- •1.4. Эксплуатационная технологичность двигателя
- •Контрольные вопросы
- •2.4.1. Корпус КВД и направляющие аппараты
- •2.4.2. Ротор компрессора высокого давления
- •2.4.3. Опоры ротора КВД
- •Рис. 3.2. Корпус разделительный (низ);
- •Контрольные вопросы
- •4. КАМЕРА СГОРАНИЯ
- •Рис. А,2. Камера сгорания (продольный разрез, ниЫ:
- •4.4. Внутренний кожух камеры сгорания и кожух вала
- •Контрольные вопросы
- •5. ТУРБИНА
- •5.1. Турбина высокого давления
- •5.1.1. Сопловые аппараты турбины высокого давления
- •5.1.2. Ротор турбины высокого давления
- •5.1.3. Опоры ротора ТВД
- •Рис. 5.3. Опора ротора ТОМ:
- •5.2. Турбина низкого давления
- •5.2.1.Сопловые аппараты турбины низкого давления
- •5.2.2. Ротор турбины низкого давления
- •Рис.5.5. Ротор ТНй (средняя часть)’
- •Контрольные вопросы
- •Рис, 6.2. Реверсивное устройство (продольный разрез, положение прямой тяги)
- •6.3.Механизмы и системы управления реверсивным устройством
- •6.4.Работа реверсивного устройства
- •Контрольные вопросы
- •Контрольные вопросы
- •БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
Министерство общего и профессионального образования
Российской Федерации
Пермский государственный технический университет
М . А . Н И Х А М К И Н М . М . З А Л Ь Ц М А Н
К О Н С Т Р У К Ц И Я ОСНОВНЫХ УЗЛОВ ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А
Второе издание, исправленное и дополненное
Рекомендовано Учебно-методическим объединением высших учебных заведений Российской Федерации по образованию в области авиации, ракетостроения и космо навтики в качестве учебного пособия для студентов, обучающихся по направлению 55100 "Авиа-и ракетостроение” и специ альности 130200 “Авиационные двигатели и энергетические установки ”
Пермь 2002
УДК 621.452.22 Н 69
Конструкция основных узлов двигателя ПС-90А. Учеб, пособие - 2-е изд., испр. и доп./ М.А.Нихамкин, М.М.Зальцман. Перм.гос.техн.ун-т. Пермь, 2002. 108 с.
ISBN 5-88151-151-6
Конструкция основных узлов и элементов авиационного газотурбинного двигателя рассматривается на примере двухконтурного двигателя ПС-90А - одной из последних оте чественных разработок в области авиационного двигателестроения, вобравшей в себя наиболее современные конструкторские решения.
Приведены общие сведения о двигателе и его основных узлах, силовая и кинемати ческая схемы, более подробно описана конструкция основных узлов: вентилятора, ком прессора высокого давления, разделительного корпуса, камеры сгорания, турбины, ревер сивного устройства. Пособие содержит необходимые для учебных целей чертежи, разъ яснения и обоснование конструкции узлов и элементов.
Второе издание дополнено сведениями о конструкции двигателей наземного при менения, созданных на базе ПС-90А.
Предназначено для студентов специальности “Авиационные двигатели” техниче ских вузов, изучающих курс конструкции воздушно-реактивнвЬс двигателей.
Ил. 23. Библиогр.: 4 назв.
Печатается по решению редакционно-издательского совета Пермского государст венного технического университета.
Рецензенты: кафедра Авиационных двигателей Уфимского государственного авиационного технического университета; д-р техн. наук, проф. В.Г.Пальчиковский
ISBN 5-88151-151-6 |
© Пермский государственный техни |
|
ческий университет, 2002. |
ПРЕДИСЛОВИЕ
Настоящее учебное пособие предназначено для изучения студентами конструкции ос новных узлов и элементов авиационного газотурбинного двигателя на примере двухкон турного двигателя ПС-90А.
Этот двигатель, созданный в Пермском АО “Авиадвигатель”, является одной из по следних отечественных разработок в области авиационного двигателестроения, вобрав шей в себя наиболее современные конструкторские решения. По уровню этих решений, параметрам рабочего процесса он соответствует, а отчасти и превосходит лучшие зару бежные двигатели своего класса. С начала 90-х годов ПС-90А изготавливается серийно и устанавливается на магистральные пассажирские самолеты ИЛ-96-300 и ТУ-204. До на стоящего времени, этот двигатель является единственным российским двигателем четвер того поколения для гражданской авиации, имеющим сертификат международного образ ца. ПС-90А стал базовым для целого семейства двигателей авиационного и наземного применения: ПС-90ГП-1, ПС-90ГП-2, ПС-90ГП-3, ПС-90ГП-25 для газоперекачивающих агрегатов, ПС-90ЭУ-12, ПС-90ЭУ-16 и ПС-90ЭУ-25 для газотурбинных электростанций. В течение 15-20 лет он останется одним из основных российских газотурбинных двигате лей. Разработана модификация ПС-90А-76 для транспортного самолета Ил-76.
Ограниченное учебное время делает затруднительным использование подробных тех нических описаний двигателя, составленных предприятием-разработчиком [1,2]. Настоя щее пособие содержит лишь необходимые для учебных целей сведения о конструкции. В то же время в него включены некоторые разъяснения и обоснования конструкции узлов и элементов. Приведены общие сведения о двигателе и его основных узлах, силовая и кине матическая схемы, более подробно описаны основные узлы: вентилятор с подпорными ступенями,, компрессор высокого давления, разделительный корпус, камера сгорания, турбины высокого и низкого давления, реверсивное устройство. Второе издание пособия дополнено сведениями о конструкции двигателей наземного применения семейства ПС90А.
Авторы выражают глубокую благодарность за консультации специалистам АО “Авиа двигатель” |Ю,А,Дьыдину1, А.И.Ковалеву, Н.А.Лезгину, А.В.Медведеву, В.М.Рогову, Н.А.Рокко, Ю.Н) Сорокину, А.П.Трушникову, Н.П.Трушникову, А.И.Тункину. Особую признательность за помощь в подготовке и издании пособия авторы выражают научному редактору проф. В.Г.Августиновичу, преподавателям кафедры “Авиационные двигатели” Пермского государственного технического университета Ю,А,Берендорфу, Л.В.Воронову, А.Д.Дическулу, а также Л.В.Шайхутдиновой, подготовившей все графические материалы.
Настоящее второе .издание вышло в свет после смерти в 1998 г. одного из авторов - старейшего преподавателя кафедры авиадвигателей ПГТУ Михаила Моисеевича Зальцма на. Пусть эта книга служит доброй памятью о замечательном педагоге и человеке.
Двигатель ПС-90А турбореактивный, двухконтурный, двухвальный со смешением потоков наружного и внутреннего контуров, общим реактивным соплом и реверсирова нием тяги. Двигатель разработан в 1982-92 гг., сертифицирован в 1993г. и устанавливается на дальнемагистральном самолете ИЛ-96-300 и среднемагистральных ТУ-204 и ТУ214.
Конструкция двигателя постоянно совершенствуется и модифицируется. В настоящее время разрабатывается ряд модификаций двигателя: ПС-90-76 для транспортного самоле те ИЛ-76, ПС-90А2, имеющий улучшенные по сравнению с прототипом экономические, экологические и эксплуатационные характеристики.
На базе двигателя ПС-90А созданы газотурбинные установки наземного применения мощностью 10,12,16 и 25 МВт, предназначенные для использования в электростанциях и газоперекачивающих агрегатах. Эти двигатели описаны в 7-й главе настоящего пособия.
Наиболее существенными изменениями конструкции, введенными в последние годы, являются следующие:
•Ротор низкого давления в первоначальном варианте имел четыре опоры, одна из которых представляла собой межвальный подшипник, расположенный внутри вала ротора высокого давления. В ходе совершенствования конструкции от этого подшипника удалось отказаться, упростив конструкцию и повысив тем самым надежность.
•Разработана новая конструкция камеры сгорания, обеспечившая существенное по вышение ресурса лопаток турбины.
При самостоятельном изучении конструкции двигателя предлагается придерживаться следующих методических рекомендаций. При изучении конструкции узлов обращать вни мание на то, какие нагрузки действуют на элементы конструкции, какими элементами они воспринимаются, какие элементы конструкции образуют силовой каркас узла, как обеспечивается центрирование элементов роторов и статора, какие мероприятия преду смотрены для регулировки положения элементов, балансировки роторов, как собираются
иразбираются узлы двигателя, как обеспечивается охлаждение элементов горячей части двигателя и свобода их теплового расширения, как обеспечивается фиксация и контровка деталей, какие материалы выбраны для изготовления тех или иных элементов и почему. Именно эти вопросы, приведены в конце каждого раздела пособия в качестве контроль ных.
Во многих случаях информация, необходимая для ответов на контрольные вопросы, содержится непосредственно в чертежах и схемах. С методической точки зрения полезно сначала попытаться найти ответы на контрольные вопросы анализируя чертежи, а уже затем обратиться к тексту описания. При изучении чертежей рекомендуется пользоваться макетами узлов.
1.1. Конструктивные особенности двигателя
Общий вид двигателя показан на рис. 1.1. Двигатель состоит из следующих основных узлов: вентилятора 1 с двумя подпорными ступенями 4, компрессора высокого давления
(КВД) 8, камеры сгорания (КС), турбины высокого давления (ТВД) 17, турбины низкого
давления (ТНД) 18, разделительного корпуса 5 с коробкой приводов 25, задней опоры 20,
реверсивного устройства 16, реактивного сопла 23.
Вентилятор двигателя трансзвуковой, обеспечивает повышение давления воздуха до
разделения его на потоки наружного и внутреннего контуров. В двух подпорных ступенях ij
продолжается повышение давление воздуха, поступающего в КВД. Рабочие колеса венти
лятора и подпорных ступеней составляют единый ротор. Средняя степень повышения дав
ления в вентиляторе на взлетном режиме на земле 1,6. Степень двухконтурности двигате ля (отношение расхода воздуха через наружный контур к расходу воздуха через внутрен
ний контур) на взлетном режиме составляет 4,6. Вентилятор и подпорные ступени приво дятся во вращение турбиной низкого давления.
Компрессор высокого |
давления 13-ступенчатый, имеет регулируемый входной на |
правляющий аппарат (ВНА) |
7 и регулируемые направляющие аппараты (НА) первой и |
второй ступенейСтепень повышения давления воздуха в КВД на взлетном режиме на зем ле 71*квд = 13,6. Суммарная степень повышения давления воздуха в компрессоре 7Г*ке
=35. КВД приводится во вращение турбиной высокого давления. Для повышения устойчи вости работы компрессора за 6-й и 7-й ступенями КВД имеются клапаны перепуска воздуха из внутреннего в наружный контур двигателя.
Разделительный корпус является одним из основных силовых элементов двигателя.
Вместе с ВНА подпорных ступеней он обеспечивает разделение и направление потока
воздуха за вентилятором во внутренний и наружный контуры. Через окна в'разделитель ном корпусе осуществляется перепуск воздуха из-за подпорных ступеней, В: разделитель
ном корпусе расположены передние опоры |
роторов двигателя и центральный привод, ко |
|
торый передает крутящий момент коробке |
приводов агрегатов. Последняя крепится к |
|
нижней части разделительного корпуса и служит для размещения и привода агрегатов, |
об |
|
служивающих системы самолета и двигателя. |
|
|
Камера сгорания (КС) двигателя ПС-90А комбинированной конструкции. |
Пе |
редняя часть ее трубчато-кольцевая с двенадцатью жаровыми трубами 13, а задняя пред-
ставляет собой кольцевой газосборник 15. Подача топлива осуществляется через 12 двухконтурнных форсунок 11, а зажигание при запуске двигателя - двумя свечами зажи гания 12.
Турбина двигателя состоит из турбин высокого 17 и низкого 18 давления. Турбина высокого давления 17 двухступенчатая с охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопат ками и дисками. Лопатки первой ступени охлаждаются воздухом, отбираемым из-за КВД, лопатки второй ступени - воздухом, отбираемым из-за седьмой ступени КВД. Средняя температура на входе в ТВД на взлетном режиме составляет около 1560К .
Турбина низкого давления 18 четырехступенчатая с неохлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками. Диски и некоторые другие детали ротора охлаждаются воздухом, отбираемым за подпорными ступенями.
Двигатель имеет реверсивное устройство (РУ) решетчатого типа. На режиме обрат ной тяги канал наружного контура перекрывается специальными створками, направляю щими воздух на решетки 16. Для создания обратной тяги используется воздух только наружного контура. Поэтому коэффициент реверсирования (отношение максимальной обратной тяги к максимальной прямой) невысок и составляет 0,27. Реверсивное устрой ство переводится из положения прямой тяги в обратную по команде экипажа с помощью специальной гидравлической системы управления реверсом.
Лепестковый смеситель 22 крепится к задней опоре и является основным элементом камеры смешения. Его сложная конфигурация определяет качество смешения потоков воздуха наружного и газа внутреннего контуров.
Реактивное сопло двигателя (PC) 23 всережимное, нерегулируемое, дозвуковое. Конструктивно оно выполнено в одном узле с камерой смешения.
Шумоглушение в двигателе обеспечивается звукопоглощающими конструкциями, которыми оборудованы корпусы двигателя, образующие его газовоздушный тракт.
Работу двигателя обеспечивают следующие системы:
1.Система топливопитания и автоматического управления, осуществляет подачу топ лива в КС в соответствии с заданными программами регулирования, а также вы полняет ряд функций по управлению двигателем - управление механизацией ком прессора (его противопомпажными устройствами) и радиальными зазорами в ком прессоре и турбине.
2.Система смазки и суфлирования, осуществляет смазку и охлаждение всех трущихся поверхностей двигателя и поддерживает заданное избыточное давление в масляных полостях опор ротора. Эта система характеризуется как автономная, замкнутая, циркуляционная, с теплообменником в магистрали откачки.
3. Система запуска, предназначена для автоматического запуска двигателя на земле
и в полете, а также для холодной прокрутки и ложного запуска при техническом обслуживании двигателя. Для раскрутки ротора высокого давления применяется воздушный турбостартер с осевой активной турбиной, установленный на коробке
приводов. Источником сжатого воздуха для турбостартера могут быть бортовой
вспомогательный ГТД, наземная установка воздушного запуска, |
соседний рабо |
|||
тающий двигатель. |
Система зажигания |
низковольтная, емкостная, непосредст |
||
венного воспламенения - является частью системы запуска. |
|
|||
4. Система |
отборов |
воздуха, обеспечивает |
воздухом наружного и |
внутреннего |
контуров |
(в зависимости от требуемого |
давления и температуры) потребности |
самолета и двигателя. Воздух отбирается для кондиционирования салона самолета, для противообледенительных систем самолета и двигателя, для сдува вихря с воз духозаборника самолета, для наддува гидробаков, для охлаждения деталей турбины
икомпрессора, для наддува масляных полостей опор и других нужд.
5.Система активного управления радиальными зазорами в компрессоре и турбине повышает КПД этих узлов и, соответственно, снижает удельный расход топлива в течение всего периода эксплуатации двигателя.
6.Система контроля и диагностики, обеспечивает контроль технического состояния двигателя и выдает информацию для обслуживающего персонала и экипажа о его
техническом состоянии при всех условиях эксплуатации.
7.Гидравлическая система управления РУ, выполненная совместно с гидросистемой самолета, обеспечивает перекладку РУ в положение "обратная тяга - прямая тяга"
8.Система охлаждения масла привода генератора электроэнергии на самолетные ну жды, установленного на коробке приводов двигателя, автономная, закрытая, цир куляционная, с топливно-масляным и воздушно-масляным теплообменниками, осуществляет охлаждение масла на всех режимах работы двигателя.
9. Система дренажа топлива, просочившегося в уплотнение валов |
приводов агре |
гатов. |
|
10. Система пожаротушения и сигнализации о возникновении пожара |
внутри дви |
гателя. |
|
Изменение режимов работы двигателя как при прямой, так и при обратной тяге про изводится рычагом управления двигателя (РУД), а переключение режима работы ревер сивного устройства с прямой тяги на обратную и наоборот - рычагом управления ревер сом (РУР). Эти рычаги между собой сблокированы.
Автоматическое регулирование подачи топлива в камеру сгорания при неизменном ре жиме работы и различных скоростях и высотах полета производится из условия поддер жания постоянной частоты вращения ротора высокого давления (пвд= const) и защиты узлов двигателя от тепловых и механических перегрузок.
Основными топливами для двигателя являются авиационные керосины марок ТС-1 или РТ, резервным - Т-2. В системе смазки применяются маловязкие масла: основное - ИМП-10 и резервное - ВНИИ НП50-1-4Ф. Рабочей жидкостью в гидросистеме реверса и самолетной является НГЖ-4. Разрешено применение некоторых зарубежных топлив и масел.
Атмосферный воздух входит в двигатель в осевом направлении. В вентиляторе дав
ление воздуха повышается по радиусу неравномерно, так как степень повышения давле ния зависит от окружной скорости, которая при большой степени двухконтурности и,
следовательно, большом диаметре вентилятора существенно меняется.
За вентилятором поток воздуха разделяется на два, один из которых нацравляется в
наружный контур двигателя, а второй поступает в две подпорные ступени, где сжатие воздуха продолжается. Из подпорных ступеней, через канал разделительного корпуса
воздух поступает во внутренний контур двигателя, на вход в КВД. Воздух, прошедший по наружному контуру, поступает в камеру смешения, где смешивается с газом, выте кающим из турбины.
Во внутреннем контуре, в КВД, происходит дальнейшее повышение давления и температуры воздуха и некоторое снижение его осевой скорости (рис. 1.2).
Из КВД воздух направляется в КС. В жаровых трубах КС осуществляется непрерыв ное сгорание топливно-воздушной смеси и смешение продуктов сгорания с воздухом. Кольцевой газосборник обеспечивает более равномерное поле температур, давлений и скоростей на выходе из КС. Полное давление по длине КС несколько снижается за счет гидравлического сопротивления, а статическое давление уменьшается за счет увеличе ния скорости потока при подогреве и уменьшения площади сечения канала внутреннего контура.
Из КС поток горячих газов последовательно поступает в ТВД, а затем в ТНД. В тур бинах происходит расширение газа, давление и температура понижаются, а осевая со ставляющая абсолютной скорости несколько возрастает. Часть теплосодержания потока газов преобразуется в кинетическую энергию и механическую работу вращения роторов вентилятора с подпорными ступенями и КВД.
Из ТНД поток горячих газов поступает в камеру смешения, где перемешивается с потоком воздуха, поступающего из наружного контура. Происходит выравнивание тем пературы, давления и скорости по массе газа. Более .равномерное распределение энергии по массе газа, поступающего в сопло, обеспечивает уменьшение потерь тепла, некоторое повышение эффективного КПД и снижение удельного расхода топлива по сравнению с ТРДД без смешения потоков.
Рис. 12. Изменение параметров двигателя по газовоздушному тракту на взлетном
режиме у земли
Из камеры смешения газ поступает в реактивное сопло, где |
происходит его расши |
рение с преобразованием теплосодержания в кинетическую |
энергию потока. Тем |
пература и статистическое давление уменьшаются, а скорость возрастает. Реакция выте кающей из PC струи газов и создает тягу двигателя.
Кинематическая схема двигателя состоит из двух механически не связанных между собой систем (см.рис.1.1): ротор вентилятора с подпорными ступенями ротор ТНД;
ротор КВД - ротор ТВД;
Ротор вентилятора с подпорными ступенями приводится во вращение турбиной низ кого давления. Опорами ротора низкого давления являются три подшипника - передний
шариковый и два роликовых - в разделительном корпусе и за турбиной. В первоначаль
ном варианте конструкции, как и на двигателях Д-30 и Д-ЗОКУ ротор низкого давления
имел четвертую опору межвальный подшипник, расположенный внутри вала ротора
высокого давления между КВД и ТВД. В дальнейшем удалось отказаться от этого под шипника и упростить конструкцию. Роторы ТНД и вентилятора связаны между собой стяжным болтом и разность осевых усилий вентилятора с подпорными ступенями и ТНД воспринимается передним шариковым подшипником вентилятора.
Ротор КВД приводится во вращение турбиной высокого давления, их валы соедине ны шлицами. Ротор КВД опирается на два подшипника - передний роликовый и задний шариковый. Шариковый подшипник одновременно является передней опорой ТВД, а задней опорой ТВД служит задний роликовый подшипник. Таким образом, ротор каскада высокого давления трехопорный. Шариковый подшипник воспринимает разность осе вых усилий роторов КВД и ТВД, которые связаны между собой в осевом направлении.
Привод агрегатов, установленных на коробке, осуществляется от вала ротора КВД через сидящее на внутренних шлицах вала цилиндрическое зубчатое колесо, пару кони ческих зубчатых колес и вертикальный валик.
На коробке приводов расположены следующие агрегаты
*воздушный стартер - СтВ-5;
*два гидронасоса НП-123;
*топливный насос-регулятор НР-90;
*дополнительный топливный центробежный насос ДЦН-94;
*блок маслоагрегата с фильтром БМФ-94;
*автономный генератор АГ-0,25Д2;
* блок центробежных агрегатов БЦА-94 (системы смазки и суфлирования);
*дренажный насос НД-94;
*гидропривод ГП-25 или ГП-26 (в зависимости от типа самолета).
При запуске двигателя крутящий момент передается от воздушного стартера к ро тору КВД через конические зубчатые колеса и вертикальный валик.
1.3. Краткие сведения об основных технических данных
|
двигателя |
У земли |
при стандартных атмосферных условиях (Н=0, Рн=760 мм рт.ст., |
Тн=288К) и скорости полета Мп=0 взлетный режим работы двигателя характеризуется следующими данными
- тяга двигателя -161,4 кН (16000 кг); - удельный расход топлива - не более 0,0382 кг/Нч (0,382 кг/кг ч);
- частота вращения ротора каскада высокого давления - 11740 об/мин; - частота вращения ротора каскада низкого давления 4340 об/мин;
-секундный расход воздуха - 534 кг/с.
Втех же условиях на крейсерском режиме (0,92 Ne):
-тяга двигателя - 125 кН (12500 кг);
- удельный расход топлива - не более 0,0370 кг/Нч (0,370 кг/кг ч);
- частота вращения ротора каскада высокого |
давления |
- 11365 об/мин; |
- частота вращения ротора каскада низкого |
давления |
3940 об/мин; |
На крейсерском режиме при высоте Н=11км и скорости полета Мп =0,8: - тяга двигателя - 35 кН (3500 кг);
-удельный расход топлива - не более 0,0595 кг/Нч (0,595 кг/кг ч);
-частота вращения ротора каскада высокого давления - 11300 об/мин.
На режиме реверса максимальная обратная тяга равна 36 кН (3600 кг) при частоте вращение ротора высокого давления 11490 об/мин.
Сухая масса двигателя составляет 2950 кг, а удельная масса (по отношению к тяге на взлетном режиме) 0,018 кг/Н (0,18 кг/кг). Длина двигателя 5330 мм, максимальный диаметр - 2396 мм.
Из приведенных данных видно, что двигатель ПС-90А по удельным параметрам не уступает лучшим образцам зарубежных авиационных двигателей этого класса.
При работе двигателя замеряются следующие основные параметры, характеризую щие его работу
*частота вращения роторов высокого и низкого давления;
*температура газа за турбиной;
*давление масла на входе в двигатель;
*давление воздуха в системе суфлирования;
* температура масла на входе в двигатель и на выходе из полостей опор;
*давление топлива перед форсунками;
*температура топлива;
*вибрация двигателя.
Информация о параметрах двигателя, а также о положении регулируемых элементов его систем, поступает в самолетную многоканальную систему регистрации параметров (МСРП).
1.4. Эксплуатационная технологичность двигателя
Двигатель рассчитан на большой ресурс работы. Запасы прочности большинства ос новных узлов удовлетворяют нормируемым при ресурсе 30000 часов для холодной и 10000 часов для горячей части двигателя. В 1997г. получен сертификат на эксплуатацию двигателя по стратегии N 2 управления ресурсом, что означает переход от фиксирован ных ресурсов двигателя к ресурсу, определяемому наименьшим ресурсом одной из ос новных деталей.
Для обеспечения возможности эксплуатации по техническому состоянию двигатель выполнен по модульной схеме (рис. 1.3 ). Конструкция состоит из 18 модулей, основные из них: базовый модуль 5, включающий в себя КВД и элементы камеры сгорания, мо дуль рабочего колеса вентилятора 1, модуль входного направляющего аппарата 3, мо дуль компрессора низкого давления 4, модуль спрямляющего аппарата вентилятора 2, модуль коробки приводов 13, модуль ТВД 8, модуль ТНД 9, модуль реверсивного уст ройства 11, модуль задней опоры 10, модуль сопла 12.
Все модули, кроме главного, могут быть заменены в условиях авиационно технической базы аэропорта, а модули 1 и 12 - непосредственно на самолете без съема двигателя. При этом трудозатраты, связанные с заменой модулей, сравнительно невели ки.
Предусмотрена возможность замены отдельных составных частей модулей, а также наиболее повреждаемых деталей, лопаток вентилятора и подпорных ступеней, жаровых труб и топливных форсунок в камере сгорания, решеток и створок РУ и некоторых дру гих. Имеется возможность замены всех установленных на двигателе агрегатов и обору дования.
Конструкция основных узлов двигателя позволяет проводить визуальный осмотр и инструментальную диагностику ответственных деталей, в частности основных деталей газовоздушного тракта.
Система контроля и диагностики двигателя обеспечивает контроль его технического состояния по параметрам, измеряемым при работе двигателя с помощью датчиков. Из меряемые параметры передаются в бортовую систему контроля двигателя (БСКД), а часть ее выдается на экран дисплея в кабине экипажа и фиксируется в многоканальной системе регистрации параметров (МСРП) самолета.
Рис. 1.3. Модули дбига тела ПС-90А
»»>
/
2
3
С
5
6
7
В
9
HOUMQHODCHUQ модуля
Колоса донтилятора СА наружного контура
ВНА КНй
Компрессор НИ Базодии модуль
Хаообоя |
труда (12 шт) |
(Рорсунко |
(12 шт) |
Турбина |
ВЦ |
Турбине НИ
cS
■ 8 |
Ноимонодонио модуля |
|
10Задняя опора
11Реберсидное устройство
12 |
Сопло |
13 |
Коробка придодод |
11 |
Обтекатель |
15Труба
16Переходник
17Корпус Вентилятора 16 Панель
1.5. Силовая схема и узлы
крепления двигателя на самолете
Все нагрузки от газодинамических и инерционных сил и моментов, действующих
на детали и узлы двигателя, воспринимаются силовым каркасом (силовым корпусом), в котором они частично уравновешиваются. Неуравновешенные внутри двигателя силы и
моменты через узлы крепления передаются на самолет. Силы и моменты, действующие
на ротоны двигателя, уравновешиваются реакциями опор, которые также нагружают
силовой каркас. Силовой каркас обладает достаточной прочностью и жесткостью при
действии эксплуатационных нагрузок на всех режимах работы двигателя и при эволю
циях самолета.
Силовую схему (рис. 1.4) двигателя ПС-90А составляют передний, средний и задний силовые пояса, корпусы газогенератора, корпусы опор ротора, корпусы наружного кон тура и кронштейн силовой подвески. Передний силовой пояс образован разделительным корпусом 7, силовым кольцом подвески 10, передней опорой ротора вентилятора и под порных ступеней 4, задней опорой ротора вентилятора 2 и передней опорой КВД 5. К
разделительному корпусу крепятся тяги 8 переднего силового пояса, которые образуют
переднюю подвеску двигателя к силовой балке пилона самолета 9.
Средний силовой пояс образован кольцом подвески 15, расположенным на корпусе КВД,-опорой роликового подшипника ТВД 18 и передним роликовым подшипником ТНД 26. На кольце подвески 15 шарнирно закреплены две тяги 28, образующие узел
крепленшгМ (см. рис. 1.4, сечение Б-Б). |
й |
Задний силовой пояс образован задней опорой двигателя 22 |
и опорой роликового |
подшипника ТНД 23. В конструкцию задней опоры входит силовое кольцо 38. С помо щью четырех тяг 31 и двух тяг 32 оно связано с наружным кожухом задней подвески 37. К задней опоре крепятся также три тяги 33 с кронштейном подвески 21, при помо щи которого двигатель крепится к силовой балке пилона самолета.
Все три силовых пояса связаны между собой: передний и средний силовые пояса т тягой 11, а средний и задний - тягой 17. Таким образом, передняя подвеска передает на пилон самолета в точках крепления инерционные и аэродинамические силы, действую щие на двигатель и гондолу в вертикальной плоскости. Задняя подвеска передает на пи
лон самолета прямую и обратную тягу двигателя, а также инерционные и аэродинамиче-
. А
ские силы, действующие в горизонтальных и вертикальных плоскостях й крутящий мо мент в плоскости перпендикулярной оси двигателя. Тяги 11 и 17, поддерживая средний силовой пояс, повышают изгибную жесткость корпуса газогенератора и, таким образом, препятствуют прогибу .корпуса газогенератора и роторов двигателя (их средние опоры жестко связаны с корпусом).
34
33
34
м
31
37
19
|
|
30 |
8адяжй |
ию* |
2» |
|
|
P u c .l А С иловая схема н у зл ы крепления д вигатели
1 - флапед
2 - опора р/п вентилятора
3 |
- ротор вентилятора |
|
4 |
- опора ш/п ротора |
вентилятора |
|
и подпорных ступеней |
|
5 |
- опора р/п ротора КВД |
|
в - кронштейн 7 - разделительный корпус 3 * тага
9 - силовая балка пклона самолета
10 - силовое кольдо
11 - тяга горизонтальная
12- реверсивное устройство
13- корпус КВД
14- узел крепления
15- кольдо подвесы
16- корпус опоры ш/п ротора КВД
17- тяга наклонная
16 - опора р/п ТЗД
19- обтекатель
20- сферический шарнир
21- кронштейн подвес***
22- задняя опора .
23- опора заднего р/п ротора ТНД
24- тяга
25- р/п ТВД
26- передней р/п ТНД
2 7 |
- ш/п КВД |
26 |
- тяга |
29 |
* крышка дюка |
3 0 |
• кронштейн |
31- тяга
32- тяга
33- тяга
34- кронштейн 35 - крышка люка
36 - кожух наружный задней подвесхж
3 7 - силовое кольдо