ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год)

Рис. 2.53. Компрессор ВД: 1 - поворотный ВНА; 2 - поворотные НА;3 -

передний корпус компрессора; 4 - задний корпус компрессора (внутренний); 5 -

задний корпус компрессора (внешний); 6 - задняя секция ротора компрессора;

7,10 - ЭЛС; 8 - болтовое соединение секций ротора; 9 - передняя секция

ротора компрессора;

- соединение с торцевыми шлицами и

эксцентриковыми стяжными болтами; 12 - передняя цапфа

- “срывной” диффузор камеры сгорания (Рис. 2.51);

- сегментную жаровую трубу камеры сгорания (Рис. 2.54, 2.55; жаровая

труба состоит из двух секций, на внутренних поверхностях которых размещено

100 сегментов);

- безбандажные рабочие лопатки турбины ВД;

- применение высокоэффективных методов в производстве турбины

(монокристаллических рабочих лопаток турбины ВД; лопаток, изготовленных

методом литья с направленной кристаллизацией в турбине НД; метода

порошковой металлургии при изготовлении дисков турбины и т.д.);

- система подавления вихреобразования

(vortex inducer) и закрутки

воздуха (tangential on board injection (TOBI)), используемого для охлаждения

турбины;

- система активного управления зазорами турбины (используется воздух

наружного контура);

- лабиринтные, щеточные (brush seal; Рис.2.49) и сотовые воздушные

уплотнения;

- графитовые уплотнения опор;

- гидродинамическое межвальное уплотнение

(hydrodynamic intershaft

seal).

Система охлаждения турбины

(Рис.

2.56) представляет собой часть

внутренней воздушной системы двигателя (internal air system). Для охлаждения

применяются различные способы и используетя несколько воздушных потоков

с разными температурами и давлениями охлаждающего воздуха:

- воздух из наружного контура двигателя;

- воздух из-за VI, VIII и X ступеней компрессора ВД;

- воздух из задней разгрузочной полости ротора компрессора ВД;

- вторичный воздух камеры сгорания.

Воздух из наружного контура забирается после вентилятора и

направляется для охлаждения корпусов турбин ВД и НД. Данная часть системы

охлаждения представляет собой систему активного управления радиальными

зазорами турбин ВД и НД. Воздух направляется к турбинам ВД и НД раздельно

и каждая подсистема включает управляющий клапан и несколько коллекторов,

расположенных вокруг корпусов турбин. В данном случае используется способ

внешнего охлаждения (external cooling).

Воздух из-за VI ступени компрессора ВД проходит внутрь ротора через

подавитель вихрей и направляется между валами ротора ВД и НД во

внутреннюю полость ротора турбины НД. Этот воздух используется для

продувки соединений рабочая лопатка/диск и охлаждения корпуса подшипника

турбины НД; воздух после охлаждения выходит в проточную часть турбины.

Рис.

2.56. Система охлаждения турбины: 1, 20 - воздух из наружного

контура; 2, 13 - подвод воздуха на охлаждение САТ 2 ступени турбины ВД;

- теплозащита подшипников;

- клапаны систем контроля

зазорами турбин ВД и НД; 6, 7 - коллекторы охлаждения турбин ВД и НД; 8

- подача воздуха на корпус; 9, 12 - охлаждение ротора турбины НД; 11 -

опора ротора турбины НД; 14 - лопатки закрутки воздуха для ротора

турбины ВД; 15 - вращающийся дефлектор; 16 - задняя опора ротора ВД;

17 - сброс воздуха из разгрузочной полости ротора компрессора; 18

подавитель вихрей; 19 - клапан VIII ступени компрессора; 21, 22, 23 - подвод

воздуха через теплообменник; 24 - сброс воздуха из теплообменника

Воздух из-за VIII ступени компрессора ВД используется для охлаждения

полых лопаток соплового аппарата (САТ) II-ой ступени турбины ВД - здесь

используется конвективный метод охлаждения

(convective cooling). Часть

воздуха продувает пространство между корпусом турбины и полками сопловых

лопаток.

Воздух из-за X ступени компрессора ВД используется для охлаждения

корпуса заднего подшипника ротора ВД. Воздух отбирается из застойной зоны

срывного диффузора камеры сгорания и направляется вначале в водухо-

воздушный теплообменник (23), находящийся во втором контуре - таким

образом, воздух из-за X ступени компрессора ВД охлаждается воздухом

второго контура. Затем охлажденный воздух направляется между стенками

корпуса заднего подшипника ротора ВД; он выходит через воздушные

уплотнения, проходит в полость между дисками ротора турбины ВД и выходит

в проточную часть турбины, охлаждая рабочие лопатки II-ой ступени турбины

ВД и их соединение с диском. Здесь также используется конвективный метод

охлаждения.

Воздух из задней разгрузочной полости ротора компрессора ВД (воздух в

разгрузочную полость поступает через щеточное уплотнение из-за X ступени

компрессора ВД) направляется по трубам в пространство между внутренней

стенкой камеры сгорания и вращающимся дефлектором диска I-ой ступени

ротора турбины ВД и далее выходит в проточную часть турбины. Другая часть

воздуха проходит через внутреннее лабиринтное уплотнение разгрузочной

полости и поступает между дисками ротора турбины ВД, смешиваясь с

воздухом, который выходит после охлаждения корпуса заднего подшипника

ротора ВД.

Вторичный воздух камеры сгорания используется для охлаждения

сопловых и рабочих лопаток I-ой ступени турбины ВД. Для охлаждения

сопловых лопаток вторичный воздух поступает к ним из камеры сгорания

непосредственно, выходя в проточную часть турбины через задние кромки

лопаток. Для охлаждения рабочих лопаток воздух забирается из полости

камеры сгорания специальным заборником и направляется к лопаточному

аппарату (pre-swirl nozzles), закручивающему воздушный поток в направлении

вращения турбины. Далее охлаждающий воздух проходит между диском I-ой

ступени турбины ВД и вращающимся дефлектором и поступает в рабочие

лопатки.

Масляная система (рис. 2.57) представляет собой полнопоточную систему

замкнутого типа с предохранительным клапаном (cold start pressure limiting

valve). В качестве насосов применены шестеренные насосы (gear-type pump):

один нагнетющий насос

(pressure pump) и

6 откачивающих секций,

расположенных в одном агрегате

(scavenge pump unit). Непосредственная

подача масла к основным опорам двигателя осуществляется центробежным

способом. Охлаждение масла осуществляется двумя радиаторами: воздушно-

масляным (air-cooled oil cooler) и топливо-масляным (fuel-cooled oil cooler).

Система суфлирования масляных полостей

(venting system) включает

центробежный суфлер (de-oiler).

В качестве контрольных параметров используются температура масла (на

выходе из двигателя), количество масла в маслобаке и давление масла.

Маслосистема имеет также основной (master chip detector) и 6 дополнительных

магнитных стружкосигнализаторов (magnetic chip detector) для локализации

неисправности при техническом обслуживании двигателя.

Рис. 2.57. Схема маслосистемы ТРДД V2500 (a - отвод воздуха наружного

контура; b - подвод воздуха из наружного контура; c - подвод топлива; d -

отвод топлива; e - подвод охлаждающего воздуха; f - подвод управляющего

воздуха; g - отвод воздуха от суфлера): 1 - полость подшипника No.5; 2 -

полость подшипника No.4;

- дополнительный фильтр;

- воздушно-

масляный радиатор; 5 - полость подшипников подшипников No.1, 2, 3; 6, 7 -

перепускные клапаны;

- топливо-масляный радиатор;

воздухоотделитель;10

- маслобак;

- фильтр в линии откачки;

нагнетающий насос; 13 - основной фильтр; 14 - откачивающий насос; 15 -

сливной клапан; 16 - центробежный суфлер; 17 - основная коробка приводов;

18 - угловая коробка приводов

Схема топливной системы семейства ТРДД V2500 представлена на Рис.

2.58. Основными агрегатами топливной системы двигателя являются:

- блок топливных насосов, в котором размещены топливные насосы

низкого и высокого давлений;

Рис.

2.58. Схема топливной системы ТРДД V2500: 1 - управляющие и

исполнительные механизмы систем двигателя;

- двигатель;

3 - предохранительный клапан; 4 - насос высокого давления; 5 - насос

низкого давления;

6 - ТМР ППО;7 - комбинированный клапан системы

управления тепловыми потоками; 8 - основной топливный фильтр;9 - ТМР

двигателя;

- перепускной клапан;

- топливный регулятор;

12 - расходомер; 13 - распределитель подачи топлива; 14 - пара рабочих

форсунок

100

- топливо-масляные радиаторы (ТМР) двигателя привода постоянных

оборотов (ППО);

- регулятор подачи топлива (fuel metering unit (FMU));

- комбинированное устройство системы управления тепловыми потоками

(Combined Fuel Diverter and Back to Tank Valve).

Подача топлива в камеру сгорания производится 20-ю форсунками с

воздушным распылом. Подвод топлива к каждой паре форсунок обеспечивается

специальным распределителем (fuel distributor valve).

В современных ТРДД из-за существенного снижения удельного расхода

топлива его хладоресурс оказывается ограниченным. В то же время с ростом

температуры газов перед турбиной растет тепловой поток, что приводит к

увеличению температуры подшипников. Для более эффективного управления

температурным режимом на двигателе V2500 впервые введена специальная

система управления тепловыми потоками

(heat management system). Она

обеспечивает совместное управление

3-мя теплообменниками масляной и

топливной систем: воздушно-масляным радиатором, ТМР двигателя и ТМР

ППО.

Система реализует несколько режимов (мод) функционирования. Для

иллюстрации два из них представлены ниже.

Режим (mode) 1 (Рис. 2.59) используется тогда, когда двигатель работает

на повышенном режиме, температура топлива превышает 100 °С, а температура

топлива в баках самолета выше установленного предела

(54

°С). В этих

условиях большая часть топлива, проходящего через ТМР двигателя и ТМР

ППО, возвращается в топливные баки самолета, а топливо, сливаемое из

топливного регулятора, подается на вход насоса высокого давления. Если

хладоресурса топлива недостаточно, то возможно предварительное охлаждение

масла в воздушно-масляном радиаторе за счет управления положением его

заслонки.

101

Рис. 2.59. Схема системы управления тепловыми потоками; режим 1 (a -

подвод масла от нагнетающего маслонасоса двигателя; b - отвод масла в

двигатель; c - подвод воздуха от вентилятора; d - сброс воздуха в атмосферу;

e - подвод масла от ППО; f - отвод масла в ППО; g - подвод топлива к

форсункам; T - термопары): 1, 2 - топливные баки самолета; 3 - насос низкого

давления;

- воздушно-масляный радиатор;

- ТМР двигателя;

комбинированное устройство; 7 - топливный фильтр; 8 - заслонка воздушно-

масляного радиатора; 9 - насос высокого давления; 10 - регулятор подачи

топлива; 11 - топливомер; 12 - распределительный клапан; 13 - электронный

регулятор двигателя; 14 - ТМР ППО; 15 - бортовой компьютер

Режим 3 (Рис. 2.60) применяется в крейсерском полете, когда хладоресурс

топлива повышается за счет его охлаждения в баках, а расход топлива,

требуемый для работы двигателя, снижается в сравнении с режимами взлета и

набора высоты. В этом случае заслонка воздушно-масляного радиатора

частично открыта, а комбинированное устройство обеспечивает подвод

топлива, сливаемого из регулятора подачи топлива, и топлива, используемого в

ТМР ППО, на выход ТМР двигателя.

102

Рис.

2.60. Схема системы управления тепловыми потоками; режим

(обозначения см. на рис.2.59)

Двигатель имеет электронную систему управления с полной

ответственностью FADEC

(Full Authority Digital Engine Control). Она

обеспечивает управление двигателем и всеми его системами. Система FADEC

включает (рис.2.41, 2.61):

- датчики параметров;

- электронный блок (Engine Electronic Control (EEC));

- устройство дозировки топлива (Fuel Metering Unit (FMU));

- исполнительные устройства управляемых систем.

Электронная система FADEC обеспечивает:

- установку и поддержание рабочих режимов двигателя (power setting);

- управление двигателем при пробе приемистости и сбросе газа

(acceleration&deceleration times);

- управление режимом малого газа (idle speed governing);

- ограничение предельных частот вращения роторов НД и ВД (overspeed

limits (N1 и N2));

103

- дозировку подачи топлива (fuel flow);

- управление поворотными направляющими аппаратами компрессора ВД

(variable stator vane system (VSV));

Рис. 2.61. Структурная схема системы FADEC

- управление клапанами перепуска компрессора ВД (compressor handling

bleed valves);

- управление системой перепуска воздуха из-за бустера (booster stage

bleed valve (BSBV));

- управление системой охлаждения турбины (turbine cooling);

- управление системой активного управления зазорами в турбине (active

clearance control (ACC));

- управление реверсивным устройством двигателя (thrust reverser);

- автоматический запуск двигателя (automatic engine starting);

104

- управление тепловым режимом двигателя

(oil and fuel temperature

management).

Регулирующим фактором в системе управления двигателем является

подача топлива

(fuel flow

(WF)). В качестве основного управляемого

(регулируемого) параметра выбрано отношение полных давлений на выходе из

турбины (P4.9) и входе в вентилятор (P2) двигателя (Engine Pressure Ratio (EPR

= P4.9/P2)). При потере сигнала о давлении в качестве регулируемого

параметра используется приведенная частота вращения ротора НД

(N1

corrected) - для этой цели измеряются физическая величина частоты вращения

ротора НД (N1) и температура воздуха на входе в компрессор ВД (Т2). Оба

варианта являются штатными. При потере сигнала о температуре на входе в

компрессор ВД (Т2) в качестве регулируемого параметра используется N1

(однако этот вариант не является штатным и может быть использован только

для завершении полета).

Система управления

(Рис.

2.62) выполнена по замкнутой схеме с

обратной связью (closed-loop system with feedback). Для повышения надежности

управления электронный блок выполнен двухканальным; в этом случае каждый

из каналов (channel A и channel B) может выполнить все предусмотренные

задачи управления. В частности, предусмотрены автоматический выбор канала,

обеспечивающего контроль с большей точностью, а также возможность обмена

данными между каналами: и в случае выхода из строя различных блоков одного

канала возможно использование данных другого канала.

Система управления использует сигналы: атмосферного давления воздуха

(ambient air pressure Pamb), давления в камере сгорания (burner pressure Pb),

давления на входе в вентилятор (fan inlet pressure P2), давления на выходе из

бустера (booster stage outlet pressure P2.5), давления на выходе из турбины (LP

turbine exhaust pressure P5 (P4.9)), давления на выходе из вентилятора (fan outlet

pressure P12.5), а также сигналы о частотах вращения роторов НД и ВД (N1 и

106

N2), температуре на входе в двигатель (engine air inlet temperature T2) и

положении рычага управления двигателем (throttle resolver angle (TRA)). Кроме

того, от самолетной системы электронного управления (Electronic Centralized

Aircraft Monitoring System (ECAM)) поступают сигналы о высоте полета (altitude

Alt) и числе М (Mach number Mn).

Система

управления

содержит

электронные,

механические,

гидравлические и пневматические устройства. Преобразование одних видов

сигналов в другие производится с помощью различного вида преобразователей:

линейных перемещений в электрические сигналы

- с помощью

преобразователей линейного перемещения

(resolvers или Linear Variable

Differential Transformers

(LVDT)); электрических импульсных сигналов в

гидравлические

сигналы

помощью электрогидравлических

преобразователей (torque motor (TM)) и т.п.

Во всех случаях заданное значение сигнала или параметра

(target)

сравнивается с его текущим значением

(actual); разность между этими

сигналами (error) преобразуется в командный сигнал (command), изменяющий в

конечном счете значение регулируемого параметра. Для повышения качества

переходных процессов система включает линии обратной связи с устройствами,

вырабатывающими корректирующие сигналы (feedback signal).

Устройство дозировки топлива (Fuel Metering Unit (FMU)) представляет

собой гидромеханический регулятор и включает (Рис. 2.63, 2.64):

- дроссельную иглу (fuel metering valve (FMV)) с регулятором постоянного

перепада давлений/сливным клапаном (Pressure Drop Governor and Spill Valve);

- ограничитель частоты вращения роторов двигателя (overspeed valve);

- ограничитель роста давления топлива/клапан выключения подачи

топлива (Pressure Raising and Shut Off Valve (PRSOV)).

Регулятор перепада давлений обеспечивает измерение разности давлений

на FMV и поддержание постоянного перепада за счет слива части топлива на

вход в топливный насос ВД. В этом случае количество топлива, подаваемое в

108

Рис. 2.64. Гидравлическая схема блока FMU

Ограничитель оборотов получает от EEC сигнал о превышении скорости

вращения ротора НД

(N1) или ротора ВД

(N2) через собственный

электрогидравлический преобразователь (TM). Обратная связь обеспечивается с

помощью микровыключателя (microswitch).

Перекрывной клапан (PRSOV) обеспечивает выключение двигателя по

сигналу EEC. Он также может быть приведен в действие переключателем с

приборной доски пилотов. Как и в предыдущем случае, управление

обеспечивается собственными электрогидравлическим преобразователь и

микровыключателем, расположенными в FMU.

Индикация основных

(первичных) параметров

(Primary engine

parameters), характеризующих состояние двигателя, производится постоянно с

109

помощью верхнего дисплея Электронной системы контроля самолета

(Electronic Centralized Aircraft Monitoring

(ECAM); Рис.

2.65). На нем

отображаются: EPR, EGT, N1, N2 и FF.

Рис. 2.65. Индикация параметров двигателя с помощью системы ECAM

Информация о состоянии различных систем самолета отображается на

нижнем дисплее при вызове специальных страниц (page; например - «Starting

system status»; «Thrust reverser system status»; «FADEC system status» и т.п.). При

необходимости проконтролировать состояние двигателя вызывается страница

«Engine».

Рассмотренные выше особенности систем FADEC и ECAM являются

типичными для современных пассажирских реактивных самолетов.

Двигатель на самолете размещается в мотогондоле (nacelle). Мотогондола

самолета Airbus А319/320/321 состоит из (рис. 2.66):

- входного обтекателя

(inlet cowl), который крепится к корпусу

вентилятора;

110

- двух створок вентилятора (fan cowl doors);

- двух створок, образующих канал наружного контура за двигателем и

включающих реверсивное устройство (“C” ducts/Thrust reverser);

Рис. 2.66. Мотогондола: 1, 8 - створки вентилятора; 2,9 - створки канала

второго контура; 3 - пилон, 4 - реактивное сопло; 5 - узлы подвески; 6 -

двигатель, 7 - входной обтекатель

- общего реактивного сопла (common nozzle assembly (CNA)), которое

крепится к заднему корпусу турбины;

- узлов подвески

(engine mounts), включающих передний и задний

монтажные узлы (front mount и rear mount).

На двигателе применено, так называемое,

“холодное” реверсивное

устройство

(Рис.

2.67). Оно состоит из двух решеток

(reverser cascades),

выполненного из графитового композитного материала (graphite composite), В

нерабочем положении решетки реверсивного устройства закрыты створками

(translating cowl).

111

Рис. 2.67. Реверсивное устройство: 1 - блокирующие створки; 2, 3, 4, 7 -

каналы отбора воздуха; 5, 8 - шарниры; 6 - направляющая; 9 - створка канала

охлаждения; 10 - створка реверсора; 11, 13, 14 - лючки для обслуживания; 12,

16 - гидроцилиндры створки реверсора; 15 - решетка

При работе реверсивного устройства створки сдвигаются назад с

помощью 4-х гидроцилиндров (actuators) с винтовыми механизмами (screw

mechanism) и решетки открываются; одновременно канал наружного контура

перекрывается блокирующими створками

(blocker doors; Рис.

2.68). Для

синхронизации работы гидроцилиндров они соединены гибкими валами

(flexible synchronizing cables) через червячные передачи (worm gear).

112

Рис. 2.68. Схема работы реверсивного устройства (а - реверс выключен; b -

реверс включен): 1 - замок реверса; 2 - блокирующая створка; 3 - блокирующие

рычаги; 4 - направляющая решетка; 5 - гидроцилиндр; 6 - внутренняя стенка

створки мотогондолы; 7 - подвижная створка

При

техническом

обслуживании

двигателя

используется

Централизованная система индикации неисправностей

(Centralized Fault

Display System

(CFDS)), предназначенная для выявления, классификации и

индикации неисправностей систем и агрегатов двигателя, управляемых

электронной системой. Одновременно CFDS обеспечивает выдачу информации

по выполнению функциональных тестов отдельных подсистем двигателя.

Работа Централизованной системы индикации неисправностей

базируется на:

- Встроенном оборудовании для тестирования (Built In Test Equipment

(Bite));

Устройстве централизованного отображения неисправностей

(Centralized Fault Display Interface Unit (CFDIU));

- двух Многоцелевых устройств контроля и индикации (Multi-Purpose

Control and Display Units (MCDU)).

113

Система обеспечивает 3 варианта проверок:

- проверку “команда-отклик” (track check), когда сравниваются выходной

сигнал управления и сигнал обратной связи управляемого объекта;

- перекрестную проверку (cross check), когда сравниваются сигналы в

каналах обратных связей блоков А и В электронного регулятора;

- проверку связей

(wraparound check), которая позволяет определить

такие неисправности, как-то: рассоединение или ослабление соединений

штепсельных разъемов, повышение сопротивления, обрыв кабелей и т.п.

Pratt&Whitney PW2000/4000

Семейства двигателей Pratt&Whitney PW2000

(рис.

2.69) и PW4000

созданы на базе ТРДД Pratt&Whitney JT9D в 80-х г.г. прошлого века и имеют

однотипную силовую схему и конструкцию. Оба семейства представляют

собой ТРДД большой степени двухконтурности.

Рис. 2.69. ТРДД PW2000

114

Семейство двигателей Pratt&Whitney PW2000 имеет тягу в диапазоне от

165 до 190 кН (степень двухконтурности

- 6,0; общая степень сжатия

27,6«31,2) и предназначено для самолета Boeing 757.

Тяга двигателей семейства Pratt&Whitney PW4000 (рис. 2.70) лежит в

диапазоне от 230 до 441 кН. Существует 3 подсемейства этих ТРДД:

- PW4000-94 с вентилятором диаметром 94 дюйма (2,4 м) и тягой от 230

до 275 кН (степень двухконтурности - 4,8«5,0; общая степень сжатия -

27,5«32,3) устанавливается на самолетах Airbus A-310; Boeing 747, 767 и

McDonnell Douglas MD-11;

- PW4000-100 с вентилятором диаметром 100 дюймов (2,5 м) и тягой от

287 до 305 кН (степень двухконтурности - 5,0; общая степень сжатия

32,0«35,4) предназначен для самолетов Airbus A-330;

- PW4000-112 с вентилятором диаметром 112 дюймов (2,8 м) и тягой от

386 до 441 кН (степень двухконтурности - 5,8«6,4; общая степень сжатия -

34,2«42,8) предназначен для самолетов Boeing 777.

Все варианты ТРДД PW4000 имею один и тот же базовый газогенератор и

отличаются размерами системы НД: диаметром вентилятора, числом ступеней

подпорного компрессора и турбины НД и т.п.

Конструктивно-силовые схемы ТРДД PW2000 и PW4000 идентичны. В

базовом варианте ротор НД состоит из одноступенчатого вентилятора и

четырехступенчатого компрессора НД, приводимого во вращение

четырехступенчатой турбиной

(в подсемействе PW4000-100 компрессор и

турбина НД имеют по 5 ступеней; в подсемействе PW4000-112 компрессор НД

включает 6 ступеней, а турбина НД

7 ступеней). Основными опорами

являются шариковый подшипник ротора вентилятора/компрессора НД (опора

№1) и роликовый подшипник турбины, размещенный за дисками турбины НД

(опора №4). Третья опора - роликовый подшипник вентилятора/ компрессора

НД (опора №1.5) - является дополнительной.

116

Ротор ВД двухопорный, состоит из 12-ти ступенчатого (PW2000) или ,

11-ти ступенчатого

(PW4000) компрессора, приводимого во вращение

двухступенчатой турбиной. Передняя опора (шарикоподшипник; опора №2)

расположена перед компрессором; задняя (роликоподшипник; опора №3) -

между роторами компрессора и турбины ВД.

Двигатель имеет три силовых рамы:

- переднюю раму (intermediate case) с силовыми стойками, на которую

передаются усилия от трех передних опор (№№ 1, 1.5 и 2);

- корпус камеры сгорания с силовыми стойками в его диффузоре (diffuser

case), через который передаются усилия с задней опоры ротора ВД (№ 3);

- заднюю раму (задний корпус турбины (turbine exhaust case)) с силовыми

стойками, где располагается задняя опора ротора НД (№ 4).

Передняя силовая рама соединена с корпусом камеры сгорания

корпусами компрессора ВД; корпус камеры сгорания с задним корпусом

турбины - корпусами турбины ВД и НД; спереди к передней силовой раме

присоединены корпуса компрессора НД и вентилятора.

Двигатели размещаются на пилонах крыла самолета. Соединение с

силовыми элементами пилона осуществляется в 2-х плоскостях (рис. 2.71).

Основой узел подвески расположен на передней силовой раме (промежуточном

корпусе) и обеспечивает передачу силы тяги, а также фиксацию двигателя в

радиальном и окружном направлениях. Дополнительный узел подвески

размещен на задней силовой раме (заднем корпусе турбины) и обеспечивает

температурные расширения двигателя относительно силовой конструкции

пилона.

На двигателях данных семейств реализуется модульная концепция (рис.

2.72). В соответствии с этой концепцией двигатель разделен на ряд основных

узлов (Major Assemblies).

117

Рис. 2.71. Узлы подвески (а - передний узел подвески (forward engine mount); b -

задний узел подвески (aft engine mount)): 1 - промежуточный корпус: 2 - задний

корпус турбины

Этими узлами являются модули (Build Groups или Module Assemblies);

рабочие лопатки вентилятора

(Fan Blades) и входной конус компрессора

(Compressor Inlet Cone) выделены в отдельные сборочные части двигателя,

называемые Engine Assembly Parts. Модулями двигателя являются:

- компрессор низкого давления (Low Pressure Compressor (LPC), group 72-

31-00);

- ведущий вал компрессора низкого давления (Low Pressure Compressor

(LPC) Drive Shaftt, group 72-32-00);

- корпус вентилятора (Fan Cases, group 72-33-00);

- промежуточный корпус (Intermediate Case, group 72-34-00);

- компрессор высокого давления (High Pressure Compressor (HPC), group

72-35-00);

- диффузор и камера сгорания (Diffuser and Combustor, group 72-41-00);

119

- сопловой аппарат турбины ВД, 1-ая ступень (Turbine Nozzle, group 72-

51-00);

- турбина высокого давления (High Pressure Turbine (HPT), group 72-52-

00);

- турбина низкого давления (Low Pressure Turbine (LPT), group 72-53-00);

- задний корпус турбины (Turbine Exhaust Case (TEC), group 72-54-00);

- угловая и основная коробки

приводов

(Angle Gearbox

(AGB)/Main

Gearbox (MGB), group 72-61-00).

Отличительные особенности

конструкции данного типа ТРДД

сводятся к следующему.

Рабочее колесо вентилятора

имеет бандажированные рабочие

лопатки (в подсемействе PW4000-

112 применяются безбандажные

широкохордные лопатки; рис.

2.73). Для снижения начального

дисбаланса

рабочего

колеса

подбор лопаток осуществляется по

массовому моменту инерции.

Рис. 2.73. Вентилятор PW4000-112

Число лопаток спрямляющего

аппарата вентилятора (fan exit guide

vanes) выбрано из условий снижения

высокочастотного шума

(например, на двигателях семейства PW2000

отношение число лопаток направляющего аппарата к числу рабочих лопаток

составляет

76/36). С целью снижения шума, создаваемого вентилятором,

расстояние между рабочим колесом и направляющим аппаратом превышает

длину хорд профиля лопатки более чем в 2 раза; кроме того, поверхность

наружного контура выстлана шумопоглощающими панелями (noice treatment

layer).

120

Одна из стоек передней силовой рамы выполнена в виде воздухо-

воздушного радиатора (air-to-air heat exchanger; рис.2.74): воздух подается к

радиатору из-за

17-ой ступени компрессора, охлаждается в нем потоком

воздуха из-за компрессора НД и затем направляется для охлаждения корпуса

опоры №3 (No.3 buffer air cooling system).

Рис. 2.74. Схема охлаждения опоры №3

Сварной ротор компрессора НД барабанного типа прикреплен к диску

вентилятора, образуя с ним единый ротор. Его соединение с турбиной НД в

конструкции семейства PW2000 повторяет вариант, применявшийся ранее на

ТРДД семейства JT9D: на длинный вал (low compressor drive shaft), проходящий

через внутреннюю часть всего двигателя, с одной стороны насаживается с

натягом ротор вентилятора/компрессора НД, а с другой - ротор турбины НД

(соединение шлицевое (spline joint)). В семействе PW4000 имеются отдельные

валы вентилятора и турбины НД, которые образуют единый ротор за счет

жесткого шлицевого и болтового соединений.

121

Ротор компрессора ВД барабанно-дисковой конструкции состоит из трех

отсеков (spools): передней цапфы (с диском 6-ой ступени; front hub), барабанно-

дискового ротора (drum rotor) и задней цапфы (с 2-мя последними дисками

компрессора и валом турбины;

(turbine drive shaft)). Диски и барабанные

участки соединены между собой электронно-лучевой сваркой в отсеки; отсеки

соединяются в единый ротор призонными болтами. Для крепления рабочих

лопаток используется соединения

«ласточкин хвост». При этом лопатки

передних ступеней вставляются в продольные (axial blade dovetail slots), а

лопатки задних ступеней - в кольцевые пазы дисков (circumferential dovetail

grooves). В компрессоре в основном используются Ti-сплавы; последние две

ступени изготовляются из Ni-сплавов.

Корпус компрессора состоит из двух частей; передний корпус (корпус с

поворотными НА) имеет горизонтальный разъем

(split front case); задний

корпус кольцевой (annular rear case), куда набираются отдельные НА ступеней

(в результате этот корпус имеет

«двустенную» конструкцию, что снижает

влияние деформаций корпуса при изгибе на радиальные зазоры).

Противопомпажная система компрессора

(compressor airflow control

system) включает:

- кольцо управляемого перепуска воздуха из-за подпорного компрессора в

наружный контур

(воздух отводится через окна, расположенные между

рабочими лопатками и НА последней ступени (2.5 bleed valve));

4 (или 5) рядов управляемых поворотных лопаток НА (variable stator

vanes (VSV)) первых ступеней компрессора ВД (включая входной НА);

- двухпозиционный клапан перепуска воздуха из-за

14-ой ступени

компрессора ВД (14^th stage bleed valve).

Кроме того, следует учесть повышение устойчивости работы

компрессора, связанное со скольжением роторов НД и ВД. Так, на двигателе

PW2037 ротор НД при переходе с взлетного режима на режим «малый газ»

тормозится с 4000 об/мин до 811 об/мин, в то время как ротор ВД - с 11500 до

ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год) - часть 4