книги из ГПНТБ / Конструкция и эксплуатация турбореактивных двигателей типа М-701 учеб. пособие
.pdf
КОНСТРУКЦИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ
ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТИПА М-701
У ч е б н о е п о с о б и е
ИЗДАТЕЛЬСТВО ДОСААФ М о с к в а — 1973
Гос. публичная научка-тахничѳская библиотека С С С Р ЭКЗЕМПЛЯР ЧИТАЛЬНОГО ЗАЛА
В настоящем пособии дано описание конструкции и эксплуата ции турбореактивного двигателя типа М-701.
Двигатели М-701 конструкции и производства Чехословацкой Социалистической Республики являются турбореактивными и устанав ливаются на учебно-тренировочные самолеты Л-29, на которых про изводится первичное обучение авиационных специалистов из числа летного и инженерно-технического состава.
Пособие состоит из следующих частей:
—основных сведений о ТРД, описания принципа их действия, физической сущности основных параметров двигателя; краткой ха рактеристики газотурбинных двигателей в соответствии с принятой классификацией;
—описания основ теории ТРД, а также процессов сжатия воз духа центробежным компрессором, сгорания топлива в камерах сго рания и расширения газов в турбине и реактивном сопле; изложе ния методов определения характеристик двигателя и физической сущности пом пажа;
—описания конструкции основных узлов двигателя М-701 (ком прессора, камеры сгорания, турбины, реактивного сопла, приводов), систем топливопитания и регулирования, смазки и охлаждения, агре гатов запуска двигателя и контроля за его работой.
По каждому узлу, системе и агрегату приведены характерные особенности их эксплуатации, способы обнаружения и устранения неисправностей.
Пособие призвано оказать помощь молодежи, овладевающей лет ным мастерством в авиационных организациях ДОСААФ СССР, в
изучении двигателя М-701; оно может |
быть также полезно |
летному |
и инженерно-техническому составу, |
эксплуатирующему |
самолет |
Л-29. |
|
|
Пособие подготовлено авторским коллективом в составе канд. техн. наук Бугрова Д. Е., канд. техн. наук Лежнева В. А., канд. техн. наук Пипкина Б. В. и инженера Недавнего И. И.
И З Д Л Т Е у і Ь С Т В О Л О С Л А Ф С С С Р . 1973г.
Г л а в а I. ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ
§ 1. Краткие сведения из истории развития реактивных двигателей
Принцип реактивного движения известен уже более 2000 лет^ Однако проекты реактивных двигателей для летательных аппара тов появились лишь в XIX веке, а практическое использование этих двигателей в авиации стало возможным только в 40-х годах наше го века.
Отметим лишь некоторые научно-технические вехи в развитии отечественного и мирового реактивного двигателестроения.
В1882 г. великий русский ученый Н. Е. Жуковский, названный
В.И. Лениным «Отцом русской авиации», опубликовал свою рабо ту «О реакции втекающей и вытекающей жидкости», а в 1908 г- «І\ теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекаю щей воды». В 1929 г. вышла в свет работа профессора, а впослед ствии академика Б. С. Стечкина «Теория воздушно-реактивных дви гателей», явившаяся в прошлом и являющаяся в. настоящее время1 фундаментальной основой для теоретических работ по реактивным двигателям.
Первые схемы воздушно-реактивных двигателей были предло жены русскими инженерами-изобретателями. Среди них проекты;
инженера штабс-капитана И. М. Третесского |
(1849 |
г.), капитана |
|
первого ранга Н. М. Соковнина |
(1866 г.). |
П. Д. |
Кузьминский |
(1892 г.) не только разработал, но построил и даже частично испы тал первый в мире газотурбинный двигатель. Прообразом совре менных турбовинтовых двигателей явились проекты лейтенанта флота М. Н. Никольского (1914 г.) и инженера В. И. Базарова (1923 г.), в которые входили основные элементы современноготипа двигателя: компрессор, камера сгорания-и газовая турбина..
Перзый |
проект двухконтурного |
турбореактивного двигателя |
||
предложил |
в 1937 г. инженер А. М. Люлька, ныне академик, гене |
|||
ральный конструктор. |
|
|
||
Во время |
Великой Отечественной |
войны |
1941 —1945 гг. в раз |
|
ных странах |
— Советском Союзе, Германии, |
Англии —• поднима |
||
лись в воздух самолеты с реактивными двигателями. Но это были, опытные машины, которые не принимали участия в боевых дейст виях и не оказывали влияния на развитие войны. Только в 1946— г- 1948 гг. благодаря достижениям в области технологии, металлур-
3-
гии жаропрочных сплавов и подшипниковой промышленности были созданы турбореактивные двигатели, имеющие достаточную тягу, надежно работающие в течение продолжительного времени и обес печивающие высокие по тому времени летио-технические данные самолетов.
Первыми отечественными реактивными двигателями были РД10 и РД-20 с осевыми компрессорами; РД-500, РД-45 и ВК-1 с центробежными компрессорами.
Благодаря 'заботам Коммунистической партии и Советского правительства в деле создания и развития отечественного двигателе.строения наша страна имеет лучшие в мире авиационные дви гатели,, имеющие тяги от нескольких сот до нескольких десятков тысяч кГ (л. с ) . В несколько раз снижены по сравнению с пер выми ТРД удельный расход топлива, удельный вес и увеличены надежность и ресурсы двигателей.
Выдающийся вклад |
в развитие отечественного |
реактивного |
авпадвигателестроения |
внесли конструкторские коллективы, воз |
|
главляемые В. Я- Климовым, А. А. Микулиным, А. М. Люлька, С. К. Туманским, Н. Д. Кузнецовым, П. А. Соловьевым, А. Г. Ив ченко и другими.
§ 2. Реактивный принцип как основа движения. Формула силы тяги
Название реактивные двигатели имеют по принципу получения движущей силы — силы тяги, которая в реактивном двигателе воз никает за счет преобразования химической энергии топлива в ки нетическую энергию газовой струи, вытекающей из двигателя.
Реактивное движение подчиняется и происходит по известным законам механики: второму и третьему законам Ньютона.
Второй закон механики гласит, что сила, сообщающая телу ус корение, равна произведению массы на ускорение. В реактивном дзигателе тяга создается на основании действия этого закона и равняется:
|
|
|
/? = - | ( С 6 - С „ ) |
кГ, |
где |
R |
— |
сила тяги; |
|
|
G |
— |
секундный расход газа; |
|
|
Сд — скорость выходящей газовой струи; |
|||
|
С0 — скорость полета самолета; |
|
||
|
g |
— |
ускорение силы тяжести. |
|
|
Согласно третьему закону механики |
«всякому действию всег |
||
да |
есть равное и противоположно направленное противодействие». |
|||
Реактивная |
сила, возникающая при истечении газов .из реактивного |
|||
сопла, воздействует на самолет и обеспечивает полет в направле нии, противоположном истечению газов.
4
§ 3. Классификация реактивных двигателей и их краткая характеристика
Б настоящее время в военной и гражданской авиации в качест ве силовой установки для самолетов и вертолетов в основном при меняются газотурбинные двигатели (ГТД). Свое название газотур бинные двигатели получили по рабочему телу (газ) и одному из основных узлов (турбина).
Газотурбинный авиационный двигатель предназначен для со здания мощности (тяги), потребной для перемещения самолета в воздухе (взлет, набор высоты, крейсерский полет, выполнение по ставленных задач) и на земле (разбег, руление).
Классификацию ГТД (рис. 1) производят по принципу получе ния тяги, потребной для полета самолета. В связи с этим они под разделяются на одноконтурные турбореактивные двигатели (ТРД),
двухконтурные |
турбореактивные |
двигатели (ДТРД) |
и турбовин |
товые двигатели |
(ТВД). |
|
|
В ТРД тяга, потребная для |
полета самолета, создается как |
||
реакция потока |
газов, выходящих из реактивного сопла двигате |
||
ля; в Д Т Р Д — |
как реакция потока газов, выходящих |
из внутрен |
|
него контура, и потока воздуха, выходящего из наружного конту
ра; |
в ТВД |
— как |
реакция воздуха, |
отбрасываемого лопастями |
||
воздушного |
винта, и частично (около |
10—15%) |
как реакция |
пото |
||
ка, |
выходящего из реактивного сопла двигателя. |
|
|
|||
|
Конструктивно |
ТРД состоит из следующих |
основных |
узлоз |
||
(рис. 2): входного |
устройства, компрессора, направляющих |
аппа |
||||
ратов, спрямляющих аппаратов, камеры сгорания, соплового ап парата, турбины и реактивной системы.
Входное устройство 1 служит для подвода воздуха к компрес сору 2, который сжимает этот воздух для повышения эффектив ности процесса. Из компрессора воздух поступает в камеру сгора ния 5, где к воздушному потоку подводится тепло, получаемое от сгорания впрыскиваемого в двигатель топлива. После камеры сго рания газовый поток попадает через сопловый аппарат 6 на ло патки рабочего колеса турбины 7. Турбина преобразует часть ки нетической энергии'газа в механическую-работу, необходимую для вращения компрессора, агрегатов двигателя и самолета. Из тур бины газовый поток поступает в реактивное сопло 8, которое уве личивает его кинетическую энергию, создающую реактивную тягу двигателю.
В Д Т Р Д и ТВД имеется ряд конструктивных |
особенностей, от |
личающих их от ТРД. |
|
В двухконтурном турбореактивном двигателе |
— Д Т Р Д (рис. |
3) атмосферный воздух поступает во входное устройство и ком прессор низкого давления, который имеет обычно от трех до ше-. стч ступеней. Эти двухконтурные двигатели относятся к Д Т Р Д с передним расположением компрессора низкого давления или вен тилятора (по названию первых ступеней с удлиненными лопатка-
5
Г"
.!-
Входное
Компрессор Ротор \ucmpoucmso\
Число
ступеней
_Л£_™НШЕШ;ШУ1 |
оснрвнш__^алоа_ |
|
|
|
|
|
ii |
|
Шертолетныеі |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
- _ L _ |
" iI |
|
|
|
\__!JJT-J |
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
r _ |
j |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
I |
|
I |
. |
_ _ |
||
Камера • |
Турбина |
Реактив - |
Форсажное |
i |
|
|
I |
1 |
[Свободная |
|||||||||
ное |
устройство |
|
|
\Воздуш-\I I |
|
|
|
|||||||||||
сгорания |
|
|
сопло |
I Редуктор I |
ный |
\туро~ина^ |
||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
I |
|
» |
I |
\^винт J |
|
|
|
|
||
|
|
|
Число |
|
|
|
|
f n |
Г П |
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
§ |
|
|
|
|
I |
|
II |
I |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ступеней |
|
|
|
I |
|
11 a I |
|
|
•=> |
I |
I |
|||||
|
|
tu |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
§ |
|
|
|
|
|
|
|
I |
|
II? |
I |
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
113 I |
|
|
|
° |
I |
|
3 |
||
'S |
|
•КОЛЬ |
|
|
|
|
Sl-- |
|
|
•a |
' S I |
§ |
|
|
=> I |
|||
I |
а; |
|
|
|
|
I |
H*a| |
|
I |
|
|
to |
||||||
ітая |
3 |
то- |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
a I |
I |
|
||
«о |
|
|
|
|
|
i |
s |
'іЭ5і |
|
|
§ |
I |
11 |
|||||
eu |
|
|
|
|
|
|
|
|
•o |
|
||||||||
|
-Q |
% |
|
|
|
|
|
i |
s |
use»! |
|
|
gl |
|
I I |
|||
|
S |
|
|
|
|
to |
I |
О ||Ö I |
|
|
|
|||||||
|
5 |
M |
|
|
|
|
_ J L f j L ? j L ? J |
|||||||||||
|
|
|
|
|
Вентилятор |
Компрессор |
|
Многоступенчатый£> I |
I! |
|||||||||
|
|
|
|
|
низкого |
|
|
осевой |
компрессор |
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
давления |
|
|
|
||||||||
Рис. 1. Классификация ГТД по конструктивным особенностям
Рис. 2. Принципиальная схема ТРД: |
|
||
J — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — подвижные |
направляющие |
аппара |
|
ты; 4 —. спрямляющие |
аппараты; 5 — камера сгорания; |
6 — сопловой |
-аппарат; |
7 |
— турбина; 8 — реактивное сопло- |
|
|
ми. За компрессором низкого давления устанавливается раздели тельный корпус, в котором происходит распределение воздуха по контурам, характеризуемое степенью двухконтурности. Под степенью двухконтурности понимают отношение количества воз духа, проходящего через наружный контур, к количеству воздуха, проходящего через внутренний контур.
Внутренний контур состоит из тех же элементов и узлов, что и одноконтурный ТРД: компрессора высокого давления, камеры сго рания, турбины и выходного устройства. Наличие в конструкции двух компрессоров с раздельным приводом, то есть двухроторной трансмиссии, обусловливает применение на Д Т Р Д многоступенча той турбины, первые ступени которой приводят во вращение ком прессор высокого давления, а последующие 2—3 ступени — ком прессор низкого давления.
Наружный контур представляет собой кольцевой канал для прохождения воздуха, сжимаемого компрессором низкого давле ния.
Рис. 3. Принципиальная схема ТРД
7
а
ß
Рис. 5. Турбовентиляторный агрегат ДТРД: а — статор; 6 •— ротор
Конструктивная схема выхлопа ДТРД выполняется двух типов: со сме шением воздуха, выходящего из наруж ного контура, с выхлопными газами внут реннего контура в общем сопле (сме сителе) или с раздельным истечением из каждого контура.
Другим типом Д Т Р Д являются двига тели с задним расположением вентиля тора наружного контура (рис. 4). Осо бенностью двигателей этого типа явля-' ется наличие турбовентиляторного агре гата (рис. 5), основу которого составля ет турбовентиляторная лопатка (рис. 6).
Турбовентиляторная лопатка состоит из елочного замка 1, которым она кре пится к диску, пера 2 турбинной лопатки, разделительного элемента 3 и профиль ной части 4 вентиляторной лопатки.
Разделительный элемент является бан дажом для турбинных лопаток и соеди няет основания вентиляторных лопаток с турбинными. Полки разделительных эле ментов для' уменьшения вибрационных напряжений связаны между собой замка ми.
К недостаткам этой схемы Д Т Р Д сле дует отнести сложность изготовления турбовентилятора, тяжелые условия работы (при большем теплоперепаде) турбовен-
Рис. 6. Турбовенти ляторная лопатка ДТРД:
1 — елочный замок;
2 — перо |
турбинной |
||
лопатки-, S — разде.- . |
|||
лительный |
элемент; |
||
4 |
— |
профильная |
|
часть |
|
вентилятор |
|
ной |
лопатки. |
||