ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год)

придется менять чаще, чем, например, модуль компрессора. Во-вторых, при

возникновении повреждения, оно первоначально обычно локализуется в одном

узле (модуле) и лишь потом распространяется на остальные. При развитой

системе контроля и диагностики технического состояния двигателя в принципе

возможно выявить это повреждение на ранней стадии и заменить дефектный

узел - менять остальные узлы при этом, как правило, не требуется. Ясно, что

такие возможности, которые полностью или частично можно реализовать при

модульной конструкции двигателя, позволяют существенно снизить

эксплуатационные расходы.

Наиболее эффективной является трехступенчатая схема модульной

конструкции. На первой ступени возможна замена элементов двигателя «на

крыле», т.е., без съема двигателя с летательного аппарата. Как правило, к

подобным съемным элементам

(line replaceable units

(LRU)) относятся

агрегаты двигателя (насосы, фильтры, различные контрольные и управляющие

устройства, генераторы и т.п.), рабочие форсунки камеры сгорания, рабочие

лопатки вентилятора и т.п.

Вторая ступень предусматривает возможность разборки двигателя на

«модули» (module) или «главные (основные) модули» (major module; разными

фирмами используется различная терминология). В этом случае двигатель

снимается с самолета и разборка осуществляется в специально оборудованных

для этой цели мастерских, расположенных обычно в аэропорте базирования

данного летательного аппарата.

На третьей ступени каждый из «модулей» (или «главных модулей»)

может быть соответственно разделен на

«субмодули»

(submodule) или

«подмодули», т.е., осуществляется общая разборка двигателя. Этот этап

реализуется обычно на ремонтных предприятиях или заводах-изготовителях

двигателя, куда отсылаются неисправные «модули».

Примером подобной трехступенчатой модульной схемы и является

конструкция ТРДД семейства CFM.56. Рассмотрим ее на примере двигателя

CFM.56-3.

Без снятия двигателя с самолета и его общей разборки могут быть

заменены агрегаты двигателя, расположенные на коробке приводов агрегатов,

контрольные и управляющие устройства, размещенные на наружных частях

корпусов двигателя

(элементы противопомпажной системы, системы

охлаждения турбины, устройства управления двигателем и т.д.), рабочие

форсунки камеры сгорания (форсунки крепятся к корпусу камеры сгорания и не

участвуют в фиксации ее жаровой трубы) и рабочие лопатки вентилятора (для

их демонтажа необходимо удалить обтекатель рабочего колеса вентилятора

(кок)).

Вторая ступень модульной конструкции реализуется за счет деления

двигателя на 3 главных модуля (major module; Рис. 2.27): главный модуль

вентилятора и бустера

(fan and booster major module); главный модуль

газогенератора (core major module); главный модуль турбины НД (low pressure

turbine major module) и отдельный модуль привода агрегатов (accessory drive

module).

Модуль привода агрегатов может быть демонтирован без общей разборки

двигателя

- он крепится к корпусу вентилятора снаружи и соединяется

шлицами с центральным приводом (поэтому он в описании данного двигателя

не называется главным). Главный модуль турбины НД (он включает элементы

ротора и статора турбины) может быть снят, если рассоединить лишь два

соединения: соединение статора турбины НД с сопловым аппаратом 1-ой

ступени турбины НД (соединение модулей 12 и 13 - номера модулей см. на

Рис. 2.28) и соединение вала турбины НД с валом вентилятора (соединение

модулей 2 и 14). После этого могут быть рассоединены главный модуль

вентилятора и бустера и главный модуль газогенератора - для этого вновь

требуется рассоединить лишь два соединения: соединение статора компрессора

ВД с передней рамой (соединение модулей 4 и 6) и соединение передней цапфы

ротора компрессора ВД с центральным приводом (соединение модулей 3 и 5).

Рис. 2.27. Главные модули: 1 - главный модуль вентилятора и бустера; 2 -

главный модуль газогенератора; 3 - главный модуль турбины НД; 4 - модуль

привода агрегатов

Каждый главный модуль состоит из нескольких модулей (Рис. 2.28, 2.29).

Так, главный модуль вентилятора и бустера состоит из 4 модулей:

- модуля вентилятора и бустера (модуль 1; fan and booster; включает диск

вентилятора с рабочими лопатками, а также статор и ротор бустера);

- модуля опор № 1 и № 2 (модуль 2; № 1 and № 2 bearing support;

включает вал вентилятора и опоры № 1 и № 2 с их корпусами);

- модуля центрального привода и опоры № 3 (модуль 3; inlet gearbox

(IGB) and № 3 bearing);

- модуля рамы вентилятора

(модуль

4; fan frame; включает раму

вентилятора и корпус вентилятора с направляющими лопатками вентилятора).

Модуль 1 соединяется с модулями 2 и 4; модуль 2 - с модулями 1, 4 и 14

(в дальнейшем соединения, указанные ранее опускаются); модуль

- с

модулями 4, 5 и 16; модуль 4 - с модуль с модулями 5, 16 и 17.

Главный модуль газогенератора состоит из 8 модулей:

- модуля ротора компрессора ВД (модуль 5; HPC rotor);

- модуля переднего корпуса компрессора ВД (модуль 6; HPC forward

stator; включает передний корпус с НА первых 6 ступеней компрессора ВД и

наружный силовой корпус, расположенный между передним корпусом и

корпусом камеры сгорания);

- модуля заднего корпуса компрессора ВД (модуль 7; HPC rear stator;

включает корпус компрессора с НА 3-х ступеней компрессора ВД и диафрагму

подвески);

- модуля корпуса камеры сгорания (модуль 8; combustor casing; включает

наружный и внутренний корпуса, соединенные в передней части лопатками

выходного НА компрессора ВД);

- модуля жаровой трубы камеры сгорания (модуль 9; combustor liner);

- модуля соплового аппарата турбины (САТ) ВД (модуль 10; HPT nozzle);

- модуля ротора турбины ВД (модуль 11; HPT rotor; включает колесо

турбины, вращающийся дефлектор, вал турбины и заднюю цапфу ротора

турбины);

- модуля первой ступени САТ НД (модуль 12; LPT nozzle (stage 1)).

Рис. 2.29. CFM International CFM.56-3: 1 - вентилятор и бустер; 2 - опоры №1 и №2; 3 - центральный узел

приводов и опора №3; 4 - корпус вентилятора 5 - ротор компрессора ВД; 6 - передний корпус компрессора ВД;

7 - задний корпус компрессора ВД; 8 - корпус камеры сгорания; 9 - жаровая труба; 10 - СА турбины ВД;

11 - ротор турбины ВД; 12 - СА 1-ой ступени турбины НД; 13 - турбина НД; 14 - вал турбины НД;

15 - задний корпус турбины; 16 - промежуточная коробка приводов; 17 - коробка приводов агрегатов .

Модуль 5 соединяется с модулем 11; модуль 6 - с модулями 7 и 8

(диафрагма подвески заднего корпуса компрессора ВД закреплена между

наружным силовым корпусом переднего корпуса компрессора ВД и наружным

корпусом камеры сгорания); модуль 8 - с модулями 9, 10, 12 и 13 (внутренняя

стенка жаровой трубы вместе с САТ ВД крепится к заднему фланцу

внутреннего корпуса камеры сгорания; наружное кольцо САТ ВД крепится к

среднему фланцу наружной стенки корпуса камеры сгорания изнутри

совместно с передним фланцем первой ступени САТ НД; между наружным

кольцом САТ ВД и наружной стенкой корпуса камеры сгорания зажимается

зигзагообразный конец наружной стенки жаровой трубы; задний фланец первой

ступени САТ НД установлен между задним фланцем наружной стенки корпуса

камеры сгорания и корпусом турбины НД - все три фланца соединяются

вместе); модуль

- с модулем

14 через подшипник

№4 (межвальный

роликовый подшипник турбины ВД).

Главный модуль турбины НД состоит из 3 модулей:

- модуля турбины НД (модуль 13; LPT; включает облопаченные диски

турбины с коническим узлом соединения с валом турбины и корпус турбины с

3-мя задними САТ НД);

- модуля вала турбины НД (модуль 14; LPT shaft);

- модуля заднего корпуса турбины (модуль 15; LPT frame).

Модуль 13 соединяется с модулями 14 и 15; модуль 14 - с модулем 15 через

подшипник № 5 (роликовый подшипник ротора турбины НД).

Модуль привода агрегатов состоит из модуля промежуточной коробки

приводов (модуль 16; transfer gearbox (TGB)) и модуля коробки приводов

агрегатов (модуль 17; accessory gearbox (AGB)).

Двигатель имеет следующие конструктивные особенности:

- рабочие лопатки вентилятора (Рис. 2.30) имеют бандажные полки (mid-

span shrouds; на ТРДД CFM.56-5 и CFM.56-7 применены бесполочные

широкохордные лопатки (shroudless wide-chord blades));

- для снятия рабочих лопаток в конструкции

соединения лопатки/диск применен специальный

промежуточный элемент

(spacer), позволяющий

при разборке сдвинуть лопатку вниз;

- значительно увеличено расстояние между

рабочими лопатками и направляющим аппаратом

вентилятора;

- корпус вентилятора

(Рис.

2.31) прикрыт

изнутри акустическими панелями

(acoustical

panels); на наружной стороне он имеет кольцевые

ребра жесткости (stiffening ribs или stiffeners) для

удержания допаток вентилятора при разрушении;

ротор бустера имеет барабанную

Рис. 2.30. Лопатка вен-

конструкцию;

тилятора: 1 - перо; 2 -

- диск вентилятора соединяется с барабаном

полка; 3 - платформа;

4 - ножка; 5 - хвосто-

бустера и валом вентилятора призонными болтами

вик

(tight-fitting bolts);

- корпус бустера имеет кольцевую структуру;

- в передней силовой раме между контурами (Рис. 2.32) расположены

заслонки для перепуска воздуха из внутреннего контура в наружный (variable

bleed valves - VBV);

- для крепления рабочих лопаток компрессора ВД к дискам используются

соединения «ласточкин хвост» в продольных (I«III ступени) и кольцевых

(IV«IX ступени) пазах;

- ротор компрессора ВД барабанно-дискового типа и состоит из двух

основных частей (spools), где диски с барабанными участками соединены

электронно-лучевой сваркой

(electron beam welding

- EBW); соединение с

передней цапфой и валом турбины - с помощью призонных болтов;

- корпус компрессора ВД имеет горизонтальный разъем и состоит из

переднего и заднего корпусов; в переднем корпусе расположены поворотный

ВНА и 3 ступени поворотных направляющих лопаток (variable stator vanes

(VSV));

- задний корпус компрессора ВД выполнен по «двухстенной» схеме с

подвеской корпуса, существкнно снижающей передачу через него нагрузок

между компрессором и турбиной;

- на двигателе применена укороченная (short-length) кольцевая камера

сгорания (Рис. 2.33);

Рис. 2.33. Камера сгорания: 1 - выходной НА компрессора ВД; 2 - «срывной»

диффузор; 3 - головные обечайки жаровой трубы; 4 - рабочая форсунка; 5, 11

- корпус камеры сгорания; 6 - жаровая труба; 7, 9 - термо-компенсаторы; 8 -

сопловой аппарат турбины ВД; 10 - отверстия для пленочного охлаждения;

12, 14 - завихрители; 13 - камера смешения

стенки корпуса камеры сгорания соединены между собой

направляющими лопатками IX ступени компрессора ВД; за ними расположен

диффузор срывного типа (dump diffuser);

- дозировка первичного воздуха обеспечивается головными обечайками

жаровой трубы (liner dome);

- жаровая труба в передней части имеет 20 смесительных устройтв, кажд

из которых снабжено 2-мя завихрителями (осевым и радиальным);

- на двигателе CFM.56-7 наряду с однозонной (single-zone или single-

annular combustor (SAC)) используется двухзонная камера сгорания (double-zone

или double-annular combustor (DAC); Рис. 2.34);

Рис. 2.34. Двухзонная камера сгорания

- охлаждение стенок жаровой трубы осуществляется созданием

заградительной воздушной пленки;

- подвеска жаровой трубы к корпусу осуществляется только в задней

части;

- турбина ВД имеет охлаждаемые рабочие лопатки и лопатки соплового

аппарата;

- рабочие лопатки турбины ВД не имеют бандажных полок; их крепление

к диску обеспечивается двухзубым замком (рис. 2.35);

Рис.

2.35. Рабочая лопатка

1-ой ступени турбины:

- хвостовик;

платформа; 3 - отверстия для охлаждения передней кромки; 4 - жаберные

щели; 5 - отверстия для выхода охлаждающего воздуха; 6 - перо; 7 -

контрольные пропилы; 8 - отверстия для выхода охлаждающего воздуха в

задней кромке; 9 - спинка; 10 - ребро; 11 - задняя кромка; 12 - корытце; 13 -

передняя кромка; 14 - ножка; 15 - зуб хвостовика

- корпус турбины ВД вокруг рабочих лопаток турбины имеет сегменты с

Co-Ni-Cy-Al-Y истираемым покрытием (rub coat segments; Рис. 2.36);

- рабочие лопатки турбины НД имеют кольцевое бандажирование и

крепятся к дискам соединениями «ласточкин хвост»;

- корпус турбины НД неразъемный и имеет на внутренней поверхности

теплоизоляционные прокладки (thermal insulation blankets);

- минимизация радиального зазора между рабочими лопатки турбины и

корпусом достигается применением систем активного управления зазорами

(active clearance control systems

- ACCS); охлаждение корпуса турбины ВД

обеспечивается воздухом, отбираемым из-за V и IX ступеней; охлаждение

корпуса турбины НД - воздухом второго контура;

Рис. 2.36. Сегмент 1-ой ступени турбины (а) модуль 12; b) сегмент; c) разрез

сегмента): 1 - истираемое покрытие; 2 - отверстия для охлаждения

Рис.

2.37. Подшипник вентилятора: 1 - вал вентилятора (fan shaft); 2 -

промежуточная втулка (bearing sleeve); 3 - уплотнения опоры (air/oil seals); 4

- маслоотражатель (oil baffle); 5 - корпус подшипника (bearing housing); 6 -

наружная обойма (outer race); 7, 12 - гайки (nuts); 8, 10 - замковые шайбы

(keywashers); 9, 11 - фиксирующие кольца (retaining rings), 13 - замковое кольцо

(lock ring); 14, 15 - внутренние обоймы (inner races)

- стойки задней рамы выполнены одинарными;

- в компрессоре ВД и турбине между ротором и статором применены

сотовые уплотнения (honeycomb seals);

- на всех уплотнениях масляных полостей опор используются

лабиринтные уплотнения (labyrinth seals) с наддувом из-за бустера (Рис. 2.37).

Масляная система

представляет собой полнопоточную систему

замкнутого типа с холодным баком

(“cold tank”) и предохранительным

клапаном

(relief

valve),

который

открывается при давлении 21 атм (т.е.,

давление масла в системе не

регулируется). Система снабжена также

обратным клапаном

(check valve). В

качестве

насосов

применены

специальные шестеренные насосы с

внутренним зацеплением

(героторные

Рис. 2.38. Качающий узел

маслонасоса

насосы

- gerotor pump; Рис.

2.38),

смонтированные в одном агрегате.

Система суфлирования масляных полостей (venting system) включает 2

центробежных суфлера (rotating air/oil separators), расположенных в передней

(Рис. 2.39) и задней масляных полостях двигателя (масляные полости находятся

внутри передней и задней рам; полость маслобака соединена с передней

масляной полостью двигателя).

Контроль за работой маслосистемы осуществляется по давлению

входящего в двигатель масла (oil pressure) и температуре выходящего масла

(scavenge oil temperature). Контроль маслофильтров в нагнетающей (pressure

filter) и откачивающей (common scavenge filter) частях системы обеспечивается

индикаторами засорения (clogging inducator); контроль технического состояния

элементов, расположенных в передней и задней масляных полостях, а также

коробках приводов осуществляется с помощью 3-х магнитных пробок (magnetic

plugs).

Топливная система включает

двухступенчатый топливный насос (fuel

pump) со ступенями низкого (LP stage) и

высокого (HP stage) давлений; первая из

них

представляет

собой

насос

центробежного типа (centrifugal type fuel

pump), вторая - насос шестеренного типа

(gear type fuel pump).

Система

автоматического

управления

(engine control system) на

двигателе

CFM.56-3

смешанного

Рис. 2.39. Центробежный суфлер

(супервизорного

- supervisory) типа

передней маслосборной полости

(Рис.

2.40). Управляющие элементы

системы расположены в основном гидромеханическом регуляторе (main engine

control - (MEC)) и дополнительном электронном устройстве (power management

control - (PMC)).

В гидромеханической системе управления регулируемым параметром

является приведенная частота вращения ротора ВД (N2 corrected): на вход в

MEC подаются сигналы N2, Т25 (полная температура воздуха на входе в

компрессор ВД) и PS12 (статическое давление воздуха на входе в двигатель).

Регулирущим фактором служит расход топлива (WF).

Основным регулятором является регулятор частоты вращения ротора ВД

(N2 или speed regulator). Он представляет собой центробежный регулятор

(centrifugal regulator) непрямого действия

(indirect action) и выполнен по

замкнутой (closed- loop) схеме с обратной связью (feedback). Изменение подачи

топлива WF осуществляется с помощью дроссельного крана (fuel metering

valve), перепад давлений на котором поддерживается постоянным с помощью

регулятора перепада (differential pressure regulator) непрямого действия.

Гидромеханический регулятор имеет ряд дополнительных устройств:

регулятор малого газа (idle speed trim); регулятор приемистости/сброса газа

(acceleration/deceleration limiter) и др. Основной регулятор обеспечивает также

управление заслонками системы перепуска воздуха

(VBV), поворотными

лопатками компрессора ВД (VSV) и системами активного управления зазорами

турбины (TC1 и TC2).

При включении электронного блока PMC управляемым параметром

становится приведенная частота вращения ротора вентилятора (N1 corrected):

на вход в PMC подаются сигналы N1 (физическая частота вращения ротора

НД); Т12 (температура воздуха на входе в двигатель) и PS12. PMC действует

через MEC, меняя затяжку пружины (speeder spring) центробежного регулятора

MEC. Таким образом, регулирущим фактором служит также расход топлива

(WF). Электронный регулятор (PMC) является дополнительным устройством и

может быть подключен (или отключен) пилотом. Обычно он используется при

взлете и наборе высоты

(использование N1 corrected позволяет получить

большую тягу).

Двигатели подсемейств CFM.56-5 и CFM.56-7 оборудованы электронной

системой управления FADEC (Рис. 2.41; ее особенности рассмотрены ниже при

описании ТРДД IAE V2500).

PowerJet SaM146 (СМ 146)

В 2001 г. самолетостроительный консорциум «Гражданские самолеты

Сухого» (в консорциум входили российские корпорации «ОКБ и Авиационный

военно-промышленный комплекс Сухой» и «Авиакомплекс имени Ильюшина»,

а также фирма Boeing, США) объявили о проектировании самолета RRJ

(Russian Regional Jet). Силовую установку для этого самолета начало

разрабатывать НПО «Сатурн» (Россия). Примерно в тоже время (1999 г.)

французская компания SNECMA начала разработку газогенератора DEM21 -

Demonstrator 2001 для двигателей, предназначенных для самолетов подобного

класса.

В результате переговоров возник совместный проект по созданию ТРДД

SaM146 в классе тяг

14000...18500 lbf

(m = 4,43), предназначенного для

регионального пассажирского самолета RRJ, который трансформировался в

самолет Сухой Superjet

100

(SSJ100). Первоначальное соглашение о

сотрудничестве между компаниями SNECMA и НПО

«Сатурн»

(с

ответственностью

50/50) для производства семейства ТРДД SaM146 было

подписано в 2005 г.

Двигатель SaM146

(рис.

2.42) был создан на базе семейства ТРДД

CFM.56. Фирма SNECMA обеспечила разработку общей компоновки двигателя,

газогенератора, электронной системы управления с полной ответственностью

(FADEC) и привода агрегатов. НПО «Сатурн» отвечало за систему низкого

давления и мотогондолу двигателя.

Силовая схема двигателя SaM146 полностью повторяет схему двигателей

семейства CFM International CFM.56. В настоящее время выпускаются два

идентичных по конструкции варианта двигателей: SaM146-1S17 и SaM146-

1S18. ТРДД выполнены по схеме

1-3-6+кольц+1-3 и имеют следующие

параметры (SaM146-1S18): тяга (взлетная) - 79,2 кН (16100 lbf); удельный

расход топлива (крейсерский) - 0,629 lb/lbf-hr; степень сжатия - 28; степень

двухконтурности - 4,4; масса (сухая) - 2260 кг.

Двигатель имеет ряд технологических и конструктивных особенностей,

характерных для современных ТРДД. К ним относятся:

- все лопаточные решетки компрессора и турбины получены методом

пространственного профилирования (3D design), что позволяет значительно

улучшить

их

характеристики

(увеличить

напорность,

снизить

газодинамические потери, обеспечить повышенную прочность);

- широкохордные лопатки вентилятора, подобные тем, которые

применяются на двигателе CFM.56-7

(при этом улучшаются вибрационные

характеристики лопаток; увеличивается напорность ступени, расход воздуха и,

следовательно, тяга двигателя; повышается стойкость рабочих лопаток к

повреждениям посторонними предметами; улучшается защита внутреннего

контура ТРДД от попадания посторонних предметов, пыли и грязи; повышается

ремонтопригодность лопаток);

- blisk - конструкция первых 2-х ступеней компрессора ВД (Рис. 2.43), в

которой рабочие лопатки и диски представлят монолитную конструкцию, что

уменьшает количество деталей, снижает концентрацию напряжений в дисках и

улучшает обтекаемость (КПД компрессора может быть повышен на 8 %);

Рис. 2.43. Рабочее колесо компрессора: обычное соединение лопаток с диском

(слева); соединение blisk (справа)

- развитая система обеспечения устойчивой работы компрессора

(двухвальная схема ТРДД, перепуск воздуха в наружный контур из-за

компрессора НД и одной из ступеней компрессора ВД, 3 ряда поворотных

направляющих аппаратов компрессора ВД);

- укороченная малоэмиссионная кольцевая камера сгорания с пленочным

охлаждением, подобная той, которые применяются на двигателе CFM.56-3;

- монокристаллические рабочие лопатки турбины;

- система активного управления зазорами турбины ВД (Рис. 2.44).

Рис. 2.44. Управление радиальными зазорами (а) подвод воздуха из-за 3-ей или

6-ой ступени компрессора; изменение радиального зазора): 1 - дефлекторы

обдува корпуса турбины

Двигатель размещен в мотогондоле (Рис. 2.45), подвешенной к крылу

самолета (Рис. 2.46). Ее передняя часть представляет собой входное устройство

двигателя; далее внутренней стенкой мотогондолы и корпусами двигателя

образуется канал наружного (второго) контура.

Примерно в средней части этого канала расположено

«холодное»

реверсивное устройство, выполненное по схеме

«бабочка». Оно имеет

створки с двух сторон двигателя: в открытом положении (реверс включен)

створки перегораживают канал наружного контура, открывая при этом окна

выхода воздуха из-за вентилятора наружу; в закрытом положении (реверс

выключен) створки закрывают окна выхода, вписываясь в профиль

мотогондолы и образуя при этом плавные наружную стенку наружного контура

и внешнюю стенку мотогондолы.

Рис. 2.45. Мотогондола ТРДД SaM146

Рис. 2.46. Крыло с мотогондолой двигателя (реверс в открытом положении)

Далее находится камера смешения потоков: она состоит из

профилированного удлиненного центрального тела, вокруг которого размещен

кольцевой гофрированный элемент, образующий по окружности множество

смесительных сопел (Рис. 2.47).

Рис. 2.47. Вид на двигатель сзади (створки мотогондолы открыты)

Таким образом, мотогондола с двигателем и необходимыми для его

функционирования агрегатами и системами представляет собой отдельный

конструктивный компонент самолета.

International AeroEngines (IAE) V2500

Объединение International Aero Engines (IAE) было образовано в 1983 г.

компаниями Pratt&Whitney (США) и Rolls-Royce (Великобритания) совместно с

фирмами Motoren und Turbinen Union (MTU, Германия), Japanese Aero Engines

Corporation (JAEC, Япония) и Fiat Avio (Италия) для производства семейства

двигателей V2500

(римская цифра V указывает на число участников

объединения; первые две цифры - исходная тяга двигателя в тысячах фунтов

(25000 lb); позже фирма Fiat Avio вышла из учредителей объединения).

Первый двигатель V2500 был запущен в

1987 г. Двигатели V2500

устанавливаются в настоящее время на самолетах Airbus A319, A320, А321 и

McDonnel-Douglas MD-90.

Разделение труда в IAE подобно функционированию объединения CFM

Internacional: Pratt&Whitney

(32,5%) обеспечивает изготовление камеры

сгорания, турбины ВД и заднего корпуса турбины; Rolls-Royce

(32,5%)

компрессора ВД;

JAEC

(12%)

- вентилятора, компрессора НД,

промежуточного корпуса компрессора и вала турбины НД; MTU (23%) -

турбины НД; Fiat Avio - коробок приводов.

Двигатель V2500 (тяга - 23000«32000 lbf; удельный расход топлива -

0,34«0,36 lb/lbf hr; степень сжатия

- 26,9«33,4; масса

- 5210«5610 lb)

представляет собой типичный современный ТРДД большой степени

двухконтурности (Рис. 2.48).

Конструктивно-силовая схема двигателя включает два ротора:

двухопорный ротор ВД и трехопорный ротор НД.

Ротор НД включает одноступенчатый вентилятор, выполненный

совместно с трех- или четырехступенчатым бустером; ротор

вентилятора/бустера приводится во вращение 5-ступенчатой турбиной. Оба

ротора соединены жесткой муфтой. Ротор вентилятора/бустера опирается (Рис.

2.49) на передний шарикоподшипник (№1) и задний роликовый подшипник

(№

- эта опора является дополнительной); ротор турбины

- на

роликоподшипник (№ 5), расположенный за турбиной. Обе опоры ротора

вентилятора/бустера являются упругими; опора турбины - демпферной.

Ротор ВД состоит из

10-ступенчатого ротора компрессора и

двухступенчатого ротора турбины, жестко соединенных между собой валом

большого диаметра. Опоры ротора ВД расположены в передней части ротора

компрессора (опорно-упорный шарикоподшипник; № 3; Рис. 2.50) и между

роторами компрессора и турбины (опорный роликоподшипник; № 4). Передняя

опора ротора является упруго-демпферной (Рис. 2.50); задняя опора - упругой.

Все основные опоры расположены в трех силовых рамах:

- промежуточном корпусе компрессора (передней раме); здесь размещены

2 опоры ротора вентилятора/ бустера и передняя опора ротора ВД;

Рис. 2.49. Передняя масляная полость: 1, 10 - графитовые уплотнения опор; 2

- вал вентилятора;

- опора

№1; 4 - коническая балка;

-стойка

промежуточного корпуса компрессора; 6

- опора

№2; 7 - вал турбины

вентилятора; 8 - гидродинамическое уплотнение; 9 - опора №3

Рис. 2.50. Передняя опора ротора ВД (№ 3): 1 - ведущая шестерня узла

центрального привода; 2 - корпус подшипника; 3 - масляный демпфер; 4 -

корпус опоры; 5 - упругий стержень; 6 - торцевое графитовое уплотнение; 7

- подшипник; 8 - передняя цапфа ротора ВД

- корпусе камеры сгорания, где располагается задняя опора ротора ВД

(№4; рис. 2.51);

- заднем корпусе турбины, где размещена опора ротора турбины НД.

Промежуточный корпус компрессора представляет собой раму с

силовыми полыми стойками, проходящими через первый и второй контуры. В

диффузоре камеры сгорания силовые стойки соединяют наружный и

внутренний стенки камеры сгорания. Задний корпус турбины имеет одинарные

силовые стойки.

Рис. 2.51. Средняя часть двигателя: 1 диффузор срывного типа; 2 - силовая

стойка диффузора; 3 - щеточные уплотнения; 4 - графитовое уплотнение; 5 -

задний подшипник ротора ВД (опора № 4)

Узлы подвески двигателя размещены в средней части промежуточного

корпуса компрессора

(основные узлы) и на заднем корпусе турбины

(дополнительные узлы).

Двигатель имеет модульную конструкцию и состоит из (Рис. 2.52):

- модуля вентилятора

(31

- fan; включает облопаченный диск

вентилятора);

- промежуточного модуля

(32

- intermediate; включает бустер и

промежуточный корпус компрессора);

- модуля ВД (40 - HP system; включает компрессор и турбину ВД и

камеру сгорания и состоит из двух субмодулей: 41 - HP compressor и 45 - HP

turbine);

- модуля турбины НД (50 - low pressure turbine; включает турбину НД с

задним корпусом турбины и валом турбины);

- модуля коробки приводов (60 - external gearbox).

Двигатель имеет следующие особенности конструкции:

- широкохордные лопатки вентилятора;

- барабанную конструкцию ротора бустера (Рис.2.49);

- систему перепуска воздуха из-за бустера во второй контур (booster stage

bleed valve (BSBV));

- ротор компрессора ВД (Рис.2.53) состоит из 3-х узлов: передней цапфы,

передней и задней частей (передняя цапфа и передняя часть соединяются

торцевыми шлицами и болтами; передняя и задняя части

- призонными

болтами);

- для соединения дисков передней и задней частей ротора компрессора

ВД применяется электронно-лучевая сварка;

- соединения

“ласточкин хвост” в креплениях рабочих лопаток

компрессора ВД к дискам (с размещением лопаток в осевых пазах для первых

трех ступеней и кольцевых пазах для остальных ступеней);

- поворотные ВНА и лопатки направляющих аппаратов (variable stator

vanes (VSV)) первых 4-х ступеней компрессора ВД;

4 управляемых клапана перепуска воздуха из-за VII и X ступеней

компрессора ВД (variable bleed valve (VBV));

- «двухстенную» конструкцию заднего корпуса компрессора ВД;

ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год) - часть 3