля. д) Т-116 − безинерционные термопары для измерения температуры газа за турбиной в процессе запуска, установлены две двухканальные термопары, при этом: 257 − с первых каналов (спаев) двух термопар сигналы поступают в САУ; − со вторых каналов (спаев) двух термопар сигналы поступают в систему контроля. Описание датчиков ДЧВ-2500А, П-98АМ, Т-99, Т-116 также приведено в разделе по САУ. 3. Датчики и сигнализаторы, выдающие информацию только в систему контроля и диагностики двигателя для контроля и диагностики его состояния. Описание данных датчиков приведено ниже в настоящем разделе. 13.3. Конструкция и работа датчиков и сигнализаторов Т-48-4 − термопара для измерения температуры торможения воздуха за КВД (см. рис. 13.1). Термопара Т-48-4 представляет собой хромель-алюмелевую термопару (ХА) закрытого типа. Термо-ЭДС, возникающая на рабочем спае термопары, пропорциональна измеряемой температуре воздуха за КВД. Зависимость выходного сигнала термопары в милливольтах от измеряемой температуры соответствует градуировочной характеристике ХА термопар по ГОСТ 3044. На двигателе ПС-90А установлена одна термопара Т-48-4, сигнал от которой поступает в блок БППД2-1 системы БСКД-90. Рабочие концы термоэлектродов (хромелевого и алюмелевого) вставлены в штуцер, изготовленный из антикоррозионной стали, и сварены с ним совместно, образуя герметичную сферу в зоне горячего спая. В верхней части штуцера находится накидная гайка для закрепления термопары на двигателе и гайка, обеспечивающая вместе с уплотнительным кольцом брызгонепроницаемость головки термопары. Для защиты от механических повреждений изолированные термоэлектроды при выходе из головки термопары проходят внутри стальной плетенки. Присоединение термопары к электропроводке двигателя осуществляется с помощью наконечников лепесткового типа. Во избежание перепутывания полярности, положительные электроды (из хромеля) выполнены на 50 мм короче отрицательных электродов (из алюмеля). Вес термопары Т-48-4 не превышает 140 г. Теплостойкость головки термопары от – 50 до + 150 °С. Термопары выдерживают вибрационные нагрузки с ускорением до 40g в диапазоне частот от 5 до 5 000 Гц при амплитуде колебаний не более 2 мм. Т-38-3 вар. 2 − термопара для измерения температуры воздуха под панелями газогенератора двигателя (в подкапотном пространстве). Термопара Т-38-3 вар. 2 представляет собой хромель-алюмелевую термопару (ХА), принцип действия которой и характеристика аналогичны термопарам Т-48-4, Т-99, Т-116. На двигателе ПС-90А установлено четыре термопары Т-38-3 вар. 2 в одной плоскости через 90 градусов равномерно по диаметру двигателя. Термопары Рис. 13.1. Термопара Т-48-4 258 Глава 13 устанавливаются внутри двигателя над кожухом газогенератора в районе стыковки КВД и камеры сгорания. Термопара выдает информацию о перегреве внутри двигателя в случае прорыва горячего воздуха или газа из-под кожуха газогенератора (из КВД или камеры сгорания). Четыре термопары Т-38-3 вар. 2 на двигателе соединены параллельно и один осредненный сигнал с них поступает в блок БППД2-1 системы БСКД-90. Внешний вид термопары Т-38-3 вар. 2 представлен на рис. 13.2. Термопара обеспечивает работу при температуре окружающей среды от − 60 до + 250 ° С. При этом рабочий конец термопары обеспечивает измерение температуры до 1 200 ° С в течение 2,5 часов для обеспечения выдачи информации о перегреве или пожаре внутри двигателя. Термопара выдерживает вибрационную нагрузку с ускорением до 20g в диапазоне частот от 5 до 300 Гц с амплитудой вибрации до 1 мм. Во избежание перепутывания полярности, наконечники термопары подсоединяются к электропроводке двигателя винтами разного диаметра. Вес термопары Т-38-3 вар. 2 не превышает 120 г. ДРТ5-3Б − датчик массового расхода топлива. Датчик расхода турбинный ДРТ5-3Б предназначен для преобразования массового расхода топлива во временной интервал между двухполярными импульсами электрического тока. Выбор измерения прямого массового расхода топлива вместо объемного на двигателе ПС-90А обусловлен требованием заказчиков двигателя обеспечить высокую точность измерения расхода топлива при работе двигателя на смесях топлива, в том числе российских и зарубежных. Объемный способ измерения расхода топлива для последующего его пересчета в массовый расход требует дополнительного задания плотности топлива с помощью ареометра и измерения температуры топлива в месте установки датчика расхода. При смеси разных марок топлива в неизвестной пропорции точный учет плотности каждого топлива и результирующей плотности невозможен, в связи с чем объемный способ измерения расхода дает недопустимо большую погрешность. Принцип измерения расхода топлива в турбинном датчике ДРТ5-3Б с приводом от потока топлива незначительно усложняет конструкцию датчика, но при этом не требует дополнительного плотномера и измерения температуры топлива, так как выходной сигнал датчика уже сразу соответствует массовому расходу топлива и не требует дополнительного пересчета. При этом обеспечиваются высокие требования по точности во всем диапазоне расхода. Внешний вид датчика представлен на рис. 13.3. Конструктивно датчик представляет собой корпус с фланцами на концах, которые предназначены для соединения датчика с топливной магистралью двигателя. Датчик устанавливается в разрезе топливной магистрали так, чтобы стрелка, изображенная на корпусе датчика, была направлена по направлению потока топлива. Датчик устанавливается в линии высокого давления топливной системы двигателя после насоса-регулятора НР-90 перед агрегатом АРТ-90 (см. схему топливопитания двигателя в разделе по системе автоматического управления). На корпусе датчика установлен байонетный электрический соединитель типа СНЦ для подключения его к электропроводке двигателя. В корпусе датчика, под крышкой, расположены Рис. 13.2. Внешний вид термопары Т-38-3 вар. 2 Датчики контроля параметров двигателя 259 Рис. 13.3. Внешний вид датчика ДРТ5-3Б две катушки, формирующие выходные двухполярные импульсы. Внутри корпуса датчика на разных осях вращения установлены в подшипниках две крыльчатки, имеющие различный шаг и количество лопастей и вследствие этого разный закручивающий момент от протекающего топлива. Крыльчатки вращаются независимо, но связаны между собой пружиной. Каждая крыльчатка имеет по два постоянных магнита, укрепленных на лопастях. Каждая из двух катушек установлена над соответствующей крыльчаткой. Топливо, протекая через датчик, вращает крыльчатки. При этом пересечении лопастей с магнитами сердечников катушек в них наводятся двухполярные импульсы электрического тока. Из-за разности шагов лопастей и разных закручивающих моментов крыльчатки вращаются, сместившись друг относительно друга на некоторый угол закрутки, зависящий от массового расхода. Это приводит к временному сдвигу между импульсами, генерируемыми катушками, который пропорционален массовому расходу: Gт = f (Т), где: Т − временной сдвиг между импульсами с разных катушек; Gт − массовый расход топлива. Схема работы датчика приведена на рис. 13.4. Выходные электрические импульсы с датчика приведены на рис. 13.5. Для повышения помехоустойчивости и подавления помех при измерении с каждой катушки датчика снимаются одновременно импульсы противоположной полярности относительно средней (нулевой) точки катушки. При их последующем вычитании в блоке БППД2-1 с каждой катушки получается им- пульс удвоенной амплитуды (так как исходные импульсы были противоположной полярности), но при этом уничтожаются синфазные наведенные помехи одной полярности. Датчик работоспособен при рабочем давлении топлива до 100 кгс/см2, температуре топлива от − 60 до 120 ° С, воздействии вибрации в диапазоне частот от 5 до 2 000 Гц с ускорением до 30g, температуре окружающего воздуха от − 60 до 85 ° С. Датчик обеспечивает работу на топливах ТС-1, РТ, Т2, а также на зарубежных аналогах данных топлив типа Jet A, JetА-1. ДМК3-2 − датчик уровня масла в маслобаке. Датчик уровня масла с компенсатором ДМК3-2 предназначен для преобразования уровня масла в маслобаке в электрическую емкость, изменяющуюся пропорционально изменению уровня масла. Датчик содержит емкостной компенсатор, предназначенный для компенсации изменения диэлектрической проницаемости масла при изменении температуры и смене марки масла. Внешний вид датчика представлен на рис. 13.6. Рис 13.4. Схема работы датчика ДРТ5-3Б 260 Глава 13 где: Сд0 − начальная электрическая емкость измерительной части «сухого» датчика; D, d − диаметры наружной и внутренней труб; εм − относительная диэлектрическая проницаемость масла; εв − относительная диэлектрическая проницаемость воздуха; Н − уровень масла в маслобаке. Величины Сд0, D, d, εм, εв − являются постоянными коэффициентами, величина Н − является измеряемой величиной. Электрическая схема датчика представлена на рис. 13.7. Емкости Сд и Ск являются выносными плечами измерительного моста. Два других плеча измерительного моста находятся в блоке БППД2-1. Емкость компенсатора Ск является постоянной величиной (для данной температуры и марки масла) – К. При измерении компенсатор (внизу датчика) всегда заполнен маслом. Ск = 55,2 ± 0,3 пФ. Диапазон изменения емкости датчика от 51,4 до 116,6 пФ. Датчик ДМК3-2 работоспособен при температуре масла от – 60 до 150 ° С, вибрации в диапазоне частот от 5 до 2 000 Гц с ускорением не более 30g, температуре окружающей среды от – 60 до 85 ° С. Подключение датчика осуществляется с помощью резьбового электрического соединителя типа 2РМД. Используется также резиновая прокладка для обеспечения герметичности маслобака. МВ-06-1 − датчик вибраций. Датчик вибрации МВ-06-1 предназначен для преобразования виброускорения в пропорциональный ему электрический сигнал (электрический заряд). На двигателе ПС-90А устанавливается два датчика вибрации МВ-06-1: в зонах передней и задней подвесок. Внешний вид датчика вибраций МВ-06-1 представлен на рис. 13.8. Датчик состоит из корпуса вибропреобразователя и выводного жгута. В качестве чувствительного элемента вибропреобразователя используется блок пьезоэлементов, электрически изолированный от корпуса преобразователя изоляционными шайбами. К блоку пьезоэлементов прижимается специальный груз. При этом обеспечивается некоторое предварительное сжатие чувствительного элемента. Работа датчика МВ-06-1 основана на пьезоэлектрическом эффекте. При вибрации корпуса двигателя, на котором жестко закреплен датчик Рис. 13.6. Внешний вид датчика ДМК3-2 Рис. 13.7. Электрическая схема датчика ДМК3-2 Рис. 13.5. Выходные импульсы с датчика ДРТ5-3Б Конструктивно датчик состоит из набора концентрически расположенных труб, соединенных электрически таким образом, что две трубы составляют обкладки конденсатора измерительной части датчика, а одна из труб измерительной части и отрезок другой трубы составляют обкладки другого конденсатора — компенсационной части датчика. Датчик ДМК3-2 располагается вертикально в маслобаке и при заполнении бака изменяется электрическая емкость измерительной части датчика из-за проникновения масла в зазор между трубами датчика, что приводит к изменению диэлектрической проницаемости (из-за отличия диэлектрической проницаемости воздуха ε ≈ 1 и масла ε ≈ 4). Изменение электрической емкости измерительной части датчика (Сд) от изменения уровня масла является линейной зависимостью: Сд = Сд0 + f [D, d, (εм − εв), H], 261 Датчики контроля параметров двигателя Рис. 13.8. Внешний вид датчика вибраций МВ-06-1 вибраций, сила инерции груза действует на блок пьезоэлементов. В результате механического воздействия на выводах блока пьезоэлементов генерируется электрический заряд, пропорциональный значению виброускорения в месте установки датчика. Основной характеристикой датчика МВ-06-1 является коэффициент преобразования К, определяемый по формуле: К = q / a, пКл с2/м, где: q − заряд на выходе датчика, пКл; а − виброускорение, воздействующее на датчик, м/с2. Для датчика вибраций коэффициент преобразования К = 5 пКл с2/м (49 пКл/g) ± 6 %. Относительный коэффициент поперечного преобразования (перпендикулярно оси чувствительности) не превышает 5 % от К. Резонансная частота закрепленного МВ-06-1 обеспечивается не менее 20 кГц. Выводной жгут датчика изготовлен из специального антивибрационного двухпроводного экранированного кабеля АВКТДЛ, на конце которого установлен резьбовой электрический соединитель типа 2РМД. Для снижения влияния разности потенциалов корпуса объекта экран выводного кабеля датчика электрически изолирован от корпусов вибропреобразователя и соединителя и подведен к одному из гнезд соединителя. Сигналы с двух датчиков вибраций МВ-06-1 поступают в блок измерения вибраций БЭ-45, установленный на самолете. Датчик вибрации МВ-06-1 работоспособен при температуре окружающей среды от − 60 до 250 ° С, воздействии вибраций в диапазоне частот от 5 до 5 000 Гц при ускорении до 200g и амплитуде перемещения до 5 мм. П-109 М2 − датчик температуры масла. Датчик температуры масла П-109М2 предназначен для преобразования измеряемой температуры масла в электрическую величину омического сопротивления. Сигналы с датчиков пос- тупают в блок БППД2-1 системы БСКД-90. На двигателе ПС-90А используется пять датчиков П-109М2 для измерения температуры масла: на входе в двигатель − 1 шт; на выходе из опор двигателя − 3 шт; на входе в гидропровод ГП-25 (ГП-26) − 1 шт; Датчики П-109М2 устанавливаются в трубопроводы с маслом в специальные штуцеры, обеспечивающие расположение датчика навстречу потоку с наклоном под углом не более 60° к продольной оси трубопровода с глубиной погружения в измеряемую среду 70мм. Установка осуществляется в резьбовое отверстие штуцера М 16 × 15 с термостойким уплотнительным кольцом для обеспечения герметичности трубопровода. Внешний вид датчика представлен на рис. 13.9, а его электрическая схема показана на рис. 13.10. В качестве термочувствительного элемента (термоэлемента) в датчике П-109М2 используется платиновая проволока, намотанная бифилярно на изолированную трубку, герметично закрытую кожухом. Концы проволоки с помощью проводов подсоединены к контактам вилки электрического соединителя типа 2РМД и образуют две независимые электрические цепи (датчик П-109М2 является двухканальным). На двигателе ПС-90А у датчиков П-109М2 используется только один канал, который подключается к блоку БППД2-1. Вторые каналы датчиков являются свободными (используются только при стендовых испытаниях для подключения стендовой аппаратуры). Принцип действия датчика основан на использовании свойств металла (платиновой проволоки) изменять свое электрическое сопротивление в зависимости от изменения температуры. Электрическое сопротивление термочувствительного элемента, выполненного из платиновой проволоки, имеет линейную зависимость от температуры в соответствии с ГОСТ 6651-84 для характеристики 100 П по табл. 1 ГОСТ 6651-84, при этом статическая характеристика приемника температуры имеет вид: Rt = Wt • R0, где: Rt − сопротивление приемника при измеряемой температуре, Ом; R0 = 100 Ом −сопротивление приемника с характеристикой 100 П при 0 ° С; Wt − значение температурного коэффициента для измеряемой температуры, выбираемое из таблицы 1 ГОСТ 6651-84. Подключение каждого канала датчика П-109М2 к системе измерения осуществляется по четырехпроводной или трехпроводной схеме, то есть к каждому (или к одному) концу термочувствительного элемента подсо- 262 Глава 13 Рис. 13.9. Внешний вид датчика П-109М2 Рис. 13.10. Электрическая схема датчика П-109М2 единяется не один провод, а два. При этом в системе измерения осуществляется измерение сопротивления линии связи с термоэлементом (по контуру проводов с термоэлементом) и сопротивление линии связи проводов до датчика без термоэлемента (по контуру проводов без термоэлемента). После вычитания сигналов обеспечивается измерение «чистого» сопротивления термоэлемента. Таким образом исключается погрешность измерения от сопротивления проводов линий связи. На двигателе ПС-90А подключение приемников температуры П-109М2 к блоку БППД21 осуществляется по трехпроводной схеме исходя из особенностей построения каналов измерения в блоке. Измерительный ток через термоэлемент не более 5 мА, показатель тепловой инерции − не более 3 с. Датчик обеспечивает работу при воздействии вибраций в диапазоне частот от 5 до 2 000 Гц с ускорением до 30g и амплитудой до 5мм и при температуре окружающей среды от − 60 до 250 ° С. Масса датчика не более 150 г. ДОТ-2.5М − датчик параметра тяги двига∗ теля (отношения давлений pт∗ / pвх ). Датчик ДОТ-2.5М предназначен для измерения отношения двух давлений воздуха и выдачи двух независимых электрических сигналов, пропорциональных измеряемым отношениям давлений. На двигателе ПС-90А датчик ДОТ-2.5М используется для измерения отношения полного давления газа за турбиной низкого давления ( pт∗ ) к полному давлению воздуха на входе в дви∗ гатель ( pвх ). Это отношение соответствует степени повышения давления в двигателе и характеризует тягу газотурбинного двигателя. На двигателе ПС-90А используется один комплект датчика ДОТ-2.5М, выдающий информацию о тяге двигателя в систему контроля БСКД-90. Датчик ДОТ-2.5М состоит из двух конструктивно разделенных элементов: блока электромеханического БЭМ-2.5М и блока электрон- ного БЭ-М2, которые соединены между собой электрическими линиями связи. Блок БЭМ-2.5М устанавливается на двигателе, к нему подводятся два давления pт∗ ∗ и pвх и с него выдается выходной сигнал в блок БППД2-1 системы БСКД-90. Блок БЭМ-2.5М установлен на двигателе в специальной амортизационной подвеске с помощью упругих тросов для снижения вибрационных нагрузок на подвижные элементы блока. Внешний вид блока БЭМ-2.5М представлен на рис. 13.11. Блок БЭ-М2 устанавливается на борту самолета и служит для выработки питающего напряжения для электродвигателя, расположенного в блоке БЭМ-2.5М на двигателе. Блоки БЭМ-2.5М и БЭ-М2 взаимозаменяемы и поставляются раздельно: БЭМ-2.5М − на двигатель, БЭ-М2 − на самолет. Блок электромеханический БЭМ-2.5М состоит из следующих основных узлов: — узла сильфона; — узла анероида; — индуктивного преобразователя с подвижным якорем для управления двигателем; — сервопривода; — потенциометров для выдачи выходных сигналов; — редуктора с электродвигателем сервопривода. Блок электронный БЭ-45 состоит из следующих основных узлов: — основания с разъемами; — плат усилителя для электродвигателя сервопривода в БЭМ-2.5М; — трансформатора для питания электрической схемы датчика. ∗ Давление pвх подается внутрь корпуса датчика БЭМ-2.5М, а давление pт∗ − в измерительный сильфон. Принцип работы датчика БЭМ-2.5 основан на компенсационном методе измерения следящей системы. Электрическая схема входных и выходных параметров блока БЭМ-2.5 М представлена на рис. 13.12. Датчики контроля параметров двигателя 263 Рис. 13.11. Внешний вид блока БЭМ-2.5М Рис. 13.12. Электрическая схема входных и выходных параметров блока БЭМ-2.5 М ∗ При изменении отношения давлений pт∗ / pвх перемещение сильфона через балансировочный рычаг поворачивает якорь индуктивного преобразователя. При этом с индуктивного преобразователя формируется управляющий сигнал определенной полярности. Управляющий сигнал усиливается в блоке электронном БЭ-М2 и поступает обратно в БЭМ-2.5М на обмотку управления электродвигателя сервопривода, который, вращая рычаг анероида, изменяет наклон анероида к балансировочному рычагу до равновесия приведенных сил от сильфона и анероида. Таким образом рассогласование между ними становится равным нулю, электродвигатель и вся следящая система устанавливаются в новом статическом равновесном ∗ положении, соответствующем величине pт∗ / pвх , действующей на датчик. Электродвигатель, кроме рычага анероида, вращает щетки потенциометров, которые после прихода системы в новое равновесное состояние становятся ∗ в положение, соответствующее величине pт∗ / pвх , действующей на датчик. При этом с потенциометра снимается соответствующий сигнал до возникновения следующего рассогласования. Блок электронный БЭ-М2 питается бортовым напряжением ∼115 В, 400 Гц, которое подается на первичную обмотку трансформатора. При этом на вторичных обмотках трансформатора формируется напряжение для питания электродвигателя и индуктивного преобразователя в блоке БЭМ-2,5М (36 В, 400 Гц и 8 В, 400 Гц), а также напряжения для питания усилителя (± 5 В; ± 15 В), расположенного в блоке БЭ-М2. При подаче на вход усилителя в БЭ-М2 сигнала рассогласования с индуктивного преобразователя (из БЭМ-2.5М) происходит усиление сигнала и сдвиг фазы на 90 градусов относительно фазы напряжения на обмотке возбуждения исполнительного электродвигателя в БЭМ-2.5М. Усиленное и сдвинутое по фазе напряжение рассогласования с выхода усилителя подается на обмотки управления исполнительного электродвигателя в БЭМ-2.5М. Статическая характеристика датчика имеет следующий вид: pт∗  U / U пит ⋅ 100 − 5  = 2,11sin   + 1 , ∗  1, 986 pвх ∗ где: pт∗ / pвх − измеряемое отношение давлений; Uпит − напряжение питания потенциометра; U − выходное напряжение, снимаемое со щетки потенциометра. Блок БЭМ-2,5М на двигателе обеспечивает свои характеристики при температуре окружающей cреды от − 60 до 150 ° С и при воздействии вибрации в диапазоне от 5 до 2 000 Гц с амплитудой до 30 g. Блок электронный на самолете работоспособен при температуре окружающей среды от − 60 до 85 ° С и при воздействии вибрации в диапазоне от 5 до 500 Гц с амплитудой виброускорения до 5g. Подключение блоков БЭМ-2,5М и БЭ-М2 к внешним цепям осуществляется с помощью байонетных электрических соединителей типа СНЦ. ДАТ-М1, ДАТ-АМ1 − датчики давления воздуха, топлива и масла. Датчики давления типа ДАТ-М1 и ДАТ-АМ1 предназначены для измерения избыточного давления топлива и масла (ДАТ-М1), абсолютного давления воздуха (ДАТ-АМ1) и преобразования их в электрические сигналы переменного тока, пропорциональные измеряемым давлениям. На двигателе ПС-90А используются следующие датчики давления. а) Абсолютного давления воздуха: — ДАТ-1.6АМ1 − давление воздуха на входе в двигатель; — ДАТ-2.5 АМ1 − давление воздуха за вентилятором; 264 Глава 13 Рис. 13.13. Внешний вид датчиков давления топлива ДАТ-М1 и ДАТ-М1 — ДАТ-7АМ1 − давление воздуха на входе в стартер. б) Избыточного давления: — ДАТ-8М1 − давление масла на входе в двигатель; — ДАТ-1М1 − давление в полостях суфлирования (масла и его паров); — ДАТ-16М1 − давление топлива в насос-регулятор НР-90; — ДАТ-100М1 − давление топлива в первом контуре форсунок топливного коллектора. Сигналы со всех датчиков давления поступают в блок БППД2-1 системы БСКД-90. Внешний вид датчика представлен на рис. 13.13, а функциональная схема работы приведена на рис. 13.14. Принцип работы датчика основан на преобразовании перемещения центра чувствительного элемента (мембраны) в электрический сигнал, пропорциональный этому перемещению. Измеряемое давление подается в датчик через штуцер с демпфером. Демпфер служит для погашения и сглаживания пульсаций и бросков давления. Давление воздействует на мембрану датчика, которая под его действием деформируется. Линейное перемещение центра мембраны через шток передается на якорь, расположенный в зазоре сердечника трансформатора. При перемещении якоря изменяется зазор в сердечнике трансформатора (зазор магнитных цепей вторичных катушек), что изменяет магнитную проницаемость сердечника. Изменение взаимоиндуктивностей катушек приводит к изменению выходного напряжения со вторичных обмоток трансформатора. Это напряжение является выходным сигналом датчика. На первичную обмотку трансформатора подается напряжение ∼115 В, 400 Гц, при этом со вторичной обмотки снимается напряжение от 0,56 до 5,56 В, 400 Гц. Компенсация температурной погрешности производится путем подбора резисторов R1, R2 в цепи вторичной катушки. Характеристика датчиков давления ДАТ-М1, ДАТ-АМ1 близка к линейной и имеет вид: p= (U д /1,11) − 0,5 pном , 4,5 где: р − измеряемое давление в кгс/см2, рном − номинальный диапазон измерения датчика, Uд − действующее значение выходного напряжения датчика. Датчики ДАТ-М1, ДАТ-АМ1 работоспособны при температуре окружающей среды от − 60 до 220 °С и при воздействии вибраций в диапазоне частот от 5 до 2 000 Гц с амплитудой виброускорения до 30g. Потребляемый ток при номинальных параметрах питания ∼115 В, 400 Гц не превышает 0,05 А. Подключение Рис. 13.14. Функциональная схема работы датчика ДАТ-М1 265 Датчики контроля параметров двигателя датчиков на двигателе осуществляется с помощью резьбового электричеcкого соединителя 2РМГ. ДАТ-250К − датчик давления в азотной полости гидроаккумулятора реверса. Датчик давления ДАТ-250К предназначен для измерения давления азота в гидроаккумуляторе реверса и выдачи электрического сигнала постоянного тока, пропорционального этому давлению. На двигателе ПС-90А установлен один датчик ДАТ-250К, сигнал с которого поступает в блок БППД2-1 системы БСКД-90. Внешний вид датчика представлен на рис.13.15, а его функциональная схема приведена на рис. 13.16. Датчик ДАТ-250К состоит из следующих основных узлов: — корпуса с подводящим штуцером давления и электрическим соединителем типа СНЦ для подключения к электропроводке двигателя; — мембраны; — двух магнитопроводов с катушками индуктивности; — катушек компенсации для регулирования и компенсации; — электронного преобразователя сигнала; — преобразователя для обработки сигнала для дополнительного выхода на указатель. Принцип работы датчика основан на преобразовании перемещения чувствительного элемента (мембраны) под действием измеряемого давления в электрический сигнал, пропорциональный измеряемому давлению. Датчик работает по схеме дифференциального трансформатора. Напряжение питания бортсети 27 В поступает на стабилизатор и преобразователь, где преобразуется в стабильное напряжение ± 15 В для питания каскадов электронных модулей. Генератор вырабатывает переменное напряжение ∼ 3 В частотой 2 000 Гц, которое поступает на индуктивный преобразователь датчика, включенный по схеме дифференциального трансформатора. Измеряемое давление, воздействуя на мембрану, перемещает ее. Перемещение мембраны через шток передается на якорь, движение которого изменяет зазоры магнитных цепей катушек, включенных по схеме дифференциального индуктивного трансформатора, возникает переменное напряжение, пропорциональное величине измеряемого давления. Это напряжение поступает на усилитель и выпрямитель, где сигнал выпрямляется и усиливается, далее на фильтр низших частот и далее на сумматор, предназначенный для регулирования выходного сигнала и температурной компенсации датчика. Таким образом, в БППД2-1 выдается нормализованный стандартный сигнал в виде напряжения постоянного тока от 0,5 до 5,5 В, а для указателя сигнал дополнительно усиливается в усилителе тока. Выход на указатель используется только при зарядке и наземном контроле давления в гидроаккумуляторе реверса. Статическая характеристика датчика имеет вид: р = 50 U — 25, где: р − измеряемое давление в кгс/см2; U − выходное напряжение датчика. Датчик ДАТ-250К работоспособен при температуре окружающего воздуха от — 60 до 100 ° С и при воздействии вибрации в диапазоне частот от 5 до 2 000 Гц, с амплитудой виброускорения до 20g и амплитудой виброперемещения не более 2,5 мм. Масса датчика не превышает 0,35 кг. МСТ-8А − сигнализаторы положения элементов механизации компрессора и двигателя. Сигнализаторы давления теплостойкие типа МСТ предназначены для замыкания или размыкания электрических цепей при достижении в системе заданных давлений жидкостей или газов. На двигателе ПС-90А сигнализаторы давления МСТ-8А предназначены для выдачи сигналов в систему контроля двигателя , Рис. 13.15. Внешний вид датчика ДАТ-250К , Рис. 13.16. Функциональная схема датчика ДАТ-250К 266 Глава 13 БСКД-90 о положении элементов механизации компрессора и двигателя. Сигналы выдаются при достижении давления рабочей жидкости в гидроцилиндрах управления элементами механизации более 8 кгс/см2. Таким образом, сигналы с сигнализаторов отражают прохождение гидравлической команды на перекладку различных клапанов, заслонок и с большой долей вероятности свидетельствуют о фактической их перекладке. На двигателе ПС-90А используется пять сигнализаторов МСТ-8А: 1. Сигнализатор открытого положения КПВ КВД − 1 шт; 2. Сигнализатор открытого положения ЗПВ ПС ��I�� группы �� и выключения отбора воздуха на регулирования зазоров КВД и турбины (заслонка ∅ 100 мм) − 1 шт; 3. Сигнализатор открытого положения ЗПВ ПС II�� группы − 1 шт; 4. Сигнализатор выключения отборов воздуха на регулирования зазоров турбины (заслонка ∅ 60 мм) и включения отбора воздуха на охлаждение рабочих лопаток I�� и II�� ступени ТВД без ограничения расхода (100 % охлаждающего воздуха) − 1 шт.; 5. Сигнализатор переключения отбора воздуха на сдув вихря и ПОС с VI�� на �� XIII�� ступень КВД и включения ВМТ ГП − 1 шт. Внешний вид сигнализатора представлен на рис. 13.17. Схема работы сигнализатора МСТ-8А показана на рис. 13.18. В зависимости от исходного положения контактов (при отсутствии давления) сигнализаторы делятся на две группы: с замкнутыми и разомкнутыми контактами. К шифру последних добавляется буква «А». Таким образом, сигнализаторы МСТ-8А имеют нормально-разомкнутые контакты и замыкают их при величине подводимого к сигнализатору давления более 8 кгс/см2. Сигнализатор СТ-8А состоит из следующих основных узлов: — корпуса с подводящим штуцером давления и электрическим резьбовым соединителем типа ШПЛМ-2 II серия; — упругой гофрированной мембраны; — штока; — нижняя плоская пружина с подвижным контактом; — верхняя плоская пружина с неподвижным контактом; В сигнализаторе предусмотрена регулировка зазора между нижней и верхней контактными группами. Нижняя пружина, упираясь в верхний конец штока, обеспечивает его надежное прижатие к мембране (нижним концом). При подаче давления мембрана прогибается в зависимости от величины поступающего давления в сигнализатор. Прогибаясь, мембрана перемещает шток, который в свою очередь через изоляционный наконечник перемещает нижнюю плоскую пружину, несущую на себе контакты. При определенной величине давления нижние контакты достигают верхних контактов, и цепь замыкается. При спаде давления нижняя контактная группа опускается, и цепь размыкается. Для предохранения от разрушения над мембраной предусмотрен упор. Сигнализатор коммутирует напряжение бортсети + 27 В, максимальный ток до 1,5 А при омической нагрузке и до 0,5 А при индуктивной нагрузке. Минимальный коммутируемый ток − 50 мА. Сигнализаторы давления МСТ-8А работают в интервале температур внешней среды от — 60 до 180 ° С и кратковременно (в течение 5 минут) при повышении температуры до 270 °С. Сигнализаторы работоспособны при воздействии вибраций в диапазоне частот от 10 до 200 Гц с виброускорением до 15g и от 200 Гц до 600 Гц с виброускорением до 10g при амплитуде ко- Рис. 13.17. Внешний вид сигнализатора МСТ-8А Датчики контроля параметров двигателя 267 Рис. 13.18. Схема работы сигнализатора МСТ-8А лебаний до 1 мм. Масса сигнализатора не превышает 0,25 кг. МСТВ − резервные аварийные сигнализаторы минимального давления топлива и масла (виброустойчивые). Сигнализаторы давления виброустойчивые типа МСТВ предназначены для замыкания электрической цепи при снижении или повышении в системе избыточного давления до определенных величин. На двигателе ПС-90А используется три сигнализатора давления типа МСТВ: — МСТВ-1,6 − для сигнализации о минимальном давлении масла; — МСТВ-2,8 − для сигнализации о минимальном давлении топлива на входе в НР-90; — МСТВ-0,6А − для сигнализации о повышенном давлении суфлирования. Ранее на двигателе ПС-90А применялся еще один сигнализатор МСТВ-1,6 для сигнализации о выключении СКВ. В настоящее время данный сигнализатор не используется. Сигналы с вышеуказанных сигнализаторов в виде + 27 В поступают непосредственно в кабину экипажа (минуя БСКД-90) и на регистрацию в МСРП (на самолете Ту-204). Данные сигнализаторы являются резервными и обеспечены аварийным питанием. Они используются для контроля двигателя при отказе системы контроля БСКД-90 или КИСС или при отсутствии электропитания от основной системы электроснабжения на борту. Внешний вид сигнализаторов представлен на рис. 13.19. Сигнализаторы типа МСТВ выполняются в двух вариантах: с нормально-замкнутыми (без давления) и нормально-разомкнутыми контактами. В последнем случае к шифру сигнализатора добавляется буква «А». Таким образом, сигнализаторы МСТВ-1,6 и МСТВ-2,8 выдают сигналы (замыкают электрическую цепь) при снижении давления масла или топлива соответственно менее 1,6 кгс/см2 или 2,8 кгс/см2, а сигнализатор МСТВ-0.6А выдает сигнал при повышении давления суфлирования более 0,6 кгс/см2. Принцип действия и конструкция сигнализаторов типа МСТВ аналогичны сигнализаторам типа МСТ, описанных выше. Отличия заключаются в конструкции корпуса и упругих подвижных и неподвижных элементов, на которых закреплены контактные группы. Сигнализатор коммутирует напряжение бортсети + 27 В, максимальный коммутируемый ток до 1,5 А при омической нагрузке и до 0,5 А при индуктивной нагрузке. Минимальный коммутируемый ток − 50 мА. Сигализаторы типа МСТВ работоспособны в интервале температур от — 60 до 180 ° С и допускают кратковременное (в течение 5 мин.) повышение температуры до 270 ° С. Сигнализаторы обеспечивают работу при воздействии вибрации в диапазонах частот: — от 10 до 200 Гц (при виброперегрузке до 15g); — от 200 до 2 500 Гц (при виброперегрузке до 20g); — от 2500 до 5 000 Гц (при виброперегрузке до 10g). Амплитуда вибраций − не более 1 мм. Масса сигнализаторов − не более 0,18 кг. Подключение 268 Глава 13 Рис. 13.19. Внешний вид сигнализатора МСТВ сигнализаторов к электропроводке двигателя осуществляется с помощью резьбовых электрических соединителей типа ШПЛМ-2 II серия. Для исключения ложных сигналов из-за попадания влаги внутрь сигнализатора (сигнализатор и разъем — негерметичны) рекомендуется сигнализатор устанавливать в защитных чехлах, закрывающих корпус, электрический соединитель и часть подходящего жгута. СП-Э − сигнализаторы перепада давлений. Сигнализаторы перепада давления типа СП-Э предназначены для выдачи электрического сигнала при засорении фильтрующего элемента фильтра и возрастания перепада давления на нем до величины настройки сигнализатора. На двигателе ПС-90А используются следующие сигнализаторы перепада: — СП- 0,6 Э − сигнализатор перепада давления на масляном фильтре (настроен на перепад 0,6 кГс/см2); — СП- 0,4 ЭТ1 − сигнализатор перепада давления на топливном фильтре (настроен на перепад 0,4 кГс/ см2). Сигналы с сигнализаторов перепада поступают в виде + 27 В непосредственно на борт в систему индикации КИСС и регистрации МСРП-А-02 (минуя систему БСКД-90) и дополнительно на самолете Ту-204 сигнал с сигнализатора СП-0,4 ЭТ1 поступает на табло в кабине «Топливный фильтр засорен». Внешний вид сигнализатора представлен на рис. 13.20. Функциональная схема работы сигнализатора показана на рис. 13.21. При установке на двигатель к сигнализатору подводится два давления: до фильтра (р1) и после фильтра (р2). Принцип работы сигнализатора основан на взаимодействии постоянных магнитов, установленных на контактной системе и динамической полости сигнализатора. Сигнализатор устанавливается в специальное посадочное углубление на корпусе фильтра, выполненное под размеры погружаемой части сигнализатора. При этом давление р2 подается в отверстие в нижнем торце погружаемой части, а давление р1 − через боковое отверстие в погружаемой части. Сигнализатор состоит из следующих основных узлов: — корпуса; — оси с магнитами; — поршня с магнитом. Поршень с магнитом и пружиной образуют чувствительный элемент сигнализатора. Меха- Рис. 13.20. Внешний вид сигнализатора СП-0,6Э Датчики контроля параметров двигателя 269 Рис. 13.21. Функциональная схема работы сигнализатора СП-0,6Э низм контактной системы сигнализатора отделен от полости давления «телом» сигнализатора. Механизм состоит из неподвижного контакта, кронштейна и оси с магнитами и подвижным контактом. При засорении фильтрующего элемента возрастает перепад давлений (р1 − р2), под действием которого поршень с магнитом перемещается, преодолевая сопротивление пружины, и тянет за собой магниты подвижной системы с закрепленным на оси вращения подвижным контактом. При достижении перепада давления ∆р = = р1 — р2, на который настроен сигнализатор, подвижный контакт замыкается с неподвижным контактом и включает электрическую цепь − сигнализатор срабатывает. Сигнализатор коммутирует напряжение + 27 В при токе не более 0,3 А (на омической нагрузке). Сигнализатор СП-0,6 Э работоспособен при температуре окружающей среды от – 60 до 120 ° С, сигнализатор СП − 0,4 ЭТ 1 от – 60 Рис. 13.22. Внешний вид переключателя ПКТ- 6М до 170 ° С. Сигнализаторы обеспечивают работу при воздействии вибраций в диапазоне частот от 5 до 300 Гц при виброускорении до 7g с амплитудой не более 1 мм. Сигнализатор подключается к электропроводке двигателя с помощью резьбового электрического соединителя типа 2РМ. Масса сигнализатора − не более 0,1 кг. ПКТ- 6М 2 серия − сигнализаторы (концевые выключатели) положения элементов реверсивного устройства. Переключатель концевой теплостойкий типа ПКТ- 6М предназначен для коммутации цепей постоянного тока с омической и индуктивной нагрузками при механическом нажатии на шток переключателя. Внешний вид переключателя представлен на рис. 13.22. На двигателе ПС-90А установлено четыре сигнализатора ПКТ- 6М 2 серия, из них 2 шт.− для сигнализации открытия замка реверсивного устройства; 2 шт. − для сигнализации включения реверсивного устройства (установки створок реверса в положение «Обратная тяга»). Подключение сигнализаторов распределено следующим образом: 1. 1 шт. (сигнализатор замка) − в блок БППД2-1 системы БСКД-90; 2. 1 шт. (сигнализатор включения РУ) − в блок БППД2-1 системы БСКД-90; 3. 1 шт. (сигнализатор включения РУ) − на табло «Реверс включен» в кабину экипажа (минуя БСКД-90). Сигнализатор обеспечен аварийным питанием и используется для контроля работы реверса при отказе системы БСКД-90 или КИСС или пропадании питания от основной системы электроснабжения. 4. 1 шт. (сигнализатор замка) − используется в схеме управления краном реверса КЭ-72 и на самолете Ту-204 для выдачи сигнала в кабину экипажа на табло «Замок открыт» 270 Глава 13 (минуя систему БСКД-90). На самолете Ил-96-300 такого табло нет. Данный сигнализатор обеспечен аварийным питанием. Переключатель ПКТ- 6М (2 серия) представляет собой механизм мгновенного срабатывания. Он состоит из металлического корпуса, крышки и панели с контактной системой. На корпусе закреплена втулка, в которую установлен нажимной шток. Шток внутренним концом упирается в толкатель. Толкатель имеет цилиндрическую пружину, предназначенную для обеспечения дополнительного хода штока. С помощью специального уплотняющего кольца, равномерно обжимающего шток, обеспечивается уплотнение узла. На панели из изоляционного материала собран контактный механизм переключателя. Он состоит из плоской контактной пружины, соединенной двумя лепестками с упором. Упор создает натяг между лепестками. Контактная пружина оказывается нагруженной и своим контактом оказывает давление на контактные шины, обеспечивая замыкание цепи. Контактная пружина под воздействием штока и толкателя работает в режиме «переброса», занимая два крайних положения (замыкая или размыкая цепь). Специальная цилиндрическая пружина, установленная в углублении панели, обеспечивает возврат контактного механизма в исходное положение. Срабатывание механизма обеспечивается нажатием элементами конструкции реверса на шток. При этом толкатель перемещается вниз, приводя к мгновенному перебросу плоской контактной пружины из одного крайнего положения в другое. При этом происходит размыкание цепи «0 − НЗ» (Обрыв − Нормальнозамкнут) и замыкание цепи «0 − НР» (Обрыв − Нормально-разомкнут). При снятии усилия со штока пружина возврата возвращает контактный механизм и шток в исходное положение. Замкнутая цепь «0 − НР» размыкается и замыкается цепь «0 − НЗ». Переключатель коммутирует напряжение + 27 В, ток при омической нагрузке 0,1 − 6 А, при индуктивной нагрузке 0,1 − 3 А. Усилие нажатия на шток при прямом срабатывании должно находится в пределах от 0,7 до 2,5 кг. Полный ход штока при установке на объект не более 6 мм. Переключатель работоспособен при температуре внешней среды от – 60 до 300 ° С и при воздействии вибраций в диапазоне частот от 5 до 300 Гц с виброускорением до 7g и амплитудой колебаний до 0,7 мм. ДСМК10-11 − сигнализатор минимального уровня масла в маслобаке двигателя. Датчики-сигнализаторы типа ДСМК предназначены для выдачи сигналов при определенных уровнях рабочей жидкости в баке объекта путем замыкания «сухих» контактов. Датчик-сигнализатор ДСМК10-11 устанавливается в нижней части маслобака двигателя ПС-90А и выдает сигнал в кабину объекта на табло (минуя БСКД-90) при уровне масла в маслобаке менее 5 литров. Данная сигнализация в соответствии с НЛГС должна обеспечиваться при отказе основной системы электроснабжения и основного канала измерения уровня масла в БСКД-90 (ДМК3-2, БППД2-1), т.е. должна быть обеспечена аварийным питанием. В связи с тем, что на самолете Ил-96-300 блок БППД2-1 системы БСКД-90 обеспечен аварийным питанием и выдает сигнализацию «Масла мало» (в том числе при отказе основной системы электроснабжения) по информации с датчика уровня масла ДМК3-2, дополнительный резервный сигнализатор ДСМК10-11 в маслобаке на самолетах Ил-96-300 не устанавливается. Данный дополнительный сигнализатор устанавливается только на самолетах Ту-204, Ту-214, где блок БППД21 не обеспечивается аварийным питанием. Внешний вид сигнализатора представлен на рис. 13.23. Схема работы сигнализатора ДСМК10-11 показана на рис. 13.24. Сигнализатор ДСМК10-11 состоит из следующих основных частей: Рис. 13.23. Внешний вид сигнализатора ДСМК10-11 Рис. 13.24. Схема работы сигнализатора ДСМК10-11 Датчики контроля параметров двигателя — корпуса, выполненного в виде трубы с направляющей для движения поплавка; — поплавка с постоянным магнитом; — контактной системы с магнитоуправляемым контактом. Принцип действия ДСМК10-11 основан на свойстве магнитоуправляемого контакта замыкать электрическую цепь под действием магнитного поля. При изменении уровня масла в маслобаке, изменяется уровень в трубе датчика, что приводит к перемещению поплавка внутри трубы. Магнитоуправляемые контакты располагаются в направляющей трубе, по кото- 271 рой перемещается поплавок. При достижении поплавком уровня, на котором расположены магнитоуправляемые контакты, под действием поля постоянных магнитов поплавка контакты замыкаются. Сигнализатор ДСМК10-11 работоспособен при температуре окружающей среды от – 60 до 125 ° С и при воздействии вибраций в диапазоне частот от 5 до 2 000 Гц с амплитудой виброускорения до 20g. Сигнализатор подключается к электропроводке двигателя с помощью резьбового электрического соединителя типа 2РМДТ. 14 ДРЕНАЖНАЯ СИСТЕМА 14.1. Назначение, состав и блок-схема дренажной системы Дренажная система предназначена для сбора и удаления остатков рабочих жидкостей (топлива, масла, гидравлической жидкости), появляющихся в результате утечек. В состав системы входят двухполостной передний дренажный бак (ПДБ), двухполостной задний дренажный бак (ЗДБ), дополнительный дренажный бак (ДДБ), шестеренный насос, воздухоотделитель, дроссель, кран слива, эжектор, жиклеры и трубопроводы. Основные технические данные ее приведены ниже и в таблице 14.1. Функционально дренажная система подразделяется на четыре отдельных системы: замкнутую дренажную систему; систему дренажа газовоздушного тракта; систему дренажа приводов самолетных агрегатов; систему дренажа привода автономного генератора. 14.2. Основные технические данные системы Вместимость топливной полости ПДБ, л.........................................................................................................0,25 Вместимость большой полости ЗДБ, л................................................................................................................5,5 Вместимость ДДБ, л — полная.......................................................................................................................................................1,8 — отстойника..............................................................................................................................................0,18 Тонкость фильтрации номинальная, мкм — фильтра в ДДБ........................................................................................................................................ 200 — фильтра воздухоотделителя......................................................................................................................40 Максимальная частота вращени я приводного вала насоса, об/мин............................................................ 4300 Подача насоса на режиме земного малого газа, л/мин, не менее.................................................................. 1,2 Замкнутая дренажная система (рис. 14.1) обеспечивает сбор и возврат в топливную систему остатков топлива, стекающих из полостей коллекторов 10 форсунок камеры сгорания, а также утечек топлива из уплотнений приводных валов агрегатов 2 (ДЦН-94) и 3 (НР-90). Объем остатка топлива, сливающегося из полостей коллекторов, не превышает 0,6 л. 273 Дренажная система Таблица 14.1 Допустимые значения дренажных утечек рабочих жидкостей см3/ч, не более Агрегат (привод) На остановленном двигателе На работающем двигателе 9* 120 АРТ-90Р 1 800 ** ДЦН-94 3,8 7,2 НР-90 10,6 54,5 5 5 0,5 13,6 ГП-25 (ГП-26) 0,24 13,6 НС-68 0,2*** 2**** Шестеренный насос НП-123 СтВ-5 АГ-0,25Д-2 0,2 0,2 утечка не допускается 3,6 При выключенном самолетном подкачивающем насосе При включенном самолетном подкачивающем насосе *** При выключенной насосной станции **** При включенной насосной станции * ** Рис. 14.1. Замкнутая дренажная система 1 — коробка приводов; 2 — ДЦН-94; 3 — НР-90; 4 — кран перепуска; 5 — дроссель; 6, 21 — фильтры; 7 — отвод воздуха в трубопровод суфлирования (на срез сопла); 8 — ДДБ; 9 — АРТ-90Р; 10 — топливные коллекторы и форсунки; 11, 28 — подвод воздуха из наружного контура; 12 — жиклер; 13 — ЗДБ (большая полость); 14, 17 — клапаны слива топлива; 15, 26 — суфлирующие отверстия; 16 — кран слива топлива; 18 — шестеренный насос; 19 — воздухоотделитель; 20 — стакан; 22 — обратные клапаны; 23 — отвод топлива на вход в ДЦН-94; 24 — ПДБ (топливная полость); 27 — эжектор 14.3. Принцип работы замкнутой системы дренажа При работе системы топливо из дренажных полостей уплотнений приводных валов самотеком поступает в топливную полость 24 переднего дренажного бака. После каждого выключения двигателя, а также после ложных и неудавшихся запусков в большую полость 13 заднего дренажного бака через агрегат 9 (АРТ-90) сливаются остатки топлива из полостей коллекторов 10 форсунок камеры сгорания. При ра- боте двигателя обе полости баков наддуваются воздухом, который вытесняет из них топливо в дополнительный дренажный бак 8. Воздух для наддува баков отбирается из наружного контура. Эжектор 27, установленный на входе в топливную полость переднего дренажного бака, позволяет создать небольшое разрежение в дренажных полостях уплотнений. Для снижения избыточного давления в большой полости 274 Глава 14 заднего дренажного бака применен жиклер 12. Суфлирующие отверстия 15 и 26 предназначены для стравливания воздуха при заполнении баков. Из дополнительного дренажного бака топливо откачивается шестеренным насосом 18 и через стакан 20, фильтр 21 и обратные клапаны 22 воздухоотделителя 19 подается на вход в ДЦН-94. Воздух, попадающий на вход в насос, перепускается из стакана воздухоотделителя через дроссель 5 обратно в дополнительный дренажный бак. Избыточное количество воздуха из бака 8 стравливается в трубопровод суфлирования, выходящий на срез сопла двигателя. Фильтры 6 и 21 обеспечивают очистку топлива от механических загрязнений, а отстойник, размещенный в нижней части дополнительного дренажного бака, задерживает свободную воду. Обратные клапаны 22 предотвращают перетекание топлива из топливной системы в дренажную на остановленном двигателе. Кран перепуска 4 позволяет заполнять систему топливом (перед первым запуском после сборки двигателя) или маслом (при консервации) в обход обратных клапанов. Для ручного опорожнения топливной полости переднего дренажного бака предусмотрена сливная пробка 25, а для опорожнения большой полости заднего дренажного бака и отстойника дополнительного дренажного бака — сливные клапаны 14 и 17. Контроль откачки топлива из дополнительного дренажного бака осуществляется на остановленном двигателе с помощью крана 16. Техническое обслуживание системы состоит в периодическом контроле откачки топлива из дополнительного дренажного бака, опорожнении отстойника этого бака и промывке фильтра воздухоотделителя. При длительной стоянке самолета через определенные промежутки времени производится слив топлива из переднего и заднего дренажных баков. Система дренажа проточной части (рис. 14.2) предназначена для сбора и удаления остатков топлива, образующихся в тракте двигателя после ложных и неудавшихся (из-за невоспламенения топлива в камере сгорания) запусков двигателя. Топливо сливается из полости камеры сгорания 1 по трубопроводу 2, а также из полостей турбины 3, смесителя 4 и сопла 5 в нижнюю часть наружного контура 10, откуда поступает самотеком в малую полость 6 заднего дренажного бака. Разовый суммарный объем сливающегося топлива не превышает 0,3 л. Кроме топлива, в бак может сливаться вода, которая образуется в проточной части в результате конденсации паров или попадает в тракт двигателя в виде атмосферных осадков. При заполнении бака воздух стравливается через суфлирующее отверстие 7. На работающем двигателе воздух из наружного контура по сливному трубопроводу пос- Рис. 14.2. Система дренажа проточной части 1 — камера сгорания; 2 — трубопровод слива топлива из камеры сгорания; 3 — турбина; 4 — смеситель; 5 — сопло; 6 — ЗДБ (малая полость); 7 — суфлирующее отверстие; 8 — сливная пробка; 9 — отвод топлива в трубопровод суфлирования (на срез сопла); 10 — полость наружного контура Дренажная система тупает в малую полость заднего дренажного бака и вытесняет содержащееся там топливо (или воду) в трубопровод суфлирования, выходящий на срез сопла двигателя. Для ручного опорожнения малой полости вместимостью 275 0,9л заднего дренажного бака предусмотрена сливная пробка 8. Техническое обслуживание системы состоит в периодическом опорожнении малой полости бака при длительной стоянке самолета. 14.4. Система дренажа привода самолетных агрегатов Система дренажа приводов самолетных агрегатов (рис. 14.3) служит для сбора и удаления утечек масла и гидравлической жидкости из уплотнений приводных валов агрегатов 1 (СтВ-5), 2 и 3 (НП-123), 5 (ГП-25 или ГП-26) и 12 (НС-68). Допускаемые значения утечек приведены в таблице 14.1 . При работе системы масло и гидравлическая жидкость из дренажных полостей уплотнений приводных валов самотеком поступают в масляную полость 10 переднего дренажного бака, вместимость которой составляет 0,25 л. Воздух из бака стравливается при этом через суфлирующее отверстие в сливной пробке 11. На работающем двигателе к эжектору 8 через жиклер 7 подводится воздух из тру- бопровода ПОС воздухозаборника. В результате разрежения, создаваемого эжектором, происходит отсос масла и гидравлической жидкости из бака и их вытеснение в трубопровод суфлирования, выходящий на срез сопла двигателя. Для ручного опорожнения масляной полости предусмотрена сливная пробка 11. Техническое обслуживание системы состоит в периодическом осмотре и очистке (при необходимости) эжектора и проверке отсутствия подтекания жидкости через отверстие в сливной пробке. При длительной стоянке самолета предусмотрено также опорожнение масляной полости через определенный промежуток времени. Рис. 14.3. Система дренажа приводов самолетных агрегатов (компоновка двигателя для самолета Ту-204) 1 — СтВ-5; 2, 3 — НП-123; 4 — коробка приводов; 5 — ГП-26; 6 — подвод воздуха из трубопровода ПОС; 7 — жиклер; 8 — эжектор; 9 — отвод утечек масла и гидравлической жидкости в трубопровод суфлирования (на срез сопла); 10 — ПДБ (масляная полость); 11 — сливная и суфлирующая пробки; 12 — НС-68 276 Глава 14 Рис. 14.4. Система дренажа привода автономного генератора 1 — приводной вал; 2 — торцевое уплотнение; 3 — двухступенчатое лабиринтное уплотнение; 4 — коробка приводов; 5 — подвод воздуха из наружного контура; 6 — АГ-0,25Д-2; 7 — отвод утечек масла в трубопровод суфлирования (на срез сопла); 8 — воздушная полость; 9 — дренажная полость 14.5. Принцип работы системы дренажа привода автономного генератора Система дренажа привода автономного генератора (рис. 14.4) обеспечивает удаление утечек масла из уплотнения приводного вала агрегата АГ-0,25Д-2. Допускаемая величина утечек приведена в таблице 14.1. При работе двигателя масло, проходящее через торцевое уплотнение 2 приводного вала 1, поступает в дренажную полость 9. Одновременно полость 8 двухступенчатого лаби- ринтного уплотнения 3 наддувается воздухом из наружного контура. Часть воздуха, пройдя через внутреннюю ступень лабиринта, попадает в дренажную полость и вытесняет из нее находящееся там масло в трубопровод суфлирования, выходящий на срез сопла двигателя. На остановленном двигателе утечки масла через торцевое уплотнение отсутствуют. Техническое обслуживание системы не предусмотрено. 15 Привод-генератор ГП-25 (26) 15.1. Общие сведения В основной системе электроснабжения самолетов Ту-204 и Ил-96-300 применяются генераторы трехфазного переменного тока напряжением 200/115 В с частотой 400 Гц. Привод электрогенераторов непосредственно от ротора двигателя не обеспечивает поддержания постоянной частоты переменного тока вследствие того, что частота вращения ротора двигателя не остается постоянной при изменении режима работы двигателя. В связи с этим для привода генераторов переменного тока применяется специальное устройство, получившее название привод постоянной частоты вращения (ППО). На самолетах с двигателями ПС-90А применяется гидромеханический привод генераторов, объединенный с вспомогательными устройства- ми в единый корпус и получивший название ПРИВОД–ГЕНЕРАТОР (ГП-25 с электрогенератором типа ГТ60 НЖЧ 12К – для самолета Ил-96-300 и ГП-26 с электрогенератором ГТ90 НЖЧ 12К – для самолета T�� у-204. Привод-генератор ГП–25 (ГП–26) устанавливается на фланце коробки приводов двигателя по одному на каждый двигатель. Принципиальных отличий приводы–генераторы для самолетов Ту–204 и Ил-96-300 не имеют. Отличия заключаются лишь в мощности электрогенераторов (60 КвА – для Ил-96-300 и 90КвА – для Ту-204) и конструктивном исполнении некоторых элементов корпусов. Поэтому дальнейшее описание материала приводится на примере привода-генератора ГП-26 для самолета Ту-204. 15.2. Основные узлы привода-генератора. Кинематическая схема привода постоянных оборотов (ППО) Привод-генератор ГП-25 (26) состоит из гидромеханического привода постоянной частоты вращения, четырехполюсного бесщеточного генератора переменного трехфазного тока и ряда вспомогательных узлов. 15.2.1. Гидромеханический привод постоянной частоты вращения Привод постоянной частоты вращения (далее ППО) предназначен для обеспечения постоянной частоты вращения вала генератора. Привод ППО (рис. 15.1) состоит из зуб- чатого дифференциального механизма 12 (далее — дифференциал), гидромашин 40, 43, гидравлической передачи, управляющего гидроцилиндра 44, центробежного регулято- 278 Глава 15 Привод-генератор ГП-25 (26) 279 Рис. 15.1. Гидрокинематическая полуконструктивная схема ГП-26 для двигателя, устанавливаемого на самолет Ту-204 1 – двигатель ПС-90А; 2 – шестерня ведущая ротора ВД двигателя; 3 – шестерня ведомая; 4 – вал привода КП шлицевой нижний; 5 – вал входной привода-генератора; 6 – привод ГП в коробке приводов; 7 – муфта сцепления; 8 – вал шлицевой; 9 – вал червячный механизма отключения ГП; 10 – электромагнит отключения ГП ЭМТ-235; 11 – механизм отключения ГП; 12 – редуктор дифференциальный; 13 – кольцо механизма отключения ГП; 14 – фильтр масляный с сигнализатором засоренности; 15 – пробка сливная; 16 – картер гидропривода; 17 – сигнализатор температурный; 18 – клапан перепускной; 19 – бак масляный; 20 – насос масляный нагнетательный; 21 – патрубок заборный насоса откачки из картера ГП; 22 – насос откачки масла из картера ГП; 23 – насос откачки масла из электрогенератора; 24 – штуцер ВЫХОД ГП с клапаном обратным; 25 – штуцер ВХОД ГП; 26 – клапан отбора проб масла; 27 – приемник температуры масла П109М2 (А53); 28 – штуцер заправочный; 29 – фильтр гидравлический масляный; 30 – секция охлаждения масла двигателя; 31 – секция охлаждения масла ГП; 32 – фланец радиатора топливный выходной; 33 – радиатор топливно-масляный; 34 – клапан перепускной; 35 – фланец радиатора топливный выходной; 36 – электрогенератор; 37 – сигнализатор давления СДДМ; 38 – заглушка вентиляционная; 39 – клапан вакуумный; 40 – гидромашина ГМ1; 41 – регулятор центробежный; 42 – вал выходной дифференциала; 43 – гидромашина ГМ2; 44 – гидроцилиндр управляющий; 45 – редуктор промежуточный; 46 – циклон (ЦВО); 47 – пульт управления информацией (ПУИ) лев/прав; 48,49 – кадры СИГН и БЛОКИ на индикаторе ИМ№1; 50 – кадр ЭС на ИМ№1; 51 – пульт пилотов средний; 52 – щиток ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ на пульте пилотов верхнем; 53 – панель наземной подготовки; 54 – пульт пилотов верхний; 55 – интерьер кабины пилотов самолета Ту-204; 56 – панель ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ на пульте пилотов верхнем; 57 – вилка электрического соединения привода-генератора; 58 – вилка электрического соединения электрогенератора; 59 – шайба наклонная гидромашины переменной производительности ГМ1; 60 – регистратор бортовой МСРП-А-02; 61 – накопитель эксплуатационный (КБН) для регистрации текущих параметров; 62 – накопитель защищенный (бронекассета); 63 – алфавитно-цифровое печатающее устройство АЦПУ с выходом на ленту (регистратор отказов и неисправностей); 64 – кадр СИГН на нижнем экране КИСС ИМ№1; а – полость подвода давления масла из линии подкачки; б – полость подвода управляющего давления масла от ЦБР; А – полость слива масла из картера электрогенератора к откачивающей секции насоса; Б – канал подвода масла к подшипникам электрогенератора и дифференциалу; В – магистраль подвода масла с давлением подкачки к потребителям; Г – магистраль подвода масла с управляющим давлением от ЦБР к управляющему гидроцилиндру; Д – магистраль силового контура; Е – центральная труба подвода масла к дифференциалу; – γmax – исходный угол разворота наклонных шайб регулируемых гидромашин на стоянке; + γmax – максимальный угол разворота наклонных шайб регулируемых гидромашин ГМ1 при работе их в насосном режиме; ИМ № 1 и ИМ № 2 – индикаторы многофункциональные (№ 1 – нижний, № 2 – верхний) в кабине на приборной панели пилотов ра 41, входного вала 5, муфты сцепления 7 и механизма отключения 11, выходного вала 42, сигнализатора давления 37, насосов откачки 22 и 23 из картера ППО и генератора, бака 19, циклона 46, насоса подкачки 20, клапана обратного 24, фильтра масляного 14, термосигнализатора 17 и вакуумного клапана 16. Силовыми звеньями привода-генератора являются гидромашины 40 и 43 гидравлической передачи и дифференциальный механизм 12. Блок-схема гидромеханического привода постоянной частоты вращения привода-генератора представлена на рис. 15.2. Принцип действия гидромеханического привода основан на получении постоянной частоты вращения генератора за счет алгебраического суммирования частоты вращения от двигателя и частоты вращения гидромашины. Роль алгебраического сумматора выполняет дифференциальный механизм, выполненный в виде дифференциального редуктора. Рис. 15.2. Блок-схема гидромеханического привода постоянной частоты вращения ГП-26 1 – гидравлический насос переменной производительности; 2 – гидравлический мотор постоянного объема вытеснения; 3 – гидромеханическая трансмиссия; 4 – дифференциал 280 Глава 15 15.2.2. Дифференциальный редуктор В общем случае дифференциальным механизмом называется механизм, в котором результирующее перемещение равно сумме или разности исходных перемещений. В приводе-генераторе таким механизмом является дифференциальный редуктор, который имеет две степени свободы, два независимых входа (два входных вала) и один выход (выходной вал). Дифференциальный редуктор (рис. 15.3) (далее дифференциал) состоит из водила 4 с двумя сателлитами 3, которые вращаются вместе с водилом на осях (пальцах 2), изменяющих свое положение в пространстве, двух центральных зубчатых колес: вала-шестерни 5 и колокольной шестерни 23. Водило является основным силовым звеном дифференциального редуктора. Оно передает крутящий момент от источника мощности – двигателя – к якорю электрогенератора через сателлиты и колокольную шестерню и на гидромашину ГМ1 через зубчатый венец водила и вал-шестерню. Водило вращается на подшипниках. В дифференциальном редукторе происходит суммирование мощностей и частот вращения, подводимых от ротора высокого давления и гидромашин. При этом крутящий момент от гидромашины ГМ2 передается на вал-шестерню 5 (второй входной вал дифференциала), а от ротора высокого давления – на водило 4, т.е. на основной входной вал дифференциального редуктора. Через сателлиты 3 вращение передается на колокольную шестерню 23, частота вращения которой (в об/мин) определяется следующей зависимостью: Рис. 15.3. Дифференциал 1 - выходной вал ППО (шлицевой хвостовик коронной шестерни); 2 - палец сателлита; 3 - сателлит; 4 - водило (первый входной вал дифференциала); 5 - вал- шестерня (второй входной вал дифференциала); 6 - вал червячный механизма отключения гидропривода; 7 - муфта сцепления с торцевыми зубьями (выполнена как одно целое с валом червячным 6); 8 - шлицевой вал (рессора); 9 - уплотнение ниграновое; 10 - вал входной привода-генератора; 11 - гребень с трапецеидальной нарезкой; 12 - электромагнит ЭМТ-235 отключения гидропривода; 13 - корпус привода-генератора; 14 - механизм отключения; 15 - кольцо механизма отключения; 16 - тяга; 17,18,19 - пружины; 20,21 - роликоподшипник вращения водила; 22 - зубчатый венец водила для передачи постоянного вращения гидромашинам ГМ 1 от КП двигателя; 23 - колокольная шестерня; 24 - трубка подвода масла к подшипникам и зубчатым колёсам дифференциала Привод-генератор ГП-25 (26) Ï кол.ш. = 2nâõ + nгìàш = 2 ⋅ K ⋅ nâä + nгìàш , где K = 0,6222 – передаточное отношение системы зубчатых колес от ротора ВД двигателя к приводному валу ГП в коробке передач; nâõ = nâоä = 0, 6222 ⋅ nâä ; nгìàш – частота вращения вала-шестерни ГМ2. Частота вращения сателлитов определяется зависимостью: nñàт = 2 (nâûõ − nâõ ). Колокольная шестерня 23 (рис. 15.3) своей левой оконечностью выполнена в виде шлицевидного хвостовика 1, который приводит во вращение якорь генератора. Таким образом, колокольная шестерня 23 является выходным валом ППО, и частота ее вращения равна частоте вращения генератора: nкол.ш. = nâûõ = nген. Генератор ГТ90 НЖЧ 12К представляет собой четырехполюсную бесщеточную электрическую машину переменного трехфазного тока с числом пар полюсов p = 2. Из электротехники известна зависимость частоты переменного тока fген от конструктивного исполнения электрической машины (числа пар полюсов p) и частоты вращения якоря nген: p ⋅ nген , f ген = 60 откуда 60 ⋅ f ген , nген = p или в случае генераторов ГП-25/26 60 ⋅ 400 = 12 000 об/мин, 2 т.е. для обеспечения постоянной частоты переменного тока fген = 400 Гц = const необходима постоянная частота вращения якоря генератора nген = nген = 12 000 об/мин = const. Так как корь генератора является продолжением выходного вала дифференциала (колокольной шестерни), то справедливо утверждение, что для получения стабильной частоты переменного тока генератора 400 Гц колокольная шестерня должна вращаться с постоянной частотой вращения nкол. ш. = 12 000 об/мин = const. Учитывая, что для ротора КВД 1% шкалы измерителя частоты вращения соответствует 281 124,9 об/мин, при работе двигателя у земли на режиме малого газа (Н = 0, V = 0) nвд МГ = 0,65 × 1 2500 об/мин = 8 500 об/мин, и для получения частоты тока генератора f = 400 Гц, что соответствует вращению якоря с частотой вращения 12 000 об/мин, гидромашина ГМ2 должна докручивать якорь на величину nгìàш = 12000 − 2 ⋅ 0, 6222 ⋅ 8500 = 1420 об/мин, а при работе двигателя на режиме полетного малого газа в полете на эшелоне H = 11 км, Mn = 0,8, когда nМГ полетн. = 9 640 об/мин (77 %), nгìàш = 12000 − 2 ⋅ 0, 6222 ⋅ 9640 = = 12000 − 2 ⋅ 6000 = 0 т.е. вал-шестерня ГМ2 должна быть остановлена. А поскольку ГМ2 передает вращение валушестерне 5, то и последний для выполнения указанного условия должен быть неподвижен. При неподвижном вале-шестерне 5 с учетом вышеприведенных зависимостей частота вращения выходного вала будет в два раза больше частоты вращения его ведущего вала – водила 4. Такая передача называется прямой передачей («режим расчетной точки»), а редуктор в этом случае из дифференциального превращается в планетарный. При вращении вспомогательного валашестерни 5 в направлении, противоположном направлению вращения водила 4, частота вращения выходного вала дифференциала 1 будет больше, чем в случае прямой передачи. Такая передача называется ускоряющей передачей («режим докрутки»). При совпадении направления вращения вспомогательного вала и водила частота вращения выходного вала 1 будет меньше, чем в случае прямой передачи. Такая передача называется понижающей передачей («режим скрутки»). Таким образом, для обеспечения постоянной частоты вращения выходного вала дифференциала при переменной частоте вращения ведущего вала необходимо соответствующим образом изменять частоту и направление вращения вспомогательного вала-шестерни 5, что осуществляется подключением к нему гидравлической передачи 2 (рис. 15.1), которая управляется системой регулирования. 15.2.3. Гидравлическая передача Гидравлическая передача (рис. 15.1) состоит из двух блоков гидромашин. Каждый блок состоит из двух роторных аксиальноплунжерных гидромашин: переменной производительности ГМ1 40 и постоянной производительности ГМ2 43, которые связаны между собой гидравлически через золотник 7 (рис. 15.4) общими полостями всасывания и нагнетания. Давление в полости всасывания равно давлению в линии подкачки, в полости нагнетания пропорционально нагрузке на генераторе. 282 Глава 15 Основными элементами гидромашин являются блоки цилиндров 9 с плунжерами 3, наклонная шайба 2, вал-шестерня 6. Наклонная шайба 2 регулируемой гидромашины ГМ1 шарнирно связана с управляющим цилиндром 44 (рис. 15.1) и изменяет удельную подачу в зависимости от угла γ наклонной шайбы 2 (рис. 15.4). Вращение гидромашина ГМ1 получает от водила дифференциала через вал-шестерню 8 и имеет постоянное направление вращения. Нерегулируемая гидромашина ГМ2 имеет переменную частоту и направление вращения, зависящие от угла установки наклонной шайбы регулируемой гидромашины ГМ1. При изменении угла γ изменяется подача гидромашины ГМ1. При этом гидромашина ГМ2, у которой угол установки наклонной шайбы 5 постоянен, соответственно изменяет частоту и направление вращения вала-шестерни 6, передающей вращение второму входному валу дифференциала – валу-шестерне 5 (рис. 15.3). От пространственного положения наклонной шайбы 2 ГМ1, т.е. от изменения знака угла γ, зависит режим работы каждой из гидромашин: насосный или моторный. 1 2 Угол γ положителен При положительном значении угла γ гидромашина ГМ1 работает в насосном режиме, а гидромашина ГМ2 – в моторном. Направление вращения валов-шестерен 8 и 6 гидромашин ГМ1 и ГМ2 противоположные. При этом находящаяся в зацеплении с валом гидромашины ГМ2 вал-шестерня дифференциала вращается в сторону, противоположную вращению водила, и дифференциал работает в режиме ускоряющей передачи («режим докрутки»). Угол γ отрицателен При отрицательном значении угла γ гидромашина ГМ1 работает в моторном режиме, а гидромашина ГМ2 – в насосном. Направления вращения гидромашин ГМ1 и ГМ2 совпадают. Направления вращения вала-шестерни и водила совпадают и дифференциал работает в режиме понижающей передачи («режим скрутки»). Угол γ = 0 При нулевом значении угла γ производительность гидромашины ГМ1 равна нулю и гидромашина ГМ2 не вращается. Вал-шестерня неподвижна, и дифференциал работает в режиме прямой передачи («режим расчетной точки»). 3 а 4 5 б 9 8 7 6 Рис. 15.4. Гидравлическая передача 1 – гидромашина переменной производительности ГМ1; 2 – шайба наклонная с регулируемым углом установки; 3 – плунжер; 4 – нерегулируемая гидромашина ГМ2; 5 – наклонная шайба нерегулируемой гидромашины с постоянным углом наклона; 6 – вал-шестерня привода солнечной шестерни дифференциала; 7 – плоский золотник; 8 – вал-шестерня передачи постоянного направления вращения от КП через водило дифференциала; 9 – блок цилиндров; а – полость нагнетания с давлением масла в силовом контуре, пропорциональным нагрузке на генераторе; б – полость всасывания с давлением масла в линии подкачки Привод-генератор ГП-25 (26) 283 15.2.4. Гидроцилиндр управления наклонной шайбой Управляющий цилиндр 44 (рис. 15.1) состоит из цилиндра и подпружинного поршня, соединенного со штоком. В полость а цилиндра подается рабочая жидкость с постоянным давлением из линии подкачки привода, в полость б – с редуцированным давлением от центробежного регулято- ра 4. Шток шарнирно соединен с наклонными шайбами регулируемых гидромашин ГМ1. Управляющий цилиндр 44 вместе с центробежным регулятором 41 составляют систему регулирования гидравлической передачи, обеспечивающую постоянную частоту вращения выходного вала привода-генератора. 15.2.5. Центробежный регулятор Центробежный регулятор (рис. 15.1, 15.5) состоит из корпуса 5, гильзы (кожуха) 4, вилки 1 с грузиками 3, подшипников 2, золотника 8 и пружин 6 и 7. Вилка 1 (рис. 15.5) с грузиками 3, получая вращение через шестерню (рис. 15.1) и промежуточный редуктор 45 от выходного вала 42 привода, вращается с частотой, пропорциональной частоте вращения генератора и является тахометрическим датчиком центробежного регулятора, который измеряет частоту вращения генератора и преобразует ее в поступательное перемещение дозирующего элемента – золотника 8. Золотник 8 расположен внутри вилки и находится под воздействием с одной стороны осевого усилия пружин 7 и 6 и осевой составляющей центробежных сил грузиков – с другой. При равновесной частоте вращения выходного вала ППО, соответствующей заданной (12 000 об/мин), осевые усилия пружин и центробежных грузиков уравновешиваются. Золотники находятся в нейтральном положении. При этом через дозирующие каналы гильзы и золотника 8 в поршневую полость б цилиндра управления 44 из системы подкачки подводится редуцированное (управляющее) давление, уравновешивающее давление в штоковой полости а и усилие пружины. Поршень (рис. 15.1) цилиндра управления 44 и связанная с ним наклонная шайба гидромашины ГМ1 при этом находятся в состоянии равновесия. При увеличении частоты вращения выходного вала сверх заданной увеличивается осевое усилие от центробежных сил грузиков 3 (рис. 15.5), под действием которого золотник переместится вправо и сожмет пружину 7. При этом изменится (уменьшится) величина редуцированного (управляющего) давления и поршень цилиндра управления начнет перемещаться и изменять угол установки наклонной шайбы гидромашины ГМ1 до тех пор, пока частота вращения выходного вала привода не уменьшится до заданной. При этом восстановится равновесие системы управления (золотник установится в нейтральное положение) и поршень в цилиндре управления остановится. При уменьшении скорости вращения выходного вала относительно заданной осевое усилие от центробежных сил грузиков уменьшится. Золотник под действием пружины 7 переместится влево, поршень цилиндра управления соответствующим образом изменит угол установки наклонной шайбы ГМ1 пока частота вращения выходного вала не увеличится до заданной. Рис. 15.5. Регулятор центробежный 1 – вилка; 2 – подшипник; 3 – грузик; 4 – кожух; 5 – корпус; 6 – пружина; 7 – пружина; 8 – золотник 284 Глава 15 15.2.6. Принцип действия механизма отключения гидропривода Входной вал 10 (см. рис. 15.3) получает вращение от коробки приводов и через муфту сцепления 7 с торцевыми зубцами и рессору б вращение передается на дифференциал. В случае неисправности привода или генератора входной вал 10 отключается от остальной передачи привода с помощью механизма отключения 14, приводимого в действие электромагнитом 12, который получает электрический ток из кабины пилотов. Механизм отключения состоит из червячного вала 6, гребня 11 с трапецеидальной нарезкой, пружин 17, 18, тяги 16 с кольцом 15, электромагнита 12. Якорь электромагнита при подаче электрического тока втягивается внутрь и выводит наконечник якоря (являющийся стопором) из зацепления с гребнем 11, который под действием пружин 17 и 18 перемещается вверх и входит своей резьбовой частью в зацепление с червяком 6 полумуфты 7, в результате чего червяк 6, вращаемый полумуфтой и ввертываясь в нарезку гребня, переместится влево и выведет полумуфту 7 из зацепления с входным валом 10. Входной вал будет свободно вращаться, не вызывая вращения передач привода. Полумуфта 7 удерживается от обратного перемещения червяком 6, который после выхода из зацепления с гайкой гребня упрется под действием пружины 19 в гребень 11. Возвращение полумуфты из положения отключения в исходное положение производится при остановленном двигателе и открытом капоте мотогондолы вручную: гребень 11 через тягу 16 за кольцо 15 оттягивается до тех пор, пока не защелкнется стопором подпружиненного якоря электромагнита. Под действием пружины 19 червяк 6 полумуфты 7 переместится вправо до зацепления с кулачками входного вала 10. Герметичность входного вала обеспечивается торцевым уплотнением. 15.2.7. Сигнализатор давления СДДМ Сигнализатор давления 37 (см. рис. 15.1) включен в магистраль подвода фильтрованного масла к потребителям за подкачивающим насосом 20 и служит для выдачи сигнала о снижении давления подкачки ниже допустимого (7,2 — 11,2 кгс/см2) в КИСС и в МСРП (на ленту АЦПУ и на запись в КБН). При этом кон- такты сигнализатора замыкаются, и напряжение + 27 В подается в бортовую систему регулирования и защиты (БРЗУ) схемы управления генератором, сигнализируя о неисправности последнего. При нормальном давлении в линии подкачки контакты сигнализатора давления 37 разомкнуты. 15.2.8. Насос откачки и подкачки Насос откачки и подкачки (рис. 15.6) состоит из трех секций: — секции откачки из картера 6, предназначенной для откачки из картера (и частично из генератора) масла, использованного для смазки и охлаждения их деталей и для работы системы регулирования; — секции откачки из генератора 7, предназначенной для использованного для охлаждения и смазки деталей генератора; — секции подкачки 5, предназначенной для подачи масла из бака ППО для подпитки гидромашин, питания системы регулирования, смазки и охлаждения ППО и генератора. Потоки масла, откачиваемые обеими секциями откачки, объединяются на выходе в один поток, который поступает в теплооб- менники 31 и 33, циклон 46 и бак ППО 19 (рис. 15.1). Каждый из насосов представляет собой шестеренный насос с шестернями внутреннего зацепления (рис. 15.7), имеющими циклоидальный профиль зуба. Внутренняя шестерня 2 имеет шесть зубьев, наружная шестерня 1 — семь зубьев. Шестерни размещены с эксцентриситетом ξ. Наружная шестерня представляет собой кольцо с внутренним зубчатым венцом, вращающееся в бронзовом корпусе 3. Рабочая жидкость подводится к окну всасывания а и вытесняется через окно нагнетания б. Все насосы расположены на одном валу, который получает вращение через промежуточный редуктор 45 от коронной шестерни дифференциала (см. рис. 15.1). 15.2.9. Бак с циклоном Бак 4 с циклоном 3 (рис. 15.6) предназначен для очистки масла от воздуха и обеспечения питания маслосистемы ППО при его различных пространственных положениях. Бак 4 является частью корпуса ППО и представляет собой изолированный объем, разделенный перегородкой на две части. Циклон представляет собой центробежный воздухоотделитель и состоит из пустотелого вала-шестерни 1, разделенного перегородкой на две полости, с закрепленным на нем цилиндром 2. Посредством масляных и воздушных каналов циклон 3 соединен с баком 4. Циклон получает вращение от колокольной шестерни 23 285 Привод-генератор ГП-25 (26) б 1 2 в 3 в а 7 6 5 4 Рис. 15.6. Схема насосной части внутренней масляной системы привода-генератора. 1 – вал-шестерня циклона пустотелый; 2 – цилиндр; 3 – циклон (ЦВО); 4 – бак; 5 – насос подкачки; 6 – секция откачки из картера; 7 – секция откачки от генератора; 8 – блок шестерен промежуточного редуктора; а – канал выхода горячего масла в систему охлаждения масла ГП; б – канал входа в циклон охлажденной масловоздушной смеси теплообменников; в – полость закрутки; г – центральная воздушная полость вала-шестерни (рис. 15.3) дифференциала через вал-шестерню 1 и промежуточный редуктор 8. После прохождения через теплообменники 31 и 33 (рис.15.1) охлажденный поток масловоздушной смеси, попадая через вращающуюся вал-шестерню 1 в цилиндр 2 циклона, закручивается, образуя вихрь, в котором под действием центробежных сил происходит отделение воздуха от масла вследствие их различной плотности. Воздух из центральной полости г валашестерни 1 поступает в верхнюю (воздушную) полость бака 4. Очищенное от воздуха масло центробежными силами отбрасывается к стенкам цилиндра 2 и через торцевые щели в нем вытекает в канал, соединяющий цилиндр с полостью бака в зоне всасывания насоса подкачки 5. Очищенное от воздуха масло насос подкачки подает в фильтр. 15.2.10. Фильтр Фильтр 14 (рис. 15.1) предназначен для очистки масла от посторонних частиц и продуктов естественного износа; установлен в маслосистеме после насоса подкачки 20. Фильтр (рис. 15.8) состоит из фильтроэлемента (номинальная степень фильтрации 32 мкм) и двух крышек 3 и 10. На выходе из фильтра в крышке 10 встроен обратный клапан 9. В крышке 3 встроен перепускной клапан 8 и сигнализатор засорения фильтроэлемента 5. Перепускной клапан 8 обеспечивает доступ масла в систему в том случае, когда фильтроэлемент засорен. При этом возрастает перепад давления на фильтроэлементе, при определен- 286 Глава 15 2 а S б 1 3 Рис. 15.7. Схема действия секции насоса откачки. 1 – наружная (ведомая) шестерня с внутренними зубьями циклоидального профиля; 2 – внутренняя (ведущая) шестерня с циклоидальным профилем зубьев; 3 – корпус бронзовый; ξ – эксцентриситет циклоидальной зубчатой передачи; а – окно всасывания; б – окно нагнетания; S – зазор 0,02 – 0,04 мм 1 1 3 4 5 б 6 7 11 10 9 а 8 12 Рис. 15.8. Схема действия масляного фильтра 1 – фильтроэлемент 32 мкм; 2 – корпус привода-генератора; 3 – крышка наружная; 4 – поршень магнитный; 5 – кнопка сигнализатора засоренности; 6 – магнит кнопки; 7 – кожух кнопки; 8 – клапан перепускной; 9 – клапан обратный; 10 – крышка; а – клапан входа масла; б – канал выхода отфильтрованного масла к гидромашинам; 11, 12 – пружины Привод-генератор ГП-25 (26) ной величине которого происходит открытие перепускного клапана. Обратный клапан 9 служит для предотвращения потерь масла из привода-генератора при снятии фильтра. Во время работы клапан открыт, обеспечивая доступ масла в систему. Сигнализатор засорения 5 состоит из корпуса с кожухом 7, магнитного поршня 4, магнитной кнопки 5 и пружин 11 и 12. При нормальной работе, когда фильтроэлемент 1 не засорен, масло свободно проходит в систему гидропривода через фильтроэлемент и обратный клапан 9. 287 При засорении фильтроэлемента 1 в полости перед ним создается перепад давлений, который действует на магнитный поршень 4 сигнализатора засорения. Магнитный поршень 4, преодолевая притяжение к магниту 6 кнопки 5, под действием перепада давления сжимает пружину 12 и, перемещаясь влево, освобождает магнитную кнопку, которая под действием пружины 11 выходит скачкообразно из корпуса, что при визуальном осмотре является признаком засорения фильтра. 15.2.11. Термосигнализатор ГП21.458 Для автоматического отключения гидропривода при опасном перегреве масла внутри привода-генератора и сигнализации об этом перегреве в картере ГП установлен термосигнализатор (см. рис. 15.1), который срабатывает при достижении температуры масла (185 – 195) °С, замыкает цепь сигнализации и отключает привод-генератор. Срабатывание термосигнализатора заключается в следующем: при возникновении неисправности в гидромашинах, дифференциальном редукторе или электрогенераторе гидропривода температура масла в картере повышается. При достижении порогового значения легкоплавкая вставка плавится и, опускаясь вниз, замыкает контакты сигнализатора. При этом на электромагнит 10 механизма отключения ЭМТ-235 подается + 27 В, последний срабатывает и отключает привод-генератор. Одновременно сигнал подается на панель ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ 56 на верхней панели пилотов 54, где высвечиваются лампы-кнопки Г1 (Г2) и ППО1 (ППО2) кнопочных переключателей. Кроме того, на ИМ №1 при этом появляется сигнал ГЕНЕРАТОР ОТКАЗ с выходом на ЦСО. Звуковой сигнал при этой неисправности не подается. Экипаж принимает меры по локализации отказа и подключению электросетей к исправному генератору согласно РЛЭ самолета. 15.2.12. Вакуумный клапан Вакуумный клапан 39 (рис. 15.1) обеспечивает сообщение внутренней полости привода-генератора с окружающей средой для всасывания воздуха в корпус привода при возникновении в нем разрежения. При нормальной работе привод-генератор нагревается и в корпусе его создается некоторое избыточное давление воздуха. Если в картере привода нет избыточного давления, то при запуске насосы подкачки и откачки создают в корпусе привода-генератора разрежение. Под действием атмосферного давления открывается вакуумный клапан 39 и воздух поступает в корпус привода. При остановке двигателя происходит выравнивание давления в полостях теплообменников, корпусе привода и трубопроводах. За счет избыточного давления воздуха, поступившего при запуске, в корпусе приводагенератора остается избыточное стояночное давление. Максимальное избыточное давление в корпусе привода не превышает 0,3 МПа (3 кгс/см2). При техническом обслуживании приводагенератора стравливание воздуха производится отвинчиванием вентиляционной заглушки 38. 15.2.13. Электрогенератор Электрогенератор 36 (рис. 15.1) предназнаи управления на одном валу с генератором чен для преобразования механической энери возбудителем размещен трехфазный подвозгии вращения ротора двигателя в электричесбудитель (генератор управления) 4 с возбуждекую энергию переменного трехфазного тока. нием от постоянного магнита. Он представляет собой четырехполюсный бесВо внутренней полости генератора на лобощеточный генератор 1 (рис. 15.9) со встроенвой части статора основного генератора расным трехфазным возбудителем переменного положены токовые трансформаторы системы тока с вращающимся блоком выпрямителей 12, дифференциальной защиты генератора и его соединенных в мостовую схему и предназначенфидера от коротких замыканий. ных для питания обмотки возбуждения основОсновные данные электрогенератора ного генератора 1 постоянным током. Соединение фаз электрогенератора выполнено Для осуществления автономности возбужпо схеме «звезда» с выведенной силовой нейтрадения, а также для питания цепей защиты лью N. 288 Глава 15 В качестве нулевого провода используется двигатель. Чередование фаз генератора прямое (A-B-C). Частота переменного тока, Гц.................... 392 – 408 Фазные напряжения, В............................... 115 – 120 Линейное напряжение, В......................................208 Cos ϕ..................................................................0,8 – 1 Напряжение питания цепей управления, В.... 18 – 31 Мощность электрогенератора, КВА: ГТ90НЖЧ12К для Ту-204........................................90 ГТ60НЖЧ12К для Ил-96-300..................................60 1 Отбор мощности к потребителям самолета осуществляется с помощью силовых кабелей A�� , B�� , C�� , N�� от �� клеммной панели 23 (рис. 15.10) электрогенератора, пролегающих по правой стороне двигателя и выведенных к коробке Х11Д для проводов от приводагенератора в верхней части разделительного корпуса в зоне крепления двигателя к пилону самолета. 2 3 4 5 6 8 11 7 9 12 5 1 6 2 13 3 10 7 9 Рис. 15.9. Внешний вид привода-генератора 1 – вилка электрического соединителя электроцепей генератора; 2 – вилка электрического соединителя привода-генератора; 3 – штуцер ВХОД масла; 4, 10 – пробка переливной трубки; 5 – вал шлицевой входной; 6 – кольцо механизма отключения генератора; 7 – кнопка сигнализатора засоренности внутреннего масляного фильтра; 8 – штуцер ВЫХОД масла; 9 – фильтр внутренний; 11 – панель клеммная силовая (ABCN); 12 – стекло масломерное с меткой уровня а – ГП-25 (для самолета Ил-96-300); б – ГП-26 (для самолета Ту-204) Привод-генератор ГП-25 (26) 289 Рис. 15.10 Схема электрических соединений привода-генератора 1 — генератор основной переменного трёхфазного тока с трансформаторами тока системы дифференциальной защиты: ГТ 90 НЖЧ 12 К для Ту-204; ГТ 60 НЖЧ 12 К для Ил-96-30; 2 — панель клеммная Х3 электрогенератора; 3 — возбудитель встроенный трёхфазный переменного тока 35В, 5,5А; 4 — подвозбудитель трёхфазный (генератор управления); 5 — соединитель электрический Х1 электрогенератора; 6 — коробка от проводов от ГП Х11Д; 7 — соединитель электрический Х8Д; 8 — соединитель электрический привода-генератора Х 2; 9 — термосигнализатор ГП21.458 (tсрабат = + 190 ± 5 °С); 10 — сигнализатор давления СДДМ подкачки (рм подкачки = 7,2 — 11,2 кгс/см2); 11 — электромагнит механизма отключения гидропривода ЭМТ-235; 12 — вращающийся блок выпрямителей питания обмотки возбуждения генератора 15.3. Маслосистема привода-генератора Маслосистема привода-генератора (рис. 15.1) автономна (не соединена с маслосистемой двигателя) и предназначена для обеспечения работы гидромашин, системы регулирования гидромеханизмов привода постоянных оборотов, смазки и охлаждения деталей привода и электрогенератора. Маслосистема состоит из маслосистемы собственно привода-генератора (внутренней маслосистемы), заканчивающейся штуцерами ВХОД и ВЫХОД, и подсоединенной к ним внешней маслосистемы, называемой системой охлаждения масла привода-генератора. Основные данные В маслосистеме привода-генератора используется масло тех же сортов, которые применя- ются в маслосистеме двигателя. Заправка маслосистемы ГП осуществляется от маслозаправщика через штуцер заправки закрытым способом под давлением не выше 4 кгс/см2. Заправка производится через фильтр не грубее 8 кл. чистоты. Для контроля количества заправляемого масла привод-генератор имеет масломерное стекло 12 (рис.15.9) с меткой уровня. Кроме того, имеется устройство, исключающее избыточную заправку (трубка переливная 4,10 рис. 15.9). Общая масса заправляемого масла в систему ГП (с учетом объёма в полостях теплообменников и трубопроводах внешней маслосистемы) составляет 10 кг. 290 Глава 15 15.3.1. Описание работы маслосистемы Масло из картера привода-генератора с помощью заборного патрубка 21 (рис. 15.1) по осевому каналу подводится к окну всасывания а и вытесняется через окно нагнетания б (рис. 15.7) насоса откачки 6 (рис.15.6), откуда по внутреннему каналу подводится к обратному клапану в штуцере ВЫХОД 24 (рис.15.1). От выходного штуцера по внешней магистрали горячее масло из привода-генератора подводится к гидравлическому фильтру 29. Отфильтрованное масло подаётся на охлаждение в последовательно расположенные воздушно-масляный 31 и топливно-масляный 33 теплообменники. Охлаждённое масло из теплообменников возвращается в привод-генератор к штуцеру 25 ВХОД. В магистрали после теплообменников на выходе в привод-генератор установлен приёмник температуры масла 27 П-109М2, который выдает текущее значение температуры масла на входе в ГП в бортовую систему контроля двигателей. БСКД формирует сигнал на запись в КБН МСРП-А-02 о текущей температуре, а при повышении температуры масла на входе в ГП до максимально допустимого значения + 155 °C� БСКД. Дополнительно к КБН формирует сигнал в АЦПУ и на экран КИСС для привлечения внимания пилотов об отклонении от нормальной работы маслосистемы приводагенератора. От штуцера 25 ВХОД охлажденное масло поступает в циклон 46 для удаления из масла воздуха. Очищенное от воздуха масло из циклона 46 сливается в бак 19, откуда поступает к насосу подкачки 20 и под давлением 20 кгс/см2 подается к фильтру 14. При снижении давления подкачки ниже 7,2 — 11,2 кгс/см2 сигнализатор давления СДДМ 37 выдает автономно от БСКД сигнал в МСРП (в КБН и АЦПУ), а также в КИСС. Отфильтрованное масло по отдельным каналам и трубопроводам внутри приводагенератора поступает к потребителям: к генератору 36, центробежному регулятору 41, управляющему цилиндру 44 (в штоковую полость а), гидромашинам 40 и 43 гидравлической передачи. Масло, подводимое по каналу б к генератору, расходуется на его смазку и охлаждение. Кроме того, по каналу в валу масло через центральную трубку е подводится на смазку подшипников и сателлитов дифференциала. Масло, подаваемое на вход б гидромашин ГМ2 (рис. 15.3), служит в качестве рабочего тела при работе гидравлической передачи. Масло, подводимое к золотнику 8 центробежного регулятора (рис. 15.4), редуцируется в соответствии с режимом работы двигателя и нагрузки на генератор и в качестве управляющего сигнала подводится в поршневую полость б гидроцилиндра 3 (рис. 15.1). В штоковую полость а управляющего цилиндра осуществляется постоянный подвод масла с давлением подкачки подкачивающего насоса 20. Отработанное в гидромашинах, дифференциальном редукторе и других механизмах ГП горячее масло по каналам, стенкам полостей и внутренним стенкам корпуса ГП стекает в картер гидропривода, откуда засасывается откачивающим насосом 22 и через штуцер 24 ВЫХОД выводится во внешнюю маслосистему на охлаждение в теплообменниках. Такая циркуляция масла продолжается в течение всего времени работы двигателя от запуска до останова. 15.3.2. Система охлаждения масла привода-генератора (внешняя маслосистема) Система охлаждения масла привода генератора размещена на двигателе и предназначена для отвода тепла, образующегося в процессе работы привода-генератора и для очистки отработавшего масла. Основными элементами внешней маслосистемы являются два теплообменника, в которых снимаются тепловыделения от привода-генератора: воздушно-масляный теплообменник (секция охлаждения масла 31 привода-генератора, рис. 15.1) и топливно-масляный теплообменник 33. Кроме того, в систему включены: фильтр гидравлический 29; штуцер заправочный 28; клапан отбора проб 26; приёмник температуры 27 П-109М2 и соединительные трубопроводы. Агрегаты внешней маслосистемы Воздушно-масляный теплообменник Воздушно-масляный теплообменник (рис. 15.11) предназначен для постоянного охлаждения масла воздухом и представляет собой блок из двух секций теплообменников: одна секция (2) предназначена для охлаждения масла воздухом в системе привода-генератора, другая – в маслосистеме двигателя (1). Блок теплообменников крепится на проставке, установленной на кожухе переднем с правой стороны двигателя. Каждая секция воздушно-масляного теплообменника представляет собой сварную конструкцию из набора плоских трубок с припаянными к ним гофрированными пластинами 10, увеличивающими поверхность теплообмена. При 291 Привод-генератор ГП-25 (26) повышении гидравлического сопротивления секции ВМТ включаются перепускные клапаны 8 и 9 для перепуска масла в обход ВМТ. Горячее масло циркулирует внутри трубок, объединённых в две секции: входную и выходную, а воздух из наружного контура двигателя (рис. 15.1б) обдувает трубки снаружи и выводится в атмосферу. Клапан перепускной устанавливается между штуцерами подвода и отвода масла каждой секции теплообменника. Открытие клапана перепускного осуществляется при перепаде давления масла (1,0+0,15) кгс/см2. Клапан перепускной состоит из корпуса клапана 4, клапана 7, пружины 6, заглушки 5. Радиатор топливно-масляный Радиатор топливно-масляный 33 (рис. 15.1) предназначен для постоянного охлаждения масла привода-генератора топливом. Радиатор (рис. 15.12) представляет собой трубчато-петлевую конструкцию, внутри которой закреплены трубки-соты диаметром 5мм, толщиной 0,3 мм. Поперёк пучка трубок в шахматном порядке установлены перегородки, направляющие масло поперёк трубок с циркулирующим в них топливом, за счет чего происходит теплообмен и охлаждение масла. В случае засорения масляной магистрали радиатора, когда перепад давления масла между входом и выходом превысит пороговое значение, срабатывает перепускной клапан 34 (рис. 15.1), и масло подаётся на вход приводагенератора в обход радиатора. Радиатор 3 (рис. 15.12) устанавливается на двигателе с помощью хомутов 9 на кронштейнах 6, 7, которые крепятся к бобышкам кожуха переднего 11. Фильтр гидравлический Фильтр гидравлический с тонкостью фильтрации (12 – 16) мкм предназначен для очистки масла, циркулирующего в маслосистеме привода-генератора, от механических примесей и защиты агрегатов гидропривода от засорения. Фильтр имеет пропускную способность 60 л/мин и установлен в линии отвода горячего масла от привода-генератора к теплообменникам. Фильтр (рис. 15.13) состоит из крышки 2, стакана 9, фильтроэлемента 10, двух отсечных клапанов 3 и 7 и перепускного клапана с тарелкой 12. Горячее масло из привода-генератора через входной штуцер 1, кольцевой зазор между седлом 8 и отсечным клапаном 3 поступает в кольцевую полость д между фильтроэлементом 10 и стаканом 9. Пройдя через фильтроэлемент, очищенное масло поступает в полость е внутри отсечного клапана и далее через полость ж и отверстие з — к штуцеру 6. В случае, если фильтроэлемент засорен, перепад давлений на фильтре возрастает, при этом увеличиваются усилия, действующие снизу 1 2 10 7 6 б 5 4 а 3 Рис. 15.11. Блок теплообменников воздушно-масляных 5956Т.01 1 – секция охлаждения масла двигателя; 2 – секция охлаждения масла привода-генератора; 3 – угольник с гайкой; 4 – корпус клапана с гайкой; 5 – заглушка; 6 – пружина; 7 – клапан перепускной; 8 – клапан перепуска масла в секции ГП; 9 – клапан перепуска масла в секции двигателя; 10 – плоские трубки с гофрированными пластинами; а – обводной канал перепуска масла при засорении секции теплообменника; б – воздух из наружного контура для обдува секций теплообменника 9 8 292 Глава 15 9 4 2 8 1 11 4 5 6 7 8 3 2 9 1 10 Рис. 15.12. Радиатор топливно-масляный 1,2,4,8 – трубопровод; 3 – радиатор; 5 – планка; 6 – подвижный кронштейн; 7 – кронштейн; 9 – хомут; 10 – винт; 11 – кожух передний; а – внешний вид; б – монтажная схема 293 Привод-генератор ГП-25 (26) 1 2 3 4 5 1 2 3 12 11 6 7 4 8 5 9 12 10 6 7 8 Рис.15.13. Фильтр гидравлический 1 – штуцер входной; 2 – крышка; 3, 7 – отсечные клапаны; 4 – пружина отсечного клапана; 5 – пружина перепускного клапана; 6 – штуцер выходной; 8 – седло; 9 – стакан; 10 – фильтроэлемент; 11 – втулка фильтроэлемента; 12 – тарелка перепускного клапана; д – полость для нефильтрованного масла; е, ж – полости для фильтрованного масла; з – отверстие в корпусе отсеченного клапана. 1 – штуцер; 2 – корпус штуцера; 3 – пружина; 4 – фиксатор; 5 – клапан; 6 – уплотнение; 7 – клапан заглушки; 8 – ушко; 9 – винт; 10 – трос; 11 – ручка; 12 – заглушка на тарелку перепускного клапана 12. При перепаде давлений (0,6–0,9) МПа тарелка клапана 12 отходит от втулки 11 фильтроэлемента. Масло проходит через образовавшийся зазор и, минуя фильтроэлемент, без фильтрации через полости е и ж проходит к штуцеру 6. Утечка масла из системы при снятии фильтроэлемента предотвращается двумя отсечными клапанами. При снятии фильтроэлемента отворачивают стакан 9. Пружина 4 отжимает вниз отсечной клапан 3 магистрали нагнетания, и при его соприкосновении с седлом 8 магистраль окажется запертой. Одновременно пружина 4, воздействуя на тарелку клапана 7, запирает магистраль выхода, обеспечивая ей герметичность раньше, чем стакан 9 выйдет из контакта с крышкой 2. Штуцер заправочный Штуцер заправочный (рис. 15.14) предназначен для закрытой заправки маслом системы охлаждения масла привода-генератора от маслозаправщика. Штуцер заправочный устанавливается на кронштейне, расположенном на двигателе в нижней части, и крепится к бобышкам кожуха переднего. Штуцер заправочный состоит из корпуса штуцера 2, клапана 5, пружины 3, заглушки 12 и штуцера 1. 11 10 9 Рис. 15.14. Штуцер заправочный 16 ТРУБОПРОВОДНЫЕ КОММУНИКАЦИИ. ЭЛЕКТРОПРОВОДКА ДВИГАТЕЛЯ 16.1. Трубопроводные коммуникации Трубопроводные коммуникации (ТК) являются частью систем подачи топлива, автоматического управления, смазки и суфлирования, отборов воздуха, гидравлической, противопожарной, дренажной и др. и обеспечивают сообщение между собой и с системами самолета рабочих полостей двигателя, агрегатов и датчиков. Трубопроводные коммуникации расположены в двух зонах: внутри — на корпусах КВД, камеры сгорания, ТВД и ТНД и снаружи — на внешних корпусах двигателя. Вывод трубопроводов через канал наружного контура осуществлен группами в пяти местах позади стоек разделительного корпуса. Общая протяженность трубопроводных коммуникаций составляет около 300 м, масса порядка 312 кг. В состав трубопроводных коммуникаций входят трубопроводы, рукава, соединительная арматура и узлы крепления. Трубопроводы имеют наружный диаметр от 6 до 100 мм, толщину стенки от 0,8 до 2 мм и изготавливаются, в основном, из нержавеющей стали 12Х18Н10Т. Исключение составляют трубопроводы системы охлаждения турбины и магистрали подвода воздуха к стартеру СтВ-5, которые выполнены из титанового сплава ОТ4-1, а также часть трубопроводов системы смазки и суфлирования, выполненные из алюминиевого сплава АМц-М. Общее количество трубопроводов на двигателе — более 450 шт. Для подсоединения трубопроводов к агрегатам, датчикам, корпусным узлам и другим трубопроводам применено около 919 разъемных соединений, выполненных по наружному (≈ 75 %) и внутреннему (≈ 11 %) конусам, а также фланцевого (≈ 9 %), телескопического и других типов. Примеры конструктивного исполнения соединений показаны на рис. 16.1–16.5. Неразъемные соединения элементов трубопроводов выполнены посредством сварки встык и пайки. Для компенсации монтажных неточностей и тепловых расширений в конструкцию ряда трубопроводов включены сильфонные (рис. 16.6) и карданные (рис. 16.7) компенсаторы, а также предусмотрены специальные соединения с резьбовым регулировочным элементом и комбинированные сферотелескопические соединения. Примеры таких соединений представлены на рис�� .�� 16.8 и 16.9. Гибкие металлические и фторопластовые рукава (всего 9 шт.) обеспечивают подсоединение трубопроводных коммуникаций к агрегатам РЭД-94, ИСИД-90, БППД2-1 и БЭМ-2,5М, имеющим упруго-демпферную подвеску, а также к заднему дренажному баку. Конструктивно рукав содержит фторопластовый или стальной гоф- 295 Трубопроводные коммуникации. Электропроводка двигателя 1 2 3 1 4 Рис. 16.1. Соединение по наружному и по внутреннему конусу 2 3 4 3 4 5 Рис. 16.2. Соединение по наружному конусу 1 — труба; 2 — кольцо упорное; 3 — ниппель; 4 — гайка накидная; 5 – штуцер 1 — труба; 2 — ниппель; 3 — гайка накидная; 4 – штуцер 1 2 5 1 6 2 3 4 5 6 7 8 9 Рис. 16.3. Соединение фланцевое Рис. 16.4. Соединение фланцевое 1 — труба; 2 — ниппель; 3 — винт; 4 — фланец накидной; 5 — корпус; 6 — кольцо уплотнительное резиновое 1, 7 — половинки хомута; 2, 9 – трубы; 3 – 5 — штуцервинт; 4, 8 — фланцы; 5 — шайба контровочная; 6 — кольцо уплотнительное металлическое 1 2 3 4 5 6 7 8 Рис. 16.5. Соединение телескопическое 1, 8 — трубы; 2 — гайка накидная; 3 – ниппель; 4 — кольца регулировочные; 5 — шайбы защитные фторопластовые; 6 — кольца уплотнительные резиновые; 7 — штуцер 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 Рис. 16.6. Сильфонный компенсатор 1, 11 — трубы; 2, 10 — ниппели; 3, 9 — втулки; 4, 8 — стаканы; 5 — оплетка; 6 — сильфон; 7 — прокладка 296 Глава 16 Рис. 16.7. Карданный компенсатор 1, 9 — трубы; 2, 8 — стаканы; 3, 7 — кольца; 4 — втулка; 5 — cильфон; 6 — крестовина Рис. 16.8. Соединение с резьбовым регулировочным элементом 1, 25 — трубы; 2, 24 — ниппели; 3, 23 — гайки накидные; 4, 22 — кольца упорные; 5, 21 — кольца металлические; 6, 8, 11, 13, 18, 20 — кольца защитные фторопластовые; 7, 9, 10, 12, 17, 19 — кольца уплотнительные резиновые; 14 — обойма наружная; 15 — контргайка; 16 — обойма внутренняя 1 2 3 4 5 Рис. 16.9. Соединение сферотелескопическое 1, 5 — трубы; 2 — обойма; 3 — кольцо сферическое; 4 — ниппель рированный шланг, обтянутый снаружи проволочной оплеткой и заделанный по концам в арматуру для соединения по наружному конусу. В качестве соединительной арматуры на двигателе применяются различные переходники и проходники, угольники, тройники и крестовины, которые изготавливаются из стали и титановых сплавов. Крепление трубопроводов к корпусам двигателя и между собой осуществляется с помощью колодочных одинарных (рис. 16.10) и парных (рис. 16.11) хомутов и кронштейнов, выполненных из стали, титановых и алюминиевых сплавов. Между половинками хомутов и трубой устанавливаются прокладки из меди, металлорезины или фторопласта. 297 Трубопроводные коммуникации. Электропроводка двигателя 1 2 3 4 5 6 1 11 7 10 8 9 Рис. 16.10. Крепление трубопровода одинарным хомутом 1, 11 — винты; 2, 10 — шайбы контровочные; 3, 6 — колодки; 4 — прокладка; 5 — трубопровод; 7 — кронштейн; 8 — корпус; 9 — шайба регулировочная; 12 — маркировочная полоса на трубопроводе 1 2 3 4 5 6 9 10 7 8 Рис. 16.11. Крепление трубопроводов парным хомутом 1 — винт; 2 — шайба контровочная; 3, 4 — колодки; 5, 9 — прокладки; 6, 10 — трубопроводы; 7, 8 — маркировочные полосы на трубопроводах 16.2. Электрическая проводка двигателя 16.2.1. Общие сведения Электропроводка двигателя предназначена для соединения электрических элементов агрегатов, блоков и датчиков бортовой системы контроля и системы автоматического управления двигателя с источниками питания и электроавтоматикой управления, установленными на самолете. Вывод наружу внутренней электропроводки, входящей в состав базового модуля, модуля задней опоры и разделительного корпуса, осуществляется через стойку двигателя, расположенную в горизонтальной плоскости с левой стороны (по полету) на переднем кожухе двигателя. Соединение внутренней электропроводки базового модуля, а также электропроводки, размещенной в задней опоре и на опоре шарикоподшипника вентилятора с электропроводкой, расположенной на наружных корпусных деталях и узлах двигателя, осуществляется с помощью промежуточных электрических соединителей. Соединения расположены на специальном кронштейне, который монтируется на переднем кожухе в непосредственной близости от места выхода внутренней электропроводки из левой стойки двигателя (рис. 16.12), за исключением жгутов от датчиков ДЧВ-2500, размещенных 1 – высоковольтный провод к левой свече зажигания; 2 – преобразователь ОПП-94К левый – А26; 3 – левая свеча зажигания СП-92П; 4 – жгут проводов Х31Д; 5 – термопара Т38-3 вар. 2; 6 –высоковольтный провод к правой свече зажигания; 7 – правая свеча зажигания СП-92П; 8 – преобразователь ОПП-94К правый – А27; 9 – датчик ДБСКТ-650-1-Ш положения ВНА – А52; 10 – соединитель Х52; 11 – жгут проводов Х26Д, Х27Д; 12 – жгут проводов к датчикам ДЧВ-250; 13 – левая стойка двигателя; 14 – жгут проводов к клапанам перепуска; 15 – жгут проводов для термопар Х15Д, Х16Д, Х17Д; 16 - жгут проводов Х19Д, Х20Д; 17 – соединитель Х6; 18 - датчик ДБСКТ-650-1-Ш положения ВНА – А6; 19,20 – соединитель клапана перепуска воздуха; 21 - клапан перепуска воздуха; 22 - жгут проводов Х32Д; 23 - термопара Т48-4-В17; 24 – соединитель Х32 датчика ДЧВ-250; 25 - соединитель Х33 датчика ДЧВ-250; 26 - соединитель Х47 датчика ДЧВ-250; 27 – уплотнение; 28 – термопара Т99 – 10шт.; 29 - термопара Т116 – 2шт.; 30 – коллектор проводов для термопар; 31 – кронштейн; 32 – кожух; 33 – уплотнение; 34 – световод преобразователя ОПП-94К; 35 – защитный кожух Рис. 16.12а Размещение электропроводки на двигателе ПЕРЕДНИЙ ФЛАНЕЦ КОРПУСА ПЕРЕПУСКА И ОТБОРА 298 Глава 16 Рис. 16.12б Размещение электропроводки на двигателе (номера позиций см. рис. 16.12а) Трубопроводные коммуникации. Электропроводка двигателя 299 300 Глава 16 на опоре вентилятора, подсоединение которых к наружной электропроводке выполнено наконечниками с помощью клеммной колод- ки, установленной на переднем кожухе вблизи кронштейна под промежуточные соединители (рис. 16.12). 16.2.2. Описание электропроводки Низковольтная электропроводка двигателя выполнена в гибком исполнении теплостойкими проводами марок БИФ-Н, БИФЭ-Н, БИФЭЗ-Н, БФС, БФСЭЗ, за исключением некоторых линий связи, отмеченных ниже. К датчикам вибрации МВ-06-1 электропроводка выполнена кабелем марки АВКТД (л), а часть проводки к датчику ДМК3-2 уровня масла в маслобаке — кабелем марки РК-50-2-22. В коллекторе и жгутах от термопар Т-99, Т-116, Т-48-4 и Т-38-3 электропроводка выполнена термоэлектродными проводами марки ПТФ и ПТФДЭ (НМ и МТ). Силовые электрические линии от приводагенератора ГП-26 (ГП-25) до клеммной колодки выполнены проводами марки БФС-70, а линии питания, идущие от клеммной колодки к насосной станции НС-68, выполнены проводами марки БФС-10. От агрегата зажигания к свечам высоковольтная проводка выполнена проводами марки ПВЗКО-15-400-1,0мс-7,6. Для обеспечения помехозащищенности блоков, агрегатов и датчиков САУ двигателя и блока БППД2-1А системы БСКД электропроводка к ним выполнена проводами БИФЭЗ, состоящими из двух или трех проводов марки БИФ, скрученных между собой с шагом 30 — 40 мм и помещенных в общую экранированную оплетку. Оплетка проложена отдельно от силовых жгутов и высоковольтных линий, обслуживающих систему запуска двигателя. Для защиты от воздействия воздушных потоков, ГСМ, жидкости НГЖ, а также от внешней среды и механических повреждений силовые провода от привода-генератора ГП-26 (ГП-25), к насосной станции НС-68, жгуты проводов низковольтной электрической проводки, расположенной на внешних корпусных деталях и узлах двигателя, а также частично жгуты внутренней электропроводки помещены в термоусаживаемые трубки типа РАДПЛАСТ и частично в два слоя с полуперекрытием обмотаны термоизоляционной — термостойкой самослипающейся лентой ЛЭТСАР-КФ-0,5. Внутренняя электропроводка, находящаяся в воздушном потоке, а также высоковольтные провода к свечам зажигания камеры сгорания заключены в экранирующие фторопластовые рукава. Высоковольтные провода выполнены в соответствии с ОСТ 1.00976—86. Для защиты от перегрева и износа изоляции термоэлектродных проводов ПТФ (НМ и МТ), проложенных от термопар Т-99 и Т-116, провода обмотаны термостойкой электро- изоляционной лентой марки ЛАЭ-1-0,4 × 20 ГОСТ 14256-78 и фторопластовой пленкой марки Ф-4ЭО ГОСТ 24222-80. Провода помещены в титановые кольцевые кожух и крышку П-образного профиля (рис. 16.13). Жгут проводов Х 15Д, Х 16Д и Х 17Д, подсоединяемый к кольцевому коллектору, выводится через полость в стойке задней опоры в подкапотное пространство. Он проходит вдоль оси двигателя через перегородку, над корпусами турбины, наружным кожухом камеры сгорания, над корпусами КВД до разделительного корпуса. Вывод этих жгутов выполнен через левую горизонтальную стойку двигателя и через наружный контур в зону наружной обвязки. Провода этого жгута на всем протяжении от кольцевого коллектора до входа в левую стойку двигателя заключены в экранирующие фторопластовые рукава. На участке трассировки над турбиной дополнительно с целью защиты проводов и экранирующих рукавов от перегрева они помещены в титановый защитный кожух, через который осуществляется продувка воздуха, подводимого из наружного воздушного канала КНД двигателя. Аналогичная защита от перегрева и механических повреждений выполнена для промежуточного жгута проводов от датчиков ДТА-10Е системы СЗТР, трасса которого аналогична трассе указанного жгута проводов термопар Х 15Д — Х 17Д. Соединение электроагрегатов и датчиков выполнено в соответствии с монтажной схемой электропроводки двигателя. Низковольтная электропроводка двигателя соединяется с электроагрегатами, блоками и датчиками с помощью электрических соединителей типов 2РТТ, РР-25М, 2РМТ, 2РМДТ, СНЦ23 с прямыми или угловыми патрубками и лепестковыми соединителями типа ШПЛМ (рис. 16.14–16.19). Жгуты электропроводки базового модуля, размещенные в подкапотном пространстве, соединяются со жгутами электропроводки наружной обвязки с помощью промежуточных электрических соединителей типов 2РМТ, 2РМДТ, РРН-25М, за исключением жгута электропроводки от датчиков частоты вращения КНД ДЧВ-2500А Х 3, Х 32, Х 47, входящего в модуль разделительного корпуса. Соединение этого жгута со жгутом внешней обвязки выполнено с помощью наконечников, помещенных в специальную клеммную коробку, которая расположена на переднем кожухе в районе левой стойки двигателя. 301 Трубопроводные коммуникации. Электропроводка двигателя 6 7 5 8 4 9 10 11 3 2 1 Рис. 16.13. Размещение клеммных колодок на коллекторе проводов для термопар Т-99 и Т-116, а также для СЗТР в задней опоре двигателя (вид по полету) 1 – датчик ДТА-10Е частоты вращения ТНД – А96; 2 – жгут проводов Х15Д — Х17Д от термопар Т-99; 3 – датчик ДТА-10Е частоты вращения ТНД – А97; 4 – жгут проводов Х97 от датчика ДТА-10Е; 5 – кольцевой коллектор проводов от термопар Т-99 и Т-116; 6 – колодка клеммная для соединения проводов от термопар Т-116; 7 – колодка клеммная для соединения проводов СЗТР (от Х97); 8 – колодка клеммная для соединения проводов СЗТР (от Х96); 9 – жгут проводов промежуточный от датчиков ДТА-10Е; 10 – жгут проводов Х96 от датчика ДТА-10Е; 11 – колодка клеммная для соединения проводов от термопар Т-116 5 6 7 8 4 6 7 5 4 3 9 3 8 9 10 2 2 1 11 10 1 11 Рис. 16.14. Соединители типа 2РТТ (а), РРН25М (б) с прямым патрубком а) 1 – прижим; 2 – шайба пружинная; 3,7,8,11 – изолятор; 4 – гайка; 5 – патрубок; 6 – кольцо пружинное; 9 – корпус; 10 – штырь; б) 1 – винт; 2,8 – изолятор; 3 – корпус; 4 – кольцо уплотнительное; 5,9 – гайка; 6 – патрубок; 7 – кольцо пружинное; 10 – прижим; 11 – гнездо 302 Глава 16 3 4 5 5 6 6 7 8 4 3 7 2 2 8 1 9 1 10 13 11 10 11 12 9 Рис. 16.15. Соединители типа 2РТТ (а), РРН25М (б) с угловым патрубком а) 1 – гайка; 2 – патрубок; 3 – кольцо уплотнительное; 4,5,7 – изолятор; 6 – корпус; 8 – штырь; 9 – прижим; 10 – шайба пружинная; 11 – винт; б) 1,5 – изолятор; 2 – корпус; 3 – кольцо уплотнительное; 4, 9 – гайка; 6 – кольцо пружинное; 7 – патрубок; 8 – гнездо; 10 – шайба пружинная; 11,13 – винт; 12 – прижим 4 5 6 7 8 9 3 10 2 1 Рис. 16.16. Соединители типа ШПЛМ 1,4,7 – изолятор; 2 – корпус; 3,6 – гайка; 5 – гнездо; 8 – патрубок; 9 – винт; 10 – прижим 3 2 1 4 4 5 6 5 6 3 7 2 1 Рис. 16.17. Соединители типа 2РМТ (а), 2РМДТ (б) с прямым патрубком а) 1 – кольцо уплотнительное; 2 – корпус; 3 – изолятор; 4 – гнездо; 5 – патрубок; 6 – прижим; 7 – винт; 8 – гайка; б) 1 – гайка; 2 – прижим; 3 – винт; 4 – патрубок; 5 – корпус; 6 – изолятор; 7 – штырь 7 303 Трубопроводные коммуникации. Электропроводка двигателя 3 4 5 2 6 1 9 8 7 Рис. 16.18. Соединители типа 2РМТ, 2РМДТ с угловым патрубком 1 – кольцо уплотнительное; 2 – корпус; 3 – изолятор; 4 – гнездо; 5 – патрубок; 6,9 – гайка; 7 – прижим; 8 – винт; 1 2 3 4 5 6 7 1 2 3 4 5 6 7 8 11 10 9 8 12 11 10 9 Рис. 16.19. Соединители типа СНЦ23 а) 1 – винт; 2 – прижим; 3 – кольцо стопорное; 4 – обойма; 5 – изоляторы; 6 – прокладка; 7 – контакт (штырь); 8 – штифт байонетного замка; 9 – корпус; 10 – держатель контактов; 11 – гайка; б) 1 – винт; 2 – прижим; 3 – кольцо стопорное; 4 – обойма; 5,11 – гайка; 6 – пружина; 7 – контакт (гнездо); 8 – корпус; 9 – байонетная обойма; 10 – изоляторы; 12 – держатель контактов Соединение внутренних жгутов электропроводки Х 96 и Х 97, устанавливаемых в задней опоре, двигателя, со жгутом промежуточным электропроводки наружной обвязки двигателя от датчиков ДТА-10Е А96 и А97 СЗТР выполнено также с помощью наконечников, которые крепятся на специальных клеммных колодках открытого типа. Клеммные колодки крепятся к кольцевому коллектору проводов термопар с помощью кронштейнов, приклепанных к крышке кольцевого коллектора. Подсоединение проводов электропроводки двигателя, выходящих из кольцевого коллектора проводов термопар к контактным винтам термопар Т-99 и Т-116, а также к жгуту проводов термопар Х15Д— Х17Д, идущему в стойку задней опоры двигателя, производится с помощью наконечников, припаянных к присоединяемым проводам. При этом для соединения наконечников, идущих от кольцевого коллектора проводов, с наконечниками жгута проводов термопар Х 15Д — Х17 Д, идущего в стойку задней опоры, введены клеммные колодки открытого типа, аналогичные клеммным колодкам СЗТР. Размещение клеммных колодок в задней опоре двигателя для соединения наконечников кольцевого коллектора термопар с наконечниками жгута проводов термопар Х 15Д — Х 17Д, а также клеммных колодок для соединения наконечников электропроводки СЗТР показано на рис. 16.13. Подсоединение термопар Т-38-3 и термопары Т-48-4 к соответствующим жгутам электропроводки выполнено также с помощью наконечников. Защита наконечников, за исключением подсоединяемых непосредственно к контактным винтам термопар Т-38-3 Т-99, Т-116 и специальной клеммной коробки, выполнена электроизоляционной самослипающейся лентой ЛЭТСАР-КФ-05. Для соединения с самолетной электропроводкой низковольтная электропроводка двига- 304 1 Глава 16 5 2 6 4 5 3 6 2 3 7 8 4 1 7 Рис. 16.20. Крепление жгутов парным хомутом а) 1 – винт; 2,3 – втулка; 4 – колодка парная; 5 – жгут проводов; 6 – шайба контровочная; 7 – трубопровод б) 1 – колодка парная; 2 – жгут проводов; 3,6 – втулка; 4 – винт; 5 – шайба контровочная; 7 – трубопровод; 8 – кронштейн Рис. 16.21. Крепление жгутов хомутом на сферическом кронштейне 1 – винт; 2 – втулка; 3 – жгут проводов; 4 – шайба контровочная; 5 – колодка одинарная; 6 – кронштейн сферический 1 2 Рис. 16.22. Крепление жгутов хомутом 1 – хомут; 2 – жгут проводов теля заканчивается главными электрическими соединителями типа СНЦ-23 (вилки), кроме проводки от коллектора термопар, которая заканчивается главным электрическим соединителем типа РРН-25М (вилка). Все главные электрические соединители монтируются на общем щитке, который расположен с левой стороны двигателя по полету в верхней части корпуса вентилятора. Внутренние полости соединителей, подсоединяемых к агрегатам, блокам и датчикам, а также промежуточных и главного соединителя РРН-25М, за исключением соединителей типа СНЦ-23 и ШПЛМ, залиты герметиком ВИКСИНТ У-2-28НТ. Раскрепление электропроводки, как внутренней, так и наружной, производится колодочными зажимами, хомутами и кронштейнами (рис. 16.20–16.22). 17 ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ 17.1. Общие сведения о противопожарной системе Противопожарная система двигателя является частью противопожарной системы самолета. Системы пожаротушения самолетов Ту-204, Ту-214, Ил 96—300, Ил-76МФ, на которые устанавливается двигатель ПС-90А, принципиальных отличий не имеют. В системах применяются однотипные датчики пожарной сигнализации, используется одинаковый огнегасящий состав. Однако органы управления и контроля двигателей на этих самолетах различны. Поэтому, с учетом различного количества двигателей в силовой установке каждого типа самолета, протяженности коммуникаций и различного расположения средств пожаротушения, различны и противопожарные системы. В настоящей главе рассматриваются системы пожаротушения двигателя на примере самолета Ту-204 с двухдвигательной силовой установкой и самолета Ил-96-300 с четырехдвигательной силовой установкой. На каждом двигателе имеются топливная, масляная, гидравлическая системы, имеющие большую протяженность и многочисленные механические соединения. При разрушении трубопроводов или нарушении герметичности соединений этих систем возможно появление течи топлива, масла, гидрожидкости. При контакте таких жидкостей с поверхностями, имеющими высокие температуры, или в результате искрения или возникновения разрядов статического электричества, а также по другим причинам в двигательном отсеке может возникнуть пожар. 17.2. Противопожарная система самолета Ту-204 На самолете выполнен ряд конструктивных мероприятий, направленных на предотвращение и распространение пожара. В зоне установки двигателей применена термостойкая изоляция электрожгутов. Нижняя часть пилонов в зоне пожароопасных отсеков двигателей и передняя стенка пилонов, а также узлы прохода коммуникаций (в верхней части пилона) покрываются огнезащитным покрытием ВОЗП-4. Средствами пожарной защиты оборудованы пять отсеков самолета, в том числе отсеки СУ-1 и СУ-2. Каждая мотогондола двигателя, а также отсек ВСУ оборудованы системой сигнализации о пожаре (в отсеках двигателей сигнализаторы пожара установлены на створках гондол) и перегреве внутренней полости мотогондолы или отсека. Кроме того, защищаемые отсеки оборудованы стационарной системой пожаротушения. 306 Глава 17 17.2.1. Противопожарная система (ППС) СУ и ВСУ Предназначена для обнаружения перегрева и пожара в мотогондолах СУ, обнаружения пожара в отсеке ВСУ и ликвидации пожара в этих отсеках. В состав противопожарной системы входят следующие элементы: — аппаратура системы сигнализации о перегреве и пожаре АССПП-1 для отсеков СУ и ВСУ; — коробка силовых реле; — централизованная система пожаротушения, позволяющая направить огнегасящий состав в любой из защищаемых отсеков и включающая в себя шесть огнетушителей типа 2-8 с огнегасящим составом «Хладон — 12В1», срабатывающих в три очереди в отсеки СУ и в две очереди в отсек ВСУ; первая из очередей автоматическая; — трубопроводы и распылительные коллекторы; — механизм аварийного выключения системы пожаротушения при посадке самолета с убранным шасси (2шт.); — щиток пожарной защиты, расположенный на пульте пилотов верхнем (см. рис. 17.1); — светосигнальные табло ПОЖАР, расположенные на козырьке приборной доски пилотов (2 шт.); — щиток контроля противопожарной защиты (ППЗ) на панели наземной подготовки на щитке контроля РЭД; — ручные огнетушители. Аппаратура АССПП-1 состоит из: — низкотемпературных датчиков СПП-1 обнаружения перегрева (по девять датчиков в каждой гондоле двигателя), расположенных в местах наиболее вероятного прорыва горячего воздуха из СКВ и ПОС; — высокотемпературных датчиков СПП-2 обнаружения пожара (по 18 датчиков в каждой гондоле двигателя и двенадцать датчиков в отсеке ВСУ), расположенных по всему объему защищаемых отсеков в районе компрессорной части двигателя и у агрегатов топливной и масляной систем; — блока усиления и обработки сигнала (БУОС) — 3 шт; — блока коммутации и контроля (БКК-1) — 1 шт; При возникновении перегрева в отсеке СУ (повышение температуры под капотами мотогондолы или под панелями газогенератора) высвечиваются ЦСО на козырьке приборной панели пилотов (в проблесковом режиме), желтое табло ПЕРЕГРЕВ СУ-1 (СУ-2) на щитке ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА, кнопка-табло отбора воздуха на пульте СКВ (что свидетельствует об автоматическом закрытии отбора воздуха от неисправного двигателя). Появляется информация о перегреве на экране ИМ № 2, в кадре ДВ/СИГН высвечивается текст желтого цвета Рис. 17.1. Щиток пожарной защиты Противопожарная система двигателя ДВ1/2 ПЕРЕГРЕВ. Высвечивается также табло желтого цвета ОТКЛЮЧИ СКВ1/2 на щитке кондиционирования, звучит тональный сигнал УДАР КОЛОКОЛА. На ИМ№ 1 в кадре СИГН (по вызову) высвечивается текст желтого цвета ДВ1 (2) ПЕРЕГРЕВ и текст голубого цвета ЗАКРОЙ ОТБОР 1 (2), ОТКЛЮЧИ СКВ 1 (2), ОТКЛЮЧИ ГЕНЕРАТОР 1 (2), УМЕНЬШИ РЕЖИМ ДВ 1 (2) до МГ, ЗАКРОЙ СТОП-КРАН ДВ 1 (2), ЗАКРОЙ ПК 1 (2), НАЖМИ ОЧЕРЕДЬ 1. При возникновении пожара в отсеке СУ или ВСУ высвечиваются: — красное табло ПОЖАР на козырьке приборной панели пилотов; — красное табло ПОЖАР на щитке ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА; — желтая кнопка-табло отбора воздуха от загоревшегося двигателя на щитке СКВ (свидетельствующая об автоматическом закрытии отбора воздуха); — красное табло ВЫКЛЮЧИ ДВ 1 (ДВ 2) на щитке управления двигателями; — включается речевой информатор ПРОВЕРЬ ПОЖАР. На ИМ№ 2 в кадре ДВ/СИГН высвечивается текст красного цвета ДВ 1 (ДВ 2) ПОЖАР или ВСУ ПОЖАР. При пожаре бортинженер вызывает на ИМ№ 1 кадр СИГН, где высвечивается текст голубого цвета о необходимых действиях экипажа. Автоматически срабатывает первая очередь пожаротушения (от взрыва пиропатронов срабатывают пироголовки двух огнетушителей, огнегасящий состав под давлением подается по трубопроводам к распылительным коллекторам и выбрасывается через отверстия в коллекторах в отсек). При этом через блок БКК-1 подается информация о срабатывании пиропатронов на щиток ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА (высвечивается белая кнопка-табло ВКЛ ОЧ 1), в КИСС и МСРП. После выброса заряда давление в огнетушителях падает, срабатывает датчик давления, 307 от которого поступает сигнал о разряде очереди на щиток ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА (высветится белое табло ОЧЕР 1 РАЗРЯД, свидетельствуя об отсутствии заряда в огнетушителях первой очереди). Клапан пироголовки под воздействием возвратной пружины закрывается. Время разрядки огнетушителя около 15 сек), Если автоматическая очередь не сработает, предусмотрено ручное ее включение во все защищаемые отсеки путем нажатия на кнопку-табло ВКЛ ОЧ1. При пожаре в отсеке ВСУ предусмотрен автоматический останов двигателя ВСУ, закрытие воздухозаборных створок перекрывного топливного крана, а также выключение подкачивающего топливного насоса. Если первой очередью пожар не ликвидирован (продолжают высвечиваться табло ПОЖАР на козырьке приборной доски пилотов и на щитке ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА), то вручную включается вторая и при необходимости третья очереди пожаротушения. Для доступа к кнопкам включения второй и третьей очередей для отсека СУ необходимо на щитке ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА откинуть крышку ПК-1 (2), закрывающую кнопки-табло включения второй и третьей очередей пожаротушения отсека, где обнаружен пожар. После откидывания крышки ПК происходит автоматическое закрытие перекрывного топливного крана (высвечивается желтое табло КРАН ЗАКР), что свидетельствует об аварийном останове двигателя, закрытии пожарного крана и отключении отбора воздуха от загоревшегося двигателя. Примечание. Крышки ПК установлены для исключения разрядки огнетушителей 2-й и 3-й очередей до закрытия топливного пожарного крана СУ-1(2). Для применения второй (третьей) очереди пожаротушения в отсеке ВСУ необходимо нажать на кнопку ВКЛ ОЧ 2 (3) для ВСУ. После разрядки каждой очереди высвечиваются белые табло ОЧЕР 2 (3) РАЗРЯД. Для перевода табло ПОЖАР на козырьке приборной доски пилотов из проблескового режима в нормальный (при пожаре) и снятия сигнала ЦСО необходимо нажать на кнопкутабло ЦСО. 17.2.2. Противопожарная система багажно-грузовых отсеков самолета Предназначена для обнаружения и ликвидации пожара в багажно-грузовых отсеках самолета. Пожарная защита состоит из: — системы пожарной сигнализации по дыму, включая восемь сигнализаторов (три в переднем и пять в заднем багажно-грузовых отсеках), реагирующих на появление дыма; — щитка пожарной защиты ДЫМ БГО-1 ДЫМ БГО-2 (рис. 17.1); — табло ЦСО; — пульта наземной проверки пожарной защиты; — контейнеров 2АК-0,7 для перевозки грузов и багажа. При появлении дыма в багажно-грузовых отсеках на щитке ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА высвечивается табло ДЫМ БГО-1 (2) желтого цвета, на ИМ №1 отображается соответствующая информация, высвечиваются два ЦСО, сигнал о наличии дыма поступает в МСРП, звучит тональный сигнал УДАР КОЛОКОЛА. 308 Глава 17 Противопожарная система двигателя Рис. 17.2. Размещение в кабине экипажа элементов сигнализации о перегреве, пожаре, возникновении дыма и управления пожаротушением 309 310 Глава 17 Следует отметить, что пожар в контейнере не выходит за его пределы и не угрожает безопасности самолета, пассажиров и экипажа. Проникновение опасного количества дыма, пламени или ядовитых газов в кабину экипажа и пассажирский салон практически маловероятно. Тепловыделения при пожаре в контейнере не оказывают повреждающего воздействия на близлежащие критические части самолета. 17.3. Противопожарная система двигателей и ВСУ самолета Ил-96-300 17.3.1. Общие сведения Пожарная защита самолета обеспечивается выполнением на самолете конструктивных мероприятий, уменьшающих возможность возникновения пожара в отсеках и кабинах и применением установленных на самолете средств активной защиты от пожара. К активным средствам защиты от пожара относятся системы обнаружения перегрева, пожара и дыма, системы сигнализации их возникновения, стационарная система пожаротушения и ручные огнетушители (рис. 17.3). Средства обнаружения перегрева и пожара имеются в гондолах двигателей. В отсеке ВСУ также установлены сигнализаторы перегрева и пожара, которые обеспечивают выдачу сигналов только при пожаре. Возникновение дыма контролируется в носовом отсеке и во всех трех грузовых отсеках самолета. В систему сигнализации о перегреве в гондолах двигателей введен также сигнал при возникновении перегрева под панелями газогенераторов двигателей, который приводит к срабатыванию соответствуюших световых табло о перегреве. Для обнаружения пожара и перегрева в гондолах двигателей и в отсеке ВСУ и сигнализации об этом экипажу самолет оборудован аппаратурой сигнализации о перегреве и пожаре (двухпороговая термоэлектрическая система АССПП-1). Аппаратура состоит из: — датчиков сигнализации о пожаре; — датчиков сигнализации о перегреве; — блока усиления и обработки сигналов (БУОС); — блока коммутации и контроля (БКК). Система АССПП-1 в комплексе с самолетной коммутационной аппаратурой, системами КИСС, САС и РИ обеспечивает выдачу экипажу световой и звуковой сигнализации о перегреве и пожаре. О возникновении дыма в отсеках самолета сигнализирует система, в которой применены сигнализаторы ДС-3М2. Дым в отсеках можно обнаружить и визуально через смотровые окна в полу пассажирских салонов или по запаху. В случае возникновения пожара или дыма в контролируемых зонах сигналы от сигнализаторов ДС-3М2 поступают в систему АССПП-1, формируются и поступают в блок коммутации и контроля БКК-1 для передачи в системы: — САС (на срабатывание табло на панелях пожарной защиты двигателей, ВСУ и грузовых отсеков, и табло ЦСО, размещенные на козырьке приборной доски пилотов, работающие в проблесковом режиме); — КИСС для выдачи текстовой информации на экран; КИСС также формирует звуковую информацию о пожаре или перегреве через речевой информатор РИ и звучание гонга; — МСРП на запись; — в эфир. Для ликвидации пожара в гондолах двигателей, отсеке ВСУ и грузовых отсеках №1, 2 и 3 самолет оборудован стационарной системой пожаротушения. В эту систему входят шесть огнетушителей 2-8-6М «Хладон 114В2», которые разряжаются в три очереди: по два огнетушителя в каждой очереди. Для тушения пожара в гондолах двигателей предусмотрено использование всех трех очередей включения огнетушителей, а для тушения пожара в отсеке ВСУ и в грузовых отсеках №1, 2 и 3 — двух очередей. Система управления пожаротушением обеспечивает ручное, автоматическое и аварийное включение огнетушителей. Ручное управление пожаротушением осуществляется с панелей пожарной защиты, размещенных на верхнем пульте пилотов, с помощью кнопок-табло кнопочных переключателей. Первые очереди пожаротушения в гондолах двигателей и отсеке ВСУ включаются также автоматически при срабатывании системы сигнализации о пожаре в этих зонах. Система пожаротушения в гондолах двигателей, кроме того, включается автоматически при посадке с убранным шасси аварийными выключателями, установленными на нижней поверхности всех гондол двигателей. Информация о разрядке огнетушителей каждой очереди пожаротушения выдается экипажу самолета световыми табло на верхнем пульте пилотов, а также системой КИСС. Для тушения пожара в кабине экипажа и пассажирских салонах, а также в носовом отсеке и электроотсеке размещено восемь огнетушителей: пять огнетушителей ОР1-2,0-20-30 «Хладон», заряженных огнегасящим составом «Хладон-12В1» и три огнетушителя ОР1-2,0-20-30 «Вода», заряженных водоэтиленгликолевой смесью. Рис. 17.3. Схема размещения на самолете элементов систем сигнализации о перегреве, пожаре и возникновении дыма Противопожарная система двигателя 311 312 Глава 17 Исправность элементов сигнализации систем обнаружения перегрева, пожара и дыма и системы пожаротушения проверяется встроенным контролем с выдачей данных проверки на панель контроля исправности систем и экран КИСС. Для контроля за возможной саморазрядкой огнетушителей стационарной системы пожаротушения на наружной поверхности обшивки фюзеляжа самолета установлен сигнальный диск саморазрядки. 18 ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А. НЕИСПРАВНОСТИ. МЕРЫ УСТРАНЕНИЯ 18.1. Общие сведения об отказах и неисправностях В процессе эксплуатации двигателя могут встретиться неисправности отдельных его устройств (деталей, блоков, узлов, агрегатов, функциональных систем). Возникновение неисправностей связано с воздействием эксплуатационных нагрузок, спектр и диапазон которых широк и не всегда предсказуем. Кроме того, возникновение неисправностей может быть следствием нарушения требований «Руководства по технической эксплуатации двигателя», а также наличия в составе двигателя деталей, комплектующих узлов, агрегатов, имеющих не обнаруженные при сборке (скрытые) дефекты металлургического или технологического характера. Некоторые неисправности (отказы) могут иметь случайный характер. Они обусловлены возникновением неучтенных при проектирова- нии внешних факторов (например, попадание постороннего предмета), неправильно выполненных работ по техническому обслуживанию, наконец, конструктивным несовершенством отдельных деталей, узлов. Отказы по перечисленным причинам в совокупности с неблагоприятным сочетанием эксплуатационных нагрузок (вибраций, ударов, электрических и температурных воздействий), воздействий внешней среды (атмосферного давления, влажности, пыли, грозовых разрядов) могут привести к выключению двигателя, что может создать угрозу безопасности полета. Целесообразно привести некоторые неисправности деталей, узлов, агрегатов, выявившихся в процессе эксплуатации по различным причинам, и меры по их устранению. 18.2. Основные неисправности, выявленные в конструкции двигателя при его эксплуатации 18.2.1. Неисправности компрессора Повреждение рабочих лопаток ��I�� ступени �� КВД в виде отгибов уголков лопаток со стороны входной кромки при отсутствии повреждений на лопатках вентилятора и КНД. При анализе конструкции КНД выявлено место в нижней части корпуса спрямляющего аппарата подпорных ступеней, где возможно скопление жидкости (конденсат, атмосферные осадки, промывочная жидкость) и ее замерзание при низких температурах. Для исключения скопления жидкости проведена конструктивная доработка — сверление дренажного отверстия 5 мм в нижней части корпуса спрямляющего аппарата подпорных ступеней. 314 Глава 18 18.2.2. Неисправности узла камеры сгорания Эксплуатация двигателя ПС-90А началась 15.07.93 г на самолете Ил-96-300. Первоначальная конструкция камеры сгорания имела в качестве фронтового устройства жаровых труб топливовоздушные насадки (ТВН). В ТВН подавалось все топливо и около 5 % воздуха. Камера сгорания с ТВН имела хорошие характеристики, но имела недостаток — отложение нагара на ТВН и эрозионный износ входных кромок рабочих лопаток турбины. В эксплуатацию был внедрен периодический осмотр ТВН через предусмотренные конструкцией смотровые лючки. При необходимости специально разработанным инструментом производилась очистка ТВН от нагара. Периодический осмотр ТВН и, при необходимости, очистка ТВН от нагара повышала трудоемкость эксплуатации двигателя. Для устранения этого недостатка была разработана модифицированная камера сгорания с двухъярусным завихрительным фронтовым устройством. В марте 1996 года двигатель ПС-90А с модифицированной камерой сгорания начал эксплуатацию на самолете Ил 96-300. При ремонте двигателей ПС-90А с камерой сгорания с ТВН на них устанавливается модифицированная камера сгорания. Наиболее характерные неисправности камеры сгорания, выявленные в начале эксплуатации двигателя ПС-90А следующие. 1. Обгорание теплозащитного кожуха форсунок. Предположительной причиной обгорания кожухов форсунок является выброс топлива из жаровой трубы и воспламенение его за корпусом форсунки. Выбросу топлива способствовало коробление торца противонагарного кожуха и отложение нагара на торце форсунки первоначальной конструкции. Для устранения дефекта в эксплуатацию внедрены форсунки с упорами на стакане, предотвращающие коробление противонагарного кожуха и отложение нагара на торце форсунки, также в конструкцию форсунок внедрены стабилизаторы, которые уменьшают срывное течение воздуха за форсунками. Внедрены газосборники с уменьшенными охлаждающими отверстиями для увеличения перепада воздуха на стенках жаровых труб и кольца диффузора, исключающие срыв потока воздуха на выходе из диффузора. Производится периодический осмотр кожухов форсунок в эксплуатации для выявления дефектных форсунок и возможной их замены. С внедренными мероприятиями обгорания теплозащитного кожуха не наблюдается. 2. Незапуск двигателей с первой попытки. Для повышения надежности запуска с первой попытки в эксплуатацию внедрены: а) свечи с продувкой разрядного канала для предотвращения коксования и с гарантированной величиной выброса плазмы; б) агрегат зажигания с повышенной энергией разряда до 7 Дж. Повышению надежности запуска способствовало внедрение форсунок с мероприятием по устранению нагара и стабилизации перепада давления воздуха на стенках жаровой трубы. После внедрения мероприятий вероятность поджига с первой попытки составляет 0,999. 3. Снижение давления топлива в первом контуре форсунок. Наблюдается снижение давления топлива в первом контуре форсунок по мере наработки двигателей в эксплуатации. Снижение давления является следствием перетекания топлива внутри форсунки из первого контура во второй через зазор в пакете распылителей. Величина перетекания топлива определяется перепадом давления между первым и вторым контурами и температурой форсунки. Максимальная величина перетекания происходит на крейсерском режиме. Перетекание топлива внутри форсунки объясняется ослаблением затяжки пакета распылителей вследствие окисления медных уплотнительных прокладок, по стыку которых и происходит перетекание топлива. После длительной наработки форсунок возможно также снижение давления топлива на малом газе и на «броске» топлива на запуске. Каких-либо объективных недостатков работы камеры сгорания и двигателя в эксплуатации при снижении давления топлива в первом контуре н е наблюдается. Это объясняется тем, что при перетекании топлива не происходит изменения его количества по режимам работы двигателя, а перетекание топлива внутри форсунки приводит только к небольшому перераспределению его количества между контурами при их совместной работе. Минимальная величина давления топлива в первом контуре на малом газе регламентирована и контролируется в эксплуатации. На форсунках двигателя ПС-90А внедрены мероприятия, полностью исключающие перетекание топлива из первого контура во второй. Форсунки с такими мероприятиями устанавливаются на двигатель при изготовлении и ремонте. Опыт эксплуатации двигателя ПС-90А. Неисправности. Меры устранения 4. Прогар стенки жаровой трубы. При больших наработках двигателя в эксплуатации были случаи прогара третьей и четвертой секций жаровых труб. Это небольшого размера прогары, которые очень медленно развиваются. Так, на одном из двигателей после обнаружения прогара жаровые трубы наработали более 3 000 часов. Руководством по эксплуатации (РЭ) установлен допустимый размер прогара. Осмотр жаровых труб производится по РЭ, начиная с 3 000 часов и далее через 500 часов. Максимальная наработка жаровых труб в эксплуатации без ремонта и прогаров превысила 7 500 часов. Проходят проверку жаровые трубы, имеющие повышенный ресурс. 5. Износ пламяперебрасывающих патрубков и муфт жаровых труб. На двигателях с большой наработкой имеются износы пламяперебрасывающих патрубков и муфт. В эксплуатации при осмотрах жаровых труб осматриваются и пламяперебрасывающие патрубки. Износы пламяперебрасывающих патрубков, вызывающие опас- 315 ность выпадания пламяперебрасывающих муфт, не допускаются. Дефект износа устранен внедрением пламяперебрасывающих муфт с ограниченным перемещением. 6. Обгорание кожуха свечи. В эксплуатации при наработках свечей зажигания более 1500 часов встречаются случаи обгорания отражателя кожуха свечи. Установлены нормы допустимого обгорания кожуха свечи. В эксплуатации свечи осматриваются одновременно с жаровыми трубами. Для увеличения срока службы свечей разработана и внедрена в серийное производство конструкция кожуха, имеющего уменьшенную глубину погружения в жаровую трубу и улучшенную систему охлаждения. Внедрение мероприятий по встречающимся в эксплуатации дефектам камеры сгорания или полностью устранили дефект или значительно уменьшили частоту его проявления. После внедрения мероприятий снижена также и трудоемкость эксплуатации за счет уменьшения количества осмотров. 18.2.3. Неисправности узла турбины В процессе эксплуатации двигателей ПС–90А имели место отказы и неисправности турбины, вызванные конструктивно–производственными недостатками или нарушениями Руководства по эксплуатации двигателя. По всем отказам и неисправностям турбины разработаны конструктивные, технологические, диагностические мероприятия, позволяющие исключить повторение отказов двигателей в процессе эксплуатации, введены соответствующие изменения в Руководство по эксплуатации. При эксплуатации двигателей ПС–90А имели место следующие неисправности в турбине. 1. Трещины, прогары сопловых лопаток ��I� и II�� ступеней �� турбины вследствие перегрева, вызванного воздействием повышенной температуры из-за неравномерности газов на выходе из камеры сгорания и недостаточного количества охлаждающего воздуха, поступающего в лопатки (из-за разброса допусков на их изготовление). Для повышения надежности работы лопаток и их ресурса в производстве внедрены: жаровые трубы без ТВН, продувка и расстановка лопаток в сопловых аппаратах в зависимости от температурного поля жаровых труб, запайки донышков дефлекторов в сопловых лопатках для устранения утечек охлаждающего воздуха. В эксплуатации производится периодический осмотр лопаток, установлены допустимые нормы дефекта. Для локализации дефекта на производстве проведены следующие конструктивные и технологические мероприятия: — в серийное производство внедрена камера сгорания с безотрывным диффузором, проведена конструктивная доработка по перераспределению охлаждающего воздуха, что позволило уменьшить неравномерность температурного поля на выходе из камеры сгорания; — введена сортировка лопаток по результатам индивидуальной продувки их сжатым воздухом. Лопатки с увеличенным расходом охлаждающего воздуха устанавливаются в зоне повышенных температур выходящего газа; — в САУ и ТП двигателя внедрен электронный регулятор РЭД-90 8-й серии с измененным алгоритмом управления охлаждением лопаток ТВД и корпусов турбины на высотах более 7 км, что позволило уменьшить термическую повреждаемость рабочих лопаток и сопловых аппаратов ТВД и оптимизировать теплонапряженность горячей части двигателя в целом. 2. Выкрашивание на поверхностях качения и разрушение роликового подшипника опоры ТВД вследствие перекоса подшипника в процессе работы, попадания в него посторонних частиц и некачественной сборки. Для повышения надежности работы подшипника в производство внедрены конструктивно-технологические мероприятия, 316 Глава 18 включающие: увеличение радиального люфта подшипника на валу и исключающие попадание в подшипник посторонних частиц с маслом и воздухом и устраняющее повреждение подшипника при сборке. В эксплуатации дефект обнаруживается штатными средствами диагностики и сигнализации. 3. Разбандаживание рабочих лопаток II�� ступени �� вследствие износа контактных поверхностей бандажных полок и разворота полок из-за термофиксации пера. В процессе эксплуатации через лючок в корпусе СА производится периодический контроль наличия натяга по бандажным полкам лопаток, установлена допустимая норма. Для уменьшения износа контактных поверхностей полок при изготовлении и ремонте на них наносится износостойкое покрытие. 18.3. Неисправности систем, агрегатов 18.3.1. Повышенный расход масла В начальный период эксплуатации самолета Ил-96-300 при суммарной длительности рейса свыше 26 часов экипаж был вынужден в промежуточных аэропортах производить дозаправку бака маслом из-за повышенного его расхода (более 1 л/час). После проведения исследований и необходимых экспериментов в конструкцию центробежного суфлера была внедрена крыльчатка с новой геометрией повышенной производительности. Расход масла сократился до 0,6 л/час, необходимость в дозаправке масла отпала. 18.3.2. Выход из строя роликовых подшипников коробки приводов Причиной выхода из строя РП КП явилось низкое давление масла на входе в КП, высокое гидравлическое сопротивление трубопроводов подвода масла и наличие в штуцере подвода масла в КП регулирующего жиклёра. С целью повышения давления масла и улучшения режима смазки РП КП внедрены в серийное производство трубопроводы большего проходного сечения диаметром 10 мм вместо 8 мм и исключён регулирующий жиклёр из штуцера подвода масла в КП. 18.3.3. Отказы комплектующего агрегата — электронного блока ИСИД С целью повышения эксплуатационной надежности внедрен модифицированный вариант агрегата ИСИД-90М со следующими конструктивными отличиями: — для улучшения виброизоляции агрегата в конструкцию введены тросовые амортизаторы взамен амортизаторов АПН-1; — в конструкцию введены резьбовые электрические соединители серии 983 вместо байонетных электрических соединителей СНЦ; — в конструкцию введен безмодульный блок питания, исключающий модули фильтра; Кроме того, в серийном производстве введены технологические мероприятия: ужесточен входной контроль агрегата и введена проверка на виброустойчивость. 18.3.4. Неисправности комплектующего агрегата БППД2-1А Неисправность проявляется в виде пропадания индикации контролируемых параметров на экране пилотов, выдачи ложных сигналов неисправности систем, взаимодействующих с агрегатом БППД2-1А. Основными причинами этого являются отказы комплектующих элементов агрегата, нарушения внутренних электрических связей, аппаратные сбои в результате переменного контакта в электрических соединениях агрегата. Проведена конструктивная доработка агрегата по замене ряда комплектующих деталей, введен их дополнительный входной контроль, в том числе контроль виброустойчивости как отдельных сборочных единиц, так и в составе агрегата. В результате усовершенствования элементной базы и применения более совершенных электрических соединений модернизированный блок получил наименование БППД2-1М, успешно прошел проверку и внедрен в серийное производство. 18.3.5. Незапуск двигателя из-за несрабатывания электромагнита ЭМТ-713 Несрабатывание электромагнита ЭМТ-713 воздушного стартера СтВ-5 вызвано вибрационным износом посадочных поверхностей якоря и корпуса электромагнита и износом электрического соединителя жгута к электромагниту. Для устранения незапуска двигателя в конструкцию введены усовершенствованные элект- ромагниты 94-24-810 со своим электрожгутом с выносным электросоединителем. Кроме того, введен дополнительный шток якоря, выступающий наружу для визуального контроля срабатывания электромагнита, нажатием которого вручную определяется отсутствие подклинивания якоря электромагнита. Опыт эксплуатации двигателя ПС-90А. Неисправности. Меры устранения 317 18.3.6. Незапуск двигателя из-за поломки подшипников сателлитов водила Поломка подшипников происходила из-за их вращении. Для локализации дефекта внедрены выкрашивания материала беговых дорожек осей подшипники с измененной геометрией (установподшипников при проскальзывании роликов при лены ролики 6 × 6мм) и с сепараторами. 18.3.7. Незакрытие замка реверсивного устройства при переводе двигателя с обратной тяги на прямую из-за поломки защелки 94-20-123 замка РУ Для исключения несрабатывания замка РУ проведена конструктивная доработка замка с заменой защелок замка на усиленные. При этом в эксплуатации проведено изменение регулировки замка РУ. 18.3.8. Выдача на экран пилотов ложной сигнализации МЕХАНИЗАЦИЯ КОМПРЕССОРА НЕИСПРАВНА Причина — несовершенство алгоритмов встроенного контроля БСКД-90 при отказе датчика положения лопаток ВНА КВД. Проведены исследования и необходимые эксперименты, которые позволили определить достаточность контроля параметра αВНА с помощью одного двухканального датчика САУ-90. На всем парке самолетов дублирующий датчик αВНА для БСКД-90 исключен. 18.3.9. Выдача на экран пилотов ложной сигнализации о расходе топлива и других параметрах работы двигателя Выдача такой информации происходит изза переменного контакта в электроцепях комплектующих агрегатов ДРТ5-3А, ИСИД-90, БЭМ-2,5М в результате недостаточной защищенности от проникновения влаги и загрязнений электрических соединителей этих агрегатов. Для исключения выдачи ложной сигнализации на всем парке самолетов в эксплуатации и при ремонте двигателей проведена доработка конструкции электрических соединителей агрегатов (в электрические соединители для герметизации их установлены резиновые уплотнительные прокладки 94-09-667-08). 18.4. Внедрение усовершенствованного электронного регулятора РЭД-90 В электронный регулятор двигателя ПС-90А РЭД-90 с 8-й версией программно-математического обеспечения (ПМО) вошли разработанные и прошедшие необходимый объем проверок мероприятия по совершенствованию законов регулирования двигателя, защитных функций и алгоритмов контроля системы автоматического регулирования. Всего в РЭД-90 8-й серии в части ПМО введено 65 изменений. Агрегат сертифицирован, выпускается серийно и вошел в типовую конструкцию двигателя самолета Ту-214, Ил-96-300 и Ту-204. Мероприятия, реализованные в новом ПМО электронного регулятора, повышают безопасность полетов, эксплуатационную технологичность, надежность работы агрегата и двигателя в целом. Для повышения газодинамической устойчивости двигателя с целью исключения помпажа в наземных условиях на режиме малый газ в РЭД-90 8-й серии изменено значение ограничения минимальной приведенной частоты вращения КВД с 7 890 об/мин до 8 300 об/мин, что позволило снизить минимальный расход топлива на режиме полетного малого газа и исключить подрегулировки малого газа в эксплуатации. Программно-математическое обеспечение серийного агрегата РЭД-90 (агрегат версии 7.1) не обеспечивало защиту двигателя от перегрева на выбеге после его экстренного выключения. Отмечено три случая перегрева двигателей на выбеге. Внедренный в РЭД-90 8-й серии алгоритм защиты исключает перегрев турбины двигателя на выбеге, что позволяет сберечь ресурс горячей части. Для защиты горячей части двигателя от перегрева и возможного разрушения при отказе САУ в условиях перехода с основной автоматики на гидромеханику, сопровождаемого помпажом двигателя, в РЭД-90 8-й серии введен управляемый переход на РА при функциональных отказах по каналам управления ВНА и расхода топлива. Для снижения теплонапряженности двигателя в РЭД-90 8-й серии изменен ряд законов регулирования, в том числе: — управление охлаждением рабочих лопаток ТВД и корпусов турбины на высоте более 7 км; — законы поддержания оборотов nвд по pвх и Твх на земле и в полете, а также pк от αРУД. Это позволило оптимизировать режимы работы по тяге в процессе набора и крейсерского полета самолета, а также за счет снижения температуры газа перед турбиной существенно увеличить ресурс двигателя. Использование модернизированных законов регулирования позволяет увеличить часовой ресурс двигателя на 20 %. При исследовании двигателей, эксплуатировавшихся в аэропортах преимущественно 318 Глава 18 с жарким климатом и возвращенных на предприятие из-за ухудшения параметров, выявлено, что заслонки ЗПВ ПС ��I�� и �� II�� группы на этапах взлета и набора высоты до 7 — 8 км во всех случаях были открыты (при открытии ЗПВ ПС повышается на 18 — 20 °С Тг за турбиной), что приводило к ухудшению характеристик двигателя и сокращению ресурса его горячей части по меньшей мере на 3 %. Для уменьшения теплонапряженности двигателя на взлете и наборе высоты с сохранением при этом расчетной тяги в алгоритмы агрегата РЭД-90 8-й серии введена функция управления, по которой заслонки ЗПВ ПС на взлете и наборе закрыты (функция синхронизирована по времени с меткой БВР). Кроме того, введена программа корректировки частоты вращения nвд откр/закр ЗПВ ПС при tнар > 25 °С. Внедрение на парке самолетов с двигателями ПС-90А 8-й версии ПМО электронного регулятора, направленное на совершенствование САУ и повышение ее надежности, позволяет увеличить часовой ресурс двигателя согласно методике подсчета не менее чем на 23 %. Опыт эксплуатации двигателя ПС-90А. Неисправности. Меры устранения 319 Список литературы 1. Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. — М.: Машиностроение. 1975. 568 с. 2. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей под ред. С.М. Шляхтенко, В.А. Сосунова. — М.: Машиностроение, 1979. 432 с. 3. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д. Теория авиационных двигателей. — М.: Машиностроение. 1995. 311 с. 4. Емин О.Н., Митрохин В.Т., Холщевников К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. — М.: Машиностроение. 1986. 432 с. 5. Гилерсон А.В. Эффективность реверсивных устройств при торможении самолетов. — М.: Машиностроение, 1995. 192 с. 6. ОСТ1 00470—82, ОСТ1 01040-82. «Устройства для реверсирования реактивной тяги авиационных газотурбинных двигателей». 7. ПС-90А. Руководство по эксплуатации. ОАО «Авиадвигатель» Учебное издание ИНОЗЕМЦЕВ Александр Александрович КОНЯЕВ Евгений Алексеевич МЕДВЕДЕВ Владимир Владимирович НЕРАДЬКО Александр Васильевич РЯССОВ Александр Егорович АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ПС-90А Под редакцией А.А. Иноземцева Редактор В.Д. Боксер Оригинал-макет: О.А. Пелипенко Оформление переплета: А.Ю. Алехина Подписано в печать 30.11.06. Формат 6090/8. Бумага офсетная. Печать офсетная. Усл. печ. л. 40. Уч.-изд. л. 40. Тираж 1200 экз. Заказ № Издательская фирма «Физико-математическая литература» МАИК «Наука/Интерпериодика» 117997, Москва, ул. Профсоюзная, 90 E-mail: fizmat@maik.ru, fmlsale@maik.ru; http://www.fml.ru Отпечатано с готовых диапозитивов в ППП «Типография «Наука» 121099, г. Москва, Шубинский пер., 6 ISBN 978-5-9221-0718-1

ПС-90А (2007)

Похожие документы

Учебные коллекции

Разделы

Поддержка

ПС-90А (2007)

Похожие документы

Учебные коллекции

Добавить этот документ в коллекции

Добавить этот документ в сохраненные

Предложите, как улучшить StudyLib