Глава 2 Раздел 1 - Общие сведения о двигателе ПС-90А(особенности. Общие сведения о двигателе пс90А
 Скачать 470.5 Kb.
|
|
Глава 2 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ ПС-90А Унифицированный маршевый двигатель ПС-90А представляет собой турбореактивный, двухконтурный, двухвальный двигатель со смешением потоков, оборудованный реверсивным устройством в наружном контуре. Двигатель ПС-90А устанавливается на самолетах Ил-96-300, Ил-76МФ, Ту-204, Ту-214 и др. Для конкретного типа самолета отличия двигателей состоят только во внешней обвязке самолетных систем, устанавливаемых на двигатели, а также в органах управления и контроля. Относящиеся к самолету Ту-204 указания распространяются на самолет Ту-214, если это не оговорено особо. 2.1. Особенности конструкции На рис. 2.1 представлены основные модули двигателя.  Рис. 2.1. Модули двигателя ПС-90А 1 - рабочее колесо вентилятора; 2 - спрямляющий аппарат; 3 - базовый; 4 - реверсивное устройство; 5 – турбина низкого давления; 6 - сопло; 7 - задняя опора; 8 - турбина высокого давления; 9 - коробка приводов; 10 – компрессор низкого давления; 11 – входной направляющий аппарат компрессора низкого давления Модульность конструкции в сочетании с развитой системой диагностики и контролепригодности позволяют вести эксплуатацию двигателя по техническому состоянию. Все модули, кроме базового могут быть заменены в эксплуатации. На двигателе осуществлена возможность замены отдельных составных частей модулей, а также наиболее повреждаемых деталей, таких как жаровые трубы и форсунки КС, решетки и створки РУ и др. Помимо этого, предусмотрена возможность замены всех установленных агрегатов и оборудования а также выполнения визуально-оптического осмотра всей проточной части. Для снижения уровня шума в корпусе двигателя установлены звукопоглощающие конструкции. В соответствии с Дополнением к Сертификату Типа №16-Д/12 двигатели эксплуатируются с применением управления ресурсами по стратегии №2 в соответствии с руководством по технической эксплуатации 94-00-807РЭ и формуляром 94-00-807ФО с учетом изменений согласно бюллетеню №94165-БЭ-Г. 2.1.1. Назначение и состав основных узлов двигателя К основным узлам двигателя можно отнести: входное устройство; вентилятор с двумя подпорными ступенями; разделительный корпус с коробкой приводов; тринадцатиступенчатый осевой компрессор высокого давления; комбинированную трубчато-кольцевую камеру сгорания; двухступенчатую турбину высокого давления; четырехступенчатую турбину низкого давления; заднюю опору; реверсивное устройство; камеру смешения и реактивное сопло. Входное устройство представляет собой кольцевой переходник, который обеспечивает крепление воздухозаборника мотогондолы самолета к двигателю и размещение четырех датчиков системы управления и контроля двигателя. Компрессор двигателя двухкаскадный с относительно большой степенью двухконтурности m=4,7...4,8. Для обеспечения запаса газодинамической устойчивости применена развитая механизация компрессора. Первый каскад представляет собой компрессор низкого давления, который состоит из вентилятора и двух подпорных ступеней. Вентилятор одноступенчатый, трансзвуковой. Из-за большого значения степени двухконтурности лопатки вентилятора имеют большую длину и поэтому выполнены с антивибрационными полками. Так как степень повышения давления в корневой части лопаток вентилятора невелика, то после него установлены две подпорные ступени для поджатия воздуха перед КВД. Они расположены на одном валу с вентилятором и совместно с турбиной низкого давления образуют общий ротор НД. Входной направляющий аппарат подпорных ступеней нерегулируемый. Механизация КНД обеспечивает перепуск воздуха за подпорными ступенями в наружный контур через заслонки перепуска воздуха 1й группы (9 шт.) и 2й группы (2 шт.). Разделительный корпус (РК) является силовым элементом двигателя, связывающим корпусы наружного и внутреннего контуров. На нем расположены узлы передней подвески двигателя. По своей длине разделительный корпус образует проточную часть потоков воздуха внутреннего и наружного контуров. В РК размещены передняя опора ротора КВД и задняя опора ротора КНД двигателя, а также центральный привод, который передает крутящий момент от ротора КВД к коробке приводов. Кроме этого, в нем установлены 11 заслонок перепуска воздуха 1 и 2 группы. Коробка приводов расположена в нижней части разделительного корпуса и служит для установки на ней двигательных и самолетных агрегатов и размещения их привода. Тринадцатиступенчатый компрессор высокого давления - осевой с развитой механизацией, имеет регулируемые входной направляющий аппарат, направляющие аппараты первой и второй ступеней и автоматически открываемые клапаны перепуска воздуха из-за шестой и седьмой ступеней. Камера сгорания - комбинированная трубчато-кольцевая, состоит из 12 жаровых труб и кольцевого газосборника. В КС устанавливается 12 двухконтурных топливных форсунок и две свечи зажигания. Турбина предназначена для привода компрессоров высокого и низкого давления, вспомогательных агрегатов и состоит из турбины высокого давления и турбины низкого давления. Лопатки сопловых аппаратов и рабочих колес двухступенчатой турбины высокого давления охлаждаемые, а сопловые и рабочие лопатки четырехступенчатой турбины низкого давления не охлаждаемые. Задняя опора является силовым элементом двигателя. К ней подсоединяются кронштейн и тяги задней подвески двигателя. В задней опоре расположены опора роликового подшипника ТНД, коллектор термопар, трубопроводы подвода и отвода масла и суфлирования, трубопроводы подвода охлаждающего воздуха и наддува лабиринтных уплотнений масляных полостей опоры. В наружном контуре расположено реверсивное устройство решетчатого типа, которое служит для создания обратной тяги с целью сокращения длины пробега самолета при посадке. Достигается это поворотом створок, перекрывающих канал наружного контура и направляющих воздух на отклоняющие решетки. В камере смешения и нерегулируемом сужающемся реактивном сопле происходит смешение потоков воздуха наружного и газа внутреннего контуров а также дальнейшее расширение и ускорение газа и его истечение в окружающую атмосферу. 2.1.2. Принцип работы двигателя ПС-90А Реализация в конкретных узлах двигателя термодинамических процессов, образующих его цикл, приводит к изменению параметров рабочего тела по длине проточной части (см. рис. 2.2).  Рис. 2.2. Изменение параметров двигателя на взлетном режиме работы при Н=0, V=0 Атмосферный воздух через воздухозаборник поступает в двигатель и сжимается в рабочем колесе и спрямляющем аппарате вентилятора. При сжатии давление и температура воздуха возрастают, а осевая скорость уменьшается. За рабочим колесом вентилятора воздух делится на два потока и поступает в наружный и внутренний контуры двигателя. Воздух, поступивший в наружный контур, проходит через спрямляющий аппарат вентилятора, кольцевой канал наружного контура и поступает в камеру смешения. Во внутреннем контуре воздух поступает в подпорные ступени и далее по каналам разделительного корпуса - к компрессору высокого давления. В подпорных ступенях КНД и в КВД за счет внешней работы, передаваемой через валы от турбин низкого и высокого давления, происходит дальнейшее повышение давления и температуры воздуха. Осевая скорость потока уменьшается до значения, определяемого условиями оптимальной работы камеры сгорания, расположенной за компрессором. В камере сгорания за счет реакции окисления топлива, подводимого через форсунки, происходит интенсивный подогрев рабочего тела, температура которого значительно возрастает. Часть воздуха, поступающего в камеру сгорания, участвует в процессе горения в небольшом объеме камеры при коэффициенте избытка воздуха , близком к единице, а большая часть воздуха, минуя зону горения, подмешивается к продуктам сгорания, понижая температуру газа перед турбиной до значений, определяемых жаростойкостью деталей камеры сгорания и жаропрочностью турбины. В КС вследствие подвода тепла скорость газа увеличивается, а полное давление из-за гидравлических и тепловых потерь уменьшается на 3…6%. Из КС поток горячих газов поступает последовательно в ТВД и ТНД. В турбинах часть полной энергии газа идет на совершение работы по вращению роторов ВД и НД. Давление и температура газа в турбине уменьшаются, а скорость потока увеличивается, поскольку турбина реактивная. Основная мощность ТВД расходуется на привод ротора КВД, небольшая часть - на привод агрегатов, обслуживающих системы двигателя и самолета. Мощность ТНД затрачивается на привод вентилятора и подпорных ступеней. За турбиной в камере смешения выходного устройства поток горячих газов перемешивается с воздухом, поступающим из наружного контура. При перемешивании происходит частичное выравнивание температуры и давления в потоке. После смешения газ поступает в реактивное сопло, где в результате расширения ускоряется. Скорость газа на срезе сопла значительно превышает скорость воздушного потока на входе в двигатель. Прирост полного импульса массы газа, проходящей через двигатель, является его внутренней тягой. При включении реверсивного устройства для торможения самолета при посадке подвижный обтекатель реверса тяги сдвигается назад, открывая решетки с окнами для выхода воздуха из наружного контура. При этом створки РУ перекрывают канал наружного контура. Поток воздуха наружного контура тормозится створками, затем отклоняющими решетками РУ направляется в стороны под острым углом к оси двигателя в направлении полета. Осевая составляющая отклоненного в стороны потока воздуха наружного контура создает обратную тягу. 2.1.3. Системы управления двигателем Двигатель оборудован рядом систем, обеспечивающих надежность его работы, диагностику и оптимальное сочетание параметров во всем диапазоне эксплуатационных режимов. Запуск двигателя на земле и в полете осуществляется автоматически с помощью системы запуска, которая позволяет также выполнять холодную прокрутку и ложный запуск. Раскрутка ротора высокого давления производится воздушным стартером, установленным на коробке приводов. Система подачи топлива и автоматического управления обеспечивает регулирование режимов работы двигателя в соответствии с заданными программами управления. В дополнение к этому она осуществляет управление механизацией компрессора, регулирование радиальных зазоров компрессора и турбины, а также выполняет другие функции. Система смазки и суфлирования - автономная, замкнутая, циркуляционная. Система обеспечивает смазку и охлаждение всех трущихся поверхностей двигателя и поддерживает необходимое избыточное давление в масляных полостях двигателя. Система отборов воздуха обеспечивает подачу воздуха из наружного и внутреннего контуров в соответствующие системы самолета и двигателя. Это, прежде всего, системы кондиционирования салона самолета, наддува гидробаков, охлаждения деталей турбины и компрессора, наддува масляных полостей опор двигателя, противообледенительная система и др. Система контроля и диагностики проводит контроль состояния двигателя во всех условиях его эксплуатации и подготовку информации для экипажа и инженерно-технического персонала. Гидравлическая система управления реверсивным устройством является частью гидросистемы самолета. Она осуществляет перекладку створок реверсивного устройства в положения "Обратная тяга" и "Прямая тяга". Система охлаждения масла привода генератора - автономная, закрытая, циркуляционная, с топливно-масляным и воздушно-масляным теплообменниками. Помимо указанных систем на двигателе имеются также система активного управления радиальными зазорами компрессора и турбины, противопомпажная система, пирометрическая система ограничения температуры рабочих лопаток первой ступени ТВД, система дренажа масла и топлива. 2.2. Основные технические данные двигателя ПС-90А Тяговые и массовые характеристики Тяга, кгсна максимальном режиме(Н=0, МН=0, СА) 16000-2% (cохраняется до tН=+30С, рН=730 мм рт.ст.) на режиме максимальной обратной тяги 3600+3% на чрезвычайном режиме 17500-2% (одноразовый, после его применения двигатель снимается с эксплуатации) Массовые характеристики Масса сухая, кг 2950 (+2%) Масса двигателя в состоянии поставки, кг 4160 (+2%) Основные размеры, мм Габаритная длина 5530 Длина (без учета кока) 4964 Максимальный наружный диаметр 2396 (по реверсивному устройству, без учета выступающих патрубков, кронштейнов и агрегатов) Внутренний диаметр входа в двигатель 1900 Положение центра масс 619+20 (от плоскости передней подвески) Площадь выходного сечения реактивного сопла, м2 1,53 Общие сведения Направление вращения роторов Левое (со стороны реактивного сопла) Частота вращения на максимальном режиме(Н=0), об/мин ротора НД 4555 ротора ВД 12200 Максимальная температура выходящих газов, С На максимальном режиме 635 (5 мин,Н=0,МН=0, tН=+30С, Рн=730 мм рт.ст.), При запуске (при tН=+30С) 657 Минимальное давление на входе в двигатель, кгс/см2 Топлива 0,25 Масла на малом газе 2,5 на режиме 3,5 (абсолютное) Компрессор Осевой, двухкаскадный Число ступеней: КНД (вентилятор+подпорные ступени) 3 (1+2) КВД 13 Степень повышения давления в САУ на взлетном режиме КНД 1,672,29 КВД 13,6 Механизация КНД Заслонки перепуска 1-й группы – 9шт 2-й группы – 2 шт КВД Поворотные ВНА I-II ст. Клапаны перепуска за VI и VII ступенями Камера сгорания Трубчато-кольцевая с 12 жаровыми трубами и кольцевым газосборником Турбина Осевая, реактивная Число ступеней: ТВД 2 ТНД 4 Смеситель лепесткового типа (18 лепестков) Выходное устройство Докритическое сопло с камерой смешения Реверсивное устройство Двухстворчатое, в наружном контуре Основные эксплуатационные ограничения Высота полета, м 0…13100 Скорость полета Vпр =300…600 км/ч Перегрузки ny=-0,4…2,4(в центре тяжести двигателя) (для дв-лей без м/в подшипника) ny=-0,4…3,0 (для дв-лей с м/в подшипником) Температура окружающего воздуха у земли для запуска и работы, С tH=-47…45 Направление и скорость ветра для всех условий наземной работы (Н=0, V=0), м/с боковой 15 попутный 5 Температура наружного воздуха при работе в условиях обледенения, С на всех режимах -16,5 (не ниже) на номинальном режиме -16,5…-9 (не более 20 мин.) Условия запуска в полете на основной автоматике Н=0…5000м (при Vпр =350…600 км/ч) Н=5000…7000м (при Vпр =400…600 км/ч) на резервной автоматике до Н=0…5000м (при Vпр =500…600 км/ч) для двигателей с модифицированной камерой сгорания на основной автоматике Н=0…5000м (при Vпр =350…580 км/ч) Н=5000…7000м (при Vпр =350…550 км/ч) при остаточной температуре за турбиной не менее 80С на резервной автоматике Н=0…5000м (при Vпр =350…580 км/ч) 2.3. Основные эксплуатационные режимы работы двигателя 2.3.1. Номенклатура рабочих режимов Нормы летной годности устанавливают требования и номенклатуру режимов работы двигателей, обеспечивающих надежную эксплуатацию летательного аппарата во всем допустимом диапазоне высот и скоростей полета. Режим работы - это состояние работающего двигателя, которое при принятой программе управления характеризуется совокупностью определенных значений параметров, определяющих протекающие в нем процессы, термическую и динамическую напряженность элементов его конструкции. Чрезвычайный режим (ЧР) - установившийся кратковременный режим работы двигателя, используемый при чрезвычайных ситуациях, требующих получения максимально возможного значения тяги. Максимальный режим - установившийся режим работы двигателя, характеризующийся максимальной тягой на земле и в полете в течение ограниченного времени. Максимальный продолжительный (номинальный) режим - установившийся режим работы двигателя, характеризующийся пониженными значениями частоты вращения ротора и температуры газа перед турбиной, при которых двигатель работает с ограниченной по времени общей наработкой; используется для набора высоты. Крейсерский режим - установившийся режим работы двигателя, характеризующийся пониженными значениями частоты вращения ротора и температуры газа перед турбиной, при которых время наработки двигателя за ресурс не ограничено. Крейсерские режимы - режимы работы двигателя в горизонтальном полете. Режим земного малого газа - режим минимальной частоты вращения ротора, при котором обеспечивается устойчивая работа двигателя и требуемая приемистость. Режим полетного малого газа - установившийся режим работы двигателя при минимальной частоте вращения ротора, обеспечивающий требуемую приемистость и величину тяги при заходе на посадку. Реверсивный режим - установившийся режим работы двигателя при включенном реверсивном устройстве. Дросселирование - процесс снижения тяги при плавном перемещении РУД, приводящем к уменьшению расхода топлива. Сброс газа - процесс быстрого снижения тяги двигателя при резком перемещении РУД (уменьшение подачи топлива). Приемистость - процесс быстрого увеличения тяги двигателя при резком увеличении подачи топлива (перемещении РУД). Количественная характеристика приемистости - время от начала перемещения РУД до достижения режима повышенной тяги. 2.3.2. Данные по режимам работы двигателя Таблица 2.1 Основные режимы работы двигателя при прямой тяге
Таблица 2.2 Основные данные по режимам работы двигателя в различных условиях (Электронно-гидромеханическая САУ, Н=9км; Мп=0,8; МСА)
Таблица 2.3 Основные данные по режимам работы двигателя в различных условиях (Электронно-гидромеханическая САУ, Н=11км; Мп=0,8; МСА)
Примечания. 1. Для ротора НД 1% частоты вращения равен 46,9 об/мин, для ротора ВД – 124,9 об/мин. 2. Параметры двигателя в таблице даны без: - учета потерь давления в самолетном входном устройстве; - учета отбора воздуха и мощности на самолетные нужды и без учета влияния реверсивного устройства. На всех режимах работы реверсивное устройство вызывает уменьшение тяги и увеличение удельного расхода топлива не более, чем на 1,5%. 3. Время работы двигателя на чрезвычайном режиме не более 3 мин. После применения чрезвычайного режима двигатель подлежит съему с самолета для замены. 4. Максимальный режим применяется до высоты 4000 м. В особых случаях допускается работа двигателя на режиме "Максимальный" во всех ожидаемых условиях эксплуатации. 5. Время непрерывной работы двигателя на режиме выше номинального не более 5мин., на остальных режимах не ограничено. В особых случаях эксплуатации время непрерывной работы двигателя при установке РУД в положение, соответствующее режиму "Максимальный", допускается до 15 мин., после чего двигатель подлежит съему с самолета. 6. Режим "0,7 номинального" используется при опробовании двигателя и регулировках некоторых его параметров. 7. Режим "0,4 номинального" используется как "Полетный малый газ" при полете самолета по кругу и на глиссаде. 8. При работе двигателя на резервной САУ режим "Максимальный" применяется на всех высотах полета. Время непрерывной работы на режиме "Максимальный" до высоты 4000 м – не более 5 мин., выше этой высоты – не ограничено. 9. Работа двигателя на резервной автоматике считается "нештатной". Вылет из базового аэропорта запрещен. 2.3.3. Характеристики приемистости двигателя (рис. 2.3) 1. При работе на основной САУ время приемистости, с - на земле с режима "малый газ" до режима 95% Rmax 7…10 - в полете с режима "0,37 номинального" до 95% Rmax не более 6 - на земле с режима "минимальная обратная тяга" до 95% максимальной обратной тяги 5…8 2. При работе на резервной САУ время приемистости, с - на земле с режима "малый газ" до режима 95% Rmax 10…13 - в полете с режима "0,37 номинального" до 95% Rmax не более 6…9 - на земле с режима "минимальная обратная тяга" до 95% максимальной обратной тяги 9…12  Рис. 2.3. Зависимость времени приемистости от температуры воздуха на входе в двигатель Примечания. 1. При выполнении приемистости на режимах прямой тяги РУД должен переводиться из положения земного или полетного малого газа на упор максимального режима не более, чем за 1 секунду. 2. При выполнении приемистости на режимах обратной тяги рычаг управления реверсивным устройством должен переводиться из положения минимальной обратной тяги на упор максимальной обратной тяги не более, чем за 1 секунду. Режимы работы двигателя при реверсировании в стандартных атмосферных условиях 1. Режим минимальной обратной тяги: - тяга, кгс 460(для свед.) - частота вращения ротора ВД, % 68,11,2 - температура газа за турбиной, С, не более 435 - положение РУД, град. -14…-20 2. Режим максимальной обратной тяги: - тяга, кгс 3600+3% - частота вращения ротора ВД, % 92,01,5 - температура газа за турбиной, С, не более 560 - положение РУД, град. -34…-40 3. Время перекладки реверсивного устройства, с: - из положения "Прямая тяга" в положение "Обратная тяга", не более 2 - из положения " Обратная тяга" в положение " Прямая тяга", не более 4…6 3.Время непрерывной работы двигателя на режимах обратной тяги, мин., не более 1 | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||