ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год)

122

7400 об/мин. В результате отношение N1/N2 (обороты ротора НД/обороты

ротора ВД) снижается с 0,35 до 0,11 (т.е., в 3 раза).

Камера сгорания - кольцевая с диффузором срывного типа. Жаровая

труба имеет

24 рабочие форсунки с воздушным распылом (air blast fuel

injectors; рис. 2.75). Поверхность жаровой трубы имеет магниево-циркониевое

защитное покрытие.

Сопловые аппараты турбины

(САТ) ВД выполнены охлаждаемыми:

для этой цели в САТ 1-ой ступени

используется воздух из-за

17-ой

ступени компрессора; в САТ

2-ой

ступени

- из-за

14-ой ступени

компрессора. Рабочие лопатки обеих

ступеней безбандажные монокристал-

-лические охлаждаемые

(shroudless

single crystal internally cooled blades;

охлаждающий воздух подводится из-

за

17-ой ступени компрессора). В

ТРДД PW2000 диск

1-ой ступени

турбины соединяется болтами с

Рис.

2.75.

Рабочая

форсунка

диском

2-ой ступени; последний

воздушным

распылом

(а

- подвод

соединяется с ротором компрессора

топлива; b - движение топлива; с -

подвод воздуха; d

- движение

ВД шлицами. В двигателях семейства

воздуха): 1 - перепускная втулка; 2 -

PW4000 оба диска турбины ВД

фильтр тонкой очистки; 3 - корпус с

фланцем; 4, 5 - завихрители

насажены на шлицевой конец задней

цапфы ротора компрессора.

Число ступеней турбины НД

в основном зависит от мощности,

потребляемой вентилятором. Поскольку ее ротор малооборотный

(максимальная скорость достигается на концах рабочих лопаток вентилятора),

123

то ротор имеет дисково-барабанную схему. Для крепления рабочих лопаток

используется соединение

«ласточкин хвост». Снижение уровня вибраций

достигается применением бандажированных лопаток. Лопатки САТ имеют

наружные полки: в результате возникает, так называемая «двустенная» схема,

существенно снижающая уровень температурных напряжений в конструкции

корпуса турбины.

Турбины НД и ВД, а также задняя часть компрессора ВД снабжены

системой активного управления зазорами

(Active Clearance Control System

(ACCS); рис.

2.76). Для этой цели воздух из-за вентилятора подается к

кольцевым трубопроводам, расположенным вокруг соответствующих корпусов,

и выдувается на их наружную поверхность. Сжатие корпусов вследствие их

охлаждения приводит к уменьшению радиальных зазоров между корпусом и

ротором.

Рис. 2.76. Система активного управления зазорами: 1 - воздушный поток от

вентилятора; 2 - заборник воздуха; 3 - управляющий клапан турбины НД; 4 -

кольцевые трубопроводы компрессора ВД;

- кольцевые трубопроводы

турбины ВД; 6 - кольцевые трубопроводы турбины НД; 7 - управляющий

клапан

124

Проточная часть двигателя

(engine gaspath) может быть осмотрена

визуально или с помощью специальных бороскопических устройств (borescope

insperction). Визуальному контролю и/или осмотру с помощью гибких

эндоскопов через воздухозаборник подвергаются лопатки вентилятора и

компрессора НД. Через выходное устройство таким же образом возможен

осмотр заднего корпуса турбины и лопаток турбины НД.

Проточная часть компрессора ВД, камеры сгорания и турбины ВД

контролируется бороскопическими устройствами через специальные отверстия.

Схема осмотра представлена на Рис. 2.77. Контроль лопаток компрессора ВД,

рабочих лопаток 2-ой ступени турбины ВД и сопловых лопаток 1-ой ступени

турбины НД обеспечивается с помощью жестких эндоскопов (rigid borescopes).

Контроль жаровой трубы камеры сгорания (в том числе горелок и торцов

рабочих форсунок) и лопаток соплового аппарата 1-ой ступени турбины ВД

осуществляется гибкими эндоскопами (flexible borescopes). Прокрутка ротора

ВД при бороскопировании обеспечивается вручную (manual crank) или с

помощью специального воздушного мотора

(air motor; для этой цели

предусмотрен фланец на коробке приводов (main gearbox)).

Двигатели всех семейств оборудованы электронной системой управления

двигателем с полной ответственностью FADEC (следует заметить, что ТРДД

семейства PW2000 были первыми коммерческими двигателями, где в 1983 г.

была использована такая система).

Рис. 2.77. Размещение отверстий для бороскопирования (access ports (AP)). Осматриваются: AP-1 - КНД,

4 ступень; AP-2 - КВД, 5 и 6 ступени; AP-3 - КВД, 6 и 7 ступени; AP-4 - КВД, 8 и 9 ступени; AP-5 - КВД, 10 и

11 ступени; AP-6 - КВД, 12 и 13 ступени; AP-7 - КВД, 14 и 15 ступени; AP-8 - жаровая труба, рабочие

форсунки и ТВД, 1-ая ступень; AP-10 - ТВД, 2-ая ступень и ТНД , 3-ья ступень; AP-11 - ТВД, 1-ая и 2-ая

ступени, рабочие лопатки; AP-12 - ТНД, 5 ступень, сопловые лопатки

126

2.2.2. Трехвальные ТРДД большой степени двухконтурности

В сравнении с двухвальными ТРДД трехвальные ТРДД большой степени

двухконтурности применяются значительно реже. Параметры наиболее

известных двигателей приведены в Табл.4.

Как и в ТРДД двухроторной схемы трехвальный ТРДД отличается

наличием одноступенчатого вентилятора без ВНА, расположенного в передней

(«холодной») части двигателя. Основные отличия трехвального двигателя от

ТРДД двухроторной схемы связаны с тем, что его ротор состоит из трех

механически между собой несвязанных роторов:

- ротора вентилятора (иногда этот ротор называют ротором НД);

- ротора промежуточного (среднего) давления (если используется термин

«ротор вентилятора», то этот ротор называют ротором НД);

- ротора ВД.

Таблица 4

Трехвальные ТРДД большой степени двухконтурности

Наименование

Фирма

Тяга

Применение

двигателя

RB211-524B

4,50

1513

L1011-200,

Rolls Royce

50000 lbf

28,4

lb/sec

Boeing 747

4,30

1151

Boeing 757

RB211-535E

-«»-

40100 lbf

25,8

lb/sec

8,7-

2655-

A380

Trent 900

70000-

-«»-

8,5

50,0

2745

76,000 lbf

lb/sec

10-

2400-

Boeing 787

Trent 1000

53000-

50,0-

-«»-

2670

75000 lbf

52,0

lb/sec

Запорожское

5,6

253

Яковлев Як-

Д-36

МКБ

63,7 kN

20,2

кг/сек

«Прогресс»

-«»-

5,6

760

Антонов Ан-

Д-18

230 kN

25,0

кг/сек

124

-«»-

4,9

233

Туполев Ту-

Д-436

80,3 kN

26,2

кг/сек

334

127

В этом случае конструкция двигателя, естественно, усложняется, так как,

во-первых, по сравнению с двухвальным для его роторов требуется больше

опор (подшипников) и, следовательно, больше силовых рам, где они должны

быть размещены. Во-вторых, в трехвальном двигателе сложнее система

регулирования, так как необходимо управлять тремя роторами.

Однако, газодинамические характеристики трехвального двигателя

улучшаются в связи с возможностью уменьшения

(или даже полного

устранения) срывных режимов при работе компрессора и помпажа двигателя за

счет явления, называемого

«скольжением роторов»

(в этом случае

соотношение частот вращения роторов меняется от режима к режиму и,

например, если двигатель идет с режима «малый газ» на максимальный режим,

то ротор вентилятора раскручивается быстрее, а ротор ВД - медленнее, чем

ротор промежуточного давления). Напомним, что в ТРДД двухроторной схемы

основным средством устранения помпажа являются поворотные направляющие

аппараты нескольких ступеней компрессора ВД

- данный механизм

оказывается достаточно сложным и громоздким. Кроме того, для согласования

работы компрессоров НД и ВД необходима система перепуска воздуха между

ними. Естественно, что это усложняет и конструкцию ТРДД двухроторной

схемы и управление им.

Rolls-Royce Trent 900

Все трехвальные двигатели большой степени двухконтурности,

выпускаемые фирмой Rolls-Royce, имеют одну и ту же конструктивно-силовую

схему.

Первым трехвальным ТРДД фирмы Rolls-Royce был RB.211-22 с тягой

187 кН и степенью двухконтурности m = 5,0, далее был создан RB.211-524 (тяга

от 222 до 270 кН; m = 4,1«4,3), а на его базе - RB.211-535 (тяга 165 до 192 кН;

m = 4,3«4,4). Все двигатели имеют одноступенчатый широкохордный

вентилятор,

7-ступенчатый компрессор

(6-ступенчатый на RB.211-535)

128

промежуточного давления, 6-ступенчатый компрессор ВД, кольцевую камеру

сгорания с 18 горелками (с 24 горелками на некоторых модификациях RB.211-

524 и RB.211-535), одноступенчатую турбину ВД, одноступенчатую турбину

промежуточного давления и 3-ступенчатую турбину НД (вентилятора).

На базе газогенератора двигателя RB.211-524 было разработано семейство

двигателей Trent (диапазоне тяг от 236 до 454 кН). Первым двигателем этого

семейств был Trent 600, предложенный для самолетов McDonnel Douglas MD-

11, а затем для Boeing

747/767; но он так и не был использован. Далее

последовали:

- Trent 700 с тягой 300 и 316 кН, m = 5,0 и диаметром вентилятора 2,47 м

(для Airbus A330 и Boeing 767);

- Trent 800 (с тягой 334...423 кН, m = 5,7«6,2 и диаметром вентилятора

2,79 м (для Boeing 777);

- Trent 500 с тягой 236...267 кН, m = 7,5«7,6 и диаметром вентилятора

2,47 м (для Airbus A340);

- Trent 900 (рис.2.78) с тягой 311...338 (374) кН, m = 8,5«8,7 и диаметром

вентилятора 2,95 м (для Airbus A380);

- Trent

1000 с тягой

236...334 кН, m

= 10,8«11,0 и диаметром

вентилятора 2,85 м (для Boeing 787); степень сжатия у этого двигателя должна

достигнуть 52, а компрессоры промежуточного и высокого давлений имеют

противоположные направления вращения;

- Trent 1700 с тягой 280...334 кН, m = 9,8 и диаметром вентилятора 2,84 м

(для Airbus A385).

Рассмотрим конструктивно-силовую схему ТРДД данных семейств на

примере модификации Trent 900 (Рис. 2.79).

Ротор ВД двухопорный и состоит из

6-ступенчатого компрессора,

приводимого во вращение одноступенчатой турбиной. Опорно-упорная опора

(шарикоподшипник) расположена в передней части ротора; опорная

(роликоподшипник) - за диском турбины.

131

Ротор промежуточного давления трехопорный.

8-ступенчатый ротор

компрессора опирается на две опоры: переднюю - роликовый подшипник и

заднюю

- шариковый подшипник. Одноступенчатая турбина имеет одну

собственную опору - роликоподшипник, расположенный под диском турбины;

второй опорой ротора турбины служит соединение роторов турбины и

компрессора, обеспечивающего передачу крутящего момента, осевой и

поперечной сил.

Ротор НД, состоящий из ротора вентилятора и ротора турбины

вентилятора (НД), также трехопорный. Ротор вентилятора имеет две опоры:

передний роликоподшипник, расположенный за диском вентилятора, и задний

межвальный шарикоподшипник, расположенный внутри ротора компрессора

промежуточного давления (в задней его части; Рис. 2.80). Таким образом,

осевая и часть радиальной нагрузки передается с ротора НД на ротор

компрессора промежуточного давления и затем через его подшипники на

корпус двигателя. 5-ступенчатый (4-ступенчатый в двигателе Trent 700, 6-

ступенчатый в двигателях Trent

1000 и Trent

1700) ротор турбины НД

опирается на собственную опору - роликовый подшипник, расположенный за

дисками турбины, и ротор вентилятора, с которым он связан соединительной

муфтой.

Рис. 2.80. Компрессоры промежуточного давления и ВД двигателя Trent

132

Как можно видеть, подшипники группируются для уменьшения числа

силовых рам. В результате 8 опор трех роторов двигателя размещаются в

четырех силовых кольцевых рамах.

Первая из них, передний корпус компрессора, расположена между

ротором вентилятора и компрессором промежуточного давления - ее силовыми

элементами являются неподвижные лопатки первого ВНА компрессора

промежуточного давления

(на входе в данный компрессор установлен

двухступенчатый ВНА). В этой силовой раме размещены передняя опора

ротора вентилятора и передняя опора ротора компрессора промежуточного

давления.

Вторая рама, промежуточный корпус компрессора, расположена между

роторами промежуточного и высокого давлений - это корпус с силовыми

стойками. В нем размещены шарикоподшипники: задняя опора ротора

компрессора промежуточного давления и передняя опора ротора ВД. Кроме

того, на него передаются нагрузки с межвального шарикоподшипника ротора

вентилятора.

Третья рама, промежуточный корпус турбины, находится между

роторами турбин высокого и промежуточного давлений

- ее силовыми

элементами являются стержни, расположенные внутри сопловых лопаток

турбины промежуточного давления. В данной раме размещены задняя опора

ротора ВД и опора ротора турбины промежуточного давления.

Четвертая рама, задний корпус турбины, расположена за турбиной НД -

ее силовыми элементами являются стойки; в раме размещена опора ротора

турбины НД.

Силовые рамы соединены: передний и промежуточный корпуса

компрессора

- корпусом компрессора промежуточного давления;

промежуточные корпуса компрессора и турбины - корпусами компрессора ВД,

камеры сгорания и турбины ВД; промежуточный и задний корпуса турбины -

133

корпусом турбины НД. Корпус вентилятора соединен с передним корпусом

компрессора направляющими лопатками вентилятора.

Особенностью подвески двигателя на самолете является то, что передние

(основные) узлы подвески присоединяются к развитым фланцам,

расположенным вокруг компрессора промежуточного давления и

составляющим часть промежуточного корпуса компрессора. Задние

(дополнительные) узлы подвески размещаются на заднем корпусе турбины.

Двигатель имеет модульную конструкцию и состоит из (Рис. 2.81):

- модуля вентилятора (LP fan module);

- модуля промежуточного компрессора (IP compressor module);

- промежуточного модуля (intermediate module);

- модуля корпуса вентилятора (LP fan case module);

- модуля коробки приводов (High Speed gearbox module);

- модуля высокого давления (HP system module);

- модуля турбин промежуточного и низкого давлений (IP&LP turbine

module).

Рис.

2.81. Модули двигателя Trent:

1 - модуль вентилятора; 2 - модуль

промежуточного компрессора;

- промежуточный модуль;

- модуль

корпуса вентилятора; 5 - модуль коробки приводов; 6 - модуль высокого

давления; 7 - модуль турбин промежуточного и низкого давлений

134

К особенностям рассматриваемого семейства двигателей следует отнести

широкое использование передовых технологий (которые также применяются на

большинстве современных ГТД, в призводстве которых принимает участие

фирма Rolls-Royce):

- диффузионного процесса (diffusion bonding process) для изготовления

широкохордных лопаток вентилятора;

- электронно-лучевой сварки

(Electron-Beam Welding) для соединения

деталей ротора компрессора;

- литья с направленной кристаллизацией

(directionally solidified casting)

при изготовлении рабочих лопаток турбины;

- монокристаллических (single-crystal) рабочих лопаток турбины ВД;

- метода порошковой металлургии при изготовлении дисков турбины

(powder metallurgy);

- лазерного сверления

(Laser Drilling) для получения отверстий для

прохода охлаждающего воздуха;

плазменного напыления

(Plasma Spraying) для создания

высокоэффективных защитных покрытий и т.п.

В двигателях, выпускаемых фирмой Rolls-Royce, впервые были

применены ряд оригинальных конструктивных решений, позволивших

существенно повысить эффективность и надежность ГТД. К ним относятся:

- трехвальная схема ТРДД (запатентована в 1945 г.; реализована в 60-ых

годах);

- конструкция межвальной опоры, передающей осевую нагрузку с одного

ротора на другой (с ротора вентилятора на ротор промежуточного компрессора;

см., Рис. 2.80);

- конструкция широкохордной лопатки вентилятора

(первоначально

применялась трехслойная лопатка с сотовым заполнителем

(Рис.

2.82); в

дальнейшем полая лопатка, упрочненная внутренней фермой (Рис. 2.83));

136

- сегментная жаровая труба кольцевой камеры сгорания (Рис. 2.54 и 2.84) и

многие др.

Ивченко-Прогресс Д-36

В ЗМКБ

«Прогресс»

(«Ивченко-Прогресс») разработано

3 типа

трехвальных ТРДД. Первым, как указывалось выше, был двигатель Д-36

(рис.2.85; тяга 6500 кгс, масса 1124 кг; самолеты Як-42 и Ан-72/74), затем - Д-18

(тяга до 25830 кгс, масса 4100 кг; самолеты Ан-124/225) и далее - Д-436 (тяга

7500...9400 кгс, масса 1450...1600 кг; самолеты Ту-230/334, Бе-200 и Ан-148).

Все эти двигатели имеют практически одну и ту же конструктивно-

силовую схему. Рассмотрим основные особенности конструкции ТРДД Д-36.

Он имеет модульную конструкцию и состоит из (рис.2.86):

- колеса вентилятора;

- корпуса вентилятора (со спрямляющим аппаратом вентилятора);

- вала вентилятора;

- компрессора НД;

- коробки приводов;

- промежуточного корпуса компрессора с компрессором ВД;

- камеры сгорания;

- ротора турбины ВД;

- промежуточного корпуса турбины (корпуса опор турбин НД и ВД);

- ротора турбины НД;

- турбины вентилятора;

- заднего корпуса турбины (с реактивным соплом внутреннего контура).

Роторная система двигателя состоит из ротора вентилятора, ротора

низкого давления (НД) и ротора ВД.

Рис. 2.86. Модульная конструкция ТРДД Д-36: 1 - колесо вентилятора; 2 - корпус вентилятора; 3 - вал

вентилятора; 4 - компрессор НД; 5 - коробка приводов; 6 - промежуточный корпус компрессора с компрессором

ВД; 7 - задний корпус турбины (с реактивным соплом внутреннего контура); 8 - турбина вентилятора; 9 - ротор

турбины НД; 10 - промежуточный корпус турбины (корпуса опор турбин НД и ВД); 11 - ротор турбины ВД;

12 - камера сгорания

139

Ротор вентилятора двухопорный и состоит из одноступенчатого

вентилятора (двигатель Д-436 имеет подпорную ступень, являющуюся первой

ступенью компрессора НД) и 3-ступенчатой турбины вентилятора (у двигателя

Д-18 турбина

4-ступенчатая). Передняя опора

(шарикоподшипник)

расположена за диском вентилятора (рис.2.87); задняя (роликоподшипник) - за

дисками турбины. Предусмотрена также дополнительная опора скольжения в

районе вентилятора: она вступает в действие при разрушении лопаток

вентилятора; при нормальной работе двигателя в ней имеется зазор. Таким

образом, точнее можно классифицировать такой ротор как двухопорный с

дополнительной опорой.

Рис.

2.87. Вентилятор и передняя силовая рама:

- рабочая лопатка

вентилятора;

- корпус вентилятора;

- панель шумоглушения;

спрямляющий аппарат вентилятора; 5 - вал вентилятора; 6 - передняя опора

ротора НД; 7 - силовая стойка переднего коруса компрессора НД; 8 - опора

ротора вентилятора; 9 - диск вентилятора

140

Ротор НД также двухопорный. Он состоит из

6-ступенчатого

(7-

ступенчатого в Д-18) компрессора и одноступенчатой турбины. Передняя опора

(шариковый подшипник) расположена под передними дисками ротора

компрессора; задняя (роликовый подшипник) - под диском турбины.

Ротор ВД двухопорный и состоит из

7-ступенчатого компрессора,

приводимого во вращение одноступенчатой турбиной. Опоры расположены:

передняя

(шариковый подшипник) внутри ротора компрессора

(рис.

2.88);

задняя (роликовый подшипник) - за диском турбины.

Опоры сгруппированы для уменьшения числа силовых рам. В результате

двигатель имеет 4 силовых кольцевых рамы. Первая из них - передний корпус

компрессора - расположена между между вентилятором и компрессом НД. В

этой силовой раме (рис. 2.87) размещены передняя опора ротора вентилятора и

передняя опора ротора компрессора НД.

Рис. 2.88. Компрессор ВД: 1 - сварная секция ротора компрессора; 2 - задний

вал; 3 - лабиринтное уплотнение; 4 - графитовое уплотнение; 5 - передняя

опора ротора ВД; 6 - упругий элемент опоры; 7 - промежуточный корпус

компрессора

141

Усилия с обеих опор передаются через силовые стойки переднего корпуса

компрессора НД на корпус комапрессора НД и далее на промежуточный корпус

компрессора.

Вторая рама (промежуточный корпус компрессора) расположена между

роторами НД и ВД - это мощный литой корпус с силовыми стойками во

внутреннем и наружном контурах - к наружной части корпуса прикрепляется

корпус вентилятора. В промежуточном корпусе компрессора размещена

передняя опора ротора ВД. Третья рама (промежуточный корпус турбины; Рис.

2.89) находится между роторами турбин ВД и НД - ее силовыми элементами

являются стержни, расположенные внутри сопловых лопаток турбины НД. В

данной раме размещены задняя опора ротора ВД и опора ротора турбины НД.

Четвертая рама (задний корпус турбины) расположена за турбиной вентилятора

- ее силовыми элементами являются стойки; в раме размещена опора ротора

турбины вентилятора.

Рис.

2.89. Промежуточная рама турбины (a - верхняя часть рамы; b -

соединение с корпусом опор): 1 - наружная стенка рамы; 2 - полая лопатка

соплового аппарата; 3 - стержень рамы; 4 - внутренняя стенка рамы; 5 -

САТ турбины вентилятора; 6 - корпус турбины вентилятора; 7 - корпус опор;

8 - наружная обойма подшипника ротора турбины НД; 9 - наружная обойма

заднего подшипника ротора ВД

142

Силовые рамы соединены: передний и промежуточный корпуса

компрессора - корпусом компрессора НД; промежуточный корпус компрессора

и промежуточный корпус турбины - корпусами компрессора ВД, камеры

сгорания и турбины ВД; промежуточный и задний корпуса турбины - корпусом

турбины вентилятора.

Основные узлы подвески двигателя размещены на промежуточном

корпусе компрессора; дополнительные - на заднем корпусе турбины.

2.3. Редукторные ТРДД

Как уже указывалось ранее, увеличение диаметра вентилятора приводит к

росту диаметра и числа ступеней турбины НД (вентилятора) из-за того, что

окружная скорость вращения ротора НД ограничена скоростью концов рабочих

лопаток вентилятора. Оптимизация скоростей вращения роторов турбины НД и

вентилятора может быть решена за счет установки редуктора между ними.

Данные по некоторым редукторным ТРДД (geared turbofan) приведены в

Табл.5.

Таблица 5

Редукторные ТРДД

Расход

Тип

Тяга,

Применени

Фирма

воздуха,

двигателя

lbf

lb/sec

ALF502R-5

Honeywell

6970

5,70

12,2

BAe

146-

200, -200

TFE731-5

-«»-

4500

3,34

14,4

140

BAe 125-800

PW1215G/

Pratt&Whitney

15000

9,0

Mitsubishi

PW1217G

Regional Jet

Рассмотрим особенности конструктивно-силовой схемы подобного

двигателя на примере семейства ТРДД Honeywell (ранее Lycoming) ALF500

(сейчас LF500; Рис. 2.90).

144

Как известно, фирма Lycoming спроектировала ТРДД ALF500 на базе

турбовального двигателя Т55. В настоящее время выпускаются двигатели

ALF502-L/R (используются на самолетах BAe 146 и Canadair Challenger 600) и

LF-507-1F/H (применяется на самолете Avro RJ). Диапазон тяг двигателей этого

семейства составляет 6700...7800 lb; степень сжатия компрессора - 11,6...13,8;

m = 5,7.

Ротор ВД состоит из осецентробежного компрессора (7 осевых ступеней с

последней центробежной ступенью), приводимого во вращение

двухступенчатой турбиной. Ротор двухопорный: передней опорой является

шариковый (опорно-упорный) подшипник; между роторами компрессора и

турбины расположен роликовый (опорный) подшипник.

Ротор НД состоит из ротора турбины и ротора вентилятора, связанных в

окружном отношении через редуктор; в осевом и поперечном направлениях

связи между роторами турбины и вентилятора нет. В связи с этим ротор

турбины НД, включающий 2 рабочих колеса с валом турбины, опирается на

спаренную шарикоподшипниковую опору, расположенную между дисками

турбины, и роликовый подшипник, расположенный на переднем конце вала

турбины - таким образом, осевые и радиальные нагрузки, действующие на

ротор турбины НД, полностью воспринимаются его опорами. Ротор

вентилятора состоит из рабочего колеса вентилятора с двумя подпорными

ступенями, расположенного на валу. Ротор вентилятора также двухопорный:

передняя роликовая опора расположена под диском вентилятора; задняя

шариковая - на заднем конце вала вентилятора. Они также передают с ротора

на корпус все осевые и радиальные нагрузки, действующие на ротор

вентилятора.

Связь между ротором турбины НД и ротором вентилятора в окружном

направлении

(передача крутящего момента) обеспечивается через простой

соосный редуктор с промежуточными (паразитными) шестернями: ведущая

шестерня редуктора закреплена на конце вала турбины; ведомая - вставлена в

145

вал вентилятора. Возможная несоосность между роторами турбины и

вентилятора компенсируется зазорами в зацеплениях редуктора. Следует

заметить, что через редуктор невозможно передать значительную осевую

нагрузку и, таким образом, разгрузить ротор от осевых сил

(в роторах

вышерассмотренных ТРДД осевая сила, передаваемая через опорно-упорный

подшипник, минимизируется, так как осевые силы, действующие на роторы

компрессора

(вентилятора) и турбины, направлены в противоположные

стороны). В результате редукторная схема ТРДД применяется сейчас лишь на

двигателях малых тяг.

Основу статора двигателя составляют три силовые рамы:

- передняя литая силовая рама (роль силовых элементов выполняют

стойки), внутри которой располагается редуктор и его неподвижное звено

(корпус осей промежуточных шестерен) присоединяется к ней; кроме того, на

эту раму передаются нагрузки от обеих опор ротора вентилятора

(они

размещены в конической балке, присоединенной к раме спереди), а также от

передней опоры ротора ВД и переднего подшипника ротора турбины НД (они

размещены в задней части рамы);

- корпус диффузора центробежной ступени компрессора ВД

(роль

силовых элементов выполняют лопатки диффузора), на которую передаются

усилия с задней опоры ротора ВД;

- корпус турбины НД, где роль силовых элементов выполняют сопловые

лопатки второй ступени турбины НД (следует отметить, что использование

сопловых лопаток для передачи подобных нагрузок возможно лишь в

низкотемпературных турбинах); внутри данного корпуса располагается

спаренный шариковый подшипник турбины НД.

Силовые рамы соединяются в единую силовую структуру статора

двигателя следующим образом: передняя силовая рама соединяется с корпусом

диффузора центробежной ступени корпусом компрессора ВД; корпус

диффузора с корпусом турбины НД

- наружным корпусом камеры сгорания.

146

Кроме того, к передней силовой раме спереди присоединяются корпус

подпорных ступеней (в центральной части) и корпус вентилятора (у наружному

фланцу).

Редуктор ТРДД имеет небольшое передаточное отношение (i для ТРДД

ALF502 равно 2,3) и обычно выполняется по схеме соосного многопоточного

простого редуктора с промежуточными (паразитными) шестернями (Рис. 2.91).

Рис. 2.91. Редуктор ТРДД: 1 - вал вентилятора;

2 - ведомая шестерня; 3 -

промежуточная шестерня; 4 - ведущая шестерня; 5 - вал свободной турбины;

6 - неподвижное звено редуктора (корпус промежуточных шестерен)

147

3. ТУРБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ

В турбовинтовом двигателе (ТВД) газовая турбина служит для привода

не только компрессора

(как в ТРД и ТРДД), но и воздушного винта. В

результате тяга создается воздушным винтом (propeller). Точнее, этот тип

двигателя является двигателем смешанной тяги, так как реактивная тяга

создается как воздушным винтом (большая часть, до 95% на стенде), так и

самим двигателем (меньшая часть, около 5% на стенде). Здесь можно отметить,

что для получения максимальной тяги двигателя на стенде желательно, чтобы

98...99% тяги создавалось воздушным винтом и только

1...2% самим

двигателем. Однако, с ростом скорости полета и снижением К.П.Д. воздушного

винта (propeller efficiency) необходимо увеличивать скорость истечения газа из

выходного устройства ТВД.

Поскольку тяга в турбовинтовом двигателе создается винтом и выходной

газовой струей, то необходимо учесть мощность последней. Сумма винтовой

мощности N_prop и мощности газовой струи N_gas называется эквивалентной

мощностью (equivalent horsepower) N_eqv. В полете эквивалентная мощность

определяется, как

N_eqv= N_prop + N_gas = N_prop + G_air V (с - V)/_prop,

где G_air - расход воздуха через двигатель;

c - скорость истечения газа из двигателя;

V - скорость полета (airspeed);

_prop - КПД воздушного винта.

При работе ТВД на месте (V  0) обычно пользуются формулой



 0,91P

eqv

prop

gas

где P_gas

- тяга, создаваемая выходной газовой струей (мощность в данной

формуле измеряется в л.с. (horsepower (h.p.))).

148

Существует, по меньшей мере, три принципиальных отличия

конструкции ТВД от ТРД. Первая особенность связана с тем, что поскольку

большая часть тяговой работы совершается воздушным винтом, большая часть

энергии газового потока должна быть преобразована турбиной в механическую

работу. В результате число ступеней турбины ТВД больше, чем в ТРД. Вторая

особенность связана с тем, что в результате преобразования энергии в турбине

в ней происходит практически полное расширение газов (полное давление

практически равно атмосферному); в этом случае выходное устройство

представляет собой не реактивное сопло (как в ТРД), а диффузорный канал

(divergent channel), где газ не разгоняется, а тормозится (при этом скорость

газовой струи на выходе из двигателя, естественно, превышает скорость полета

и он создает некоторую реактивную тягу). Третье отличие заключается в том,

что, так как оптимальные скорости вращения ротора турбины и воздушного

винта существенно отличаются, то между ними устанавливается редуктор

(reduction gear или gearbox), понижающий частоту вращения ротора турбины в

5...15 раз.

Как уже указывалось ранее, схемы ТВД весьма разнообразны и их

классификация определяется многими факторами. Поскольку характерным

узлом турбовинтового двигателя является редуктор, то, прежде всего, ТВД

классифицируются по его расположению относительно двигателя. Здесь

различают встроенную схему, где редуктор и двигатель образуют единую

конструкцию (Рис. 3.01), и разнесенную схему, в которой редуктор и двигатель

выполняются раздельно и объединяются в силовую установку специальными

силовыми элементами (Рис. 3.02). Возможна также комбинированная схема, в

которой редуктор разделен на две части, где одна часть встроена в

конструкцию двигателя, а вторая выполняется отдельно.

149

Рис. 3.01. ТВД Rolls-Royce Dart

Рис. 3.02. ТВД Allison T56: 1 - тяга соединительной рамы двигатель/редуктор;

2 - кожух ведущего вала двигателя; 3 - осецентробежный компрессор; 4 -

газовая турбина; 5 - выходное устройство; 6 - камера сгорания; 7 - входное

устройство; 8 - редуктор; 9 - вал воздушного винта

Другой вариант классификации связан с конструкцией ротора двигателя.

Простейшая схема включает объединенную турбину, часть мощности которой

потребляется компрессором, а другая часть передается через редуктор на

150

воздушный винт. Более оптимальной является конструкция, состоящая из

раздельных турбины компрессора и турбины винта, называемой также

свободной турбиной. Другие варианты схемы ротора ТВД связаны с

конструкцией его газогенератора. Возможен, например, вариант двухвальной

конструкции, где имеется ротор ВД

(включающий роторы компрессора и

турбины) и ротор НД также включающий роторы компрессора и турбины и

связанный через редуктор с воздушным винтом - примером подобной схемы

может служить, например, ТВД Rolls-Royce Tyne. Дальнейшим ее развитием

является трехвальная

(трехроторная) схема, включающая двухвальный

газогенератор и свободную турбину, связанную через редуктор с воздушным

винтом.

Так как отличительной особенностью ТВД является наличие редуктора,

то возможна классификация в соответствии с его кинематической схемой. Если

ТВД имеют одиночный воздушный винт, то применяются редукторы простой

(как правило, это двухступенчатый редуктор), планетарной или

дифференциально-замкнутой схем. В ТВД с соосными винтами,

вращающимися в противоположные стороны, наиболее простой оказывается

дифференциальная схема редуктора.

Первые ТВД начали разрабатываться еще до Второй мировой войны.

Первым пассажирским самолетом с ТВД стал британский Vickers Viscount с

двигателями Rolls-Royce Dart - свой первый полет он совершил в 1948 г.

ТВД Dart представлял собой двигатель (Рис. 3.01) с двухступенчатым

центробежным компрессором (степень сжатия 5,5), приводимым во вращение

вначале двухступенчатой

(в последующих модификациях использовалась

трехступенчатая турбина), с трубчатой камерой сгорания и двухступенчатым

редуктором простой схемы. Первоначальная мощность двигателя составляла

750 л.с., в дальнейшем она была значительно увеличена. Двигатель Dart стал

одним из самых надежных и распространенных ТВД в мире. Другими широко

известными ТВД или ТВД оригинальной конструкции стали

(Табл.

Pratt&Whitney Canada PT6

(Канада), Garrett AiResearch TPE-331

(США),

Николай Кузнецов НК-12, Александр Ивченко АИ-20 и АИ-24 (все СССР) и др.

151

Таблица 6

Турбовинтовые двигатели

Двигатель

Фирма

Применение

Dart RDa.7

Rolls-Royce

2030

5,6

24 lb/s

Herald

Mk.532

600/800

Tyne RTy.12

-«»-

5095

2219

13,5

47 lb/s

Canadair 400

Mk.515

PT6A-65B

Pratt&Whitne

1100

481 lb

10,0

10 lb/s

Commuter

y Canada

1900, PZL-M-

18,

Be-32

TPE331-3U-

Garrett

904

355 lb

10,3

12 lb/s

Jetstream 3

303V

AiResearch

НК-12МВ

Самарский

15000

2950

9,5

55,8

Туполев

Ту-

НТК им.

кг

кг/сек

114

Кузнецова

АИ-20А

Запорожское

4000

1080

7,32

20,9

Антонов

МКБ

кг

кг/сек

Ан-10/32,

«Прогресс»

Ильюшин Ил-

АИ-24

-«»-

2550

600 кг

6,40

Антонов

кг/сек

Ан-24/26/30

AE 2100

Rolls-Royce

4152/

730/

16,6

Saab2000,

4637

873 кг

C-130

Hercules

Александр Ивченко АИ-24

ТВД АИ-24 был создан на базе двигателя АИ-20 в 1960 г. Он имеет

следующие параметры: мощность - от 2550 до 2820 э.л.с.; удельный расход

топлива - 0,205...0,267 кг топл./л.с. час; степень сжатия - 6,4; температуру

газов перед турбиной - 1150 К; сухую массу - 600 кг.

Данный двигатель, как и ТВД АИ-20, имеет простейшую схему

одновального ТВД с одиночным винтом

(single-propeller turboprop):

трехступенчатая турбина приводит во вращение

10-ступенчатый осевой

компрессор и через редуктор - воздушный винт (Рис. 3.03). Таким образом,

ГАЗОТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (пособие, 2018 год) - часть 5