Лозицкий Л. П., Авдошко М. Д., Березлев В. Ф., Гвоздецкий И. И., Иваненко А. А., Молочнов М. А., Ступников Л. П., Худько М. И. Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУ и Д-30КП (конструкция, надежность и опыт эксплуатации) -------------------------------------------------------------------------------- Издание: Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУ и Д-30КП (конструкция, надежность и опыт эксплуатации) / Л. П. Лозицкий, М. Д. Авдошко, В. Ф. Березлев и др. — М.: Машиностроение, 1988. — 228 с. Scan: Danila - Master of Science (M.Sc.) in Physics Аннотация издательства: В книге описаны конструкции узлов и работа функциональных систем авиационных двухконтурных двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Приведены краткие сведения по теории и особенностям организации рабочего процесса ТРДД. Описание узлов и систем двигателей завершается сведениями об опыте их эксплуатации в подразделениях гражданской авиации. Книга предназначена для инженерно-технических работников эксплуатационных подразделений Министерства гражданской авиации, осваивающих эксплуатацию двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Она может быть полезна также студентам высших и средних учебных заведений МГА. Табл. 3, ил. 201, список лит. 6 назв. Книга в формате DjVu — 4169 кб ОГЛАВЛЕНИЕ Введение (стр. 3) Глава 1. Основные положения теории авиационных двухкоитурных турбореактивных двигателей (стр. 5) 1.1. Схема и принцип действия авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (стр. 5) 1.2. Изменение параметров газового потока (стр. 6) 1.3. Рабочий процесс в двухконтурном турбореактивном двигателе (стр. 7) 1.4. Основные параметры и коэффициенты полезного действия ТРДД (стр. 10) 1.5. Влияние параметров рабочего процесса и степени двухконтурности на удельные параметры ТРДД (стр. 11) 1.6. Дроссельные, высотные и скоростные характеристики ТРДД (стр. 13) Глава 2. Надежность авиационных двигателей (стр. 15) 2.1. Основные определения надежности (стр. 15) 2.2. Количественные показатели надежности (стр. 16) 2.3. Надежность двигателей в эксплуатации (стр. 17) Глава 3. Общие сведения о двигателях Д-30КУ и Д-30КП (стр. 18) 3.1. Конструктивные особенности (стр. 18) 3.2. Основные технические данные ТРДД Д-30КУ и Д-30КП (стр. 20) 3.3. Эксплуатационные режимы работы двигателей (стр. 25) 3.4. Эксплуатационные характеристики двигателей (стр. 27) Глава 4. Компрессор двигателя (стр. 29) 4.1. Принцип работы осевого компрессора (стр. 29) 4.2. Неустойчивая работа (помпаж) компрессора и способы ее предотвращения (стр. 31) 4.3. Основные узлы компрессора. Действующие на них нагрузки (стр. 34) 4.4. Компрессор низкого давления (стр. 35) 4.5. Компрессор высокого давления (стр. 43) 4.6. Опыт эксплуатации компрессора (стр. 54) Глава 5. Разделительный корпус (стр. 55) 5.1. Описание кинематической схемы приводов (стр. 55) 5.2. Разделительный корпус (стр. 56) 5.3. Центральный привод (стр. 57) 5.4. Передняя коробка приводов (стр. 59) 5.5. Задняя коробка приводов (стр. 60) Глава 6. Камера сгорания (стр. 63) 6.1. Краткие сведения о рабочем процессе в камере сгорания (стр. 63) 6.2. Общая характеристика узла камеры сгорания (стр. 64) 6.3. Конструкция камеры сгорания (стр. 66) 6.4. Опыт эксплуатации узла камеры сгорания (стр. 70) Глава 7. Турбина (стр. 71) 7.1. Краткие сведения о рабочем процессе в турбине (стр. 71) 7.2. Общая характеристика конструкции узла турбины (стр. 72) 7.3. Турбина высокого давления (стр. 76) 7.4. Турбина низкого давления (стр. 78) 7.5. Узел задней опоры двигателя (стр. 79) 7.6. Опыт эксплуатации узла турбины (стр. 81) Глава 8. Реверсивные устройства двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 82) 8.1. Общие сведения о реверсивных устройствах (стр. 82) 8.2. Корпус реверсивного устройства (стр. 84) 8.3. Створки, обтекатели реверсивного устройства и противопожарная перегородка (стр. 84) 8.4. Силовые балки и рычаги с тягами (стр. 86) 8.5. Силовые гидроцилиндры реверсивного устройства (стр. 89) 8.6. Механический замок створок (стр. 90) 8.7. Особенности конструкции узла реверсивного устройства двигателя Д-30КП (стр. 91) 8.8. Система управления, блокировки и сигнализации реверсивного устройства (стр. 91) 8.9. Особенности системы управления, сигнализации и блокировки реверсивного устройства двигателя Д-30КП (стр. 103) 8.10. Опыт эксплуатации реверсивных устройств двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 104) Глава 9. Силовые корпуса двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Крепление двигателей (стр. 105) 9.1. Схема силового корпуса (стр. 105) 9.2. Узлы крепления двигателя Д-30КУ (стр. 106) 9.3. Особенности крепления двигателя Д-30КП (стр. 108) Глава 10. Воздушная и противообледеинтельиая системы двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 110) 10.1. Общие сведения о воздушной системе (стр. 110) 10.2. Отбор воздуха для наддува лабиринтных уплотнений полостей опор ротора (стр. 111) 10.3. Отбор воздуха для работы турбины ППО (стр. 111) 10.4. Отбор воздуха для самолетных нужд (стр. 111) 10.5. Отбор воздуха в дренажную систему двигателя (стр. 112) 10.6. Отбор воздуха для перепуска за V и VI ступенями КВД (стр. 112) 10.7. Отбор воздуха к автоматическим устройствам насоса-регулятора (стр. 112) 10.8. Отбор воздуха для охлаждения деталей турбины (стр. 112) 10.9 Противообледенительная система (стр. 112) Глава 11. Система смазки и суфлирования двигателя (стр. 115) 11.1. Принцип работы системы смазки (стр. 115) 11.2. Масляный бак (стр. 117) 11.3. Топливно-масляный радиатор 4845Т (стр. 119) 11.4. Основной масляный насос ОМН-30 (стр. 120) 11.5. Откачивающий масляный насос MHO-1 (стр. 121) 11.6. Откачивающий масляный насос МНО-30К (стр. 122) 11.7. Центробежный воздухоотделитель с фильтром-сигнализатором (стр. 123) 11.8. Центробежный суфлер ЦС-30К (стр. 125) 11.9. Масляный фильтр МФС-30 (стр. 125) 11.10. Термосигнализатор (стр. 126) 11.11. Опыт эксплуатации системы смазки (стр. 126) Глава 12. Основные положения, лежащие в основе теории автоматического управления двигателями Д-30КУ и Д-30КП (стр. 127) 12.1. Программа управления ТРДД на максимальном режиме работы (стр. 127) 12.2. Законы управления ТРДД при дросселировании (стр. 130) 12.3. Регулирование ТРДД на неустановившихся режимах (стр. 132) 12.4. Общая схема управления (стр. 133) Глава 13. Система топливоподачи (стр. 135) 13.1. Схема топливоподачи (стр. 135) 13.2. Подкачивающий топливный насос ДЦН44-ПЗТ (стр. 137) 13.3. Топливная форсунка ФР-40ДСМ (стр. 141) Глава 14. Система управления двигателями Д-30КУ и Д-30КП (стр. 144) 14.1. Общие сведения (стр. 144) 14.2. Насос-регулятор НР-30КУ (стр. 144) 14.3. Исполнительный механизм ИМТ-3 (стр. 147) 14.4. Датчик приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК (стр. 147) 14.5. Температурный датчик ТД-30К (стр. 148) 14.6. Регулятор направляющего аппарата РНА-30К (стр. 149) 14.7. Цилиндр направляющего аппарата ЦНА-30К (стр. 149) 14.8. Центробежный регулятор ЦР-1-30К (стр. 150) 14.9. Заполнение топливом системы каналов агрегатов НР-30КУ, ИМТ-3, ДПО-30К, ТД-30К, РНА-30К, ЦНА-30К и ЦР-1-30К в начальный момент запуска двигателя (стр. 150) 14.10. Работа системы автоматического управления при запуске двигателя (стр. 156) 14.11. Работа системы автоматического управления двигателя на установившихся режимах (стр. 159) 14.12. Работа системы автоматического управления на переходных режимах (стр. 165) 14.13. Работа системы автоматического управления на режимах ограничения (стр. 171) 14.14. Работа системы автоматического управления при останове двигателя (стр. 175) 14.15. Регулировка агрегатов САУ двигателя Д-30КУ (стр. 176) 14.16. Особенности системы автоматического регулирования двигателя Д-30КП (стр. 180) 14.17. Опыт эксплуатации САУ двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 183) Глава 15. Привод постоянной частоты вращения (ППО) (стр. 183) 15.1. Назначение и структурная схема ППО (стр. 183) 15.2. Основные технические данные ППО двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 184) 15.3. Принцип действия и конструкция агрегатов ППО двигателя Д-30КУ (стр. 185) 15.4. Особенности конструкции элементов ППО двигателя Д-30КП (стр. 189) 15.5. Опыт эксплуатации ППО двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 189) Глава 16. Пусковая система двигателя (стр. 190) 16.1. Общие сведения (стр. 190) 16.2. Воздушный турбостартер СтВ-3 (стр. 192) 16.3. Перекрывная заслонка ЗП-44 (стр. 196) 16.4. Воздушный турбостартер СтВ-ЗП (стр. 197) 16.5. Агрегат зажигания (стр. 198) 16.6 Сигнализатор давления МСТ-6 (стр. 199) 16.7. Работа пусковой системы (стр. 199) 16.8. Опыт эксплуатации пусковой системы (стр. 201) Глава 17. Контрольно-измерительная аппаратура (стр. 202) 17.1. Аппаратура контроля вибрации корпуса двигателя (стр. 202) 17.2. Контрольно-измерительная аппаратура (стр. 203) 17.3. Сигнализация критических режимов (стр. 207) Глава 18. Противопожарная система двигателя (стр. 208) Глава 19. Основные особенности технического обслуживания и эксплуатации двигателей (стр. 209) 19.1. Оперативное техническое обслуживание двигателя Д-30КУ (стр. 209) 19.2. Периодическое техническое обслуживание двигателя Д-30КУ (стр. 210) 193. Проверка работы двигателя на земле (стр. 211) 19.4. Особенности эксплуатации двигателей Д-30КУ и Д-30КП в различных климатических условиях (стр. 219) Глава 20. Возможные неисправности двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 220) 20.1. Общие сведения (стр. 220) 20.2. Возможные неисправности (стр. 221) Список литературы (стр. 223) ВВЕДЕНИЕ Двухконтурные турбореактивные двигатели к настоящему времени стали основным типом газотурбинных двигателей (ГТД) для пассажирских самолетов гражданской авиации как у нас в стране, так и за рубежом. При высоких дозвуковых скоростях полета они обладают рядом преимуществ по сравнению с одноконтурными турбореактивными (ТРД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателями. Высокая стартовая тяга, низкий удельный расход топлива, пониженные уровни шума как в крейсерском полете, так и при взлете выгодно отличают их от ТРД. Малая относительная масса, высокие значения тягового КПД, в особенности на высоких крейсерских скоростях полета, соответствующих 0,7 0,9 М, простота конструкции, а следовательно, и эксплуатации являются их преимуществами по сравнению с ТВД. В разработке идеи и создании двухконтурных газотурбинных двигателей велика заслуга отечественных ученых и конструкторов. Впервые схема двухконтурного ВРД, которая может считаться прообразом современных ТРДД, была предложена в 1932 г. К. Э. Циолковским. В 1937 г. советским авиаконструктором А. М. Люлька была предложена схема и разработан проект двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего все основные конструктивные элементы современного ТРДД. Значителен вклад советских ученых и в создание теории двухконтурных двигателей. Основу этой теории составляют труды по реактивным двигателям профессора Н. Е. Жуковского и основоположника современной теории воздушно-реактивных двигателей академика Б. С. Стечкина. Развитию теории двухконтурных турбореактивных двигателей посвящены многие работы советских ученых И. И. Кулагина, Н. В. Иноземцева, В. В. Уварова, П. К. Казанджана, А. Л. Клячкина, С. М. Шляхтенко и др. Практическое создание и внедрение в гражданской авиации двухконтурных двигателей началось в конце 50-х — начале 60-х гг. Первым отечественным двухконтурным двигателем, вошедшим в серийное производство и эксплуатацию в гражданской авиации, является двигатель Д-20П, созданный в конструкторском бюро, возглавляемом П. А. Соловьевым. Этот двигатель в течение ряда лет успешно эксплуатировался на самолете Ту-124. Накопленный при этом опыт был использован в дальнейшем при создании новых, более совершенных ТРДД в ряде конструкторских бюро нашей страны. В результате в конце 60-х и начале 70-х гг. Аэрофлот был оснащен реактивными пассажирскими самолетами с двухконтурными двигателями Д-30 (КБ П. А. Соловьева), НК-8 (КБ Н. Д. Кузнецова), АИ-25 (КБ В. А. Лотарева). Двигатели Д-30КУ и Д-30КП созданы конструкторским бюро под руководством П. А. Соловьева в начале 70-х гг. Характерная особенность указанных двигателей — высокий уровень основных параметров рабочего процесса. В частности, примененные в двигателях значения степени повышения давления и температуры газов перед турбиной соответствовали максимальному уровню этих параметров, достигнутому в мировом авиадвигателестроении к моменту проектирования двигателей. В этих двигателях получили дальнейшее развитие системы охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины, впервые в отечественной практике примененные в двигателе Д-30, а также система автоматического управления топливоподачей. Благодаря высоким значениям параметров рабочего процесса, совершенству конструктивных и технологических решений двигатели Д-30КУ и Д-30КП по удельным параметрам соответствуют, а отчасти и превосходят лучшие зарубежные двигатели этого класса, созданные в те же годы. Конструктивные узлы и функциональные системы двигателей Д-30КУ и Д-30КП имеют много общего, поэтому при их описании в книге в качестве базового принят двигатель Д-30КУ, а для двигателя Д-30КП приведены, главным образом, его отличия. В тех случаях, когда различия очень существенны, приводятся описания узлов, систем и агрегатов обоих двигателей. Современный ГТД является сложной и дорогостоящей машиной, в которой воплощены все последние достижения науки и техники. Поэтому непременным условием успешной эксплуатации авиационных двигателей является глубокое знание летным и инженерно-техническим составом их конструкции, физической сущности явлений и процессов, протекающих в двигателях, а также правил эксплуатации авиационной техники. По мере накопления опыта эксплуатации конкретного типа авиадвигателя конструкторы вносят в его конструкцию соответствующие изменения, технологи совершенствуют процесс его изготовления, эксплуатационники улучшают методы технического обслуживания и применяющееся при этом оборудование. Все перечисленные мероприятия направлены на повышение безопасности, регулярности и экономической эффективности полетов. Поэтому с описанием конструкции двигателей Д-30КУ и Д-30КП в настоящей книге значительное внимание уделено конструктивным изменениям и обобщению опыта эксплуатации. Авторы признательны представителям эксплуатационных подразделений и завода-изготовителя за помощь, оказанную при сборе материалов. Авторы выражают глубокую благодарность генеральному авиаконструктору П. А. Соловьеву и руководимому им коллективу за большую помощь в создании книги. Авторы признательны также сотрудникам кафедры Конструкции и прочности авиационных двигателей КИИГА Г. В. Барановой и Л. И. Левочкиной за помощь в подготовке рукописи к изданию. ================================================================ Экз. Л» 3^3 Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУи Д-30КП (конструкция, надежность и опыт эксплуатации) МОСКВА «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 198 Г. УДК 629.7.036.3(075.3) Авторы: Л. П. Лозицкий, М. Д. Авдошко, В. Ф. Березлев, И. И. Гвоздецкий, А. А. Иваненко, М. А. Молочнов, Л. П. Ступников, М. И. Худько Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУ и Д-30КП (конструк- ция, надежность и опыт эксплуатации)/Л. П. Лозицкий, М. Д. Авдошко, В. Ф. Березлев и др. — М.: Машиностроение, 1988. 228 с. В книге описаны конструкции узлов и работа функциональных систем авиационных двухконтурных двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Приведены краткие сведения по теории и особенностям организации рабочего процесса ТРДД. Описание узлов и систем дви- гателей завершается сведениями об опыте их эксплуатации в подразделениях граж- данской авиации. Книга предназначена для инженерно-технических работников эксплуатационных под- разделений Министерства гражданской авиации, осваивающих эксплуатацию двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Она может быть полезна также студентам высших и средних учеб- ных заведений МГА. Табл. 3, ил. 201, список лит. 6 назв. ВВЕДЕНИЕ Двухконтурные турбореактивные двигатели к настоящему времени стали основным типом газотур- бинных двигателей (ГТД) для пассажирских самолетов гражданской авиации как у нас в стране, так и за рубежом. При высоких дозвуковых скоростях полета они обладают рядом преимуществ по срав- нению с одноконтурными турбореактивными (ТРД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателями. Высокая стартовая тяга, низкий удельный расход топлива, пониженные уровни шума как в крейсерском полете, так и при взлете выгодно отличают их от ТРД. Малая относительная масса, высокие значения тягового КПД, в особенности на высоких крей- серских скоростях полета, соответствующих 0,7... 0,9 М, простота конструкции, а следовательно, и эксплуатации являются их преимуществами по сравнению с ТВД. В разработке идеи и создании двухконтурных газотурбинных двигателей велика заслуга оте- чественных ученых и конструкторов. Впервые схема двухконтурного ВРД, которая может считаться прообразом современных ТРДД, была предложена в 1932 г. К. Э. Циолковским. В 1937 г. советским авиаконструктором А. М. Люлька была предложена схема и разработан проект двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего все основные конструктивные элемен- ты современного ТРДД. Значителен вклад советских ученых и в создание теории двухконтурных двигателей. Основу этой теории составляют труды по реактивным двигателям профессора Н. Е. Жуковского и осново- положника современной теории воздушно-реактивных двигателей академика Б. С. Стечкина. Развитию теории двухконтурных турбореактивных двигателей посвящены многие работы советс- ких ученых И. И. Кулагина, Н. В. Иноземцева, В. В. Уварова, П. К. Казанджана, А. Л. Клячкина, С. М. Шляхтенко и др. Практическое создание и внедрение в гражданской авиации двухконтурных двигателей началось в конце 50-х—начале 60-х гг. Первым отечественным двухконтурным двигателем, вошедшим в серийное производство и эксплуатацию в гражданской авиации, является двигатель Д-20П, созданный в кон- структорском бюро, возглавляемом П. А. Соловьевым. Этот двигатель в течение ряда лет успешно эксплуатировался на самолете Ту-124. Накопленный при этом опыт был использован в дальнейшем при создании новых, более совершенных ТРДД в ряде конструкторских бюро нашей страны. В результате в конце 60-х и начале 70-х гг. Аэрофлот был оснащен реактивными пассажирскими самолетами с двухконтурными двигателями Д-30 (КБ П. А. Соловьева), НК-8 (КБ Н. Д. Кузнецова), АИ-25 (КБ В. А. Лотарева). Двигатели Д-30КУ и Д-30КП созданы конструкторским бюро под руководством П. А. Соловьева в начале 70-х гг. Характерная особенность указанных двигателей — высокий уровень основных пара- метров рабочего процесса. В частности, примененные в двигателях значения степени повышения давле- ния и температуры газов перед турбиной соответствовали максимальному уровню этих параметров, достигнутому в мировом авиадвигателестроении к моменту проектирования двигателей. В этих дви- гателях получили дальнейшее развитие системы охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины, впервые в отечественной практике примененные в двигателе Д-30, а также система автоматического управления топливоподачей. Благодаря высоким значениям параметров рабочего процесса, совершенству конструктивных и технологических решений двигатели Д-30КУ и Д-30КП по удельным параметрам соответствуют, а от- части и превосходят лучшие зарубежные двигатели этого класса, созданные в те же годы. Конструктивные узлы и функциональные системы двигателей Д-30КУ и Д-30КП имеют много общего, поэтому при их описании в книге в качестве базового принят двигатель Д-30КУ, а для двигателя Д-30КП приведены, главным образом, его отличия. В тех случаях, когда различия очень существенны, приводятся описания узлов, систем и агрегатов обоих двигателей. Современный ГТД является сложной и дорогостоящей машиной, в которой воплощены все последние достижения науки и техники. Поэтому непременным условием успешной эксплуатации авиа- ционных двигателей является глубокое знание летным и инженерно-техническим составом их конструк- ции, физической сущности явлений и процессов, протекающих в двигателях, а также правил эксплуата- ции авиационной техники. По мере накопления опыта эксплуатации конкретного типа авиадвигателя конструкторы вносят в его конструкцию соответствующие изменения, технологи совершенствуют процесс его изготовления, эксплуатационники улучшают методы технического обслуживания и применяющееся при этом обо- рудование. Все перечисленные мероприятия направлены на повышение безопасности, регулярности и экономической эффективности полетов. Поэтому с описанием конструкции двигателей Д-30КУ и Д-30КП в настоящей книге значительное внимание уделено конструктивным изменениям и обобщению опыта эксплуатации. Авторы признательны представителям эксплуатационных подразделений и завода- изготовителя за помощь, оказанную при сборе материалов. Авторы выражают глубокую благодарность генеральному авиаконструктору П. А. Соловьеву и ру- ководимому им коллективу за большую помощь в создании книги. Авторы признательны также сотрудникам кафедры Конструкции и прочности авиационных дви- гателей КИИГА Г. В. Барановой и Л. И. Левочкиной за помощь в подготовке рукописи к изданию. ГЛАВА 1 ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ТЕОРИИ АВИАЦИОННЫХ ДВУХКОНТУРНЫХ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ • 1.1. СХЕМА И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ АВИАЦИОННОГО ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ Двухконтурным турбореактивным двигателем (ТРДД) называется газотурбинный двигатель, основной особенностью которого является создание тяги в двух (обычно соосных) контурах. Внутренний контур представляет собой турбореактивный двигатель и состоит из входного направляющего устрой- ства, компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного устройства (реактивного сопла). Этот контур ТРДД принято называть газогенератором. Наружный контур состоит из входного устройства, компрессора (вентилятора, расположенного в кольцевом канале) и выходного устройства. На сжатие воздуха в компрессоре наружного контура расходуется часть мощности турбины внутреннего контура, т. е. часть энергии газогенератора передается в наружный контур. ТРДД могут быть выполнены с раздельным выходом потоков из контуров и со смешением этих потоков (рис. 1.1) в пространстве между турбиной.и реактивным соплом (в камере смешения). В первом случае истечение продуктов сгорания происходит через отдельные реактивные сопла, во втором — через общее реактивное сопло. Принцип работы ТРДД заключается в следующем. Весь поступающий в двигатель воздух проходит через общее входное устройство и компрессор низкого давления (КНД), являющийся общим для обоих Рис. 1.1. Схема ТРДД с камерой смешения и изменение параметров двигателя по проточной части: ------- внутренний контур;----------наружный контур контуров, а затем в корпусе разделяется на потоки, движущиеся по внутреннему и наружному кон- турам. Во входном устройстве и КНД происходит увеличение давления и температуры воздуха. Воздух, поступающий во внутренний контур, проходит через компрессор высокого давления (КВД), в котором происходит дальнейшее повышение его давления и температуры. Из КВД сжатый воздух поступает в камеру сгорания, в которой в результате сгорания топлива осуществляется дополнительное повышение его температуры. Газовоздушная смесь (газ), сжатая и нагретая, поступает в турбины высокого (ТВД) и низкого (ТНД) давлений, в которых происходит расширение и преобразование части тепловой энергии газового потока в механическую работу. Эта работа затрачивается на привод КНД, КВД и аг- регатов двигателя и летательного аппарата. Из турбины газ поступает в камеру смешения и общее реактивное сопло. Воздушный поток, поступающий в наружный контур, продвигается по кольцевому каналу и попа- дает в камеру смешения и общее реактивное сопло, в котором происходит его ускорение с целью создания реактивной тяги. Распределение воздушного потока между контурами в ТРДД характеризуется степенью двух- контурности т, т.е. отношением расхода воздуха через наружный контур (Овц) к расходу воздуха через внутренний контур (GBi). Степень двухконтурности современных ТРДД изменяется в широких пре- делах (от 0,5 до 8 и выше) и может служить характеристикой любого типа воздушно-реактивного двигате- ля (ВРД). Так, для одноконтурного ТРД т = 0 (отсутствует наружный контур), для прямоточного ВРД m = оо (отсутствует внутренний контур), для турбовинтового двигателя т изменяется в пределах от 50 до 100 и выше (наружный контур образуется наружной поверхностью двигателя и границей свободной струи воздуха, проходящей через воздушный винт). В двигателях Д-30КУ и Д-30КП, выполненных по схеме ТРДД со смешением потоков, т = 2,5. Реактивная тяга ТРДД представляет собой суммарную силу реакции потоков газа и воздуха, вытекающих из реактивного сопла двигателя. Реактивная тяга ТРДД со смешением потоков воздуха и газа (при неполном расширении газа в сопле) может быть определена по формуле p = Grlcc+ (pc-pH)Fc-GBlVnj (1.1) где Gr?— суммарный расход газа через двигатель (реактивное сопло); сс — скорость истечения смешан- ной газовой струи из общего реактивного сопла; рс—давление газа на срезе реактивного сопла; Рн — давление окружающей среды; Fc — площадь выходного сечения реактивного сопла; GB? — суммарный расход воздуха через двигатель; Vn—скорость полета. Принимая Gr? = GB?-f-GT?, где GT? — суммарный расход топлива в двигателе, и GT?/GB? = <7 приводим формулу (1.1) к следующему виду: т» /> = Ов1[(1 + <7т)Сс-К„]+(рс-рн)/гс. (1.2) При полном расширении газа в реактивном сопле формулы (1.1) и (1.2) примут следующий вид: P = GrZcc-GBZVn; (1.3) P=G.z[(l+i — Jbn.p JLn.c- (1-7) Индикаторная работа на диаграмме р, V определяется площадью Н — К — Г — С. В ТРДД индикаторная работа цикла расходуется на увеличение кинетической энергии газового потока, протекающего через двигатель, на привод компрессора наружного контура, на преодоление гидравлических сопротивлений в проточной части, трение в подшипниках, трение торцовых поверх- ностей роторов компрессора и турбины о воздух и газ, а также на привод вспомогательных агрегатов. Таким образом, индикаторная работа (Дж/кг) Ь = ии+(с2с-У*)/2 + Ц (1.8) где LKii — работа, затрачиваемая на привод КНД; (d— Кп)/2—увеличение кинетической энергии газо- вого потока, протекающего через двигатель; LT—работа, затрачиваемая на преодоление гидравлических сопротивлений, на трение в подшипниках и торцовых поверхностях роторов и на привод вспомогательных агрегатов. Если из индикаторной работы вычесть составляющую LT, то получим эффективную работу двига- теля Le, отнесенную к 1 кг массы рабочего тела, протекающего через двигатель: Le = Li - Lr = LKII + (Cc2 - VI) /2. (1.9) 8 Таким образом, реальный цикл ГТД состоит из ряда последовательно протекающих процессов (сжатия воздуха во входном устройстве и компрессоре, подвод тепла в камере сгорания и расширения газов в турбине и выходном устройстве). Характер протекания указанных процессов и стремление к наиболее эффективной организации процессов преобразования энергии в отдельных элементах дви- гателя во многом определяют его конструкцию. Реальный термодинамический цикл ТРДД представляет собой совокупность реальных термоди- намических циклов, совершающихся во внутреннем и наружном контурах двигателя. В обоих кон- турах к рабочему телу подводится внешняя энергия в виде тепла или механической работы, в ре- зультате чего рабочее тело совершает полезную работу вследствие изменения его кинетической энергии. Приращение кинетической энергии рабочего тела, полученное в контурах двигателя, частично преоб- разуется во внешнюю работу силы тяги (тяговую работу), затрачиваемую на продвижение самолета в воздухе, и частично теряется вне двигателя. Как уже отмечалось, ТРДД выполняются с раздельным истечением рабочего тела из контуров двигателя и со смешением потоков газа и воздуха. Смешение потоков, поступающих из контуров двигателя, перед общим реактивным соплом поз- воляет получить некоторое увеличение тяги двигателя и уменьшение удельного расхода топлива (на 1,5—3%), а это в свою очередь позволяет уменьшить массу двигателя, упростить его конструкцию и снизить уровень шума. Именно поэтому в последние годы получили преимущественное распростране- ние ТРДД со смешением потоков воздуха и газа. На рис. 1.4 показаны реальный термодинамический цикл внутреннего и наружного контуров ТРДД со смешением потоков воздуха и газа в р, V координатах, а на рис. 1.5 совмещенные циклы. Реальный термодинамический цикл внутреннего контура ТРДД (см. рис. 1.4, а) состоит из следующих последовательно протекающих процессов: скоростного сжатия воздуха во входном устройстве (отрезок политропы Н — В\ при работе дви- гателя на старте этот процесс отсутствует); политропического сжатия воздуха в ККД (отрезок В — ВН); политропического сжатия воздуха в КВД (отрезок ВН — К); процесса подвода тепла в камере сгорания (отрезок /С — Г); политропического расширения газа в турбине (отрезок Г—Т); процесса передачи тепла в камере смешения от газов, вытекающих из внутреннего контура, к воздуху, поступающему из наружного контура (отрезок Т — СМ); политропического расширения газа в общем реактивном сопле (отрезок СМ —С); замыкающего условного изобарического процесса отвода тепла (отрезок С —Я). Работа турбины ТРДД затрачивается как на привод КВД, так и на привод КНД, сжимающего воздух, поступающий в наружный контур. Указанная особенность характерна также для двигателей с раздельным истечением газа и воздуха и для ТРДД со смешением потоков. Однако в ТРДД со смешением потоков расширение газов в турбине производится до тех пор, пока давление газа не станет близким к давлению воздуха за вентилятором, что позволяет уменьшить потери при смешении газа и воздуха. Особенностью рассматриваемого термодинамического цикла внутреннего контура ТРДД является также отвод тепла от газов, поступающих из турбины, в процессе смешения потоков. Как видно из рис. 1.4, а, индикаторная работа цикла (площадь Н — К — Г — С) в этом случае уменьшается на вели- чину, соответствующую площади С — СМ — Г— С.' Однако отведенное тепло не является потерей для двигателя в целом, так как оно используется для подогрева воздуха, поступающего из наружного контура, и, следовательно, способствует увеличению его кинетической энергии. Реальный термодинамический цикл внешнего контура (см. рис. 1.4, б) состоит из следующих последовательно протекающих термодинамических процессов: динамического сжатия воздуха во входном устройстве (отрезок политропы Я —В); сжатия воздуха в вентиляторе (отрезок политропы В — ВН); Рi а) п вн^—.м А\ /г—*с 8) Рис. 1.4. Реальные термодинамические циклы внут- реннего (а) и наружного (б) контуров ТРДД со смешением потоков воздуха и газа \ В Рис. 1.5. Реальный термо- динамический совмещен- ный цикл ТРДД со'сме- шением потоков воздуха и газа подвода тепла к воздуху в камере смешения (отрезок ВН — СМ)\ политропического расширения газа в общем реактивном сопле (отрезок СМ — С); замыкающего изобарического процесса (отрезок С— Я). Внешняя энергия, сообщенная воздуху в наружном контуре в виде механической работы (в венти- ляторе) и тепла (в камере смешения), расходуется на увеличение кинетической энергии потока и преодоление гидравлических сопротивлений. 1.4 ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И КОЭФФИЦИЕНТЫ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ТРДД ТРДД, выполненные по различным конструктивным схемам, могут быть сопоставлены между собой по величинам их абсолютных и удельных параметров. Абсолютными параметрами ТРДД являются тяга двигателя, расход воздуха, масса и габаритные размеры двигателя, удельными — удельная тяга, удельный расход топлива, удельная масса и удельная лобовая тяга. Основным параметром ТРДД является его тяга Р. В настоящее время находят применение ТРДД, развивающие тягу от 3 до 250 кН и более в зависимости от типа и назначения летательных аппаратов, на которых они установлены. Расход воздуха через двигатель 0В?(кг/с) для ТРДД определяется как суммарная масса воздуха, проходящего через внутренний и наружный контуры двигателя в единицу времени, т. е. г lr GBZ = GB, + GBI, (1.10) или, учитывая, что m = 0Bn/OBi, GBZ = GBi(l + m). (1.11) У современных ТРДД при различных значениях тяги расход воздуха изменяется от 5 до 500 кг/с и более. Важными параметрами ТРДД являются его сухая масса Млв (кг) и габаритные размеры: максимальная площадь поперечного сечения (площадь миделя) F (м2) и длина L (м). Уменьшение массы двигателя при прочих равных условиях способствует увеличению дальности полета, грузо- подъемности, улучшению ряда других показателей летательного аппарата. Важное значение имеет уменьшение габаритных размеров двигателя, так как площадь миделя F определяет лобовое сопро- тивление самолета, длина двигателя L влияет на маневренность самолета, а также на компоновку двигателя на летательном аппарате. Последнее особенно существенно для двигателей с форсажными камерами, для ТРДД с камерами смешения, с реверсивными устройствами и устройствами шумо- глушения и др. Удельные параметры позволяют произвести сравнительную оценку конструктивного совершенства ТРДД. Чем больше при прочих равных условиях удельная тяга и удельная лобовая тяга и чем меньше удельный расход топлива и удельная масса ТРДД, тем более совершенным в конструктивном отношении является двигатель. Удельной тягой ТРДД Руд(Н-с/кг) называется отношение тяги двигателя к секундному расходу воздуха, т. е. Рул = Р/0Л1. (1.12) Чем больше удельная тяга, тем меньше при заданной тяге потребный расход воздуха через двигатель, а следовательно, его диаметральные размеры и масса. Удельная тяга современных ТРДД достигает 600 Н-с/кг и выше. Удельным расходом топлива Суд (кг/(Н-ч)) называют отношение часового расхода топлива GT ч к тяге двигателя, т. е. Суд = GT ц/Я = 3600 GTI/P (1.13) или, учитывая, что GT?/GB? = q^ и Я/0В? = Руд, Суд = 3600 (/т/Руд. (1.14) Удельный расход топлива является величиной, характеризующей экономичность двигателя. Удельный расход определяет дальность и продолжительность полета летательного аппарата. Эти показатели будут выше при более низких значениях Суд. Удельный расход топлива современных ТРДД составляет 0,04. . .0,07 кг/(Н-ч). Удельной массой двигателя туд (кг/Н) называют отношение сухой массы двигателя (без топлива, масла и агрегатов самолетных систем) к его тяге, т. е. туд = Л1дв/Р. (1.15) Чем меньше шуд, тем меньше при заданной тяге масса силовой установки летательного аппарата, которая в значительной степени отражается на таких важных характеристиках летательного аппарата, как его скорость, грузоподъемность и дальность. 10 Удельная масса современных ТРДД составляет примерно 0,015 . . . 0,03 кг/Н. Лобовой тягой Рр (Н/м2) называют отношение тяги к лобовой площади, т. е. наибольшей пло щади поперечного сечения двигателя PF = PJP, (1.16) Удельная лобовая тяга современных ТРДД достигает (60. . .90) -103 Н/м2. Удельные параметры двигателя изменяются при изменении скорости и высоты полета, а также режима работы двигателя. В связи с этим сравнительная оценка различных двигателей должна производиться по параметрам, соответствующим одинаковым условиям полета при заданных режимах работы. Обычно сравнение параметров производится для стендовых условий работы двигателя (на месте, у земли, при стан- дартных атмосферных условиях, т.е. при Уп = 0, // = 0, рн = 0,10 МПа и Т» = 288 К). Все авиационные силовые установки представляют собой сочетание тепловой машины, в которой осуществляется преобразование тепловой энергии в механическую, и движителя, который обеспечивает перемещение летательного аппарата. Для оценки эффективности авиационного двигателя как тепловой машины и как движителя ис- пользуют коэффициенты полезного действия (КПД): эффективный, тяговый и полный (общий). Экономичность авиационного двигателя как тепловой машины оценивается при помощи его эффективного КПД. Эффективным КПД двигателя называют отношение эффективной работы реаль- ного цикла двигателя к подведенному в цикле теплу 4,= I./Qi. (1.17) Эффективный КПД учитывает все потери энергии при преобразовании подведенного тепла в полезную работу цикла. К числу этих потерь относятся потери тепла с выходящими из двигателя газами, потери тепла в камере сгорания, потери тепла в окружающую среду через стенки, потери энергии на преодоление гидравлических сопротивлений в двигателе, потери при смешении газового и воздушного потоков и механические потери. Совершенство авиационного двигателя как движителя характеризуется тяговым КПД. Тяговым КПД называют отношение тяговой работы LPJ т. е. полезной работы, затрачиваемой на продвижение летательного аппарата, к эффективной работе, т. е. i\n=*LP/Le. (1.18) Экономичность авиационного двигателя в целом как авиационной силовой установки оценивается полным или общим КПД, который представляет собой отношение тяговой работы к теплу, введенному в двигатель в виде химической энергии топлива, т. е. к затраченному теплу 4o = Lp/Qi. (1.19) Полный КПД равен произведению эффективного и тягового КПД: Т)о = (Le/Q}) (LP/Le) =Г\еГ\п. (1.20) Полный КПД учитывает все потери энергии в процессе преобразования химической энергии топлива в полезную тяговую работу двигателя. 1.5. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА И СТЕПЕНИ ДВУХКОНТУРНОСТИ НА УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТРДД Известно, что при заданных условиях полета и принятом значении гидравлических потерь в проточной части удельная тяга и удельный расход топлива ТРД в основном определяются двумя параметрами: общей степенью повышения полного давления воздуха в компрессоре Лк и температурой газа перед турбиной Т*г. Названные удельные параметры в ТРДД, кроме л* и Г*, определяются также степенью двухконтурности m и степенью повышения полного давления в наружном контуре л*нд. Степень повышения полного давления во внутреннем контуре будем обозначать лк?. Работа внутреннего контура ТРДД характеризуется параметрами Лк? и 7^, в то время как Лкнд определяет работу, передавае- мую в наружный контур, a m— распределение суммарного расхода воздуха между контурами. При определенном сочетании указанных четырех параметров (лк?> Г*, т, Лкнд) потребная тяга ТРДД может быть получена при наиболее приемлемых значениях удельной тяги Рул и удельного расхода топлива Суд. Рассмотрим влияние степени двухконтурности на удельную тягу и удельный расход топлива. При постоянных значениях Лк?, 7^, лкнд и КПД элементов двигателя увеличение степени двух- контурности приводит к увеличению тяги и к уменьшению удельного расхода топлива. В этом, в частности, проявляется принцип присоединения массы в ТРДД, который в данном случае сво- дится к тому, что при постоянном расходе воздуха через внутренний контур и при заданной вели- чине механической энергии, полученной в двигателе как тепловой машине, тяга будет тем большей, а удельный расход тем меньшим, чем большей массе воздуха будет передана эта энергия, т. е. другими словами, чем больший будет расход воздуха через наружный контур. и Руд/#• с/кг) Рис. 1.6. Зависимость удельной тяги РУД и удельного расхода топлива Суд ТРДД от степени двухконтурности т: ----------полетные условия; -------стендовые условия О 1 561т Рост тяги с увеличением степени двухконтурности объясняется следующим. С увеличением т увеличивается расход воздуха через наружный контур; энергия, передаваемая в этот контур, остается неизменной, поэтому уменьшается скорость истечения из контура. При этом увеличение расхода воздуха происходит быстрее, чем снижение скорости, а тяга двигателя, определяемая произведением расхода на скорость истечения, вследствие этого растет. Так как расход топлива, определяемый величинами Лк? и Г*, с увеличением т остается неизменным, то с увеличением тяги уменьшается удельный расход топлива. Удельная тяга ТРДД при увеличении степени двухконтурности уменьшается вследствие уменьшения скорости истечения воздуха. Степень влияния изменения т на удельные параметры двигателя в значительной мере зависит от скорости полета, при которой оценивается это влияние. При увеличении скорости полета от Vn = О (например работа двигателя на стенде) до некоторой величины (Уп>0) интенсивность снижения удельного расхода топлива с увеличением т становится меньшей и, наоборот, удельная тяга снижается интенсивнее. Это объясняется уменьшением разности скоростей (сс — Уп), которая прямо пропорцио- нальна Р и Руд. На рис. 1.6 приведена зависимость удельных параметров Руд и Суд от т для стендовых и полетных условий. Удельные параметры ТРДД существенно зависят от работы, передаваемой из внутреннего контура в наружный. Рассмотрим влияние на Руд и С>л энергии, подводимой к наружному контуру, при неизменных значениях л^, Г?, т и постоянных гидравлических потерях в элементах проточной части двигателя. Если увеличивать степень повышения давления в наружном контуре, то при постоянной подводимой к рабочему телу энергии будет снижаться скорость истечения газа из внутреннего контура и увели- чиваться скорость истечения воздуха из наружного контура. Вследствие этого полная и удельная тяги внутреннего контура уменьшаются, а наружного—уве- личиваются. При значительном различии скоростей истечения из контуров темп изменения этих ско- ростей с увеличением л*нд неодинаков. Скорость истечения из наружного контура увеличивается быстрее, чем уменьшается скорость истечения газа из внутреннего контура. Это приводит к увеличению суммарных полной и удельной тяг двигателя и к уменьшению удельного расхода топлива. Описанный процесс происходит до получения определенного (оптимального) значения л*111ы . После достижения этого значения дальнейшее увеличение л*1( { сопровождается снижением полной и удельной тяг двигателя и увеличением удельного расхода топлива вследствие значительного уменьшения скорости истечения из внутреннего контура при несущественном увеличении скорости истечения воздуха из наружного контура. Таким образом, в двигателе существует оптимальное распределение энергии, характеризующееся степенью повышения давления в наружном контуре ЛкНД , при которой реактивная тяга двигателя опт достигает максимального значения, а удельный расход топлива — минимального. Оптимальному значению степени повышения полного давления воздуха во внутреннем контуре соответствует определенное соотношение скоростей истечения из контуров. При отсутствии потерь на преодоление гидравлических сопротивлений в наружном контуре ЛкНД достигается при равенстве скоростей истечения из обоих контуров. В действительности, с учетом указанных потерь, которые оцениваются КПД наружного контура т|ц, ЛкНДпггтдостигается при соот- ношении Ч)ПТ I Cell/Cell опт = ЛИ- (1.21) Примерные значения г\\\ при дозвуковых скоростях полета составляют 0,78 . . . 0,86. Оптимальная степень повышения давления в наружном контуре Лкнд зависит от степени двухконтурности, полезной работы цикла, скорости и высоты полета. В ТРДД со смешением потоков из контуров (для уменьшения потерь при смешении) целесообразно, чтобы статические давления газа и воздуха, поступающих в камеру смешения, были примерно одинаковы, а разность между скоростями воздушного и газового потоков б&ла минимальной. В этом случае 12 отношение полных давлений воздуха в наружном контуре р*\\ и газа за турбиной р* будет близким к единице. Исходя из этого условия, оптимальное значение степени повышения полного давления в наруж- ном контуре в ТРДД со смешением потоков из контуров ниже ЛкНДо1гг ТРДД с раздельными контурами, что, в частности, способствует уменьшению массы двигателя. При высоких значениях степени двухконтурности из-за увеличения относительной доли потерь в наружном контуре применение смешения потоков нецелесообразно, поэтому при т > 2,5. . . 3,0 смешение потоков обычно не применяют. Влияние параметров рабочего процесса (лк?, 77) на удельные параметры ТРДД (Руд, Суд) харак- теризуется зависимостями, которые качественно не отличаются от аналогичных зависимостей ТРД. С увеличением Лк? при 7^ = const удельная тяга Рул увеличивается, достигает своего максимального значения при ЛкНдопт» а затем снижается. Повышение температуры газа перед турбиной 7^ обусловливает увеличение Руд ТРДД вследствие увеличения скорости истечения газов из реактивного сопла. Рассмотрим изменение Суд при изменении Лк? и 7^. При увеличении Лк? удельный расход топлива уменьшается и достигает минимального значения при некотором значении Лк?, а затем увеличивается. Степень повышения давления Лк?, соответствующую минимальному значению Суд, называется экономической. Экономическая степень повышения давления в КВД принимает более высокие значения при увеличении 7^. При увеличении Лк? вначале Суд снижается вследствие увеличения Рул и уменьшения коли- чества топлива, приходящегося на 1 кг проходящего через двигатель воздуха [как видно из форму- лы (1.14)]. В дальнейшем при увеличении n*v до значений, больших ЛКУЭК, уменьшение Яуд начинает оказы- вать большее влияние на Суд, чем , а затем его увеличение. Это объясняется тем [см. формулу (1.14)], что вначале при повышении температуры удельная тяга Руд растет значительно быстрее, чем *m-1/T* М0----MN(t)-----~^ЩГ МО-1/Гср, где А'(/)—число объектов, неотказавших к моменту времени t\ N(t + Д/)—то же, в момент времени '/ -f АО- • ID Параметр потока отказов восстанавливаемых объектов аналогичен интенсивности отказов и оп- ределяется по формуле <>'<'> = ^ или "'О =1/7*. Статистическая вероятность безотказной работы может быть приближенно вычислена по формуле />*(/)« N(t)/N или Q\t) = 1 - [N(f)/N] = bN/N. С увеличением времени наработки / число неотказавших объектов N(t) стремится к нулю по- этому вероятность безотказной работы (функция надежности) также будет стремиться к нулю. Число отказавших объектов Д# будет стремиться достичь числа всех эксплуатирующихся объектов, поэ- тому вероятность отказа (функция ненадежности) будет приближаться к единице.^ В общем случае независимо от закона распределения вероятность безотказной работы / -!мол t Р(0==е ° -expT-$Mf)оуэ и коэффициентом Аюоо0уэ- Коэффициенты отказов хорошо отражают динамику изменения надежности двигателей в процессе их освоения, производстве и эксплуатации. Так, например, на основе практического опыта было установлено, что коэффициенты отказов в полете в среднем изменяются обратно пропорционально 17 срокам эксплуатации в первой степени, а коэффициенты досрочных снятий — обратно пропорционально корню квадратному из этих сроков, т. е. *ioooom « *юооОП|Д И *1000ДСД.« *ioooflCfl|/V*» где i=l...7—срок с начала эксплуатации, г.; индекс 1 означает, что коэффициенты взяты после первого года эксплуатации. Как видно, коэффициенты Аюоооп уменьшаются более интенсивно, чем 6|ооодсд. Так, через 4 г. с начала эксплуатации ftiooo0n уменьшаются примерно в четыре раза, а Л|ооодсд—только в два. Объяснить это можно следующими обстоятельствами. Отказы в полете, как правило, имеют внезапный характер. Они могут быть обнаружены только методами контроля по штатным бортовым приборам и диагностированием на основе опыта и ин- туиции членов экипажа. Внезапные отказы не всегда приводят к досрочному снятию двигателя. Досрочное снятие двигателей вызывается как внезапным, так и постепенными отказами. Послед- ние могут быть обнаружены на ранней стадии своего развития методами и средствами наземного объективного контроля и диагностирования с использованием ЭВМ. Обеспечение безопасности полетов является первоочередной практической задачей всех служб производства и эксплуатации двигателей. Следует заметить, что по своим последствиям отказы в полете делятся на две категории: отказы, не локализированные внутри двигателя и его гондолы и способные вызвать пожар и раз- рушение элементов конструкции самолета и его систем (эти отказы абсолютно недопустимы); отказы, не локализованные внутри двигателя и его гондолы и способные вызвать пожар и раз- рушение элементов конструкции самолета и его систем (эти отказы абсолютно недопустимы); ции самолета. По причинам возникновения отказы классифицируются на конструкционные, производственные и эксплуатационные. Конструкционные отказы возникают в результате несовершенства или нарушения установленных правил или норм конструирования объекта, занижения запасов прочности и т. д. Ббльшая часть этих отказов выявляется, как правило, в начальный период эксплуатации. Производственные отказы возникают в результате несовершенства или нарушения установлен- ного процесса изготовления или ремонта объекта, выполнявшегося на ремонтном предприятии, не- достаточного контроля качества изготовления, монтажа и испытаний и т. п. Они выявляются глав- ным образом в процессе контрольно-сдаточных испытаний и в начальном периоде наработки. Эксплуатационные отказы являются следствием действия множества факторов, к которым относятся принятая система технического обслуживания и реальное качество обслуживания; квалификация и опыт летного состава; принадлежность парка двигателей к данному управлению гражданской авиации; используемые эксплуатационные режимы работы двигателя; климатические условия; химическая и ме- ханическая загрязненность атмосферного воздуха; естественное старение материалов, износ деталей и т. д. Эксплуатационные отказы проявляются в начальном и последующих периодах эксплуатации, а вероятность их возникновения тем больше, чем больше наработка двигателя. Учесть влияние всех перечисленных факторов на надежность и разработать мероприятия по ее повышению до заданного уровня в настоящее время невозможно без применения современных авто- матизированных средств сбора и обработки необходимой технической информации, новейших средств и методов объективного контроля и диагностирования, без разработки официально утвержденных правил принятия решений. ГЛАВА 3 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЯХ Д-30КУ И Д-30КП 3.1. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ Авиационные двигатели Д-30КУ и Д-30КП представляют собой турбореактивные двухконтурные двухвальные двигатели со смешением потоков газа наружных и внутренних контуров. Двигатель Д-30КУ предназначен для установки на дальнем магистральном самолете Ил-62М, а Д-30КП — на транспортном самолете Ил-76. Эти двигатели выполнены по одной конструктивной схеме и имеют очень незначительные отличия, поэтому в данной работе описывается конструкция ТРДД Д-30КУ и только при наличии отличий приводятся сведения о ТРДД Д-30КП. Двигатель (рис. 3.1. и 3.2) состоит из следующих основных узлов: компрессора, разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов, камеры сгорания, турбины и выходного и реверсивного устройств. Компрессор двигателя двухкаскадный, осевой; I каскад—КНД—имеет I сверхзвуковую ступень и приводится во вращение ТНД; II каскад — КВД—приводится во вращение ТВД. Разделительный корпус предназначен для разделения потока воздуха между контурами, а также для размещения деталей центрального привода к передней (ПКП) и задней (ЗКП) коробкам при- 18 Рис. 3.1. ТРДД Д-30КП (вид слева). Реверсивное устройство в положении ПРЯМАЯ ТЯГА Рис. 3.2. ТРДД Д-30КП (вид справа). Реверсивное устройство в положении ОБРАТНАЯ ТЯГА водов. Разделительный корпус является силовым узлом, несущим детали крепления двигателя к само- лету, и служит опорой роторов КНД и КВД. Камера сгорания трубчато-кольцевая, расположена между компрессором и турбиной. В ее конструк- ции предусмотрена возможность осмотра и замены жаровых труб, газосборников, форсунок и других деталей при частичной разборке двигателя. Турбина двигателя осевая, реактивная, состоит из ТВД и ТНД. Диски, сопловые и рабочие лопатки обеих ступеней ТВД охлаждаются воздухом, в четырехступенчатой ТНД охлаждаются только диски. Задняя опора турбины является силовым узлом, на котором располагаются детали крепления задней подвески двигателя к самолету. Выходное устройство имеет камеру смешения и дозвуковое, нерегулируемое реактивное сопло. Реверсивное устройство имеет две наружные отклоняющиеся створки; система управления этим устрой- ством— гидравлическая, замкнутая, автономная. Агрегаты, обеспечивающие работу двигателя и самолета, установлены на двух коробках приводов, расположенных в нижней части двигателя (передняя установлена на разделительном корпусе, задняя — на подвесках во впадине наружного кожуха камеры сгорания). Для работы генератора переменного тока с постоянной частотой вращения двигатель оборудован дифференциальным приводом постоянной частоты вращения (ППО) с воздушной турбиной. 19 Управление двигателем осуществляется из кабины экипажа рычагами ГАЗ—РЕВЕРС и ОСТАНОВ. Рычаг ГАЗ — РЕВЕРС комбинированный и состоит из основного рычага управления двигателем (РУД — управление прямой тягой) и дополнительного рычага управления реверсивным устройством (РУР— управление обратной тягой). Запуск двигателя автоматический и осуществляется от воздушного стартера. Регулирование подачи топлива в камеру сгорания при неизменном режиме работы и различных условиях полета производится автоматически по программе лвд = const с учетом требований защиты узлов от тепловых и механических нагрузок. В двигателе используется электронная система зажигания, в которую входят агрегат зажигания и две свечи поверхностного разряда. Масляная система двигателя автономная, нормально замкнутая, циркуляционная. Все ее агрегаты расположены на двигателе. Двигатель оборудован следующими системами защиты и раннего обнаружения неисправностей: системами ограничения максимальной частоты вращения роторов КВД и КНД и максимального давления воздуха за КВД; системой ограничения температуры газа за турбиной на основных режимах работы двигателя; системой защиты от опасных частот вращения турбины ППО, воздушного турбостартера и ге- нератора переменного тока; противообледенительной системой (ПОС) воздухозаборника, обтекателя передней опоры и лопаток ВНА КНД; системой сигнализации и пожаротушения внутри двигателя; системой контроля и сигнализации о вибронагрузках двигателя; сигнализацией о наличии металлической стружки в масляной системе; сигнализацией о перепаде давлений на основном топливном фильтре; сигнализацией о минимально допустимом давлении топлива в насос-регуляторе; сигнализацией о минимально допустимом давлении масла на входе в двигатель. На двигателе установлены датчики контрольно-измерительной аппаратуры масляной системы и системы топливоподачи, реверсивного устройства, положения регулирующих органов механизации комп- рессора, температуры газа за турбиной и т. д. 3.2. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ТРДД Д-30КУ И Д-30КП Характеристика Д-30КУ Д-30КП Характеристика Общие сведения Направление вращения роторов (со стороны реактивного сопла) Компрессор Число ступеней: КНД КВД Степень повышения давления в САУ: на взлетном режиме в КНД в КВД суммарная на максимальном продолжитель- ном режиме в КНД в КВД суммарная Механизация КВД Камера сгорания Турбина Число ступеней: ТВД ТНД Выходное устройство Площадь на срезе реактивного соп- ла, м2 Реверсивное устройство Сухая масса двигателя, кг: без реверсивного устройства с реверсивным устройством Левое Осевой, двухкаскадный 3 11 2,0 ±0,1 8,7 ±0,1 17,4 ± 0,2 Сухая масса с изделиями, установ- ленными на ТРДД и не -входящими в его сухую массу, кг: без реверсивного устройства с реверсивным устройством Габаритная длина, мм Габаритный диаметр без учета вы- ступающих патрубков,, кронштейнов и агрегатов, мм Д-30КУ Д-30КП 2568 + 2% 2953 + 2% 5698-t 10 2985-1-2% 5448 it 10 1560 1,87 ± 0,1 8,3 ± 0,1 15,45 ± 0,2 2,08 it 0,1 9,35 it 0,1 19,45 it 0,2 Система смазки и суфлирования МК-8, МК-8П и их смеси 0,9 1,87 ±0,1 8,45 ±0,1 15,57 ±0,2 Клапаны перепуска воз- духа (КПВ) за V и VI ступенями КВД и регу- лируемый входной на- правляющий аппарат (РВНА) КВД Трубчато-кольцевая с 12 жаровыми трубами Осевая, реактивная 2 4 С камерой смешения 0,83 Двухстворчатое 2300-1-2% 2650-1-2% Сорт масла Расход масла, кг/ч Давление масла на входе в двига- тель, МПа: на малом газе, не менее на всех режимах Температура масла на входе в дви- гатель, °С: максимально допустимая минимально допустимая Максимально допустимая темпера- тура масла на выходе из двига- теля, °С Прокачка масла на максимальном продолжительном режиме при /м>х»80"С, кг/мин Теплоотдача в масло на максималь- ном продолжительном режиме при * —SO*С, кДж/мнн мм Объем масляного бака, л Количество заливаемого в бак масла (по мерной линейке без учета 8 л в отсеке отрицательной перегруз- ки), л 0,25 0,35 . . . 0,45 -1-80 — 30 -|- 120 30 ... 39 23000 39,5 27 ±1 25 ±1 20 Продолжение Характеристика Д-30КУ Д-30КП Мыиымяпкип nnnvrruunp кплмиргтнп Характеристика » масла в баке (без учета 8 л), л Избыточное давление воздуха в ба- ке, МПа Основной масляный насос: производительность нагнетающей ступени на максимальном продол- жительном режиме при противо- давлении 0,4 МПа, л/мин производительность откачиваю- щей ступени на максимальном продолжительном режиме при про- тиводавлении от 0,10 до 0,15 МПа, л/мин Откачивающий масляный насос Суммарная производительность от- качивающего масляного насоса На максимальном продолжительном ре- жиме при противодавлении от 0,10 до 0,15 МПа, л/мин Откачивающий масляный насос из полости передней опоры КНД Производительность откачивающего масляного насоса из полости перед- ней опоры КНД при противодавле- нии 0,10 ... 0,15 МПа на максималь- ном продолжительном режиме, л/мин Центробежный воздухоотделитель с фильтром-сигнализатором Центробежный суфлер Основной масляный сетчатый фильтр 0,05 ОМН-30, шестеренчатый с одной нагнетающей и одной откачивающей сту- пенями, 1 шт. 35 ... 45 90 МНО-ЗОК, шестеренча- тый, четырехступенчатый, 1 шт. 170 МНО-1, шестеренчатый, одноступенчатый, 1 шт. 40 ЦВС-30, 1 шт. ЦС-30, 1 шт. МФС-30, 1 шт. Система топливоподачи Сорт топлива (рабочего и пускового) Подкачивающий топливный насос: абсолютное давление топлива на входе в насос при работе на ус- тановившихся режимах, МПа избыточное давление на выходе, МПа кратковременное (в течение 1...2 с) превышение давления топлива на выходе из насоса, МПа производительность на земле, л/ч Топливные форсунки двигателя: давление включения II контура, МПа максимальное давление перед фор- сунками, МПа топливно-масляный радиатор (ТМР): число топливных фильтров тонкость фильтрации топлива, мкм давление открытия перепускного клапана, МПа Система автоматического управления Насос-регулятор: давление топлива на входе, МПа максимальная производитель- ность, л/ч ТС-1, Т-1 и их смеси ДЦН44-ПЗТ, центробеж- ный 1 шт. 0,08 . . . 0,255 0,28 . . . 0,32 0,6 7800 ФР-40ДСМ, центробеж- ные, двухконтурные, дву- хсопловые, 12 шт. 1,5 db 0,1 6,5 4845Т, 1 шт. 2 30 ,0,Об±ГоЫ5 НР-ЗОКУ | НР-ЗОКП 0,18. . .0,29 частота вращения, соответствую- щая началу автоматического уп- равления (НАУ), об/мин частота вращения, соответствую- щая переключению заслонки отбо- ра воздуха (ЗОВ) на ПОС дви- гателя с XI на VI ступень КВД при увеличении режима, об/мин частота переключения ЗОВ с VI на XI ступень КВД, об/мин, при дросселировании при сбросе газа частота отключения стартера, об/мин Датчик приведенных частот враще- ния: частота закрытия КПВ, об/мин, при увеличении режима при проверке приемистости частота открытия КПВ, об/мин, при дросселировании при сбросе газа Температурный датчик Регулятор РВНА КВД: приведенные частоты вращения, начала перекладки РВНА с угла установки —35° на —5° об/мин, при увеличении режима при проверке приемистости приведенные частоты вращения окончания перекладки с — — 5,° об/мин, при увеличении режима 35° на при проверке приемистости приведенные частоты вращения начала перекладки с — 5°до — 35^с об/мин при дросселировании при сбросе газа приведенные частоты вращения окончания перекладки с —5° на — 35f об/мин при дросселировании при сбросе газа Цилиндр направляющего аппарата Центробежный регулятор частоты вращения ротора ВД Частота ограничения ротора НД, об/мин Клапаны КПВ за V и VI ступеня- ми КВД Максимальное давление топлива, МПа: в гидроцилиндрах КПВ в гидроцилиндре управления ЗОВ Д-30КУ Д-30КП 9200 ± 50 8700 ± 150 (78,5... 81%) 8700±Щ! (77,5. ..81%) >7700 (70,5%) 4200±Йо (36,5. ..40,5%) ДПО-ЗОК, I шт. 8600± 150 (77,5. . .80%) <9050 <83,5% | ^83% 86QO±ii!! (76,5. ..80%) >8000 ^73,5% | >73% ТД-ЗОК, 1 шт. РНА-ЗОК, 1 шт. 8100± 150 (73. . 76%) 8100±/18 (73. . .77,5%) 9800 ± 150 (88,5. . . 91,5%) 9800+,11! (88,5. ..93%) 9800±J8i! (86,5. . .91,5%) 9800±Й8 (85,5... 91,5%) 8100± 181! (71 ...76%) 8100±S (70. ..76%) ЦНА-ЗОК, гидравличес кий, 1 шт. ЦР-1-ЗОК, 1 шт. 5060±'Й (93,5. . .95%) 6 шт. 6 6 Воздушная пусковая система Источник сжатого воздуха 8300 ± 100 Параметры воздуха на входе в стар- тер: максимально допустимое абсолют- ное давление перед закрытой за- слонкой, МПа, при кондиционировании Ту р боком п рессорный стартер-энергоузел ТА-6А, аэродромная установка, компрессор работающего двигателя 1,2 ± 0,063 21 Продолжение Характеристика перед запуском при запуске минимально допустимое абсолют- ное давление (после заслонки на высоте Н = 2,5 км и температуре окружающей среды /„ = -|- 30°С с учетом потерь в проточной части) при запуске максимальная температура возду- ха перед воздушным турбостарте- ром, К Пусковое устройство: МОЩНОСТЬ При Лет = 3500 Об/МИН, давлении рвх = 0,358 МПа и тем- пературе воздуха на входе /вх = = 177°С в стандартных атмосфер- ных условиях, кВт избыточное давление на входе, МПа частота вращения КВД, соответст- вующая отключению воздушного турбостартера, об/мин предельная частота вращения вы- ходного вала, об/мин Сигнализатор давления: напряжение питания, В избыточное давление воздуха пе- ред воздушным турбостартером, ограничиваемое сигнализатором, МПа Система зажигания Д-30КУ Д-30КП 0,7 ± 0,04 0,54 ± 0,04 0,256 <565 Воздушный турбостартер СтВ-ЗТ, 1 шт. 99,4 ± 7,4 0,36 — 0,03 4200±ЙЙ (36,5 . . . 40,5%) (36... 40,5%) 5600+-ои МСТ-6, малогабаритный, унифицированный, тепло- стойкий, с демпфером Д59-2, 1 шт. 27 ±10% 0,6 ± 0,04 Агрегат зажигания: напряжение питания, В время работы при запуске, с Свечи зажигания Автоматическая панель запуска дви- гателя: время работы АПД-55, с, при холодной прокрутке при нормальном и ложном за- пусках при запуске в воздухе Время выхода на малый газ, с: на земле в полете Температура газа за турбиной при запуске, °С Запуск двигателя в полете от авто- ротации при полете на высоте, км шт. СКНА-22-2А, 1 27 ±10% 29 ±2 СП-06ВП-3, 2 шт. АПД-55, 1 шт. 30 ±3 56 ±4 47 ±3 40 ... 80 < 120 <550 <9 Привод постоянной частоты вращения (ППО) Генератор переменного тока: номинальная частота вращения, об/мин направление вращения Регулятор привода ППО: передаточное число относительно ротора генератора направление вращения давление топлива на входе в плун- жерный насос, МПа Исполнительный механизм системы коррекции частоты переменного тока: точность поддержания частоты вращения ротора генератора на ус- тановившихся режимах при вы- ГТ40П46 I ГТ60П46А 600 ± 60 левое РППО-ЗОК |РППО-ЗОКП 0,627 левое 0,18.. .0,29 МКЧ-62ТВ серии 2, 1 шт. Характеристика Д-30КУ Д-30КП ключей ной системе коррекции и положений кулачка корректора на упорах, % точность поддержания частоты вращения ротора генератора на установившихся режимах при включенной системе коррекции, % нагрузка на .генератор при про- верке приемистости двигателя (ча- стота переменного тока / ^ 430 Гц), кВ-А время запуска и раскрутки ППО до получения частоты переменного тока / = 376 ± 1 % Гц, с кратковременное «4с) превы- шение частоты тока при запуске ППО, % максимально допустимая частота вращения генератора, об/мин Турбина ППО: передаточное число от турбины к генератору направление вращения рабочая частота вращений, об/мин предельная частота вращения, об/мин Дифференциальный сигнализатор давления: разность давлений воздуха, при которой срабатывает сигнализа- тор, МПа напряжение питания, В Блок заслонок ППО: число заслонок электромагнит аварийной заслон- ки ±5 ±1 ^5 <7 <7 7050 ± 200 Воздушная Переменное Правое 5000 . . . 34600 58470 db 1030 ДСД-1,6, пневмоэлектри ческий, 1 шт. 0,16 ±0,02 27 ±10% 2' шт. ЭМТ-171, 1 шт. Тип Система управления реверсивным устройством Гидравлический Рабочая жидкость Допустимая температура рабочей жидкости на входе в насос, °С Насос гидравлический Объем гидробака, л Количество заливаемой в бак жид- кости при заполненной системе и гидроаккумуляторах, л: заряженных разряженных Минимально допустимое количество жидкости в гидробаке при заряжен- ных гидроаккумуляторах и заполнен- ной системе, л Перепад давлений, при котором от- крывается клапан: МПа: наддува предохранительный Распределительный кран: момент сопротивления при перево- де РУР, Н/м Автомат разгрузки насоса: давление переключения насоса на холостой режим при /„ = 20... 60°С, МПа давление включения насоса для подачи жидкости в систему при /„ = 20 .. . 60°С, МПа Примечание. При /н = = — 60°С допускается повышение или снижение давления включения АМГ-10 — 40 ... +80 НП25-5, поршневой, 1 шт. 20 12 17 14 19 0,016 ±0,004 0,053 ± 0,005 КР-40, 1 шт. 200 ГА121М-3, 1 шт. О I + I .5 •6 1-0.7 16±1,2 22 Продолжение Характеристика насоса соответственно на 2,5 и 1 МПа относительно указанного значения давление начала открытия предо- хранительного клапана при /н = = 20°С, МПа Термический клапан: давление открытия, МПа давление закрытия, МПа Гидравлические фильтры на линиях: нагнетания всасывания Перепад давлений, при котором от- крывается перепускной клапан, МПа Гидравлический аккумулятор: объем гидравлической полости при давлении 21 МПа, см3 максимальное давление азота при зарядке аккумулятора, МПа объем азотной полости при давле- нии зарядки 10 МПа, см3 давление азота в гидроаккумуля- торе при нулевом давлении жид- кости (рнорм — рекомендуемое; Рттдоп — минимально допустимое): Д-30КУ Д-30КП 23,5+' ГА133-100-4К, 1 шт. 25 ... 28,5 22 ... 23 8Д 2966016-2, 1 шт. 8Д 2966018-1, 1 шт. 0,7±? С5314-10, 4 шт. 1300 20,0 250 *и°С 60 40 20 0 — 20 -40 -60 Рнорм, МПа 12,25 ± ±0,5 11.5 ± ±0,5 10,7 ± ±0,5 10,0 9,25 ± ±0,5 8,5±0.5 7,75 ± ±0,5 Рт\п доп' 10,75 10,0 9,25 8,5 7,75 7,0 6,25 МПа Реле времени (устанавливается на самолете) Время срабатывания реле времени при выключении двигателя, с Сигнализация реверсивного устрой- ства ЭМРВ-27Б-1 (вариант4), 1 шт. 4...5 Микровыключатель А812К, 3 шт. Контрольно-измерительная аппаратура Тахометр частоты вращения роторов НД и ВД: датчик частоты вращения измеритель частоты вращения Сдвоенная измерительная аппарату- ра температуры газов за турбиной: указатель температуры усилитель компенсирующая переходная ко- лодка Электрический индуктивный мотор- ный индикатор: приемник замера температуры масла на входе в двигатель датчик давления масла на входе в двигатель датчик давления топлива в I кон- туре форсунок указатель Дистанционный индуктивный уни- фицированный манометр замера дав- ления топлива на входе в насос: регулятор датчик ДТЭ-5Т, 2 шт. ИТЭ-2Т, 1 шт. на два двигателя 2ИА-7А-670 (комплек- товка JVfe 1), один ком- плект УТ-7А, 1 шт. 2УЭ-6В, 1 шт. на два дви- гателя ПК-9Б, 1 шт. ЭМИ-ЗРТИ, один комп- лект ИДТ-8 Д59-4 П-63 с демпфером ИДТ-100 с демпфером Д59-4 УИЗ-3 2ДИМ-4Т, один комплект ИДТ-8 с демпфером Д59-4 Характеристика указатель Сигнализатор минимального давле- ния топлива на входе в насос-регу- лятор; давление срабатывания, МПа Сигнализатор минимального давле- ния масла на входе в двигатель; давление срабатывания, МПа Дифференциальный сигнализатор перепада давлений на топливных фильтрах ТМР; перепад давлений срабатывания, МПа Расходомер топлива: датчик расходомера шасси с блоками показывающий прибор Примечания: 1. Погреш- ность расходомера по шкале часо- вого расхода топлива составляет ±4% максимального расхода. 2. Погрешность расходомера по шкале запаса топлива составляет ±4% максимального количества топлива. Масломер: датчик указатель Примечание. Погрешность масломера при /„ = 20°С составляет ±5% номинального значения шка- лы указателя. Малогабаритный унифицированный теплостойкий сигнализатор давления Давление топлива в гидроцилиндрах КПВ, при котором срабатывает теп- лостойкий сигнализатор, МПа Д-30КУ Д-30КП УИ2-8Т МСТВ-1,6 (1 шт.); 0,16 ±0,03 МСТВ-2,2 (1 шт.); 0,22 ± 0,045 СгДФР-1Т (I шт.); 0,04±8;8Й5 РТМСВ7-25АТ, 1 шт. ДРТМС-10Т с датчиком плотномера ДПЕЗ-1Т ШБЗБТ РТМСВ7-25АТ МЭС-2247Д, электричес- кий, рычажно-поплавко- вый, один комплект на два двигателя ДТПР, 2 шт. ЛД-49, 1 шт. МСТ-8А Д59-2 с демпфером 0,8 ± 0,04 1900 ±400 | 1900 ±500 2700 ± 300 Отбор воздуха на самолетные нужды и в противообледенитсяьную систему (ПОС) Отбор воздуха на кондиционирова- ние из-за XI ступени КВД на всех режимах и при всех условиях,, кг/ч: нормальный аварийный Отбор воздуха в ПОС самолета за XI ступенью КВД на режиме 0,7тахпр, кг/ч: при Я = 0, /н = —ЗОС и М = 0,45 нормальный аварийный при Н = 10 км, /„ = — ЗО'С, • М = 0,8 нормальный аварийный Отбор воздуха в ПОС двигателя и воздухозаборника, кг/ч: а) за XI ступенью КВД на режи- ме малого газа на земле (Н = 0; /н = — 30°С, М„ = 0,45) б) за VI ступенью КВД на режи- ме 0,7 номинального, на высоте (Н =13 км; /Н=-36,5°С; Мп = - 10 км. 2. Отбор воздуха в систему кон- диционирования производится на всех режимах работы двигателей обоих марок и при всех условиях полета. Общее время отбора возду- ха составляет 100% наработки дви- гателя, в том числе при аварийном отборе не более 9,5% наработки на каждом из режимов от малого газа до максимального продолжительно- го и не более 10% наработки на максимальном режиме. 3. Отбор воздуха в ПОС самолета производится на всех режимах от малого газа до максимального про- должительного до высоты 10 км при нормальном отборе и до высоты 13 км при аварийном. Отбор воздуха на максимальном режиме разрешается до высоты 3 км и в особых случаях эксплуатации до высоты 13 км. Общее время отбора составляет для ТРДД Д-30КУ не более 15% и для Д-30КП не более 25% нара- ботки на каждом из режимов от малого газа до максимального про- должительного; из них аварийный отбор для двигателей обоих марок составляет 2% наработки на этих режимах. Время работы на макси- мальном режиме составляет не более 2% наработки на этом режиме. При температуре окружающей среды вы- ше *„=-+-5"С система отбора воз- духа на режиме выше 0,9„ыч|ф для двигателей обоих марок не произво- дится. Наработка двигателей с от- бором воздуха при /H=-f-5°C на крейсерских режимах составляет не более 5% наработки на этих режи- мах 4. Отбор воздуха в ПОС двига- теля производится до высоты 13 км на всех режимах, кроме максималь- ного, на котором отбор разрешается до высоты 3 км, а в особых случаях эксплуатации до высоты 13 км. Об- щее время отбора воздуха составля- ет не более 25% наработки двигате- ля, в том числе на максимальном режиме не более 20% наработки на этом режиме. При /H>-t-50C отбор воздуха на режиме выше 0,9тач|1р составляет для ТРДД Д-30КУ не более 5% и для Д-30КП не более 5,5% наработки на крей- серских режимах. 5. Содержание вредных примесей в воздухе, отбираемом в систему кон- диционирования, не превышает сле- дующих концентраций: окиси угле- рода не более 0,02 мг/л; паров топ- лива не более 0,3 мг/л; продуктов термического разложения масла не более 0,02 мг/л. Система ограничения температуры газа за турбиной Всережимный предельный регулятор температуры Регулятор температуры: превышение температуры ограни- чения над температурой макси- мального режима в САУ, "С превышение температуры огра- ничения над температурой ре- Д-ЗОКУ Д-30КП ВПРТ-44, I шт. РТ12-4*МТ серии 2, 1 шт. + 5 Характеристика жима, соответствующего явд = = 9700 об/мин, °С коэффициент коррекции темпера- туры ограничения в зависимости от температуры окружающей сре- ды (К = А/опрМ/вх) при /н> 15°С при /„< 15°С напряжение питания, В Приемник полной температуры воз- духа на входе в двигатель Термопара сдвоенная, материал тер- Д-31ЖУ Д-30КП + 20 0,8 0,85 27±Ю% П-69-2М, 1 шт. Т-99-3 (12 шт.). Х-А моэлектродов Датчик режимов ДР-4МТ-2С, 1 шт. Исполнительный механизм ИМТ-3, 1 шт. Аппаратура контроля вибраций корпуса двигателя Аппаратура контроля Датчик вибраций Электронный блок Показывающий прибор ИВ-200К, один комплект МВ-25Б-В, 8 шт. БЭ-6-6, 4 шт. ИВ-20041), 1 шт. Противообледенительная система двигателя ДО-206 серия 2, 1 шт. 27 zb 10% Сигнализатор обледенения Напряжение питания сигнализатора и системы, В Электрозаслонка Электромеханизм заслонки Блок автоматики ЭЛЗ-7, 1 шт. ЭПВ-150МТ БА-137, 1 шт. Система пожаротушения Система сигнализации Блок реле Напряжение питания, В Датчик Температура, при которой выдается сигнал о пожаре, °С Огнегасящий состав 2С7К, один комплект на два двигателя 2С7К-БР, 1 шт. 27 zb 10% ДП-1 1, 4 шт. на два дви- гателя 550 ± 150 Фреон 1 14Б-2 Самолетные агрегаты, устанавливаемые на двигателе Генератор переменного тока: номинальная мощность, кВ-А частота переменного тока при но- минальной частоте вращения ге- нератора, Гц Поршневой гидравлический насос Запасной привод ППО: передаточное число относительно ротора генератора направление вращения ГТ40П46 трехфазный, восьми по- люсный, бес щеточ- ный, 1 шт. 40 ГТ60П46А трехфазный, восьмипо- люсный, бес щеточ- ный, 1 шт. 60 400±4 НП-25-5 0,4180 НП-89 0,4178 Левое Данные кинематической схемы приводов двигателя Наименование привода Направление вращения Передаточное число Привод передней коробки от ротора НД Маслонасос МНО-1 Датчик тахометра ДТЭ-5Т Центробежный регулятор ЦР-1-ЗОК Правое Левое « 1,40 0,4649 0,7585 Привод передней коробки от ротора ВД Левое Правое Воздухоотделитель ЦВС-30 Маслонасос ОМН-30 0,610^; 0,7456^ 24 Характеристика Д-30КУ Д-30КП Приводы задней коробки от ротора ВД Регулятор ППО-ЗОК Стартер СтВ-ЗТ Датчик тахометра ДТЭ-5Т Маслонасос МНО-ЗОК Насос-регулятор НР-ЗОКУ (КП) Суфлер ЦС-ЗОК Запасной привод: Д-30КУ Д-30КП Левое Правое « « « Правое « « 0,6267 4- 1,0506-| 0,2294 0,6249 0,3593 1,2845 0,3559 0,3884 Характеристика Гидронасос самолетный: НП-25-5 (КУ) НП-89 (КП) Датчик ДПО-ЗОК Насос топливный ДЦН44-ПЗТ Гидронасос НП-25-5 реверсивного устройства Примечание. Направление вращения агрегатов дано со сторо- ны подвода к ним крутящего мо- мента. 1!р<н)о.1чсснш' Д-30КУ ~] Д -40КП Правое Левое € Правое 0,2373 0,3593 0,3593 0,7985 0,1992 3.3. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ РЕЖИМЫ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ Турбореактивные двухконтурные двигатели в процессе эксплуатации работают на максимальном (взлетном), максимальном продолжительном, крейсерских режимах и на режимах земного и полет- ного малого газа. *Режим работы ТРДД — состояние работающего двигателя, характеризуемое совокупностью оп- ределенных значений тяги, а также параметров при принятом законе регулирования, определяющих происходящие в нем процессы, тепловую и динамическую напряженность его деталей. Максимальный режим — установившийся режим работы ТРДД, характеризуемый максимальной тягой на земле или в полете в течение ограниченного времени. Взлетным режимом работы ТРДД называется максимальный режим на земле (Н = О, М = 0) при взлете самолета. Максимальный продолжительный режим — это установившийся режим работы ТРДД, характери- зуемый пониженными, по сравнению с максимальным режимом, значениями частоты вращения ротора и температуры газа перед турбиной, при которых двигатель может работать с ограниченной по времени общей наработкой. На максимальном продолжительном режиме производится набор высоты. Крейсерский режим — установившийся режим работы ТРДД, характеризуемый пониженными, по сравнению с максимальным продолжительным режимом, значениями частоты вращения ротора н тем- Т а б л и ц а 3.1 Режимы работы двигателя при прямой тяге Земные режимы работы двигателя в стандартных атмосферных условиях (// = 0, М = 0, /„ = -f- 1,~> С. р„ = 0,101,5 Mllaj Режим Марка двигателя Д-30 Частота вращения роторов Полная температура газа ja турбиной /', С Тяга дни! а геля. Р. кН Удельный расход топлива С\ ,, к i / ( Н • ч ) ; часовой расход топлива 0\. к г/ ч нл ВД об/мин °/ /0 об/мин (V /0 Взлетный КУ 4750 ± 75 87 ... 89,5 10370-Uo" 94,5 ... 96 625 107,9 ± 1% 0,0508 КП 4900 ± 75 89,5 . . . 92,5 10620 Г -[5,, 96 ... 99 656 П7,7± 1% 0,0499^1ММ)' Максимальный продолжительный (max up) КУ 4490dt 75 82 ... 85 10120 ± 100 92 ... 94 595 93.20 ,у — * /о 0,0502 КП 0,0484^' ..... - ^'^тахпр КУ 4310-+-75 • 78,5 ... 81,5 9930 Ч- 100 90 ... 92 570' 83,88 ,1.1/ — * 'о 0,0499 КП 0.0482-11 ""-' ' max np КУ 3900 ± 75 71 ... 74 q^ .т-*- ''_",' 86 ... 88,5 530" 64.26 .,„. *• /о 0,0498 КП t»O*tU_ t .-> о 0.0481 -1-"-""-1 О fi U'°ma.xnp КУ 3680 ±75 67 ... 70 Q'iOl)"1" !=!,', 84 ... 86,5 510* 55,92 .„, ** ••<) Не нормируется КП cfOAly— | до То же ^'^^max np (полетный малый газ) КУ 3170±75 57,5 . . . 60,5 8X90 f IV; 79,5 ... 82 470* 30.24 ,,, — * о « КП OO^V/_ | 50 « Земной малый газ КУ 1600 30 6550 -h 100 59. . .61 465 k 9 22 ч7,4^А. .):, * /и 800 КП 'Для сведения. Таблица 3.2 Режимы работы двигателя при прямой тяге Высотные режимы работы двигателей (Н = 11 км, М = 0,# при стандартных атмосферных условиях) Режим Марка двигателя д-зо Частота вращения роторов Полная температура газа за турбиной /т, °С Тяга двигателя, Я. кН Удельный расход топлива Суд, кг/(Н-ч); часовой расход топлива GT, кг/ч нд вд об/мин о/ /0 об/мин % Максимальный КУ 5060±52и5 93,5 ... 95 10470±;Sou" 95,5 ... 97 610 О 1 ,О«7 __ ««У 0,0749 кп 5120+Й 94,5 ... 96 10620±iu50 96 ... 98 625 «jA,Uo_42>y 0,0729+° ш"5 Максимальный продолжительный кп 4800 ± 75 оо . . . УО,«Э 10120 ± 100 92. . .94. 560 ^О,ОЭ __ 2<у 0,0729 КУ 87,5 . . . 90,5 0,0703+иии|5 0 9 v/» max np КУ 4670 ± 75 85,5 ... 88 9930 ± 1 00 90 ... 92 535* 26,98_2% 0,0724 кп 85 ... 88 0,0698+ и-ои|5 ^'' тахпр КУ 4360 ± 75 79,5 . . . 82,5 9540±!1В 86 ... 88,5 495* 22,46_2% 0,0729 кп 0,0703+ и-0015 О fi и»°тахпр КУ 4 170 ±75 76 ... 79 ОЧ9П+'Уи 84 ... 86,5 465* 19,33_2% 0,0739 кп »«3ZU_ |50 0,0714+°-ио15 0.42тахпр (полетный малый газ) КУ 3720 ± 75 68 ... 70,5 8820±jffi 70,5 ... 82 405* 12,26_2% 0,0785 кп 67,5 . . . 70,5 0,0759+UU(JI5 Земной малый газ КУ 3400 63 8460 78 380* 82,9 800 кп 365* 800 "Для сведения. Примечания: 1. Для ротора НД 1% шкалы измерителя частоты вращения р.авен 53,8 об/мин, для ротора ВД— 109,0 об/мин. Для ротора генератора переменного тока 1% шкалы измерителя частоты вращения равен 60 об/мин. 2. Величины тяг и удельных расходов топлива даны без учета потерь при отборе воздуха на привод ППО и ПОС самолета и дви- гателя, затрат мощности на привод самолетных агрегатов, потерь в ВЗ и влияния реверсивного устройства. 3. На установившихся режимах работы двигателя допускаются следующие колебания частоты вращения роторов НД и ВД: на земле — в пределах ±30 об/мин; в полете — в пределах ±50 об/мин. При этом для двигателя Д-30КП допускаются следующие колебания температуры газов за турбиной: на земле ± 3°С; в полете ± 5°С. 4. Максимальный режим применяется до высоты полета 3 км, выше этой высоты максимальный режим применяется в особых слу- чаях эксплуатации. 5. Длительность непрерывной работы двигателя на максимальном режиме не должна превышать 5 мин, на остальных режимах — неограничена. В особых случаях эксплуатации время непрерывной работы на максимальном режиме допускается не более 15 мин. пературы газа перед турбиной, при которых двигатель может работать в течение неограниченного времени за ресурс. На этих режимах двигатель работает в горизонтальном полете. Режим земного малого газа — это установившийся режим работы ТРДД на земле при минималь- ной частоте вращения роторов и тяге, при которых обеспечиваются его устойчивая работа и за- данная приемистость. Режим полетного малого газа — это установившийся режим работы ТРДД при минимальных допустимых частотах вращения роторов, обеспечивающих требуемую приемистость и величину тяги при заходе на посадку. Режим реверсирования тяги ТРДД — это установившийся режим работы двигателя при включенном реверсивном устройстве. Кроме установившихся существует также и неустановившиеся режимы работы двигателя: дрос- селирование, сброс газа, плавное и быстрое увеличение тяги. Дросселирование — это процесс уменьшения тяги вследствие снижения расхода топлива при мед- ленном и плавном перемещении рычага управления двигателем (РУД), а сброс газа— процесс быстрого уменьшения тяги вследствие снижения расхода топлива при резком перемещении РУД. Процесс быстрого увеличения тяги двигателя за счет повышения расхода топлива при резком (за 1...2 с) перемещении РУД называется приемистостью. Различают полную приемистость, когда режим работы двигателя изменяется от полетного малого газа до максимального; частичную, т. е. приемистость с любого крейсерского режима, включая режим полетного малого газа, до большого крейсерского или максимального режима работы; и встречную, т. е. приемистость, осуществляемую при незакончившемся режиме сброса газа. Количественной характеристикой приемистости является интервал времени от начала перемещения РУД до достижения заданного режима повышенной тяги. Сведения о режимах при прямой тяге представлены в табл. 3.1. и 3.2. 26 Характеристики приемистости 1. Время приемистости при передвижении РУД на упор максимального режима за 1 . . . 2 с до достижения 95% мак- симальной тяги и частоты вращения ротора ВД на 120 об/мин ниже частоты вращения на максимальном режиме, заме- ренных при данных атмосферных условиях: на земле с режима малого газа.....от 7 до 10с; в полете с режима 0,42тахпр от 4 до 7 с. 2. Допустимое превышение частоты вращения ротора на время не более 3 с при проверке приемистости до макси- мального режима в полете:' ротора НД 150 об/мин ( <3%) и ВД — 150 об/мин ( < 1,5%). 3. Температура газов за турбиной при проверке приемистости для Д-30КУ равна 650°С, а Д-30КП 655°С. Режимы работы двигателя при обратной тяге в стандартных атмосферных условиях Режим минимальной обратной тяги Тяга (для Д-30КУ и Д-30КП), кН Частота вращения ротора явд, об/мин (%): Д-30КУ........... Д-30КП........... Температура газов за турбиной Л, °С: Д-30КУ........... Д-30КП.....-...... 4,9 6550 ± 300 (57,0 ... 63) 6550 ± 300 (57,5. . .63) <475 <495 Режим максимальной обратной тяги Тяга (для Д-30КУ и Д-30КП), кН .............37,3±3% Частота вращения ротора явл, об/мин (%): Д-30КУ.....................10120гЬ150 (91,5. . .94,0) Д-30КП.....................Ю120±150 (91,5 ... 94,5) Температура газов за турбиной t* (для Д-30КУ и Д-30КП), °С . . . ^ 515 Время полной приемистости (при переводе РУД за I ... 2 с) до по- v лучения 95% максимальной обратной тяги, с .........10 Время перекладки створок реверсивного устройства из положения ПРЯМАЯ ТЯГА в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА после перемещения . PV п г 2 Ж 4/ J_^L ш ^- •••«•*••••••»•••••••••• Лл Время непрерывной работы на всех режимах обратной тяги, мин. . . . ^ 1 Перекладка створок из положения ПРЯМАЯ ТЯГА в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА после перемещения РУД осуществля- ется за 2 с. Время непрерывной работы на всех режимах обратной тяги составляет 1 мин. 3.4. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ На рис. 3.3 и 3.4 приведены дроссельные характеристики двигателей, полученные при их работе на стенде и в полете при условиях, соответствующих стандартной атмосфере. Из рисунков следует, что с увеличением частоты вращения ротора ВД растут тяга двигателей, температура газов перед турбиной и частота вращения роторов НД, а степень двухконтурности и удельный расход топлива снижаются. Характер изменения указанных величин объясняется ростом температуры газа перед турбиной, вызванным увеличением расхода топлива и связанным с этим ростом теплоперепада J* О/» *Л С 550 500 Ш W JHA> об/мин J000 WOO /77 I* W 6500 7500 8500 3500 70500 n^tf/HUH Рис. 3.3. Дроссельные характеристики ТРДД Д-30КУ и Д-30КП на высоте // = 0 при стан- дартных атмосферных условиях ~\Р(Д-30КУ и Т I А-ЗОКП) ~?iitf7jaw} cg9(A-mn) Р.КН JO 20 ю о н С99 хг/№ 0,09 QJ8 0.07 0,06 S800 920U 9600 ЮООО ЮМОлВАрб!мин Рис. 3.4. Дроссельные характеристики ТРДД Д-30КУ и Д-30КП на высоте //=11 км при стандартных атмосферных условиях: ------М = 0,55;------М = 0.8;---------М = 0,95 11 Р,кН РкН 110 WO 90 80 70 Р(Д=ШП\ р(д=ту) -| _____jj _ 1 ;0(4тфл? Ч ' +-1 .^2 g^ Суд(4шЗОКП) Суд, кг/(Нч) 0,08 0,07 006 О 0,1 М 0,3 W 0,5М Рис. 3.5. Скоростные харак- теристики ТРДД Д-30КУ и Д-30КП на высоте Я = 0 и максимальном режиме: -------- /н= 15°С; рн = = 0,1013 МПа;----------/„ = = 30°С; рн = 0,0949 МПа Р.КН Су*. кг/(Н.ч^ 70 60 -зо-го -ю о ю го tHt°c Рис. 3.6. Зависимости тяг ТРДД Д-30КУ и Д-30КП от атмосферных условий у земли: ------- р„ = 0,1013 МПа; -----------р„ = 0,0949 МПа; 006 Рис. 3.7. Высотные характерис- тики ТРДД Д-30КУ и Д-30КП на максимальном продолжитель- ном режиме при стандартных ат- мосферных условиях на турбине и реактивном сопле; при этом увеличение тяги двигателя опережает увеличение расхода топлива, что приводит к снижению удельного расхода топлива. При частоте вращения ротора ВД 8600 об/мин происходит незначительное скачкообразное изменение параметров двигателя, вызванное закрытием клапанов перепуска воздуха в наружный контур за V и VI ступенями КВД. На дроссельных характеристиках Д-30КУ и Д-30КП, представленных на рис. 3.3 и 3.4,. совпа- дают тяги, температуры газа за турбиной и частоты вращения ротора НД, а не совпадают удельные расходы и степени двухконтурности, что объясняется более высокими температурами газа перед турбиной и степенями повышения давления компрессоров НД и ВД у двигателя Д-30КУ. Скоростные характеристики двигателей (рис. 3.5) у земли на максимальных режимах показывают, что увеличение скорости полета приводит к снижению тяги и увеличению удельного расхода топлива. Это объясняется более интенсивным снижением удельной тяги при незначительном увеличении расхода воздуха в зависимости от скорости полета. Увеличение температуры наружного воздуха и соответ- ственно снижение его давления приводит к снижению тяги (рис. 3.6) и увеличению удельного рас- хода топлива. Это происходит вследствие уменьшения расхода воздуха и снижения степени повышения давления компрессора. Характер изменения тяг двигателей на максимальных режимах работы у земли в зависимости от атмосферных условий объясняется тем, что при температурах окружающего воздуха +21°С для Д-30КУ и + 15°С для Д-30КП двигатели работают при постоянных частотах вращения роторов ВД, а температуры газа перед турбинами примерно постоянны. Тяга двигателя с увеличением температуры окружающего воздуха /п падает вследствие уменьшения расхода воздуха через двигатель и степени повышения давления в компрессоре. 0.2 0.3 М 6000 7000 of/ним Рис. 3.8. Режимы реверсирования тяги ТРДД Д-30КУ и Д-30КП: У-режим PR6pmax(GTmax = const); 2- режим />o6pmin(CTmm = const) Рис. 3.9. Зависимость мак- симальной обратной тяги ТРДД Д-30КУ и Д-30КП от высоты и скорости полета при стандартных атмосфер- ных условиях 28 При температурах ниже соответственно + 21 и + 15°С двигатели работают с ограничениями максимальных режимов по полным давлениям за компрессором р* , тяги при этом изменяются незначительно. тах На рис. 3.7 представлены высотные характеристики двигателей. Как видно, с увеличением высоты полета при постоянной скорости происходит уменьшение тяги в результате уменьшения плотности воздуха. Удельный расход топлива с увеличением высоты полета снижается вследствие увеличения степени повышения давления в компрессоре за счет понижения температуры окружающего воздуха. Характеристики режимов реверсирования тяги и зависимость максимальной обратной тяги от высоты и скорости полета (рис. 3.8... 3.9) показывают, что на земле при М = 0 и стандартных атмосферных условиях может быть реализовано любое значение обратной тяги в диапазоне от 4,9 до 37,3 кН. Характеристики, представленные на рис. 3.8 и 3.9, качественно отличаются от характе- ристик, полученных на режимах прямой тяги. Обратная тяга растет с увеличением скорости полета, а прямая уменьшается; это объясняется тем, что на режимах реверсирования тяга при постоянном расходе воздуха зависит от суммы скоростей истечения газов и полета, а не от их разности, т. е. Яобр « G.(CC + V). ГЛАВА 4 КОМПРЕССОР ДВИГАТЕЛЯ 4.1. ПРИНЦИП РАБОТЫ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА Компрессор ТРДД служит для повышения давления воздуха перед поступлением его в наружный контур и камеру сгорания внутреннего контура. Компрессор является одним из основных конструк- тивных узлов двигателя. Степень газодинамического и конструктивного совершенства компрессора в значительной мере определяет тягу, экономичность, габаритные размеры, массу, надежность и долговечность двигателя Г/ К компрессорам авиационных газотурбинных двигателей предъявляются следующие основные требо- вания: обеспечение необходимого секундного расхода воздуха и заданной степени повышения давления при высоком значении коэффициента полезного действия и возможно минимальных габаритных раз- мерах и массе; устойчивая, т. е. беспомпажная работа в широком диапазоне частоты вращения; равномерная, без пульсаций подача сжатого воздуха на вход в камеру сгорания; простота конструкции, обеспечивающая низкую стоимость изготовления и относительно легкий монтаж и демонтаж деталей и узлов компрессора с минимальными затратами времени; высокая эксплуатационная надежность при максимально возможном ресурсе; контролепригодность компрессора, обеспечивающая контроль его технического состояния без раз- борки в условиях эксплуатации. Перечисленным требованиям наиболее полно удовлетворяют широко применяемые в современных ТРДД осевые многоступенчатые компрессоры. Осевой двухкаскадный компрессор двигателей Д-30КУ и Д-30КП выполнен по двухзальной схеме (I каскад—КНД и II каскад—КВД). Каскады компрессора имеют различные расходы воздуха и степень повышения давления, их роторы вращаются с различной скоростью. Каждый каскад представляет собой осевой многосту- пенчатый компрессор, состоящий из входного направляющего аппарата (ВНА), нескольких последо- вательно чередующихся рабочих колес (РК) и неподвижных направляющих аппаратов (НА). ВНА представляет собой ряд неподвижных профилированных лопаток, установленных под опре- деленным углом в корпусах КНД и КВД перед первым рабочим колесом. Рабочее колесо является элементом ротора и представляет собой диск с закрепленными на нем рабочими лопатками. Спрямляющий аппарат установлен за каждым рабочим колесом и представляет собой ряд не- подвижных лопаток, закрепленных в корпусе. Совокупность рабочего колеса и следующего за ним спрямляющего аппарата называется ступенью компрессора. Работу компрессора характеризуют такие параметры, как расход воздуха G», степень повышения полного давления воздуха в компрессоре л* и адиабатический КПД компрессора т\к. Степенью повышения давления называется отношение давления заторможенного потока воздуха на выходе из компрессора к давлению заторможенного потока воздуха на входе в компрессор Лк = р*/Рв. Степень повышения давления в многоступенчатом компрессоре равна произведению степеней повы- шения давления отдельных его ступеней и определяется по формуле • Лк = Л(Л2Лз • • • Ля- 29 I "о I ' i Jft. <""* 1 k 14ХГГ "Pv к.' f? «JrbJ- ' Рис. 4.З. Основные параметры решет- ки профилей Рис. 4.1. Схема ступени и изме- нение параметров состояния воз- духа в ступени осевого комп- рессора Рис. 4.2. Схема решеток профилей лопаток и треугольники скоростей в ступени осевого компрессора Чем больше степень повышения давления отдельных ступеней и чем больше их число, тем больше степень повышения давления воздуха в компрессоре. Адиабатический КПД—это отношение адиабатической работы сжатия воздуха в компрессоре, определенной по параметрам заторможенного потока воздуха, к действительной политропнои работе сжатого воздуха в компрессоре, также определенной по параметрам заторможенного потока воздуха, • ___ W • II * Т' е"ЭтоГ параметр характеризует степень совершенства осевого компрессора и учитывает различные потери в реальном компрессоре. т Адиабатический КПД на расчетном режиме для отдельных ступеней осевых компрессоров сос- тавляет 0,86.. .0,92, а для многоступенчатых компрессоров 0,84 .. .0,9. • Принцип работы осевого многоступенчатого компрессора целесообразно рассмотреть на примере работы его отдельной ступени, так как все ступени компрессора работают аналогично. Осевая ступень компрессора с установленным перед ней ВНА, обеспечивающим предварительную закрутку потока, приведена на рис. 4.1. На рис. 4.2 изображена аэродинамическая решетка про- филей лопаток ВНА, РК и НА, представляющая собой цилиндрическое сечение, концентричное оси компоессооа и развернутое на плоскости. Совокупность решеток профилей РК и расположенного за ним НА называют элементарной сту- пенью компрессора. Полная ступень компрессора складывается из бесконечного числа ее элемен- тарных ступеней, расположенных вдоль радиуса в пределах высоты проточной части ступени. Для каждой из элементарных ступеней могут быть построены треугольники скоростей, соответствующие окружным и осевым скоростям, имеющим место на данном диаметре компрессора. Решетка спрофилирована таким образом, что ширина межлопаточных каналов в РК (Ы и НА (L) увеличивается в направлении движения воздуха, т. е. /и < /2к, /1нсарасч *1 са *- саросч 5) Рис. 4.4. Схема обтекания лопаток рабочего колеса осевого компрессора: а — расчетный режим работы; 6, в — нерасчетные режимы работы Треугольники скоростей позволяют выяснить физическую сущность возникновения помпажа комп- рессора и применяемых мер борьбы с ним. На рис. 4.4 представлена картина обтекания лопаток на трех режимах работы компрессора. Если компрессор работает на расчетном режиме, то направление движения воздушного потока на входе в РК примерно параллельно касательной к средней линии профиля на передних кромках лопаток (рис. 4.4, а). Уменьшение расхода воздуха по сравнению с расчетным (уменьшение осевой составляющей са) приводит к увеличению углов атаки на лопатках (рис. 4.4, б). При больших положительных углах атаки, превышающих критический, возникает срыв потока с выпуклой поверхности профилей, сопро- вождаемый образованием вихревых областей. При сильных срывах эти области нарастают и про- никают внутрь компрессора, заполняя его проточную часть. Происходит периодически повторяющаяся «закупорка» проточной части компрессора вихревыми областями. Через эти области воздух из-за компрессора периодически прорывается обратно, в сторону входа. При этом возникают автоколебания потока, приводящие к неустойчивой работе, т. е. к помпажу компрессора. Увеличение расхода воздуха через ступень (увеличение осевой составляющей са скорости воздуха) вызывает уменьшение углов атаки на лопатках (рис. 4.4, в), при этом угол атаки i становится меньше нуля. Поток воздуха ударяется в выпуклую часть лопатки, а на ее вогнутой части воз- никают вихри. Но в связи с тем, что поток воздуха под действием сил инерции прижимается к вогнутым сторонам лопаток, образовавшиеся вихри не могут распространиться по всему колесу и носят местный характер, не нарушая устойчивой работы компрессора. Неустойчивая работа многоступенчатого осевого компрессора характеризуется тем, что при не- расчетных режимах имеет место рассогласование в работе его первых и последних ступеней. Сущ- ность рассогласования заключается в том, что при отклонении частоты вращения ротора от рас- четного значения нарушается работа крайних ступеней: уменьшение частоты вращения вызывает срыв потока в первых ступенях, а увеличение—в последних. При уменьшении частоты вращения ротора компрессора осевые составляющие скорости на первых ступенях уменьшаются сильнее, чем на последних. Так как окружные скорости на первых и последних ступенях изменяются одинаково, углы атаки на первых ступенях увеличиваются, а в последних уменьшаются. При этом углы атаки на первых ступенях достигают критических значений раньше, чем на последних, что обусловливает срыв потока на первых ступенях. В этом случае явления срыва на последних ступенях отсут- ствуют, однако при очень больших отрицательных углах атаки на последних ступенях может насту- пить так называемый «турбинный» режим, при котором воздух в этих ступенях не сжимается, а расширяется. При таком режиме работы последних ступеней падает КПД и напор компрессора. т При увеличении частоты вращения ротора компрессора по сравнению с расчетным значением осевая составляющая са на последних ступенях будет уменьшаться вследствие увеличения плотности воздуха из-за роста степени сжатия. При этом уменьшение скорости происходит таким образом, что углы атаки лопаток на последних ступенях увеличиваются значительно быстрее, чем на первых. Следовательно, в этом случае срывы потока, вызывающие помпаж, будут возникать прежде всего на последних ступенях. Рассогласование в работе первых и последних ступеней компрессора и условия возникновения в них помпажа имеют место и тогда, когда частота вращения ротора постоянна, а изменяется лишь температура воздуха на входе в компрессор. Так, увеличение температуры воздуха при посто- янной частоте вращения вызывает уменьшение осевой составляющей скорости на ступенях компрессора, вследствие чего увеличиваются углы атаки лопаток. В этом случае на последних ступенях углы атаки увеличиваются быстрее, в результате чего на этих ступенях критические углы атаки дости- гаются раньше, чем на первых. При достижении критических углов атаки* образуются срывные зоны, которые постепенно уве- личиваются в размерах, охватывают все большее число ступеней до тех пор, пока не наступит неустойчивый режим работы всего компрессора. При неустойчивой работе (помпаже) многоступенчатого компрессора образующиеся срывы потока и вихри, заполняющие проточную часть, вызывают мгновенную закупорку компрессора и снижение давления за ним. Возникает момент, когда давление за компрессором становится меньше давления 32 вид Рис. 4.5. Регулирование осевого компрес сора поворотом лопаток ВНА -5' с? ,' п ff) и; &Ч Рис. 4.6. Схема устранения помпажа пере пуском воздуха из компрессора в камере сгорания. В результате часть сжатого воздуха выбрасывается на вход в компрессор через соседние зоны срыва. Этот выброс сопровождается хлопками. Воздух снова движется из компрес- сора в камеру сгорания, снова возникают срывы и вихреобразование, т. е. явление повторяется. Двухкаскадный высоконапорный компрессор двигателей Д-30КУ и Д-30КП состоит из двух пос- ледовательно работающих низконапорных компрессоров. Суммарная степень повышения давления в компрессоре у обоих марок двигателей при работе на взлетном режиме составляет примерно 18, в то время как степень повышения давления в I каскаде близка к 2, а во II — к 9. Таким образом, каждый из каскадов представляет собой низконапорный многоступенчатый компрессор, что позволяет реализовать преимущество низконапорного компрессора. Важным преимуществом двухкаекадного комп- рессора является также возможность изменения частоты вращения ротора I каскада относительно частоты вращения ротора II каскада. Возможность снижения окружной скорости на передних ступенях компрессора относительно ок- ружной скорости последних ступеней при постоянном расходе воздуха через компрессор является эффективным средством расширения границ беспомпажной работы компрессора. Одновременно с этим на двигателях Д-30КУ и Д-30КП для предотвращения неустойчивой работы компрессора высокого давления применены управляемые поворотные лопатки ВНА, а также частичный перепуск воздуха в атмосферу из-за V и VI ступеней. Поворот лопаток ВНА осуществляется в зависимости от при- веденной частоты вращения ротора ВД. При приведенной частоте вращения ротора ВД ниже 8000 ± 150 об/мин лопатки установлены на исходный угол —35°. В этом случае вектор относительной скорости w\ составляет с хордой рабочей лопатки угол атаки i\y при котором обеспечивается плавное обтекание лопатки (рис. 4.5, а). Увеличение частоты вращения сопровождается ростом осевой составляющей абсолютной и окружной скоростей (показано пунктирными линиями). В связи с тем, что осевая составляющая абсолютной скорости растет быстрее, чем окружная, вектор относительной скорости на входе в РК будет менять свое направление в сторону уменьшения угла атаки на рабочих лопатках. При этом поток будет уда- ряться в спину лопатки, а со стороны корытца будут возникать срывы потока. Для обеспечения входа воздуха под наивыгоднейшим углом атаки при увеличении частоты вра- щения необходимо, чтобы относительная скорость сохраняла свое прежнее направление. Для этого лопатки ВНА следует повернуть в сторону увеличения установочного угла, что уменьшит предва- рительную закрутку потока. С этой целью на двигателях Д-30КУ и Д-30КП в диапазоне изменения частоты вращения ротора ВД от 8000 dh 150 до 9900 ± 150 об/мин осуществляется поворот лопаток ВНА в сторону увеличения угла установки от — 35° до — 5°. Для сохранения параллельности нап- равлений относительной скорости потока и относительной скорости на расчетном режиме необходимо, чтобы угол поворота лопаток был строго согласован с изменением частоты вращения. При частоте вращения ротора ВД выше 9900 dh 150 об/мин лопатки установлены на угол —5° (рис. 4.5, б), Таким образом, поворот лопаток ВНА позволяет сохранить оптимальный угол атаки на рабочих лопатках при изменении частоты вращения ротора, благодаря чему обеспечивается бессрывное обте- кание рабочих лопаток и тем самым расширяется диапазон устойчивой работы компрессора. Предотвращение помпажа перепуском воздуха из ступени компрессора можно объяснить с по- мощью рис. 4.6. На этом рисунке штриховой линией изображен треугольник скоростей на входе 33 в рабочее колесо ступени при помпаже. В результате перепуска части воздуха из промежуточной ступени увеличивается расход воздуха, а следовательно, и осевые скорости в первых ступенях. Бла- годаря этому углы атаки лопаток этих ступеней уменьшаются, приближаясь к расчетным, что не только обеспечивает работу первых ступеней без срыва, но и приводит к возрастанию их КПД. Треугольник скоростей при включенном перепуске воздуха на рисунке показан сплошными линиями. Расход воздуха через ступени за местом перепуска уменьшится, что снижает осевые скорости на этих ступенях и приводит к увеличению углов атаки. В результате последние ступени будут работать тоже в условиях, близких к расчетным. Перепуск воздуха в атмосферу экономически невыгоден, так как ведет к снижению тяги двига- теля и увеличению удельного расхода топлива на режимах перепуска. Клапаны перепуска остаются открытыми при запуске двигателя до момента достижения частоты вращения, равной 8600 об/мин, при дальнейшем увеличении частоты вращения клапаны закрываются. 4.3. ОСНОВНЫЕ УЗЛЫ КОМПРЕССОРА. ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА НИХ НАГРУЗКИ В компрессор двигателей Д-30КУ и Д-30КП входят следующие узлы и системы: входное уст- ройство; статор и ротор КНД; узлы передней и задней опор ротора КНД; статор КВД с меха- низмом поворота лопаток НА; ротор КВД; узлы передней и задней опор ротора КВД; системы перепуска и отбора воздуха из компрессора. Между КНД и КВД расположен разделительный корпус, предназначенный для разделения воз- духа, идущего после КНД, на два потока, размещения деталей центрального привода и крепления коробок приводов агрегатов, а также для размещения подшипников роторов КНД и КВД. Статор КНД, разделительный корпус и статор КВД являются основными элементами силовой схемы двигателя, воспринимающими следующие нагрузки: избыточное давление воздуха в проточной части компрессора, вследствие которого корпус рабо- тает на разрыв: Рнзб = РК — РН, где рк—давление в компрессоре; рн—атмосферное давление; аэродинамические силы, возникающие на лопатках спрямляющих и направляющих аппаратов при обтекании их воздушным потоком. Эти силы раскладываются на осевые и окружные состав- ляющие. Осевые составляющие передаются на корпус, нагружая его растягивающими (сжимающими) усилиями. Под действием окружных составляющих корпус компрессора нагружается крутящим мо- ментом; осевые силы, передаваемые от роторов компрессора через опорно-упорные подшипники на раз- делительный корпус и корпус статора КВД; изгибающие моменты от силы тяжести собственных частей корпуса и присоединенных к нему узлов и агрегатов (роторы компрессора, входное устройство, агрегаты и т. п.); изгибающие моменты от инерционных нагрузок и гироскопических моментов, возникающих при эволюциях самолета; тяга двигателя, передаваемая через узлы крепления двигателя, расположенные на силовых эле- ментах корпуса компрессора; тепловые нагрузки, возникающие вследствие неравномерного нагрева и различия коэффициентов линейного расширения соединяемых элементов корпуса. На корпус компрессора, входящий в силовую схему двигателя, передаются осевые газодинами- ческие силы от камеры сгорания, турбины и выходного устройства, а также крутящие моменты сопловых аппаратов турбин и выходного устройства. На элементы ротора действуют следующие основные нагрузки: центробежные силы собственных масс и масс рабочих лопаток, причем эти силы стремятся разорвать барабан по образующей, вызывая в нем напряжения растяжения в окружном направлении, и, кроме того, растянуть полотна дисков и лопатки в радиальном направлении; силы тяжести, силы инерции и гироскопические моменты, возникающие при эволюции самолета и действующие в плоскости, проходящей через ось двигателя. Перечисленные нагрузки вызывают изгиб роторов. Способность ротора компрессора сопротивляться деформациям изгиба (изгибная жест- кость ротора) зависит от его диаметра, толщины стенки и материала, из которого изготовлены элементы ротора; крутящие моменты, передаваемые от турбины к роторам КВД и КНД. В роторе КНД крутящий момент к рабочим колесам передается через торцевые шлицы. К дискам ротора КВД крутящий момент от вала турбины передается через продольные шлицы вала. На каждой ступени часть передаваемого момента затрачивается на преодоление сопротивления воздуха, поэтому эти моменты уменьшаются от последних ступеней КВД и КНД к первым; осевые силы, возникающие от разности давления воздуха на передние и задние торцевые стенки роторов компрессора и от осевых составляющих аэродинамических сил, приложенных к рабочим лопаткам. Направление результирующей этих сил совпадает с направлением полета. Результирующая осе- вых сил роторов турбины направлена в противоположную сторону. В узлах соединения роторов 34 компрессора и турбины осевые силы взаимодействуют. Поскольку осевая сила, приложенная к ротору компрессора, больше силы, приложенной к ротору турбины, то результирующая осевая сила будет совпадать с направлением полета. Результирующие осевые силы роторов КВД и КНД воспринимаются шарикоподшипниками ком- прессора и далее через силовые конструктивные элементы двигателя передаются на узлы его креп- ления к самолету; тепловые нагрузки, возникающие вследствие неравномерного нагрева ротора. 4.4. КОМПРЕССОР НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ КНД (рис. 4.7) включает в себя входное устройство, статор компрессора, состоящий из трех корпусов // со спрямляющими аппаратами, и ротор 7, состоящий из трех рабочих колес, стяжного болта 10, вала привода 22 и соединительного болта* 23. Конструкция КНД двухопорная. Передняя опора упругодемпферная, включает в себя роликопод- шипник 5/, установленный в корпусе ВНА. В заднюю опору входит шарикоподшипник 25, смон- тированный в разделительном корпусе. Ротор и статор в собранном виде образуют четыре ступени компрессора. Входное устройство (рис. 4.8) дозвукового типа обеспечивает подвод воздуха к компрессору и преобразование кинетической энергии набегающего потока (скоростного напора) в потенциальную (давление) с минимальными потерями. Его конструкция включает в себя входной корпус 7 с ло- патками ВНА, переходник 8 и внутренний обтекатель (кок) 12. Входной корпус (рис. 4.9, а и б), являющийся одновременно входным направляющим аппаратом, состоит из наружного корпуса /, 26 лопаток ВНА 2 и 8, внутреннего кольца 54 (см. рис. 4.7), передне^ с0, Т\<То и /?| W\, на рабочие лопатки будут действовать не только активные, но и реактивные силы, вызванные действием этого ускорения. Сумма активной и реактивной сил представляет собой полную аэродинамическую силу. Отсутствие расширения газа в каналах РК означает, что преобразование потенциальной энергии в кинетическую происходит только в сопловом аппарате, где газ расширяется до конечного давления за турбиной р2- На рабочие лопатки в этом случае воздействуют только активные силы, и поэтому такую турбину называют активной. Если же преобразование энергии производится как в СА, так и на РК, то турбина или ступень турбины называется реактивной. На двигателях .Д-30КУ и Д-30КП установлены турбины с реактивными ступенями. К турбинам предъявляются следующие требования: высокий КПД турбины по заторможенным параметрам (i]j = 0,88 .. .0,92), от которого зависит удельный расход топлива, т. е. экономичность двигателя; низкая удельная масса (0,02... 0,01 кг/кВт), так как масса турбины составляет не менее 20% массы двигателя; низкая удельная стоимость (руб/кВт), поскольку стоимость турбины составляет более 60/0 стои- мости двигателя. Высокая удельная мощность (до 600 и более кВт-с/кг); безотказная работа при температуре газов перед турбиной 1250...1300 К для неохлаждаемых лопаток и 1300... 1600 К —для охлаждаемых; высокая гарантийная наработка и назначенный ресурс, которые обеспечиваются применением жаростойких и жаропрочных сплавов и специальных защитных покрытий от эрозионно-коррозионного воздействия газов, снижением уровня вибронапряжений и эффективным охлаждением деталей; конструктивное оформление турбины должно позволять производить визуальный и инструментальный осмотр основных ее деталей. 7.2. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА КОНСТРУКЦИИ УЗЛА ТУРБИНЫ В ТРДД Д-30КУ и Д-30КП узел осевой реактивной шестиступенчатой двухкаскадной турбины состоит из ТВД, ТНД, задней опоры, смесителя и конуса (рис. 7.2). Первый каскад—ТВД — состоит из I и II ступеней турбины и приводит во вращение ротор КВД; второй каскад—ТНД включает в себя III — VI ступени турбины и приводит во вращение ротор КНД. Схема турбины (2 + 4) позволяет получить высокие КПД узлов. Роторы ТВД и ТНД связаны между собой только газодинамической связью и вращаются с различной частртой вращения, направ- ление вращения обоих роторов левое, если смотреть со стороны реактивного сопла. Вал 104 ТВД соединен с валом КВД шлицами и стяжной втулкой 115, а вал 85 ротора ТНД соединен с валом КНД с помощью шлицевого соединения и гайки 120, в которую ввернут стяжной болт. Крутящие моменты от роторов турбины передаются на роторы компрессоров через шлицевые соеди- нения валов, а осевые усилия, действующие на роторы, передаются на опорно-упорные подшипники компрессоров с помощью стяжной втулки и стяжного болта. Окружные и осевые усилия, возникающие на статорах ТВД и ТНД, воспринимаются наружными кольцами 17, 29, 32, 39, 45 и 48 сопловых аппаратов всех ступеней турбины и через коллектор 20 и опору 8 соплового аппарата передаются на диффузор и внутренний корпус камеры сгорания. Радиальные усилия, действующие на роликоподшипник 108, через опору 5 передаются на внутренний корпус камеры сгорания, а радиальные усилия от роликоподшипника 61 через стойки задней опоры 60 передаются на наружные кольца 48, 45, 39, 32, 29, 17 сопловых аппаратов. На наружных кольцах роликоподшипников 61 и 108 выполнено по два ограничительных бурта, а внутренние кольца подшипников буртов не имеют. Это позволяет валам удлиняться при их нагреве, что влечет за собой продольное смещение роторов относительно статоров, поскольку степени их удлинения различны при изменении режима работы двигателя. Для снижения уровня вибраций опора ТВД и задняя опора ТНД выполнены упруго демпферными. Упругость опор обеспечивается упругими элементами 2 и 64. Эти элементы представляют собой тонко- стенные цилиндры, в которых для уменьшения поперечной жесткости вдоль образующих вырезаны окна. Так как энергия колебаний не может быть поглощена только упругими элементами, то в опорах предусмотрено масляное демпфирование. Это демпфирование основано на том, что в кольцевые полости, образованные демпфирующими элементами, опорами и наружными обоймами роликоподшипников 61 и 72 \ \ \ \ 118 117 Ш 115 т Ш 112 111 110 109 Ю8 107 К 106105 т 71 да 101 38 96 ЭЬ 92 90 68 86 8Ь 82 Рис. 7.2. Продольный разрез турбины: /, 55, 68, 73, 75, 79, 84, 91, 99, 106, 109, 120. 123 — гайки; 2—внут- ренняя рессора; 3—наружная рессора; 4 — двойной лабиринт; 5, 60 — опоры роликоподшипников; 6,57 — эксцентриковые кольца; 7, 87 — фланцы; 8 — опора соплового аппарата; 9, //, 23, 52, 58, 72, 81, 95 — лабиринтные фланцы; 10, 15, 25, 92, /00— дефлекторы; 12, 66, 103 — крышки; 13 — сопловая лопатка I ступени; 14 — внутреннее кольцо I ступени; 16, 24, 54 — контровки; 17—наружное кольцо I ступени; 18— внутреннее кольцо II ступени; 19, 30 — диафрагмы; 20 —кол- лектор; 21 — рабочая лопатка I ступени; 22 — разрезное кольцо I сту- пени; 26 — лента; 27 — сопловая лопатка II ступени; 28 — рабочая лопатка II ступени; 29—наружное кольцо II ступени; 31 — разрез- ное кольцо II ступени; 32 — наружное кольцо III ступени; 33 — соп- ловая лопатка III ступени; 34, 50—кронштейны; 35, 53, 70, 80, 86—кольца; 36 — рабочая лопатка III ступени; 37 — кожух; 38 — соп- ловая лопэтка IV ступени; 39 — наружное кольцо IV ступени; 40 — разрезное кольпо IV ступени; 41—рабочая лопатка IV ступени; 42 — сопловая лопатка V ступени; 43 — диск V ступени турбины; 44 — рабочая лопатка V—ступени; 45 — наружное кольцо V ступени; 46 — сопловая лопатка VI ступени; 47 — рабочая лопатка VI ступени; 48 — наружное кольцо VI ступени; 49—внутреннее кольцо VI сту- пени; 51—труба для суфлирования; 56, 125 — замки; 59, 62, 69, 78, 83, 90, 93, 94, 96, /02 —лабиринты; 61, 108, 124— роликоподшипни- ки; 63, 112, /2/ —регулировочные кольца; 64 — демпфирующая обой- ма; 65 — труба для подвода масла; 67, 110 — жиклеры; 71, 74 — трубы; 76, 88, 101 — штифты; 77 — переходной вал; 82—внутреннее кольцо V ступени; 85 — вал ТНД; 89— внутреннее кольцо IV ступени; 97 — диск II ступени; 98, 107, 117, //9—втулки; 104— вал ТВД; /05 — диск I ступени; /// — пружинный замок; 113, 114 — сферические кольца; 115 — стяжная втулка; 116 — маслоуплотнитетьная втулка; 118 — маслоуплотнительное кольцо; /22—распорная втулка; Б — разгрузочная полость; К — воздушная полость лабиринтного уплот- нения роликоподшипника Наружный контур /J Рис. 7.3. Схема охлаждения турбины: / — is — воздушные полости 108, поступает под давлением масло. При колебаниях валов масло вытесняется из кольцевых полостей, на что затрачивается энергия колебания валов, и, следовательно, амплитуды их колебаний значительно снижаются. Уплотнение полостей обеспечивается установкой двух пар маслоуплотнительных колец в каждую опору. Турбины двигателей Д-30КП и Д-30КУ работают в условиях высоких температур. Для охлаждения деталей турбины применяется воздух, отбираемый из внутреннего и наружного контуров двигателя. Схема охлаждения деталей турбины представлена на рис. 7.3. Воздух с высоким давлением, отбираемый за последней ступенью КВД, охлаждает сопловые лопатки, рабочие лопатки и диски I и II ступеней турбины. Воздух с низким давлением, отбираемый из наружного контура, охлаждает диски III—VI ступеней турбины, наружные кольца всех сопловых аппаратов, детали опоры роликоподшипника ТВД и детали задней опоры роликоподшипника ТНД. Для эффективного охлаждения сопловые лопатки выполнены пустотелыми, внутри их установлены дефлекторы. Охлаждающий воздух, отбираемый из полости камеры сгорания, поступает в полость 2, расположенную между коллектором и наружным кольцом СА I ступени, а далее через отверстия в наружном кольце попадает во внутренние полости дефлекторов сопловых лопаток. Воздух проходит через отверстия в переднем дефлекторе и охлаждает его внутреннюю поверхность, а выходя через отверстия во входной кромке создает заградительную пленку на наружной поверхности передней части сопловой лопатки. Через отверстия в заднем дефлекторе воздух охлаждает внутреннюю поверх- ность задней части сопловой лопатки и, выходя через щель, создает одностороннее пленочное охлаждение выходной кромки сопловой лопатки. Сопловые лопатки II ступени турбины охлаждаются воздухом, поступающим из полости 2 по пе- репускным трубкам в кольцевую полость 6, образованную наружным кольцом СА II ступени и уплот- нительной лентой. Далее воздух проходит через отверстия в уплотнительной ленте и поступает во внутренние полости дефлекторов лопаток. В остальном течение воздуха в охлаждаемых сопловых лопатках II ступени турбины аналогично течению воздуха в сопловых лопатках I ступени. Рабочие лопатки и диски I и II ступеней турбины охлаждаются воздухом, отбираемым из полости камеры сгорания. В конусе опоры соплового аппарата I ступени имеются отверстия, через которые воздух попадает в полость I, а далее через отверстия в крышке и лабиринтном фланце воздух посту- 74 пает в полосто 4, а через отверстия во фланце опоры роликоподшипника и лабиринтном фланце — в полость 3. Передняя сторона диска I ступени закрыта дефлектором. Воздух в пространство между дефлектором и диском поступает из полости 4 через отверстия в двойном лабиринте. Рабочие лопатки I ступени выполнены полыми, внутри их установлены цилиндрические перемычки — интенсификаторы, улучшающие охлаждение лопаток. Для охлаждения рабочих лопаток I ступени воздух из пространства между дефлектором и передней стенкой диска через отверстия в ободе диска и через три отверстия в замке каждой лопатки пос- тупает внутрь лопатки. Омывая внутреннюю поверхность лопатки и интенсификаторы, охлаждающий воздух снижает температуру лопатки и выходит в радиальный зазор между разрезным кольцом и периферийными торцами рабочих лопаток. При этом создается дополнительное уплотнение, препят- ствующее перетеканию газа через радиальный зазор. Из полости 3 воздух через отверстия в лабиринтном фланце, отверстия в двойном лабиринте и отверстия во фланце диска I ступени поступает в полость 5. Из этой полости меньшая часть воздуха поступает на охлаждение задней стенки диска I ступени, а большая часть через отверстия в крышке поступает в полость между дефлектором и диском II ступени, охлаждая переднюю сторону диска этой ступени. Затем через отверстия в ободе диска и контровках воздух поступает в шесть продольных каналов каждой рабочей лопатки II ступени, охлаждает лопатки и выходит в радиальный зазор между разрезным кольцом II ступени и полками рабочих лопаток, создавая дополнительное уплотнение, препятствующее перетеканию газа через радиальный зазор. Задняя стенка диска II ступени охлажда- ется воздухом, который проходит через отверстия во фланце диска и зазор между гайкой и диском II ступени в щель между торцом лабиринта и задней стенкой диска. Часть воздуха через отверстия в лабиринте и втулке поступает в полость 7; давление, поддерживаемое в этой полости, несколько выше, чем в полости S, которая сообщена с проточным трактом турбины. Такой перепад давлений в полостях 7 и 8 препятствует проникновению газов из проточной турбины в полость 7. Из полости 7 через отверстия в межвальном лабиринте и валу ТНД воздух выходит по трубке и конусу в реактивное сопло. Для охлаждения элементов ТНД воздух из наружного контура через козырьки, стойки задней опоры и отверстия в стойках и корпусе задней опоры поступает в полость 13, предварительно охла- див детали задней опоры и коллектор термопар. Из полости 13 меньшая часть воздуха проходит через лабиринтное уплотнение и охлаждает заднюю сторону диска VI ступени турбины, а большая часть—из полости 13 по каналу, образованному трубой и валом, поступает в полость 9 между дефлектором и диском III ступени и охлаждает переднюю сторону этого диска. Поверхности остальных дисков охлаждаются воздухом, перетекающим из одной междисковой полости в другую: из полости 9 в полость 10 и далее в // и 12. Из междисковой полости 12 воздух через отверстия в кольце диска VI ступени вытекает в проточную часть турбины. Наддув лабиринтного уплотнения роликоподшипника ТВД и продувка вала ТНД осуществляется воздухом, который подводится из канала наружного контура двигателя по трубопроводу в заднюю полость кожуха вала. Далее через отверстия во фланце вала, фланце опоры роликопод- шипника, лабиринтных фланцах и через отверстия во втулке и валу ТВД воздух поступает в полость между валами ТВД и ТНД, наддувая лабиринтное уплотнение переднего роликоподшипника ТНД. Часть воздуха проходит через отверстия в валу ТНД, попадая внутрь вала. Затем через отверстия в конусе реактивного сопла воздух выводится в атмосферу. Наружные кольца сопловых аппаратов ТНД охлаждаются воздухом, который поступает из наружного контура под кожух 37 (см. рис. 7.2). Этот кожух служит также для уменьшения гидравлических потерь энергии газового потока в наружном контуре. Система охлаждения турбин позволяет отвести тепло от боковых поверхностей дисков и внутренних поверхностей их ступиц в проточную часть, а наличие осевых зазоров в замках елочного типа создает сопротивление передачи тепла в тело диска. Для уменьшения теплового потока, идущего от дисков к валам, каждый диск крепится к валу при помощи фланца, имеющего тонкостенную шейку, что позволяет уменьшить площадь поверхности соприкосновения деталей и создать между ними зазор. В шейках фланцев выполнены отверстия для прохода охлаждающего воздуха, которые дополнительно создают сопротивление подводу тепла к валам, а следовательно, и к подшипникам опор. Принятая схема дроссели- рования теплового потока совместно с масляной системой и теплоизоляцией подшипников опор обеспе- чивает их защиту от перегрева. Для повышения КПД и вибростойкости турбин рабочие лопатки II—VI ступеней имеют бандажные полки, выполненные таким образом, что в рабочем состоянии они плотно прилегают друг к другу и образуют сплошное бандажное кольцо. Зигзагообразные стыки между полками направлены под углом к плоскости вращения. Это позволяет использовать поворот лопаток при деформациях кручения на рабочих режимах для получения натяга в стыках. Отсутствие зазоров устраняет колебания лопаток по первой форме, а силы трения в зигзагообразных стыках вызывают демпфирование колебаний по внешним формам, т. е. снижают амплитуды вибронапряжений. Полки способствуют снижению потерь в радиальных зазорах, а гребешки, имеющиеся на внешних поверхностях полок, совместно с разрезными кольцами 31 и 40 (см. рис. 7.2) и наружными кольцами 45 и 48 уменьшают пере- текание газов в осевом направлении. 75 7.3. ТУРБИНА ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ Турбина высокого давления состоит из двух ступеней и опоры с роликоподшипником. Сопловые аппараты и неподвижная опора образуют статор турбины, а рабочие колеса, вал и подшипник — ее ротор. Сопловый аппарат I ступени (см. рис. 7.2) представляет собой лопаточный венец, состоящий из наружного кольца 17, коллектора 20, опоры 8, 36 охлаждаемых лопаток 13, разрезного кольца 22 и 12 втулок. Наружное кольцо 17 имеет три фланца: передний, средний и задний фланец. К переднему фланцу крепятся болтами газосборники жаровых труб камеры сгорания. На среднем фланце закреплен кол- лектор 20, который служит для подвода охлаждающего воздуха к лопаткам сопловых аппаратов I и II ступеней турбины. Передний фланец коллектора соединен с задним фланцем диффузора камеры сгорания. Для подвода охлаждающего воздуха в лопатки соплового аппарата II ступени ТВД в задние фланцы коллектора 20 и наружного кольца 17 запрессованы втулки. Задний фланец наружного кольца болтами соединен с передним фланцем наружного кольца 29 II ступени турбины. В передней части наружного кольца 17 выполнено 36 отверстий для подвода охлаждающего воздуха к сопловым лопаткам. В задней части наружного кольца 17 установлены 36 сегментов разрезного кольца 22, предназна- ченных для уменьшения радиального зазора между торцами рабочих лопаток 21 ротора I ступени турбины и поверхностью разрезного кольца. Сегменты имеют на внутренней поверхности мелкую на- резку в виде гребешков высотой 0,5 мм для предохранения рабочих лопаток от поломки при касании торцов лопаток о сегменты. Сегменты разрезного кольца зафиксированы от осевого и радиального перемещений в наружном кольце радиальными штифтами. Для предотвращения коробления сегментов при тепловом расширении между ними имеется зазор. Лопатки 13 соплового аппарата устанавливаются в передней части наружного кольца 17. Каждая лопатка выполняется методом точного литья из жаропрочного сплава и имеет наружную и внутреннюю полки, отлитые как единое целое с пустотелым пером и ребрами на его внутренней поверхности. Для повышения жаростойкости наружные поверхности лопатки алитированы. Во внутреннюю полость лопатки устанавливается дефлектор 15, повышающий эффективность ее ох- лаждения. Охлаждающий воздух проходит через отверстия во входной кромке дефлектора и, омывая внутреннюю сребренную поверхность лопатки, выходит в проточный тракт через отверстия, выполнен- ные в корытце у задней кромки. Каждая лопатка закреплена в наружном кольце 17. Для этой цели на наружной полке лопатки имеются специальные конические (спереди) и Г-образные (сзади) выступы, которые входят в соот- ветствующие проточки в наружном кольце 17. Лопатки фиксируются от окружных и осевых пере- мещений радиальными штифтами. На внутренней полке лопатки спереди и сзади имеются буртики, которые входят в соответствующие кольцевые канавки внутреннего кольца 14. Между полками соседних лопаток, а также между задними торцами наружных полок и корпусом турбины выдержаны зазоры, необходимые для обеспечения свободного температурного расширения лопаток. Опора 8 соплового аппарата воспринимает осевые усилия от лопаточного венца и передает их на внутренний корпус камеры сгорания. Опора представляет собой усеченный конус, к вершине которого приварен передний фланец 7, а к основанию — внутреннее кольцо 14. На поверхности конуса выполнены отверстия с отбортовками, через которые проходит охлаждающий воздух из полости камеры сгорания. Внутреннее кольцо 14 с передней и задней сторон имеет фланцы с наружными кольцевыми канавками, в которые входят буртики полок сопловых лопаток 13 и фланцы газосборников камеры сгорания. В средней части кольца выполнен тонкостенный термокомпенсатор, позволяющий лопаткам и кольцам при различии их температур расширяться в осевом направлении. Передним фланцем 7 опора СА I ступени совместно с опорой 5 роликоподшипника крепится к внутреннему корпусу камеры сгорания. Крышка 12 крепится болтами на заднем фланце внутреннего кольца опоры, в котором выполнены резьбовые отверстия. К внутреннему фланцу этой крышки прикреплен болтами лабиринтный фланец //, который, в свою очередь, прикреплен к опоре 5 роликоподшипника. Соединенные таким образом элементы опоры 8 соплового аппарата и опоры 5 роликоподшипника создают достаточно жесткую силовую схему, воспринимающую радиальные усилия от роликоподшипника передней опоры ТВД. Сопловой аппарат II ступени состоит из наружного 29, разрезного 31 и внутреннего 18 колец, 47 лопаток СА 27 (из них 20 лопаток неохлаждаемые, а 27 — охлаждаемые), диафрагмы 19 лабиринт- ного фланца 23, уплотнительной ленты 26 и 12 втулок. Наружное кольцо 29 соединено болтами с наружными кольцами I и III ступеней СА турбины. В передний фланец и выступы на наружной поверхности кольца 29 запрессованы 12 втулок для перепуска охлаждаемого воздуха к сопловым лопаткам. Разрезное кольцо 31 состоит из 12 сегментов, на внутренней поверхности которых выполнены ребра для образования лабиринтного уплотнения совместно с ребрами бандажных полок рабочих лопаток 28 II ступени турбины. Лабиринтное уплотнение препятствует перетеканию газа в радиальном зазоре и способствует повышению КПД турбины. Сегменты разрезного кольца 31 устанавливаются в наружном кольце 29 и фиксируются радиальными штифтами от осевого и окружного перемещений. 76 Внутреннее кольцо 18 имеет два наружных буртика, 47 глухих отверстий под бобышки лопаток СА и внутренний фланец. К этому фланцу крепится болтами диафрагма 19, а к ней—лабиринтный фланец 23. На внутренней поверхности фланца 23 имеются кольцевые гребешки, которые совместно с гребешками вращающегося лабиринта 102 образуют уплотнение, препятствующее перетеканию газа из проточной части турбины. Лопатки соплового аппарата 27 расположены в кольцевом пространстве между наружным и внутрен- ним кольцами. С помощью Г-образных выступов, выполненных на наружных полках, лопатки фик- сируются в торцевых цилиндрических проточках наружного кольца 29. Торцами переднего выступа лопатки плотно прижаты к торцу проточки наружного кольца 29 и закреплены радиальными штифтами. Между полками соседних лопаток, а также между торцами наружных полок имеются зазоры, необ- ходимые для предотвращения возникновения напряжений и коробления при температурном расширении лопаток. Лопатки СА 27 выполнены методом точного литья из жаропрочного сплава. Они имеют наружную и внутреннюю полки и пустотелое перо. На внутренней поверхности пера отлиты ребра для увели- чения поверхности теплоотдачи. В охлаждаемых лопатках установлены дефлекторы 25, повышающие эффективность охлаждения пера лопатки. Охлаждающий воздух поступает во внутренние полости дефлекторов через втулки и 27 отверстий в ленте 26. Из лопаток воздух выходит через отверстия, выполненные у выходной кромки на корытце пера лопатки. Для повышения жаростойкости наружные поверхности лопаток СА алитируются. Опора 5 ТВД (передняя опора турбины) сварной конструкции, изготовлена из титанового сплава. Она собрана совместно с упругодемпферным элементом, состоящим из внутренней 2 и наружной 3 рессор опоры роликоподшипника и монтируется внутри опоры 8 СА I ступени турбины. Опора ТВД имеет передний и задний наружные и средний внутренний фланцы. Опора 5 закреплена передним наружным фланцем в опоре 8 совместно с эксцентриковым кольцом 6. При сборке турбины кольцом 6 достигается соосность роликоподшипника 108 ротора ТВД и ротора КВД. На заднем фланце опоры 5 закреплены лабиринтные фланцы 9 и //. В среднем внутреннем фланце имеется проточка, в которую запрессована наружная рессора 3 упругого элемента, в которую устанавливается с малым зазором внутренняя рессора 2. В этот зазор подается масло для демп- фирования колебаний. Во внутреннюю рессору 2 монтируется наружная обойма роликоподшипника 108 и зажимается гайкой /. Внутренняя обойма роликоподшипника 108 закреплена на валу 104 ТВД гайкой 109. Подшипник 108 смазывается и охлаждается маслом, поступающим через два жиклера ПО, закрепленных в наружной рессоре 3 опоры. К жиклерам масло подводится по трубе, расположенной внутри кожуха вала. Отработанное масло отводится от подшипника 108 через отверстия в опоре 5 в кожух вала и откачивается из него масляным насосом. Для наддува лабиринтной втулки 107 и изоляции полости подшипника 108 от охлаждающего воздуха высокого давления со сравнительно высокой температурой в полость К между лабиринтом 4 и втулкой 107 подается воздух из наружного контура. Наддув лабиринтной втулки воздухом способствует предотвращению утечек масла из полости роликоподшипника 108 по радиальным зазорам втулки 107. Ротор ТВД состоит из вала 104, дисков 105 и 97 с рабочими лопатками 21, 28 и закрепленными на дисках дефлекторами 10, 100, роликоподшипника 108, деталей лабиринтных уплотнений и крепеж- ных деталей. Вал ТВД 104 соединяется с валом КВД шлицевым соединением и стяжной втулкой 115. Стяжная втулка 115 вворачивается в вал ТВД и контрится шлицевым замком /25, который фиксируется в осевом положении пружинным замком ///. Требуемое осевое положение ротора ТВД обеспечи- вается вворачиванием на соответствующую глубину стяжной втулки 115 в вал 104. Компенсация возможного перекоса валов ТВД и КВД при стыковке достигается установкой двух сферических колец 114 и 113. Вал 104 ротора ТВД полый, в передней части имеет наружные шлицы, в задней —фланец! в котором запрессованы призонные штифты 101. С передней стороны фланца на штифты 101 ставится диск 105 I ступени, который фиксируется от осевого перемещения гайкой 106. С задней стороны фланца на штифты 101 устанавливается диск 97 II ступени. Фиксация этого диска осуществляется гайкой 99, которая совместно с втулкой 98, вставленной в вал, крепится болтами к лабиринту 96. Диски 105 I ступени и 97 II ступени имеют в ободах пятизубые замки типа «елочка» для установки рабочих лопаток. На каждом диске установлено по 80 лопаток. Для эффективного охлаж- дения дисков установлены дефлекторы, обеспечивающие подвод воздуха к передним стенкам дисков и рабочим охлаждаемым лопаткам через косые 'сверления в ободах дисков. На переднем фланце диска 105 I ступени установлен дефлектор 10, закрепленный болтами совместно с двойным лабиринтом 4. В периферийной части дефлектора 10 имеются пазы, в которые входят выступы диска 105, что обеспечивает их надежное соединение. К заднему наружному фланцу диска I ступени крепятся болтами лабиринт 102 и крышка 103. На переднем фланце диска 97 II ступени установлен и закреплен болтами дефлектор 100. В периферийной части крепление дефлектора к диску выполнено аналогично креплению дефлектора I сту- пени. На заднем фланце диска 97 установлен лабиринт 96, который совмес .о с лабиринтным фланцем и лабиринтом 93 образует уплотнение проточной части турбины. 77 На фланцах дисков, к которым крепятся дефлекторы и лабиринты, между болтами выполнены фрезеровки для прохода охлаждающего воздуха из разгрузочной полости Б. Рабочие лопатки 21 I ступени турбины литые, изготовлены из жаропрочного сплава. Для прохода охлаждающего воздуха внутри пера выполнен канал, повторяющий внешнее очертание профиля пера. В этом канале в шахматном порядке расположены отлитые как единое целое со стенками цилинд- рические перемычки — интенсификаторы. Кроме того, имеются перемычки, служащие для направления потока охлаждающего воздуха к входной и выходной кромкам пера. Охлаждающий воздух во внут- ренний канал пера подводится по трем отверстиям, образованным при литье в замке лопатки. Ох- лаждающий воздух выходит в зазор, образованный торцом пера лопатки 21 и разрезным кольцом 22 I сту- теии. Рабочие лопатки 28 II ступени турбины также отлиты из жаропрочного сплава. Для их охлаж- дения внутри каждой лопатки выполнено по шесть продольных цилиндрических каналов, которые проходят через замок, перо и бандажную полку. Для повышения жаропрочности рабочие лопатки I и II ступеней алитированы. Лопатки обеих ступеней крепятся в ободах дисков пятизубными замками типа «елочка». Лопатки 21 I ступени фиксируются от осевого перемещения дефлектором 10 и контровками 16, а лопатки 28 II ступени — контровками 24. Для снижения вибронапряжений на лопатках II ступени имеются бандажные полочки с зигза- гообразными боковыми поверхностями, по которым при установке лопаток в диске образуется натяг. Гребешки бандажных полок совместно с разрезным кольцом 31 II ступени образуют кольцевое лаби- ринтное уплотнение, уменьшающее радиальные перетекания газа. 7.4. ТУРБИНА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ТНД состоит из сопловых аппаратов III—IV ступеней, четырехступенчатого ротора, деталей задней опоры, лабиринтов, кожуха и деталей крепления. В конструкцию соплового аппарата ТНД (см. рис. 7.2) входят наружные кольца 32, 39, 45 и 48, разрезные кольца 40, внутренние кольца 89, 82 и 49, по 79 шт. лопаток 38, 33, 42 и 46 в каждой ступени, диафрагма 30, лабиринтные фланцы 95, 87, 81 и 52. Проточная часть СА образуется наружными и внутренними полками лопаток, отлитыми как единое целое с пером. Конструкция сопловых аппаратов ТНД в основном аналогична конструкции соплового аппарата II ступени ТВД. Различие заключается в следующем: лопатки сопловых аппаратов ТНД неохлаждаемые, не пустотелые, нет ленты и перепускных втулок для прохода охлаждающего воздуха; диафрагма 30 СА III ступени крепится к внутреннему кольцу заклепками, а лабиринтные фланцы 52, 81 и 87 соединены с соответствующими внутренними кольцами 49, 82 и 89 болтами. Кольца 49, 82 и 89 и фланцы 52, 81 и 87 взаимозаменяемы. Ротор ТНД состоит из вала 85, переходного вала 77, РК III —VI ступеней, переднего 124 и заднего 61 роликоподшипников, деталей лабиринтных уплотнений, деталей подвода масла к переднему роликоподшипнику и гайки крепления РК к валу. Вал 85 ТНД выполнен полым. Он расположен концентрично в полости вала ТВД. На передней части вала имеются наружные шлицы и внутренняя резьба. Внутрь вала запрессована втулка 117, по которой подается масло на передний роликоподшипник 124. Вал ротора ТНД соединяется шлицами с промежуточным валом КНД; внутренняя резьба служит для установки втулки 119 с маслоуплот- нительным резиновым кольцом 118, зажатым гайкой 120. Во втулку, законтренную двумя штифтами, вворачивается стяжной болт, фиксирующий ротор ТНД в осевом направлении. На переднем конце вала 85 снаружи установлены внутреннее кольцо роликоподшипника 124, регулировочное кольцо 112 и маслоуплотнительная втулка 116, стянутые гайкой 123, которая фиксируется распорной шлицевой втулкой 122. Между передним торцом втулки 122 и торцом промежуточного вала КНД располагается регулировочное кольцо 121, которое служит для подбора смещения внутреннего кольца роликопод- шипника 124 относительно наружного кольца, установленного внутри вала привода КВД. Таким образом, наружное кольцо роликоподшипника 124 вращается с частотой вращения ротора КВД, а внутреннее—с частотой вращения ротора КНД. В средней части вала имеются фланец и наружные шлицы. С передней стороны фланца на запрессованные призонные штифты 88 ставится,РК III ступени ТНД и затягивается гайкой 91, с задней стороны фланца на эти же штифты ставится колесо IV ступени и затягивается гайкой 84. Вал 85 наружными шлицами соединяется с переходным валом 77, который фиксируется в осевом направлении гайкой 75. Переходной вал 77 имеет на наружной поверхности фланец. С передней стороны фланца на запрессованные призонные штифты 76 устанавливается колесо V ступени и затя- гивается гайкой 79. С задней стороны фланца на эти же штифты крепится колесо VI ступени и затягивается гайкой 55, которая контрится шлицевым замком 56. На заднем конце вала кроме замка 56 смонтированы лабиринты 62 и 59, регулировочное кольцо 63 (для регулирования установки внутреннего кольца роликоподшипника относительно наружного), внут- реннее кольцо роликоподшипника 61. Весь этот пакет стягивается гайкой 68. 78 Для подвода охлаждающего воздуха из наружного контура к ротору ТНД и для сообщения полости К с полостью низкого Давления в задней внутренней части вала 85 установлены труба 74 с маслоуп- лотнительным резиновым кольцом 70. К заднему фланцу трубы, зафиксированной в валу двумя болтами, крепится лабиринтный фланец. Рабочие колеса каждой из четырех ступеней ТНД имеют аналогичную конструкцию. Все диски 43 взаимозаменяемые, на каждом диске с помощью пятизубых замков типа «елочка» закреплены 84 ра- бочие лопатки 36, 41, 44 и 47. Фиксация рабочих лопаток III—V ступеней от осевого перемещения осуществляется кольцами 35, 86 и 80, которые удерживают хвостовики лопаток от перемещения вперед, а сзади эти хвосто- вики удерживаются лабиринтами 90, 83 и 78. Эти лабиринты совместно с лабиринтными фланцами 87, 81 и 52 образуют уплотнение, препятствующее перетеканию газа из ппоточной части турбины. Рабочие лопатки 47 VI ступени фиксируются в диске контровками 54. Кольца и лабиринты крепятся к дискам призонными болтами. Рабочие лопатки всех ступеней ТНД имеют бандажные полки с зигзагообразными боковыми поверхностями, по которым после монтажа лопаток в дисках обеспечивается натяг, необходимый для снижения вибронапряжений. В сборе полки образуют кольцевой бандаж с гребешками на наружной поверхности, благодаря чему уменьшаются утечки газа через радиальный зазор. Диск III ступени с передней стороны закрыт дефлектором 92, что в значительной степени снижает тепловые нагрузки этого диска. К дефлектору 92 болтами крепятся совместно гайки 91 и лабиринты 93 и 94. После затяжки гаек 84, 79, 77, 75 и 62 по торцам лабиринтов 90, 83, 78 и колец 49, 80, 53 создается натяг, обеспечивающий достаточную жесткость ротора. Кожух 37 представляет собой обечайку, см. рис. 7.2, которая крепится винтами к переднему 34 и заднему 50 кронштейнам. Кронштейны состоят из двух половин. Жесткость обечайки усиливают две накладки, приваренные с внутренней стороны. Все детали кожуха изготовлены из титанового листа толщиной 1 мм. Опора заднего роликоподшипника. Задняя упругодемпферная опора ротора ТНД состоит из опоры 60 роликоподшипника, демпфирующей обоймы 64, крышки 66, лабиринтного фланца 58, эксцентрикового кольца 57, лабиринта 69, труб 71, 51 и 65. Труба 71 для сброса воздуха монтируется на сфери- ческие опоры. Лабиринтный фланец 58 совместно с лабиринтами 62 и 59 служит для уплотнения масляной полости опоры роликоподшипника. В опору 60 монтируется с небольшим зазором демпфи- рующая обойма 64. В обойму устанавливается роликоподшипник 61, наружное кольцо которого затя- гивается гайкой 73, а гайка контрится пластинчатыми замками. Подшипник смазывается и охлаждается маслом, которое подается через жиклер 67, закрепленный в опоре 60. Масло подводится к жиклеру по трубе 65, а отработанное масло откачивается масляным насосом. Эксцентриковое колыю 57 служит для обеспечения соосности подшипника 61 ротора ТНД с ротором ТВД. К наружным фланцам крышки 66 вверху крепится труба суфлирования 51, а внизу — труба для откачки масла, труба 65 для подвода масла и экранированный шланг с проводами от термопар. К центральному фланцу крышки 66 крепятся лабиринт 69, предназначенный для уплотнения, и труба 71 для отвода воздуха низкого давления в полость сопла. 7.5. УЗЕЛ ЗАДНЕЙ ОПОРЫ ДВИГАТЕЛЯ Узел задней опоры двигателя (рис. 7.4) предназначен для крепления деталей задней подвески двигателя; для передачи радиальных усилий от роликоподшипника ТНД к наружным кольцам ста- тора турбины и через тяги к наружному корпусу, для размещения и защиты от нагрева трубо- проводов масляной системы и суфлирования полости опоры подшипника; для размещения и вывода на наружную поверхность двигателя проводов термопар. Узел задней опоры является силовым и служит опорой ротора ТНД, а также образует проточную часть двигателя на участке, заключенном между ТНД и камерой смешения потоков из внутреннего и наружного контуров. Узел задней опоры двигателя состоит из наружного корпуса 22, задней опоры турбины 7, корпуса термопар 19, смесителя 17, конуса 21 и тяг // и 14. Канал наружного контура образован внутренней поверхностью наружного корпуса 22, наружными поверхностями смесителя 17 и обтекателя 16 силового кольца 9. Внутренний контур образован внутренними поверхностями переходника 2, защитного кожуха 8, обтекателями стоек 6, внутренним корпусом опоры турбины 3, корпусом термопар 19 и конусом 21. Наружный корпус представляет собой обечайку сварной конструкции с передним и задним фланцами, а также с фланцами, расположенными на наружной поверхности корпуса. Передний фланец наружного корпуса крепится болтами -к фланцу заднего корпуса внешнего контура. К заднему фланцу корпуса крепится реверсивное устройство или реактивное сопло. Фланцы на внешней поверхности корпуса предназначены для крепления трубопроводов масляной системы /, 10 и проводов термопар 18. В нижней части корпуса предусмотрен фланец для установки датчиков замера полного давления во внутреннем и внешнем контурах двигателя. Эти датчики устанавливаются во время стендовых испытаний двигателя. На корпусе в местах установки тяг //, соединяющих заднюю опору турбины с наружным корпусом, 79 Рис. 7.4. Узел~задней опоры двигателя: /, 10 — трубопроводы; 2—переходник; 3—внутренний кор- пус опоры турбины; 4 — диафрагма; 5 —силовая стойка; 6, 16 — обтекатели; 7 — задняя опора турбины; 8 — защит- ный кожух; 9 — силовое кольцо; //, 14 — тяги; 12, 24—крон- штейны; 13 — качалка; /5 —козырек; /7 —смеситель; 18 — термопара; 19 — корпус термопар; 20 — отражатель; 21 — конус; 22 —наружный корпус; 23 — фланец расположено шесть кронштейнов, к которым закреплены серьги со сферическими кольцами для крепления тяг //. Два верхних кронштейна 12 тяг // имеют наружные проушины с двумя отверстиями: одно для крепления мотогондолы самолета, второе — для подвески двигателя при установке его на самолет. Два нижних кронштейна 24 имеют проушины, используемые при транспортировании двигателя. В верхней части корпуса проходит тяга 14 задней подвески двигателя с качалкой 13. Для уменьшения перетекания воздуха в месте прохождения тяги устанавливается специальное уплотнение, состоящее из разрезного кольца и уплотнительной втулки. Все детали корпуса изготовлены из ти- танового сплава, а уплотнитель^ая втулка — из стали. Задняя опора турбины 7 образована из шестистоечного корпуса и соединенных с ним внутрен- него корпуса 3 и силового кольца 9. В конструкцию задней опоры турбины также входит переход- ник 2, с помощью которого опора соединена с корпусом соплового аппарата VI ступени турбины. Для предотвращения попадания горячих газов в зону расположения роликоподшипника задней опоры установлена диафрагма 4, отделяющая внутреннюю полость опоры от проточной части двигателя. Силовые стойки 5 корпуса опоры защищены от воздействия горячих газов обтекателями 6. Охлаждение деталей задней опоры осуществляется воздухом, поступающим из наружного контура двигателя через козырьки 15. Уменьшение газодинамических потерь при обтекании силового кольца 9 достигается установкой обтекателя 16. Силовое кольцо ограждено от воздействия газов защитным кожухом; в полость между кожухом и кольцом поступает воздух из наружного контура. Все детали, непосредственно соприкасающиеся, с газовым потоком, выполнены из жаропрочной стали, остальные элементы опоры изготовлены из титановых сплавов. Корпус термопар 19 предназначен для размещения на нем 12 термопар для замера температуры газа за турбиной. Корпус термопар представляет собой кольцевую обечайку с передним и задним фланцами. Передний фланец корпуса термопар крепится к внутреннему корпусу опоры турбины, а к заднему фланцу корпуса термопар крепится конус. На переднем фланце корпуса термопар кроме крепежных отверстий имеются отверстия для прохода охлаждающего воздуха. На конической по- верхности заднего фланца выполнены 12 радиальных отверстий, в которые установлены кронштейны термопар 18. В этих кронштейнах закреплены термопары, на заднем фланце приклепаны 12 гаек для крепления конуса. Детали корпуса термопар изготовлены из коррозионно-стойкой стали. 80 Смеситель и конус. Смеситель 17 предназначен для перемешивания потоков воздуха и газа, выходящих в сопло из наружного и внутреннего контуров двигателя. Во время работы двигат^я воздушный и газовый потоки омывают лепестки смесителя, разде- ляются на 16 горячих и холодных струй, интенсивно перемешиваются вследствие увеличения площади поверхности соприкосновения воздуха и газа, при этом происходит выравнивание газодинамических параметров реактивной струи на срезе сопла. В результате обеспечивается повышение удельной тяги на 1—3% и снижение удельного расхода топлива на 1—3%, а также снижение уровня шума дви- гателя. Смеситель 17 состоит из 16 сварных между собой лепестков, выштампованных из корро- зионно-стойкой стали. Смеситель крепится фланцем к силовому кольцу опоры турбины. Конус 21 предназначен для создания внутреннего профиля 'канала за турбиной и крепится к заднему фланцу корпуса термопар. Конус представляет собой коническую обечайку с фланцем и отражателем 20. В местах установки винтов крепления конусов к корпусу термопар в конусе имеются выштамповки. Для усиления конуса к его внутренней поверхности приварена окантовка. Фланец отражателя 20 слу- жит для крепления сферической опоры трубы сброса воздуха. Все детали конуса изготовлены из коррозионно-стойкой стали. 7.6. ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ УЗЛА ТУРБИНЫ В процессе эксплуатации двигателей Д-30КУ и Д-30КП были выявлены отказы и неисправности узла турбины, вызванные конструктивными недостатками отдельных деталей турбины или нарушением правил эксплуатации двигателей. По отказам турбины, выявленным в процессе эксплуатации двига- телей, на заводе-изготовителе разработаны конструктивные и технологические мероприятия, позволяющие исключить повторение подобных отказов в дальнейшей эксплуатации. Кроме того, в эксплуатационных предприятиях разрабатываются руководящие документы, направленные на своевременное обнаружение и предупреждение неисправностей. Ниже приведены наиболее характерные неисправности узла турбины, имевшие место в процессе эксплуатации двигателей Д-30КУ и Д-30КП. 1. Разрушение сопловых лопаток 1 и II ступеней турбины вследствие перегрева, вызванного воздействием местной повышенной температуры газа при работе двигателя. 2. Оплавление и поломки вставок I ступени соплового аппарата турбины из-за перегрева вставок под воздействием высоких температур газового потока в периферийной части соплового аппарата в процессе длительной работы. Для исключения появления этих неисправностей в процессе эксплуатации двигателей на произ- водстве внедрены газосборники жаровых труб камеры сгорания с дополнительными отверстиями для подачи вторичного воздуха в периферийную зону сопловых аппаратов, а в двигателях, выпускаемых с 1979 г., введены охлаждаемые вставки I ступени соплового аппарата. 3. Касание рабочих лопаток V и VI ступеней турбины о наружные кольца этих ступеней вслед- ствие уменьшения радиального зазора из-за деформации внутреннего кольца и изменения внутреннего диаметра кольца V ступени, выполненного из сплава ЭИ-696А. Для устранения этой неисправности в производстве была предусмотрена замена сплава ЭИ-696 сплавом ЭИ-437Б, из которого изготавливают наружные кольца сопловых аппаратов IV—VI ступеней. В эксплуатации.предусмотрен периодический осмотр наружных колец соплового аппарата. 4. Задевание рабочих лопаток о лопатки соплового аппарата V ступени турбины из-за смещения части соплового аппарата этой ступени в сторону рабочих лопаток вследствие растрескивания наружного кольца. Трещины на кольце вызваны термической усталостью сплава ЭИ-696А. Для предупрежде- ния этого конструктивного дефекта в производстве проведена замена сплава ЭИ-696А сплавом ЭИ-437Б, а в эксплуатации введен периодический осмотр наружных колец сопловых аппаратов IV—VI ступеней. 5. Обрыв головок болтов крепления коллектора соплового аппарата I ступени турбины к диффузору камеры сгорания. Дефект конструктивный. В производстве заменен материал, из которого изготавливают коллектор (титановый сплав заменен сталью ИЭ-437Б), а также введена индивидуальная контровка гаек. В эксплуатации введен периодический осмотр состояния лопаток через 400, 600, 800 и 1000 ч наработки. 6. Возникновение постороннего шума при прокрутке ротора КНД из-за обрыва болта крепления лабиринта и кольца V ступени турбины. Дефект конструктивно-технологический. Для предотвращения возникновения подобных дефектов на производстве заменены материалы, из которых изготавливаются болт (сплав ИЭ-437 сплавом ЭИ-698ВД), диск, кольцо и лабиринт V сту- пени турбины (сплав ИЭ-437Б сплавом ЭИ-698ВД). 7. Забоины на рабочих лопатках VI ступени турбины. В эксплуатации предусмотрена зачистка забоин и периодический осмотр. 8. Трещины на защитном кожухе задней опоры. В эксплуатации предусмотрен его периодический осмотр. 81 ГЛАВА 8 РЕВЕРСИВНЫЕ УСТРОЙСТВА ДВИГАТЕЛЕЙ Д-30КУ И Д-30КП 8.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РЕВЕРСИВНЫХ УСТРОЙСТВАХ Современные гражданские самолеты, имеющие большие посадочные массы и высокие посадочные скорости, оборудуются различными устройствами для торможения самолета при пробеге после посадки, а также при экстренном торможении в случае прерванного взлета. Наиболее эффективным устройством для торможения является реверсивное устройство (РУ) реактивного сопла двигателя. В современных ГТД применяются РУ двух типов (рис. 8.1): РУ с отклоняющими решетками и РУ с отклоняющими створками. Принцип действия РУ обоих типов состоит в отклонении потока выходящих из двигателя газов на угол, превышающий 90°, и в изменении вследствие этого направления вектора тяги с прямого на обрат- ное. Реверсивные устройства являются средством повышения безопасности полетов, а их конструкция влияет на техническое совершенство двигателя. РУ должны отвечать следующим основным требованиям: получение максимально возможной обратной тяги, которая для граждагнских самолетов составляет обычно от 40 до 70% максимальной прямой тяги, полученной в стендовых условиях; отсутствие поперечной составляющей вектора тяги при включении РУ; небольшая относительная масса РУ; простота и надежность конструкции; малое внешнее аэродинамическое сопротивление; минимальное внутреннее аэродинамическое сопротивление, которое не должно вызывать снижение прямой тяги более чем на 1%; обеспечение минимального (не более 1...2 с) времени включения обратной тяги и перехода двигателя от обратной тяги к прямой; сохранение устойчивости и управляемости самолета при включении реверсивного устройства; для этого должна обеспечиваться синхронность включения и равенство обратных тяг всех двигателей самолета, снабженных реверсивным устройством; минимальное воздействие струи газов на детали самолета; исключение попадания отклоненной струи газов во входные устройства двигателей; неизменность режима работы двигателя при реверсировании тяги; безотказность системы управления реверсивным устройством. РУ с отклоняющими створками (рис. 8.1, а) имеет две створки /, расположенные за пределами удлинительной трубы 4 и образующие в положении I (ПРЯМАЯ ТЯГА) часть гондолы двигателя. В положении II (ОБРАТНАЯ ТЯГА) створки на кронштейнах 6 сдвигаются назад и поворачиваются на осях 3. В таком положении створки преграждают выход потоку газа в прямом направлении и разворачивают этот поток на угол а > 90°. Вектор тяги при этом изменяет свое направление на противоположное. д; Рис. 8.1. Типы реверсивных устройств: а- реверсивное устройство с отклоняющими створками; б —реверсив- ное устройство с отклоняющими решетками; / — отклоняющие створ- ки; 2 — реактивное сопло; 3— ось поворота створок; 4— удлинитель- ная труба; 5 —стенка гондолы двигателя; б —кронштейн; 7 —откло- няющая решетка 82 6 78 9 Ю 11 12 13 S Рис. 8.2. Узел реверсивного устройства двигателя Д-30КУ: / — передний кожух; 2 — соединительный фланец; 3 —средний ко- отражатель; 12 — тяга; 13 — передний силовой шпангоут; 14 — зад- жух; 4 — промежуточный фланец; 5 —передняя стенка противопо- Ний кожух; 15 — шпангоуты створки; 16 — верхняя створка; 17 —внут- жарной перегородки; 6 — соединительный фланец; 7 —кольцевой ренняя обечайка створки; /? —реактивное сопло; /9 —задний сило- фланец; 5 —противопожарная перегородка; 9 — стенка противопо- вой шпангоут; 20 — переходник; 21 — окантовка; 22 — нижняя створ- жарной пеоегородки; 10 — передний шпангоут створки; // — ребро- ка; 23 — силовая балка; 24 — корпус замка; 25 — втулка В РУ с отклоняющими решетками (рис. 8.1,6) кроме створок /, расположенных внутри удли- нительной трубы 4, имеются решетки 7, установленные в двух взаимно противоположных окнах, вырезанных в стенках удлинительной трубы. В положении I створки закрывают окна и поток газа проходит к реактивному соплу. В положении II створки поворачиваются вокруг осей 3, перекрывая поступление потока газа к реактивному соплу и направляя его к отклоняющим решеткам 7. Решетки окончательно поворачивают поток на угол а > 90°, обеспечивая изменение направления вектора тяги. В двигателях Д-30КУ и Д-30КП используется РУ с отклоняющими створками, основными пре- имуществами которого являются простота конструкции и высокая надежность, обусловленная размеще- нием узлов крепления створок в «холодной зоне», что существенно улучшает условия их работы. В положении I створки / находятся вне потока газа, и поэтому не оказывают влияния на тягу двигателя. На самолете Ил-62М РУ установлены только в крайних двигателях Д-30КУ (т. е. в силовых установках № 1 и № 4). На самолете Ил-76 все четыре двигателя Д-30КП снабжены РУ. В ТРДД Д-30КУ узел РУ (рис. 8.2) состоит из корпуса, образованного передним /, средним 3 и задним 14 кожухами и реактивным соплом /S; противопожарной перегородки 8 с передней стен- кой 5; двух отклоняющих створок 16 и 22\ двух силовых балок 23, к которым крепятся створки; двух механизмов поворота створок, обтекателей, закрывающих механизмы привода створок; механи- ческого замка 24, обеспечивающего запирание створок в положении ПРЯМАЯ ТЯГА. Узел РУ крепится передним фланцем кожуха / к фланцу наружного кожуха задней опоры двигателя. При выключенном РУ, т. е. в положении ПРЯМАЯ ТЯГА, силы, действующие на реактивное сопло, передаются через задний и средний кожухи на передний кожух /, а далее через фланцевое соединение ни наружный кожух задней опоры двигателя. Усилия, действующие на элементы конструкции узла, существенно возрастают при включенном РУ. В этом случае силы воздействия потока газов на створки 16 и 22 передаются затем через передний и задний силовые рычаги на левую и правую силовые балки и далее на средний и передний кожухи. 8.2. КОРПУС РЕВЕРСИВНОГО УСТРОЙСТВА Каждый из перечисленных выше кожухов, образующих корпус РУ, имеет обечайку, сваренную из титанового листа, к которой приварены передний и задний точеные кольцевые фланцы, также изготовленные из титанового сплава. С помощью этих фланцев осуществляется соединение кожухов между собой, а также с реактивным соплом. На среднем кожухе 3 имеется промежуточный фланец 4 для крепления передней стенки 5 противопожарной перегородки. Передний и задний фланцы заднего кожуха 14 имеют в сечении П-образную форму. К переднему гребню заднего силового кожуха наряду со средним кожухом 3 крепятся также левая и правая силовые балки 23. Крепление балок осуществляется к двум гребням переднего кольцевого фланца 7 с помощью удлиненных болтов. К переднему гребню этого фланца радиальными винтами крепится противопожарная перегородка 8. К заднему П-образному фланцу заднего кожуха 14 крепятся реактивное сопло 18 и силовые балки. Для обеспечения свободы температурных расширений кожуха относительно балок соединение указанных деталей выполнено телескопическим. Реактивное сопло 18 так же как кожухи РУ представляют собой сварную оболочковую конструкцию из титанового сплава. Сопло состоит из обечайки и точеного переднего фланца, Которым оно крепится к заднему кожуху 14. Для повышения жесткости обечайки на нее в районе выходного отверстия установлена окантовка 2/, к которой крепится труба суфлирования двигателя. Для этого к окан- товке приклепаны две анкерные гайки. 8.3. СТВОРКИ, ОБТЕКАТЕЛИ РЕВЕРСИВНОГО УСТРОЙСТВА И ПРОТИВОПОЖАРНАЯ ПЕРЕГОРОДКА Створки и наружные обтекатели РУ в положении ПРЯМАЯ ТЯГА образуют продолжение гондолы двигателя и способствуют снижению внешнего аэродинамического сопротивления силовой установки. В положении ОБРАТНАЯ ТЯГА (рис. 8.3) створки 7, 10 и подвижные наружные обтекатели 4 поворачиваются, обеспечивая поворот потока газа, вытекающего из двигателя, на угол а > 90°. Обтекатели 3 и 4 совместно с противопожарной перегородкой 2 предотвращают воздействие горячей струи газа на элементы конструкции двигателя и самолета. Створки РУ представляют собой двухстенные узлы клепаной конструкции (рис. 8.4). Силовой каркас каждой створки образован двумя продольными элементами — стрингерами 3 и // и десятью поперечными силовыми элементами — шпангоутами 15 (см. рис. 8.2). Стрингеры и шпангоуты соеди- няются наклепанными на них уголками. Передний шпангоут 10, а также передний 13 и задний /9 силовые шпангоуты — точеные, остальные семь шпангоутов 15—изготовлены штамповкой из листового материала. К полкам шпангоутов и стрингеров крепятся заклепками наружная и внутренняя обечайки створки. Продолжением внутренней обечайки является переходник 20. Для лучшего сопряжения с деталями гондолы двигателя у створок имеются наружное 2 и внут- 84 16 1г 8 Рис. 8.3. Расположение створок и на- ружных обтекателей при работе дви- гателя на режиме обратной тяги: / — передний кожух реверсивного устрой- ства; 2 — противопожарная перегородка; 3— неподвижный наружный обтекатель; 4 — подвижный наружный обтекатель; 5 — передний силовой рычаг; 6—наружное крыло верхней створки; 7—верхняя створка; 8—внутреннее крыло верхней створки; 9—внутреннее крыло нижней створки; 10—нижняя створка; // — на- ружное крыло нижней створки Рис. 8.4. Створка реверсивного устройства: /, 13 — передние кронштейны; 2—на- ружное крыло; 3—наружный стрин- гер; 4 — уголок; 5—внутренняя обе- чайка; 6 — задний наружный крон- штейн; 7 — переходник; 8 — внутреннее крыло; 9 — задний внутренний крон- штейн; 10—уголок; // — внутренний стрингер; 12— растяжки; 14 — ребро- отражатель; 15 — тяги; 16—внутрен- няя обечайка реннее 8 крылья. Крылья приклепаны к шпангоутам створок, а для повышения жесткости имеют уголки 4 и 10. Внутреннее крыло 8, имеющее большие по сравнению с наружным крылом размеры, дополнительно шарнирно крепится к стрингеру растяжками 12. В передней части створки со стороны ее внутренней обечайки устанавливается ребро-отражатель 14, обеспечивающее окончательный поворот струи газов, выходящей из двигателя. Ребро-отражатель на- ходится в газовом потоке и испытывает значительное силовое воздействие, поэтому его крепление осуществляют с помощью двух конструктивных элементов: к переднему шпангоуту 10 (см. рис. 8.2) оно крепится заклепками, а к силовому шпангоуту 13—тягами 12. Тяги шарнирно соединены с кронштейнами, закрепленными на шпангоуте 13 и ребре-отражателе //. Наружная обечайка створки изготовлена из алюминиевого сплава, а внутренняя обечайка, шпан- гоуты и стрингеры — из титановых сплавов. Крепление створки к рычагам осуществляется с помощью четырех кронштейнов: передних / и 13 и задних 6 и 9 (см. рис. 8.4). Передние кронштейны крепятся призонными болтами к переднему силовому шпангоуту 13 (см. рис. 8.2), а задние — к заднему силовому шпангоуту 19. Обтекатели РУ закрывают механизм привода створок с внешней стороны, снижая внешнее аэроди- намическое сопротивление гондолы двигателя, а также защищая механизм реверсивного устройства от воздействия высокотемпературного газового потока двигателя. С наружной (по отношению к оси самолета) стороны этот механизм закрыт неподвижным 3 (см. рис. 8.3) и подвижным 4 обтекателями. С противоположной (обращенной к фюзеляжу самолета) стороны обтекатель силовой балки отсутствует, а защита задних рычагов РУ от воздействия газовой струи обеспечивается коротким неподвижным обтекателем и двухсекционным подвижным обтекателем, секции которого соединены шарнирно. Для обеспечения возможности движения задних рычагов крепления створок секции подвижного обтекателя поворачиваются вокруг оси их крепления. Во время движения створок в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА кромки задних силовых рычагов скользят по поверхности окантовок обтекателей, отжимая их в стороны. При движении створок РУ в обратном направлении секции обтекателей возвращаются в исходное положение винтовыми пружинами. В положении ПРЯМАЯ ТЯГА те же винтовые пружины прижимают окантовки обтекателей к упорам неподвижных внутренних обтекателей. Два неподвижных внутренних обтекателя (рис. 8.5, а) одинаковой конструкции, устанавливаемые слева и справа от оси двигателя, защищают задние кронштейны силовых балок от воздействия газового потока. Неподвижный внутренний обтекатель состоит из стенки / и приклепанных к ней усиливающих ребер 4 (два поперечных и четыре продольных). Упоры 2 предназначены для опирания подвижных обтекателей в положении ПРЯМАЯ ТЯГА. Неподвижный обтекатель крепится к заднему кронштейну силовой балки четырьмя винтами, вворачиваемыми в гайки 3, приклепанные к продольным ребрам обтекателя. Все детали внутреннего неподвижного обтекателя изготовлены из титанового сплава. Подвижные обтекатели, устанавливаемые на внутренней и внешней (по отношению к оси самолета) сторонах РУ, близки по конструкции, однако площадь поверхности внутренних обтекателей значительно больше площади поверхности наружных. 85 т ПИК Я ' /Г/ ---- Н Н К- а Д1\ U , I i ---- и wn v. р- ...... г • ворхмее продольное ребро; 14. 16 -ребра кре.,.,е,.н продольное poopо •пин. 15 - нижнее в) ^«Тж^а"п^дГТуж'иТдля предотвращения „опадания выхлопных газов в под- SSre^ereSHsH^^wxr 4S^^rJ^.^H2rsarssr^ :iEr4;==^^^ НОГ°^"кТ™уГкти=Тныеа;Г„ен,ы, образующие „ротнвопожаркую перегородку, выполнены „3 титановых сплавов. 8.4. СИЛОВЫЕ БАЛКИ И РЫЧАГИ С .ТЯГАМИ Типовые балки РУ (оис 86 и 8.7) являются основными конструктивными элементами, на которые 3^^^^^SS^^^^SS!^Si^=S:!^ °-&° ЬПсГрГ^ ^нЛГ^ГГ/Гзад^Т^соГа также заднето rSfcss?srrjBSLr^=T^ 86 Рис. 8.6."Правая силовая балка: / — передняя крышка силовой балки; 2— передний фланец; 3 — силовой гидроцилиндр; 4— пружинный упор створок; 5 — передние силовые рычаги; 6— верхний кронштейн; 7 —силовая тяга- 8 — задние силовые рычаги; 9— задний кронштейн сило- вой балки; 10— нижний кронштейн; // — задний корпус сило- вой балки; 12 — передний корпус силовой балки / 2 J К переднему фланцу винтами по контуру крепится передняя крышка /% силовой балки, с которой шарнирно соединен силовой гидроцилиндр 3, размещенный в коробчатой полости переднего корпуса. Для обеспечения возможности монтажа цилиндра в наружной стенке корпуса выполнено окно прямо- угольной формы, закрываемое крышкой 58 (см. рис. 8.7). На переднем фланце выполнены два отверстия, для ввода в коробчатую полость балки трубопроводов / для подвода жидкости к гидро- цилиндру. На заднем фланце переднего корпуса центрируется и крепится задний корпус 43 силовой балки. Этим же фланцем осуществляется крепление наружного неподвижного обтекателя 55 и телескопическое соединение с помощью болтов 41 силовой балки с корпусом РУ. 567 11 12 /J /4- 19 16 Л 1д 13 20 А± 6-6 +9 48 47 5S Л 53 52 51 50 62 61 60 59 58 57 56 Рис. 8.7. Механизм управления реверсивным / — трубы для подвода и отвода рабочей жидкости; 2 — пол- зун; 3 — рычаг; 4 — упор створки; 5 —замок; 6— кронштейн переднего силового рычага; 7 — серьга; 8 — выступ кронш- тейна; 9— поршень; 10— корпус пружины; // — втулка; 12 — ушковый болт; 13 — рычаг; 14 — угольник; /5 —рычаг проме- жуточной тяги; 16 — тяга; /7—верхний кронштейн; 18 — пе- редний силовой рычаг; /9 —ведущий наружный рычаг замка; 20— опора рычага; 21— задние силовые рычаги; 22 — зад- ний кронштейн балки; 23 — силовые тяги; 24 — зуб синхро- низатора; 25 — нижний кронштейн; 26 — сигнализатор поло- жения створок; 27 — кронштейн сигнализатора; 28 — фланец; 29— кронштейн крепления опоры промежуточного валика; 30—промежуточный валик; 31 — опора промежуточного ва- лика; 32 — сигнализатор положения замка; 33—рычаг сиг- устройством (вид на левую силовую балку): нализатора; 34 — тяга; 35 — направляющая ось; 36 — перед- ни^ корпус силовой балки; 37 — угольник; 38 — радиальный болт; 39 — передний фланец; 40 — осевой болт; 41—задний болт крепления балки; 42 — фланец кожуха; 43— задний кор- пус балки; 44 — синхронизатор; 45 — переходник; 46 — под- вижный обтекатель; 47 — пружина; 48 — ось; 49 — кронштейн обтекателя; 50 — внутренняя направляющая; 5/ — вилка; 52 — шток поршня; 53—ребро обтекателя; 54 — наружная нап- равляющая; 55— обтекатель; 56—распорная втулка; 57 — крышка синхронизатора; 58 — крышка силовой балки; 59 — промежуточный валик; 60 — рычаг промежуточной тяги; 61 — силовой гидроцилиндр; 62 — промежуточная тяга; 63 — направляющая ось; 64 — ползун; 65 — тяга; 66 — передняя крышка силовой балки; 67 — рычаг пружинного привода зам- ка; 68 — промежуточный рычаг; 69— промежуточный валик 87 На верхней и нижней боковых поверхностях переднего корпуса приклепаны два круглых фланца пружинных упоров створки 4. Кроме того, на левой силовой балке на указанных поверхностях приклепаны также два кронштейна 29 крепления опор промежуточного валика 30 механического замка и два кронштейна крепления корпуса замка. Задний корпус балки также сварной коробчатой конструкции (см. рис. 8.6). Кроме переднего и заднего торцовых фланцев, по которым осуществляется соединение заднего корпуса соответственно с передним корпусом 12 и задним кронштейном 9 силовой балки, на заднем корпусе имеются боковые фланцы, к которым крепятся верхний 6 и нижний 10 кронштейны. Во внутренней полости заднего корпуса силовой балки размещаются детали механизма синхро- низации. Для обеспечения монтажа деталей этого механизма в верхней и нижней стенках корпуса выполнены два прямоугольных окна, а для вывода силовых тяг 7 в этих стенках выполнены задние прямоугольные вырезы. Дополнительно на заднем корпусе левой силовой балки приклепан круглый фланец, к которому на трех винтах крепится опора 20 (см. рис. 8.7) ведущего рычага 19 механического замка. К этому корпусу крепится также сигнализатор положения створок 26. Задний кронштейн 9 силовой балки (см. рис. 8.6) двутаврового сечения, имеет в передней части прямоугольный фланец для соединения с задним корпусом балки. В задней части две боковые щеки переходят в проушины, по которым шарнирно крепятся два задних рычага створок. Центрирование заднего кронштейна с задним корпусом балки осуществляется по специальному прямоугольному буртику (см. рис. 8.7). На фланце кроме отверстий для крепежных болтов имеются еще два отверстия, которые используются для крепления направляющих 50 и 54 механизма синх- ронизации. Наружная направляющая 54 крепится гайкой непосредственно к заднему кронштейну, а внутренняя направляющая 50 устанавливается в углублении специального переходника, который своим резьбовым хвостовиком входит в отверстие во фланце заднего кронштейна. К заднему кронштейну крепятся на винтах неподвижные внутренние обтекатели и кронштейн для крепления секций подвижного обтекателя. Все конструктивные элементы силовой балки сварной конструкции изготовлены из титановых сплавов. На каждой силовой балке установлены по два передних 5 и задних 8 (см. рис. 8.6) силовых рычага, которые служат для крепления створок РУ, а рычаги 5 одновременно используются и для перекладки створок из одного положения в другое с помощью силового гидроцилиндра 3. Передний силовой рычаг (см. рис. 8.7) представляет собой балку переменного двутаврового сечения. К длинному переднему плечу рычага на трех винтах крепится кронштейн 6 с серьгой 7 для захвата механического замка 5 створок. Рычаг соединен кронштейном 6 с помощью сферического подшипника со створкой. С помощью кронштейнов 17 и 25 передние рычаги шарнирно крепятся к силовой балке. Короткое плечо переднего рычага используется для соединения с силовым гидро- цилиндром, которое осуществляется с помощью верхней и нижней силовых тяг 23 и синхрониза- тора 44. Соединение рычагов с силовыми тягами осуществлено с помощью сферических подшипников. В наиболее нагруженном соединении рычага — шарнирном соединении с кронштейнами 17 и 25 —для уменьшения трения установлена бронзовая втулка, внутренняя поверхность которой имеет серебряное покрытие с нанесенной на него твердой смазкой. Задний силовой рычаг 8 (см. рис. 8.6) представляет собой балку переменного сечения, которая внутренним кольцом шарнирно соединена с задним кронштейном балки 22 (см. рис. 8.7), а наружным концом соединена через задние кронштейны 6 и 9 (см. рис. 8.4) со створкой. Силовые рычаги изготовлены штамповкой из высокопрочной легированной стали. Силовые тяги 23 (см. рис. 8.7) состоят из тендерной муфты с двумя ушковыми болтами, в головках которых запрессованы гнезда под сферы для шарнирного соединения тяг с передними рычагами 18 и с синхронизатором 44. Синхронизаторы предназначены для обеспечения одновременного поворота створок и установлены в левой и правой силовых балках РУ. Синхронизатор состоит из следующих основных деталей и узлбв (рис. 8.8): собственно синхрони- затора 9, внутренней 10 и наружной 8 направляющих, крышки 7 и переходника //. Синхронизатор 9 с помощью вильчатого наконечника и сферического кольца шарнирно связан со штоком силового гидроцилиндра. Перемещение синхронизатора осуществляется под действием усилия со стороны силового гидроцилиндра, при этом он скользит по двум направляющим, закрепленным в крышке 7 и заднем кронштейне силовой балки 22 (см. рис. 8.7). Наружная направляющая крепится гайкой непосред- Рис. 8.8. Синхронизатор реверсивного устройства: / — передний корпус балки; 2 — фланец пружинного упора; 3 — пру- жина крепления пружинного привода замка; 4 — кронштейны креп- ления корпуса замка; 5—кронштейны крепления опоры промежу- точного валика; 6—задний фланец переднего корпуса балки; 7 — крышка синхронизатора; 8— наружная направляющая синхрони- затора; 9 — синхронизатор; 10 — внутренняя направляющая син- хронизатора; // — переходник; 12 — проушины синхронизатора; 13 — зуб синхронизатора 88 ственно к заднему кронштейну силовой балки, а внутренняя —через переходник // (см. рис. 8.8), который закреплен на фланце заднего кронштейна силовой балки двумя винтами. Такое крепление обеспечивает свободное температурное расширение направляющих синхронизатора. Две вильчатые проушины 12 служат для соединения синхронизатора с силовыми тягами 23 РУ (см. рис. 8.7). Синхронизатор и его направляющие изготовлены из стали, в местах скольжения установлены бронзовые втулки. 8.5. СИЛОВЫЕ ГИДРОЦИЛИНДРЫ РЕВЕРСИВНОГО УСТРОЙСТВА Перекладка створок РУ из одного крайнего положения в другое осуществляется благодаря уси- лиям, развиваемым двумя силовыми гидроцилиндрами. Для предотвращения соударения створок друг с другом при перекладке в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА в гидроцилиндрах установлены гидро- замедлители, уменьшающие скорость движения поршня в конце хода. Силовые гидроцилиндры располагаются во внутренних коробчатых полостях передних корпусов левой и правой силовых балок. Силовой гидроцилиндр (рис. 8.9) состоит из гильзы 6> передней 2 и задней 9 крышек, поршня 7 со штоком //, направляющей втулки 10 с тремя уплотнительными кольцами, двух угольников 8 и 14 и узла гидрозамедлителя. Поршень 7 изготовлен как единое целое со штоком //. Уплотнение поршня по гильзе 6 осу- ществляется с помощью уплотнительных колец 13, размещенных в двух кольцевых канавках. В каждую канавку установлено по одному резиновому и по два фторопластовых кольца. Крышки крепятся к гильзе винтами 5 и центрируются по цилиндрическим буртикам. Под переднюю крышку установлена регулировочная шайба 4, обеспечивающая заданный ход поршня. На передней крышке имеется хвостовик с отверстием, в которое установлен сферический вкладыш /, являющийся подшипником крепления цилиндра к передней крышке 66 силовой балки (см. рис. 8.7). На боковой поверхности передней крышки установлен угольник 14 (см. рис. 8.9) для подвода рабочей жидкости в левую полость ? гидроцилиндра. На задней крышке установлен аналогичный угольник 8, через который рабочая жидкость подводится в правую полость Д гидроцилиндра. Местное утолщение крышки 9, в которое ввернут угольник 8, одновременно является правым упором поршня. Отвод рабочей жидкости из полостей Д и ? осуществляется через те же угольники 8 и 14. В центральное отверстие задней крышки 9 установлена направляющая втулка 10, закрепленная в крышке с помощью гайки 12 и служащая опорой для штока //. Выход штока из гидроцилиндра уплотнен фетровым сальником. Гидрозамедлитель состоит из корпуса 3, одновременно являющегося передним упором поршня /, гайки 20, законтренной шайбой с отгибным усиком, клапана 21 с пружиной 16, стакана 19 с пружиной 15, болта 18 с распорной втулкой 17. Все основные детали силового гидроцилиндра и гидрозамедлителя выполнены из стали. Работа силовых цилиндров и гидрозамедлителей осуществляется следующим образом: для перекладки створок РУ из положения ПРЯМАЯ ТЯГА (рис. 8.9, а) в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА в правую полость Д силового гидроцилиндра из линии высокого давления гидросистемы через угольник 8 пода- ется рабочая жидкость. При этом из левой полости цилиндра Е рабочая жидкость отводится в бак через восемь наклонных отверстий В и центральное отверстие А в корпусе 3 гидрозамедлителя. Под давлением рабочей жидкости поршень 7 перемещается влево, обеспечивая перекладку створок РУ в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА. Рис. 8.9. Силовой гидроцилиндр реверсивного устройства с гидро- замедлителем: а —в положении ПРЯМАЯ ТЯГА; б—в положении ОБРАТНАЯ ТЯГА; / — сферический вкладыш; 2—передняя крышка; 3—корпус гидрозамед- лителя; 4—регулировочная шайба; 5—винт; 6— гильза; 7—поршень; 8 — угольник; 9 — задняя крышка; 10—втулка; // — шток; 12 — гайка; 13 — уплотнительные кольца; 14—угольник; 15, 16 — пружина; 17 — рас- порная втулка; 18 — болт; 19 — стакан; 20—гайка; 21 — клапан; А — цен- тральное отверстие в корпусе гидрозамедлителя для слива рабочей жидкости из-под поршня; Б — жиклерные пазы клапана; В—наклонные отверстия в корпусе гидрозамедлителя; Г — вырез для слива рабочей жид- кости из-под поршня, Д — правая полость гидроцилиндра; Е — левая полость гидроцилиндра 6) 89 Перед окончанием перекладки створок поршень 7 упирается в стакан 19 и, перемещая его, сжимает пружины 15 и 16. Усилие от поршня через пружину 16 передается на клапан 21, который перемещается влево до упора по задней кромке центрального отверстия А корпуса гидрозамедлителя. Боковая поверхность клапана 21 перекрывает наклонные отверстия В, просверленные в корпусе гидро- замедлителя, вследствие чего резко уменьшается проходное сечение отверстий для слива жидкости из-под поршня 7 и резко замедляется перекладка створок. Дальнейшее замедленное движение створок (рис. 8.9, б) осуществляется по мере вытеснения жидкости из-под поршня и стакана 19 через жиклерные вырезы Г в днище стакана и два жиклерных паза клапана 21, что защищает створки РУ от соударения друг с другом. Для осуществления обратного хода створок рабочая жидкость из магистрали высокого давления подается через угольник 14 к центральному отверстию А в корпусе гидрозамедлителя. В это время по- лость Д сообщается с магистралью слива. Под действием давления жидкости клапан 21 переме- щается вправо, сжимая пружину 16. Отверстия А в корпусе гидрозамедлителя открываются, обес- печивая подвод жидкости к поршню 7. Поршень перемещается вправо, освобождая стакан 19. Все детали гидрозамедлителя под действием пружин 15 и 16 занимают исходное положение (рис. 8.9, а). 8.6. МЕХАНИЧЕСКИЙ ЗАМОК СТВОРОК Механический замок створок РУ установлен на левой силовой балке и предназначен для запи- рания створок в положении ПРЯМАЯ ТЯГА. Механический замок включает в себя следующие конструк- тивные элементы (рис. 8.10): ведущие рычаги 7 и 9; тягу 6\ промежуточный валик 10 с тремя рычагами; пружинный привод замка 5; корпус замка 12 с направляющей осью /; замки 14, свя- занные с ползуном 3 и промежуточным валиком 10. Замок оборудован устройством сигнализации открытого положения. Включение сигнализации осу- ществляется рычагом сигнализатора 13. Пружинный привод замка служит для открытия замка и обеспечения напряжения элементов привода замка в положении ПРЯМАЯ ТЯГА. Он состоит из цилиндрического корпуса пружины 10 (см. рис. 8.7), закрепленного сферическим соединением на кронштейне силовой балки, поршня 9 со штоком, пружины со втулкой //. В шток поршня 9 ввернут ушковый болт 12, с помощью которого пружинный привод связан с рычагом промежуточного валика 10 (см. рис. 8.10). Валики замков 14 створок вращаются в бронзовых втулках, запрессованных в отверстия корпуса замка. Работа замков створок осуществляется следующим образом: на режиме прямой тяги в левые полости Е силовых цилиндров (см. рис. 8.9) подается рабочая жидкость из магистралей высокого давления. Поршни цилиндров находятся в крайнем правом положении и упираются в выступы задней крышки 9, штоки поршней полностью выдвинуты и удерживают синхронизатор 9 (см. рис. 8.8) в крайнем правом положении. Зуб синхронизатора 24 (см. рис. 8.7) в этом случае воздействует на задний выступ ведущего рычага 9 (см. рис. 8.10). Вследствие этого все детали замка находятся в позиции, соответствующей положению створок ПРЯМАЯ ТЯГА: в частности, замки створок 5 (см. рис. 8.7) находятся в зацеплении с серьгами 7 передних силовых рычагов. При переводе рычага управления створками в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА связанный с ним распределительный золотник распределительного крана КР-40 перемещается и сообщает левую полость (см. рис. 8.9) силовых цилиндров со сливом, а правую полость Д — с магистралью высокого давления. Вследствие этого поршень 7 силового гидроцилиндра начинает перемещаться влево, увлекая за собой втулку синхронизатора. При этом силовые тяги 23 (см. рис. 8.7), связанные с синхронизатором, вначале поворачивают передние силовые рычаги 18 на небольшой угол по часовой стрелке, перемещая их передние концы внутрь, к силовым балкам и обжимая пружинные упоры 4. В результате этого перемещения рычагов между серьгами 7 и замками 5 образуется зазор. Одновременно с этим зуб синхронизатора 24 отходит влево, освобождая ведущий рычаг 9 (см. рис. 8.10). Под действием пружины пружинного привода замка 5 начинается перемещение элементов механического замка в сторону открытия, которое продолжается далее по мере передвижения влево зуба синхронизатора. При этом Рис. 8.10. Механический замок створок реверсивного устройства: / — направляющая ось; 2— тяга; 3 — ползун; 4 — рычаг замка; 5—пружинный привод замка; 6 — тяга; 7 — наруж- ный ведущий рычаг; 8—опора ведущего рычага; 9 — внут- ренний ведущий рычаг; /0 —промежуточный валик; II — опора промежуточного валика; 12 — корпус замков; 13 — рычаг сигнализатора замка; 14 — замок 90 пружинный привод замка поворачивает промежуточный валик 10 против часовой стрелки, направляющая ось совместно с ползуном 3 перемещаются вправо и воздействуют через тяги 2 на замки 14, выводя их из зацепления с серьгами силовых рычагов. Замок открывается. При дальнейшем движении поршней гидроцилиндров передние концы силовых рычагов начинают двигаться в обратном направлении, удаляясь от силовых балок, и переводят створки в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА, в котором затем удерживаются давлением рабочей жидкости на поршни силовых гидроцилиндров. При обратной перекладке створок из положения ОБРАТНАЯ ТЯГА в положение ПРЯМАЯ ТЯГА механический замок срабатывает в следующем порядке: поршни силовых гидроцилиндров, двигаясь вправо, перемещают синхронизатор 44 (см. рис. 8.7) вправо. В тот момент, когда силовые тяги 23, поворачиваясь, устанавливаются перпендикулярно к осям силовых балок, передние концы силовых рычагов 18 максимально приближены к силовым балкам и обжимают пружинные упоры 4. В этот момент зуб синхронизатора 24 входит в контакт с задним выступом ведущего рычага замка. При дальнейшем движении поршней вправо зуб синхронизатора 24 воздействует на ведущий рычаг 19 и поворачивает его против часовой стрелки. В результате этого замки 5 поворачиваются вокруг своих осей и захватывают серьги 7 силовых рычагов, надежно удерживая створки в положении ПРЯМАЯ ТЯГА. 8.7. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ УЗЛА РЕВЕРСИВНОГО УСТРОЙСТВА ДВИГАТЕЛЯ Д-30КП Основные особенности конструкции узла РУ двигателя Д-30КП по сравнению с описанным выше РУ двигателя Д-30КУ обусловлены различием в расположении двигателей Д-30КП на самолете Ил-76 и Д-30КУ на самолете Ил-62М. Расположение двигателей на пилонах под крылом на са- молете Ил-76 приводит к необходимости отклонения струи выхлопных газов в горизонтальной плос- кости. В связи с этим створки РУ двигателя Д-30КП располагаются слева и справа от реактив- ного сопла, силовые балки РУ — снизу и сверху, а механический замок створок устанавливается по нижней силовой балке. Ось реактивного сопла отклонена на 6° вниз по отношению к оси двигателя Д-30КП, что способствует удалению выходящей струи газов от поверхности крыла. Это обусловило различие в конструкциях переднего / и среднего 3 кожухов РУ (см. рис. 8.2). В двигателе Д-30КП указанные кожухи объединены в одну деталь—переходник, передний и задний кольцевые фланцы которого непа- раллельны, что обеспечивает отклонение оси РУ от оси двигателя В связи с тем, что каждый из четырех двигателей Д-30КП имеет отдельную гондолу, не сопря- гающуюся с гондолой соседнего двигателя, противопожарная перегородка выполнена полностью сим- метричной относительно горизонтальной плоскости, т. е. верхняя и нижняя боковые накладки выполнены одинаковыми. В отличие от подвижных внутренних и наружных обтекателей РУ двигателя Д-30КУ (см. рис. 8.5, б) на двигателе Д-30КП все обтекатели выполнены неподвижными. Все остальные детали узла РУ двига- телей Д-30КП и Д-30КУ имеют аналогичную конструкцию. 8.8. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ, БЛОКИРОВКИ И СИГНАЛИЗАЦИИ РЕВЕРСИВНОГО УСТРОЙСТВА Система управления, блокировки и сигнализации РУ двигателей Д-30КУ и Д-30КП обеспечивает выполнение следующих операций: перевод РУ из положения ПРЯМАЯ ТЯГА в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА и обратно на рабо- тающем двигателе; проверку работы РУ на неработающем двигателе с перекладкой створок из одного крайнего положения в другое; световую сигнализацию об установке створок РУ в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА и об открытии механического замка створок; автоматическое выключение двигателя в случае, если створки за определенное время не устанав- ливаются в заданное системой управления положение; возможность стравливания давления из гидроаккумуляторов без перекладки створок РУ при техническом обслуживании двигателя. Система блокировки РУ двигателя Д-30КП кроме перечисленных операций дополнительно обеспе- чивает следующее: блокирование рычага управления реверсивным устройством (РУР) в кабине пилотов от перевода в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА, если рычаг управления двигателем (РУД) находится за пределами площадки малого газа; исключение возможности перевода двигателя на режимы выше малого газа до тех пор, пока створки РУ не перешли полностью в положение ПРЯМАЯ ТЯГА или ОБРАТНАЯ ТЯГА; автоматическое снижение режима работы двигателя до малого газа, если створки самопроизвольно переходят из заданного системой управления положения. 91 Система управления, блокировки и сигнализации РУ двигателя Д-30КУ включает в себя гидрав- лическую систему, систему управления распределительным краном и систему сигнализации работы РУ и механического замка. На двигателе Д-30КП кроме перечисленных систем имеется также система блокировки РУ. Гидравлическая система РУ — автономная, замкнутая. На рис. 8.11 приведена схема системы управления, блокировки и сигнализации двигателя Д-30КУ, выполненная с использованием условных обозначений элементов по стандартам ЕСКД, а также схематических разрезов отдельных агрегатов. Гидравлическая система управления РУ состоит из двух подсистем — масляной и азотной. Основными элементами масляной системы являются: гидробак /, поршневой насос 33, автомат разгрузки насоса 7 (агрегат ГА121М-3), гидроаккумуляторы 10 и 26, перепускной кран 9, распре- делительный кран 14, термический клапан 5, силовой гидроцилиндр 15, отсечной клапан манометра 28, фильтры 5 и 6, клапаны 35 и 36 подключения наземной насосной станции. В качестве рабочего тела в масляной системе используется жидкость АМГ-10. Основными элементами азотной системы являются: азотные полости гидроаккумуляторов 10 и 26, корпус обратных клапанов // с четырьмя обратными клапанами 12 (агрегаты ИЛ527А) и зарядный штуцер 13. В качестве рабочего тела в азотной системе используется азот. Все элементы масляной системы размещены на двигателе. Гидробак, клапаны всасывания и наг- нетания закреплены в передней части двигателя, поршневой насос НП25-5 — на ЗКП, остальные агрегаты — на корпусе реверсивного устройства. Источниками энергии для перекладки створок РУ в положение ПРЯМАЯ ТЯГА или ОБРАТНАЯ ТЯГА являются четыре гидроаккумулятора С5314-10, полости которых заряжаются азотом и рабочей жидкостью. Аккумулирование энергии происходит в результате сжатия азота при зарядке гидроаккумуляторов рабочей жидкостью, подаваемой насосом НП25-5 при работе двигателя. Зарядку азотных полостей гидроаккумуляторов производят от наземных баллонов. Подачу азота осуществляют с помощью специального приспособления через зарядный штуцер 13 в азотные полости соответствующих аккумуляторов. Зарядка прекращается при достижении в азотных полостях давления 8,0... 12,0 МПа. Проверка давления в азотных полостях аккумуляторов производится специальным приспособлением с манометром, присоединяемым через обратные клапаны (агрегаты ИЛ527А), установленные в корпусе обратных клапанов 11. Минимально допустимое давление азота составляет от 7,0 до 10 МПа (в зависимости от температуры окружающей среды — см. гл. 3). Воздушная полость гидробака наддувается воздухом из кабины самолета. Воздух в эту полость вводится через клапан наддува 4, открывающийся при наличии в нем перепада давлений от 0,012 до 0,020 МПа. Увеличение давления в воздушной полости гидробака ограничивается предохранительным клапаном 38, настраиваемым на давление 0,048... 0,058 МПа. В случае если давление воздуха в баке превышает указанные пределы, воздух из бака отводится через предохранительный клапан 38 в трубу суфлирования двигателя и далее—на срез сопла двигателя. Рабочая жидкость из бака / самотеком поступает на вход в поршневой насос 33, приводимый от ротора высокого давления двигателя. При работе двигателя насос подает рабочую жидкость через обратный клапан 34 и фильтр 5 на вход в автомат разгрузки 7. В автомате разгрузки жидкость поступает к обратному клапану, который открывается под давлением поступающей жидкости и перепускает поток к гидроаккумуляторам и распределительному крану 14. По мере заполнения масляных полостей гидроаккумуляторов жидкостью поршни аккумуляторов передвигаются, сжимая азот. Когда давление азота и жидкости в системе достигает 20,3... 22,5 МПа, автомат разгрузки разъ- единяет полости гидроцилиндров с нагнетающей магистралью насоса. Жидкость из насоса проходит по внутренним каналам автомата разгрузки к фильтру 6 и далее в бак /. Таким образом, автомат разгрузки переводит насос НП25-5 из режима нагрузки в режим холостого хода и поддерживает давление жидкости в нем в пределах от 0,5 до 1,5 МПа. В гидроаккумуляторах и в соответствующих полостях силовых цилиндров давление жидкости остается высоким. При срабатывании потребителей энергии, т. е. при переключении РУ на режим обратной или прямой тяги, часть рабочей жидкости из гидроцилиндров перепускается в гидробак, вследствие чего гидроаккумуляторы частично разряжаются. Когда давление жидкости в аккумуляторах снижается до 14,8...-17,2 МПа, автомат разгрузки снова переводит насос в рабочий режим, производя повторную подзарядку аккумуляторов. Термический клапан 8 предохраняет систему от чрезмерного повышения давления в ней, обеспе- чивая перепуск рабочей жидкости из гидроаккумуляторов в возвратную магистраль, если давление в гидроаккумуляторах превышает 26 МПа. Для периодической проверки давления рабочей жидкости в аккумуляторах используется специальное приспособление с манометром, которое подключается через отсечной (разъемный) клапан 28. Для проверки работы системы управления РУ на неработающем двигателе при разряженных гидроаккумуляторах необходимо подключить гидросистему РУ проверяемого двигателя к аэродромной насосной станции через клапаны всасывания 36 и нагнетания 35. Обратный клапан 34 в этом случае предотвращает поступление жидкости под давлением в насос НП25-5. Для стравливания давления рабочей жидкости из гидроаккумуляторов без перекладки створок РУ используется перепускной кран 9, переводом ручки которого в рабочее положение обеспечивается 92 15 16 Л Рис. 8.11. Схема системы управления, блокировки и сигнализации реверсивного устройства двигателя Д-30КУ: <о со / — гидравлический бак; 2 — уровнемер (мерная линейка); 3 — залив- ная горловина с сетчатым фильтром; 4 —клапан наддува бака; 5, 6—фильтры; 7—автомат разгрузки ГА121М; 8 — термический клапан ГА133-100-4К; 9—перепускной кран КП-40; 10, 26— гидро- аккумуляторы; // — корпус обратных клапанов агрегатов ИЛ527А; /2 —обратный клапан зарядного устройства; 13 — зарядный штуцер азотной системы; 14 — распределительный кран КР-40; 15 — силовой гидроцилиндр; 16 — сигнализатор положения створок реверсивного устройства; 17 — сигнализатор положения замка створок; 18 — сиг- нализатор положения рычага распределительного крана; /9 —сис- тема управления распределительным краном КР-40; 20— рычаг управления реверсивного устройства (РУР); 21 — желтая сигналь- ная лампа РЕВЕРС ВКЛЮЧЕН; 22 — красная сигнальная лампа ЗАМОК ОТКРЫТ; 23 — электромашинное реле времени ЭМРВ-27Б-1; 24 — реле ТКЕ-24П1Г; 25 — переключающие реле ТКЕ22П1Г; 27 — электромагнитный клапан останова двигателя МКТ-372; 28 — отсеч- ной клапан манометра; 29 — насос-регулятор НР-ЗОКУ; 30 — рычаг; 31 — система управления насосом-регулятором; 32 — рычаг управле- ния двигателем (РУД); 33 — поршневой насос НП-25-5; 34 —обрат- ный клапан агрегата 671700Б; 35 — клапан нагнетания 5607А-1; 36 — клапан всасывания 5607А-3; 37 — сливный кран; 38 — предох- ранительный клапан соединение магистрали высокого давления со сливной магистралью. При этом рабочая жидкость под давлением сжатого азота вытесняется из аккумуляторов 10 и 26 и через кран 9 и фильтр 6 отводится в бак. Управление РУ двигателя Д-30КУ осуществляется рычагом 20, расположенным в кабине пилотов. Связь этого рычага с распределительным краном КР-40, обеспечивающим подачу рабочей жидкости в соответствующие полости силовых цилиндров и слив ее из противоположных полостей для перевода в положение ПРЯМАЯ ТЯГА или ОБРАТНАЯ ТЯГА, осуществляется с помощью системы управления рычажного типа. Основные элементы этой системы — рычаги и тяги — располагаются на левой стороне двигателя. Управление двигателем на режимах прямой и обратной тяги осуществляется одним и тем же рычагом 32 (РУД). Рычаг связан через систему управления 31 с рычагом 30 насоса-регулятора НР-ЗОКУ. Сигнализация о работе РУ на двигателе Д-30КУ осуществляется с помощью специальной системы, включающей в себя сигнализатор 16 положения створок РУ, сигнализатор 17 положения замка створок, сигнализатор 18 положения рычага распределительного крана, реле 24 и 25 и сигнальные лампы — желтую 21 РЕВЕРС ВКЛЮЧЕН и красную 22 ЗАМОК ОТКРЫТ. Красная лампа 22 загорается только при самопроизвольном открытии замка, когда рычаг распреде- лительного крана КР-40 14 остается в положении ПРЯМАЯ ТЯГА. При переводе рычага распредели- тельного крана в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА лампа 22 после открытия замка не загорается, так как в этом случае сигнализатор 18 размыкает ее цепь. Загорание желтой лампы 21, сигнализирующей о переходе створок РУ в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА осуществляется по команде сигнализатора 16. Электромашинное реле времени 23 совместно с реле 25 и электромагнитным клапаном 27 обеспе- чивает аварийный останов двигателя переводом насоса-регулятора 29 в режим холостого хода в том случае, если створки РУ не переходят в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА за 4.. 5 с после перевода в это положение рычага 14. Агрегаты гидросистемы управления РУ двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Гидробак представляет собой емкость для размещения запаса рабочей жидкости, используемой в гидросистеме. Объем гидробака составляет 20 л. Корпус бака (рис. 8.12) изготовлен из листовой стали и состоит из заднего днища /, переднего днища 10 и обечайки //. Для повышения жесткости обечайки к ней приклепаны три перегородки жесткости 9. Нижняя перегородка совместно с обечайкой образует отсек отрицательных перегрузок. Заполнение бака рабочей жидкостью производится через заливочную горловину, закрываемую заглушкой 5.-В горловине смонтирован сетчатый фильтр 3, удерживаемый замком 4. Проверка уровня рабочей жидкости в баке производится с помощью мерной линейки 6 с ценой деления — 2 л. Рабочая жидкость поступает из бака к насосу через нижний штуцер 12, а возвращается из системы в бак через штуцер 2, а далее по трубке внутри бака проходит в отсек отрицательных перегрузок, пре- дусмотренный в нижней части бака. Воздушная полость бака соединена трубопроводами с кабиной самолета через клапан наддува 7, а с трубой суфлирования она сообщается через предохранительный клапан и систему трубопроводов. Гидробак устанавливается на правой стороне двигателя в передней части и с помощью кронштейнов и натяжных лент крепится к переднему и заднему фланцам корпуса III ступени КНД. Направление Я0/7е/Г7Д J 45 11 Рис. 8.12. Гидробак системы управления реверсив- ного устройства: / — заднее днище; 2—штуцер возврата рабочей жид- кости из гидросистемы; 3 — фильтр заливочной горло- вины; 4 — замок горловины; 5—заглушка заливочной горловины; 6—мерная линейка; 7 — клапан наддува; 8 — предохранительный клапан; 9—перегородка жест- кости; 10— переднее днище; // — обечайка; 12 — штуцер забора рабочей жидкости к насосу ПН25-5; 13 — слив- ной кран 94 Поршневой насос НП25-5. Аксиальный поршневой гидравлический насос постоянной производи- тельности НП25-5 (рис. 8.13) обеспечивает нагнетание рабочей жидкости в гидравлическую систему управления РУ. Технические данные Привод ...................... от двигателя Направление вращения ............... правое Рабочая жидкость .................. АМГ-10 Допустимая температура окружающей среды, °С....... от — 60 до 80 Допустимая температура рабочей жидкости, °С ....... от —40 до 80 Максимальная частота вращения вала насоса, об/мин..... 2200 Давление нагнетания, МПа: номинальное ................... 22,0 максимальное (кратковременное, не более 15 с) ...... 25,0 Производительность насоса через 3 мин с момента начала запуска при скорости вращения 2200 об/мин и давлении нагнетания 22,0 МПа, л/мин ....................... не менее 15 Насос состоит из двух основных конструктивных узлов — качающего узла и крышки насоса. Качающий узел включает в себя следующие основные детали и сборочные единицы: блок цилинд- ров 13 с размещенными в нем девятью поршнями 12\ распределительный золотник 14, карданный вал 19, связывающий блок цилиндров через подвижную втулку 8 с валом 21\ роликовый 9 и шари- ковый 6 подшипники; упорный шарикоподшипник 20, корпус уплотнения 23 с манжетами 3. Привод насоса осуществляется через рессору 1, а крепление насоса к ЗКП — через переходник 2. Крышка насоса 15 крепится к корпусу качающего узла четырьмя шпильками. В крышке смонтирован подпорный клапан 16, а на ее торцовой поверхности выполнены два резьбовых отверстия, в которые ввернуты штуцера всасывания и нагнетания. Блок цилиндров 13 расположен наклонно по отношению к валу 21, поэтому при вращении блока цилиндров находящиеся в нем поршни совершают наряду с вращением возвратно-поступательное движение в отверстиях цилиндров. При этом отверстия цилиндров, в которых поршни перемещаются внутрь блока (по'рисунку влево), сообщены через дуговое отверстие распределительного золотника 14 со штуцером всасывания, а отверстия цилиндров, в которых поршни выдвигаются из блока (по рисунку вправо), сообщены через другое дуговое отверстие распределительного золотника 14 со шту- цером нагнетания. Таким образом качающий узел обеспечивает прокачку рабочей жидкости и повы- шает ее давление. J 4 5 6 7 В 9 10 12 /J Рис. 8.13. Поршневой насос НП25-5: / — рессора; 2— переходник; 3 — уплотнительные манжеты; 4 — прокладка; 5 —стопорное кольцо; 6— шарикоподшипник; 7—кор- пус; 8—втулка; 9 — роликоподшипник; 10 — стакан; // — шток; 12— поршень; 13 — блок цилиндров; 14 — распределительный зо- лотник; 15—крышка; 16—подпорный клапан; 17 — стопорный штифт; 18— центрирующий штифт; /9—карданный вал; 20— упор- ный шарикоподшипник; 21 — вал; 22—штуцер; 23 — корпус уп- лотнения П /J 22 Полость корпуса качающего узла заполнена рабочей жидкостью, которая обеспечивает смазывание трущихся деталей насоса. В эту полость поступает рабочая жидкость, проходящая из магистрали нагнетания через торцовый стык вращающегося блока цилиндров 13 с неподвижным распределительным золотником 14. В результате этого в полости корпуса повышается давление жидкости, что благо- приятствует хорошему смазыванию трущихся деталей. Однако чрезмерное повышение давления рабочей жидкости в указанной полости нежелательно, так как это приводит к увеличению нагрузок, действу- ющих на корпус и на подшипниковые узлы ротора. В связи с этим предусмотрен отвод рабочей жидкости из полости корпуса в линию всасывания через отверстие, закрываемое подпорным клапаном 16. Пружина подпорного клапана отрегулирована на избыточное давление жидкости в корпусе, равное 0,12 . . . 0,18 МПа. Наличие подпорного клапана предотвращает возможность подсоса воздуха из полос- ти корпуса в магистраль всасывания. Насос крепится на задней коробке приводов двигателя быстроразъемным хомутом. Для предотвра- щения попадания рабочей жидкости в полость коробки приводов предусматривается уплотнение вала 21 двумя манжетами 3, установленными в корпусе уплотнения 23. Рабочая жидкость, просачивающаяся через правую манжету, отводится через дренажный штуцер 22 в дренажный бачок двигателя. Автомат разгрузки насоса ГА121М-3. Наличие в гидросистеме РУ автомата разгрузки позволяет снизить затраты мощности на привод насоса НП25-5 и увеличить срок службы насоса, переводя его из режима зарядки аккумуляторов (рабочий режим) в режим холостого хода, когда давление в 95 26 17 16 15 1Ь 13 Рис. 8.14. Автомат разгрузки насоса ГА121М-3: / — корпус; 2 — заглушка; 3 — золотник обратного клапана; 4, 8, 20, 26 — пружины; 5—штуцер для отвода рабочей жидкости в гид- роаккумуляторы; 6 — седло предохранительного клапана; 7, 19 — шарики; 9 — регулировочный винт; 10 — пробка; // — поршень сервомеханизма; 12 — клапан разгрузки; 13 — двойной клапан; 14, 18 — поршни; 15 — седло клапана; 16 — малая тарелка двойного клапана; /7 — стержень; 21 — регулировочная пробка; 22 — пру- жина шарикового клапана; 23 — пружина поршня; 24 — гильза; 25 — опора; 27 — сервопоршень От насоса \ /Г гийро- аккумуля- торам i \ Дренаж в fan От ому- 1 мулятороб " (7771' - paffwee давление |—--| - дабление ел и да I ГЛУ.М - дабление в дренаже \ Рис. 8.15. Схема работы автомата разгрузки на- соса: / — насос нагружен и подает жидкость в систему; // — насос разгружен; /// — работает предохранительный кла- пан; А — обратный клапан; Б — предохранительный кла- пан; В — сервомеханизм; Г — датчик автомата разгруз- ки; а — сливная полость; б—канал для подвода рабочей жидкости от насоса системе устанавливается на заданном рабочем уровне. Кроме того, автомат разгрузки предохраняет магистраль высокого давления от повышения в ней давления рабочей жидкости выше заданного предельного значения. В соответствии с этим в агрегате ГА121М-3 (рис. 8.14) скомпонованы два устройства: автомат разгрузки насоса и предохранительный клапан. Автомат разгрузки включает в себя три узла: датчик (чувствительный элемент), сервомеханизм (исполнительный орган) и обратный клапан. Узел датчика автомата разгрузки состоит из двойного клапана 13 с малой тарелкой 16, седла 15, запрессованного в расточку поршня 14, стержня 17, пружины 20 с регулировочной пробкой 21. Узел сервомеханизма состоит из шарикового клапана, образованного шариком 19 с пружиной 22 и поршнем 18 с пружиной 23, клапана разгрузки 12, поршня сервомеханизма // и пробки 10. Обратный клапан состоит из золотника 3, пружины 4 и штуцера 5. Узел предохранительного клапана включает в себя шариковый клапан с седлом 6, шариком 7 и пружиной 8, усилие затяжки которой регулируется винтом 9, а также сервоклапан с сервопоршнем 27, пружиной 26, опорой 25, помещенными в гильзе 24. Схема работы автомата разгрузки при различных давлениях в полостях гидроаккумуляторов приведена на рис. 8.15. Работой автомата разгрузки управляет датчик Г, который реагируя на изменение давления в полостях гидроаккумуляторов, изменяет давление рабочей жидкости в управляемой полости сервоме- ханизма В. Вначале, когда давление в гидроаккумуляторах ниже заданного значения (см. рис. 8,15, вид I) поршень 14 (см. рис. 8.14) и двойной клапан 13 датчика находятся в крайнем правом положении, а управляемая полость сервомеханизма сообщена с полостью дренажа. Под действием пружины 23 поршень сервомеханизма находится в крайнем правом положении, а клапан сервомеханизма разобщает сливную полость а (см. рис. 8.15) с каналом б для подвода рабочей жидкости от насоса. Рабочая жидкость, поступающая от насоса, проходит к аккумуляторам и в систему, отжимая вправо золотник обратного клапана 3 (см. рис. 8.14). При повышении давления рабочей жидкости в гидроаккумуляторах поршень 14, седло 15 и двойной клапан 13 перемешаются постепенно влево, преодолевая усилие пружины 20. Совместное перемещение перечисленных деталей влево происходит до тех пор, пока малая тарелка 16 двойного клапана не сядет на упор стержня 17. В этот момент управляемая полость поршня сервомеханизма разобщается с линией дренажа. При дальнейшем повышении давления в гидроаккумуляторах перемещение поршня 14 и седла 15 влево продолжается. При этом седло 15 отходит от большой тарелки двойного клапана 13. 96 Этот момент (см. рис. 8.15, вид II) соответствует давлению рабочей жидкости в гидроаккумуля- торах 21±А;|МПа. В это время высокое давление рабочей жидкости передается в управляемую полость сервомеха- низма. Под действием этого давления поршень сервомеханизма /7 (см. рис. 8.14) перемещается влево, открывая клапан сервомеханизма и обеспечивая возможность поступления рабочей жидкости из ка- нала 8 в сливную полость а (см. рис. 8.15). Золотник обратного клапана 3 (см. рис. 8.14) под действием избыточного давления жидкости садится на седло, запирая жидкость, находящуюся в аккумуляторах. При понижении давления рабочей жидкости в аккумуляторах поршень 14 и седло 15 датчика под действием пружины 20 перемещаются вправо. При давлении 16,0 ± 1,2 МПа тарелка 16 двойного клапана отходит от седла стержня /7, сообщая управляемую полость сервомеханизма с линией дренажа. Автомат разгрузки вновь переводит насос на рабочий режим, разобщая канал для подвода рабочей жидкости б со сливной полостью а. В случае если при повышении давления рабочей жидкости до 21±oj МПа автомат разгрузки не переведет насос на работу в режиме холостого хода, в системе будет происходить дальнейшее повышение давления. При достижении давления 23,5+ |>и МПа срабатывает предохранительный клапан Б (см. рис. 8.15, вид III), смонтированный в корпусе автомата разгрузки, и дальнейшее повышение давления предотвращается. Срабатывание предохранительного клапана осуществляется в следующем порядке: при достижении предельного давления в магистрали высокого давления шарик 7 (см. рис. 8.14) отходит от своего гнезда, преодолевая усилие пружины 8, и частично стравливает давление из внут- ренней полости сервопоршня 27. Рабочая жидкость во внутреннюю полость сервопоршня поступает через дроссельное отверстие замедленно, а стравливание давления из этой полости происходит быстрее, следовательно, в полостях снаружи и внутри сервопоршня устанавливается перепад давлений, обусловливающий перемещение сервопоршня влево. При этом сервоклапан отходит от своего гнезда и обеспечивает перепуск рабочей жидкости от насосов на слив, как показано на схеме (см. рис. 8.15, поз. III). Дальнейшее увеличение давления (более 23,5+1и МПа) таким образом предотвращается. Распределительный кран КР-40. Распределительный кран КР-40 обеспечивает подачу рабочей жид- кости от аккумуляторов в соответствующие полости силовых цилиндров РУ и слив ее в бак из противоположных полостей силовых цилиндров при переводе створок в положение ПРЯМАЯ ТЯГА и ОБРАТНАЯ ТЯГА. Распределительный кран включает в себя узел распределителя золотникового типа и узел датчика, смонтированные в едином корпусе. Датчик управляет положением золотникового распределителя. Принципиальная и конструктивная схема работы распределительного крана приведены на рис. 8.16. Из принципиальной схемы (рис. 8.16, а) видно, что распределительным краном управляет датчик, связанный кинематически с РУР. Когда рычаг распределительного крана находится в крайнем правом положении, на сервопоршне отсутствует перепад давлений и под действием пружины он находится в крайнем левом положении, обеспечивая удержание распределительного крана в таком положении, при котором в полость Е (см. рис. 8.9) (прямой тяги) силовых цилиндров подводится давление жид- кости от аккумуляторов, а полость Д сообщена с баком. При переводе рычага управления распределительного крана в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА датчик соединяет пружинную полость сервопоршня со сливом, и тогда под действием создавшегося перепада давлений сервопоршень перемещается вправо, сжимая пружину, и переводит золотник рас- пределителя в такое положение, при котором давление рабочей жидкости от аккумуляторов подводится в полость Д силового цилиндра, а противоположная его полость сообщается с баком. Из аккумуляторов i J * 5 " *" 7 RHEzz m--i>t ? И+ + f + от РУР Раслреде 1\ сш гидроц i — Прямая тяга ь юд JfiL _>~_ И ым (ндрам ------------ ч ^Обратная г тяга СерВопоршень Датчик \ ----------- 1 I i / [х[ ^ JL Т" W UN i i г J4- I Щ житель k ИЗ ff/CA L i ЩЛ - rfffa/( щлятород * — It Прямая Обратная тяга т тяга РУР д положении ПРЯМАЯ 777/У а) Рис. 8.16. Схема работы распределительного крана: а — принципиальная схема; б —конструктивная схема; / — глльза; 2—плоский золотник; 3 — стакан сервопоршня; 4— пружина сервопоршня; 5—шарик датчика; 6— толка- тель; 7—вилка; 8— пружина; 9 — корпус; 10— рычаг РУР д положении ОбРАТНАЯ ТЯГА 97 Датчик распределительного крана выполнен в виде шарикового клапана (рис. 8.16, б), состоящего из шарика 5 и толкателя 6 с пружиной, связанного через сдвоенную вилку с осью рычага управления краном. При повороте рычага совместно с осью сдвоенная вилка перемещает толкатель, который, в свою очередь, перемещает шарик из одного крайнего положения в другое. Распределительный кран выполнен в виде плоского золотника 2, размещенного в полости прямо- угольного сечения, выполненной в корпусе 9. Левый конец золотника входит в гильзу /, во внут- реннюю полость которой постоянно подводится высокое давление от гидроаккумуляторов. Сервопоршень состоит из стакана 3, расположенного в цилиндрической расточке корпуса, и пружины 4. Внешний вид крана и кронштейна его крепления показан на рис. 8.17. Рычаг крана / фиксиру- ется в положениях ПРЯМАЯ ТЯГА и ОБРАТНАЯ ТЯГА шариковым фиксатором 12. На рычаге / имеется упор 2, который при переключении крана воздействует через планку 3 на сигнализатор 4 системы сигнализации РУ. Сигнализатор 4 крепится кронштейном 14 к корпусу распределительного крана. 6 7 10 11 11 Ю Рис. 8.17. Внешний вид распределительного крана и крон- штейна его крепления: / — рычаг; 2—упор сигнализатора; 3—планка; 4 — сигнализатор; 5 — пластинчатая пружина; 6— штуцер для подвода рабочей жид- кости в цилиндры (на режиме обратной тяги); 7—переходник; 8 — штуцер для отвода рабочей жидкости в бак (на режиме обратной тяги); 9—корпус; 10—штуцер для отвода рабочей жидкости в бак; // — штуцер для подвода рабочей жидкости в кран; 12 — фиксатор; 13 — сектор; 14 — кронштейн Рис. 8.18. Перепускной кран КП-40: а—продольный разрез; б — общий вид; / — передний корпус; 2 — фильтр; 3— корпус клапана; 4, 6, 27— пружины; 5—седло клапана; 7—поршень; 8—гнездо; 9, 22 — толкатель; 10 — втулка; // — задний корпус; 12, 21, 24 — уплотнительные коль- ца; 13—крышка; 14 — защелка; 15 — рычаг; 16 — гайка; 17 — ось; 18 — штифт; 19—шток; 20, 23 — фторопластовые кольца; 25—шарик; 26 — кронштейн Перепускной кран КП-40. Перепускной кран КП-40 используется при техническом обслуживании двигателя для стравливания высокого давления рабочей жидкости в гидросистеме с целью исключения возможности случайного перевода створок РУ в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА. Перепускной кран состоит из переднего / и заднего // корпусов (рис. 8.18, а). На переднем корпусе имеется штуцер подвода рабочей жидкости из линии высокого давления, а на заднем корпусе—штуцер отвода жидкости в бак. В переднем корпусе установлены фильтр 2 и шариковый клапан, состоящий из шарика 25, корпуса клапана 3, пружины 4 и седла клапана 5 и толкателя 22. Для прохода рабочей жидкости корпус клапана 3 имеет пазы на обоих торцах, а толкатель 22 — три продольные лыски. Во внутренней полости заднего корпуса // смонтирован цилиндрический клапан, состоящий из поршня 7, штока 19, пружины 6, гнезда 8 и толкателя 9. На наружной поверхности поршня 7 имеются продольные канавки, а на толкателе 9—продольные лыски, которые служат для прохода рабочей жидкости и выхода ее к штуцеру отвода на корпусе //. Толкатель 9 правым торцом опирается на выступ оси /7, левым торцом воздействует на поршень 7 и центрируется в гнезде 8. Внутренний цилиндрический хвостовик оси 17 установлен в бронзовой втулке 10, а ее наружный хвостовик соединяется с рычагом 15. Ось 17 удерживается от осевых перемещений крышкой 13. При переводе рычага 15 в положение ОТКРЫТО выступ оси 17 отодвига- ет влево толкатель 9, который отжимает поршень 7, шток 19 и толкатель 22 шарикового клапана. Под воздействием толкателя 22 шарик 25 отжимается, обеспечивая перепуск рабочей жидкости из полости подвода к штуцеру отвода заднего корпуса //. Для предотвращения утечки жидкости по резьбовому соединению корпусов используется уплотнитель- ное кольцо 21, а ось 17 уплотнена в корпусе кольцом 12. Под действием пружины 27 рукоятка крана всегда устанавливается в положение ЗАКРЫТО 98 и фиксируется в указанном положении защелкой 14. Упором, ограничивающим угол поворота рукоятки, является штифт 18. Термический клапан ГА133-100-4К. Термический клапан (рис. 8.19) устанавливается в линии наг- нетания за автоматом разгрузки (см. рис. 8.11) и при повышении давления в этой линии до пре- дельного значения вследствие нагрева запертой жидкости или азота соединяет ее с линией слива жидкости в бак. Термический клапан состоит из корпуса 18, регулировочной пробки 3, шарикового клапана и фильтра 14. Шариковый клапан включает в себя седло /5, шарик 16 с опорой 17 и пружиной 7. Жидкость из магистрали высокого давления подводится через штуцер 12, отверстие во втулке 13 к фильтру 14 и далее к клапану. При повышении давления до 26,5±!;о МПа шарик под действием давления жидкости сжимает пружину, отходит от седла /5, пропуская жидкость через отверстие в опоре 6 к штуцеру /, откуда жидкость отводится в магистраль слива. При снижении давления жидкости до 23 МПа клапан запирается. Настройка давления срабатывания клапана осуществляется регулировочной пробкой 3, которая ввернута в корпус 18 и законтрена контргайкой 4. ВХид^ 77 >Л>ЛЛ Рис. 8.19. Термический клапан:' / — штуцер для отвода рабочей жидкости в бак; 2, 8, 10 — уплотни- тельные кольца; 3— регулировочная пробка; 4— контргайка; 5 —шай- ба контровочная; 6—опора; 7—пружина; 9—прокладка; //—пру- жина; 12— штуцер для подвода рабрчей жидкости; 13 — втулка; /4 —фильтр; /5 —седло; 16 — шарик; /7 —опора; 18 — корпус; а—по- лость низкого давления; б —полость высокого давления Рис. 8.20. Гидравлический фильтр: а—разрез фильтра; б —внешний вид фильтра; в —схема работы отсечных клапанов (фильтроэлемент снят); г —схема работы перепускного устрой- ства; /—штуцер для входа рабочей жидкости; 2 — крышка; 3, 7—отсеч- ные клапаны; 4 — пружина отсечного клапана; 5—пружина перепускного клапана; 6— штуцер выхода рабочей жидкости; 8 — седло; 9 —стакан; 10 — фильтроэлемент; // — втулка фильтроэлемента; /2 —тарелка пере- пускного клапана; д— полость для нефильтрованной рабочей жидкости; е> ж— полости для фильтрованной рабочей жидкости; з —отверстие в корпусе отсечного клапана Гидравлические фильтры 8Д2.966.016-2 и 8Д2.966.018-2 с тонкостью фильтрации 12... 16 мкм предназначены для очистки от механических примесей рабочей жидкости и защиты агрегатов гидро- системы от засорения. Они аналогичны по конструкции и отличаются друг ,от друга только пропускной способностью и габаритными размерами. Фильтр 8Д2.966.016-2 с пропускной способностью 20 л/мин установлен в линии высокого давления после насоса НП25-5. Фильтр 8Д2.966.018-2 с пропускной спо- собностью 60 л/мин установлен в линии низкого давления между автоматом разгрузки и масляным баком. Фильтр (рис. 8.20) состоит из крышки 2, стакана 9, фильтроэлемента 10, двух отсечных клапа- нов 3 и 7 и перепускного клапана с тарелкой 12. Рабочая жидкость через входной штуцер /, кольцевой зазор между седлом 8 и отсечным клапа- ном 3 поступает в кольцевую полость д между фильтроэлементом 10 и стаканом 9. Пройдя через фильтроэлемент, очищенная рабочая жидкость поступает в полость е внутри отсечного клапана и далее через полость ж и отверстия з — к штуцеру 6. В случае если фильтроэлемент засорен, перепад давлений на фильтре возрастает, при этом уве- личиваются усилия, действующие снизу на тарелку перепускного клапана 12. При перепаде давлений 0,6—0,9 МПа тарелка клапана 12 отходит от втулки // фильтроэлемента. Рабочая жидкость прохо- дит через образовавшийся зазор и, минуя фильтроэлемент, без фильтрации через полости е и ж проходит к штуцеру 6 (рис. 8.20, а). Утечка рабочей жидкости из системы при снятии фильтроэлемента (рис. 8.20, в) предотвраща- ется двумя отсечными клапанами. При снятии фильтроэлемента отворачивают стакан 9. Пружина 4 отжимает вниз отсечной клапан 3 магистрали нагнетания и при его соприкосновении с седлом 8 магистраль окажется запертой. Одновременно пружина 4, воздействуя на тарелку клапана 7, запирает магистраль выхода, обеспечивая ее герметичность раньше, чем стакан 9 выйдет из контакта с крышкой 2. 99 / 2 3*5 6 а 1 Q31011 12 1J П 15 Ю 16 15 Рис. 8.21. Гидроаккумулятор С5314-Ю: / — штуцер азота; 2 — уплотнительное медное кольцо; 3, 12 — крыш- кольца; 6—цилиндр; 7—поршень; 8—войлочный сальник; 15 — ки; 4, 10, 13—резиновые кольца; 5, 9, 11, 14 — фторопластовые гайка; 16—штуцер для подвода рабочей жидкости; а—азотная полость; б — гидравлическая полость Гидравлический аккумулятор С5314-10. Четыре параллельно включенных гидроаккумулятора С5314-10 введены в гидросистему управления РУ для аккумулирования энергии в результате сжатия азота под давлением рабочей жидкости и для сглаживания пульсаций давления в системе. Гидроаккумулятор (рис. 8.21) представляет собой полый стальной цилиндр 6, закрытый с обеих сторон крышками 3 и 12. Крышки крепятся к цилиндру при помощи резьбы. Азотная полость аккумулятора а отделена от гидравлической полости б поршнем 7. На наружной поверхности поршня имеются три канавки, в две из которых со стороны гидравлической полости установлены резиновые уплотнительные кольца 10 и фторопластовые кольца 9 и //, а в канавке со стороны азотной полости установлен войлочный сальник S, пропитанный рабочей жидкостью. В крышке 12 установлен штуцер 16, связывающий полость б с магистралями гидросистемы. В левой крышке 3 установлен штуцер /, предназначенный для зарядки азотом полости а и соеди- ненный с обратным клапаном азотной системы, расположенным на корпусе обратных клапанов. Азотная полость а гидроаккумулятора через штуцер / заряжается азотом до давления 10,0 ± 0,5 МПа, поршень 7 при этом сдвигается в крайнее правое положение и азот заполняет весь объем гидроаккумулятора. Рабочая жидкость, нагнетаемая насосом НП25-5, поступает после агрегата ГА121М-3 через шту- цер 16 в гидравлическую полость б. Под воздействием давления жидкости поршень смещается влево, сжимая азот в полости а. Заполнение полости б заканчивается, когда давление жидкости и азота достигает 20,3. . .22,5 МПа, так как в это время автомат разгрузки переводит поршневой насос НП25-4 на режим холостого хода. При срабатывании РУ давление в полостях всех четырех гидроцилиндров понижается, а поршни гидроаккумуляторов под давлением азота перемещаются вправо. Войлочный сальник S, устанавливаемый на поршне, обеспечивает предотвращение сухого трения поршня по зеркалу цилиндра. Вспомогательные элементы гидросистемы реверсивного устройства. К вспомогательным элементам гидросистемы РУ относятся зарядный штуцер, блок обратных клапанов зарядки азотных полостей гидроаккумуляторов, клапаны нагнетания и всасывания, используемые для подключения гидросистемы РУ к наземной насосной станции, и разъемный клапан для подключения манометра к гидросистеме при наземных проверках функционирования системы. Зарядный штуцер состоит из корпуса 3 (рис. 8.22), в котором смонтирована заглушка 2, угольник 5 и уплотнительное кольцо /. Угольник ввернут в корпус на резьбе и законтрен гайкой 4. Заглушка 2 соединяется с корпусом при помощи быстросъемного замка и контрится контровочной проволокой. Для зарядки гидроаккумуляторов азотом заглушку снимают с корпуса и на ее место по тому же быстросъемному замку устанавливают приспособление, соединенное с баллоном и уплотняющееся в зарядном штуцере с помощью резинового кольца /. При открытии вентиля баллона азот через отверстие в угольнике 5 проходит к трубопроводам и далее к корпусу обратных клапанов. Блок обратных клапанов (рис. 8.23) включает в себя четыре штуцера 3, ввернутые в корпус /. В каждом штуцере 3 смонтирован обратный клапан 5. Кроме того, в специальный прилив корпуса ввернут штуцер 9 подвода азота от зарядного устройства. Сверху на корпусе / смонтированы четыре штуцера 8. 1 2 Рис. 8.22. Зарядный штуцер (разрез и общий вид): / — уплотнительное кольцо; 2—заглушка; 3 — корпус; 4 — гайка; 5 — угольник; 6—цепочка 100 V 3 г в Б Рис. 8.23. Блок обратных клапанов (разрез и общий вид): / — корпус; 2 — кольцо уплотнительное; 3 — штуцер; ИЛ527А; б—канал для подвода азота к полости агре- 4— пружина; 5 —обратный клапан; 6, 7 —уплотни- гата ИЛ527А; в —канал для подвода азота из цен- тельное кольцо; 8— штуцер агрегата ИЛ527А; 9— трального канала к обратному клапану; г—централь- штуцер для подвода азота от зарядного штуцера; ный канал /0 —кронштейн крепления; а—полость агрегата J 4 2 J 6789/0 Рис. 8.24. Клапаны всасывания и нагнетания: / — клапан нагнетания; 2— клапан всасывания; 3 — кронштейн; 4,— гайка; 5—пробка; 6— корпус; 7 —клапан; 8— уплотнительное кольцо; 9—пружина; 10—штуцер; // — цепочка Рис. 8.25. Разъемный клапан ма- нометра: / — шайба; 2 — заглушка; 3, 9 — гай- ки; 4 — ниппель; 5 —тросик; 6— кор- пус; 7—клапан; 8— пружина; 10 — кольцо уплотнительное; а—внутрен- няя полость клапана; б—канал для подвода рабочей жидкости к клапану; в —полость между клапаном и кор- пусом При зарядке азот от зарядного штуцера поступает к штуцеру 9, далее — по каналам г и в к обратным клапанам 5 и, отжимая их, проходит по четырем лыскам, выполненным на наружной поверхности каждого клапана 5, и далее через штуцера 3 по трубопроводам поступает в азотные полости каждого гидроаккумулятора. Замер давления и стравливание азота производится в каждом гидроаккумуляторе отдельно через соответствующий агрегат ИЛ527А. Для замера давления азота на резьбу штуцера агрегата ИЛ527А соответствующего аккумулятора вместо крышки наворачивается приспособление с манометром, которое отжимает клапан в агрегате ИЛ527А от седла корпуса. При этом обеспечивается доступ азота к манометру, так как полости а агрегата ИЛ527А через канал б и лыски клапанов 5 всегда соединены с полостями штуцеров 3 и через них — с азотными полостями гидроаккумуляторов. Для стравливания азота из гидроаккумуляторов применяется приспособление без манометра. Клапаны нагнетания 5607А-1 и всасывания 4607А-3 имеют аналогичную конструкцию (рис. 8.24) и отличаются лишь габаритными размерами. Клапан состоит из корпуса 6, в котором установлен клапан 7 и пружина 9. Для проверки работы РУ и гидросистемы его управления с корпусов клапанов всасывания и нагнетания заглушки снимаются, а вместо них присоединяются гибкие трубопроводы всасывания и нагнетания наземного насоса. В результате этого клапан 7 отжимается от седла корпуса и открывает доступ рабочей жидкости из гидробака к насосу и от насоса через клапан нагнетания в гидросистему управления РУ. Клапаны всасывания и нагнетания устанавливаются на одном кронштейне 3, который крепится на корпусе КНД внизу. Разъемный клапан 4Н5331-0 (рис. 8.25) для подключения манометра в гидросистему состоит из корпуса 6, во внутренней полости которого смонтированы клапан 7, пружина 8 и гайка 9. При установке вместо заглушки 2 приспособления с манометром клапан 7 оказывается отжатым от своего седла, и рабочая жидкость, подводимая к разъемному клапану через штуцер, проходит 101 по каналу к манометру. При отсутствии приспособления клапан 7 прижат к своему седлу усилием пружины 8 и давлением жидкости, поступающей в полость а из канала б по радиальным отверстиям в полость в между клапаном и корпусом. Особенности конструкции агрегатов гидравлической системы двигателя ДЗОКП. Схемы гидравли ческих систем управления РУ двигателей Д-30КП и Д-30КУ полностью аналогичны. В гидросистемах обоих двигателей применяются одни и те же агрегаты, их параметры также совпадают. Исключением является лишь распределительный кран для управления подачей рабочей жидкости в силовые цилиндры. В двигателе Д-30КП для этого используется распределительный кран КР-44 (рис. 8.26). 22 Рис. 8.26. Распределительный кран КР-44 двигателя Д-30КП: / — штуцер для отвода жидкости в бак; 2— штуцер для подвода жидкос- ти от насосов; 3—пружина; 4—кор- пус; 5 — упор; 6 — уплотнительное кольцо; 7 — корпус клапана; 8—пол- зун; 9, 22 — втулки; 10 — шток; // — толкатель; 12 — шариковый клапан; 13— стакан; 14 — распределительный золотник; 15—штуцер ОБРАТНАЯ ТЯГА; 16—поршень клапана; 17 — пружина; 18 — штуцер ПРЯМАЯ ТЯ- ГА; 19 — упор; 20— переходник; 21 — гильза По принципу действия кран КР-44 аналогичен крану КР-40 двигателя Д-30КУ (см. рис. 8.16 и 8.17). Основным его отличием является то, что в штуцере ПРЯМАЯ ТЯГА крана КР-44 смонтирован клапан, состоящий из поршня 16, пружины 17 и упора 19. Клапан предназначен для увеличения времени перекладки створок из положения ОБРАТНАЯ ТЯГА в положение ПРЯМАЯ ТЯГА по сравнению с временем перекладки створок из положения ПРЯМАЯ ТЯГА в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА. Достигается указанное замедление уменьшением проходного сечения штуцера 18 при движении жидкости из распределительного крана через этот штуцер к гидроцилиндрам. При обратном движении жидкости (т. е. из гидроцилиндров к распределительному крану) поршень 16 отжимается от гнезда и площадь проходного сечения увеличивается. Кроме отмеченного принципиального отличия существует ряд конструктивных отличий в корпусах кранов КР-44 и КР-40 и элементах их крепления. Конструкция элементов системы управления и сигнализации РУ двигателя Д-30КУ. Системы управления и сигнализации двигателей Д-30КУ и Д-30КП имеют ряд существенных отличий, поэтому их необходимо рассматривать отдельно. Управление РУ двигателя Д-30КУ производится переводом рычага управления распределительного крана КР-40 из одного крайнего положения в другое. Это осуществляется из кабины пилотов с помощью отдельного рычага управления реверсивным устройством (РУР). Система управления распре- делительным краном КР-40 расположена на левой стороне двигателя и включает в себя следующие основные узлы (рис. 8.27): колонку управления 2, перекидной рычаг 4, рычаг крана 6, тяги управле- ния / и 3, связывающие перечисленные рычаги. Колонка управления устанавливается на переднем наружном кожухе двигателя слева внизу и служит для осуществления связи между РУР в кабине пилотов и рычагом 6 распределительного крана. К нижнему плечу 24 двойного рычага 18 крепится тяга, идущая к переходному рычагу, а к верхнему плечу 23 указанного двойного рычага —самолетная тяга /. Двойной рычаг на двух подшип- никах 19 поворачивается относительно кронштейна /7. Узел перекидного рычага 2 устанавливается на переднем фланце наружного кожуха задней опоры двигателя. Он состоит из рычага /б, оси 14, стяжного болта 12 и шарикоподшипников 10. 102 Рис. 8.27. Система управления распределительным .краном КР-40 (вид слева): 13— тяги; 2— колонка управления; 4 — перекидной рычаг; 5—тяга регу- лируемая; 6 — рычаг крана КР-40; 7—распределительный кран КР-40; 8 — шарнирный подшипник; 9 — уш- ковыйболт; 10, 19—шарикоподшип- ники; //, 20—стопорные кольца; 12, 22—стяжные болты; 13, 21— распор- ные втулки; 14—ось перекидного ры- чага; 15 — кронштейн; 16 — рычаг; 17 — кронштейн двойного рычага; 18 — двойной рычаг; 23 — верхнее плечо рычага; 24 — нижнее плечо рычага; 25 — ось двойного рычага Колонка управления (поз. 2) Перекидной рычаг (поз. Ч) крана KP-W Плечи рычага различны по длине. К большему плечу рычага крепится тяга 3, соединяющая пере- кидной рычаг, с колонкой управления, а к меньшему — тяга 5, соединяющая перекидной рычаг с ры- чагом 6 распределительного крана. Перекидной рычаг фиксируется на подшипниках стопорным коль- цом //. Подшипники внутренними обоймами устанавливаются на оси 14 и фиксируются стяжным болтом 12. 8.9. ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, СИГНАЛИЗАЦИИ И БЛОКИРОВКИ РЕВЕРСИВНОГО УСТРОЙСТВА ДВИГАТЕЛЯ Д-30КП Управление РУ двигателя Д-30КП осуществляется с помощью рычага управления реверсивным устройством (РУР), сблокированного с РУД. Указанные рычаги с помощью системы управления связаны одновременно с рычагом насоса-регулятора НР-ЗОКП и механизмом управления и блокировки РУ, который обеспечивает переключение распределительного крана КР-44 в положение ПРЯМАЯ ТЯГА или ОБРАТНАЯ ТЯГА. Механизм управления и блокировки РУ (рис. 8.28) включает в себя кулачок управления 6, переключатель 11с поводком 5, кулачок блокировки / и кронштейн 12, на котором смонтированы все детали механизма. Кулачок управления 6 через поводок 14 связан системой тяг антипаралле- лограмма с рычагом насоса-регулятора НР-ЗОКП и РУР и РУД в кабине. К поводку 5 переключателя через сферический подшипник 4 крепится тяга, соединяющая механизм блокировки с рычагом распределительного крана КР-44. К кулачку блокировки через вилку 8 подсоединяется тяга от переднего силового рычага, что обеспечивает кинематическую связь кулачка блокировки со створками РУ. Схема работы механизма управления и блокировки показана на рис. 8.29. В положении ПРЯМАЯ ТЯГА кулачок управления через ролик Р1 переключателя блокирует распределительный кран КР-44 от самопроизвольного переключения в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА. При переводе РУД в кабине на площадку «малого газа» и переводе затем РУР на включение РУ (рис. 8.29, б) кулачок управления задним скосом Б набегает на ролик Р2 и поворачивает переклю- Рис. 8.28. Механизм управления и блокировки реверсивного устройства двигателя Д-30КП: /_кулачок блокировки; 2 — сухарик; 3, 7 —ось; 4 — сферический подшипник; 5—поводок переключателя; 6— кулачок управления; 8 — вилка кулачка блокировки; 9 — направляющая; 10, 13 — ролики; 11—переключатель; 12 — кронштейн; /4 —поводок управления 12 ЮЗ *) Рис 8.29 Схема взаимодействия деталей механизма управления и блокировки реверсивного устройства двигателя Д-30КП в поло- жениях ПРЯМАЯ ТЯГА (а), НАЧАЛО ВКЛЮЧЕНИЯ РУ (б), НАЧАЛО ВЫКЛЮЧЕНИЯ РУ (в), ОБРАТНАЯ ТЯГА (г): Р15 Р2 — ролики; А — передний скос кулачка управления; Б — задний скос кулачка управления; В — плечо; Г — скос кулачка блокировки чатель относительно оси его крепления по часовой стрелке. Это вызывает перекладку рычага распреде- лительного крана КР-44 в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА. Однако при этом увеличения режима работы двигателя не происходит, так как рычаг управления заблокирован от дальнейшего поворота на повышение режима обратной тяги, поскольку сухарик 2 кулачка управления (см. рис. 8.28) упирается в кулачок блокировки /. Перевод РУД на повышение режима становится возможным лишь после перехода створок РУ, а вместе с ними и кулачка блокировки, в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА (см. рис. 8.29, в). При переключении двигателя с режима обратной тяги (рис. 8.29, г) кулачок управления передним скосом А воздействует на передний ролик Р1 переключателя и поворачивает его против часовой стрелки. Вследствие этого рычаг крана КР-44 переходит в положение ПРЯМАЯ ТЯГА. Кулачок управления плечом В упирается в кулачок блокировки Г, препятствуя переводу РУД на увеличение режима до тех пор, пока створки не перейдут полностью в положение ПРЯМАЯ ТЯГА. При самопроизвольной (без перевода РУР) перекладке створок в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА- кулачок блокировки перемещается вправо, нажимает скосом Г на плечо В кулачка управления, поворачи- вая его против часовой стрелки. Связанный с кулачком управления насос НР-ЗОКП снижает режим работы двигателя до малого газа. Сигнализация положения створок и замка РУ на двигателе Д-30КП аналогична сигнализации на двигателе Д-30КУ. 8.10. ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ РЕВЕРСИВНЫХ УСТРОЙСТВ ДВИГАТЕЛЕЙ Д-30КУ И Д-30КП В процессе эксплуатации двигателей Д-30КУ и Д-30КП была подтверждена достаточно высокая надежность конструкции РУ и системы его управления. Однако был выявлен ряд дефектов, для устранения которых заводом-изготовителем проведены конструктивные, технологические и эксплуатационные усо- вершенствования. Целесообразно перечислить наиболее характерные дефекты узла РУ и системы его управления, а также основные мероприятия по их выявлению и устранению. 1. Появление трещин на обтекателях силовой балки, ребрах крепления обтекателей силовой балки (см. рис. 8.5), обтекателе и обечайке противопожарной перегородки и других деталей РУ. Основными причинами появления трещин являются жесткие температурные и вибрационные на- грузки, действующие на детали РУ в процессе эксплуатации, а также ниличие монтажных напряжений в деталях. Для устранения перечисленных дефектов заводом-изготовителем произведены конструктивные измене- ния ряда деталей РУ. В частности, внедрены обтекатели силовой балки, которые имеют дополнительное крепление к силовой балке тягами, увеличена жесткость и прочность ребер крепления неподвижных обтекателей, введена противопожарная перегородка со съемными обтекателями, что позволяет заменять обтекатели противопожарной перегородки отдельными секциями. Для выявления трещин на обтекателях, ребрах их крепления, противопожарной перегородке и других несиловых элементах РУ рекомендуется проводить тщательный визуальный осмотр перечис- ленных деталей. В большинстве случает при выявлении трещин на указанных деталях в эксплуата- ции удается ограничиться их засверловкой, что предотвращает дальнейшее развитие трещин. 2. Появление деформации кронштейна крепления подвижных обтекателей 4 (см. рис. 8.3). Для устранения указанного дефекта введен усиленный литой кронштейн с ребром жесткости. 3. Наклеп на противопожарной перегородке вследствие касания о нее створок РУ. Причиной появления наклепа является выработка и неправильная регулировка упоров створок. Для предот- вращения указанного дефекта необходима своевременная и точная регулировка упоров створок. 4. Деформация передней крышки 2 (см. рис. 8.9) силового гидроцилиндра при рабочем давлении. Для предотвращения указанного дефекта внедрена крышка усиленной конструкции, объединившая в единое целое крышку 2 и корпус гидрозамедлителя 3. 104 5. Поломка корпуса замка створок РУ двигателей Д-30КП. Причиной дефекта является заклини- вание шарнирных соединений рычажной системы замка (см. рис. 8.10) вследствие коррозионного пораже- ния сферических подшипников в местах соединения тяг 2 с ползуном 3 и рычагами 4. Развитию указанного дефекта в отдельных случаях способствовало отсутствие смазки ВНИИ ИП-231, что обусловлено отступ- лением от технологии сборки, допущенным на заводе-изготовителе. Для предотвращения дефекта реко- мендуется проверять наличие смазки в указанных соединениях при техническом обслуживании узла РУ. Особенно тщательно необходимо проверять наличие смазки в перечисленных соединениях при замене корпуса механического замка в эксплуатации. ^ 6. Утечка азота через корпус обратных клапанов (см. рис. 8.23). Причиной дефекта является нарушение герметичности фторопластового уплотнительного кольца клапана 6. Потеря герметичности может происходить из-за попадания посторонних частиц на уплотняющую поверхность, а также вследст- вие неравномерного обжатия фторопласта. Для устранения указанного дефекта в эксплуатации внедрена измененная схема зарядки гидроаккумуляторов азотом с исключением из системы обратных клапанов и зарядного штуцера (см. рис. 8.22). Зарядка азотом производится в этом случае с применением зарядного устройства УЗА-ЗОКУ/КП через штуцер 8 (см. рис. 8.23) агрегатов ИЛ527А. 7. Течь жидкости АМГ-10 по резьбе сливного крана гидробака (см. рис. 8.12). Причиной дефекта в большинстве случаев является некачественное нанесение смазки БУ на резьбу сливного крана при его установке. При появлении течи в эксплуатации кран снимают и устанавливают его вторично на уплотнительную смазку «БУ». 8. Самопроизвольное выключение двигателя при включении РУ при пробеге самолета. Причиной этого отказа могут быть различные дефекты в системе управления и сигнализации РУ. Наиболее вероятными являются неисправность микровыключателя сигнализатора положения створок РУ 16 (см. рис. 8.11), а также неисправности электроцепей электромашинного реле ЭМРВ-27Б-1. При проявлении указанного-дефекта в эксплуатации рекомендуется проверить правильность установки сигнализатора положения створок РУ. Выключение двигателя при включении РУ может быть следствием несоответствия техническим условиям зарядки воздушных полостей гидроаккумуляторов. При чрезмерном давлении азота в аккумуляторе может оказаться недостаточно жидкости для одной перекладки створок. Если давление азота ниже нормы, то перекладка створок происходит очень медленно. В обоих случаях время перекладки створок может превысить 4 с, вследствие чего по команде электромашинного реле времени ЭМРВ-27Б-1 производится выключение двигателя. Кроме того, при низком давлении азота в гидроаккумуляторах возможна несинхронная перекладка створок на левом и правом двигателях, что резко усложняет пилотирование самолета при посадке. Для предотвращения рассмотренных выше дефектов необходимо тщательно поддерживать заданное значение давления азота в полостях гидроаккумуляторов. Помимо перечисленных дефектов в эксплуатации имели место и другие, менее часто встречающиеся неисправности РУ, устраняемые регулировкой агрегатов или заменой конструктивных элементов. ГЛАВА 9 СИЛОВЫЕ КОРПУСА ДВИГАТЕЛЕЙ Д-30КУ И Д-30КП. КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ 9.1. СХЕМА СИЛОВОГО КОРПУСА Силовой корпус двухконтурного двигателя представляет собой совокупность корпусов компрессора низкого давления, камеры сгорания и турбины, корпусов опор ротора, а также силовых элементов, связывающих перечисленные корпуса в единое целое в силовом отношении. К силовому корпусу двигателя крепятся входные и выходные устройства, коробки приводов агрегатов, узлы ^подвески двигателя к самолету, транспортировочные и монтажные узлы подвески. Система силовой связи между элементами силового корпуса определяет силовую схему двигателя. Силовые корпуса двигателей Д-30КУ и Д-30КП аналогичны. Основным элементом силового корпуса двигателя Д-30КУ (рис. 9.1) является разделительный корпус 3 компрессора. Он одновременно выполняет функции корпуса задней опоры КНД, корпуса передней опоры КВД, а также служит составной частью корпуса компрессора. К разделительному корпусу компрессора передаются все неуравновешенные усилия с остальных узлов двигателя: радиальные силы и крутящие моменты от опорного подшипника КНД через корпус передней опоры /, корпус КНД 2 к разделительному корпусу k fr tif )k _ to rif ft - J^ »T *F~ ** IP >f *r 20 /' \ 9^r 877 И-И BudB JO K-K 21 Рис. 11.2. Масляный бак: / — штуцер для подвода масла от ТМР; 2, 3, 7—внутренние патрубки; 4 — штуцер суфлирования масляного бака; 5 —перего- родка; 6—штуцер для подачи масла к масляному насосу ОМН-30; 8 — скоба металлизирующей перемычки; 9 — сливной кран; 10 — трубка для слива масла в отсек отрицательных перегрузок; // — резьбовая втулка; 12 — контргайка; 13—пружина; 14 — кла- пан; 15 — корпус предохранительного клапана; 16, 29 — прокладки; /7 —предохранительный клапан; 18 — датчик ДТПР масломера; 19, 20—перегородки жесткости; 21, 28 — уплотнительные кольца; 22 — трубка; 23 — мерная линейка; 24 — заливочная горловина; 25 — затяжной винт; 26 — траверса; 27 — крышка заливочной гор- ловины; 30 — фильтр; Г —отсек отрицательных перегрузок; а — полость Рис. 11.3. Детали крепления масляного бака на двигателе: / — палец; 2, 4, 5, 7 —кронштейны; 3 — прокладка; 6, 8— натяжные ленты; 9—натяжной винт 118 Предохранительный клапан 17 ограничивает давление воздуха (не более 0,05 МПа) в полости суфлирования масляного бака. При достижении указанного давления в полости а клапан 14 сжимает пружину и перепускает избыток воздуха через штуцер по трубопроводу суфлирования на срез реактив- ного сопла. Давление открытия клапана регулируется резьбовой втулкой //. Масляный бак крепится к двигателю с левой стороны выше его горизонтальной оси на переднем и заднем фланцах корпусов III ступени КНД при помощи кронштейнов 2, 4, 5 и 7 (рис. 11.3), на которые наклеены резиновые прокладки. Бак прижимается к кронштейнам натяжными лентами бив, имеющими резиновые прокладки 3. Натяжные ленты одним концом крепятся шарнирно к кронштей- нам, а другим попарно стягиваются натяжными винтами 9. 11.3. ТОПЛИВНО-МАСЛЯНЫЙ РАДИАТОР 4845Т Топливно-масляный радиатор предназначен для охлаждения масла, выходящего из двигателя, за счет отвода тепла в топливо, проходящее по линии низкого давления. Основными узлами радиатора (рис. 11.4) являются корпус 2 радиатора, корпус / топливных фильтров, крышка 6 топливной полости, крышки 3, 10 и 13 масляной полости. Узлы радиатора выполнены из алюминиевых сплавов и соединены между собой аргонно-дуговой сваркой. Внутри корпуса 2 находятся трубки, образующие масляную полость б радиатора. Охлаждающее топливо протекает между трубками через топливную полость а радиатора. На крышках 10 и 13 масляной полости расположены фланец для подвода масла 12 и фланец для выхода масла из радиатора 9, а также клапан перепуска масла 23. Масляные полости крышек 10 и 13 разделены перегородкой //. На крышке 6 топливной полости расположены клапан перепуска топлива S, кран слива топлива 7 и фланец 18 для подвода топлива к радиатору. Через клапан перепуска 8 и перепускную трубу 22, проходя- щую внутри масляных полостей крышек 10 и 13, полость крышки 6 соединяется с полостью корпуса / топливных фильтров. 15, Рис. П.4. Топливно-масляный радиатор 4845Т: / — корпус топливных фильтров; 2 — корпус радиатора; 3, 10, 13— 16— клапан для стравливания воздуха; 17 24 — кронштейны креп- крышки масляной полости; -/-бобышка; 5-кран для слива масла; ления радиатора; /S-фланец для подвода топлива 19 2/-шту- б —крышка топливной полости; 7 —кран для слива топлива; 8, цера для замера давления топлива; 22 — труба для перепуска топ- 20— клапаны перепуска топлива; 9-фланец для отвода масла из лива; 23-клапан перепуска масла; 25 — штуцер для слива топлива радиатора; 11 — перегородка; /2-фланец подвода масла в радиа- в радиатор из регулятора привода постоянной частоты вращения тор; 14- фильтрующий пакет; /5 —фланец для отвода топлива; а-топливная полость радиатора; б-масляная полость радиатора 119 В корпусе / установлены два фильтрующих пакета 14, предназначенные для фильтрации топлива, выходящего из радиатора; клапан 20 перепуска топлива в случае засорения фильтров, клапан 16 стравливания воздуха из топливной полости и фланец 15 для отвода топлива в магистраль двигателя. Кроме того, на корпусе / установлены штуцер 25 для слива топлива в радиатор от регулятора привода постоянной частоты вращения, штуцера 19 и 21 для подсоединения дифференциального сигна- лизатора СгДфР-1Т перепада давлений топлива на фильтрах, сигнализатора МСТВ-1,6 минимального давления топлива и датчика ИДТ-4 замера давления топлива на входе в насос-регулятор НР-ЗОКУ. Кран слива масла 5 расположен на крышке 3. Схема циркуляции топлива и масла в ТМР показана на рис. 11.5. Масло в ТМР поступает от центробежного воздухоотделителя и проходит по трубкам, отдавая гепло топливу, проходящему в полости между трубками. Охлажденное масло из радиатора выходит через фланец 9 (см. рис. 11.4) и по внешнему трубопроводу отводится в масляный бак двигателя. При увеличении перепада давлений масла между полостями вхбда и выхода масла из радиатора до 0,09 МПа открывается клапан 23 перепуска масла и часть масла, минуя трубки, направляется из входной полости в выходную полость радиатора. Увеличение перепада давлений может быть обусловлено засорением радиатора или низкой температурой масла. Топливный, фильтрующий пакет Клапан перепуска *~ топлива Выход ^топлива Клапан перепуска^ масла Вход / ^топлива Клапан перепуска топлива Рис. 11.5. Схема циркуляции топлива и масла в радиа- торе Топливо проходит между трубками, направляется в полость корпуса / топливных фильтров и далее через фильтрующие пакеты 14 направляется по трубопроводу от фланца 15 к насосу-регулятору НР-ЗОКУ. При засорении фильтрующих пакетов и увеличения перепада давлений на них до 0,06±o:oi25 МПа часть топлива, минуя фильтрующие пакеты, направляется через клапан 20 перепуска топлива непосред- ственно в выходной канал радиатора. Клапан перепуска топлива $, установленный на крышке 6, осуществляет перепуск части топлива по трубе 22 непосредственно в полость корпуса топливных фильтрующих пакетов, минуя радиатор. Клапан 8 открывается при достижении перепада давлений топлива между полостями крышки 6 и корпусом фильтров / 0,02^°°05 МПа, что имеет место при прокачке топлива через ТМР более 3500 кг/ч. Крепление радиатора к двигателю осуществляется на двух кронштейнах /7, выполненных как единое целое с корпусом фильтров /, и двух кронштейнов 24, приваренных к корпусу радиатора. ТМР крепится к корпусу КНД с левой стороны. Соединение кронштейнов радиатора с кронштей- нами на фланцах корпусов КНД осуществляется при помощи пальцев, контрящихся шайбами и шплин- тами. Соединение переднего нижнего кронштейна 24 с соответствующим кронштейном на корпусе КНД осуществляется при помощи болта, шайбы, гайки и шплинта. 11.4. ОСНОВНОЙ МАСЛЯНЫЙ НАСОС ОМН-30 Основной масляный насос ОМН-30 (рис. 11.6) шестеренчатого типа, имеет одну нагнетающую и одну откачивающую ступени. Насос установлен на нижнем фланце ПКП и центрируется на нем штифтами 16. Ведущая шестерня 3 и шестерня-валик 4 откачивающей ступени расположены в верхней части корпуса 5, а ведущая шестерня 8 и ведомая шестерня 10 нагнетающей ступени —в нижней крышке 7. Валики всех шестерен вращаются в бронзовых втулках, запрессованных в расточки корпуса 5 и крышек 120 Рис. 11.6. Основной масляный насос ОМН-30: / — прокладка; 2 — верхняя крышка; 3, 4—шестерни откачивающей сту- пени; 5 —корпус; б—втулка; 7 —нижняя крышка; 8, 10 — шестерни нагнетающей ступени; 9 — сферическое кольцо; // — пружина; 12, 17 — винты; / Лвп), которые в основном и определяют расходы воздуха. 130 "3 "г п1 "и па- Рис. 12.4. Перераспределение на раметров ТВД и ТНД при дроссе лировании ТРДД Рис. 12.5. Скольжение рото- ров двухвального ТРДД на режимах: / — дросселирования; 2 — уста- новившихся; 3—приемистости Так как л*в„, имеющая высокое исходное значение, уменьшается более интенсивно, чем лв11, то и расход воздуха через внутренний контур снижается гораздо быстрее в сравнении с наружным контуром, обусловливая увеличение т. Поэтому по мере дросселирования двигателя для привода КНД нужна относительно большая работа 1КНД, чем для привода КВД, который «облегчается» за счет уменьшения углов набегания потока на рабочие лопатки его ступеней и снижения расхода воздуха через внутрен- ний контур. Следовательно, при дросселировании отношение работ ?Кнд/^тнд интенсивно увеличивается, обеспе- чивая быстрое падение частоты вращения КНД и снижение скольжения роторов (рис. 12.5, кривая 2). Закономерность изменения температуры газов перед ТВД при дросселировании ТГ = /(явд) опреде- ляет эффективность рабочего цикла и тепловую нагруженность деталей горячей части двигателя, так как в двухвальном ТРДД изменение Т* от явд полностью зависит от баланса работ турбокомпрессора ВД (12.7) -ТВД 'КВД- Как видно из рис. 12.4, при дросселировании двигателя на участке от п\ до я3 лтвд = const, поэтому снижение Т* подчиняется закону изменения ?квд от частоты вращения турбокомпрессора ВД, который носит примерно квадратичный характер. При дальнейшем дросселировании приходится замедлять и практически прекращать снижение Г* для удовлетворения условия (12.7), так как 1КВД, начиная с режима яз, лимитируется дополнительно величиной лтвд = var. На режимах глубокого дросселирования (п* > явд) наблюдается значительное увеличение Т*, так как лтвп настолько мало, что поддержание равновесного режима работы двигателя в условиях низких значений т]к и rj* возможно только при повышен- ных значениях Т*. Медленное снижение Т* в диапазоне режимов от я3 до п\ не только приводит к замедленному снижению тяги и быстрому нарастанию удельного расхода топлива, но и уменьшает запас устойчивости двигателя, а это обусловливает применение средств механизации компрессора. На двигателях Д.-ЗОКУ и Д-30КП для этой цели предусматривается система перепуска воздуха из-за V и VI ступеней КВД в наружный контур, а также двухпозиционный ВНА. Управление этими средствами механизации осуществляет САУ с помощью центробежного регулятора ДПО-ЗОК и регулятора РНА-ЗОК. В результате одновременного срабатывания средств механизации КВД увеличивается запас устой- чивости компрессора, но происходит нежелательное скачкообразное уменьшение тяги и увеличение удельного расхода топлива (см. рис. 3.3 и 3.4), что является особенностью дроссельной характерис- тики двухвального ТРДД при законе управления Fc = const. Управление двигателем на режимах с изменением внешних условий производится по двум законам. В диапазоне основных эксплуатационных режимов от максимального до минимального крейсерского режима реализуется закон явд = const. Этот диапазон режимов ТРДД называется диапазоном автомати- ческого управления, а частота вращения, при которой вступает в работу регулятор явд = const, частотой вращения начала автоматического управления (НАУ) ЯВДНАУ. В этом диапазоне при изменении внешних условий частота вращения ротора ВД сохраняется постоянной, а частота вращения ротора НД изменяется, так как последняя зависит не только от режима работы, но и от скорости и высоты полета. На неосновных эксплуатационных режимах в диапазоне ручного управления от ЯВДНАУ ДО явдмг с учетом меньшей тепловой и динамической нагруженности деталей двигателя, а также необходимой точ- ности и поддержания на заданном уровне УП, с помощью регулятора постоянного расхода топлива реализуется второй закон управления GT = const. Регулятор GT = const обеспечивает необходимую устойчивость работы двигателя, но частоты вращения роторов ВД и НД изменяются по режимам полета, что приводит к необходимости ручного управления расходом топлива с помощью РУД. Дросселирование двигателя на режимах обратной тяги также осуществляется по закону GT = const. 131 12.3, РЕГУЛИРОВАНИЕ ТРДД НА НЕУСТАНОВИВШИХСЯ РЕЖИМАХ Динамические свойства ТРДД существенно влияют на летно-тактические характеристики ЛА Эти свойства оцениваются прежде всего приемистостью двигателя, под которой понимается процесс быстрого увеличения его тяги за счет повышения расхода топлива при резком перемещении РУД. Коли- чественно приемистость оценивается временем, необходимым для перехода двигателя с одного режима работы на другой. В двухвальном ТРДД динамические процессы приемистости и сброса газа существенно отличаются от аналогичных процессов в одновальном ТРДД, что объясняется наличием двух механически несвя- занных турбокомпрессоров, между которыми существует только газодинамическая связь. Эта связь обусловливает скольжение роторов s, которое играет очень важную роль в неустановившихся процессах двухвальных ТРДД. Опыт эксплуатации показывает, во-первых, что s монотонно увеличивается при увеличении режима и, наоборот, уменьшается по мере дросселирования двигателя. Этот процесс схема- тично изображен на рис. 12.5, из которого видно, что скольжение достигает своего предельного значения на максимальном режиме. Так, например, в двигателе Д-30КП при сбросе газа скольжение уменьша- ется от 0,46 до 0,24. Следовательно, относительная частота вращения турбокомпрессора НД на режиме малого газа яндмг = ^ндмг/^ндвзл = 0,34 значительно меньше явдмг ^ 0,62. Чем меньше яндмг и больше разница начальных частот вращения роторов, тем медленнее разгоняется турбокомпрессор НД по срав- нению с турбокомпрессором ВД. Возможное уменьшение времени приемистости повышением яндмг часто затруднено, так как частота вращения выбирается из условий получения минимальной тяги на земле (З...6% Ртах). Увеличение скольжения на повышенных и максимальных режимах происходит в результате повыше- ния ускорения частоты вращения ротора НД за счет «облегчения» КНД, уменьшения т и интенсив- ного увеличения ?тнд и уменьшения ускорения частоты вращения ротора ВД вследствие «затяжеления» КВД, уменьшения т и медленного увеличения ?твд. В целом приемистость двухвального ТРДД определяется приемистостью турбокомпрессора ВД, поскольку он выполняет роль газогенератора в двигателе, т. е. источника энергии, обеспечивающего разгон турбокомпрессора НД. Характер изменения частот вращения роторов НД и ВД двухвального ТРДД приводит к тому, что во время приемистости (рис. 12.5, кривая 3) и сброса газа (кривая /) наблюдается существенное отклонение скольжения от исходных значений на установившихся режимах (кривая 2), хотя газодина- мическое взаимодействие турбокомпрессоров НД и ВД на переходных режимах в некоторой степени компенсирует это рассогласование, сближая их динамические характеристики. Сущность этого взаимодействия заключается в следующем. Во время приемистости скорость изме- нения частоты вращения ротора ВД больше скорости изменения частоты вращения ротора НД и мощ- ность, необходимая для привода турбокомпрессора ВД, больше мощности турбокомпрессора НД. Турбо- компрессор НД отбирает часть общей мощности турбины и уменьшает скорость изменения частоты вращения турбокомпрессора ВД, который, в свою очередь, ускоряет вращение турбокомпрессора НД, так как увеличивает мощность ТНД вследствие повышения Лк и л*. При сбросе газа из-за «затяжеления» КНД и увеличения т требуется относительно большая мощность для привода турбокомпрессора НД, который, отбирая ее от общей мощности турбины, замед- ляет вращение ротора ВД, в то время как турбокомпрессор ВД, стремясь сохранить повышенные значе- ния Лк, л* тормозит процесс сброса частоты вращения ротора ВД. Однако, несмотря на положительный эффект газодинамического взаимодействия турбокомпрессоров, всегда во время приемистости двигателя появляется отрицательное приращение скольжения—As = = snp — Syci, а при сбросе газа —положительное приращение As = sce — syCT. Отрицательное приращение скольжения во время приемистости двигателя, связанное с замедленным темпом набора частоты вращения ротора НД, обеспечивает увеличение запасов устойчивости КНД и позволяет несколько увеличить Т* с учетом кратковременности процесса приемистости и пониженных напряжений в материале рабочих лопаток ТВД при /гвд < яВДтах. Таким образом, подача топлива во время приемистости может быть увеличена по сравнению с подачей на установившихся режимах в 1,5...2,5 раза, что обеспечивает допустимое превышение Т*г и сокращает время приемистости. При сбросе газа возникает положительное приращение скольжения, обусловленное быстрым сниже- нием явд и медленным снижением янд, в результате чего КВД оказывает дросселирующее воздей- ствие на поток в КНД, что снижает запас его устойчивости. Поэтому при сбросе газа в двухвальном ТРДД необходимо увеличивать время уменьшения подачи топлива, так как в противном случае про- изойдет не только самовыключение двигателя из-за переобеднения и ухудшения качества смеси в камере сгорания, йо и может возникнуть помпаж КНД. Помпаж в КНД при сбросе газа — явление, известное только в двухвальных ТРДД. На рис. 12.6 представлена динамическая характеристика двухвального ТРДД в пространстве трех измерений с абсциссой явд, ординатой янд и аппликатой GT. На этой характеристике нанесены: кривая установившихся режимов АБ, траектории приемистости АВБ и сброса газа БЕЛ, поверхности помпажа КВД и КНД. Приемистость двигателя по траектории АВД позволяет вести процесс с наибольшим избытком AGT над расходами топлива на установившихся режимах, что позволяет вследствие высоких значений 132 "Wnp ъ^е Рис. 12.6. Динамическая характеристика двух- вального ТРДД Г* располагать большими запасами избыточных мощностей Д#вд и Д#нд на турбокомпрессорах, в результате чего достигаются оптимальные ускорения роторов и время приемистости двигателя. Однако, как это видно из динамической характеристики, двигатель в точке Д входит в помпаж по КВД, этому процессу сопутствует отрицательное приращение скольжения роторов. Поскольку помпаж недопустим, то приемистость двигателя необходимо осуществлять по траектории АВБ, эквидистантной поверхности помпажа КВД. Аналогично при сбросе газа (кривая БЕГ) в точке Г двигатель входит в помпаж по КНД, поэтому сброс газа необходимо проводить замедленно по траектории БЕЛ. Таким образом, для корректировки расхода топлива в соответствии с траекториями приемистости АВБ и сброса газа БЕЛ в САУ двигателя следует ввести автомат приемистости и гидрозамедлитель двустороннего действия, которые полностью автоматизируют работу двигателя на неустановившихся режимах прямой и обратной тяги. 12.4. ОБЩАЯ СХЕМА УПРАВЛЕНИЯ Управление двухвальным ТРДД по принятым программам осуществляется комплексом регуляторов и автоматов. Последовательность и время их работы на режимах удобно представлять на динамической характеристике двигателя, которая в упрощенном виде и однороторном представлении для ТРДД Д-30КУ и Д-30КП показана на рис. 12.7. Работа САУ двигателя начинается, когда давление топлива после HP становится достаточным для организации процесса горения в камере сгорания (точка рф). В этой точке включается в работу топ- ливный автомат запуска ТАЗ и распределительный клапан, предназначенный для распределения топлива по контурам форсунок. Распределительный клапан работает на всех режимах до момента подачи сигнала на останов. ТАЗ вступает в работу с момента подачи топлива (точка /?ф) до выхода на режим малого газа. тал UZ 4J 4+ Ъ5 Ц6 97 Ц8 Q9 Рис. 12.7. Упрощенная динамическая харак- теристика ТРДД в однороторном представ- лении 133 РУР РУД Рис. 12.8. Структурная схема САУ: АП — автомат приемистости; ГДФ4 — гидравлический датчик физичес- кой частоты вращения; ГУ —гидроусилитель; ДК — дроссельный кран; ДПО — датчик приведенных частот вращения; ДР — датчик режимов; ЗСЧ —замедлитель сброса частот; ИМ—исполнительный механизм; КПВ —клапан перепуска воздуха; МО—механизм останова; МОСтВ — механизм отключения воздушного турбостартера; МУЗОВ — механизм управления заслонкой отбора воздуха; РИА —регулятор РВНА; РО — рычаг останова; РТ — регулятор температуры; ТАЗ — топливный ав- томат запуска; ТД — температурный датчик; ЦР—центробежный ре- гулятор;-^— расход топлива;-»» — гидравлический и-> — электричес- кий сигналы; = — механическая связь ffPbP* t'rtj, Траектория линии установившихся режимов в диапазоне от МГ до НАУ обеспечивается регуля- тором GT = const, а траектория линии НАУ ... max — регулятором явд = const. Линия МК отражает скачок расхода топлива при срабатывании механизации компрессора, т. е. при срабатывании КПВ и при перекладке лопаток ВНА по командам, поступающим соответственно от датчика приведенных частот вращения ДПО-ЗОК и регулятора РНА-ЗОК. Траектория линии приемистости на участке от частоты малого газа до частоты НАУ обеспечивается работой замедлителя сброса частоты (ЗСЧ), входящего в состав регулятора расхода топлива. Если приемистость задается с частот выше частоты НАУ, но ниже частоты взлетного режима, то замедлитель не оказывает влияния на приемистость и ее время определяется автоматом приемистости (АП). Приемистость на участке НАУ... ГОС (гибкая обратная связь) обеспечивается гидравлическим усилителем (ГУ) настройки режимов, работа которого связана с работой регулятора явд = const. Точка ГОС соответствует частоте вращения на 1 ... 1,5% меньше частоты вращения на максимальном режиме и характеризует начало работы ГОС регулятора явд = const. Гибкая обратная связь обеспечивает затухание колебаний частоты вращения ротора и его торможение вблизи заданного режима работы двигателя по окончании приемистости, при условии, что колебания частоты Дявд и температуры Д/* не выйдут за пределы допустимых значений. Колебательный процесс торможения ротора по окончании приемистости на динамической характеристике представлен в виде спиральной линии ГОС... max. При температуре наружного газа выше /н.огр ограничения частоты вращения и температуры газа за турбиной осуществляются ГУ, а при t*tt < /„.0гР—механизмом ограничения давления р*тах. Максимально допустимая температура газа за турбиной, превышающая на 5°С температуру ограни- чения, при всех реальных температурах наружного воздуха поддерживается всережимным предельным регулятором температуры ВПРТ-44. Замедление сброса частоты вращения в заданном темпе при резком переводе РУД с максимального режима или некоторого промежуточного в положение, соответствующее малому газу, обеспечивается ЗСЧ регулятора постоянного расхода топлива. Схема подключения к двигателя, как объекту управления перечисленных автоматических устройств, определяет структурную схему САУ, которая наглядно позволяет представить взаимные связи между отдельными устройствами. В САУ ТРДД Д-30КУ и Д-30КП в качестве единственного УФ используется расход топлива Ст. Система включает в себя плунжерный топливный насос переменной производительности HP (рис. 12.8) с наклонной шайбой, которая выполняет функцию УО, и регуляторы явд = const и GT = const с дрос- сельным краном (ДК). Координация работы регуляторов достигается с помощью механизма объеди- ненного управления, имеющего механическую связь с золотником ДК и ГУ регулятора явд = const. Закон управления двигателя на режимах работы выше НАУ реализуется регулятором явд = const. Чувствительный элемент этого регулятора, замеряя отклонение параметра явд, названного внешними возмущениями, воздействует на GT изменением угла у наклонной шайбы HP и устраняет возникшее отклонение. Применение в данном случае замкнутой системы регулирования ТРДД — регулятор — ТРДД позво- ляет при приемлемых- динамических свойствах ее получить высокую точность регулирования частоты вращения турбокомпрессора ВД. Для ограничения максимально допустимой температуры газов в САУ предусмотрен предельный регулятор ВПРТ-44, который по параметру /* ограничивает /г в соответствии с соотношением (12.5). Во время работы двигателя ЭДС с блока термопар температуры t* и приемника температуры С поступает на регулятор температуры РТ-12-4М (РТ), где напряжение ЭДС сравнивается с опорным напряжением датчика режимов ДР-4М (ДР), которое зависит от положения РУД. Электрический сигнал с РТ поступает в исполнительный механизм ИМТ-З(ИМ), который преобразует его в гидравли- ческий. Гидравлический сигнал, воздействуя на ГУ регулятора явд = const, ограничивает /* и уменьшает расход топлива. 134 На частотах вращения ниже частоты НАУ механизм объединенного управления отключает регуля- тор /гвд = const и подключает регулятор GT = const, который определяет расход топлива в диапазоне ручного управления от явдмг Д° ЯВДНА и на режимах обратной тяги. Принцип работы этого регулятора основан на поддержании постоянного перепада давлений Дрдк = const на ДК при различных положениях его золотника, т. е. при заданной площади проходного сечения. При приемистости расход топлива в диапазоне ручного управления корректирует ЗСЧ, который ограничивает перепад давлений Д/?дк, воздействуя на угол наклона шайбы. При частичной приемистости от малого газа до режима выше частоты НАУ, но ниже максимального работает пневматический АП, который сравнивает давление топлива, пропорциональное корректированному по рн перепаду давлений воздуха (РК — РВХ), с давлением топлива /?п, пропорциональным квадрату частоты вращения ротора ВД, и подает сигнал на изменение угла наклона шайбы. Командное давление топлива рп вырабатывается в гидравлическом датчике физической частоты вращения (ГДФЧ). Частичная приемистость с режимов, превышающих частоты НАУ, обеспечивается соответственно ГУ и ГОС в результате их воздействия на регулятор явд = const, а сброс газа во всем диапазоне частот — ЗСЧ. Отключение воздушного турбостартера при запуске производится по электрическому сигналу из механизма отключения (МОСтВ), преобразованному из гидравлического давления /?„. Работа ЗОВ на ПОС двигателя также осуществляется по давлению рп механизмом управления гидроцилиндром заслонки отбора воздуха (МУЗОВ). Клапаны перепуска воздуха КПВ за V и VI ступенями КВД управляются с помощью датчика приведенных частот ДПО-ЗОК, имеющиго гидравлическую связь с HP и температурным датчиком ТД-ЗОК (ТД), назначением которого является выдача гидравлического сигнала, пропорционального температуре tlx. Датчик ДПО вырабатывает также гидравлический сигнал, пропорциональный квадрату приведенной частоты вращения, который служит для управления регулятором РНА-ЗОК (РИА). В САУ предусмотрен ограничитель частоты вращения турбокомпрессора НД, которым является центробежный регулятор ЦР-1-ЗОК (ЦР). Этот регулятор при достижении частоты янд > яНдогР открывает слив топлива из АП, уменьшая производительность HP и, следовательно, ограничивая увеличение частот вращения ротора НД. Перевод двигателя на режим обратной тяги производится с помощью РУР, который выдает гид- равлический сигнал на перекладку створок реверсивного устройства и имеет два положения: ПРЯМАЯ ТЯГА и ОБРАТНАЯ ТЯГА. Управление режимами обратной тяги производится с помощью РУД и регулятора GT = const. Останов двигателя производится рычагом останова (РО), который имеет два положения: РАБОЧИЕ и ОСТАНОВ, и механизмом останова (МО), который может также включаться по аварийному элек- трическому сигналу. ГЛАВА 13 СИСТЕМА ТОПЛИВОПОДАЧИ 13.1. СХЕМА ТОПЛИВОПОДАЧИ Система топливоподачи предназначена для бесперебойной подачи топлива от топливных баков к рабочим форсункам двигателя в количестве, обеспечивающем его нормальную работу на всех режимах и при любых внешних услрвиях. Основными топливами двигателей гражданской авиации являются керосины ТС-1 и Т-1. В международных аэропортах могут применяться зарубежные топлива Автур-50, тип А-1, PL-4, JP-5, П-2, LW-9025, которые по своим физико-химическим свойствам близки к отечествен- ным сортам топлива. Указанные сорта топлив гигроскопичны, т. е. обладают свойством поглощать пары воды из воздуха. Вследствие этого при понижении температуры топлива происходит выделение воды во взвешенном состоянии, которая превращается в кристаллы льда, оседающие на фильтрах систе'мы, что уменьшает пропускную способность питающих магистралей и вызывает топливное «голодание» дви- гателей. Для предотвращения этого процесса при температуре наружного воздуха +5°С и ниже добавляется жидкость И или ТГФ (в зарубежных аэропортах — ИКАР-РА-600). Кроме того, на двигателях Д-30КУ и Д-30КП основной топливный фильтр специально расположен в топливно- масляном радиаторе, где его корпус обогревается потоком масла, выходящего из двигателя. Систему топливоподачи двигателя в зависимости от назначения и давления в ее агрегатах можно разделить на три системы: низкого давления, высокого давления и дренажную. В систему низкого давления входят (рис. 13.1): подкачивающий приводной насос 2; датчик расхо- домера «3, топливно-масляный радиатор 4 с сетчатым топливным фильтром 6, трубопроводы, соединяющие перечисленные агрегаты. 135 2 J Г 5 W 15 16 Рис. 13.1. Схема системы топливопо- дачи двигателя: /, 9, 10 — штуцера; 2 — подкачивающий насос ДЦН-44ПЗТ; 3 — датчик расходо- мера ДРТМС-10Т; 4 — ТМР; 5, 7 —пере- пускные клапаны; 6, 14, 4.4 — топливные фильтры; 8—клапан стравливания; //, 16 . . .34, 37 . . .40, 48 . . . 50, 52, 53, 55, 56 — трубопроводы; 12— исполнительный механизм ИМТ-3; 13 — регулятор ЦР-1- ЗОК; 15, 43, 45 — гидроцилиндры ЗОВ, КПВ, ЦНА-ЗОК; 35, 36— воздушные фильт- ры; 41 — регулятор РППО-ЗОКП; 42 — на- сос-регулятор НР-ЗОКУ (НР-ЗОКП); 46- регулятор РНА-ЗОК; 47— передний дре- нажный бачок; 51 — температурный дат- чик ТД-ЗОК; 54 — датчик ДПО-ЗОК J7 36 В систему высокого давления входят насос-регулятор (HP) 42\ температурный датчик 57; регу- лятор привода постоянной частоты вращения 41\ датчик приведенных частот вращения 54\ центро- бежный регулятор 13\ исполнительный механизм /2; регулятор входного направляющего аппарата 46\ цилиндр НА 45, гидроцилиндры 43\ гидроцилиндр распределительной заслонки отбора воздуха /5; воздушные фильтры 35 и 36\ топливные фильтры 14 и 44\ форсунки ФР-40-ДСМ и трубопроводы, соединяющие перечисленные агрегаты. В дренажную систему входят передний дренажный бачок 47 и трубопроводы, соединяющие дренажные полости агрегатов с бачком. Система низкого давления служит для подачи отфильтрованного топлива с избыточным давлением к насосу-регулятору, обеспечивая его безкавитационную работу. Топливо из самолетного топливного бака подводится к подкачивающему насосу 2, во входном трубопроводе которого имеетсм штуцер / для консервации двигателя. От насоса 2 топливо поступает через датчик расходомера 3 к ТМР 4, в конструкцию которого входят перепускной клапан радиатора 5, топлив- ный фильтр 6 с перепускным клапаном 7, клапан стравливания воздуха 8 и штуцер 9 для подсоединения сигнализатора. В ТМР топливо подогревается, охлаждая откачиваемое из двигателя масло, и поступает в фильтр 6. Если перепад давлений топлива в радиаторе составит 0,02+°'иизМПа, то клапан 5 откроется и начнет перепускать топливо помимо радиатора. Так же, но при перепаде давлений (0,05±о;оо2б) МПа, работает клапан фильтра 6, тонкость фильтрации двух фильтропакетов которого составляет 25 ... 30 мкм. В штуцер 9 монтируется сигнализатор СгДФР-1Т заданного перепада давлений на фильтре ТМР, который при перепаде давлений (0,04±8;oos) МПа выдает к кабину экипажа сигнал «Топливный фильтр засорен». Из ТМР по трубопроводу //, имеющему штуцер 10 для подсоединения датчика ИДТ-4 замера давления топлива на входе в насос-регулятор, топливо поступает в агрегат НР-ЗОКУ (НР-ЗОКП) 42. От HP по трубопроводам 25 и 26 топливо под высоким давлением поступает в кольце- вые топливные коллекторы I 27 и II 28 контуров, откуда по 24 трубопроводам 29 и 30— к 12 форсункам ФР-40ДСМ. На трубопроводе 25 имеется штуцер, соединенный трубкой с датчиком ИДТ-100 замера давления топлива в I контуре форсунок, а на трубопроводе 26 —штуцер, предназна- ченный для консервации II контура форсунок и замера давления топлива в этом контуре при стендовых испытаниях. При запуске двигателя топливо под высоким давлением поступает от HP 42 по трубопроводу 24 через Датчик ДПО-ЗОК 54 и фильтр к шести гидроцилиндрам КПВ 43. Одновременно топливо под высоким давлением поступает от HP по трубопроводам 19 и 16 через фильтр 14 к гидроцилиндру 15. На проведенной частоте яВДпр=8600 об/мин топливо сливается из КПВ 43 через датчик 54, минуя его сливную полость, и поступает на вход в HP 42 по трубопроводам 55 и //. При частоте вращения явд=8700 об/мин по трубопроводам 16 и 19 через фильтр 14 происходит слив топлива из гидроцилиндра 15 HP 42. Для поддержания одинакового давления топлива в сливных полостях механизма регуляторов 13, 41, 46, датчиков 51, 54 они соединены трубопроводами 20, 17, 40, 55, 49 с входным патрубком HP 42 или его^внутренней сливной полостью. 136 Кроме того из полости силовых цилиндров РНА-ЗОК 46 и цилиндра НА 45, минуя сливную полость регулятора РНА-ЗОК, по трубопроводу 56 производится слив топлива в трубопровод, расположенный 33 ДПоНт4р4убопроводу 39 топливо подводится к регулятору РППО-ЗОКП 41. Топливо из клапана поддержа- ния перепада давлений на дозирующей игле автомата приемистости HP 42 поступает по трубопро- воду 18 к золотнику центробежного регулятора ЦР-1-ЗОК 13. При превышении частоты ограничения топливо по трубопроводам 17 и // из мембранной полости клапана поддержания перепада давлении поступает на вход в HP 42, золотник клапана при этом'перемещается и подает гидравлический сигнал на уменьшение расхода топлива, ограничивая тем самым максимальную частоту вращения ротора вд. По трубопроводам 24 и 52 к датчику ТД-ЗОК подводится под высоким давлением топливо от HP 42, а по трубопроводу 53 топливо отводится к ДПО-ЗОК 54 с командным давлением рт дв, пропорциональным температуре воздуха на входе в двигатель. По трубопроводу 33 через воздушный фильтр 35, к автомату запуска HP подводится воздух, отби- РЗеМПо трубопроводу 34 через воздушный фильтр 36 к автомату приемистости HP подводится воздух под полным давлением рк и рвх • По трубопроводам 34 и 32 через воздушный фильтр 36 к механизму ограничения давления о* HP подводится воздух под давлением рк. КтаВ левую и правую полости поршня гидроцилиндра ЦНА-ЗОК 45 подводится топливо от регуля- Т°РЗПо трубопроводам 40 и // через фильтр 6 топливо из регулятора РППО-ЗОКП 41 сливается на вход в HP 42 По трубопроводу 20 топливо из нижней камеры поршня гидроусилителя HP 42 подводится к механизму ИМТ-3 12, а по трубопроводу 19 отводится на слив. При останове двигателя топливо из трубопроводов 27 и 28 через клапан слива HP сливается по трубопроводам 25, 26, 31 в передний дренажный бачок 47. В этот бачок по трубопроводам 22,37, 38 произ- водится слив топлива из полостей уплотнений ведущих валиков насосов 2, 42, датчика 54, регулято- РОВ Топливо поступившее в передний дренажный бачок, вытесняется воздухом, отбираемым из канала наружного контура двигателя, в трубопровод суфлирования на срез реактивного сопла двигателя. 13.2. ПОДКАЧИВАЮЩИЙ ТОПЛИВНЫЙ НАСОС ДЦН44-ПЗТ Подкачивающий топливный насос ДЦН44-ПЗТ (рис. 13.2) представляет собой центробежный насос с н-гапаном постоянного давления и демпфером для уменьшения пульсаций давления топлива. Агрегат предназначен для подачи топлива HP и поддержания заданного избыточного давления перед ним. Насос ДЦН44-ПЗТ устанавливается на переднем корпусе ЗКП двигателя. Насос ДЦН44-ПЗТ состоит из качающего узла и регулятора давления. При работе двигателя топливо самолетным подкачивающим насосом подается через пожарный кран к входному патрубку 4 на- 89 7011 П 131* 15 76 Рис 132 Принципиальная схема подкачивающего топлив- ного насоса ДЦН44-ПЗТ: / — винт 2— шплинт; 3— колесо- шнек; 4 —входной патрубок; 5—рабочее колесо крыльчатки; 6 —сборник-улитка; 7 —сливной клапан 8— крышка уплотнения; 9— радиально-упорный шарико- подшипник; 10 — втулка подшипника; // — бобышки под дренажный штуцер /2 —кольцо; 13 — резиновые манжеты; 14 — лабиринтная втулка- 15 — радиально-опорный шарикоподшипник; 16 — корпус качающего узла; /7 —приводной валик; 18, 33 — каналы для под- вода статического давления в левую полость мембраны клапана; 19— мембрана; 20— корпус пружины; 21 — регулировочный винт;- 22— контровочная пластина; 23 — втулка; 24 — резьбовая втулка^; 25 — пружина; 26 — опора пружины; 27 — корпус направляющей втулки- 28— металлические разрезные кольца; 29 — корпус регуля- тора давления; 30—поршень демпфера; 31 — шток клапана; 32 — двухтарельчатый клапан; 34 — горловина сопла; 35 — сопло; 36— канал, соединяющий полость выхода с полостью входного пат- рубка; а, б —зазоры; в, г—полости 25 2V2J. 313029 28 27 137 coca ДЦН44-ПЗТ. Во входном канале топливо захватывается осевым двухзаходным колесом-шнеком 3, ко- торый создает предварительный напор и закрутку потока перед основным рабочим колесом крыльчатки 5 качающего узла, улучшая тем самым гидравлические и кавитационные характеристики насоса. Основные технические данные насоса ДЦН44-ПЗТ Допустимая температура топлива, °С ....... от _40 до +60 Допустимая температура окружающей среды, °С.......от -60 до 4-60 Абсолютное давление топлива на входе в агрегат при режимной работе на земле, МПа................ Q Og Q 2g Производительность насоса при частоте вращения его ротора п = = 8900 об/мин, абсолютном давлении на входе 0,08. . . 0,25 МПа и избыточном давлении на выходе 0,28 . . . 0,32 МПа, л/ч ! 7800 Кратковременное превышение давления топлива на выходе из на- соса при изменении расхода от 7800 до 1000 л/ч, МПа 06 Сухая масса насоса, кг . .'..........'. / ! ' 5*6 При небольшой относительной скорости и повышенном давлении топливо поступает на вход в рабочее колесо крыльчатки 5 полузакрытого типа и приводится им во вращение. Под действием центробеж- ных сил поток перемещается в межлопаточных каналах крыльчатки от центра к периферии увеличивая свою потенциальную и кинетическую энергию. ' По касательной к окружности рабочего колеса-крыльчатки поток топлива с большой скоростью посту- пает в сборник-улитку 6. Сборник представляет собой спиральный канал с постоянно расширяющимся сечением, в котором кинетическая энергия потока безударно преобразуется в давление. Из сборника топ- ливо под давлением направляется в полость в регулятора давления, а затем через сопло поступает в систему топливоподачи низкого давления. 3 Безотказная работа HP возможна лишь при поддержании постоянного давления топлива на его входе независимо от режима работы двигателя и внешних условий, т. е. независимо от потребного расхода топлива. Однако при увеличении расхода гидравлическое сопротивление агрегатов системы топливо- питания низкого давления увеличивается пропорционально квадрату скорости потока (рис. 13.3, кривая 7) Следовательно, если давление топлива на выходе из подкачивающего насоса /?вых поддерживать постоян- ным, то давление на входе в HP будет переменным и всегда меньше на величину гидравлических потерь. Поэтому для сохранения заданного уровня давления на входе в HP требуется программное регу- лирование рвых в соответствии с кривой 5. Эту функцию выполняет регулятор давления, объединяющий в единый конструктивный узел клапаны постоянного давления и сопло, представляющее собой трубку Вентури. Динамический напор потока в гор- ловине сопла преобразуется в его диффузорной части в энергию давления. В результате полное давле- ние Рвых равно сумме статического рст и динамического рдин давлений в горловине сопла Рвых=Рст+рт U?/2, (13.1 где рт—плотность топлива; vr—скорость потока в горловине. Если поддерживать /?CT = cosnt (линия 6), то при изменении диаметра горловины сопла d\ и его продолжительность. Для сокращения продолжительности запуска при заданном типе пускового устройства стремятся реализовать максимально допустимую температуру газов перед турбиной, чтобы получить максимальную избыточную мощность. Однако предельное значение температуры определяется прочностными характерис- тиками лопаток и ограничивается пусковыми характеристиками камеры сгорания и узким, диапазоном устойчивой работы компрессора. Поэтому для повышения надежности и увеличения ресурса авиационных ГТД ограничивают Т^гтах» а для обеспечения необходимого запаса устойчивости компрессора вводят в его конструкцию широкую систему механизации. Следовательно, для получения оптимальных пусковых характеристик двигателя ТАЗ НР-ЗОКУ должен обеспечивать такую закономерность нарастания подачи топлива, при которой ТВД развивает мощность, достаточную для разгона ротора, но Тг при этом не превышает допустимого значения. Эта закономерность нарастания подачи топлива в каждый момент времени должна соответствовать темпу увеличения расхода воздуха через камеру сгорания, который в свою очередь определяется ростом перепада давлений на компрессоре. Поэтому пневматический ТАЗ осуществляет регулирование подачи топлива по перепаду давлений Др = р* — рн, что может быть обеспечено в том случае, если чувстви- тельный элемент* ТАЗ будет испытывать воздействие давления воздуха за компрессором и давление окру- жающей среды. С этой целью в верхнюю полость мембраны 12 автомата запуска через фильтр / и жиклер 3 поступает воздух из-за XI ступени КВД с давлением р*, а в нижнюю полость — воздух с давлением рн (рис. 14.13). Подбором площади проходного сечения стравливающего жиклера 4 можно установить требуемую закономерность нарастания давления воздуха по величине и времени. Разность давлений воздуха в верхней и нижней полостях мембраны 12 и силы упругости пружин 9, 10 и 31 создают усилие, действующее на золотник 25. К моменту начала работы ТАЗ каналы НР-ЗОКУ заполнены топливом. Топливо поступает из канала 74 к золотнику 126 (см. рис. 14.2) обводным путем через колодец фильтра тонкой очистки 112, золотник малого газа 110, по каналу р, осевое отверстие и проточку в золотнике блокировочного клапана 15. Таким образом, на золотник 126 действует топливо с тем же давлением, что и на распределительный клапан 32, который устанавливает подачу топлива в двигатель в зависимости от давления перед ним. На неработающем двигателе при отсутствии давления топлива и избыточного давления воздуха в верх- ней камере ТАЗ золотник 25 под действием пружины 10 находится в крайнем нижнем положении и разоб- щает канал подвода топлива 23 со сливом, т. е. клапан автомата запуска закрыт (см. рис. 14.13). В начальный момент запуска давление воздуха за КВД мало и перепад давлений на мембране 12 незначителен, поэтому при появлении давления в канале 23 золотник 25 перемещается в верхнее положение, преодолевая усилие пружины 10. В этом положении золотник 25 перепускает часть топлива по каналу 26 на слив. В этот момент располагаемая производительность плунжерного насоса ^превышает потребный расход благодаря установке наклонной шайбы на упор максимальной производительности. В результате слива части топлива золотник 25 поддерживает перед распределительным клапаном давле- ние, обеспечивающее надежный процесс воспламенения воздушной смеси в камере сгорания. 157 По мере увеличения частоты вращения ротора ВД и давления воздуха в верхней полости мембра- ны 12 увеличивается усилие, действующее на золотник 25, который преодолевая силу, обусловленную дав- лением топлива в канале 23, плавно опускается вниз, дросселируя слив и тем самым поддерживая необходимое давление перед РК, обеспечивает подачу в двигатель потребного количества топлива в соответствии с принятым законом: GT = f(P:-ptt). (14.3) На частотах, близких к режиму малого газа, соотношение сил, действующих на золотник 25, таково, что он устанавливается в крайнее нижнее положение и прекращает слив топлива из канала 23, т. е. ТАЗ полностью отключается. При достижении ротором ВД частоты вращения (6550 =Ь 100) об/мин (59,0 ... 61%) в работу всту- пает регулятор Gj = const, который переводом наклонной шайбы плунжерного насоса уменьшает подачу топлива до требуемого значения, необходимого для поддержания равновесной частоты вращения режима малого газа. Необходимое соотношение между расходом топлива и воздуха на малом газе регулируется регулиро- вочной головкой /// (см. рис. 14.2) золотника малого газа /10, на котором регулятор GT = const поддержи- вает постоянный перепад. Таким образом, расход топлива и частоту вращения ротора ВД на режиме малого газа можно регулировать изменением проходного сечения обводного канала, сохраняя неиз- менным положение золотника дроссельного крана 17. Для регулирования пусковой характеристики ТАЗ в его конструкции предусмотрены головка регулировочного винта 6 и жиклер корректировки давления 4 (см. рис. 14.13). Регулирование земной пусковой характеристики ТАЗ осуществляется до частоты вращения ротора ВД 27,5% головкой регули- ровочного винта 6, изменяющей затяжку пружины 10. При вращении головки против часовой стрелки по- дача топлива в двигатель на запуске уменьшается, а при вращении по часовой стрелке — увели- чивается. Начиная с частоты вращения ротора ВД 27,5% и выше эффективнее производить регулирование коррекцией давления воздуха в верхней полости мембраны 12 с помощью изменения проходных сечений жиклера 4. Диаметр жиклера корректировки давления р*к может изменяться в диапазоне от 1,7 до 2,1 мм. При увеличении диаметра жиклера подача топлива уменьшается, при уменьшении — увеличивается. Для обеспечения высотного запуска двигателя в конструкцию автомата запуска введен высотный кор- ректор. Приближенную коррекцию порн осуществляет чувствительный элемент корректора, выполненный в виде пакета анероидов 28. С увеличением высоты полета и снижением давления рн анероиды расширяются и в первую очередь выбирают зазор между тарелкой и регулировочным винтом 30. Размер зазора определяет высоту начала работы корректора. При дальнейшем наборе высоты анероиды 28 через шток 5 и двуплечий рычаг 8, растягивая люлечную пружину 9, уменьшают силовое воздействие пружин на мембрану 12. Снижение крутизны земной характеристики GT = /(PK — рн) с набором высоты полета дости- гается дополнительной коррекцией давления в полости пружин. Действительно, анероиды расширяются, смещают ползун с двумя текстолитовыми клапанами 32 вправо и тем самым открывают каналы в направ- ляющей, обеспечивая дополнительный перепуск воздуха из камеры пружин в атмосферу. Давление воздуха в камере снижается и уменьшает силу, действующую на золотник 25 со стороны мембраны /2, что приводит к увеличению перепуска топлива на слив*. Таким способом реализуется потребность в коррекции пусковых характеристик с изменением внешних условий. Рассмотренный пневматический автомат запуска двигателя Д-30КУ позволяет обеспечить опти- мальный процесс запуска как на земле, так и на высоте. Существенным недостатком этого механизма, ко- торый необходимо учитывать в условиях эксплуатации, является то, что ТАЗ регулирует не расход топлива в камеру сгорания, а только его давление перед распределительным клапаном. Это давление зависит от настройки клапана и может изменяться вследствие нестабильности гидравлических характеристик фор- сунок двигателя, что требует периодической подрегулировки ТАЗ. На пути топлива из канала 23 к золотнику ТАЗ 25 установлен блокировочный клапан, состоящий из золотника 22, пружины 20, гильзы 24 и двух дроссельных пакетов 18 и 21. В процессе запуска двигателя, когда давление в канале 23 мало, золотник 22 под действием усилия пружины 20 находится в левом положении и пропускает топливо к золотнику 25 ТАЗ. По мере выхода двигателя на режим малого газа давление топлива в канале 23 увеличивается настолько, что золотник 22, преодолевая усилие пружины, перемещается вправо до упора и разобщает канал 23 с автоматом запуска, т. е. отклю- чает ТАЗ на всех рабочих режимах работы двигателя. Поэтому случайный разрыв мембраны 12 не окажет влияния на работу двигателя. Так как блокировочный клапан выполнен гистерезисным, то он вновь открывает подвод топлива к зо- лотнику 25 ТАЗ в процессе останова двигателя. Для уменьшения нагрузок, действующих на мембрану 12 ТАЗ предусматривается также перепуск воздуха из полости пружин в атмосферу на рабочих режимах. Перепуск производит предохранитель- ный клапан 2, установленный на корпусе воздушного фильтра. В процессе эксплуатации были отмечены случаи «зависания» частот вращения роторов при запуске. Причиной данного дефекта явились повышен- ные утечки воздуха через предохранительный клапан ТАЗ вследствие выработки сопрягаемых деталей кла- пана и их коррозии. В настоящее время на всех двигателях предохранительный клапан заменен перек- рывным. В процессе запуска на частоте вращения РВД 4600±iso об/мин (41 ... 44 %) происходит отключение 158 воздушного турбостартера СтВ-ЗТ по команде датчика ГДФЧ. На указанной частоте вращения ротора ВД командное давление рн достигает значения, достаточного для перемещения команд- ного золотника 90 (см.. рис. 14.2) в нижнее положение. Через нижнюю проточку золотника откры- вается доступ топлива постоянного давления от КПД 113 под мембрану переключателя 88. Мембрана прогибается влево и размывает нормально замкнутые контакты концевого переключателя 88 и обесточива- ет электромагниты заслонки ЗП-44 и заслонки стартера, в результате чего пусковое устройство прекра- щает работу. Частоту отключения воздушного турбостартера регулируют винтом 89. При вращении винта 89 по часовой стрелке частота отключения пускового устройства увеличивается, а при вращении про- тив часовой стрелки — уменьшается. На пусковых частотах ЗОВ удерживается в положении отбора воздуха из-за XI ступени КВД топли- вом высокого давления, которое через верхнюю проточку исполнительного золотника 95 по внешнему трубопроводу подводится в левую полость гидроцилиндра 102. В итоге следует отметить, что пусковая система двигателя Д-30КУ совместно с системой автомати- ческого управления обеспечивают в стартовых условиях выход на режим малого газа в течение 40 ... 80 с и гарантируют надежный запуск в воздухе на частоте авторотации РВД не ниже 11 % до высоты 4000 м и не ниже 14,0% на высоте более 4000 м. 14.11. РАБОТА СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ НА УСТАНОВИВШИХСЯ РЕЖИМАХ Рабочие режимы, активно назначаемые летчиком в зависимости от условия полета, могут рассматри- ваться как равновесные. На этих режимах САУ, в соответствии с принятым законом управления, задает требуемые значения управляемых параметров и поддерживает их постоянными по времени. Это означает, что на равновесном режиме устанавливается полный баланс мощностей между газовыми турбинами и ком- прессорами, который обусловливает устойчивую работу двигателя с постоянными частотами вращения роторов ВД и НД. Однако опыт эксплуатации авиационных двигателей показывает, что в полете режим их работы непрерывно изменяется при наборе высоты, снижении, разгоне самолета, и несмотря на относительно медленно протекающий процесс изменения внешних условий на роторах возникает дисбаланс мощностей. В связи с этим для сохранения равновесного режима работы с учетом влияния различных внеш- них факторов, требуется непрерывное воздействие на располагаемые мощности турбин. В Д-30КУ это воз- действие осуществляется корректированием подачи топлива в камеру сгорания с помощью управляющего органа, в качестве которого используется наклонная шайба 80 плунжерного насоса НР-ЗОКУ (с ; рис. 14.2). Автоматические устройства, обеспечивающие поддержание заданных режимов, составляют основную группу автоматов САУ. К ним предъявляются наиболее жесткие требования, главными из которых являются высокая статическая точность и качество регулирования, устойчивость, эксплуатационная надежность. Для удовлетворения перечисленных выше требований в САУ двигателя введены регуляторы постоян- ной подачи топлива и физической частоты вращения ротора ВД. Регулятор постоянной подачи топлива работает в диапазоне режимов от малого газа до частоты вращения ротора ВД (9200 ± 50) об/мин (84 ... 85%), а регулятор физической частоты вращения —от частоты начала автоматического управления AIHAY = (9200 =h 50) об/мин (84... 85%) до взлетного режима. Такое разделение режимов работы двигателя соответственно на диапазоны ручного и автоматичес- кого управления объясняется следующим: изодромный регулятор физической частоты вращения с центробежным маятниковым чувствительным элементом и пружиной постоянной жесткости обеспечивает хорошее качество регулирования в узком диапазоне частот пНАу+*птаХ9 если будет принята минимально допустимая частота вращения ЯНАУ^ > (0,7 . . . 0,8) Aimax; режим ручного управления являются переходными от малого газа к рабочим, т. е. не являются эксплуатационными и практически не требует автоматического управления. В диапазоне ручного управления корректировка расхода топлива в камеру сгорания непосредствен- ным воздействием на управляющий орган невозможна, так как сочетание располагаемых и потребных расходов топлива не обеспечивает устойчивую работу двигателя при фиксированном положении РУД. Поэтому с САУ введен регулятор GT = const, который используется в качестве стабилизирующего средства, исключающего вредное влияние приводного топливного насоса на динамические характерис- тики двигателя. Регулятрры GT = const и Агвд = const включены параллельно и воздействуют на один общий ОУ (см. рис. 14.2). Поэтому САУ должна осуществлять координацию работы регуляторов и выполнять условия правильной блокировки. Эти функции в насосе-регуляторе НР-ЗОКУ выполняет МОУ, который при переме- щении РУД не только обеспечивает плавное переключение системы с одного регулятора на другой, но и исключает их одновременную работу. МОУ включает в себя РУД, рычаг ЗСЧ, валик РУД с двумя зубчатыми колесами, иглу дроссельного крана 17 и гидроусилитель ГУ двухстороннего действия. Последний осуществляет гидравлическую связь 159 между рычагом 91 РУД и пружиной 35 золотника центробежного датчика регулятора частоты вращения ротора ВД, обеспечивая требуемую скорость перенастройки пвд = const при сколь угодно быстром перемещении РУД в диапазоне частот вращения от НАУ до взлетных. При пробе приемистости на средних и больших высотах замедление темпа перенастройки быстродействующего регулятора лвд = = const исключает опасные превышения Т*, а при резком сбросе газа — помпаж КНД. Основными элементами ГУ являются ползун 34 с муфтой, которая рейкой связана с зубчатым колесом валика рычага 91 РУД; шток 30 гидроусилителя с поршнем 25, выполняющие роль следующего элемента; рычаг 33, дроссельные пакеты прямого 123 и обратного хода 125. К ГУ через дроссельные пакеты 123 и 125 подводится топливо постоянного давления от КПД 113. Давление топлива в нижней камере 31 поршня 25 ГУ будет зависеть от положения ползуна 34, который дросселирует канал слива в штоке 30. При перемещении рычага 91 РУД от риски МГ до риски НАР большое зубчатое колесо валика опускает вниз иглу дроссельного крана 17. Игла вскрывает профильные пазы дозирующей части гильзы и увеличивает тем самым проходное сечение крана, в результате падает перепад давления на кране, что служит командой на перестройку регулятора GT = const. Начиная с конца ПМГ в канал 16 также поступает топливо через золотник малого газа ПО по каналу р и дополнительно через треугольный паз п иглы дроссельного крана 17, а затем и через сечение, образуемое золотником 101 с гильзой 100 ЗСЧ по каналу к. Одновременно малое зубчатое колесо валика рычага 91 РУД перемещает вверх муфту ГУ. Однако усилие затяжки пружины 35 изодромного регулятора физической частоты не изменяется, так как ползун 34 в результате наличия зазора между ним и муфтой не прикрывает сливные радиальных каналов штока 30, и все топливо, поступающее через дроссельный пакет 123, идет на слив. Поэтому под действием усилия пружины 19 шток 30 остается на упоре регулировочного винта НАУ 93, а регулятор час- тоты вращения ротора ВД сохраняет в диапазоне ручного управления настройку, соответствующую час- тоте (9200 =h 50) об/мин (84 ... 85%) и будет выключен из работы. Приведенная центробежная сила грузиков датчика 73 регулятора частоты вращения меньше усилия пружины 35, поэтому золотник 72 будет находиться в крайнем нижнем положении. В этом положении рабочие пояски золотника открывают доступ топливу постоянного давления из кольцевой проточки по каналу б в рабочую полость поршня обратной связи 68 и из полости поршня 70 наклонной шайбы по каналу а—на слив. Под действием усилия пружины и давления топлива в полости поршня 68 он вместе с золотником 39 перемещается вниз до упора, увлекая в том же направлении рычагом 33 гильзу 71 датчика. Из канала в через проточку золотника 39, а затем по каналу г через дроссельный пакет 43 топливо от КПД // ПО и дроссельном кране становится больше 1 МПа. Это вызы- вает перемещение золотника дифференциального клапана 116 влево, и его дозирующие пояски обеспе- чивают подвод топлива высокого давления в полость поршня 70 и одновременно слив топлива из меж- поршневой полости 69, куда оно поступает через проточку в золотнике обратной связи 39 по каналу г и дроссельный пакет 43 от КПД 113. Поэтому поршень 70 остается в том положении, которое задано ему регулятором постоянного расхода топлива, ибо его воздействие сильнее регулятора физической частоты вращения вследствие использования в качестве рабочего тела топлива высокого давления. Дополнитель- ный подвод топлива высокого давления в рабочую полость поршня 70 через жиклер 115 улучшает динами- ческую устойчивость регулятора постоянного расхода топлива и регулятора физической частоты вращения. По мере дальнейшего перемещения РУД от риски НАР до риски МГ дросселирование двигателя будет протекать в соответствии с участком 2 — 3 до выхода двигателя на режим малого газа. На этом участке корректирует подачу топлива регулятор постоянного расхода, а регулятор физической частоты будет выключен из работы. 14.12. РАБОТА СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ НА ПЕРЕХОДНЫХ РЕЖИМАХ В эксплуатации управление двигателем, как правило, осуществляется при быстром перемещении РУД. В этих случаях возникают переходные процессы, при которых рабочие параметры сравнительно быстро изменяются во времени и совпадают с принятым законом управления лишь в конечный момент процесса, когда двигатель вышел на новый установившийся режим. В связи с этим САУ должна обеспечивать тре- буемые динамические свойства двигателя при любой скорости перемещения летчиком РУД без чрезмерной раскрутки роторов, без потери устойчивости работы компрессоров, камеры сгорания и перегрева де- талей и других вредных или необратимых явлений. Динамические свойства двигателя оцениваются приемистостью. Количественно приемистость харак- теризуется минимальным временем, необходимым для перехода двигателя с одного режима на другой. В силу ряда особенностей скорость выхода двигателя на заданный режим в конечной стадии переходного процесса снижается, а поэтому для более четкой оценки времени приемистости ее определяют до момента достижения тяги, равной 95% от замеренной при данных атмосферных условиях. Силовые установки самолета Ил-62М не оборудованы датчиками тяги, поэтому приемистость дви- гателя определяется временем разгона или сброса частоты вращения ротора ВД. Для двигателя Д-30КУ частота вращения ротора ВД в момент замера приемистости на режимах прямой тяги должна быть на 120 об/мин меньше частоты взлетного режима, замеренной при данных атмосферных условиях. Время приемистости на земле должно составлять от 7 до 10 с, а в полете от 4 до 7 с. Время приемистости на режимах обратной тяги должно быть не более 10 с. J65 Рис. 14.16. Изменение подачи топлива по частоте вращения ротора ВД при разгоне двигателя: / — При перемещении РУД от положения МГ до упора ВЗЛЕТ; 2 — при перемещении РУД от положения МГ до НАР; 3—на высоте при перемещении РУД в диапа- зоне автоматического управления; 4—при перемещении РУД в диапазоне автоматического управления Приемистость двигателя будет зависеть от превышения мощности, развиваемой ТВД, над мощностью, затрачиваемой на привод КВД и агрегатов. Необходимый избыток мощности на роторе ВД в процессе разгона достигается увеличением температуры газов перед турбиной на ДГ* в сравнении с температурой на установившихся режимах при каждом мгновенном значении частоты вращения. На установившихся режимах в соответствии с выбранным законом управления максимально допусти- мая температура перед турбиной имеет место при максимальной частоте вращения. В процессе разгона, учитывая его кратковременность и невысокий уровень напряжений от действия центробежных сил собстен- ных масс рабочих лопаток, можно даже допустить превышение температуры более Г*тах. Однако уве- личение температуры ведет к уменьшению устойчивости компрессора и к уменьшению коэффициента избытка воздуха, что вызывает переобогащение смеси в камере сгорания и явится причиной самовыклю- чения двигателя на больших высотах. Поэтому САУ должна обеспечивать такую подачу топлива в процессе приемистости, чтобы температура Т* поддерживалась на максимально возможном уровне с учетом указан- ных ограничений, что гарантирует максимальное ускорение роторов и минимальное время разгона. Быстродействующие регуляторы /гвд = const и GT = const не могут обеспечивать оптимальную приемистость, так как их динамические параметры подбираются в первую очередь исходя из условий полу- чения необходимой динамической устойчивости системы управления и хорошего качества регулирования. Действительно, при быстром (в течение 1 ... 2 с) перемещении РУД от риски МГ до упора ВЗЛЕТ происходит полное открытие дозирующих отверстий на золотнике 101 ЗСЧ (см. рис. 14.2) и игле дроссельного крана /7, что приводит к уменьшению перепада давлений на них и значительному сме- щению золотника дифференциального клапана 116 влево. Это вызывает резкое перемещение поршня 70 в сторону увеличения подачи топлива (рис. 14.16, кривая /). В точке б наклонная шайба устанавливается на упор максимальной подачи и расход топлива соответствует располагаемой производительности насоса. В точке в регулятор явд = const с некоторым предварением Аяпр по отношению к частоте вращения п = птлх, на которую он настроен, начнет уменьшать подачу топлива до необходимой величины. В диапазоне ручного управления быстрое перемещение РУД от риски МГ до НАР приводит к тому, что быстродействую- щий регулятор GT = const в очень короткий отрезок времени почти при постоянной частоте увеличивает по- дачу топлива до восстановления исходного перепада давлений (отрезок а — д на кривой 2), а затем при постоянной подаче топлива происходит увеличение частоты вращения (отрезок д — е). Резкое перемещение РУД в диапазоне автоматического управления от риски НАР до упора ВЗЛЕТ вызывает значительное смещение золотника 72 от нейтрального положения вниз, что приводит к переме- щению поршня 70 в сторону увеличения подачи топлива (отрезок а'— в' на кривой 4). После установки поршня обратной связи 68 на упор (точка б) увеличение подачи топлива замедляется (отрезок б — в). Начиная с момента в регулятор /гвд = const уменьшает подачу топлива и выводит двигатель на макси- разг max н САУ мальный режим (точка г) без превышения Т*Г. Однако на высоте в связи со снижением Ст не может гарантировать разгон без превышения температуры (кривая 3). Аналогичная картина наблю- дается при приемистости на режимах обратной тяги. Таким образом, разгон ротора ВД самостоятельно регуляторами GT = const и /гвд = const осуществля- ется со значительным превышением располагаемой подачи топлива над предельно допустимой и сопро- вождается опасным превышением Т*, поэтому в САУ двигателя введены автомат приемистости и гидроусилитель. Для получения оптимальной приемистости на режимах прямой и обратной тяг корректировку расходов топлива ведет АП по внутридвигательным параметрам, а ГУ осуществляет разгон только в случае выхода из строя АП. 166 Автомат приемистости корректирует подачу топлива в соответствии с законом GT = /С/^вдРк.кор, (14.6) где /С—коэффициент пропорциональности; явд —частота вращения ротора ВД; /?*КОр —корректированное давление воздуха. Автомат приемистости включен последовательно в систему каналов для подачи основного топлива на- соса-регулятора НР-ЗОКУ, поэтому все топливо, прошедшее через проходное сечение дозирующей иглы 41 (см. рис. 14.2), поступит в камеру сгорания двигателя. Расход топлива через это сечения будет определяться по выражению Ст = М-д.и/Чи У2ртА/?д.и , (14.7) где |яди — коэффициент расхода; Рл.н — площадь проходного сечения дозирующей иглы; рт —массовая плот- ность топлива; Ард.и— перепад давлений на дозирующей игле. Так как |яд.и = const и рт = const, то расход топлива будет корректироваться одновременно измене- нием /VH и Ар^и. В САУ двигателя Д-30КУ именно этими двумя параметрами обеспечивается управле- ние подачей топлива в соответствии с принятыми законами в процессе разгона, причем Рл.н изменяется про- порционально давлению рк.КОр, являющемуся функцией полного давления воздуха за КВД, а Арди — квад- рату частоты вращения ротора ВД. АП состоит из следующих основных узлов (рис. 14.17): дозирующей иглы / с поршнем 34; меха- низма изменения площади проходного сечения дозирующей иглы, включающего в себя следующие элемен- ты: 2, 5, 6, 7, 9, 10, 11, 12, 13, 14, /5; механизма поддержания перепада давлений топлива на дозирующей игле, состоящего из элементов 16, 17, 18, 19, 20, 21, 23, 24, 27. Дозирующая игла / представляет собой стальной золотник цилиндрической формы с двумя фрезеров- ками в средней части, образующими профильную зону. Игла перемещается в стальной втулке, кото- рая запрессована в корпусе автомата приемистости. На резьбовой хвостовик иглы установлен сталь- ной диск с армированной двухсторонней манжетой, образующий поршень 34. Под действием перепада дав- лений топлива в камерах а и б и разности усилий пружин 12 и 35 обеспечивается перемеще- ние дозирующей иглы 7. При перемещении иглы вправо площадь проходного сечения увеличивается, и наоборот. Ход дозирующей иглы ограничивается винтами 14 и 33. В камеру б поршня 34 подведено топливо от клапана постоянного давления по каналу 30, в камеру а—это же топливо, но через дроссельный пакет. Давление топлива в камере а, а следовательно, и положение иглы / будут зависеть от перепуска топлива на слив через клапан 15 механиз- ма управления площадью проходного сечения. Клапан 15 состоит из стального диска с припаянной к нему пластиной из твердого сплава, связанный с нижним плечом рычага 11, и жиклера, вверну- того в корпус АП. И \ * 5 7 8, Рис. 14.17. Автомат приемистости насоса-регулятора НР-ЗОКУ: / — дозирующая игла автомата приемистости; 2—постоянные жикле- ры камеры редуцирования; 3—канал давления /?*; 4—канал давле- ния /?*; 5 —сменный жиклер регулировки времени приемистости; 6—рабочий сильфон механизма управления дозирующей иглой; 7 — корпус воздушного фильтра; 8—канал суфлирования полости меха- низма управления дозирующей иглой; 9—вакуумный сильфон меха- низма управления дозирующей иглой; /0 — регулировочный винт уста- новки рычага механизма управления дозирующей иглой в нейтраль- ное положение; 11 — пружина обратной связи механизма управления дозирующей иглой; 12—рычаг механизма управления дозирующей иглой; 13 — регулировочный винт наклона характеристики механизма управления дозирующей иглой; 14 — регулировочный винт упора до- зирующей иглы в положении максимального расхода топлива; 15 — клапан механизма управления дозирующей иглой; 16—клапан ну- левого перепада механизма поддержания перепада на дозирующей игле; 17 — мембрана клапана нулевого перепада механизма поддер- жания перепада давлений на дозирующей игле; 18 — регулируемый жиклер механизма поддержания перепада давлений на дозирующей игле; 19 — пружина клапана поддержания пеоепада давлений на до- зирующей игле; 20—регулировочный винт перепада давлений топлива на дозирующей игле; 21 — постоянный жиклер механизма поддержа- ния перепада давлений на дозирующей игле; 22 — канал отвода топ- лива с давлением рп к агрегату ЦР-1-ЗОК; 23 — гильза клапана под- держания перепада давлений на дозирующей игле; 24 — золотник клапана поддержания перепада давлений на дозирующей игле; 25 — канал отвода топлива на слив; 26 — канал подвода топлива с давле- нием рп от ГДФЧ; 27—пружина золотника клапана поддержания пе- репада давлений на дозирующей игле; 28 — канал подвода топлива из межпоршневой полости; 29 — канал для отвода топлива под поршень наклонной шайбы; 30—канал для подвода топлива от клапана пос- тоянного давления; 31 — канал для отвода топлива к распредели- тельному клапану; 32 — канал для подвода топлива от дроссельного крана; 33 — регулировочный винт упора дозирующей иглы автомата приемистости в положении минимального расхода топлива; 34 — пор- шень дозирующей иглы автомата приемистости; 35 — пружина поршня дозирующей иглы; а, б, в, г, д, е, ж. з — камеры Ю 34 J5 JJ 25 I / /к \ - " t > 21 М /J 3 167 Давление топлива в камере а задается механизмом изменения площади проходного сечения дози- рующей иглы, которйй состоит из следующих основных элементов: клапана /5, управляющего пере- мещением дозирующей иглы /; рычага 12 с пружиной обратной связи // и пружиной регули- ровочного винта 13\ сильфона 6, связанного с камерой редуцирования, в которой поддерживается давле- ние рк.кор благодаря подводу воздуха с давлением р*к из-за КВД и одновременного частичного стравливания его через постоянные жиклеры 2 и сменный жиклер 5; вакуумного сильфона 9. На установившихся режимах работы двигателя клапан 15 создает в камерах а и б перепад давлений топлива, необходимый для удержания поршня 34 и дозирующей иглы 1 в заданном положении. С другой стороны, необходимый перепад давлений на проходном окне дозирующей иглы / обеспечи- вается механизмом поддержания перепада давлений, который включает в себя регулируемый 18 и посто- янный 21 жиклеры; мембрану нулевого перепада 17 с клапаном 16\ клапан поддержания перепада с мембраной и золотником 24, воздействующий на сервомеханизм наклонной шайбы насоса. На мембрану клапана поддержания перепада давлений со стороны камеры з воздействует сила от давления топлива /?п, пропорциональная квадрату частоты вращения ротораа ВД. Это топливо подводит- ся от ГДФЧ по каналу 26 через жиклер. В то же время со стороны камеры ж на мембрану воздействует пружина 19 и давление топлива, пропорциональное перепаду давлений топлива на проходном окне дози- рующей иглы /. Эта пропорциональность достигается следующим образом. В полость в перед проходным окном дозирующей иглы / от дроссельного крана по каналу 32 посту- пает топливо высокого давления. Одновременно это топливо подается через регулируемый жиклер 18 в ка- меру д мембраны нулевого перепада /7, а затем перепускается клапаном 16 через камеру ж и жиклер 21 на слив. Указанные жиклеры включены последовательно в цепь каналов механизма поддержания пере- пада давлений на дозирующей игле АП, поэтому через них проходит одно и то же количество топлива. На основании этого можно записать следующее равенство: \ь\*Р\9Г\[2рЛр\* = №\F 2\^/2рЛр2\ , (14.8) где p,i8, |i2i— коэффициенты расходов соответственно через жиклеры 18 и 21\ F\^F2\— площади про- ходных сечений; A/7i8,Aa2i — перепады давлений; рт — массовая плотность топлива. Так как коэффициенты расходов и площади проходных сечений — величины постоянные, то, как сле- дует из равенства (14.8), перепад давлений на жиклере 21 пропорционален перепаду давлений на регулируемом жиклере 18. Теперь, если учесть, что за жиклером 21 устанавливается постоянное давле- ние' сливной полости насоса-регулятора, то можно утверждать, что давление топлива перед жиклером 21 или давление в камере ж пропорционально перепаду давлений на регулируемом жиклере 18. С другой стороны, перепад давлений на дозирующей игле / равен перепаду на регулируемом жикле- ре 18. Это достигается с помощью мембраны 17 нулевого перепада, в камеру е которой подведено топливо с давлением за дозирующей иглой / АП. Мембрана 17 нагружена только силами со стороны давления топлива в камерах е и д, а поэтому будет находиться в равновесном состоянии при условии равенства давлений в этих камерах. Действительно, при повышении давления в камере д по сравнению с давлением в камере е мембрана 17 прогибается влево (по схеме), проходное сечение клапана 16 увеличивается, что приводит к пониже- нию давления топлива в камере д до восстановления исходного равновесия. Если же установившееся давление топлива в камере д меньше, чем в камере е, то мембрана прогибается вправо, уменьшая про- ходное сечение клапана 16 и повышая давление в камере д. Таким образом, изменением проходного сечения клапана 16 достигается равновесное состояние мембраны 17 и равенство давлений в камерах. При этом все топливо, поступившее через регулируемый жиклер 18 в камеру д, пройдет через клапан 16 и жик- лер 21, так как в магистрали от жиклера 18 до жиклера 21 нет дополнительных подводов топлива. Итак, на регулируемом жиклере 18 поддерживается перепад, равный перепаду Давлений на дози- рующей игле /, что определяет пропорциональность перепада на игле АП к давлению топлива в полости ж мембраны клапана перепада, а значит, и давления топлива в полости з, в которую подведено топливо рп. Если по каким-либо причинам нарушена указанная пропорциональность, например, вследствие уве- личения давления в полости ж, то мембрана клапана поддержания перепада давлений прогибается, увлекая золотник 24 влево. Уплотнительные пояски золотника 24 открывают окна подвода топлива высоко- го давления из канала 32 по каналу 29 под поршень наклонной шайбы и слив топлива из межпоршне- вой полости по каналу 28. В результате перераспределения давления в полостях поршня 70 (см. рис. 14.2) наклонная шайба 80 устанавливае1хя на угол, обеспечивающий меньшую производительность, до восста- новления пропорциональности перепада на игле АП по отношению к давлению рп. Теперь рассмотрим работу САУ при приемистости двигателя с малого газа до начала автоматического управления. При резком перемещении рычага управления двигателем от риски МГ до НАР с той же ско- ростью происходит увеличение площадей проходных сечений на дроссельном кране 17 и золотнике 101 ЗСЧ, обусловливающее уменьшение перепада давлений на них. В связи с этим золотник дифференциально- го клапана 116 под действием пружины 117 садится на упор, в результате происходит перераспреде- ление давления в полостях поршня 70 и наклонная шайба 80 начинает быстро перемещаться в сторону винта 87 максимальной производительности. В результате этого резко возрастает перепад давлений на дозирующей игле 41 АП и в правой полости мембраны 56, которая прогибается влево и перемещает золотник клапана поддержания перепада давлений 57. Последний своими проточками сообщает полость 168 поршня 70 с магистралью высокого давления, а межпоршневую полость 69 со сливом, поэтому быстрое перемещение наклонной шайбы в сторону увеличения подачи топлива будет приостановлено. По мере увеличения частоты вращения ротора ВД будет увеличиваться давление /?* за КВД и давле- ние топлива рп. При увеличении /7?.КОр в камере редуцирования сильфон 42 расширяется и поворачивает ры- чаг 51 по часовой стрелке, который прикрывает клапан 49, стравливающий топливо из левой полости порш- ня 40 дозирующей иглы 41. Под действием давления топлива в этой полости и усилия пружины 38 дози- рующая игла 4/ начинает перемещаться вправо со скоростью, обусловленной пропускной способностью дроссельного пакета 45, увеличивая площадь проходного сечения и, следовательно, количество топлива, подаваемого в^ камеру сгорания двигателя. В процессе разгона двигателя перепад на дозирующей игле 41 увеличивается пропорционально изменению командного давления рп. Происходит это потому, что с увеличением рп мембрана 56 проги- бается вправо и перемещает золотник клапана 57, пояски которого дросселируют отверстия во втулке, уменьшая тем самым подачу топлива высокого давления в полость поршня 70 и слив топлива из межпоршневой полости 69. Наклонной шайба 80 изменяет скорость перемещения в сторону увеличения подачи топлива с ускорением, обусловленным темпом роста давления рп. На установившемся режима работы двигателя давление рп всегда выше давления в правой полости мембраны 56, поэтому золотник клапана 57, находясь в правом положении, разобщает каналы для подвода и слива топлива, не оказывая таким образом никакого влияния на работу сервомеханизма наклонной шайбы 80. С другой стороны, пружина обратной связи 46 вследствие перемещения дозирующей иглы 41 вправо уравновешивает усилия со стороны рабочего сильфона 42. Рычаг 51 повернется против часовой стрелки и откроет клапан 49. Благодаря сливу топлива из левой полости поршня 40 устанавливается такой перепад давлений, при котором дозирующая игла займет равновесное положение. Таким образом, при выходе двигателя на режим начала автоматического управления, т. е. на частоту вращения ротора ВД (9200 ±50) об/мин, АП отключается, а заданный равновесный режим под- держивает регулятор /гвд = const. В условиях эксплуатации время приемистости регулируют подбором жиклера стравливания из ка- меры редуцирования сильфона 42. Сброс газа двигателя осуществляется резким уменьшением подачи топлива. При этом благодаря снижению Т* мощность турбин становится меньше мощности, потребляемой компрессорами, и роторы ВД и НД получают отрицательное ускорение. Необходимо учитывать, что при резком сбросе двигатель может войти в помпаж по КНД, а также, что для перекладки элементов механизации КВД требуется определен- ное время, поэтому необходимо ограничивать темп снижения расхода топлива. Эту функцию выполняют ГУ и ЗСЧ насоса-регулятора НР-ЗОКУ. Так, при резком переводе РУД от упора ВЗЛЕТ до риски НАР игла дроссельного крана 17 с той же скоростью перемещается вверх, уменьшая площадь проходного сечения крана, что могло бы привести к интенсивному снижению подачи топлива в камеру сгорания. Однако регу- лятор физической частоты вращения поддерживает на проходных сечениях дроссельного крана и золотни- ков 101 ЗСЧ и 110 малого газа необходимый перепад давлений, снижая его в темпе, заданном ГУ. Действи- тельно, совместно с РУД перемещается не только игла дроссельного крана, но и опускается вниз ползун 34 ГУ, который увеличивает площадь проходных сечений сливных каналов штока 30. Количество сливаемого топлива из камеры 31 превышает поступление топлива через дроссельный пакет прямого хода 123, поэтому давление в ней снижается, и под действием пружины 19 поршень 25 перемещается вниз со скоростью, обусловленной гидравлической характеристикой дроссельного пакета обратного хода 125. Таким образом, перенастройка пружины 35 регулятора физической частоты вращения с помощью кинематической пары 30 и 33 протекает в заданном темпе, а поэтому подача топлива в камеру сгорания двигателя снижается замедленно. При резком перемещении РУД от риски НАР до МГ с той же скоростью перемещается вверх игла дроссельного крана 17, но скорость перемещения золотника 101 ЗСЧ в сторону уменьшения проход- ного сечения будет определяться характеристикой дроссельного пакета 99, которая обусловливает темп сброса газа в диапазоне рассматриваемых режимов. Теперь рассмотрим работу САУ в процессе управления механизацией компрессора на переходных режимах. Для обеспечения устойчивой работы двигателя Д-30КУ на нерасчетных режимах предусматри- ваются перепуск воздуха за V и VI ступенями КВД и перекладка лопаток РНА по приведенной частоте вращения РВД. Управление КПВ по режимам работы двигателя осуществляется автоматически агрегатом ДПО-ЗОК. Топливо высокого давления из канала 74 насоса-регулятора НР-ЗОКУ по внешнему трубопроводу подается на вход датчика приведенной частоты (см. рис. 14.2). Пройдя фильтр тонкой очистки 161, топливо поступает к клапанам постоянного давления 162, 164 и исполнительному золотнику КПВ 166. Принцип работы клапанов 162 и 164 аналогичен принципу работы КПД 113 насоса-регулятора. КПД 162 соз- дает постоянное давление I,96_0,i96 МПа для агрегата РНА-ЗОК, а КПД 164 — такое же давление для агрегата ДПО-ЗОК. В начальный момент запуска под действием усилия пружины исполнительный золотник КПВ 166 нахо- дится в крайнем левом положении, поэтому топливо высокого давления по проточке в золотнике и внешнему трубопроводу через жиклер и топливный фильтр 144 подается в рабочие полости гидро- цилиндров 143 управления КПВ. По мере раскрутки ротора ВД на частоте вращения 14% в рабочих полостях создается давление (0,784 ± 0,039) МПа, достаточное для открытия КПВ. 169 Для управления KTIB по приведенной частоте вращения ротора ВД в конструкцию ДПО-ЗОК вклю- чен тахометрический элемент с множительным механизмом и поршнем /?тд 176. Центробежный датчик 174 тахометрического элемента приводится во вращение от ротора ВД через ЗКП, на которой установлен ДПО-ЗОК. При вращении грузиков возникает центробежная сила, которая через толкатель 172 и систему рычагов множительного механизма передается на золотник клапана командного давления 170. Сверху на клапан 170 действует сила от давления топлива, поступающего от КПД 164 через дросселирующую кромку и каналы золотника в верхнюю полость клапана. На схеме тахометрический элемент показан в равновесном положении, когда центробежная сила грузиков датчика 174, приведенная к оси золотника, уравновешивается давлением топлива над золот- ником, пропорциональным квадрату частоты вращения ротора ВД. При увеличении частоты вращения ротора ВД возрастает центробежная сила грузиков датчика 174. Равновесие сил, действующих на золотник клапана 170, нарушается. Золотник перемещается вверх, увеличивая проходное сечение на пути топлива постоянного давления от КПД 164 и одновременно умень- шая сечение отверстия Н для сливаемого топлива. Давление топлива будет возрастать до тех пор, пока увеличивающаяся сила от его действия на верхний торец золотника не компенсирует приведенную центробежную силу грузиков датчика. Аналогично, но в обратном порядке протекает процесс изменения давления при снижении частоты вращения ротора ВД. Для получения командного давления /?П{), пропорционального приведенной частоте вращения ротора ВД, необходимо вводить дополнительную корректировку по температуре воздуха Т*в на входе в двигатель, которую производит температурный датчик ТД-ЗОК через множительный механизм агрегата ДПО-ЗОК. Датчик ТД-ЗОК крепится к переходнику входного устройства двигателя и его термоэлемент омывает- ся потоком воздуха, поступающим в двигатель. Особенностью датчика ТД-ЗОК является использование быстродействующего дилатометрического термоэлемента в сочетании с гидравлическим преобразователем. Топливо с высоким давлением от насоса-регулятора НР-ЗОКУ по внешнему трубопроводу подводится к фильтру тонкой очистки 136 датчика, откуда поступает к КПД 135. В конструкцию клапана постоян- ного давления введен термокомпенсатор 134, состоящий из биметаллических пластин, который позволяет исключить влияние температуры топлива на работу КПД. Постоянное давление топлива стабилизирует характеристики гидравлического преобразователя. Преобразователь состоит из приемного 137 и подающе- го 139 сопел и молибденового стержня 138 дилатометрического термоэлемента. Топливо постоянного дав- ления от КПД 135 поступает в подающее сопло 139 и далее — в приемное сопло 137 гидравличес- кого преобразователя. Давление топлива в приемном сопле определяется положением конца стержня 138 относительно оси сопел. Так, например, при повышении температуры воздуха Tl вследствие разности коэффициентов ли- нейного расширения молибденового стержня 138 (6»10~6 1/градус) и стальной трубки 141 (17-10~6 1/градус) конец стержня перемещается вниз, открывая приемное сопло 137, в результате чего возрас- тает командное давление /?т.д. При уменьшении температуры воздуха Т1 происходит обратный процесс. Гидравлический преобразователь обеспечивает прямолинейную зависимость давления рт.д от темпера- туры воздуха на входе в двигатель. Для защиты корпуса термоэлемента 140 от обледенения по каналам 142 из ПОС двигателя подводится горячий воздух. Таким образом, с ростом температуры воздуха Т*в увеличивается давление рт.д и поршень 176 агрегата ДПО-ЗОК, преодолевая усилие затяжки пружины, перемещается вправо (по схеме) совместно со штоком 177. Этот шток поворачивает рычаг 171 относительно опоры регулировочного винта 175 про- тив часовой стрелки, а вместе с ним смещает вправо каретку множительного механизма. В результате перемещения каретки на рычаге 173 увеличивается плечо приложения центробежной силы грузиков датчика 174 и в конечном итоге уменьшается сила, приведенная к оси золотника клапана 170, что приводит к снижению командного давления /?П{Г При уменьшении температуры воздуха Tl уменьшается давление /?т.д и поршень 176 под действием усилия пружины перемещается влево, увлекая в том же направлении каретку множительного механизма. Плечо рычага 173 уменьшается, а сила, передаваемая через множительный механизм на золотник клапана 170, увеличивается и командное давление рпо воз- растает. Для устранения изменения настройки гидравлического датчика приведенной частоты, связанной с колебаниями температуры топлива, в конструкцию агрегата ДПО-ЗОК введен термокомпенсатор 168, состоящий из биметаллических пластинок. Командное давление р„0 от клапана 170 по каналу в корпусе агрегата ДПО-ЗОК, а затем через демпфирующие пазы в командном золотнике КПВ 165 поступает под левый его торец и одновременно по внешнему трубопроводу отводится к золотнику чувствительного элемента 148 агрегата РНА-ЗОК. На приведенной частоте вращения ротора ВД (8600 ± 150) об/мин (77,5 . . . 80,0 %) командное дав- ление р„0 достигает давления срабатывания золотника 165, который перемещается в крайнее правое положение, открывая своей проточкой доступ топливу от КПД 164 под торец исполнительного золотника 166. Этот золотник смещается вправо и перекрывает доступ топлива высокого давления в рабочие полости гидроцилиндров 143, одновременно сообщая их со сливной полостью насоса-регулятора НР-ЗОКУ. Вследствие этого под действием усилий пружин гидроцилиндров происходит закрытие КПВ. При медленном сбросе газа на приведенной частоте вращения РВД 8600±Щ) об/мин (76,5 . . . 80,0 %) командное давление рпо уменьшается до величины, позволяющей командному золотнику 165 вернуться под действием пружины в исходное положение. В этом положении проточка в золотнике 170 165 перекрывает доступ топлива от КПД 164 и сообщает левую полость золотника 166 со сливом. Исполнительный золотник 166 под действием усилия пружины резко переместится в крайнее левое поло- жение и откроет подвод топлива высокого давления в полости гидроцилиндров 143. Поршни гидроцилинд- ров под действием топлива высокого давления переместятся в нижние положения и откроют КПВ. При резком сбросе газа открытие КПВ должно произойти на приведенной частоте не менее 8000 об/мин (73,5 %). Контроль за срабатыванием КПВ осуществляют по сигнальной лампе, которая гаснет при закрытии КПВ и загорается при их открытии. Регулировка срабатывания КПВ производится регулировочным винтом 163, при заворачивании которого приведенная частота открытия и закрытия клапанов увеличивается. Управление положением лопаток РВНА КВД в зависимости от приведенной частоты вращения ротора ВД также осуществляется автоматически с помощью агрегата РНА-ЗОК совместно с цилиндром направляющего аппарата ЦНА-ЗОК. Регулятор направляющего аппарата РНА-ЗОК имеет гидравлическую связь с датчиком приведенной частоты ДПО-ЗОК. Каждому значению приведенной частоты ротора ВД соответствует вполне определенное положение поршней 145 РНА-ЗОК и 160 ЦНА-ЗОК, которые жестко связаны между собой ведущим кольцом РВНА (см. рис. 14.4). До приведенной частоты вращения РВД (81004=150) об/мин (73... 76%) командное давление /?п0, подведенное по внешнему трубопроводу от ДПО-ЗОК через дроссельный пакет 149 к золотнику 148 чувствительного элемента, недостаточно для преодоления силы пружины 158 обратной связи, поэтому рычаг 147 с ползуном 156 занимают крайнее правое положение. В этом положении ползун 156 вскрывает радиальные каналы в золотнике 155, перепуская топливо из полости пружины 154 на слив. Под действием усилия пружины 154 золотник /55 гидроусилителя находится в крайнем правом положении и своими проточками открывает подвод топлива от КПД 162 в правые полости поршней 145 и 160, одновременно сообщая левые полости со сливом. Следовательно, оба поршня будут находиться в крайнем левом положении, удерживая лопатки РВНА на установочном угле —35°, о чем свидетельствуют горящи? сигнальные лампы ВНА —35° и ВНА —5°. При плавном увеличении режима работы двигателя на приведенной частоте вращения ротора ВД (8100 Нг 150) об/мин (73 ... 76 %) командное давление pnQ создает на золотнике усилие, достаточное для преодоления усилия затяжки пружин 157 и 158, и рычаг 147 с ползуном 156 смещаются влево. Ползун дросселирует слив топлива из полости пружины 154, что вызывает перемещение золотника /55 вле- во. Золотник /55 увеличивает проходное сечение подвода топлива от КПД 162 в левые полости поршней 145 и 160 и одновременно уменьшает давление в правых полостях, увеличивая слив. Под действием разности давлений топлива поршни 145 и 160 начнут перемещаться вправо, поворачивая лопатки РВНА с установочного угла —35°. В момент поворота лопаток с угла —35°... —33° гаснет сиг- нальная лампа ВНА —35° в кабине экипажа. Поршень 145, перемещаясь вправо, поворачивает рычаг обратной- связи 150 по часовой стрелке, который через шток 153 сжимает пружину 158. Движение поршней 145 и 160 вправо будет продолжаться до тех пор, пока усилие пружины обратной связи 158 не вернет в исходное положение ползун 156, а значит, и золотник /55 гидроусилителя. Золотник /55 устанавливает в рабочих полостях поршней 145 и 160 перепад давлений, достаточный для фиксирования лопаток РВНА в положении, соответствующем новому значению приведенной частоты вра- щения ротора ВД. Если же приведенная частота вращения ротора ВД будет и дальше увеличиваться, то поршни 145 и 160 будут перекладывать лопатки РВНА на меньший установочный угол, пока шток поршня 145 не станет на упор регулировочного винта 146, который определяет положение лопаток на угле —5°. Этому положению лопаток соответствует приведенная частота вращения ротора ВД (9800 zt 150) об/мин (88,5 ... 91,5 %). Когда лопатки станут на угол от —7° до —5°, погаснет сигналь- ная лампа ВНА —5°, т. е. при положении лопаток РВНА на указанном установочном угле обе сиг- нальные лампы не горят. Начало страгивания поршня 145 определяется усилием затяжки пружины ползуна 156 гидроуси- лителя, которое уточняется регулировочным винтом 159, а ход поршня при определенном изменении командного давления pnQ — положением винта 151, изменяющего соотношение плеч рычага 150. При уменьшении приведенной частоты вращения ротора ВД процесс перекладки лопаток РВНА идет аналогично описанному, но в обратном порядке. Приведенная частота начала перекладки лопаток РВНА с установочного угла —5° на угол —35° в условиях плавного снижения режима работы двигателя составляет 9800iioo об/мин (86,5... 91,5 %), а приведенная частота окончания перекладки — 8100+400 об/мин (71... 76%). В момент страгивания лопаток РВНА с установочных углов — 5° . . . —7° загорается сигнальная лампа ВНА —5°, а при установке на углы —33° . . . —35° заго- рается вторая сигнальная лампа ВНА — 35? 14.13. РАБОТА СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ НА РЕЖИМАХ ОГРАНИЧЕНИЯ Закон автоматического управления двигателя на максимальном режиме (см. гл. 12) был основан на поддержании максимально допустимых или близких к ним значений частоты вращения ротора ВД и температуры газа перед турбиной. Эта программа не только обеспечивает получение максимальной тяги, но и предохраняет двигатель от тепловых и механических перегрузок. Однако при значительном отклонении внешних условий от расчетных рассматриваемый закон управления недостаточно полно 171 учитывает нагруженность отдельных деталей и узлов, что обусловливает введение ограничений по усло- виям прочности элементов конструкции. Правильное установление и точное выполнение этих ограничений оказывает непосредственное влияние на надежность работу СУ и безопасность полетов. В САУ двигателя Д-30КУ входит всережимный предельный регулятор температуры ВПРТ-44, пред- назначенный для ограничения температуры газов за турбиной Т* от НАУ до взлетного режима на прямой и обратной тягах, а также предельные однорежимные регуляторы ограничения давления воздуха р* за компрессором и максимальной частоты вращения ротора НД. Рассмотрим принцип действия этих ограничителей. Система ВПРТ-44 включает в себя блок из 12 сдвоенных термопар Т-99-3 с коллектором соедини- тельных проводов, регулятор температуры типа РТ12-4МТ серии 2, датчик режимов ДР-4М-2С, приемник температуры торможения воздуха на входе в двигатель П-69-2М, исполнительный механизм ИМТ-3 и топливный насос-регулятор НР-ЗОКУ. Регулятор температуры РТ12-4МТ серии 2 устанавливается на самолете, а остальные элементы системы ВПРТ-44 — на двигателе. Блок термопар Т-99-3, выполненных из сплава X — А, является датчиком температуры Т*. Термопары равномерно расположены по окружности канала внутреннего контура двигателя. Одна половина спаев электродов каждой термопары подключается через переходную колодку ПК-9Г к регулятору температуры РТ12-4МТ серии 2, а вторая — к указателю температуры выходящих газов УТ-7А через переходную колод- ку ПК-9Б. Схемы соединения термопар для регулятора температуры и измерителя одинаковы. Термопары соединяются в три группы, включенные параллельно. Каждая группа состоит из четырех последовательно соединенных термопар. При нагревании горячих спаев термопар возникает термоэлектродвижущая сила (термоЭДС), которая меняется соответственно изменению температуры газов, выходящих из турбины. На рис. 14.18 изображена функциональная схема регулятора температуры РТ12-4МТ серии 2. Термо- ЭДС подается на вход в регулятор в элемент сравнения, где сопоставляется с опорным напряжением за- датчика. Опорное напряжение определяется положением винтов настройки регулятора ОСНОВНОЙ и 0,7 НОМИНАЛА, корректируется датчиком ДР-4М-2С по режимам работы двигателя и приемником П-69- 2М по температуре воздуха на входе в двигатель. Винт ОСНОВНОЙ служит для регулирования темпе- ратуры ограничения взлетного режима в диапазоне от 823 до 923 К (при температуре на входе 288 К). Вин- том 0,7 НОМИНАЛА регулируется снижение температуры ограничения режима, равного 0,7 номинального, относительно температуры ограничения взлетного режима в пределах от 70 до 120 К. Датчик режимов ДР-4М-2С механически связан с РУД агрегата НР-ЗОКУ и выдает электрический сигнал переменного напряжения, амплитуда которого пропорциональна положению рычага. При сниже- нии режима работы двигателя от взлетного до 0,7 номинального температура ограничения уменьшается линейно от температуры ограничения режима 0,7 номинального. С дальнейшим снижением режима до НАУ температура ограничения остается постоянной и равной температуре ограничения режима 0,7 номи- нального. По сигналу приемника температуры П-69-2М корректируется уровень настройки ограничения темпе- ратуры газа за турбиной по температуре воздуха на входе в двигатель. Если температура воздуха на входе в двигатель 288 К и выше, то на каждый градус изменения этой температуры вводится кор- рекция на 0,8 К по температуре ограничения. Если же температура на входе ниже 288 К, то указан- ное изменение составляет 0,85 К. р/А тэлс тм I ТЭДС L^L П-69-2М t 4^ — » г * Элемент • Ма & У батарея термопар — i Г"" сра&нения ' \ --------- 1 Блок коррекции по РУД Стао~цлизатор задатчика Магнитный 0X00HOU усилитель ui и А и U^-. v—: 3s ДР- W-ZC ^ г — блок контроля и защиты ?риг? Исполнитель -ный механизм ИМТ-3 и , ч&цлизатор Ътчика ^~ Лреоо'разо&отель постоянного тока ~- Стабилизатор напряжения 1__ пплп fpuzzep Инерционная отрицательная обратная с&язь 1 •~~t Рис. 14.18. Функциональная схема регулятора температуры РТ12-4МТ 172 Рис. 14.19. Исполнительный механизм ИМТ-3: У —якорь электромагнита; 2 — клапан страв- ливания воздуха; 3— винт упора клапана; 4 — пружина клапана; 5 — канал для слива топлива; 6 — клапан якоря электромагнита; 7 — канал для подвода топлива из-под поршня гидроусилителя насоса-регулятора; 8 — седло клапана; 9 — электромагнит; 10 — корпус Управляющий сигнал как разность опорного напряжения и термоЭДС с элемента сравнения поступает на вход в магнитный усилитель УМ-8А, где усиливается и преобразуется в сигнал переменного тока. Фаза выходного тока определяется полярностью управляющего сигнала, которая, в свою очередь, зависит от соотношения сравниваемых напряжений. Дальнейшее усиление сигнала происходит в фазо- чувствительном усилителе — детекторе УТ-7 с одновременным выпрямлением сигнала переменного тока в -сигнал постоянного тока. Для компенсации динамической погрешности термопар и увеличения быстро- действия системы в усилителе предусмотрен нелинейный корректирующий контур. С помощью корректи- рующего контура при инерционности входного сигнала 2 с можно получить выходной сигнал с постоянным временем, не превышающим 0,3 с. Сигнал ослабленный в промежуточном магнитном усилителе УМ-9А в корректирующем контуре уси- ливается с преобразованием постоянного тока в переменный. Сигнал переменного тока дополнительно усиливается и преобразуется в сигнал постоянного тока в двухкаскадном фазочувствительном усили- теле—детекторе УТ-7А. Полярность выпрямленного напряжения зависит от полярности сигнала на входе УМ-9А. Усиленный и выпрямленный сигнал подается на усилитель мощности постоянного тока, которым уп- равляет триггер. Нагрузкой усилителя постоянного тока служит электромагнитное поляризованное реле исполнительного механизма ИМТ-3, который по сигналу регулятора температуры перенастраивает насос- регулятор НР-ЗОКУ на уменьшение подачи топлива в камеру сгорания двигателя, что приводит к уменьше- нию Т-г (рис. 14.19). Для получения устойчивой работы системы ВПРТ-44 в схеме регулятора температуры примене- на скважностно-импульсная модуляция релейной системы регулирования за счет внутренних автоколе- баний при пдмощи инерционной отрицательной обратной связи (ИОСС), которая работает следующим образом. Сигнал ИОСС снимается с исполнительного механизма и подается на обмотку магнитного усилителя УМ-9А. При превышении температуры Т* над заданным ее значением происходит включение ИМТ-3, после чего в цепи обмотки ИОСС на магнитном усилителе УМ-9А происходит увеличение тока обр'атной связи, способствующего выключению исполнительного механизма. Сигнал в системе ИОСС пропадает и исполнительный механизм ИМТ-3 снова включается. Описанный процесс циклически пов- торяется, пока /Сбудет превышать заданную температуру, при этом продолжительность включения ИМТ-3 будет увеличиваться с ростом температуры. Отношение времени включения Т\ исполнительного механизма к продолжительности цикла (в %) состоящего из суммы времени включения Т\ и времени выключения Т%, называется скважностью выходного сигнала: v = Ti + Т2 100. (14.9) Скважность сигнала может изменяться от 0 до 100%. Частота включения исполнительного механизма при (50 ±2) % скважности равна (20 ±5) Гц. При неисправности регулятора или резком превыше- нии температуры, когда даже сигнал 100% не снижает ее, блок контроля и защиты, включен- ный в схему регулятора температуры РТ12-4МТ, отключает систему ограничения 7\. В регуляторе предусмотрена система проверки настройки задатчика с помощью выключателя НАСТРОЙКА, при включении которого регулятор перенастраивается на (100=h5)°C ниже температуры ограничения взлетного режима. При температуре Т* ниже температуры ограничения система ВПРТ-44 не влияет на работу топливной автоматики двигателя. Исполнительный механизм ИМТ-3 насоса-регулятора НР-ЗОКУ состоит из следующих основных элементов (см. рис. 14.2): электромагнита 122, якоря электромагнита с клапаном 120, седла клапана 119 и пружины клапана 121. Принцип работы ИМТ-3 основан на снижении частоты вращения ротора ВД уменьшением усилия затяжки пружины 35 золотника датчика регулятора частоты вращения ротора ВД с помощью гидроусилителя в случае превышения Т* над температурой ограничения. Когда температура Т* ниже ограничиваемой, электромагнит 122 ИМТ-3 обесточен, и под действием усилия затяжки пружины 121 клапан 120 якоря электромагнита полностью закрывает проходное сечение 173 седла клапана 119, что исключает влияние ИМТ-3 на уровень давления топлива в камере 31 поршня гидроусилителя. Таким образом, система ВПРТ-44 отключена и не влияет на работу топливной автоматики. В момент, когда температура газов Т* достигает температуры ограничения, регулятор РТ12-4МТ по- дает на электромагнит 122 исполнительного механизма прямоугольные импульсы тока со скважностью примерно равной 50%. Электромагнит преобразует эти.импульсы тока в возвратно-поступательное дви- жение якоря 120 с клапаном, который с частотой (20 + 5) Гц открывает и закрывает проходное сечение седла 119, что позволяет топливу из нижней камеры 31 гидроусилителя через дроссельный пакет обратного хода 125 частично идти на слив. При скважности сигнала 50% приток топлива в камеру 31 равен утечке через проходное сечение клапана ИМТ-3. Если теперь температура газов Т* превысит температуру ограничения, то регулятор РТ12-4МТ уве- личивает скважность сигнала, а клапан ИМТ-3 — слив топлива из камеры 31. Давление в камере уменьша- ется и под действием усилия пружины 19 поршень 25 гидроусилителя начнет перемещаться вниз, пере- настраивая регулятор физической частоты вращения ротора ВД на уменьшение подачи топлива в камеру сгорания и снижение частоты вращения ротора ВД. Снижение частоты вращения будет происходить до тех пор, пока разница между фактической темпе- ратурой Т* и температурой ограничения не станет практически равной нулю. Следует отметить, что при скважности сигнала 20% клапан ИМТ-3 под действием пружины 121 закрывает проходное сечение седла 119 и полностью прекращает слив топлива из нижней камеры 31 гидроусилителя. Значительное влияние на уровень действующих напряжений в деталях и узлах Д-30КУ оказывает не только режим работы двигателя, но и режим полета самолета. В частности, при низких темпе- ратурах окружающего воздуха Тн ^ + 15°С на малых высотах при увеличении скорости полета интенсив- но повышаются аэродинамические нагрузки на лопатках компрессора и турбины, которые характеризуются давлением за компрессором р*к. Универсальность указанного критерия объясняется тем, что при условии pi = p*max = const для программы регулирования явд = const и 7?= const одновременно выполняются ус- ловия GB= GBmax = const и Мкр = MKpmax = const. Для ограничения газовых нагрузок в САУ введен механизм ограничения давления воздуха рк, ко- торый состоит из следующих основных элементов (рис. 14.20): клапана /; рычага 14 с пру- жиной 6 и термокомпенсатором 4\ рабочего сильфона 8, связанного с камерой редукцирования, в которую подводится воздух, отбираемый за компрессором; вакуумного сильфона 13. На двуплечий рычаг 14 механизма ограничения действует усилие затяжки пружины 6 и усилие, раз- виваемое рабочим сильфоном 8. Пружина стремится удержать клапан / в закрытом положении, а сильфон 8 — открыть его. До тех пор, пока давление воздуха за XI ступенью КВД мало, усилие, передаваемое сильфоном 8 на рычаг 14, недостаточно для открытия клапана / и он остается в закрытом положении под действием уси- лия затяжки пружины 6. Но как только указанное давление воздуха превысит допустимое, сильфон 8, преодолевая усилие затяжки пружины 6, повернет рычаг 14 по часовой стрелке и откроет клапан /. С этого момента клапан / начинает стравливать топливо из левой полости мембраны механизма поддержания перепада давлений на дозирующей игле автомата^ приемистости. Давление в полости уменьшается, и мембрана 56 вместе с золотником клапана 57 перемещается влево (см. рис. 14.2). Уплотнительные пояса золотника клапана 57 обеспечивают подвод топлива высокого давления в нижнюю полость поршня 70 нак- лонной шайбы и одновременно слив топлива из межпоршневой полости 69. Под действием перепада дав- лений на поршне 70 он начнет продвигаться вверх, перемещая наклонную шайбу 80 насоса в сторону снижения подачи топлива в камеру сгорания двигателя. Снижение подачи топлива будет происходить до тех пор, пока вследствие уменьшения частоты вращения ротора давление воздуха за компрессором не станет равно ограничиваемому значению. /Z 10 Рис. 14.20. Механизм ограничения р*: / — клапан механизма, ограничения; 2 — канал для слива топлива; 3 — упорный винт рычага; 4 — термокомпенсатор; 5 — регулировочная головка механизма ограничения; 6 — пружина; 7—штуцер'для подвода давления р*к; 8 — рабочий сильфон механизма ограничения; 9—подвод воздуха с дав- лением р„; 10 — корпус воздушного фильтра; // — корпус сильфонов; 12 — винт установки рычага в нейтральное по- ложение; 13— вакуумный сильфон механизма; 14 — рычаг; 15 — канал для подвода топлива от клапана поддержания перепада давлений на дозирующей игле автомата прие- мистости 174 Для исключения влияния температуры топлива на настройку механизма ограничения рк в его конструкцию включен термокомпенсатор 64, состоящий из биметаллических пластин и корректирующий усилие затяжки пружины 62. Настройка механизма ограничения р* осуществляется подбором диаметра стравливающего жиклера 65 и с помощью регулировочной головки 63. Для ограничения максимальной частоты вращения ротора НД в САУ двигателя введен центробеж- ный регулятор ЦР-1-ЗОК, который представляет собой датчик частоты вращения с тахометрическим элементом. Агрегат имеет гидравлическую связь с насосом-регулятором НР-ЗОКУ. При частотах вращения ротора НД, меньших ограничиваемых, пружина 131, преодолевая усилие, развиваемое центробежным датчиком 128, удерживает в нижнем положении золотник 129. Уплотнительный поясок золотника перекрывает слив топлива из левой полости мембраны 56 механиз- ма поддержания перепада давлений на дозирующей игле автомата приемистости. При частоте вращения ротора НД, равной частоте ограничения, золотник 129 центробежного дат- чика 128 откроет слив топлива из левой полости мембраны 56 и переведет механизм поддержания пере- пада давлений на дозирующей игле АП в равновесное состояние, так как слив топлива из полости мембраны и приток его в эту полость будут равны. По мере дальнейшего увеличения частоты вращения ротора НД усилие, развиваемое центробежным датчиком 128, продолжает продвигать золотник 129 вверх, способствуя интенсивному сливу топлива из левой полости мембраны 56. В результате снижения давления топлива в этой полости мембраны она прогибается влево и перемещает золотник клапана 57, который выдает команду на уменьшение угла установки наклонной шайбы 80 насоса-регулятора НР-ЗОКУ. При переводе наклонной шайбы в сторону регулировочного винта 84 минимальной производительности насоса снижается частота вращения ротора ВД, а с ней и частота вращения ротора НД до ограничиваемого значения. Снижение частоты вращения ротора НД будет происходить до тех пор, пока золотник 129, опускаясь вниз, не перекроет слив топлива из левой полости мембраны 56 настолько, что за счет возникшего перепада давлений на мембране золотник клапана 57 переместится вправо. Уплотнительные пояса золот- ника клапана 57, в свою очередь дросселируя подвод и слив топлива в полостях поршня 70, установят нак- лонную шайбу 80 в новое равновесное положение, при котором частота вращения ротора НД не будет пре- вышать ограничиваемую частоту. Ограничиваемая частота вращения ротора НД устанавливается регулировочным винтом 130. 14.14. РАБОТА СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПРИ ОСТАНОВЕ ДВИГАТЕЛЯ Останов двигателя с любого режима работы на земле и в воздухе производят плавным переводом РУД в положение ПМГ и работают на режиме малого газа не менее 2 мин на земле и 1 мин в воздухе, после чего РУД устанавливают в положении СТОП. Экстренный останов двигателя производится с любого режима быстрым переводом РУД в поло- жение СТОП. При установке РУД в положение СТОП дроссельный кран 17 (см. рис. 14.2) разобщает каналы 74 и 16, перекрывает канал малого газа р, а золотник» 101 замедлителя сброса частоты в свою очередь перек- рывает канал АС и прекращает доступ топлива к дозирующей игле автомата приемистости. В результате этого давление топлива перед распределительным клапаном уменьшается и при дости- жении давления 0,196 МПа пружина 29 клапана слива переместит клапан 27 в верхнее положение и откроет слив топлива из контуров в дренаж. Одновременно с возрастанием давления в канале 74 более 1,18 МПа золотник дифференциального клапана 116 смещается влево и перепускает топливо на слив, выполняя роль предохранительного клапана при вращении ротора насоса в процессе выбега ротора ВД или его авторотации. В состав САУ двигателя Д-30КУ включен электромеханизм останова, который предназначен для аварийного автоматического останова двигателя по команде системы блокировки РУ в случае непереклад- ки створок в положение РЕВЕРС. Электромеханизм останова состоит из электромагнитного клапана 20, клапана 21, золотника 23 с пружиной 22 и дроссельного пакета 24. Электромеханизм останова имеет два положения: РАБОЧЕЕ ПОЛОЖЕНИЕ и ОСТАНОВ. На схеме (см. рис. 14.2) электромеханизм показан в рабочем положении. В рабочем положении электро- магнит МКТ-372 обесточен и клапан 21 открыт, поэтому все топливо, поступающее через дроссельный па- кет 24 по каналу «Л! > из полости перед распределительным клапаном, идет на слив. Под действием усилия пружины 22 зрлотник 23 будет находится в крайнем нижнем положении и не будет влиять на работу САУ. Если при переводе двигателя на режимы обратной тяги етворки РУ не переместились в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА, то электромашинное реле времени ЭМРВ-27Б-1 через 4 ... 5 с подаст пита- ние на электромагнитный клапан 20 МКТ-372 и установит его на самоблокироку. В положение ОСТАНОВ электромагнитный клапан перекрывает клапан 21, в результате чего прекращается слив топлива и повы- шается давление под золотником 23. Золотник 23 перемещается вверх, преодолевая усилие затяжки пружины 22. В этом положении с помощью нижней проточки золотника 23 левая полость мембраны 56 сооб- щается со сливом. Мембрана прогибается влево и перемещает золотник клапана 57 поддержания пере- пада давлений на дозирующей игле АП, который вскрывает канал подвода топлива высокого давления * 175 в нижнюю полость поршня 70 и канал слива топлива из межпоршневой полости 69. В результате возникшего перепада давлений на поршне 70 наклонная шайба 80 устанавливается на упор регулировоч- ного винта 84 минимальной производительности. Одновременно с помощью нижней проточки золотник 23 сообщает со сливом и полость над поршнем клапана слива 27. Клапан слива 27 под действием усилия пружины 29 и давления топлива в контурах форсунок открывается, топливо из контуров будет сливаться в дренаж. Третья проточка золотника 23 сообщает пружинные полости РК и блокировочного клапана 15 с кана- лом высокого давления. Под действием усилия пружины и топлива высокого давления РК 32 пере- мещается влево и перекрывает подачу топлива к форсункам двигателя, а золотник клапана /5, опустив- шись вниз, открывает доступ топлива к золотнику 126 и тем самым подготавливает ТАЗ к очередному запуску двигателя. После останова двигателя и обесточивания электромагнитного клапана 20 под действием усилия пру- жины 22 золотник 23 устанавливается в исходное положение. 14.15. РЕГУЛИРОВКА АГРЕГАТОВ САУ ДВИГАТЕЛЯ Д-30КУ Основное регулирование агрегатов НР-ЗОКУ, ДПО-ЗОК, РНА-ЗОК, ЦР-1-ЗОК производится при их изготовлении. Однако, если в процессе эксплуатации двигателя какие-либо параметры работы САУ не соответствуют ТУ, то разрешается производить регулировку: частоты отключения воздушного турбостартера; частоты вращения ротора ВД на режиме малого газ'а, пусковой характеристики ТАЗ агрегата НР-ЗОКУ; частоты открытия и закрытия КПВ за V и VI ступенями КВД; частоты начала и окончания перекладки лопаток РВНА КВД; частоты перекладки распределительной заслонки отбора воздуха; ограничения максимальной частоты вращения РВД по гидроусилителю НР-ЗОКУ; ограничения максимальной частоты вращения ротора ВД по давлению воздуха за компрессором; ограничения температуры газа за турбиной; времени приемистости двигателя; ограничения частоты вращения ротора НД. Именно в указанной выше последовательности производятся регулировочные работы в случае замены всех агрегатов САУ. Первые две регулировки разрешается производить эксплуатирующим организа- циям, а остальные регулировки производятся представителем завода — изготовителя двигателя. О произ- веденных регулировках делается соответствующая запись в формуляре двигателя и паспорте агрегата. Регулировочные элементы НР-ЗОКУ, ДПО-ЗОК, РНА-ЗОК и ЦР-1-ЗОК имеют клеймения на корпусах, которые совпадают с номерами позиций на рис. 14.1. Перед .началом проведения регулировочных работ необходимо прогреть двигатель и убедиться в исправности измерительных приборов. Регулировка частоты отключения воздушного турбостартера производится регулировочным винтом «18» (см. рис. 14.1, а, поз. /#; рис. 14.2, поз. 89). При вращении винта по часовой стрелке частота отключения воздушного турбостартера увеличивается, против часовой стрелки — уменьшается. Один обо- рот винта изменяет частоту отключения стартера на 1,0... 1,5 %. Частоту отключения воздушного турбостартера необходимо регулировать на величину 42 ... 43%. В условиях эксплуатации частота отклю- чения должна быть 41 ... 44%. Регулировка частоты вращения ротора ВД на режиме малого газа. При стандартных атмосферных условиях частота вращения ротора ВД на режиме малого газа должна быть в пределах от 59 до 61%. Для других атмосферных условий частота малого газа определяется по графику (см. рис. 19.4). Перед ре- гулировкой необходимо убедиться в том, что при установке РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ риска флаж- ка рычага управления дроссельным краном агрегата НР-ЗОКУ совмещается со средней риской площадки малого газа. Регулировку производить регулировочной головкой «15> (см. рис. 14.1, а, поз. /5; рис. 14.2; поз. ///) насоса-регулятора НР-ЗОКУ. При вращении головки против часовой стрелки частота вращения увеличивается, а по часовой — уменьшается. Один оборот регулировочной головки изменяет частоту вращения ротора ВД примерно на 3%. Регулировка пусковой характеристики ТАЗ агрегата НР-ЗОКУ. Пусковую характеристику топливного автомата запуска можно начать регулировать только после проверки частоты вращения ротора ВД на режиме малого газа, убедившись в том, что риска флажка рычага управления дроссельным краном агре- гата НР-ЗОКУ совмещается со средней риской на ПМГ при установке РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ. Нормальным считается запуск двигателя с выходом на частоту малого газа за время не менее 40 и не более 80 с, при этом кратковременное (не более 4 с) превышение температуры газа за турбиной должно составлять не более 550°С. Регулировка земной пусковой характеристики осуществляется регулировочной головкой «40» (см. рис. 14.1, 0, поз. 40\ рис. 14.2, поз 13) винта земной настройки ТАЗ или жиклером «39» (см. рис. 14.1, в, поз. 39\ рис. 14.2, поз. 9) корректировки давления /?* в пневмокамере. Если частота вращения ротора ВД не превышает 27,5%, регулировка производится регулировочной головкой «40». Если при запуске двигателя увеличение частоты вращения ротора ВД происходит с рез- 176 ким возрастанием температуры газов за турбиной, то необходимо обеднить пусковую характеристи- ку вращением регулировочной головки «40» против часовой стрелки. Один оборот регулировочной голов- ки изменяет давление топлива в первом контуре форсунок на 0,069 . . . 0,078 МПа. Изменять положение регулировочной головки рекомендуется по одному обороту с последующей проверкой запуска. В интервале частот вращения ротора ВД от 27,5% до малого газа регулировка пусковой характеристики производится заменой жиклера «39» корректировки давления pi в пневмокамере ТАЗ. При увеличении диаметра жиклера темп увеличения частоты вращения снижается, а температура газов за турбиной по- нижается. Уменьшение диаметра жиклера приводит к обратному эффекту. Разрешается'изменить диаметр жиклера от 1,7 до 2,1 мм (последовательно по 0,1 мм) с последую- щей проверкой запуска. Настройку высотной пусковой характеристики производят регулировочным винтом «35» (см. рис. 14.1, в, поз. 35\ рис. 14.2, поз. 127). При вращении винта по часовой стрелке подача топлива уменьшается, а при вращении против часовой стрелки — увеличивается. Регулировочный винт высотной корректировки разрешается заворачивать не более чем на один оборот и отворачивать не более чем на два оборота от за- водской регулировки. Регулировка частоты открытия и закрытия КПВ. Регулировка частоты срабатывания КПВ произво- дится регулировочным винтом «5» (см. рис. 14.4, поз. /; рис. 14.2, поз. 163) агрегата ДПО-ЗОК на приве- денную частоту закрытия КПВ при плавном увеличении режима работы двигателя. Перед регулировкой по графику (см. рис. 19.8) определяется частота срабатывания КПВ в зависимости от температуры наруж- ного воздуха. При вращении регулировочного винта по часовой стрелке частота срабатывания КПВ увеличивается, а при вращении против часовой стрелки — уменьшается. Один оборот регулировочного винта изменяет частоту срабатывания клапанов на 3,0 . . . 3,5%. Контроль срабатывания КПВ производить по сигнальной лампе, которая гаснет при закрытии КПВ. Регулировка частоты начала и окончания перекладки лопаток ВНА КВД. Регулировка частоты начала страгивания лопаток РВНА с угла —35° осуществляется регулировочным винтом «1» (см. рис. 14.7, поз. /; рис. 14.2, поз. 159), а частоты установки лопаток РВНА на угол —5° — одновре- менно винтами «1» и «6» (см. рис. 14.7, поз. 6\ рис. 14.2, поз. 151) агрегата РНА-ЗОК. Замеренные часто- ты начала страгивания лопаток РВНА с угла —35° и установки на угол —5°, соответствующие приве- денным частотам 73,0 . . . 76,0% и 88,5 . . . 91,5%, определяются по графику (см. рис. 19.8). При вращении регулировочного винта «1» по часовой стрелке частота начала страгивания лопаток РВНА с угла —35° увеличивается, а при вращении против часовой стрелки — уменьшается. Один оборот винта / изменяет частоту страгивания на 3,5%. Для регулировки частоты установки лопаток РВНА в поло- жение — 5° одновременно с винтом «1» повернуть в ту же сторону винт «6», но на величину, в четыре раза большую. Контроль момента страгивания лопаток РВНА и установки их на соответствующие углы производит- ся по сигнальным лампам ВНА —35° и ВНА —5°. При увеличении режима работы двигателя в мо- мент страгивания лопаток РВНА с угла —35° гаснет первая сигнальная лампа, а при установке на угол — 5° гаснет вторая сигнальная лампа. При сбросе газа загораются сигнальные лампы в обратном порядке. Регулировка частоты перекладки распределительной заслонки отбора воздуха. В процессе эксплуатации двигателя перекладка заслонки отбора воздуха за VI ступенью КВД при увеличении режима работы двигателя должна происходить на частоте вращения ротора ВД 78,5 . . . 81,0%, а перекладка ЗОВ на отбор за XI ступенью при сбросе газа — на частоте 77,5 . . . 81,0%. Регулировку частоты перекладки ЗОВ следует производить регулировочным винтом «19» (см. рис. 14.1, а, поз. 19, рис. 14.2, поз. 92), При вращении регулировочного винта «19» по часовой стрелке частота перекладки заслонки увеличи- вается, при вращении против часовой стрелки — уменьшается. Один оборот винта изменяет частоту перек- ладки на 3%. Контроль перекладки ЗОВ производится по кратковременному резкому отклонению стрелки указателя давления топлива на входе в насос-регулятор НР-ЗОКУ. Регулировка ограничения максимальной частоты вращения ротора ВД по гидроусилителю НР-ЗОКУ. Перед регулировкой максимальной частоты вращения необходимо проверить ход рычага 5 по лимбу насоса-регулятора НР-ЗОКУ (см. рис. 14.1, а). При положении РУД в кабине самолета, соответствующем взлетному режиму, рычаг 5 должен находиться на упоре регулировочного винта 7. Проверка максимальной частоты производится с отключенной системой ограничения температуры газа за турбиной ВПРТ-44, отключенным ППО и выключенным отбором воздуха для самолетных нужд. При проверке максимальной частоты ограничения частота ротора ВД не должна превышать частоту, указанную в таблице огра- ничения параметров формуляра двигателя плюс 0,15%, а температура газа за турбиной не должна превы- шать температуру, ограничиваемую системой ВПРТ-44 для данной температуры наружного воздуха. При температуре наружного воздуха на земле +21°С и выше регулировка ограничения максималь- ной частоты вращения ротора ВД осуществляется винтом «28» (см. рис. 14.1, в, поз. 28\ рис. 14.2, поз. 18) гидроусилителя агрегата НР-ЗОКУ. При вращении винта 28 по часовой стрелке частота взлет- ного режима, ограничиваемая гидроусилителем, уменьшается, а при вращении против часовой стрелки — увеличивается. Один оборот винта изменяет частоту взлетного режима на 1,8%. Проверка правильности 177 регулировки производится непосредственным выводом двигателя на частоту ограничения с допуском it 0,15% (см. таблицу ограничения параметров формуляра двигателя). При регулировках винтом «28» гидроусилителя одновременно производится регулировка винтом «7» (см. рис. 14.1, а, поз. 7) упора взлетного режима. Винт «7> необходимо вращать в ту же сторону, что и винт «28», но на величину, в два раза большую. После регулировок винтами «7» и «28» проверяется совмещение риски рычага датчика режимов ДР-4М-2С с риской «Взлет» на лимбе при положении рычага 5 на упоре винта «7» и в случае необходимости осуществляется регулировка и настройка всережимного предельного регулятора температуры ВПРТ-44. При температуре наружного воздуха на земле меньше +2ГС перед регулировкой ограничения максимальной частоты вращения ротора ВД по гидроусилителю проверяется и, при необходимости, регули- руется частота взлетного режима по ограничению максимального давления воздуха /?к, как указано ниже, а затем записывается замеренная частота в данных атмосферных условиях. Отрегулировать частоту рото- ра ВД, ограничиваемую гидроусилителем на 1,0. .. 1,5% ниже частоты ограничения по максимальному давлению воздуха /?к, можно, повернув винт 28 (см. рис. 14.1, в, поз. 28) по часовой стрелке на необходи- мое число оборотов. На работающем двигателе замеряют фактическую частоту ротора ВД. Затем отво- рачивают винт 28 на величину, обеспечивающую ограничение максимальной частоты ротора ВД на взлет- ном режиме, записанную в таблице ограничения параметров формуляра двигателя, из расчета, что один оборот винта гидроусилителя изменяет ограничиваемую частоту на 1,8%. После регулировки производят проверку ограничения частоты взлетного режима по гидроусилителю в полете на высоте 3 ... 5 км на максимальной скорости полета для этой высоты. В полете, в момент проверки необходимо записать частоты вращения ротора НД и ротора ВД, температуру газа за тур- биной, температуру наружного воздуха и скорость полета. Регулировка ограничения максимальной частоты вращения ротора ВД по давлению воздуха за компрессором. При температуре наружного воздуха меньше +21° С на земле двигатель при установке взлетного режима выходит на ограничение по максимальному давлению воздуха за компрессором. В этом случае частота вращения ротора ВД (в %) должна соответствовать частоте, определенной по формуле ЯвДзам =(ЛвДзам+15 + ДЯвд)±0;5 , где явдзам — замеренная частота вращения ротора ВД на взлетном режиме; яВДзам + |5 — частота взлетного режима, записанная в формуляре двигателя для САУ; Дявд — поправка на частоту взлетного режима для данных атмосферных условий, которая определяется по графику (рис. 19.7) Если частота вращения ротора ВД на взлетном режиме отличается от расчетной, то осуществля- ется дополнительная регулировка частоты головкой «24» (см. рис. 14.1, б, поз. 24; рис. 14.2, поз. 63) ме- ханизма ограничения р* агрегата НР-ЗОКУ. При вращении регулировочной головки «24» против часовой стрелки частота взлетного режима уменьшается, при вращении по часовой стрелке — увеличивается. Один оборот регулировочной головки изменяет частоту ротора ВД на 1,5%. Если температура наружного воздуха на земле превышает +21° С, то проверку и регулировку частоты взлетного режима по ограничению давления воздуха за компрессором необходимо производить с помощью специального приспособления, в конструкцию которого входят воздушный баллон, запорный кран, воздушный редуктор, перепускной игольчатый кран, манометр, трубка в следующем порядке: отсоединить от штуцера фильтра трубку для подвода воздуха из-за XI ступени компрессора к меха- низму ограничения давления р*к насоса-регулятора НР-ЗОКУ. На штуцер фильтра установить заглушку; подсоединить трубку приспособления к трубопроводу для подвода воздуха в механизм ограничения давления р\\ снять заглушку с штуцера на трубопроводе для подвода воздуха к механизму ограничения давле- ния /7к, к штуцеру подсоединить образцовый манометр класса точности 0,35 с пределами измерения от О до 2,45 МПа; запустить двигатель и вывести его на взлетный режим; открыть перепускной игольчатый кран приспособления и плавно увеличивать давление воздуха на вхо- де в механизм ограничения давления р\. По образцовому манометру определить давление, при котором начинает уменьшаться частота вращения ротора ВД; подсчитать абсолютное давление воздуха /?к.экв.абс. в МПа по формуле Рк.экв.абс= (Рман+Рн) , (14.11) гдерман — давление воздуха по образцовому манометру; рн — атмосферное давление в момент регулировки; сравнить' подсчитанное давление рк.экв.абс с давлением рк.экв.огР, записанным в таблице ограничений параметров формуляра двигателя; если давление /?к.экв.абс не соответствует давлению, записанному в таблице ограничения параметров с допуском^'о,о9294 МПа, произвести дополнительную регулировку регулировочной головкой «24» с точ- ностью Чг 0,098 МПа. При вращении регулировочной головкой «24» против часовой стрелки давление ограничения уменьшается, а при вращении по часовой стрелке — увеличивается. Один оборот головки «24» изменяет давление ограничения на 0,098 МПа. 178 В процессе регулировки запрещается подавать на вход в механизм ограничения pi избыточное давление выше 1,% МПа. Регулировка ограничения температуры газа за турбиной. Регулировка системы ВПРТ-44 произ- водится в случае ее разрегулировки, замены одного из агрегатов, входящих в данную систему, а также если на двигателе производилась регулировка ограничения максимальной частоты вращения ротора ВД винтом гидроусилителя и винтом механического упора РУД агрегата НР-ЗОКУ. Регулировка системы ВПРТ-44 заключается в настройке ограничения Тл на взлетном режиме и режиме 9700 об/мин (89%) по ротору ВД. На взлетном режиме система настраивается на температуру, превы- шающую на 15°С температуру взлетного режима, а на режиме 9700 об/мин (89%)—превышающую на 20°С температуру Гт.0гР97оо. Эти данные записаны в таблице параметров формуляра двигателя для этих режимов при стандартных атмосферных условиях. Регулировка ограничения температуры взлетного режима производится на режиме НАСТРОЙКА сис- темы ВПРТ-44, на котором система перенастраивается на ограничение температуры примерно на 100°С ниже температуры ограничения взлетного режима. Точное значение снижения температуры на режиме НАСТРОЙКА указывается в паспорте регулятора температуры. Перед регулировкой необходимо выполнить следующие работы: снять крышку регулировочных ручек регулятора РТ12-4МТ, под которой расположены ручки наст- ройки ОСН.НАСТР. и 0,7 НОМ. Определить температуру ограничения на режиме настройки с помощью выражения Гт.настР= 7\.взл+ is + 15 + (Г„ - 15) Л - (ДГ - 5), (14.12) где Гт.взл+15—температура газа за турбиной на взлетном режиме при Г„=15°С (из формуляра дви- гателя); + 15 — превышение температуры ограничения над температурой взлетного режима; Тн — темпе- ратура наружного воздуха; k — коэффициент коррекции ограничиваемой температуры газа за турбиной по температуре наружного воздуха, который при -f-15°C и выше равен 0,8, а при температуре ниже + 15°С — 0,85; ДГ—величина, на которую отличается температура, ограничиваемая на режиме НАСТРОЙКА от температуры, ограничиваемой на взлетном режиме (указана в паспорте регулятора РТ12-4МТ); 5 — поправка на статическую ошибку системы ВПРТ-44; запустить, прогреть двигатель и произвести проверку ограничения температуры на режиме НАСТРОЙКА. Если температура газа за турбиной на режиме НАСТРОЙКА не совпадает с Гт.настргЬ 2°С, то произвести ее дополнительную регулировку ручкой 0,7 НОМ регулятора РТ12-4МТ в пределах Гт.„астр± 2°С. При вращении этой ручки по часовой стрелке температура газа за турбиной на режиме НАСТРОЙКА увеличивается, при вращении против часовой стрелки — уменьшается. Регулировку ограничения температуры газа за турбиной Т* на режиме 9700 об/мин (89%) произво- дят на величину, подсчитанную по выражению: 7\.огр9700 = 7\.огр9700+!5 4~ (^н — 15)&, (14.13) где 7YorP97oo + is — температура газа за турбиной, которая должна ограничиваться системой ВПРТ-44 на режиме 9700 об/мин (89%) для САУ (записана в формуляре двигателя); k — коэффициент коррекции ограничиваемой температуры газа за турбиной по температуре наружного воздуха, который при + 15°С и выше равен 0,8, а при температуре ниже -+- 15°С — 0,85. Запустить, прогреть и вывести двигатель на режим 9700 ±20 об/мин (89,0 ±0,2%) и плавно открыть отбор воздуха за XI ступенью КВД для наддува кабины до получения температуры газа за турбиной на Ю...15°С выше температуры Гт.огр97оо. Включить питание системы ВПРТ-44, что должно привести к снижению температуры до 7Yorp97oo с допуском ± 2°С. Если температура газа за турбиной не совпадает с Гт.ОГр97оо ± 2°С, подрегулировать ее ручкой ОСН. НАСТР регулятора температу- ры РТ12-4МТ. При вращении ручки по часовой стрелке температура газа за турбиной на режиме 9700 об/мин (89%) увеличивается, а при вращении против часовой стрелки — уменьшается. Проработать на режиме 9700 об/мин (89%) 2 мин и убедиться в правильности регулировки ограничения температуры газа за турбиной не данном режиме. В процессе эксплуатации температура газа за турбиной, ограничиваемая системой ВПРТ-44, при ра- боте двигателя с отбором воздуха на режиме 9700 об/мин (89%) не должна быть выше температуры 7\огр97оо с допуском ± 10°С. Регулировку системы ВПРТ-44 на режиме 9700 об/мин (89%) при температуре наружного воздуха на земле ниже — 25°С не производить, так как в этих условиях частота вращения ротора ВД на взлет- ном режиме будет ниже 9700 об/мин (89%). , После регулировки установить на регулятор РТ12-4МТ крышку, закрепить ее винтами, закон- трить и опломбировать. Регулировка времени приемистости двигателя. Перед регулировкой осуществляется проверка приемистости на прогретом двигателе. Время приемистости на земле, т. е. время от момента-начала пере- мещения РУД за 1 ... 2 с малого газа на упор взлетного режима до достижения частоты ротора ВД на 1,1% ниже частоты взлетного режима, замеренной при данных атмосферных условиях, должно'быть 7... 10 с. Регулировка времени приемистости производится жиклером, расположенным под пробкой «13» (см. рис. 14,1, а, поз. 13\ рис. 14.17, поз. 5) стравливания воздуха из камеры редуцирования дозирующей иглы АП насоса-регулятора НР-ЗОКУ. При уменьшении диаметра жиклера время приемис- 179 тости уменьшается, при увеличении диаметра—увеличивается. Диаметры жиклеров стравливания должны быть в пределах 1,5.*. 2,3 мм. Изменять диаметр жиклера следует не более, чем на 0,1 мм за одну регулировку. После каждого изменения диаметра жиклера перед проверкой приемистости при температуре наруж- ного воздуха ниже -f-21°C проверяется соответствие частоты взлетного режима по ограничению макси- мального давления воздуха за компрессором р*к частоте, подсчитанной по формуле (14.10). В случае необходимости частоту следует подрегулировать, как было указано выше. Увеличение диаметра жиклера на 0,1 мм снижает ограничение давления воздуха на 0,0098 МПа, что соответствует уменьшению частоты взлетного режима на 0,2%. После замены жиклера заменить алюминиевое кольцо под пробкой 13 (см. рис. 14.1, поз. 13), затянуть пробку ключом и законтрить ее проволокой диаметром 0,6 мм. Если температура наружного воздуха выше +21°С, то после регулировки времени приемистости осуществляется корректировка ограничения давления воздуха за компрессором регулировочной головкой 24 (см. рис. 14,2, поз. 24) насоса-регулятора НР-ЗОКУ. При увеличении диаметра жиклера на 0,1 мм регу- лировочную головку 24 повернуть против часовой стрелки на 1/8 оборота, при уменьшении диаметра жиклера на 0,1 мм регулировочную головку повернуть по часовой стрелке на 1/8 оборота. Регулировка ограничения частоты вращения ротора НД. В процессе эксплуатации двигателя мак- симальная частота ротора НД должна быть в пределах от 93,5 до 95,0%. Регулировка производится при замене агрегата ЦР-1-ЗОК или при несоответствии частоты указанным выше пределам. Регулировка осуществляется регулировочным винтом 4 (см. рис. 14.2, поз. 130\ рис. 14.9, поз. 4) агрегата ЦР-1-ЗОК. При вращении винта 4 по часовой стрелке частота ротора НД увеличивается, при вращении против часовой стрелки — уменьшается. Один оборот винта изменяет частоту ограничения на 4,5%. Регулировку необходимо производить в следующей последовательности. Вращением винта 4 против часовой стрелки установить выступ винта над торцом пробки на величину, указанную в паспорте агрегата ЦР-1-ЗОК, и с помощью приспособления А6012-0270 проконтролировать вылет винта. Заданное в паспорте выступание винта обеспечивает ограничение частоты вращения ротора НД на 81% по указателю ИТЭ-2Т. Запустить, прогреть двигатель и замерить фактическую частоту ротора НД. Определить по разности между частотой ограничения (93,5 . . . 95,0%) и замеренной частотой, зная цену одного оборота, число оборотов регулировочного винта 4 для получения частоты ограничения. Затем опять установить на ре- гулировочный винт приспособление А6012-0270 и повернуть винт 4 по часовой стрелке на число оборо- тов, подсчитанное выше. Проверить отрегулированную частоту ограничения ротора НД в полете на высоте не ниже 7 км при минимально возможной скорости самолета при работе двигателя на взлетном режиме. Частота огра- ничения должна быть в пределах от 93,5 до 95,0%. Замеренную частоту вращения ротора НД записать в формуляр двигателя. 14.16. ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ Д-30КП Системы автоматического регулирования двигателей Д-30КУ и Д-30КП аналогичны. Однако на само- лете Ил-76Т управление двигателем Д-30КП осуществляется рычагом ГАЗ — РЕВЕРС и рычагом останова двигателя (РОД) в отличие от системы управления двигателем Д-30КУ на самолете Ил-62М. Рычаг ГАЗ — РЕВЕРС комбинированный и состоит из основного рычага управления двигателем и дополнительного рычага управления реверсом. При перемещении РУД движение на рычаг управления дроссельным краном НР-ЗОКП одновременно передается через входной ролик, тросовую проводку, ведущий ролик ГАЗ — РЕВЕРС и тяги через механизм антипараллелограмма на кулачок управления механизмом переключения и блокировки реверсивного устройства. В свою очередь РОД через тросовую проводку, входной ведущий ролик и тягу соединен с рыча- гом управления механизмом останова насоса-регулятора НР-ЗОКП. Применение такой системы управления двигателем Д-30КП обусловило изменение конструкции на- соса-регулятора НР-ЗОКП (рис. 14.21) и, в частности, на регуляторе расхода и механизме останова. На рис. 14.22 представлена принципиальная схема регулятора расхода топлива. Регулятор выпол- няет те же функции, что и регулятор расхода насоса-регулятора НР-ЗОКУ. Однако при перемещении РУД от упора взлетного режима до упора максимальной обратной тяги золотник 6 дроссельного крана занимает относительно гильзы 21 три характерных положения. Первое положение золотника 6 соответствует работе двигателя на режиме малого газа, когда рычаг дроссельного крана НР-ЗОКП установлен на ПМГ. Границы площадки отмечены на лимбе насоса-регулятора рисками, а ее середина — риской СПМГ. В этом положении цилиндрическая часть золотника 6 перекрывает профилированные пазы дозирующей части гильзы 21 и разобщает канал 12 под- вода топлива от плунжерного насоса к дозирующей игле АП по каналу 5. Топливо к рабочим форсункам двигателя в этом положении рычага дроссельного крана (как это показано на схеме) посту- пает только через золотник / малого газа, на проходном сечении которого золотник 24 дифферен- циального клапана поддерживает заданный перепад давлений. Количество поступающего топлива в ка- меру сгорания на режиме малого газа уточняется регулировочной головкой 32 золотника / малого газа. 180 в / $ & т т Рис. 14.21. Насос а —вид со стороны рычага управления; 6 —вид со стороны регули- ровочной головки механизма ограничения давления р?; в — вид со стороны штуцера для отвода топлива к форсункам; / — рессора привода насоса; 2—штуцер для отвода топлива к гидро- цилиндру ЗОВ; 3— штуцер для отвода топлива к агрегатам ДПО- 30 К П и Т Д-30КП; 4 —регулировочный винт НАР; 5—пробка цен- трального фильтра тонкой очистки топлива; 6 — рычаг управления двигателем; 7— регулировочный винт упора взлетного режима (винт № 7); 8— штуцер отвода топлива к агрегату ИМТ-3; 9 — штуцер для слива топлива из агрегата ИМТ-3; 10—штуцер для отвода топлива к агрегату ЦР-1-ЗОК; // — рычаг останова двигателя; 12 — штуцер для подвюда воздуха из-за компрессора с давлением pi, 13 — пробка жиклера стравливания воздуха из камеры редуцирова- ния автомата приемистости (регулировочный элемент № 13); 14 — штуцер для сброса давления воздуха из автомата приемистости на вход в компрессор; 15 — регулировочная головка золотника малого газа (винт № 15); 16 — регулировочный винт максимального режима обратной тяги (винт № 16); 17 — рычаг управления датчиком ре- жимов ДР-4М-2С; 18 — фланец подвода топлива к насосу-регул ято- регулятор НР-ЗОКП: ру; 19 — регулировочный винт отключения воздушного турбостар- тера (винт № 18); 20—регулировочный винт перекладки ЗОВ (винт № 19); 2/ —штуцер дренажа; 22 — штуцер для подвода воздуха с давлением pi к ТАЗ; 23 — штепсельный разъем цепи отключения воздушного турбостартера; 24 — регулировочная головка механизма ограничения р* (винт №^24); 25 — штуцер для подвода воздуха к механизму ограничения pi; 26—жиклер стравливания давления воз- духа и» полости механизма ограничения pi; 27 — жиклер ТАЗ (регу- лировочный элемент № 39); 28 — регулировочный винт максималь- ной частоты вращения на взлетном режиме (винт JSfe 28); 29— дрос- сельный пакет замедлителя сброса частоты вращения; 30 — дроссель- ный пакет прямого хода гидроусилителя; 31 —дроссельный пакет об- ратного хода гидроусилителя; 32 — регулировочный винт перепада давлений тол ива на дозирующей игле aBTOMaja приемистости; 33 — дроссельный пакет механизма ограничения /?*; 34 — регулировочный винт высотной корректировки ТАЗ (винт № 35); 35 — штуцер для слива топлива из коллекторов; 36 — штуцер для отвода топлива к кол- лектору первого контура форсунок; 37 — штуцер для отвода топлива к коллектору второго контура форсунок; 38 — головка регулировоч- ного винта земной настройки ТАЗ (винт № 40); 39 — электромагнит 2 J 4 Рис. 14.22. Регулятор расхода топлива насос-регулятора НР-ЗОКП: , / — золотник малого газа; 2 —винт; 3— втулка; 4— канал для от- вода топлива к золотнику блокировки РУ; 5—канал для отвода топлива к дозирующей игле автомата приемистости; 6 — золотник дроссельного крана; 7—винт упора золотника замедлителя сброса частоты в положении НАР; 8 — поршень замедлителя сброса час- тоты; 9— золотник замедлителя сброса частоты; 10 — гильза; 11 — канал для подвода топлива от КПД; 12 — канал для подвода топ- лива высокого давления; 13 — канал для отвода топлива на слив; 14 — рычаг ползуна; 15 — кулачок; 16—рычаг замедлителя сброса частоты; 17, 19; 23, 28, 30 — пружины; 18 — ползун; 20 — упор; 21 — гильза дроссельного крана; 22 — упор; 24 — золотник диффе- ренциального клапана; 25 — гильза золотника дифференциального клапана; 26 — канал для подвода топлива из межпоршиевой по- лости; 27 — канал для отвода топлива под поршень наклонной шай- бы; 29 — корпус перепускного клапана фильтра тонкой очистки; 31 — фильтрующий элемент; 32 — регулировочная головка золотни- ка малого газа; 33 — корпус регулировочной головки 32 \\ ч у. 10 S3 22 21 20 13 18 17 181 4567 в 9 W 11 Рис. 14.23. Распределительный клапан, механизм оста- нова и клапан слива насоса-регулятора НР-ЗОКП: / — рычаг останова двигателя; 2—золотник останова; 3, 6, 10, 22, 25—гильзы; 4, 12, 19 — пружины; 5—исполнительный зо- лотник механизма останова; 7, 18 — крышки; 8—втулка кла- пана слива; 9—поршень; //—клапан слива; 13 — седло кла- пана; 14 — канал отвода топлива в дренажный бачок; 15 — ка- нал отвода топлива во второй контур форсунок; 16—канал отвода топлива в первый контур форсунок; /7 — регулировоч- ный винт РК; 20 — стакан; 2/ —золотник распределительного клапана; 23 — канал подвода топлива от дозирующей иглы ав- томата приемистости; 24 — опорная игла; 26 — золотник; 27 — колпачок; 28 — упор; 29— канал подвода топлива от клапана поддержания перепада давлений на дозирующей игле автомата приемистости; 30— канал слива топлива; 31 — седло клапана; 32 — электромагнит 25 24 17 При перемещении рычага дроссельного крана от риски СПМГ до упора взлетного режима золот- ник 6 перемещается вниз и занимает относительно гильзы 21 второе положение, характерное для рабочих режимов прямой тяги. Начиная с конца ПМГ в канал 5 дополнительно подается топливо через треугольный паз золотника 6 дроссельного крана, а затем и через сечение, образуемое золотником 9 и гильзой 10 ЗСЧ. Площадь проходных сечений на золотниках 6 и 9 будет определяться углом поворота рычага дрос- сельного крана. Если же рычаг дроссельного крана повернуть от риски «СПМГ» до упора максимальной обратной тяги, то золотник 6 перемещается вверх и занимает третье положение, соответствующее работе двигателя на режимах обратной тяги. При плавном перемещении рычага дроссельного крана в зоне режи- мов обратной тяги количество поступающего в камеру сгорания топлива определяется положением золот- ников 6 и 9, а при резком перемещении рычага управления дроссельным краном топлива корректируется автоматом приемистости. Действительно, перемещаясь вверх, золотник 6 открывает доступ топлива с высоким давлением по ка- налу 4 к золотнику блокировки реверсивного устройства, который введен в конструкцию насоса-регуля- тора НР-ЗОКП. Под действием давления топлива высокого давления золотник блокировки перемещается и своей проточкой сообщает нижнюю полость 31 гидроусилителя с магистралью постоянного давления от КПД 113 (см. рис. 14.2). Поршень 25 гидроусилителя под действием топлива постоянного давления перемещается до упора штока 30 в регулировочный винт 18 и рычагом 33 перенастраивает регулятор частоты вращения ротор ВД на максимальный режим обратной тяги. Одновременно рычаг 16 ЗСЧ пово- рачивает кулачок 15 по часовой стрелке, и ролик рычага 14, скользя по профилю, позволяет пружине 17 переместить ползун 18 вверх (см. рис. 14.22). Ползун вскрывает радиальные каналы золотника 9, в ре- зультате чего снижается давление топлива в верхней полости поршня 8 ЗСЧ, который перемещается вверх на упор винта 7. Таким образом, на режиме максимальной обратной тяги топливо в канал 5 посту- пает через золотник 6 дроссельного крана, золотник ЗСЧ и золотник / малого газа. Максимальный режим обратной тяги при стандартном давлении и температурах окружающей среды от —31 до +30°С ограничивается расходом топлива, при температурах ниже — 31°С — максимально допустимым давлением воздуха за компрессором, а при температурах выше + 30°С — максимальным значением температуры газа за турбиной. На рис. 14.23 представлена принципиальная схема механизма останова насоса-регулятора НР-ЗОКП с распределительным и сливным клапанами. Как видно, механизм останова в отличие от насоса-регуля- тора НР-ЗОКУ дополнительно оборудован рычагом / останова, который комбинированной проводкой свя- зан с РОД в кабине экипажа. Рычаг останова / имеет два положения: ОСТАНОВ и РАБОЧЕЕ ПОЛОЖЕ- НИЕ. На всех режимах работы двигателя рычаг должен находиться на упоре РАБОЧЕЕ ПОЛОЖЕНИЕ (как показано на схеме). Для останова двигателя независимо от положения РУД в зоне прямой или обрат- ной тяги необходимо перевести рычаг / в положение ОСТАНОВ. Рычаг поворачивает механически с ним связанный золотник 2 в гильзе - 400 ±4 400 ±4 ра, Гц Частота вращения ротора воздуш- ной турбины ППО, об/мин: рабочий диапазон 5000 . . . 4300 . . . 34600 34600 ограничиваемая центробежным выключателем 58 470 ± 46 120 ± ± 1030 ± 1030 184 Наименование Двигатель Д-30КУ Д-30КП Мощность генератора, обеспечивае- мая ППО (при созф = 0,8) на всех режимах работы двигателя, кроме малого газа, кВ -А: а) на земле (Я = 0 км) без ограничения по времени 30 45 кратковременная <50 б) в полете (Я= 1 1 км) без ограничения по времени 20 45 кратковременная: в течение 5 мин ..... <60 <90 в течение 5 с <80 <120 в течение 5% ресурса двига- <40 — теля в) на режиме малого газа на зем- — <50 ле и в полете у земли г) на режиме малого газа в по- — <80 лете (Н = 1 1 км) 15.3. ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ И КОНСТРУКЦИЯ АГРЕГАТОВ ППО ДВИГАТЕЛЯ Д-30КУ Регулятор привода постоянной частоты вращения РППО-ЗОК предназначен для поддержания пос- тоянной частоты вращения генератора, распределения нагрузок между параллельно работающими гене- раторами, ручного включения и выключения ППО, а также автоматического выключения ППО при по- вышении частоты вращения генератора до предельного значения. Регулятор РППО-ЗОК включает в себя следующие основные элементы (рис. 15.2): тахометри- ческий датчик /; маятниковый механизм 25; сервопоршень 12; двухскоростной изодромный механизм, состоящий из поршня /5, демпфера 16 и пружины 17; плунжерный насос 9; клапан постоянного давления 6; электромагнитный клапан МКТ-372 18; электромеханизм коррекции частоты МКЧ-62ТВ 29; микровыключатель А812 20; двухконтурная 5 и одноконтурная 4 форсунки; клапан 3 и рычаг 2 аварий- ного отключения ППО при достижении генератором предельной частоты вращения. В качестве рабочего тела к силовым элементам регулятора подается топливо из топливной системы двигателя. Топливо поступает к штуцеру 14 от насоса ДЦН-44ПЗТ и, пройдя через фильтр 13, пода- ется на вход в плунжерный насос 9. Привод ротора насоса и тахометрического датчика / осуществляется с частотой вращения, пропор- циональной частоте вращения ротора генератора переменного тока. От насоса топливо с постоянным давлением, поддерживаемым клапаном 6, поступает к входному жиклеру 24 и далее к следующим четырем точкам: к пяте маятникового механизма 25, в полость Б слева от поршня изодрома 15; через демпфер 21 в правую полость сервопоршня 12 и в полость В справа от поршня изодрома 15. При выключенном ППО электромагнитный клапан МКТ-372 18 обесточен, отверстие указанного клапана открыто, поэтому правая полость сервопоршня 12 сообщена со сливом, и сервопоршень под действием пружины находится в крайнем правом положении, удерживая качалку 23 в крайнем правом положении, а связанную с ней регулирующую заслонку в закрытом положении. J2 37 27 Рис. 15.2. Принципиальная схема регулятора привода пос- тоянной частоты вращения РППО-ЗОК: / — тахометрический датчик; 2—рычаг аварийного отключения; 3 — клапан слива; 4 — одноконтурная форсунка; 5—двухконтурная форсунка; 6—клапан постоянного давления; 7—штуцер для слива топлива; 8—штуцер дренажа; 9—плунжерный насос регулятора; 10—вал привода РППО-ЗОК; // — пружина сервопоршня; 12 — сервопоршень; 13 — фильтр; 14 — штуцер для подвода топлива; 15 — поршень изодрома; 16 — демпфер; 17—пружина изодрома; 18 — электромагнитный клапан МКТ-372; 19 — корпус регулятора РППО-ЗОК; 20— микровыключатель; 21 — демпфер; 22 — полость слива топлива; 23 — качалка управления регулирующей заслонкой; 24 — входной жиклер; 25 — маятниковый механизм; 26 — пружины датчика; 27—клапан стравливания воздуха; 28—винт регулиров- ки номинальной частоты; 29 — рычаг электромеханизма коррек- ции; 30—электромеханизм коррекции частоты; 31 — кулачок элек- тромеханизма коррекции частоты; 32—винт регулировки предель- ной частоты вращения; А—дополнительные отверстия в цилиндре изодрома; Б — левая полость изодрома; В—правая полость изод- рома К регулируют ей заслонке J85 При включении НПО на электромагнитный клапан МКТ-372 подается напряжение, клапан закрыва- ется, слив топлива из полости сервопоршня 12 прекращается и давление в этой полости начинает увеличиваться, вследствие чего поршень плавно перемещается влево, открывая регулирующую заслонку. При этом открывается доступ воздуха в турбину ППО. Турбина ППО раскручивается и совместно с ротором двигателя доводит частоту вращения генератора переменного тока до номинального значения. При увеличении частоты вращения ротора КВД появляется тенденция к увеличению частоты вращения якоря генератора и кинематически связанного с ним тахометрического датчика /. При этом нарушается существующее на установившемся режиме равновесие сил, действующих на маятниковый механизм 25 со стороны тахометрического датчика / и со стороны пружин 26. Центробежные грузики тахометрического датчика / расходятся, отклоняя маятниковый механизм 25, и открывая окна в пяте маятникого механизма. Вследствие этого давление в полости Б изодромного механизма и в полости перед демпфером 21 снижается. Поршень изодрома 15 перемещается в крайнее левое положение, вследствие чего снижается давление в -правой полости В изодромного механизма и в сообщающейся с ней правой полости сервопоршня. Сервопоршень 12 под действием пружины // перемещается вправо, поворачивая качалку 23 и прикрывая регулирующую заслонку. Скорость перемещения сервопоршня 12 определяется пропускной способностью демпфера 21 и скоростью перемещения поршня изодрома /5, которая в свою оче'редь, зависит от пропускной спо- собности демпфера 16 и может возрастать при вскрытии двух дополнительных отверстий Л, выполнен- ных в стенке цилиндра изодрома. Аналогично, но в обратном порядке, происходит восстановление номинальной частоты вращения генератора после ее снижения. После восстановления номинальной частоты вращения генератора поршень изодромного механизма возвращается в исходное положение. Настройка РППО-ЗОК осуществляется изменением затяжки двух концентричных пружин 26 тахо- метрического датчика. Затяжка внутренней пружины осуществляется винтом 28, а наружной —электро- механизмом 30 коррекции частоты МКЧ-62ТВ серии 2, управление которым по электрическому каналу связи осуществляет блок регулирования частоты БРЧ-62БМ. При подаче напряжения на электромеханизм 30 его выходной вал начинает вращаться и поворачи- вает кулачок настройки 31, который через рычаг 29 изменяет затяжку наружной пружины 26 и обеспечи- вает настройку ее на заданную частоту вращения. На режимах ниже малого газа частота вращения турбины ППО, необходимая для поддержания заданной частоты вращения генератора, может превышать максимально допустимую. В связи с этим включение и выключение ППО производится на режимах работы двигателя выше малого газа. Вклю- чение и выключение ППО производится вручную тумблером, но дополнительно контролируется с помощью дифференциального сигнализатора давления Д ОД-1,6 (см. рис. 15.1). Сигнализатор блокирует тумблер включения в том случае, когда разность полных давлений воадуха за КВД и за КНД меньше (0,16 zfc 0,02) МПа, т. е. не допускает в указанных случаях включения ППО или обеспечивает его выключение. В конструкции РППО-ЗОК предусмотрена система аварийного отключения генератора при достижении его ротором предельной частоты вращения. Эта система включает в себя две форсунки 4 и 5, рычаг 2 с клапаном 3 и микровыключатель 20. До тех пор пока частота вращения генератора ниже предельной, клапан слива 3 открыт и поэтому перепад давлений топлива на одноконтурной форсунке 4 меньше, чем на двухконтурной форсунке 5. то Рис. 15.3. Внешний вид регулятора привода постоянной частоты вращения РППО-ЗОК: / — штепсельный разъем механизма коррекции частоты МКЧ-62ТВ (серия 2); 2 — рычаг управления дроссельной заслонкой ППО; 3 — штепсельный разъем микровыключателя А812; 4—штуцер для подвода топлива; 5—штуцер дренажа; 6— штуцер для слива топлива; 7—кла- пан для стравливания воздуха; 8— винт регулировки номинальной частоты вращения ротора генератора; 9 —винт регулировки предель- ной частоты вращения генератора; /0 —штепсельный разъем электро- магнита МКТ-372; // — фланец для крепления 186 Вследствие этого топливо из двухконтурной форсунки свободно выходит в полость слива, и во втором контуре этой форсунки давление невелико. При достижении генератором предельной частоты вращения маятниковый механизм 25 под дей- ствием тахометрического датчика отклоняется и вступает в контакт с рычагом 2. Рычаг 2 поворачи- вается по часовой стрелке, закрывая клапан слива 3. При этом перепад давлений на одноконтурной форсунке 4 увеличивается, и выходящая из нее струя топлива «запирает» струю, вытекающую из двухконтурной форсунки. Вследствие этого резко повышается давление топлива в наружном контуре форсунки 5 и под мембраной микровыключателя 20, что вызывает замыкание его контактов. В самолет- ный блок защиты и управления БЗУ-376СП подается сигнал о чрезмерной раскрутке ротора генератора переменного тока. По команде этого блока происходит выключение ППО снятием напряжения с электро- магнитного клапана МКТ-372 18, что приводит к закрытию регулирующей заслонки, прекращению подачи воздуха к турбине ППО и ее останову. Регулятор РППО-ЗОК (рис. 15.3) устанавливается на задней коробке приводов справа и крепится к ней с помощью фланца //и быстросъемного хомута. Для управления регулирующей заслонкой ис- пользуется рычаг 2, а гидравлическая связь с топливной системой осуществляется через штуцера 4 и 6. Воздушная турбина ППО. В узел турбины ППО (рис. 15.4) входят корпус /, улитка 9 с сопловым аппаратом, ротор 16, диффузор 13 и центробежный выключатель. Корпус / выполнен сварным из титанового сплава. Передний фланец корпуса турбины ППО кре- пится к задней коробке приводов. В центральную расточку корпуса запрессована стальная обойма 37, в которой установлены роликовый 4 и шариковый 36 подшипники, разделенные жиклерным кольцом 2. К заднему фланцу корпуса совместно крепятся болтами прокладка 6, нижний 7 и верхний 8 фланцы лабиринта и сопловой аппарат, к которому по контуру приварена улитка 9. Снаружи улитка покрыта теплоизоляционным материалом. Внутри к стенке соплового аппарата закреплены заклепками и зафик- сированы штифтами сопловые лопатки 17. Сопловой аппарат, его лопатки и улитка изготовлены из титанового сплава. В расточке корпуса соплового аппарата устанавливается и крепится гайкой 10 диффузор 13 сварной конструкции, изготовленный из стали. Между передним и задним фланцами диффузора вварен конический патрубок. Внутри диффузора установлен центральный конус, соединяющийся с патрубком шестью радиальными стойками обтекаемой формы. К заднему фланцу диффузора крепится хомутом самолетный выхлопной патрубок, устанавливаемый вместо заглушки 15. Корпус турбины /, корпус соплового аппарата и диффузор 13 в сборе образуют полость, внутри которой устанавливается ротор турбины 16. Ротор состоит из диска, отлитого из стали как единое целое с валом и 20 радиальными лопатками. На валу смонтированы и стянуты гайкой 32 следующие вра- щающиеся детали: лабиринт 12, регулировочное кольцо 14, внутренние обоймы ролико- и шарико- подшипников, разделенные распорной втулкой 18, распорное кольцо 34 и"шестерня 33. Передняя часть зубьев шестерни 33 используется для соединения с рессорой ЗКП, а задняя —с шестерней 23 центро- бежного выключателя. Смазывание роликоподшипника 4 и шарикоподшипника 24 осуществляется маслом, подаваемым под давлением из ЗКП двигателя через-две форсунки, установленные в жиклерном кольце 2. Отрабо- 36 35 JJ Рис. 15.4. Турбина ППО: / — корпус турбины ППО; 2—кольцо жиклерное; 3 — фик- сирующий болт; 4 —роликоподшипник; 5—штуцер; 6 — прокладка; 7 — нижний фланец лабиринта; 8— верхний фланец лабиринта; 9— улитка; 10, 22, 31 — гайки; // — воз- душная полость лабиринтного уплотнения; /2 —лабиринт; 13 — диффузор; 14 — регулировочное кольцо; 15 — заглуш- ка; 16 — ротор турбины; 17 — лопатка сопловая; 18 — втулка распорная; 19 — микровыключатель; 20 — сальник; 21 — корпус центробежного выключателя; 23—шестерня; 24, 25, 36— шарикоподшипники; 26 —шайба; 27 —центробежные грузики; 28 — шток; 29 — пружина; 30 — валик; 32— гайка ротора турбины; 33 — шестерня ротора; 34 — распорное кольцо; 35 — втулка; 37 — обойма л эг 25 187 тайное масло отводится в ЗКП через осевые отверстия в нижней части корпуса турбины ППО. Наддув лабиринтного уплотнения ротора турбины осуществляется воздухом, поступающим через штуцер 5 из VI ступени КВД и дополнительно из наружного контура двигателя. Система аварийного выключения турбины ППО предотвращает чрезмерную (выше 58 470 ± ± 1030 об/мин) раскрутку ротора турбины, что может произойти при включении ППО на режимах ниже малого газа, либо при нарушении кинематической связи между ротором генератора и ротором турбины ППО. Система включает в себя центробежный выключатель, корпус 21 которого устанавливается в расточке переднего фланца корпуса турбины ППО (см. рис. 15.4), а также механизм аварийного выключения турбины и управляемую им аварийную дроссельную заслонку. Центробежный выключатель, имеющий.в своем составе тахометрический датчик с центробежными грузиками 27 и получающий привод через шестерню 23 от вала турбины ППО, замыкает контакты микровыключателя 19 и выдает таким образом электрическую команду через соответствующее реле на электромагнит ЭМТ-171 механизма аварийного выключения турбины. При этом шток электромагнита втягивается внутрь катушки, обеспечивая открытие шарикового замка, имеющегося в механизме аварий- ного отключения. Под действием пружины этого механизма шток его быстро переходит в крайнее ниж- нее положение и поворачивает шестерню выходного валика механизма, с которой шток соединяется реечным зацеплением. Аварийная заслонка полностью закрывает подачу воздуха к турбине. Одновременно блок защиты и управления БЗУ-376СП снимает возбуждение генератора ГТ40ПЧ6 и подает команду электромагнитному клапану (см. рис. 15.2) на закрытие регулирующей заслонки. Если произошло срабатывание механизма аварийного отключения турбины ППО, то повторное вклю- чение ППО возможно лишь на земле после установки вручную механизма аварийного выключения в исходное положение. Блок дроссельных заслонок ППО (рис. 15.5) включает в себя регулирующую 2 и аварийную 9 заслонки, расположенные в едином корпусе /. Заслонки крепятся к осям штифтами. / z Рис. 15.5. Блок дроссельных заслонок ППО: / — корпус дроссельных заслонок; 2 —регулирующая заслонка; 3 — игольчатый ролик; 4—внутренняя обойма; 5—втулка; 6, 8— кольцо регулировочное; 7 —ось; 9 — аварийная заслонка Ось регулирующей заслонки 2 вращается в игольчатых подшипниках, а ось аварийной заслонки 7— в подшипниках скольжения (в бронз'овых втулках). Оси соединяются с рычагом коническими болтами с гайками. Рычаг регулирующей заслонки с помощью тяги связан с рычагом регулятора РППО-ЗОК, а рычаг аварийной заслонки соединен тягой с механизмом аварийного выключения турбины ППО. Соединение корпуса / с воздухоподводящим трубопроводом и воздушной турбиной ППО осуществляется по фланцам быстроразъемными хомутами. В дифференциальном редукторе ППО (рис. 15.6) происходит суммирование мощностей и частот вращения, подводимых от ротора высокого давления двигателя и турбины ППО. При этом крутящий момент, идущий от воздушной турбины ППО, подается на центральную шестерню дифференциала, а от ротора высокого давления — на водило. Через сателлиты вращение передается на колокольную шестерню, частота вращения которой (в об/мин) определяется следующей зависимостью: Якол.ш = 0,5278/гвд + 0,0663/гв.т. 188 Колокольная шестерня Водило к РППО-ЗОК Г7? •*" ^ Сателлит Центральная шестерня ', *"\ё~& ч / у» [?/_'?! ; Предельная ', муфта /, Генера П8од = *1ПВД "ц.ш переменного тока. -Кг" вт ,=rrffH= const >% ") Рис. 15.6. Кинематическая схема (а) и планы скоростей диф- ференциального редуктора ППО при работе двигателя на ре- жиме малого газа (б) и на взлетном режиме (в): k\ и /г2 — коэффициенты пропорциональности; яцш и Кцш— частота вращения и окружная скорость центральной шестерни; лвод и КВОд — частота вращения и окружная скорость водила; лКОл ш и ККОЛ ш — час- тота вращения и окружная скорость колокольной шестерни; явд — частота вращения ротора высокого давления; явт — частота вращения ротора воздушной турбины ППО; яген — частота вращения ротора генератора Как видно из планов скоростей элементов редуктора, приведенных на рис. 15.6,6 и в, для поддержа- ния постоянной частоты вращения ротора генератора, а значит, и связанной с ним колокольной шестерни яКОл.ш, окружная скорость и частота вращения центральной шестерни (уц ш и яц ш) уменьша- ются при переходе двигателя с режима малого газа на взлетный режим. Редуктор входит в состав ЗКП. Все шестерни дифференциального редуктора ППО размещаются внутри корпуса задней коробки приводов. Смазывание деталей редуктора ППО осуществляется маслом, подаваемым в полость ЗКП. 15.4. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ ЭЛЕМЕНТОВ ППО ДВИГАТЕЛЯ Д-30КП Как отмечалось, принцип действия ППО двигателя Д-30КП аналогичен ППО двигателя Д-30КУ. Однако в технических данных системы ППО этих двигателей имеются незначительные различия. Мощность генератора переменного тока ГТ60ПЧ6А, устанавливаемого на двигателе Д-30КП, на основных эксплуатационных режимах на 40 — 50% превышает мощность генератора ГТ40ПЧ6, устанавливаемого на Д-30КУ. Диапазоны частот вращения ротора КВД, при которых ППО обеспечивает привод с заданной частотой вращения генераторов переменного тока незначительно изменены. В связи с этим на двига- теле Д-30КП применен регулятор РППО-ЗОКП, отличающийся от описанного выше регулятора РППО-ЗОК только диапазонами настройки регулировочных винтов. Все остальные элементы систем ППО двигателей Д-30КУ и Д-30КП аналогичны. 15.5. ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ ППО ДВИГАТЕЛЕЙ Д-30КУ И Д-30КП Наиболее часто встречающиеся в эксплуатации отказы и дефекты ППО двигателей Д-30КУ и Д-30КП перечислены ниже. /. Невключение ППО и колебания частоты тока генератора более =Ь 2 Гц на установившемся режиме работы двигателя. Причинами этого отказа могут быть различные отклонения в регулировке РППО-ЗОК или РППО-ЗОКП, а также появление люфтов в системе управления регулирующей заслонкой ППО. В частности, в эксплуатации наблюдались случаи появления выработки и выпадание сферы из наружной обоймы сферического подшипника в ушковом болте тяги, соединяющей регулирующую заслонку 2 (см. рис. 15.5) с рычагом 2 (см. рис. 15.3) регулятора. Причиной выработки сферических подшипников указанной тяги являются контактная коррозия и попадание посторонних частиц в соеди- нение. Для устранения указанного дефекта в производстве изменено расположение пяти отверстий в корпусе заслонки, через которые стравливается воздух из подшипниковой полости заслонок, таким образом уменьшается вероятность попадания в сферический подшипник тяги посторонних частиц со струей воздуха. Для повышения коррозионной стойкости деталей сферического подшипника пре- дусмотрено применение ушкового болта с азотированной сферой. В эксплуатации для предупреждения указанного дефекта необходимо производить тщательный осмотр мест соединения тяг с рычагами заслонок ППО, следить за наличием смазки в указанных соединениях. 2. Неравномерное распределение нагрузки между параллельно работающими генераторами. При- чиной дефекта является ухудшение или по'теря контакта в электрических цепях механизма корректировки частоты МКЧ-62ТВ. Для предотвращения указанного дефекта в производстве внедрены мероприятия, направленные 189 на повышение жесткости выводов в месте пайки* к клеммам штепсельного разъема. В частности, введены пластикатные термоусаживаемые трубки, устанавливаемые на выводы проводов. 3. Уменьшение частоты тока генератора с последующим его отключением. При осмотре обнару- живается несовмещение рисок на рычаге и лимбе РППО-ЗОКП. Причиной дефекта является непра- вильная регулировка тяг управления дроссельной заслонкой ППО. Дефект устраняется в эксплуатации дополнительной регулировкой тяг, соединяющих РППО-ЗОКП с дроссельной заслонкой ППО. 4. Разрушение теплоизоляционного покрытия на улитке и корпусе соплового аппарата турбины ППО' Причиной дефекта являются жесткие температурные и вибрационные условия работы узла. В экс- плуатации в зависимости от размера поврежденной зоны производят замену ППО или зачистку и окраску поврежденного покрытия. 5. Обрыв приводной рессоры агрегата РППО-ЗОК вследствие увеличения крутящего момента, необходимого для вращения его ротора. Причиной дефекта является износ сепараторов подшипника ротора, обусловленный отступлениями от технических условий, допущенными при изготовлении сепара- торов. Устранение дефекта достигается заменой РППО. 6. Течь масла из-под фланца переходника от ЗКП к агрегату РППО-ЗОК. Причиной дефекта является усадка материала прокладки, устанавливаемой под переходник. Дефект устраняется в экс- плуатации заменой прокладки. Кроме перечисленных в эксплуатации были выявлены и другие, редко встречающиеся дефекты и отказы. ГЛАВА 16 ПУСКОВАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ 16.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Пусковая система предназначена для автоматического запуска двигателя на земле и в полете. От безотказности этой системы во многом зависят надежность двигателя, а также безопасность и регулярность полетов летательных аппаратов. К пусковым системам ГТД предъявляются следующие требования: безотказность в работе при температуре наружного воздуха от — 50 до + 40°С в условиях обычных и высокогорных аэродромов (высота не менее 2,5 км); обеспечение запуска двигателя в полете независимо от его теплового состояния; автономность запуска двигателя; возможность запуска от аэродромных энергетических установок; минимальная масса и удобное для обслуживания расположение элементов системы на двигателе и на самолете; высокая эксплуатационная технологичность и низкие эксплуатационные расходы на техническое обслуживание; малая себестоимость; большой ресурс; безопасность в эксплуатации; возможность кратковременного использования источника энергопитания системы как источника электроэнергии и сжатого воздуха для нужд самолета. Пусковая система состоит из систем предварительной раскрутки двигателя, воспламенения, авто- матического управления запуском и приборов, контролирующих процесс запуска и параметры двигателя. Запуск ГТД начинается с нажатия пусковой кнопки, которая включает в работу систему автома- тического управления, обеспечивающую определенную последовательность включения и выключения устройств, входящих в пусковую систему. Процесс запуска на земле состоит из трех этапов (рис. 16.1). На первом этапе до частоты вращения п\ ротор двигателя раскручивается только пусковым устройством. Топливо в камеру сгорания на этом этапе не подается, температура газа перед турбиной Т* равна температуре воздуха за компрессором Т*к и близка к температуре окружающего воздуха Т», поэтому турбина не создает крутящего момента. Динамическое равновесие ротора на данном этапе запуска характеризуется уравнением баланса крутящих моментов Мет I = МПр I + Муск I, ( 1 6. 1 ) где МСТ|, Мпр|, Муск!— соответствующие крутящие моменты на первом этапе; Мст — крутящий момент пускового устройства; Мпр — момент сопротивления компрессора и агрегатов (сопротивление прокрутке); Муск — момент, потребный для ускорения ротора. При достижении ротором двигателя частоты вращения п\ компрессор обеспечивает давление и расход воздуха, а топливный насос — давление топлива, достаточные для воспламенения и процесса горения в камере сгорания. Кроме того, при частоте п\ расхода воздуха через двигатель достаточно для создания условий, при которых температура Т* не превышает максимально допустимую Г*тах. 190 Второй этап начинается с включения системы воспламенения на частоте вращения п\ и закан- чивается выключением пускового устройства на частоте вращения /г3. При воспламенении топливовоздушной смеси температура Т, скачкообразно увеличивается до Г'тах. ПРИ ЭТОМ крутящий момент турбины начинает увеличиваться, но остается меньше момента прокрутки, поэтому уравнение баланса можно представить в виде МстИ + Мт\\ = МПр\\ + МускН, (16.2) где Мсти, Ainpn, А«Уски —крутящие моменты, такие же, как в уравнении (16.1), но действующие на втором этапе; AfTu — крутящий момент турбины. При увеличении частоты вращения до п2 раскрутка роторов происходит в основном благодаря пусковому устройству, хотя момент Мт быстро растет и турбина начинает участвовать в раскрутке. При частоте вращения п2 момент турбины становится равным моменту прокрутки, но отключать пусковое устройство еще нельзя по следующим причинам: при частоте вращения п2 отсутствует запас по крутящему моменту турбины, который должен обеспечить дальнейшую раскрутку ротора двигателя без помощи пускового устройства; при небольшом превышении частоты вращения п2 и отключенном пусковом устройстве незначи- тельное ухудшение условий работы двигателя (например, при увеличении противодавления за тур- биной из-за наличия ветра со стороны реактивного сопла) может привести к останову двигателя, поскольку момент турбины окажется меньше момента прокрутки; раскрутка ротора двигателя без пускового устройства при частоте вращения, незначительно превы- шающей я2, приводит к увеличению времени работы двигателя при высоких температурах Ггтах и недостаточно эффективном охлаждении его деталей. Рис. 16.1. Пусковая характеристика ТРДД: 1, II, III — этапы запуска; Мст—момент пускового устройства; AfT—момент турбины; Afnp—момент про- крутки; Муск —момент, потребный для ускорения оотора двигателя На основании этого ротор двигателя после достижения частоты вращения п2 продолжает раскру- чиваться пусковым устройством совместно с турбиной до я3. На этой частоте вращения момент, развиваемый турбиной, становится достаточным для дальнейшей раскрутки двигателя без участия пускового устройства. Система воспламенения выключается на частоте, меньшей м3 после включения в работу элементов системы автоматического регулирования и рабочих топливных форсунок. Третий этап запуска начинается с выключения на частоте вращения я3 пускового устройства и системы автоматического управления запуском, а заканчивается выходом ротора двигателя на частоту вращения малого газа ямг. Управление раскруткой в диапазоне частот от я3 до ямг осуществляется элементами системы автоматического управления, обеспечивающими запуск. Динамическое равновесие ротора двигателя на этом этапе характеризуется уравнением Л1Т111 = Afnplll + AfycKlll. ;ie.3) Увеличение частоты вращения ротора сопровождается увеличением расхода воздуха, что приводит к снижению Г*, но момент турбины все еще остается больше момента сопротивления. Равенство момента турбины на частоте ямг моменту сопротивления означает, что раскрутка ротора прекрати- лась и момент от инерционных сил равен нулю. При этом создается некоторый запас температуры перед турбиной (Г*мг < 77тах). вследствие чего обеспечивается заданная приемистость двигателя. 191 Запуск в полете отличается от запуска на земле тем, что в нем не участвует пусковое устройство, а для раскрутки ротора используется скоростной напор набегающего на двигатель воздушного потока, вызывающего авторотацию ротора. В зависимости от вида подводимой энергии и используемого рабочего тела, пусковые системы делятся на электрические (постоянного и переменного тока), гидравлические, турбокомпрессорные и воздушные. На современных отечественных пассажирских самолетах с ТРДД наибольшее распространение получили воздушные пусковые системы. Источником сжатого воздуха в этих системах являются газо- генераторы или компрессор работающего двигателя, а в качестве пускового устройства используются воздушные турбостартеры. Воздушная пусковая система ТРДД Д-30КУ и Д-30КП обеспечивает запуск двигателя на земле и в воздухе; холодную прокрутку двигателя; ложный запуск двигателя; прекращение запуска; исклю- чение возможности проведения встречного запуска двигателя; автоматическое отключение пусковой системы при достижении частоты вращения выходного вала пускового устройства п„ = 4200±25о об/мин (36,5 — 40,5%), а также в случае несрабатывания электрогидровыключателя пускового устройства, входя- щего в насос-регулятор. В пусковую систему двигателей Д-30КУ и Д-30КП входят воздушный турбостартер СтВ-3; автома- тическая панель запуска АПД-55; агрегат зажигания СКНА-22-2А; свечи зажигания СП-06ВП-3; механизм отключения воздушного турбостартера, расположенный в насосе-регуляторе НР-ЗОКУ (НР-ЗОКП); сигнализатор давления воздуха МСТ-6; перекрывная заслонка ЗП-44. Для контроля давления воздуха перед воздушным турбостартером при запуске двигателей уста- новлен манометр. Агрегаты СтВ-3 СКНА-22-2А, насос-регулятор НР-ЗОКУ (НР-ЗОКП), свечи СП-06ВП-3, заслонка ЗП-44 и сигнализатор МСТ-6 установлены на двигателе, остальные — на самолете. Управление всеми агрегатами пусковой системы дистанционное. Все выключатели, переключатели, кнопки, сигнальные лампы и табло расположены на панелях и щитках в кабине пилотов. 16.2. ВОЗДУШНЫЙ ТУРБОСТАРТЕР СтВ-3 Воздушный стартер СтВ-3 (рис. 16.2) предназначен для раскрутки ротора двигателя при запуске, ложном запуске и холодной прокрутке. Воздушный турбостартер (рис. 16.3) состоит из заслонки постоянного давления, турбины и редуктора с центробежным выключателем. Заслонка постоянного давления управляет подачей воздуха и ограничивает его давление на входе в турбину. Заслонка состоит из корпуса 4, плунжера 28, командного узла с электромагнитом и пневморегулятором. Корпус 4 отлит из алюминиевого сплава и собран вместе с гильзой из хромистой коррозионно- стойкой стали. В передней части корпуса имеется фланец для быстросъемного крепления трубы, подводящей воздух, а в задней части ввернуты шпильки для крепления переходного корпуса к редуктору. К корпусу винтами крепится сопловой аппарат 26 и опора 27, в которую запрессованы направляющие втулки с резиновыми уплотнениями. Внутрь корпуса запрессовано седло 30, на которое под действием возвратных пружин 2 и 3 садится Основные технические данные Давление воздуха, МПа: на входе в турбостартер при закрытой заслонке.....0,32... 1,163 на земле при открытой заслонке ........0,235 ... 0,4 Температура воздуха на входе в турбостартер (Я = 0), К 375 . . . 565 Расход воздуха (для сведения), кг/с........0,94. . . 1,64 Номинальная мощность, развиваемая турбостартером при частоте вращения выходного вала 3500 об/мин, давлении 0,258 МПа и температуре воздуха 450 К, кВт .....99,4 ± 7,4 Максимальный пусковой момент на выходном валу стар- тера, Н -м ..................800 Давление на входе в сопловой аппарат, МПа .... 0,33. . . 0,36 Частота вращения выходного вала, ограничиваемая цент- робежным выключателем, об/мин .......... Время свободного выбега ротора турбины, с ..... Время открытия заслонки турбостартера, с...... Время закрытия заслонки турбостартера, с...... Смазывание турбостартера ........... 5250+ <3" >И 3.. .6 0,7. .. 1,5 от масляной системы дви- гателя Сухая масса, кг................17,5 Рис. 16.2. Внешний вид воздуш- ного турбостартера СтВ-3 192 10 11 12 /J /* 15 16 17 6-5 50 храповой муфты. Срез «слабого звена> муфты связан с конструктив- ными недостатками храповой муфты радиальнрго типа. Для предупреждения случаев разрушения турбины воздушного турбостартера начат выпуск агрегатов СтВ-ЗТ с торцовой муфтой для замены в эксплуатации воздушных стартеров СтВ-3 и СтВ-ЗП, имеющих храповые муфты радиального типа. Кроме того, выпущены соответствующие инструкции по доработке трубостартеров СтВ-ЗП, поступающих в ремонт, предусматривающие замену радиальной храповой муфты на торцовую и доработку редуктора. 201 2. Отсутствие раскрутки ротора при запуске. Причинами отказа являются засорение фильтра командного узла заслонки турбостартера частицами молибденового покрытия корпуса заслонки и отло- жение продуктов коксования масла на штоке плунжера заслонки и резиновых уплотнительных кольцах, а также попадание частиц покрытия в зазоры деталей заслонки и пневморегулятора стартера. На за воде-изготовителе для исключения отмеченных дефектов в корпус заслонки устанавливается стальная втулка вместо молибденового покрытия. Помимо этого была введена конструктивная доработка заслонки и корпуса пневморегулятора. Отсутствие раскрутки ротора турбостартера имело место также вследствие отказа электромагнит- ных клапанов ЭМТ-707, в связи с чем в производстве предусмотрено внедрение в пусковую систему электромагнитов ЭМТ-713 взамен ЭМТ-707. 3. Загорание сигнальной лампы ОПАСНАЯ ЧАСТОТА ВРАЩЕНИЯ ТУРБОСТАРТЕРА. Установ- лено, что загорание табло могло произойти по следующим причинам: недостаточная разность частоты вращения срабатывания центробежного регулятора воздушного стартера и насоса-регулятора из-за медленного закрытия заслонки после подачи сигнала от насоса- регулятора на отключение стартера. Для расширения диапазона между частотами вращения отключения стартера по. сигналу насоса-регулятора и сигналу центробежного выключателя стартера, а также уменьшения нагрузок на подшипники ротора турбины в производстве начат выпуск воздушных стартеров СтВ-ЗТ взамен СтВ-3 и СтВ-ЗП с уменьшенным передаточным отношением (7,03 вместо 8,14). При этом частота вращения, на которой происходит срабатывание центробежного выключателя стартера, измени- лась с 46250~миии об/мин на 42000~моии об/мин, а частота вращения выходного вала стартера при срабатывании центробежного выключателя изменилась с 5250+ об/мин на 5600+26° об/мин. Помимо этого, для уменьшения времени закрытия заслонки стартера увеличен диаметр жиклерного отверстия подвода воздуха к командному клапану с 1,6 на 3 мм; увеличение продольного люфта шестерни центробежного выключателя из-за слабой затяжки обоймы шарикоподшипника с крышкой. Для предупреждения дефекта в производство были изменены размеры крышки. Кроме того, для исключения износа кнопки микровыключателя стартера и улучшения герме- тичности введен центробежный выключатель с гарантированным зазором между кнопкой, штоком и мембранным уплотнением. Засорение фильтра командного узла стартера. Для устранения этого дефекта была введена промывка фильтра командного узла стартера в эксплуатации через 900 ч наработки двигателя. 4. Отсутствие зажигания топлива из-за неисправности агрегата СКНА-22-2А. Отказ был вызван попаданием воды через ШР во внутреннюю полость агрегата, в связи с чем была внедрена герме- тизация ШР. 5. Выбивание паронитовой прокладки из разъема корпус — патрубок перекрывной заслонки ЗП-44. Для устранения дефектов в производстве при изготовлении турбостартеров устанавливается новая прокладка. Помимо перечисленных конструктивных изменений для улучшения запуска был аннулирован агрегат МСТ-6 в пусковой системе, в связи с чем изменена конструкция трубопровода подвода воздуха к воздушному турбостартеру. На основании анализа результатов эксплуатации двигателей Д-30КУ и Д-30КП наибольший процент отказов системы запуска был связан с обрывом опоры храповой муфты воздушного турбостартера по «слабому звену», неисправностью агрегатов ЭМТ-707 и прогаром свечей зажигания СП-06ВП-3. В некоторых случаях отказы системы запуска приводили к выключению двигателей в полете и досрочному их снятию. ГЛАВА 17 КОНТРОЛЬНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ АППАРАТУРА 17.1. АППАРАТУРА КОНТРОЛЯ ВИБРАЦИИ КОРПУСА ДВИГАТЕЛЯ Для измерения виброскорости корпусов двигателей Д-30КУ и Д-30КП используется комплект аппаратуры ИВ-200К (рис. 17.1). Аппаратура ИВ-200К обслуживает четыре двигателя и состоит из четырех двухканальных электронных блоков 2, восьми датчиков вибрации / и одного прибора 3, пока- зывающего значение виброскорости. Вибродатчик МВ-25Б-В состоит из корпуса с электромагнитной катушкой и постоянного магнита. Корпус жестко укреплен на двигателе, а магнит упруго подвешен внутри корпуса. Принцип действия датчика вибрации МВ-25Б-В основан на законе электромагнитной индукции. При перемещении магнита относительно корпуса в катушке последнего наводится электродвижущая сила (ЭДС), пропорцио- нальная скорости относительного движения. Полученный сигнал поступает в усилитель двухканального электронного блока БЭ-6-6, состоящего из двух усилительных каналов с полосой пропускания от 50 до 200 Гц. К каждому каналу подключается один датчик вибрации<МВ-25Б-В. Сигнал, полученный датчиком и усиленный в электронном блоке, поступает через переключатель на показывающий прибор ИВ-200, проградуированный в единицах виброскорости (мм/с), а также на схему световой сигнализации. При уровне виброскорости 65 мм/с загорается сигнальная лампа желтого 202 Рис. 17.1. Аппаратура контроля вибрации ИВ-200К: / — датчики вибрации МВ-25Б-В; 2 — двухканальный электронный блок БЭ-6-6; 3— показывающий прибор И В-200 цвета ПРЕВЫШЕНИЕ НОРМЫ, а при уровне виброскорости 90 мм/с загорается лампа красного цвета ОПАСНАЯ ВИБРАЦИЯ. Принцип действия показывающего прибора основан на взаимодействии магнитного потока непод- вижного постоянного магнита и тока, проходящего по рамке, помещенной в поле, создаваемое магни- том. Рамка соединена со стрелкой таким образом, что чем больше будет ток, проходящий через рамку, тем больше будет отклонение показывающей стрелки. Шкала показывающего прибора програду- ирована от 0 до 100 мм/с. При загорании сигнальной лампы прибор при помощи переключателя подключается к одному из каналов электронного блока для контроля виброскорости. Датчики вибрации / устанавливаются на специальных кронштейнах в местах контроля вибрации двигателя. Электронный блок, сигнальные лампы, показывающий прибор и переключатель устанавли- ваются на самолете. 17.2. КОНТРОЛЬНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ АППАРАТУРА Контроль за работой двигателя Д-30КУ осуществляется датчиками замера параметров и сигна- лизаторами, расположение которых на двигателе показано на рис. 17.2. Параметры, контролируемые на двигателе, перечислены ниже. Частота вращения р о торов низкого и высокого давления измеряется дат- чиками ДТЭ-5Т. Датчик ДТЭ-5Т представляет собой генератор переменного трехфазного тока, частота которого пропорциональна частоте вращения ротора двигателя. Датчик ротора КНД установлен на ПКП, датчик ротора КВД — на ЗКП. Датчик ДТЭ-5Т подключается к указателю ИТЭ-2Т, устанавливаемому в кабине экипажа. Температура выходящих газов за турбиной замеряется сдвоенными термопарами Т-99-3, работающими совместно с указателями УТ-7А. Термопары Т-99-3 выполнены из сплава X — А и являются датчиками. Каждая термопара состоит из двух независимых друг от друга термоэлектрод- ных пар. На каждом двигателе равномерно по окружности канала внутреннего контура расположено 12 сдвоенных термопар Т-99-3. Одна половина спаев электродов каждой термопары подключена через переходную колодку ПК-9Г к регулятору температуры РТ12-4МТ серии 2, вторая — к указателю темпе- ратуры выходящих газов УТ-7А через переходную колодку ПК-9Б. Указатель УТ-7А и регулятор РТ12-4МТ серии 2 устанавливаются на самолете. Соединение термопар для регулятора температуры и для измерителя выполняется по единой схеме. Термопары соединяются в три группы, включенные параллельно; каждая группа состоит из четырех последовательно соединенных термопар. Монтаж термопар в батарею выполняется неэкранированными проводами марок ФК-А и ФК-Х. Для экранирования и удобства монтажа провода помещены в специальный коллектор, из которого они выводятся через специальные штуцера и присоединяются с помощью наконечников, припаянных к концам проводов. С наружной стороны провода из коллектора выводятся через силовую стойку задней опоры ротора ТНД к переходным колодкам ПК-9Б и ПК-9Г. При нагревании горячего спая на концах термопары вследствие возникновения термоэлектродви- жущей силы (термоЭДС) появляется напряжение, которое меняется соответственно изменению темпе- ратуры газов, выходящих из турбины. Указатель температуры замеряет термоЭДС термопар с помощью потенциометра мостовой схемы, на потенциометре термоЭДС сравнивается с компенсирующим напряжением измерительной цепи. Величина компенсирующего напряжения зависит от положения движка потенциометра. Разность термо- ЭДС и компенсирующего напряжения усиливается в электронном усилителе и подается на реверсив- ный двигатель, перемещающий движок потенциометра до момента выравнивания напряжения и термоЭДС. 203 to 2 Вид снизу 1 23* 561 8 9 JO 11 12 13 П 15 16 Л 1д 13 20 2122 \т\\ UfrWU\ / \\\\ \\ /// ^//1 52 Я fffWMWW 45 44 К 42 V QO 17 W 39 3d J7 36 35 31- 3332 25 31 30 29 Вид следа 5354 duff справа 66 5Q 57 56 70 78 в 77 41 71 52 Рис. 17.2. Расположение на двигателе агрегатов, сигнализаторов и датчиков: / — датчик ИДТ-8 давления масла на входе в 4H5531 -0; ЭСГ — гидравлический фильтр 8Д2.966.018-2; двигатель; 2 — сигнализатор МСТВ-2,2 мини- ЗГ — зарядный штуцер азотной системы реверсив- -----. ..^„Л ---------.„ ..««„о ,.о »^ЛЯЛ . я.и^о*Л™.. ного уСТройства; 32* — перепускной кран масла мальнЪго давления масла на входе в двигатель; 3— центробежный регулятор ЦР-1-30К (ЦР-7- 30 КП); 4 — центробежный воздухоотделитель ЦВС-30; 5 — топливно-масляный радиатор 484?Т; 6— штуцер консервации 1703 А-Т топливной, системы двигателя; 7 —дренажный бачок (пег редкий); 8— топливный фильтрующий пакет 8Д2.966.070-1; 9 — датчик расходомера топлива ДРТМС-ЮТ; 10 — приемник П-63 температуры масла на входе в двигатель; /У— подкачиваю- щий топливный насос ДЦН44-ПЗТ; 12* — порш- невой насос НП25-5 реверсивного устройства; 13 — датчик приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК; 14 — поршневой насос НП25-5 само- летной гидросистемы; /5 —датчик режимов ДР 4МТ (2 серия); 16 — центробежный суфлер ЦС- 30К; /7 —датчик ДП-11 системы сигнализации о пожаре; 18 — откачивающий масляный насос МНО-ЗОК; /9 —датчик ДТЭ-5Т частоты враще- ния ротора ВД; 20 — топливный насос-регуля- тор НР-ЭОКУ (НР-ЗОКП); 21 -воздушный тур- бостартер СтВ-ЗТ; 22 — перекрывная заслонка двигателя; 58 — датчик ДТПР уровня масла в масляном баке; 59 — кронштейн передней бо- ковой подвески; 60— передняя верхняя подвеска КП-40 реверсивного устройства; «?«?*— корпус об- двигателя; 61 — цилиндр направляющего аппа- Еатных клапанов; 34* —гидравлический фильтр рата ЦНА-ЗОК; 62 — задняя подвеска двигателя; ПО «1, Система пожаротушения может включаться как вручную, так и системой сигнализации 2С7К. Работает система внутреннего пожаротушения следующим образом. При возникновении пожара в контролируемой полости двигателя система 2С7К сигнализации о пожаре подает напряжение бор- товой сети на сигнальную лампу и на вход автоматического включения системы пожаротушения. Огнегасящий состав под давлением подается по трубопроводу 8, прорывает диафрагмы 9 и по трубо- проводам 10 и 12 поступает в контролируемые полости двигателя А, Б, из которых через систему суфлирования и систему лабиринтных уплотнений распространяется во все масляные полости двигателя. Система наружного пожаротушения состоит из труб со штуцером подвода огнегасящего состава к переднему, среднему и заднему противопожарным коллекторам, имеющим отверстия диаметром 0,8 мм для распыла огнегасящего состава снаружи двигателя. Наружная система защищает от пожара подкапотное пространство в наиболее опасной в пожарном отношении зоне, где расположены агрегаты топливной и масляной систем двигателя, а также электро- генератор и гидронасос. Все трубопроводы противопожарной системы окрашены в красный цвет. ГЛАВА 19 ОСНОВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИИ ДВИГАТЕЛЕЙ 19.1. ОПЕРАТИВНОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ Д-30КУ Техническое обслуживание двигателей регламентируется руководством по эксплуатации конкретного двигателя и включает в себя оперативное и периодическое обслуживание. Виды технического обслу- живания целесообразно рассмотреть на примере двигателя Д-30КУ. Оперативное техническое обслуживание включает в себя формы обслуживания А, Б и В. При этом выполняются работы по осмотру и обслуживанию двигателя, подготовке его к полету, встрече и обес- печению стоянки. По форме А выполняются работы перед каждым вылетом самолета, если не требуется выпол- нения обслуживания по формам Б или В. Обслуживание по форме Б выполняется преимущественно в базовом аэропорту не реже одного раза в 7 сут и не реже чем через 60 ч наработки двигателя. В порядке исключения срок обслуживания по форме Б может быть увеличен до 10 сут, если самолет находился в резерве или в этот период не использовался. Техническое обслуживание по форме В проводится перед вылетом самолета, если самолет простоял более суток с момента посадки или последнего технического обслуживания (табл. 19.1). Работы по обеспечению вылета выполняются непосредственно перед каждым вылетом самолета, а также после выполения работ по осмотру и обслуживанию двигателя по формам А, Б или В, и при задержке запланированного полета более 1 ч. При выполнении работ по обеспечению вылета необходимо снять заглушки с входного канала и сопла, убедиться в том, что нет посторонних предметов и повреждений во входном канале и сопле, а также проследить за запуском двигателя. Работы по встрече самолета и обеспечению его стоянки выполняются непосредственно после каждой посадки самолета. При выполнении этих работ необходимо прослушать вращение роторов двигателя на выбеге,1 убедиться, что нет посторонних предметов и очевидных повреждений во входном канале в сопле, а также установить заглушки во входной канал и сопло. Двигатель, его агрегаты и коммуникации подлежат дополнительному тщательному осмотру в следующих особых случаях: при грубой посадке самолета; при посадке самолета до ВПП; при выкатывании самолета на грунт за пределы ВПП; при посадке самолета весом больше максимального посадочного; 209 Таблица 19.1 Перечень работ; выполняемых при оперативном техническом обслуживании двигателя по формам А, Б и В Содержание работ 1. Ознакомиться с замечаниями экипажа о работе двигателя и его систем. Устранить все обнаруженные неисправности и выяснить при- чины отказов 2. Осмотреть снаружи гондолу двигателя. Убедиться в отсутствии ее повреждения и под- текания топлива, масла и гидросмеси 3. Проверить уровень масла в маслобаке дви- гателя и рабочей жидкости в баке гидросис- темы управления РУ 4. Сравнить показания мерной линейки мас- лобака с показаниями масломера 5. Осмотреть входной канал двигателя. Убе- диться в отсутствии повреждений на лопатках ВНА, просматриваемых лопатках КНД 6. Проверить легкость вращения ротора КНД и убедиться в отсутствии посторонних шумов 7. Проверить плавность перемещения РУД от положения СТОП до положения ВЗЛЕТ. Ус- тановить РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ и убедиться в том, что риска флажка рычага уп- равления дроссельным краном агрегата НР-ЗОКУ совмещается со средней риской площадки ма- лого газа 8. При открытых створках и люках гондолы осмотреть двигатель, агрегаты, коммуникации всех систем, тяги и рычаги управления дви- гателем и реверсивным устройством. Убедить- ся в том, что нет внешних повреждений, под- теканий топлива, масла гидросмеси, а также в надежной контровке соединений трубопрово- дов тяг; рычагов, элементов крепления агрегатов 9. Осмотреть лопатки VI ступени турбины, реактивное сопло и РУ. Убедиться в отсутст- вии механических повреждений 10. Снять Для осмотра и промывки масло- фильтр МФС-30 11. Снять для осмотра и промывки сигна- лизирующую вставку фильтра-сигнализатора Форма оперативного технического обслуживания + + В + + + + Содержание работ агрегата ЦВС-30 (без разборки сигнализирую- щего элемента). При этом проверить тестером, что между каждой парой секций сигнализиру- ющего элемента нет замыкания. Замыкание между секциями не допускается 12. Снять для осмотра и промывки топливные фильтры ТМР. Проверку чистоты фильтров про- изводить с помощью прибора ПКФ. Осмотр и проверку фильтров ТМР производить через одно техническое обслуживание по форме Б Примечание. При выполнении работ, пе- речисленных в пп. 10, 11 и 12, необходимо убедиться в герметичности уплотнений, а также в отсутствии металлических частиц, поврежде- ний, загрязнений. 13. Проверить надежность коитровок ШР элек- трических агрегатов и накидных гаек, экрани- рованных проводок к свечам и агрегату за- жигания 14. Измерить давление азота в гидроакку- муляторах системы управления РУ 15. Осмотреть узлы крепления двигателя, убедиться в надежности контровки 16. Протереть шарик и рабочие поверхности сектора распределительного крана КР-40 сал- феткой, смоченной керосином, а затем смазать их смазкой ЦИАТИМ-201 17. Произвести подготовку к запуску и оцро- бование двигателя Примечание. Опробование двигателя про- изводить перед вылетом самолета, если после последней работы двигателя прошло более 72 ч. При опробовании двигателя по п. 17 необходимо проверить герметичность установленных фильт- ров, а также топливных и масляных коммуни- каций. Проверку герметичности производить на работающем двигателе на режиме 0,7 номи- нального. Форма оперативного технического обслуживания В + при полете самолета с превышением эксплуатационных перегрузок; при ударе молнии в самолет; при попадании самолета в зону града; при попадании самолета в пыльную бурю. При любом виде оперативного технического обслуживания двигателя следует устранить все неисп- равности, обнаруженные экипажем в полете и инженерно-техническим составом при техническом обслу- живании. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. При проведении работ по РУ, при осмотре сопла и турбины, а также при установке заглушки в сопло, во избежание случайной перекладки створок РУ, что может явиться причиной несчастного случая, необходимо стравить давление рабочей жидкости в гидросистеме РУ с помощью крана перепуска КП-40 в течение не менее 1 мин. После стравливания давления в гидро- системе следует включить и выключить рычагом РУР реверс тяги, при этом створки не должны переклады- ваться. 2. Все виды работ по техническому обслуживанию следует производить только инструментом из бортового чемодана, прилагаемого к двигателю. 19.2. ПЕРИОДИЧЕСКОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ Д-30КУ Периодическое техническое обслуживание двигателя производится через определенное время его наработки, в зависимости от которого определяется форма 1 или 2 периодического технического обслуживания. Периодическое техническое обслуживание двигателя Д-30КУ по форме 1. Обслуживание по форме 210 осуществляется через каждые (200 ± 20) ч наработки двигателя, при этом необходимо произвести следующие работы: выполнить работы по форме Б оперативного технического обслуживания; слить полностью масло из масляного бака двигателя, коробок приводов, воздушного турбостар- тера СтВ-3, кожуха вала и задней опоры. При сливе масла из масляного бака необходимо убедиться, что загорается сигнальная лампа минимального количества масла при достижении уровня масла 5 л по указателю масломера ЛД-49; снять, осмотреть и промыть маслофильтры в трех штуцерах маслонасоса МНО-ЗОК, к которым подсоединяются трубопроводы для откачки масла из кожуха и задней опоры ТНД. Залить 26... 28 л свежего масла в масляный бак (по мерной линейке) и 0,4 л в стартер СтВ-3; снять, осмотреть и промыть фильтры тонкой очистки агрегатов ТД-ЗОК, ДПО-ЗОК и НР-ЗОКУ. При установке фильтров на место необходимо заменить резиновые уплотнительные кольца новыми; проверить надежность контровки соединений трубопроводов подвода воздуха от диффузора камеры сгорания к топливному автомату запуска, автомату приемистости и механизму ограничения давления воздуха за КВД; проверить чистоту входных и выходных отверстий термопар для замера температуры газов за турбиной; вручную произвести прокрутку роторов КНД и КВД, при этом необходимо убедиться в плавности вращения роторов и в том, что нет посторонних шумов; проверить плавность перемещения РУД от упора СТОП до упора ВЗЛЕТ, при этом необходимо убедиться, что РУД в крайних положениях пружинит, а поводок рычага дроссельного крана агрегата НР-ЗОКУ касается соответствующих упоров. После этого РУД установить в положение МАЛЫЙ ГАЗ, при этом поводок рычага дроссельного крана должен находиться на площадке малого газа. Затем перевести РУД в положение СТОП; проверить перемещение РУР из положения ПРЯМАЯ ТЯГА в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА и обратно. Для выполнения этой операции необходимо предварительно стравить давление рабочей жид- кости в гидросистеме РУ; произвести наружный осмотр сигнализатора обледенения ДО-206. После выполнения всех перечисленных работ произвести подготовку к запуску двигателя и его опробование, а также проверить настройку регулятора РППО-ЗОК в соответствии с технологией про- верки. После опробования двигателя выполняются работы по форме Б оперативного технического обслу- живания (см. пп. 1—9, табл. 19.1). Периодическое техническое обслуживание двигателя Д-30КУ по.форме 2. Периодическое обслу- живание по форме 2 осуществляется через каждые (600 ± 60) ч наработки двигателя, при этом необ- ходимо произвести следующие работы: выполнить работы по форме 1; слить полностью масло из бака гидросистемы РУ; снять, осмотреть и промыть фильтры гидросистемы РУ. При выполнении этой работы необходимо убедиться, что уплотнения исправны, а на фильтрующих элементах отсутствуют металлические частицы, повреждения и загрязнения. Проверку чистоты фильтров производить с помощью прибора ПКФ; залить в бак гидросистемы РУ свежее масло АМГ-10. Количество рабочей жидкости в гидробаке двигателя, определяемое по мерной линейке, при заряжен- ных гидроаккумуляторах и заполненной жидкостью системе должно быть 12... 14 л, а при разряжен- ных гидроаккумуляторах и заполненной системе 17—19 л. Минимально допустимое количество рабочей жидкости в гидробаке при заряженных гидроаккумуляторах и заполненной системе — 6 л. Общая вместимость гидросистемы составляет 22.. .25 л; снять, осмотреть и при необходимости промыть воздушные фильтры магистралей для подвода воздуха к автомату запуска, к автомату приемистости и механизму ограничения давления воздуха за КВД; проверить давление срабатывания сигнализатора обледенения ДО-206 и блока автоматики БА-137 в соответствии с технологией проверки. 19.3. ПРОВЕРКА РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ НА ЗЕМЛЕ После проведения оперативных регламентных работ по форме Б, а также периодических регла- ментных работ по форме 1 и 2 на вновь установленном двигателе и после замены узлов и агрегатов, а также перед вылетом необходимо произвести проверку работы двигателя. Процесс проверки работы двигателя состоит из подготовки к запуску, запуска двигателя и его прогрева, опробования двигателя в соответствии с графиком опробования, остановки двигателя и проведения работ после опробования двигателя. Перечисленные этапы проверки работы двигателей Д-30КУ и Д-30КП не имеет отличий. Подготовка двигателя Д-30КУ к запуску. При подготовке двигателя к запуску необходимо выпол- нить работы, перечисленные ниже. 211 1. Подготовить стоянку самолета для запуска двигателя: убрать стремянки, очистить площадку перед двигателем и за ним от посторонних предметов (камней, песка, снега, льда и др.), установить необходимые противопожарные средства, установить колодки под колеса шасси. 2. Очистить снег, иней или лед, если он имеется на обшивке самолета. Снег удалить волося- ными щетками, а иней или лед — теплым воздухом или теплой водой с добавлением жидкости «Арктика». 3. Произвести работы в объеме оперативного технического обслуживания по форме А. 4. При необходимости произвести дозаправку топливной системы самолета, масляной системы двигателя и гидросистемы управления РУ двигателя. В паспортах заправляемых топлива, масла и гидросмеси должны содержаться данные анализа, соответствующие требованиям ГОСТ. Если при обслу- живании самолета полностью сливалось топливо, а из масляной системы двигателя сливалось масло, то из топливной и масляной систем необходимо стравить воздушные пробки. Из топливной системы воздух стравливается из агрегатов ТМР, ИМТ-3, ЦНА-ЗОК и РППО-ЗОК; после стравливания воздуха необходимо произвести ложный запуск двигателя. Из масляной системы воздух стравливается из основного масляного насоса ОМН-30. После страв- ливания воздуха из масляной системы необходимо произвести холодную прокрутку двигателя. Стравливание воздуха из топливной и масляной систем следует производить до появления непре- рывной струи жидкости. 5. Снять заглушки с входного устройства и реактивного сопла. Осмотреть входной канал и убе- диться, что в нем нет посторонних предметов, инструмента и т. п. Створки РУ должны находиться в положении ПРЯМАЯ ТЯГА. Осмотреть лопатки ВНА и I ступени КНД, а также лопатки VI ступени турбины. Провернуть ротор КНД за лопатки I ступени компрессора и убедиться в плавности вращения •ротора. При открытых капотах и смотровых люках и выключенном самолетном подкачивающем топливном насосе и открытом пожарном кране проверить надежность контровки и убедиться в том, что нет течи топлива, масла и гидросмеси из гидросистемы РУ, разъемных соединений магистралей, повреждений коммуникаций систем двигателя и посторонних предметов в гондолах. 6. В кабине самолета выполнить следующие работы: проверить плавность перемещения РУД от положения СТОП до положения ВЗЛЕТ и обратно; проверить положение РУР. Рычаг должен находиться в положении ПРЯМАЯ ТЯГА; включить электропитание приборов пусковой системы и автоматики и проверить напряжение в бортовой сети самолета по приборам на приборной доске бортинженера. Напряжение в сети посто- янного тока должно быть (27 ± 2,7) В, а в сети переменного тока 115+5'7 В; проверить исправность системы сигнализации 207К о пожаре внутри двигателя. Для этого необ- ходимо включить переключатель контроля датчиков ДП-11. При нормальной работе цепи датчиков ДП-11 должна загораться сигнальная лампа ПОЖАР В ДВИГАТЕЛЕ. После проверки выключить переключа- тель контроля; включить систему контроля вибраций ИВ-200К и прогреть ее в течение 5 мин, при этом необхо- димо убедиться, что стрелки показывающих приборов находятся на нулевой отметке. После прогрева системы включить кнопку контроля уровня вибраций. При исправной системе должны загореться сиг- нальные лампы ПОВЫШЕННАЯ ВИБРАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ и ОПАСНАЯ ВИБРАЦИЯ, а стрелки указателя вибраций должны отклониться на 60... 100 мм/с. Произвести проверку всех датчиков с помощью переключателя; проверить систему сигнализации положения клапанов перепуска воздуха (КП6) за V и VI сту- пенями КВД. Лампы сигнализации не должны гореть, так как перед запуском клапаны закрыты; проверить исправность сигнализации положения поворотных лопаток ВНА. Обе сигнальные лампы должны гореть. Если одна из ламп или обе не горят, то необходимо проверить положение рычагов управления лопатками ВНА, которые по лимбу должны находиться на угле — 35°. Если рычаги находятся на другом угле, то их вручную нужно повернуть на угол —35°; проверить исправность сигнализаций минимальных давлений масла и топлива. При исправной сигнализации на неработающем двигателе должны гореть красные лампочки. При включении само- летного подкачивающего топливного насоса лампа минимального давления топлива может погаснуть; проверить систему сигнализации положения заслонки отбора воздуха для обогрева лопаток ВНА, кока двигателя и воздухозаборника входного канала. Для этого необходимо сначала открыть, а затем закрыть заслонку ЭЛЗ-7. При открытой заслонке горит белая сигнальная лампа, а при закрытой — лампа не горит; проверить систему сигнализации положения створок и открытия замка РУ. При закрытом замке и положении створок на прямой тяге сигнальные лампы не должны гореть; подготовить к запуску ВСУ ТА-6А и запустить ее; после проверки стабильности работы ТА-6А открыть заслонку отбора воздуха (ЗОВ) и проверить по манометру на приборной доске давление в линии запуска. Для запуска можно также использовать сжатый воздух от ранее запущенного двигателя или от наземного источника сжатого воздуха. Давление сжатого воздуха, подаваемого на запуск двигателя в воздушный турбостартер СтВ-3, обеспечивается ВСУ ТА-6А или работающим двигателем, зависит от температуры окружающего воздуха и определяется по специальному графику (рис. 19.1). При этом частота вращения ротора КВД работа- ющего двигателя также будет зависеть от температуры окружающего воздуха. Эту частоту можно 212 2 J дт/ен* I / 4- — -60 -W -W 0 20 Wfi,C Рис. 19.1. Зависимость давле- ния воздуха на входе в стартер СтВ-3 при запуске от темпера- туры окружающего воздуха: / — минимально допустимое давле- ние; 2—максимально допустимое давление; 5 — рекомендуемое "ал ewo em 8000 7800 7600 7WO 7200 7000 то off/мин *иЛ 78 77 76 75 W 7J 7Z 71 70 69 68 67 66 65 6 / / А f у / / / У 60 W 20 О 20 W 60tHf°C Рис. 19.2. Зависимость рекомендуемой частоты вращения ротора КВД от тем- пературы окружающего воздуха (при отборе воздуха от КВД для запуска другого двигателя) определить по графику, представленному на рис. 19.2. При отсутствии такого графика можно руковод- ствоваться следующей рекомендацией. При температуре + 15°С частота вращения ротора КВД должна быть 73,5%, при увеличении температуры воздуха на 10°С следует увеличить частоту вращения на 1,5%, и наоборот, при снижении температуры эту частоту соответственно уменьшить на 1,5%. Максимально допустимое давление на входе в воздушный турбостартер должно быть (4,4 ± 0,4) кгс/см2 т. е. (0,44 ± 0,04) МПа. На входе в турбину турбостартера заслонкой постоянного давления поддерживается максимальное давление в пределах от 0,33 до 0,36 МПа. Следует помнить, что при превышении допустимого давления на входе в стартер 'и достижении его (0,6 dt 0,04) МПа двигатель не запустится, так как датчик МСТ-6 разорвет цепь питания пане- ли АПД-55; установить переключатель ЗАПУСК —КОНДИЦИОНИРОВАНИЕ на панели запуска двигателей в положение ЗАПУСК; тумблер-включения генератора ГТ40П46 установить в положение ВЫКЛЮЧЕНО; включить питание регулятора температуры системы ВПРТ-44; установить преключатель рода работ в положение ЗАПУСК; включить самолетный подкачивающий насос и открыть топливный пожарный кран; установить РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ, а РУР в это время должен находиться в положении ПРЯМАЯ ТЯГА. Запуск двигателя. При запуске двигателя необходимо выполнить работы, перечисленные ниже. 1. По СПУ подать команду, предупреждающую о запуске двигателя. 2. Нажать кнопку запуска двигателя на 1...2 с, при этом должна загореться сигнальная лампа контроля системы запуска двигателя. Во время запуска необходимо следить за раскруткой ротора КВД, подачей топлива в камеру сгорания и его воспламенением. При нормальной работе системы запуска двигатель автоматически выходит на режим малого газа за 40. . .80 с. В процессе разгона ротора КВД и выхода двигателя на режим малого газа на частоте вращения ротора КВД 16,5.. .21,0% давление масла в маслосистеме должно быть не менее 0,05 МПа (0,5 кгс/см2). На частоте вращения не более 14% открываются клапаны перепуска воздуха за V и VI ступенями КВД, при этом загорается сигнальная лампа; на частоте вращения ротора КВД 36,5 — 40,5% сраба- тывает центробежный датчик насоса-регулятора НР-ЗОКУ и отключает воздушный турбостартер; если отключения не произошло, то сработает панель запуска АПД-55 и через 56+4с после нажатия на кнопку запуска отключит турбостартер. Если же не произойдет отключения турбостартера и через 60 с, то его необходимо отключить нажатием на кнопку прекращения запуска. После этого необходимо пе- ревести РУД в положение СТОП и выключить подачу воздуха в турбостартер. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. Во время запуска запрещается производить корректировку подачи топ- лива изменением положения РУД. 2. При запуске температура газов за турбиной не должна превышать 550°С. Работа двигателя при температуре газов за турбиной 550°С допускается в течение не более 4 с. 3. Если загорается сигнальная лампа ОПАСНЫЕ ОБОРОТЫ СТАРТЕРА, то необходимо вык- лючить стартер нажатием на кнопку прекращения запуска, РУД перевести в положение СТОП и вык- лючить подачу воздуха в турбостартер. Выяснить причину неотключения турбостартера на частоте вращения ротора КВД 36,5.. . 40,5%, устранить неисправность и только после этого произвести после- дующий запуск. 4. Запуск двигателя следует производить при отключенном отборе воздуха на самолетные нужды. 213 5. После двух неудавшихся запусков, если не произошло загорания топлива, необходимо произ- вести холодную прокрутку двигателя. 3. При выходе двигателя на режим малого газа необходимо следить за давлением масла и топлива. При давлении масла (0,22 dt 0,045) МПа или (2,2 ± 0,45) кгс/см2 должна погаснуть сигнальная лампа минимального давления масла. При нормальной работе двигателя давление масла на режиме малого газа должно быть не менее 0,25 МПа (2,5 кгс/см^). Сигнальная лампа минимального давления топлива гаснет при давлении в топливной магистрали (0,16± 0,03) МПа или (1,6 ±0,3) кгс/см2. Примечание. В процессе запуска возможно загорание лампы сигнализатора перепада давлений на топливных фильтрах ТМР. В этом случае необходимо остановить двигатель, снять фильтропакеты ТМР, промыть их на ультразвуковой установке и установить на место. 4. После выхода двигателя на режим малого газа необходимо включить ППО. ППО должен быть включен на всех режимах выше малого газа. В порядке исключения разрешается отключать ППО на время не более 20 мин для замера параметров двигателя или системы электроснабжения самолета при регламентных работах. Кроме того, разрешается выключать ППО и на более длительный период при отключении ППО бортовой системой защиты генераторов или при неисправностях в бортовой сети. 5. В ряде случаев возникает необходимость в прекращении запуска двигателя. Запуск двигателя следует прекратить: при медленном увеличении частоты вращения ротора КВД и резком возрастании температуры газов за турбиной или при достижении температуры газов за турбиной 550°С на время более 4 с; при прекращении увеличения частоты вращения ротора КВД в процессе разгона (при «зависании* частоты вращения); при загорании лампочки ПОЖАР В ГОНДОЛЕ или ПОЖАР В ДВИГАТЕЛЕ; при загорании табло ОПАСНАЯ ВИБРАЦИЯ; при отсутствии увеличения давления масла на входе в двигатель; при появлении сигнала о наличии стружки в масле; при самопроизвольной перекладке створок РУ в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА или открытии замка створок; при отклонении лопаток ВНА КВД от положения — 35°; при неоткрытии КПВ за V и VI ступенями КВД; при других неисправностях в работе двигателя и его агрегатов, выявленных во время запуска. 6. Прекращение запуска следует производить переводом РУД в положение СТОП и нажатием на кнопку прекращения запуска, если стартер не отключился автоматически. 7. Если запуск двигателя производился после установки двигателя на самолет или замены трубо- проводов или агрегатов топливной или масляной систем, то после работы двигателя на режиме малого газа в течение 5 мин необходимо двигатель выключить и произвести тщательный осмотр; если обнару- жена течь топлива или масла, то устранить ее и вновь запустить двигатель для последующей проверки герметичности. 8. При проведении повторного запуска необходимо соблюдать следующие требования: повторный запуск двигателя производить после полной остановки ротора КВД; не производить повторный запуск без выявления причины незапуска двигателя; если при запуске двигателя с вращающимся ротором КВД и в момент включения воздушного турбостартера частота вращения ротора превышала 5,5%, то после остановки двигателя необходимо снять турбостартер для осмотра храповой муфты; перерывы между включениями воздушного турбостартера для запуска двигателя, холодной прок- рутки и ложного запуска должны быть не менее 5 мин; если было проведено подряд пять включений воздушного турбостартера, то очередное включение можно производить только через 30 мин, т. е. после охлаждения агрегатов системы запуска; после двух циклов по пять запусков следует произвести охлаждение агрегатов пусковой системы в течение 1 ч. Опробование двигателя. При создании двигателя, в процессе доводочных испытаний на стендах испытательной станции, а также в процессе дальнейшей доводки серийных двигателей разрабаты- вается и постепенно уточняется программа проверки работы двигателя. Эта программа представля- ется в виде графика (рис. 19.3), по горизонтальной оси которого отложено время работы двигателя на том или ином режиме, а по вертикальной оси — частота вращения ротора КВД, характеризу- ющая режимы работы двигателя. Опробование двигателя можно производить только после его прогрева. Для этого двигатель должен проработать на малом газе не менее 2 мин. После работы на малом газе плавным перемещением РУД установить режим 0,7 номинального, при этом частота вращения ротора КВД должна быть 86,0...88,5% (9540±!so об/мин). На этом режиме проработать еще 1 мин. В процессе прогрева двигателя следует обращать внимание на пока- зания приборов, контролирующих работу двигателя. При работе на малом газе частота вращения ротора КВД при р„ = 760 мм рт. ст. (1000 МПа) и + 15°С должна быть 59,0. . .61,0%. Для других атмосферных условий частоту вращения ротора КВД следует определять по графику, представленному на рис. 19.4. 214 Режимы ,,/fc .9W79 „ Режим ^номинала HO*f_T" *ы*ш..т-~-* о.бноминала nB4-W~.SV% Малы и газ "M^W-Wo обратная тяга 12 /J К 75г,мин 8...WC Рис. 19.3. График прогрева и опробования двигателя Д-30КУ -во -w-20 о го w w t°c Рис. 19.4. Зависимость изменения час- тоты вращения ротора ВД при работе двигателя на земле на режиме малого газа от атмосферных условий Окончательная проверка частоты вращения ротора КВД производится в конце опробования дви- гателя. Давление масла на входе в двигатель должно быть не менее 0,25 МПа (2,5 кгс/см2), а давление топлива в коллекторе первого контура форсунок 3,0 МПа (30 кгс/см2). Температура газов за турбиной на малом газе должна быть 465°С. При работе двигателя на режиме 0,7 номинального следует проверить: давление масла на входе в двигатель, которое должно быть (4 Ht 0,5) кгс/см2 или (0,4 ± 0,05) МПа; уровень вибрации двигателя, виброскорость не должна превышать 50 мм/с. Если наблюдается увеличение виброскорости, то нужно перевести РУД на площадку малого газа, охладить двигатель и после этого произвести его останов. Решение о допуске к эксплуатации двига- теля может быть принято совместно с представителем завода-изготовителя. После прогрева двигателя проверка его работы должна производиться в строгом соответствии с графиком опробования двигателя (см. рис. 19.3), который предусматривает проверку работы двигателя на всех эксплуатационных режимах. По графику проверяется соответствие параметров двигателя техническим условиям. К таким параметрам, характеризующим работу двигателя, относятся: частота вращения роторов КВД и КНД, виброскорость, характеризующая уравновешенность ротора; темпе- ратура газов за турбиной; давление и температура масла в масляной системе; давление топлива на входе в насос-регулятор НР-ЗОКУ, на входе в форсунки камеры сгорания. Опробование двигателя производится в соответствии с техническими условиями перед взлетом самолета, если двигатель не работал более 3 суток, после периодического обслуживания, после замены двигателя и установки его на самолет, а также после замены агрегатов и узлов двигателя. При опробовании двигателя проверяется работа всех ограничительных систем, препятствующих превышению параметров двигателя заданных значений, причем проверка исправности ограничительных систем производится до вывода двигателя на максимальный режим. Так, работа всережимного пре- дельного регулятора температуры газов за турбиной ВПРТ-44 проверяется после прогрева двигателя. Для выполнения этой операции необходимо: на прогретом двигателе установить режим 0,6 номинального (при этом частота вращения ротора КВД при /„ = 15°С должна быть в пределах от 84,0 до 86,5%); выключатель переключения системы ВПРТ-44 установить в положение НАСТРОЙКА; плавно перевести РУД в положение взлетного режима. При этом температура газов за турбиной должна достигнуть температуры настройки, предварительно определенной по формуле (19.1), с допуском dt 5°С и больше не повышаться, т. е. должно произойти ограничение режима работы двигателя. Если же будет наблюдаться превышение температуры газов над температурой настройки, то необходимо отрегулировать систему ВПРТ-44. На режиме ограничения следует проработать 20...30 с, а затем снизить режим работы двигателя до 0,6 номинального и выключатель переключения системы ВПРТ-44 установить в исходное положение. Температура настройки ВПРТ-44 определяется по следующей формуле: /г.настр = /г.взл+15 + 15 + ('н — 1 5)/С — (А/ — 5), (19.1) где /г „астр—температура настройки; /г.взл+is—температура газов за турбиной на взлетном режиме при /н = + 15°С (из формуляра двигателя); /„ — температура окружающего воздуха, °С; к—коэффициент коррекции ограничиваемой температуры газов за турбиной, который для /„ = + 15°С и выше равен 0,8; для /н< + 15°С равен 0,85; (Д/ — 5)°С — величина, на которую отличается температура, ограничи- ваемая на режиме НАСТРОЙКА, от температуры, ограничиваемой на взлетном режиме с учетом поправки — 5°С на статическую ошибку системы ВПРТ-44. Значение М указано в паспорте регулятора РТ12-4М. 215 частота вращения /ютом (ML по формуляру при IH выше+15*с АПВД, °&/мин О \— — 2Ю 690 300 1Ш / / / / 1 4п.% -г -t -6 УоДлу^оР/мин -7 -Z -J -8 -ю -60 -<Ю -20 0 20 tH°C An нд, об/мин Рис. 19.5. Поправка на частоту вращения ротора ВД при работе двигателя на земле на номи- нальном режиме и крейсерских режимах при температуре на- ружного воздуха ниже + 15°С 4"/и.* -/г !00 -т .-гзо -т -т L_L_a_i__^_.__ о. -. -.АПВА, ~\АПЯ зоны ограничения \ . ~\ло дарению tofyxa ' ' -600 J 70И7 -1500 J*yfr*w^*ag -т —т т—г т—г—I—г-ч— -riri &. ^ _мтелю Лщ-Лщог^ -о^ноневышеЗГ/о УЩГт иеной t -\пи>1 /II/