Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель АИ-24 1 серии. Техническое описание (1971 год) - часть 1

ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.

Глава I. Общие данные двигателя ................................3

Основные сведения о двигателе........................................3

Основные технические данные двигателя..................................8

Характеристики двигателя ................................................12

Глава II. Компрессор....................................................15

Компрессор низкого давления (КНД)....................................16

Копрессор высокого давления (КВД)....................................23

Глава III. Разделительный корпус..........................................31

Глава IV. Камера сгорания..............................................40

Глава V. Турбина........................................................49

Турбина высокого давления (ТВД)........................................49

Турбина низкого давления (ТНД)........................................53

Корпус задней опоры и реактивное сопло ................................55

Глава VI. Масляная система и системы суфлирования и дренажа двигателя 59

Маслобак............................................................59

Топливно-масляный агрегат 4717Т ........................................62

Маслоагрегат МА-25....................................................65

Воздухоотделитель ВО-25..............................................68

Дистанционный стружкосигнализагор СД-25 ..............................69

Магнитная пробка МП-25................................................69

Работа масляной системы.............................69

Система суфлирования двигателя........................................71

Дренажная система двигателя..........................................72

Глава VII. Топливная система двигателя..................................73

Топливно-регулирующие агрегаты........................................74

Основные технические данные топливных агрегатов........................76

Принципиальная схема работы топливно-регулирующих агрегатов..........79

Глава VIII. Электрооборудование двигателя..... ....................83

Электрическая система автоматики запуска................................83

Работа электрической системы автоматики запуска........................84

Электрические агрегаты двигателя ........................................86

Агрегаты контроля работы двигателя......................................92

Глава IX. Система запуска двигателя........ ......................97

Пусковой двигатель АИ-9...........................99

Воздушный стартер СВ-25.....................

Глава X. Противообледенительная и противопожарная системы двигателя.

Подвеска двигателей ца самолете...............116

Противообледенительная система....................116

Противопожарная система.....................

Подвеска двигателей на самолете....................120

Глава I
ОБЩИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ

ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ

Двухконтурный турбореактивный двигатель АИ-25 (фиг. 1) предназначен для установки на пассажирские и транспортные самолеты местных линий. Двигатель выполнен по двухкаскадной (двухвальной) схеме с осевым одиннадцатиступенчатым компрессором, разделительным корпусом, кольцевой камерой сгорания, трехступенчатой турбиной и реактивным соплом.

Особенность двухкаскадной схемы — разделение ротора компрессора на ротор компрессора низкого давления и ротор компрессора высокого давления. Оба ротора приводятся во вращение соответственно своими турбинами и связаны между собой не механической, а газодинамической связью.

Выполнение двигателя по двухкаскадной схеме позволило:

— применить в компрессоре ступени, имеющие высокий коэффициент полезного действия;

— обеспечить высокие запасы компрессора по помпажу;

— использовать для запуска двигателя пусковое устройство малой мощности, так как при запуске необходимо раскручивать стартером только ротор высокого давления.

Высокая двухконтурность двигателя (т примерно равно2) обеспечила его высокую экономичность.

Компрессор двигателя (фиг. 2)—осевой, дозвуковой, двухкаскадный. Первый каскад — компрессор низкого давления 2, второй каскад — компрессор высокого давления 4.

Компрессор низкого давления (КНД) состоит из входного направляющего аппарата, ротора, статора, передней и задней опор ротора. Входной направляющий аппарат (ВНА)—сварной конструкции. Лопатки входного направляющего аппарата — полые и обогреваются воздухом, подводимым из-за VIII ступени компрессора высокого давления.

Ротор компрессора низкого давления — барабанно-дисковой конструкции, консольно установлен на подшипниках качения (передний — шариковый, задний — роликовый). Вращение ротора осуществляется турбиной низкого давления посредством шлицев, нарезанных на заднем конце вала ротора. Диски ротора закреплены на фланце вала при помощи болтов, а рабочие лопатки в дисках — шарнирно.

Статор компрессора низкого давления представляет неразъемный наружный корпус цилиндрической формы с установленными в нем направляющими

аппаратами и рабочими кольцами. Задним фланцем статор закреплен болтами к разделительному корпусу. Лопатки направляющих аппаратов — сплошные и закреплены в наружном и внутреннем кольцах электроклепкой.

Компрессор высокого давления (КВД) состоит из входного направляющего аппарата, ротора, статора и клапанов перепуска воздуха из компрессора.

Конструкция входного направляющего аппарата КВД позволяет регулировать углы установки лопаток на неработающем двигателе и фиксировать их в нужном положении.

Ротор компрессора высокого давления — барабанно-дисковой конструкции, состоит из дисков, проставок и валов. Все детали стянуты между собой болтами. Ротор вращается на двух подшипниках (переднем— шариковом и заднем — роликовом). На конце заднего вала нарезаны шлицы для установки вала турбины высокого давления. Рабочие лопатки ротора установлены на дисках при помощи замков типа «ласточкин хвост». На внешней цилиндрической поверхности проставок между дисками выполнены гребешки лабиринтных уплотнений.

Статор компрессора высокого давления состоит из неразъемного корпуса цилиндрической формы, направляющих аппаратов и рабочих колец. На наружной поверхности корпуса размещены ресиверы для отвода воздуха при перепуске. Все детали статора и ротора, кроме вала, изготовлены из титановых сплавов. Снаружи компрессор высокого давления закрыт кожухом, образующим внутреннюю поверхность воздушного тракта второго контура.

Между ступенями компрессоров имеются лабиринтные уплотнения. Внутренние поверхности рабочих колец и внутренних колец направляющих аппаратов компрессоров покрыты мягким покрытием.

Разделительный корпус 3, расположенный между компрессорами низкого и высокого давлений, служит для разделения потока воздуха между контурами двигателя, размещения агрегатов и приводов к ним, а также для размещения опор компрессоров. Корпус отлит из магниевого сплава. Наружный и внутренний конусы разделительного корпуса, а также разделительное кольцо связаны между собой шестью радиальными стойками и образуют воздушный тракт наружного и внутреннего контуров двигателя. Разделительный корпус состоит из корпуса, центрального привода и верхней коробки приводов.

Основные приводы агрегатов расположены в нижнем приливе корпуса и приводятся во вращение от ротора компрессора высокого давления через систему шестерен. Приводы, расположенные в верхней коробке. получают вращение от ротора компрессора низкого давления.

Камера сгорания 5 состоит из корпуса, жаровой трубы, топливного коллектора с форсунками и воспламенителей. Корпус — стальной, сварной конструкции. На наружной поверхности корпуса расположены 12 фланцев крепления топливных форсунок; фланцы установки штифтов, фиксирующих жаровую трубу в корпусе, и четыре фланца пустотелых ребер, по которым проходи г воздух, отбираемый от двигателя на нужды двигателя и самолета, и коммуникации двигателя.

Жаровая труба — кольцевого типа, с двенадцатью головками, сварной конструкции, изготовлена из стального листа. Наружный и внутренний кожухи жаровой трубы сварены из отдельных колец, спрофилированных так, что они образуют ряд щелей, через которые для охлаждения стенок поступает вторичный воздух камеры сгорания. Рабочие форсунки — центробежные, одноканальные.

Турбина — двухвальная, реактивная. Одноступенчатая турбина высокого давления 6 приводит во вращение ротор компрессора

высокого давления, двухступенчатая турбина низкого давления 7 приводит во вращение ротор компрессора низкого давления. Направление вращения роторов — левое.

Турбина высокого давления состоит из соплового аппарата I ступени и рабочего колеса.

Сопловой аппарат турбины — разборной конструкции, состоит из наружного и внутреннего колец, между которыми расположены охлаждаемые лопатки.

Рабочее колесо турбины болтами соединено с валом, передающим крутящий момент ротору компрессора высокого давления. Рабочие лопатки попарно установлены в пазы диска. Лопатки—литые, имеют удлиненную ножку, на периферийной части имеют полку с лабиринтными гребешками. Полки лопаток образуют сплошное кольцо.

Турбина низкого давления включает статор и ротор. Статор состоит из наружного корпуса, сопловых лопаток II и III ступеней и внутренних корпусов. Наружный корпус — цельный, точеный, изготовлен из стали, в пазы на его внутренней поверхности установлены лопатки.

Сопловые лопатки — литые, по концам имеют полки, при помощи которых крепятся в корпусах. Внутренние корпуса — сварной конструкции, состоят из кольца, в которое набираются лопатки, диафрагмы и уплотнительного кольца.

Ротор состоит из двух рабочих колес и вала, скрепленных между собой стяжными болтами. Рабочие лопатки II ступени — литые, III ступени— кованые, попарно устанавливаются в пазы дисков, имеют удлиненную ножку и на периферийной части — полку с лабиринтными гребешками. Полки всех лопаток, набранных в диск, образуют сплошное лабиринтное кольцо. Ротор вращается в двух подшипниках: переднем — роликовом, расположенном внутри вала компрессора высокого давления, и в заднем — роликовом, расположенном в корпусе задней опоры. Корпуса турбин закрыты кожухом, образующим внутреннюю поверхность воздушного тракта второго контура.

Масляная система двигателя — замкнутая, циркуляционная, под давлением. Подача масла на смазку осуществляется нагнетающей ступенью маслоагрегата двигателя. Три откачивающих секции откачивают масло из полостей подшипников ротора двигателя и из полости разделительного корпуса.

Охлаждение масла производится топливом в топливно-масляном агрегате (ТМА), установленном в топливной магистрали низкого давления между подкачивающим и основным топливными насосами.

Суфлирование полостей опор подшипников и масляного бака осуществляется через разделительный корпус, для чего все полости соединены между собой трубопроводами. Суфлирование разделительного корпуса производится через центробежный суфлер, расположенный на валике привода воздушного стартера. Очищенный от масла воздух отводится в реактивное сопло второго контура двигателя.

Топливная система двигателя обеспечивает подачу топлива в двигатель в количестве, определяемом положением рычага управления двигателем (режимом работы двигателя) и давлением воздуха на входе в двигатель (режимом полета). Топливно-регулирующие агрегаты осуществляют также дозирование топлива при запуске, приемистости, управление клапанами перепуска воздуха из компрессора, защиту двигателя от превышения оборотов, срыва пламени и выполняют ряд вспомогательных функций.

Запуск двигателя осуществляется воздушным стартером, установленным в нижней части разделительного корпуса. Воздушный стартер получает сжатый воздух от пускового двигателя АИ-9, установленного
на самолете. Циклограмма запуска двигателя осуществляется автоматической панелью запуска двигателя, установленной на самолете.

Система зажигания и электрооборудование двигателя. Зажигание топлива в камере сгорания производится запальными свечами поверхностного разряда, питание которых осуществляется низковольтными катушками. Свечи установлены в воспламенителях камеры сгорания. На двигателе установлен коллектор, в котором собраны электропровода, подведенные к нему от соответствующих штепсельных разъемов. Соединение электрических коммуникаций двигателя с самолетными системами производится двумя штепсельными разъемами.

Система сигнализации о пожаре выдает сигнал о возникновении пожара во внутренних (масляных) полостях двигателя. На двигателе имеются два резьбовых отверстия для установки датчиков-термоизвещателей системы сигнализации: одно — на передней стенке нижнего прилива разделительного корпуса, второе — в трубопроводе суфлирования масляных полостей подшипников турбин. При получении сигнала о пожаре двигатель останавливается, затем подается огнегасящий состав одновременно в полости разделительного корпуса, передних подшипников турбин, заднего подшипника турбины.

Для установки двигателя на самолете предусмотрено шесть мест крепления узлов подвески двигателя. Двигатель оборудован средствами раннего обнаружения неисправностей: сигнализатором опасных вибраций; стружкосигнализатором; системой сигнализации о пожаре, магнитной пробкой; сигнализатором закрытого положения клапана воздушного стартера СВ-25; сигнализатором перепада давлений в топливно-масляном агрегате 4717Т; сигнализатором минимального уровня масла СУЗ-14Т.

Для осмотра лопаток входного направляющего аппарата и лопаток I ступени компрессора высокого давления на разделительном корпусе выполнены смотровые окна, лопатки компрессора низкого давления осматриваются через лючки на корпусе компрессора низкого давления.

ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ

ОБЩИЕ ДАННЫЕ

1. Условное обозначение двигателя............АИ-25 1 серия

2. Тип двигателя...................двухконтурный, турбореактивный. двухкаскадный

направление вращения роторов...........левое (смотря со стороны реактивных сопел)

3. Компрессор:

тип.......................осевой, двухкаскадный

количество ступеней ................................11 (3 ступени каскада

низкого давления и 8 ступеней каскада высокого давления)

суммарная степень повышения давления на взлетном режиме (при Н = О, V=О, MCA)...........8

4. Камера сгорания:

тип........................кольцевая

количество головок ................................12

5. Турбина:

тип........................осевая, двухвальная

количество ступеней ................ три (одна ступень каскада высокого давления и две ступени каскада низкого давления)

Топливная система

Система запуска

Характеристика двигателя

Изменение параметров двигателя в зависимости от температуры окружающей среды

ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

На фиг. 5 представлены высотно-скоростные характеристики на крейсерском (0,85 номинального) режиме работы двигателя в стандартной атмосфере. Скорость полета в характеристиках выражена числом Маха (М), представляющим отношение скорости полета к скорости звука в среде полета.

При М=0 в стандартной атмосфере на всех высотах регуляторы оборотов и расхода топлива взаимно влияют друг на друга, уменьшая расход топлива, выдаваемый регулятором расхода (переходная зона).

На больших скоростях полета подача топлива осуществляется в основном регулятором оборотов (кроме малых высот), который поддерживает

обороты ротора высокого давления постоянными независимо от высоты и скорости полета. С возрастанием высоты при заданном М уменьшается расход воздуха через двигатель из-за падения плотности. Температура газов перед турбиной при этом сначала незначительно уменьшается, так как несколько увеличивается степень расширения на турбине высокого давления вследствие увеличения степени повышения давления в компрессорах из-за понижения температуры воздуха на входе в двигатель.

С дальнейшим увеличением высоты температура газов перед турбиной начинает даже возрастать, так как ухудшаются характеристики узлов двигателя от уменьшения числа Рейнольдса. Изменение температуры газов перед турбиной в зависимости от высоты очень незначительно. Поэтому с увеличением высоты полета вследствие значительного падения расхода воздуха через двигатель уменьшается расход топлива и тяга двигателя. Уменьшение удельного расхода топлива объясняется увеличением степени повышения давления в компрессорах. Обороты ротора низкого давления с увеличением высоты возрастают, так как возрастает степень расширения на турбине низкого давления.

При постоянных оборотах ротора высокого давления на заданной высоте с увеличением скорости полета увеличивается расход воздуха через двигатель ввиду увеличения его плотности от скоростного напора. Температура газов перед турбиной при этом уменьшается, так как несколько увеличивается степень расширения на турбине высокого давления. Расход топлива возрастает, а тяга двигателя уменьшается, потому что падение удельной тяги больше, чем возрастание расхода воздуха через двигатель. Уменьшение удельной тяги и увеличение удельного расхода топлива объясняется большим ростом скорости полета, чем

На малых высотах подача топлива осуществляется регулятором расхода или совместной работой регуляторов оборотов и расхода (переходная зона). Это происходит от того, что на этих высотах полное давление воздуха на входе в двигатель от скоростного напора выше 760 мм рт. ст., и поэтому расход топлива — постоянный, т. е. не корректируется по полному давлению.

При постоянном расходе топлива с увеличением высоты полета на заданной скорости (М = 0,6) резко возрастает температура газов перед турбиной вследствие уменьшения расхода воздуха через двигатель из-за падения его плотности. Это приводит к возрастанию оборотов роторов высокого и низкого давлений. Удельная тяга при этом резко возрастает, что приводит к возрастанию суммарной тяги, несмотря на падение расхода воздуха через двигатель.

Изменение параметров двигателя в высотно-скоростпых условиях на других режимах идентично описанному на режиме 0,85 номинального.

Глава II
КОМПРЕССОР

Компрессор двигателя — осевой, дозвуковой, двухкаскадный, состоит из компрессора низкого давления (КПД) и компрессора высокого давления (КВД).
Компрессор низкого давления предназначен для создания тяги за счет энергии воздуха, проходящего через второй контур двигателя, и для предварительного поджатия воздуха, поступающего в компрессор высокого давления.

Компрессор высокого давления предназначен для окончательного сжатия воздуха, проходящего через первый контур двигателя, и подачи этого воздуха в камеру сгорания.

Компрессоры, состоящие из статоров и роторов, имеют три и восемь ступеней соответственно, разную производительность и степень сжатия.

Статоры компрессоров представляют собой жесткие корпуса, в проточной части которых размещены лопатки спрямляющих аппаратов.

Роторы компрессоров — диско-барабанпой конструкции, механически не связаны между собой и вращаются с разными числами оборотов. Опорами роторов являются подшипники качения. Ротор компрессора низкого давления приводится во вращение двухступенчатой турбиной низкого давления (ТНД), ротор компрессора высокого давления—одноступенчатой турбиной высокого давления (ТВД).

На входе в компрессор низкого давления установлен входной направляющий аппарат (ВНА КНД), предназначенный для снижения относительной скорости воздуха и получения оптимальных углов набегания потока на профиль рабочей лопатки I ступени ротора компрессора.

Для согласования работы каскадов низкого и высокого давлений лопатки входного направляющего аппарата компрессора высокого давления (ВНА КВД) выполнены поворотными. Угол установки лопаток, обеспечивающий оптимальные параметры компрессора, зависит от индивидуальных особенностей двигателя и устанавливается после сборки двигателя.

Проточная часть компрессора выполнена в виде сужающегося кольцевого канала за счет уменьшения наружного и увеличения внутреннего диаметров тракта в компрессоре низкого давления и на первых двух ступенях компрессора высокого давления, а на участке III— VIII ступеней компрессора высокого давления — за счет увеличивающегося внутреннего диаметра при постоянном наружном диаметре тракта.

Лопатки роторов компрессоров передают воздуху внешнюю механическую работу, вследствие чего скорость и давление проходящего воздуха увеличиваются. Лопатки спрямляющих аппаратов статоров создают необходимое направление потоку на выходе из каждой ступени, а также частично преобразуют скоростной напор в давление, т. е. служат для преобразования части кинетической энергии, переданной воздуху лопатками роторов, в потенциальную.

Для расширения диапазона устойчивой работы двигателя при запуске и на малых оборотах в компрессоре предусмотрена система перепуска воздуха.

КОМПРЕССОР НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ (КНД)

Компрессор низкого давления (фиг. 6) состоит из следующих основных узлов: входного направляющего аппарата 1, статора 2, ротора 4, передней 8 и задней 5 опор ротора и рессоры 6.

Входной направляющий аппарат выполнен как неразъемный сварной узел (фиг. 7). На переднем фланце 1 входного направляющего аппарата просверлено 16 равномерно расположенных отверстий 2 диаметром 6,5 мм для крепления самолетного воздухозаборника и четыре отверстия 3 диаметром 7 мм под кронштейны крепления труб обогрева.

Задним фланцем 6 входной направляющий аппарат прикреплен 36 болтами к корпусу компрессора низкого давления.

содержание .. 1 2 ..

//////////////////////////