Экз.№ 383
Авиационные двухконтурные двигатели Д-ЗОКУи Д-ЗОКП (конструкция, надежность и опыт эксплуатации)
МОСКВА «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 198Г.
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. Молочков, Л. П. Ступников, М. И. Худько
Авиационные двухконтурные двигатели Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП (конструкция, 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 двххконтурных двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП. 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП. Она может быть полезна также студентам высших и средних учебных заведений МГА.
Табл. 3, ил. 201, список лит. 6 иазв.
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 двухконтуриых газотурбинных двигателей велика заслуга отечественных ученых и конструкторов. Впервые схема двухконтуриого 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 разработай 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 двухконтуриых турбореактивных двигателей посвящены многие работы советских ученых И. И. Кулагина, Н. В. Иноземцева, В. В. Уварова, П. К- Казанджаиа, А. Л. Клячкина, С. М. Шляхтенко и др.
Практическое создание и внедрение в гражданской авиации двухкоитурных двигателей началось в конце 50-х—начале 60-х гг. Первым отечественным двухконтуриым 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. Лота рева).
Двигатели Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП 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-ЗОКУ 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-ЗОКУ и Д-30КП имеют много общего, поэтому при их описании в книге в качестве базового принят двигатель Д-ЗОКУ, 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 конструк
3
ции, 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП в настоящей кииге 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 КНИГА 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 устройства, 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 (рнс. 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 контурам. 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 агрегатов 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 попадает 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 (GBu) к расходу воздуха через внутренний контур (GBi). Степень двухконтурности современных ТРДД изменяется в широких пределах (от 0,5 до 8 и выше) и может служить характеристикой любого типа воздушно-реактивного двигателя (ВРД). Так, для одноконтурного ТРД т = 0 (отсутствует наружный контур), для прямоточного ВРД т — 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП, 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
Р = GrZCc+ (рс — p«) Fc — GBZVn,	(1.1)
где Gri — суммарный расход газа через двигатель (реактивное сопло); сс — скорость истечения смешанной 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 Gri = GBi + G^, где GtZ— суммарный расход топлива в двигателе, и GtZ/GbZ = <7t, приводим формулу (1.1) к следующему виду:
Р = G„z[(l +qT)cc— V„]+ (pQ — p„)Fc.	(1.2)
При полном расширении газа в реактивном сопле формулы (1.1) и (1.2) примут следующий вид: P=GrZcc-GBZV„;	(1.3)
/	P=G„Z[(1 +<7т)Се-К„].	(1.4)
1.2.	ИЗМЕНЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА
Рабочий процесс в ТРДД характеризуется изменением параметров газового потока по тракту двигателя. На рис. 1.1 показано изменение давления, температуры и скорости воздушного и газового потоков в проточной части ТРДД с камерой смешения. Примем следующие обозначения характерных сечений газовоздушного тракта двигателя (см. рис. 1.1):
И — И — сечение перед входом в двигатель в невозмущенном воздушном потоке;
В — В — сечение за входным устройством непосредственно перед вентилятором;
ВИ — ВИ — сечение за вентилятором;
К —К — сечение за компрессором внутреннего контура;
Г — Г—сечение перед ТВД;
ВД— сечение за ТВД;
Т — Т — сечение за ТНД;
СМ — СМ — сечение за камерой смешения;
С — С — сечение на срезе общего реактивного сопла.
Усредненные по сечению параметры рабочего тела принято обозначать: с — скорость потока; р—давление; Т — температура с индексами, соответствующими рассматриваемому сечению тракта двигателя.
Из рис. 1.1 видно, что во входном устройстве (общем для обоих контуров) в полете давление воздуха обычно незначительно повышается (от рн до рв) вследствие динамического сжатия. Во входном устройстве происходит также некоторое повышение температуры (от Тн до Тв) и уменьшение скорости (от сн до св). В вентиляторе происходит увеличение давления воздуха (от рв до рвн), которое сопровождается повышением температуры (до Твн) и снижением скорости (до свн). После вентилятора происходит разделение воздушного потока. Воздушный поток, поступающий во внутренний контур,
6
проходит через компрессор этого контура, в результате чего его давление повышается и достигает максимального значения рк, температура воздуха увеличивается до Тк, а скорость уменьшается до ск. В компрессоре, а также в вентиляторе происходит процесс преобразования механической энергии вращения ротора в энергию давления.
На участке между сечениями К —К и Г — Г, т. е. в камере сгорания к воздуху подводится энергия в виде тепла, выделяющегося при сгорании топлива. В результате температура рабочего тела зиачительно повышается и в сечении Г—Г достигает значения Тг. Температура газов ограничивается жаропрочностью материалов, из которых изготовлены детали турбины.
Давление рабочего тела в камере сгорания незначительно снижается (до рг) вследствие гидравлических потерь и подогрева, а скорость увеличивается (до сг).
Из камеры сгорания газовый поток поступает в турбину, в которой происходит преобразование потенциальной энергии сжатого и нагретого газа в механическую работу, затрачиваемую на привод компрессора и вентилятора. В турбине происходит расширение газа: уменьшаются давление в несколько раз (до рт) и температура (до Тт). При этом в сопловых аппаратах турбины происходит увеличение абсолютной скорости, а в рабочих колесах (РК)—уменьшение. Скорость газа за турбиной ст обычно значительно превышает скорость сг.
В камере смешения поток горячих газов перемешивается с потоком воздуха, поступающим из наружного контура. На выходе из камеры смешения рабочее тело имеет параметры рсм, Тсм и сгм, которые являются промежуточными между значениями параметров потоков, поступающих из контуров. При проектировании двигателя стремятся обеспечить давление воздуха и газа перед камерой смешения близкими по величине. В этом случае давление в камере смешения практически остается постоянным.
Из камеры смешения газ поступает в выходное устройство, где происходит его дальнейшее расширение, сопровождающееся снижением давления и температуры и значительным увеличением скорости до значения, значительно превышающего скорость воздушного потока перед входом в двигатель. В сечении на срезе реактивного сопла газовый поток, выходящий из двигателя в атмосферу, имеет следующие параметры: рс, Тс и сс.
1.3.	РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС В ДВУХКОНТУРНОМ ТУРБОРЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ
Изменение параметров газового потока в ТРДД показано на диаграмме р, V. Совокупность отдельных термодинамических процессов, протекающих в элементах двигателя, принято называть циклом или рабочим процессом двигателя.
В термодинамике обычно рассматривают идеальные циклы, составленные из простейших термодинамических процессов. Все процессы в таких циклах протекают обратимо, отсутствуют какие-либо потери, за исключением отдачи тепла охладителю, без чего в соответствии со вторым законом термодинамики не может быть осуществлено непрерывное превращение тепла в работу. Поэтому в идеальных циклах не учитываются потери на преодоление гидравлических сопротивлений. Предполагается также, что в идеальных циклах подвод тепла к рабочему телу происходит без изменения химического состава последнего. Принимают, что теплоемкость рабочего тела не зависит от температуры и постоянна в течение всего цикла. Процессы сжатия и расширения в идеальном цикле принимаются адиабатическими, а процессы подвода и отвода тепла — изобарическими.
В идеальном цикле основные параметры, характеризующие работу двигателя (например, полезная работа, КПД), принимают предельные значения. По степени приближения этих параметров реального двигателя к параметрам идеального можно судить о совершенстве реального двигателя. Рабочий процесс газотурбинных двигателей совершается по циклу с подводом тепла при постоянном давлении. Идеальный цикл газотурбинного двигателя с подводом тепла при р = const в координатах р, V представлен на рис. 1.2.
Отрезок адиабаты Н — К характеризует сжатие воздуха во входном устройстве (отрезок Н — В) и компрессоре (отрезок В — К). Подвод тепла Qi в камере сгорания при постоянном давлении изображен линией К —Г, а процесс расширения в турбине (отрезок Г — Т) и выходном сопле (отрезок Т—С)—отрезком адиабаты Г — С. Отрезок изобары С — Н, соответствующий отводу тепла, изображает условный замыкающий процесс цикла, протекающий вне двигателя и представляющий собой отдачу тепла от газов, выходящих из двигателя, к окружающей среде.
На диаграмме р, V площадь Н'—Н—К—/('изображает адиабатическую работу сжатия 1 кг массы рабочего тела во входном устройстве и компрессоре, а площадь К*— Г — С — //'—адиабатическую работу расширения 1 кг массы рабочего тела в турбине и выходном устройстве. Полезная работа цикла представляет собой разность адиабатических работ расширения и сжатия и изображается площадью Н — К — Г — С.
В ТРДД полезная работа цикла Lt используется для увеличения кинетической энергии газов на выходе из сопла и на привод компрессора наружного контура.
Если обозначить адиабатическую работу расширения £»д.р, а адиабатическую работу сжатия /-»д.с, то полезная работа определится как их разность, т. е.
/•/ = /-»Д.р	/-ДД.С-	( 1 .5)
7
Рис. 1.2. Идеальный цикл ГТД в координатах р, V
Рис. 1.3. Реальный цикл ГТД в координатах р, V
Так как термодинамические циклы обычно строятся для 1 кг массы рабочего тела, то работа Lt одновременно является удельной работой, значение которой является показателем качества цикла, характеризующим его работоспособность. Использование циклов с высокой работоспособностью позволяет уменьшить размеры и массу двигателя при заданной мощности.
Важнейшей характеристикой цикла является также его тепловая экономичность, т. е. степень превращения в цикле подводимого тепла в полезную работу. Для оценки тепловой экономичности цикла служит термический коэффициент полезного действия тр, представляющий собой отношение тепла, превращаемого в полезную работу, к теплу, подводимому извне:
т)/= (Qi-Q2)/Qi = WQ1,	(1.6)
где Qi—тепло, подведенное к газу в цикле; Qi— тепло, отводимое от газа в цикле.
Во всех элементах двигателя происходят необратимые потери энергии, изменяется давление рабочего тела в процессе подвода тепла, поэтому реальный цикл ГТД будет отличаться от идеального.
Реальный цикл ГТД в координатах р, V изображен на рис. 1.3. Для сравнения на этом же рисунке пунктиром показан идеальный цикл с подводом тепла при постоянном давлении с адиабатическим сжатием и расширением и такими же как у реального цикла значениями давлений в начале и конце сжатия и количеством тепла, сообщаемого воздуху в камере сгорания. Реальный цикл ГТД состоит из следующих последовательно протекающих процессов:
скоростного сжатия воздуха (отрезок Н — В\ при работе двигателя на месте этот процесс отсутствует) ;
политропического сжатия воздуха в компрессоре (отрезок В — К);
подвода тепла в камере сгорания (отрезок К — Г)-,
политропического расширения газа в турбине (отрезок Г— Т);
политропического расширения газа в выходном сопле (отрезок Т — С);
замыкающего изобарического процесса (отрезок С — Н), который соответствует охлаждению газовой струи, выходящей из двигателя, и протекает вне двигателя.
Политропическая работа сжатия воздуха во входном устройстве и компрессоре Ln.c на диаграмме изображена площадью Н'— Н — К — К", а политропическая работа расширения газа в двигателе (турбине, выходном сопле, камере сгорания) L„.p — площадью К — К — Г — С — Н' Работа реального цикла, которая обычно называется индикаторной, представляет собой разность между политропической работой расширения газа и политропической работой сжатия воздуха, т. е.
Lt == £пр Ln.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 поверхностей роторов компрессора и турбины о воздух и газ, а также на привод вспомогательных агрегатов.
Таким образом, индикаторная работа (Дж/кг)
£( = £кп+ (c?-^)/2 + LT,	(1.8)
где LKlI — работа, затрачиваемая на привод КНД; (с? — И)/2—увеличение кинетической энергии газового 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 двигателя Le, отнесенную к 1 кг массы рабочего тела, протекающего через двигатель:
Le^Li-LT = LKll + (с? —У„)/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 двигателя во многом определяют его конструкцию.
Реальный термодинамический цикл ТРДД представляет собой совокупность реальных термодинамических циклов, совершающихся во внутреннем и наружном контурах двигателя. В обоих контурах к рабочему телу подводится внешняя энергия в виде тепла или механической работы, в результате чего рабочее тело совершает полезную работу вследствие изменения его кинетической энергии. Приращение кинетической энергии рабочего тела, полученное в контурах двигателя, частично преобразуется во внешнюю работу силы тяги (тяговую работу), затрачиваемую иа 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 позволяет 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 распространение 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 двигателя на старте этот процесс отсутствует);
политропического сжатия воздуха в КНД (отрезок В — ВН)-,
политропического сжатия воздуха в КВД (отрезок ВН — К);
процесса подвода тепла в камере сгорания (отрезок К — Г);
политропического расширения газа в турбине (отрезок Г—Г);
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 — Н).
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 величину, соответствующую площади С—СМ — Т — 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 Н — В);
сжатия воздуха в вентиляторе (отрезок политропы В — ВН);
Рис. 1.4. Реальные термодинамические циклы внутреннего (а) и наружного (б) контуров ТРДД со смешением потоков воздуха и газа
Рис. 1.5. Реальный термодинамический совмещенный цикл ТРДД со'смешением потоков воздуха и газа
б
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 — Н).
Внешняя энергия, сообщенная воздуху в наружном контуре в виде механической работы (в вентиляторе) 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 GBj(Kr/c) для ТРДД определяется как суммарная масса воздуха, проходящего через внутренний и наружный контуры двигателя в единицу времени, т. е.
г ,r	GbI = GBI + СвП	(110)
или, учитывая, что m = GBii/GBi,
GbZ = GbI(1 + т).	(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 Мдв (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, грузоподъемности, улучшению ряда других показателей летательного аппарата. Важное значение имеет уменьшение габаритных размеров двигателя, так как площадь миделя F определяет лобовое сопротивление 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/СЯ1.	(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 4 к тяге двигателя, т. е.
Суд - GT4/P = 3600 Gri/P	(1.13)
или, учитывая, что Gtj/Gb£ = <7t и P/GB£ = Руд,
Сул = 3600 q-t/Pуд-	(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.
/пуд = Л4дв/Р.	(1.15)
Чем меньше туд, 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 PF (Н/м2) называют отношение тяги к лобовой площади, т. е. наибольшей пло щади поперечного сечения двигателя
Pf = P/F.	(1.16)
Удельная лобовая тяга современных ТРДД достигает (60. . .90) ДО3 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 стандартных атмосферных условиях, т. е. при Уп = 0, Я = 0, />„ = 0,10 МПа и 7'„ = 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 используют 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 реального цикла двигателя к подведенному в цикле теплу
4e=Le/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 LP, т. е. полезной работы, затрачиваемой иа продвижение летательного аппарата, к эффективной работе, т. е.
Т)п — Lp/Le.	(118)
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
T)o = Z.P/Qt.	(1.19)
Полный КПД равен произведению эффективного и тягового КПД:
Т)о= (Le/Qt) (Lp/Le) =T]eT)n.	(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 л* и температурой газа перед турбиной Тг. Названные удельные параметры в ТРДД, кроме л* и 7”, определяются также степенью двухконтурности m и степенью повышения полного давления в наружном контуре л„нд. Степень повышения полного давления во внутреннем контуре будем обозначать л*£. Работа внутреннего контура ТРДД характеризуется параметрами л*£ и Т*г, в то время как л„нд определяет работу, передаваемую в наружный контур, a m — распределение суммарного расхода воздуха между контурами. При определенном сочетании указанных четырех параметров (л„£, Т*, т, л‘нд) потребная тяга ТРДД может быть получена при наиболее приемлемых значениях удельной тяги Руд и удельного расхода топлива Суд.
Рассмотрим влияние степени двухконтурности на удельную тягу и удельный расход топлива.
При постоянных значениях л «у, К, лкнд и КПД элементов двигателя увеличение степени двух-контурностн приводит к увеличению тяги и к уменьшению удельного расхода топлива. В этом, в частности, проявляется принцип присоединения массы в ТРДД, который в данном случае сводится к тому, что при постоянном расходе воздуха через внутренний контур и прн заданной величине 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.
11
Рис. 1.6. Зависимость удельной тяги Руд и удельного расхода топлива С,., ТРДД от степени двухконтурности т\ ------полетные условия; --- стендовые условия
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 л*£ 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 Уп = О (например работа двигателя на стенде) до некоторой величины (Vn>0) интенсивность снижения удельного расхода топлива с увеличением т становится меньшей и, наоборот, удельная тяга снижается интенсивнее. Это объясняется уменьшением разности скоростей (сс—Vn), которая прямо пропорциональна 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 Суд 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 увеличиваться скорость истечения воздуха из наружного контура.
Вследствие этого полная и удельная тяги внутреннего контура уменьшаются, а наружного—увеличиваются. При значительном различии скоростей истечения из контуров темп изменения этих скоростей с увеличением Лкнд 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‘ц........ После достижения
этого значения дальнейшее увеличение л‘ 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 Лкндопт> при которой реактивная тяга двигателя 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 л‘ндопт достигается при равенстве скоростей истечения из обоих контуров. В действительности, с учетом указанных потерь, которые оцениваются КПД наружного контура т)ц, л^нд достигается при соотношении
I Ccll/Ccl I опт — Т| 11 •	(1.21)
Примерные значения т]п 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 бйла минимальной. В этом случае
12
отношение полных давлений воздуха в наружном контуре рц и газа за турбиной р* будет близким к единице.
Исходя из этого условия, оптимальное значение степени повышения полного давления в наружном контуре в ТРДД со смешением потоков из контуров ниже Лкндопг 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£, Т*г) на удельные параметры ТРДД (Руд, Суд) характеризуется зависимостями, которые качественно не отличаются от аналогичных зависимостей ТРД.
С увеличением л*у при Т*г = const удельная тяга Руд увеличивается, достигает своего максимального значения при Лкндопт> а затем снижается.
Повышение температуры газа перед турбиной Т*г обусловливает увеличение Руд ТРДД вследствие увеличения скорости истечения газов из реактивного сопла.
Рассмотрим изменение Суд при изменении Лк£ и Т*г.
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 Т*г.
При увеличении Лк£ вначале Суд снижается вследствие увеличения Руд и уменьшения количества топлива, приходящегося на 1 кг проходящего через двигатель воздуха [как видно из формулы (1.14) ]. В дальнейшем при увеличении n*v до значений, больших лкГ)к, уменьшение Руд начинает оказывать большее влияние на Суд, чем qlt поэтому происходит увеличение удельного расхода топлива.
При увеличении температуры газа перед турбиной Т* вначале происходит уменьшение удельного расхода топлива до определенного значения температуры Т*г, а затем его увеличение. Это объясняется тем [см. формулу(1,14)], что вначале при повышении температуры удельная тяга Руд растет значительно быстрее, чем qr, что приводит к уменьшению Суд, а затем влияние qr оказывается более существенным, чем Руд, и Суд несколько увеличивается.
Целесообразно отметить, что минимальный удельный расход топлива в ТРДД при прочих равных условиях, имеет более низкие значения, чем в ТРД. В заключение необходимо сказать, что Руд и Суд зависят также от величины КПД элементов проточной части и, в частности, от КПД процессов сжатия и расширения. Увеличение последних приводит к увеличению Руд и снижению Суд.
1.6. ДРОССЕЛЬНЫЕ, ВЫСОТНЫЕ И СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРДД
Характеристиками ТРДД принято называть зависимость тяги и удельного расхода топлива от режима работы двигателя, высоты и скорости полета.
Дроссельными характеристиками ТРДД называют зависимости тяги Р и удельного расхода Суд топлива от частоты вращения ротора двигателя пвд (рис. 1.7) при постоянной скорости и высоте полета и принятой программе регулирования. В двухвальном ТРДД в качестве параметра, определяющего режим работы двигателя, может быть принята частота вращения ротора высокого давления пвд.
Дроссельную характеристику иногда называют стендовой в связи с тем, что во многих случаях ее получают при работе двигателя на стенде, т. е. при условиях Н = 0; Кп = 0.
Как следует из рис. 1.7, с повышением частоты вращения происходит увеличение тяги ТРДД вследствие увеличения расхода топлива и соответственно температуры газов перед турбиной, скорости истечения из реактивного сопла, а также из-за увеличения расхода воздуха через двигатель.
Из рисунка видно, что при увеличёнии частоты вращения пвд удельный расход топлива вначале резко снижается, достигает своего минимального значения, а затем наблюдается его плавное увеличение. Такой характер изменения Суд объясняется следующим. При увеличении частоты вращения пвд происходит увеличение степени повышения полного давления в компрессоре л*£, в то время как температура перед турбиной 7* вначале несколько снижается, а затем происходит ее увеличение. Увеличение л*у приводит к уменьшению количества топлива, приходящегося на 1 кг проходящего через двигатель воздуха, т. е. к уменьшению <?т, поэтому при режимах, характеризующихся низкими частотами вращения, увеличение последних приводит к интенсивному снижению Суд. Этому способствует повышение КПД компрессора и турбины, а также некоторое уменьшение вначале Т’, вызывающее замедленное увеличение удельной тяги Руд при увеличении лвд.
Далее, при увеличении лвд снижение Суд постепенно замедляется, что вызвано повышением Т‘; при определенной частоте вращения Суд достигает своего минимального значения, а затем происходит его некоторое увеличение. Это увеличение связано с тем, что при повышенных частотах вращения, близких к максимальной, повышение температуры перед турбиной Т*г сказывается на величине Суд в в большей степени, чем увеличение л*2.
Высотными характеристиками ТРДД называют зависимости тяги и удельного расхода топлива от высоты полета (рис. 1.8) при постоянной скорости полета и принятой программе регулирования. Высотные характеристики могут быть получены расчетным и экспериментальным путем.
13
Рис. 1.7. Дроссельная характеристика ТРДД
Рис. 1.8. Высотная характеристика ТРДД
Рис. 1.9. Скоростная характеристика ТРДД
Как следует из приведенного графика, с увеличением высоты полета (до Н = 11 км) тяга и удельный расход топлива уменьшаются.
Уменьшение Р при увеличении высоты полета объясняется следующим образом. При увеличении высоты полета плотность и температура окружающего воздуха уменьшаются, при этом увеличивается степень повышения давления в компрессорах, вследствие чего происходит возрастание удельной тяги двигателя. Однако вследствие уменьшения давления и плотности окружающего воздуха при увеличении высоты полета значительно снижается расход воздуха через двигатель, что и приводит к уменьшению тяги двигателя при подъеме на высоту.
При подъеме на высоту более 11 км тяга двигателя снижается пропорционально уменьшению плотности окружающего воздуха, так как плотность окружающего воздуха уменьшается, а температура практически остается постоянной.
Снижение удельного расхода топлива при увеличении высоты до 11 км объясняется характером изменения плотности воздуха, определяемой его температурой.
В отдельных случаях, ри полетах с небольшими скоростями, вследствие увеличения гидравлических потерь в проточной части и снижения КПД компрессора на больших высотах кривая изменения Суд может иметь минимум, т. е. удельный расход топлива при увеличении высоты сначала снижается, достигает минимального значения, а затем незначительно повышается. При высоте полета более 11 км удельный расход топлива остается без изменений вследствие постоянства температуры окружающего воздуха.
Скоростными характеристиками ТРДД называют зависимости тяги и удельного расхода топлива при постоянной высоте и заданной программе регулирования от скорости полета (рис. 1.9). Скоростные характеристики, так же как и высотные, могут быть получены как расчетным, так и экспериментальным путем при летных испытаниях.
Уменьшение тяги двигателя при увеличении Уп связано с различным характером изменения его удельной тяги и расхода воздуха. При увеличении Уп в результате скоростного напора увеличивается степень повышения давления во входном устройстве, а следовательно, и общие степени повышения полного давления в обоих контурах, что приводит к увеличению скоростей истечения из общего реактивного сопла в ТРДД со смешением потоков контуров, или из отдельных реактивных сопел в ТРДД без смешения газа и воздуха. Однако скорости истечения увеличиваются менее интенсивно, чем растет скорость полета, поэтому удельная тяга ТРДД при увеличении скорости полета снижается. При увеличении скорости полета увеличивается также расход воздуха через двигатель, но этот процесс происходит медленнее, чем снижение Руд, в результате чего тяга ТРДД, равная произведению удельной тяги на расход воздуха, уменьшается.
Следует отметить, что в области околозвуковых скоростей полета при сравнительно небольших степенях двухконтурности возможно некоторое увеличение суммарной тяги ТРДД. Это связано с тем, что в этих случаях уменьшение удельной тяги сказывается на значении Р в меньшей степени, чем увеличение расхода воздуха через двигатель.
Увеличение удельного расхода топлива при возрастании скорости полета связано с тем, что хотя при увеличении Vn снижается относительный расход топлива q-t, но это снижение происходит менее интенсивно, чем уменьшение удельной тяги [см. формулу (1.14)].
Эксплуатационные (дроссельные, высотные и скоростные) характеристики ТРДД имеют большое практическое значение. В частности, они позволяют судить о летно-технических свойствах летательного аппарата, определять наивыгоднейший профиль полета и режимы работы двигателя, устанавливать соответствие техническим условиям двигателей, вновь поступающих в эксплуатацию или прошедших ремонт, а также сравнивать различные двигатели между собой.
14
ГЛАВА 2
НАДЕЖНОСТЬ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
2.1. ОСНОВНЫЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ НАДЕЖНОСТИ
Согласно ГОСТ 27.002—83 надежность—свойство объекта сохранять во времени в установленных пределах значения всех параметров, характеризующих- способность выполнять требуемые функции в заданных режимах и условиях применения, технического обслуживания, ремонтов, хранения и транспортирования.
Под объектом эксплуатации подразумевается любое изделие или система, имеющие целевое назначение, напримёр, летательный аппарат, двигатель, функциональная система или подсистема, агрегат, узел и т. д.
Объекты можно разделить на невосстана вливаемые и восстанавливаемые. Невосста на вливаемые объекты работают до первого отказа, а восстанавливаемые продолжают работать после устранения отказа и восстановления его свойств. На практике подобное деление во многом условно. Так, если рассматривать отказы, приводящие к досрочному снятию двигателя (ДСД) с самолета, то двигатель считается невосстанавливаемым объектом; если же рассматривать отказы, устраняемые в эксплуатации (ОУЭ), то двигатель относится к восстанавливаемым объектам.
Техническое состояние (ТС)—совокупность подверженных изменению в процессе производства, ремонта или эксплуатации свойств объекта, характеризуемая в определенный момент времени признаками, установленными нормативно-технической документацией.
Надежность:—комплексное свойство, объединяющее работоспособность, безотказность, долговечность, ресурс, исправность, правильное функционирование объекта и т. д.
Работоспособность—состояние объекта, при котором он способен выполнять заданные функции, сохраняя значения заданных параметров в пределах, установленных нормативно-технической документацией. Неработоспособность предполагает состояние, при котором хотя бы один параметр не соответствует требованиям нормативно-технической документации.
Безотказность—свойство объекта непрерывно сохранять работоспособность в течение определенного времени.
Долговечность—свойство объекта сохранять работоспособность до наступления предельного состояния при установленной системе технического обслуживания и ремонта.
Предельное состояние—такое состояние объекта, при котором его дальнейшее применение по назначению недопустимо или нецелесообразно, либо восстановление его исправного или работоспособного состояния невозможно или нецелесообразно.
Назначенный ресурс—суммарная наработка объекта, при достижении которой применение объекта по назначению должно быть прекращено.
Исправность—состояние объекта, при котором он соответствует всем требованиям нормативнотехнической или конструкторской документации. Неисправность—состояние объекта, при котором он не соответствует хотя бы одному из требований нормативно-технической или конструкторской документации.
Правильное функционирование обычно рассматривается как работоспособность объекта на одном или нескольких режимах работы.
Несоблюдение требований нормативно-технической документации или непредусмотренные ею условия эксплуатации объекта, например, превышение внешних воздействий уровней, оговоренных нормативно-технической документацией, могут привести к появлению дефектов, отказов, неисправностей, повреждений и неправильному функционированию.
Дефект—это каждое отдельное несоответствие объекта требованиям нормативно-технической документации.
Отказ—событие, заключающееся в нарушении работоспособности объекта. Отказы можно классифицировать по следующим признакам.
По характеру возникновения отказы могут быть постепенными и внезапными.
Постепенные отказы характеризуются постепенным изменением одного или нескольких заданных параметров объекта. Они являются результатом действия на объект медленно развивающихся физико-химических процессов механической и термической усталости, старения, износа, коррозии и т. д. Возникновение этих отказов зависит от наработки.
Внезапные отказы характеризуются скачкообразными изменениями одного или нескольких заданных параметров объекта. Эти отказы возникают неожиданно, без видимых признаков их приближения, вследствие действия случайных причин, например, в результате попадания посторонних предметов в проточную часть ГТД.
По легкости обнаружения отказы могут быть очевидными (явными) и скрытыми (неявными).
По связи с другими отказами различаются первичные отказы, т. е. отказы, возникшие по любым причинам, кроме действия других отказов, и вторичные отказы, т. е. отказы, возникшие в результате другого отказа, например, разрушение лопаток II ступени турбины как следствие разрушения лопаток I ступени.
15
По виду отказы- подразделяются на полные, после возникновения которых использование объекта по назначению невозможно до восстановления его работоспособности, и частичные, после возникновения которых использование объектов по назначению возможно, но при этом один или несколько параметров не соответствуют требованиям нормативно-технической документации.
Повреждение — это событие, заключающееся в нарушении исправного состояния объекта при сохранении его работоспособного состояния.
При обычном контроле параметров двигателей при их опробовании можно установить лишь очевидные отказы, а скрытые (например, трещины, оплавления, увеличение зазоров в трущихся парах, износ поверхностей деталей проточной части и т. п.) обычно остаются не обнаруженными. Именно в этом заключается отличие контроля параметров по показаниям штатных бортовых приборов от диагностирования, представляющего собой своеобразный вид контроля, методы и средства которого позволяют производить раннее обнаружение неисправностей до, момента их превращения в отказы.
2.2. КОЛИЧЕСТВЕННЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ НАДЕЖНОСТИ
Главным технико-экономическим показателем надежности в действующей системе планово-предупредительных ремонтов служит ресурс, т. е. наработка, в течение которой поставщик несет ответственность за сохранение технического состояния объекта при условии выполнения заказчиком требований нормативно-технической документации на проведение регламентных работ, условий и режимов эксплуатации и т. д.
Ресурс может определяться предельной наработкой или предельным состоянием объекта в зависимости от меры оценки ресурса (в первом случае—это время, циклы или посадки, а во втором — величины повреждений, вносимых в объект рабочими нагрузками и внешними условиями). При этом накопление повреждений в объекте характеризуется скоростями приближений контролируемых параметров или диагностических оценок к границам допусков.
Непременным условием, подтверждающим правильность назначения ресурса, является выполнение требования об уровне безотказности объекта, которое оговаривается действующей нормативно-технической документацией.
Основной количественной оценкой безотказности является вероятность безотказной работы.
Вероятность безотказной работы Р(/)— это вероятность того, что за определенную наработку объекта и в заданных условиях отказ не произойдет.
Величина Р(/), которая всегда меньше единицы, представляет собой вероятность того, что заданное время работы t меньше времени появления первого отказа Противоположным событием является вероятность появления отказа Q(/), т. е. вероятность того, что заданное время работы t больше времени появления первого отказа Сумма вероятностей безотказной работы и появления отказа, как противоположных событий, равна единице, т. е.
P(/)+Q(O = l,
где Р(/) и Q(/)—функции надежности и ненадежности объекта.
Средняя наработка на отказ Т* представляет собой среднее ожидаемое значение случайной величины наработки восстанавливаемых объектов, при достижении которой может произойти отказ. Это время определяется как отношение суммарной наработки объектов за данный период эксплуатации к числу отказов за этот же период:
где /, — наработка г-го объекта; М—число объектов; ДМ—число отказов при эксплуатации N объектов, индекс * означает, что оценка времени статистическая, а не вероятностная.
Средняя наработка до отказа Т1р представляет собой среднее ожидание значения случайной величины наработки невосстанавливаемых объектов, при достижении которой произойдет первый отказ в данной совокупности объектов, т. е.
i « 1
Интенсивность отказов является одним из основных показателей безотказности невосстанавли-ваемых объектов. Этот показатель можно рассматривать как относительную скорость уменьшения значения функции надежности с увеличением наработки, т. е.
~ W)-*« + &/) = bN и ПП - 1 /Г
U MN(t)	MN(t') ИЛ А *//сР’
где М(/)—-число объектов, неотказавших к моменту времени t; М(/-(-Д/)—-то же, в момент времени Д/).
16
Параметр потока отказов восстанавливаемых объектов аналогичен интенсивности отказов и определяется по формуле
Статистическая вероятность безотказной работы может быть приближенно вычислена по формуле
Р*(/)» N(t)/N или Q’(t) = 1 - JV] = AN/N.
С увеличением времени наработки t число неотказавших объектов N(t) стремится к нулю, поэтому вероятность безотказной работы (функция надежности) также будет стремиться к нулю. Число отказавших объектов будет стремиться достичь числа всех эксплуатирующихся объектов, поэтому вероятность отказа (функция ненадежности) будет приближаться к единице.
В общем случае независимо от закона распределения.вероятность безотказной работы
t
-)*(0Л	t
P(t)—е ° =ехр[ — JX(/)d/j ,
где е—натуральное число Эйлера.
Если Х(/) = Л = const, т. е. закон распределения экспоненциальный, то
Р(0 = ехр[ — W1 = ехр( —1/1%).
При малых значениях t/7% (при высокой безотказности) эта вероятность для невосстанавли-ваемых объектов приближенно равна
Р-(0=1-(^р)=1-(АВД.
Вероятность безотказной работы объекта, состоящего из / последовательно соединенных узлов, равна произведению вероятностей безотказности всех отдельных узлов
р(/)=, Др/(0 •
Определение вероятности отказа каждого из узлов, влияющих на безотказность двигателя в целом, способствует правильной организации работ по повышению его надежности.
2.3. НАДЕЖНОСТЬ ДВИГАТЕЛЕЙ В ЭКСПЛУАТАЦИИ
Ресурс авиационных двигателей, являющийся основным технико-экономическим показателем их надежности, подразделяется на технический и назначенный.
Техническим ресурсом или ресурсом называется наработка двигателя от начала его эксплуатации или ее возобновления после среднего или капитального ремонта до наступления предельного состояния. В практике эксплуатации ресурс от начала эксплуатации до наступления предельной наработки принято называть гарантийным, а ресурс между двумя капитальными ремонтами — межремонтным. Понятие о среднем ремонте относится обычно к двигателям модульных конструкций, у которых замена отдельных модулей (узлов) возможна непосредственно в условиях эксплуатации.
Назначенным ресурсом называется суммарная наработка двигателя, при достижении которой его эксплуатация должна быть прекращена независимо от его технического состояния.
Эффективность увеличения ресурса двигателя, как и его надежность в целом, определяется уровнями безопасности полетов и технико-экономическими результатами его эксплуатации.
Важнейшим показателем безопасности полетов является вероятность безотказной работы двигателя в полете Роп и параметры ее распределения: средняя наработка до отказа Гоп, интенсивность и коэффициент отказов Аюоооп, который представляет собой число отказов в полете, приходящихся на 1000 ч наработки парка двигателей за некоторый календарный период, т. е.
Aioooon = Ю3/^оп ~ Ю3"^ОПср •
где Х*ОПср--средняя интенсивность отказов.
Технико-экономические результаты эксплуатации оцениваются в основном изменениями тяги и расхода топлива, а также вероятностью досрочного снятия двигателя с самолета Рдсд с параметрами распределения: средней наработкой до снятия Гдсд, интенсивностью Хдсд и коэффициентом 4|оо°дсд- Кроме того, здесь имеет большое значение уровень вероятности появления отказов Роуэ, устраняемых в эксплуатации, с параметрами распределения: средней наработкой на отказ Л)УЭ’ параметром потока отказов юоуэ и коэффициентом Люоооуэ-
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.
*ioooon,« *i«x>on/‘ и	А|000ДСД|/^’
где 1=1...7—срок с начала эксплуатации, г.; индекс 1 означает, что коэффициенты взяты после первого года эксплуатации.
Как видно, коэффициенты Аюоооп уменьшаются более интенсивно, чем Аюоодсд. Так, через 4 г. с начала эксплуатации йюоооп уменьшаются примерно в четыре раза, а йюоодсд—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 интуиции членов экипажа. Внезапные отказы не всегда приводят к досрочному снятию двигателя.
Досрочное снятие двигателей вызывается как внезапным, так и постепенными отказами. Последние 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 разрушение элементов конструкции самолета и его систем (эти отказы абсолютно недопустимы);
отказы, не локализованные внутри двигателя и его гондолы и способные вызвать пожар и разрушение 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. Большая часть этих отказов выявляется, как правило, в начальный период эксплуатации.
Производственные отказы возникают в результате несовершенства или нарушения установленного процесса изготовления или ремонта объекта, выполнявшегося на ремонтном предприятии, недостаточного контроля качества изготовления, монтажа и испытаний и т. п. Они выявляются главным образом в процессе коитрольио-сдаточиых 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 механическая 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 автоматизированных 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-ЗОКУ И Д-ЗОКП
3.1. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ
Авиационные двигатели Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП представляют собой турбореактивные двухконтуриые двухвальиые двигатели со смешением потоков газа наружных и внутренних контуров. Двигатель Д-ЗОКУ предназначен для установки на дальнем магистральном самолете Ил-62М, а Д-ЗОКП — 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-ЗОКУ и только при наличии отличий приводятся сведения о ТРДД Д-ЗОКП.
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; 1 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-ЗОКП (вид слева). Реверсивное устройство в положении ПРЯМАЯ ТЯГА
Рис. 3.2. ТРДД Д-ЗОКП (вид справа). Реверсивное устройство в положении ОБРАТНАЯ ТЯГА
водов. Разделительный корпус является силовым узлом, несущим детали крепления двигателя к самолету, и служит опорой роторов КНД и КВД.
Камера сгорания трубчато-кольцевая, расположена между компрессором и турбиной. В ее конструкции 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 четырехступеичатой ТНД охлаждаются только диски. Задняя опора турбины является силовым узлом, иа 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 устройством— гидравлическая, замкнутая, автономная.
Агрегаты, обеспечивающие работу двигателя и самолета, установлены на двух коробках приводов, расположенных в иижией части двигателя (передняя установлена иа 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 н состоит из основного рычага управления двигателем (РУД — управление прямой тягой) н дополнительного рычага управления реверсивным устройством (РУР— управление обратной тягой).
Запуск двигателя автоматический н 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 генератора переменного тока;
противообледенительной системой (ПОС) воздухозаборника, обтекателя передней опоры и лопаток ВНА КНД;
системой сигнализации н 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 топлнвоподачн, реверсивного устройства, положения регулирующих органов механизации компрессора, температуры газа за турбиной и т. д.
3.2. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ТРДД Д-ЗОКУ И Д-ЗОКП
Характеристика	Д-ЗОКУ	Д-ЗОКП	Характеристика	Д-Э0КУ	Д-ЗОКП
Общие сведен Направление вращения роторов (со стороны реактивного сопла) Компрессор Число ступеней: КНД КВД Степень повышения давления в САУ: иа взлетном режиме в КНД в КВД суммарная на максимальном продолжительном режиме в КНД в КВД суммарная Механизация КВД Камера сгорания Турбина Число ступеней: ТВД ТНД Выходное устройство Площадь иа срезе реактивного сопла. м2 Реверсивное устройство Сухая масса двигателя, кг: без реверсивного устройства с реверсивным устройством	НН Ле Осевой, д! 1 2,0 ±0,1 8,7 ±0,1 17,4 ±0,2 1,87 ±0,1 8,3 ±0,1 15,45 ±0,2 Клапаны пе духа (КПВ) ступенями К лируемый правляющиС (РВНА) КВ Трубчато-кои жаровыми т Осевая, peak 1 С камерой с 0, Двухств 2300 4-2% 2650-	вое гухкаскадиый 3 1 2,08 ±0,1 9,35 ±0,1 19,45 ±0,2 1,87 ±0,1 8,45 ±0,1 15,57 ±0,2 >епуска воз-за V и VI ,ВД и регу- >ходиой иа-аппарат Д 1ьцевая с 12 >убами :тивиая мешения 83 юрчатое - 4-2%	Сухая масса с изделиями, установленными на ТРДД и не входящими в его сухую массу, кг: без реверсивного устройства с реверсивным устройством Габаритная длина, мм Габаритный диаметр без учета выступающих патрубков,, кронштейнов и агрегатов, мм Система смазки и сус Сорт масла Расход масла, кг/ч Давление масла иа входе в двигатель, МПа: на малом газе, не менее иа всех режимах Температура масла на входе в двигатель, °C: максимально допустимая минимально допустимая Максимально допустимая температура масла на выходе из двигателя, °C Прокачка масла на максимальном продолжительном режиме при /Мвх=-80*С, кг/мин Теплоотдача а масло иа максимальном продолжительном режиме при <Мвх—^0*С, кДж/мнн Объем масляного бака, л Количество заливаемого в бак масла (по мерной линейке без учета 8 л в отсеке отрицательной перегрузки), л	2568 4- 2% 2953 4-2% 5698 ± 10 15 мнровання МК-8, MK-8I 0, 0, 0,35 . . 4- 4- 30. . 230 39, 27 ± 1	|	29854-2% 5448 ± 10 60 1 и их смеси 9 25 . 0,45 80 30 20 . 39 ЮО 5 25 ± 1
20
Продолжение
Характеристика	Д-ЗОКУ	Д-ЗОКП
Минимально допустимое количество масла в баке (без учета 8 л), л	5	
Избыточное давление воздуха в баке, МПа	0,05	
Основной масляный насос:	ОМН-ЗО, шестеренчатый	
производительность нагнетающей ступени на максимальном продол* жительном режиме при противодавлении 0,4 МПа, л/мин	с одной нагнетающей и одной откачивающей ступенями, 1 шт. 35... 45	
производительность откачивающей ступени на максимальном продолжительном режиме при противодавлении от 0,10 до 0,15 МПа, л/мин	90	
Откачивающий масляный насос	МНО-ЗОК,	шестеренча-
Суммарная производительность откачивающего масляного насоса На максимальном продолжительном режиме при противодавлении от 0,10 до 0,15 МПа, л/мин	тый, четырехступенчатыи, 1 шт. 170	
Откачивающий масляный насос из	МНО-1, шестеренчатый,	
полости передней опоры КНД	одноступенчатый, 1 шт.	
Производительность откачивающего масляного насоса из полости передней опоры КНД при противодавлении 0,10 . . . 0,15 МПа на максимальном продолжительном режиме, л/мин	40	
Центробежный воздухоотделитель с	ЦВС-30, 1 шт.	
фильтром-сигнализатором Центробежный суфлер	ЦС-30,	1 шт.
Основной масляный сетчатый фильтр	МФС-30, 1 шт.	
Система топливоподачи
Сорт топлива (рабочего и пускового)	ТС-1, Т-1 и их смеси
Подкачивающий топливный насос:	ДЦН44-ПЗТ, центробеж
абсолютное давление топлива на входе в насос при работе на установившихся режимах, МПа	иый 1 шт. 0,08 . . . 0,255
избыточное давление на выходе, МПа	0,28 . . . 0,32
кратковременное (в течение 1...2 с) превышение давления топлива на выходе из насоса, МПа	0,6
производительность на земле, л/ч	7800
Топливные форсунки двигателя:	ФР-40ДСМ, центробеж
давление включения II контура, МПа	ные, двухконтурные, дву хсопловые, 12 шт. 1,5 ±0,1
максимальное давление перед форсунками, МПа	6,5
топливно-масляный	радиатор (ТМР):	4845Т, 1 шт.
число топливных фильтров	2
тонкость фильтрации топлива,	30
мкм давление открытия перепускного	,0,06±0'.0025
клапана, МПа	
Система автоматического управления	
Насос-регулятор:	НР-ЗОКУ 1 НР-ЗОКП
давление топлива на входе, МПа	0,18 ... 0,29
максимальная	производитель- ность, л/ч	8300 ± 100
Характеристика	Д-ЗОКУ	Д-ЗОКП
частота вращения, соответствующая началу автоматического управления (НАУ), об/мйн	9200 ± 50
частота вращения, соответствующая переключению заслонки отбора воздуха (ЗОВ) на ПОС двигателя с XI на VI ступень КВД	8700 ± 150
при увеличении режима, об/мин	(78,5. ..81%)
частота переключения ЗОВ с VI на XI ступень КВД, об/мин,	8700+Но (77,5... 81%)
при дросселировании	
при сбросе газа	> 7700 (70,5%)
частота отключения стартера, об/мин	4200±5м (36,5 ... 40,5%)
Датчик приведенных частот враще-	ДПО-ЗОК, 1 шт.
ния: частота закрытия КПВ, об/мин, при увеличении режима	8600± 150 (77,5. . .80%)
при проверке приемистости	< 9050
частота открытия КПВ, об/мин,	< 83,5% |	< 83%
при дросселировании	8600+Йо (76,5 ... 80%)
при сбросе газа	> 8000 > 73,5% | > 73%
Температурный датчик	ТД-ЗОК, 1 шт.
Регулятор РВНА КВД:	РНА-30К, 1 шт.
приведенные частоты вращения, начала перекладки РВНА с угла установки —35° на —5,° об/мнн, при увеличении режима	8100± 150 (73 . . 76%)
при проверке приемистости	8100±® (73. . . 77,5%)
приведенные частоты вращения окончания перекладки с —35° на — 5,° об/мин, при увеличении режима	9800 ± 150 (88,5 . . .
при проверке приемистости	91,5%) 98OO±iso (88,5 . . . 93%)
приведенные частоты вращения начала перекладки с — 5°до — 35° об/мин	9800+Йо (86,5 . . . 91,5%)
при дросселировании	
при сбросе газа	9800+Йо (85,5 ... 91,5%)
приведенные частоты вращения окончания перекладки с —5°на — 35° об/мин при дросселировании	8100±Йо (71 . . . 76%)
при сбросе газа	81ОО±Йо (70. . . 76%)
Цилиндр направляющего аппарата	ЦНА-ЗОК, гидравличес
Центробежный регулятор частоты	кий, 1 шт. ЦР-1-30К, 1 шт.
вращения ротора ВД Частота ограничения ротора НД,	5060+й (93,5 . . . 95%)
об/мин Клапаны КПВ за V и VI ступеня-	6 шт.
ми квд Максимальное давление топлива,	5
МПа: в гидроцилиндрах КПВ	6
в гидроцилиндре управления ЗОВ	6
Воздушная пусковая система
Источник сжатого воздуха	Турбокомпрессорный старгер-эиергоузел ТА-6А, аэродромная установка, компрессор работающего двигателя
Параметры воздуха на входе в стартер: максимально допустимое абсолютное давление перед закрытой заслонкой, МПа, при кондиционировании	1,2 ± 0,063
2)
Продолжение
Характеристика	д-зоку	Д-ЗОКП
перед запуском	0,7 ± 0,04	
при запуске минимально допустимое абсолютное давление (после заслонки иа высоте 77=2,5 км и температуре окружающей среды t, = ± 30°С с учетом потерь в проточной части)	0,54 ± 0,04	
при запуске максимальная температура воздуха перед воздушным турбостарте-	0,256	
ром, К	< 565	
Пусковое устройство: МОЩНОСТЬ при Лет = 3500 об/ми и, давлении рвх= 0,358 МПа и температуре воздуха на входе /вх = = 177°С в стандартных атмосфер-	Воздушный турбостартер СтВ-ЗТ, 1 шт.	
ных условиях, кВт избыточное давление иа входе.	99,4 ± 7,4	
МПа частота вращения КВД, соответствующая отключению воздушного	0,36-	-0,03
турбостартера, об/мин предельная частота вращения вы-	42OO±2so (36,5 ... |	(36 . . . 40,5%) 1 40,5%)	
ходиого вала, об/мин	5600+-°"	
Сигнализатор давления:	МСТ-6, малогабаритный, унифицированный, теплостойкий, с демпфером Д59-2, 1 шт.	
напряжение питания, В избыточное давление воздуха перед воздушным турбостартером, ограничиваемое сигнализатором,	27 ± 10%	
МПа Система зажиг	0,6 ±0,04 1НИЯ	
Агрегат зажигания:	СКНА-22-	2А, 1 шт.
напряжение питания, В	27 ± 10%	
время работы при запуске, с	29 ±2	
Свечи зажигания	СП-06ВП-3, 2 шт.	
Автоматическая панель запуска двигателя: время работы АПД-55, с.	АПД-55, 1 шт.	
при холодной прокрутке	30 ±3	
при нормальном и ложном запусках	56 ±4	
при запуске в воздухе Время выхода на малый газ, с:	47 ±3	
иа земле	40 .	. 80
в полете Температура газа за турбиной при		120
запуске, °C Запуск двигателя в полете от авто-	< 550	
ротации при полете на высоте, км		9
Привод постоянной частоты вращения (ППО)		
Генератор переменного тока: номинальная частота вращения,	ГТ40П46 | ГТ60П46А	
об/мин	600 ± 60	
направление вращения	левое	
Регулятор привода ППО: передаточное число относительно	РППО-ЗОК 1РППО-ЗОКП	
ротора генератора	0,627	
направление вращения давление топлива на входе в плуи-	левое	
жериый иасос. МПа	0,18 . .	.0,29
Исполнительный механизм системы коррекции частоты переменного тока: точность поддержания частоты вращения ротора генератора иа установившихся режимах при вы-	МКЧ-62ТВ серии 2, 1 шт.	
Характеристика	д-зоку	д-зокп
ключенной системе коррекции и положений кулачка корректора на упорах, %	±5	
^точность поддержания частоты вращения ротора генератора на установившихся режимах при включенной системе коррекции, %	± 1	
нагрузка иа .генератор при проверке приемистости двигателя (частота переменного тока f <430 Гц), кВ-А	>5	
время запуска и раскрутки ППО до получения частоты переменного тока / = 376± 1% Гц, с		7
кратковременное (^4 с) превышение частоты тока при запуске ППО, %	<;	7
максимально допустимая частота вращения генератора, об/мин	7050 ± 200	
Турбина ППО:	Воздушная	
передаточное число от турбины к генератору	Переменное	
направление вращения	Правое	
рабочая частота вращений, об/мин	5000. .	. 34600
предельная частота вращения, об/мин	58470± 1030	
Дифференциальный сигнализатор	ДСД-1,6, пневмоэлектри-	
давления:	ческий, 1 щт.	
разность давлений воздуха, при которой срабатывает сигнализатор, МПа	0,16 ±0,02	
напряжение питания, В	27 ± 10%	
Блок заслонок ППО: число заслонок	2' шт.	
электромагнит аварийной заслонки	ЭМТ-171, 1 шт.	
Система управлеяия реверсивным устройством
Тип
Рабочая жидкость
Допустимая температура рабочей жидкости на входе в иасос, °C Насос гидравлический
Объем гидробака, л
Количество заливаемой в бак жидкости при заполненной системе и гидроаккумуляторах, л: заряженных разряженных
Минимально допустимое количество жидкости в гидробаке при заряженных гидроаккумуляторах и заполненной системе, л
Перепад давлений, при котором открывается клапан: МПа: наддува предохранительный
Распределительный кран: момент сопротивления при переводе РУР, Н/м
Автомат разгрузки насоса: давление переключения насоса на холостой режим при t„ = 20 . . . 60°С, МПа давление включения насоса для подачи жидкости в систему при /„ = 20 .. . 60°С, МПа Примечание. При /и = = — 60°С допускается повышение или снижение давления включения
Гидравлический АМГ-10
— 40. . . 4-80 НП25-5, поршневой, 1 шт. 20
12 ... 14
17 ... 19
6
0,016 ±0,004 0,053 ± 0,005
КР-40, 1 шт.
200
ГА121М-3, 1 шт.
2 1 — 0.7
16± 1,2
22
Продолжение
Характеристика	Д-ЗОКУ	Д-ЗОКП
насоса соответственно на 2,5 и 1 МПа относительно указанного значения давление начала открытия предохранительного клапана при /н = = 20°С, МПа Термический клапан: давление открытия, МПа давление закрытия, МПа Гидравлические фильтры на линиях: нагнетания всасывания Перепад давлений, прн котором открывается перепускной клапан, МПа Гидравлический аккумулятор: объем гидравлической полости при давлении 21 МПа, см3 максимальное давление азота при зарядке аккумулятора, МПа объем азотной полости при давлении зарядки 10 МПа, см3 давление азота в гидроаккумуляторе при нулевом давлении жидкости	(Рнорм — рекомендуемое; Рттдоп - минимально допустимое):	23,5+' ГА133-100-4К, 1 шт. 25 . . . 28,5 22 ... 23 8Д2966016-2, 1 шт. 8Д2966018-1, 1 шт. 0,7±( С5314-10, 4 шт. 1300 20,0 250	
1н°С	60	40	20	0	-20	- 40	-60
Ряорм, 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
Pmin доп’ МПа	10,75	10,0	9,25	8,5	7,75	7,0	6,25
Реле времени (устанавливается на самолете)
Время срабатывания реле времени прн выключении двигателя, с Сигнализация реверсивного устройства
Контрольно-измерительнаи аииаратура
Тахометр частоты вращения роторов НД и ВД:
датчик частоты вращения
измеритель частоты вращения
Сдвоенная измерительная аппаратура температуры газов за турбиной:
ДТЭ-5Т, 2 шт.
ИТЭ-2Т, 1 шт. на два двигателя
2ИА-7А-670 (комплектовка № 1), один комплект
указатель температуры усилитель
компенсирующая переходная колодка
Электрический индуктивный моторный индикатор:
приемник замера температуры масла на входе в двигатель
датчик давления масла на входе в двигатель
датчик давления топлива в I контуре форсунок
указатель
Дистанционный индуктивный унифицированный манометр замера давления топлива на входе в насос: регулятор датчик
УТ-7А, 1 шт.
2УЭ-6В, 1 шт. на два двигателя
ПК-ЭБ, 1 шт. ЭМИ-ЗРТИ, один комплект
П-63
ИДТ-8 с демпфером
Д59-4
ИДТ-100 с демпфером Д59-4
УИЗ-З
2ДИМ-4Т, один комплект ИДТ-8 с демпфером Д59-4
ЭМРВ-27Б-1 (вариант 4), 1 шт.
4...5 Микровыключатель А812К, 3 шт.
Характеристика	Д-ЗОКУ	Д-ЗОКП
указатель	УИ2-8Т	
Сигнализатор минимального давле* ния топлива на входе в насос-регу-	МСТВ-1,6 (1 шт.);	
лятор; давление срабатывания, МПа	0,16 ±0,03	
Сигнализатор минимального давления масла на входе в двигатель;	МСТВ-2,2 (1 шт.);	
давление срабатывания, МПа	0,22 ± 0,045	
Дифференциальный сигнализатор перепада давлений на топливных фильтрах ТМР; перепад давлений	СгДФР-1Т (1 шт.);	
срабатывания, МПа	U,U4io‘oo5o	
Расходомер топлива:	РТМСВ7-25АТ, 1 шт.	
датчик расходомера	ДРТМС-10Т с датчиком плотномера ДПЕЗ-1Т	
шасси с блоками	ШБЗБТ	
показывающий прибор Примечания:	1. Погреш- ность расходомера по шкале часового расхода топлива составляет ±4% максимального расхода. 2. Погрешность расходомера по шкале запаса топлива составляет ±4% максимального количества топлива.	РТМСВ7-25АТ	
Масломер:	МЭС-2247Д, электрический, рычажно-поплавковый, один комплект на два двигателя	
датчик	дтпр,	2 шт.
указатель Примечание. Погрешность масломера при /« = 20°С составляет ±5% номинального значения шкалы указателя.	ЛД-49	1 шт.
Малогабаритный унифицированный теплостойкий сигнализатор давления Давление топлива в гидроцилиндрах КПВ, при котором срабатывает теп-	МСТ-8А с Д59-2	демпфером
лостойкий сигнализатор, МПа	0,8 ± 0,04	
Отбор воздуха иа самолетные нужды и в противообледенительную систему (ПОС)
Отбор воздуха на кондиционирова-		
ние из-за XI ступени КВД на всех режимах и при всех условиях, кг/ч: нормальный	1900 ±400	1900 ±500
аварийный	2700 ± 300	
Отбор воздуха в ПОС самолета за XI ступенью КВД на режиме 0,7maxnp, кг/ч: при Н = 0, /„ = — ЗОС и М = 0,45 нормальный	7100	
аварийный	6300	
при Н = 10 км, t, = — 30* С, • М = 0,8 нормальный	3280	5960
аварийный	6300	
Отбор воздуха в ПОС двигателя и воздухозаборника, кг/ч: а) за XI ступенью КВД на режиме малого газа на земле (Я = 0; /, = - 30°С, М„ = 0,45)	4430	3900
б) за VI ступенью КВД на режиме 0,7 номинального, на высоте (Я = 13 км; /. = — 36,5°С; М„ = = 0,8)	1070	1015
Примечания: 1. Система отбора воздуха работает в аварийном режиме при отказе одного или двух двигателей, отказе одного из основных ее элементов, при повышенных режимах работы двух двигателей и		
23
Продолжение
Характеристика	Д-ЗОКУ	Д-ЗОКП
включении ПОС самолета на высотах Н > 10 км.
2.	Отбор воздуха в систему кондиционирования производится на всех режимах работы двигателей обоих марок и при всех условиях полета. Общее время отбора воздуха составляет 100% наработки двигателя, в том числе при аварийном отборе не более 9,5% наработки на каждом из режимов от малого газа до максимального продолжительного и не более 10% наработки иа максимальном режиме.
3.	Отбор воздуха в ПОС самолета производится на всех режимах от малого газа до максимального продолжительного 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-ЗОКУ не более 15% и для Д-ЗОКП не более 25% наработки на каждом из режимов от малого газа до максимального продолжительного; из них аварийный отбор для двигателей обоих марок составляет 2% наработки на этих режимах. Время работы иа максимальном режиме составляет не более 2% наработки на этом режиме. При температуре окружающей среды выше („ = -f-5JC система отбора воздуха на режиме выше 0.9,,,.,. Для двигателей обоих марок ие производится. Наработка двигателей с отбором воздуха при /„ = +5JC на крейсерских режимах составляет не более 5% наработки иа этих режимах
4.	Отбор воздуха в ПОС двигателя производится до высоты 13 км на всех режимах, кроме максимального. на котором отбор разрешается до высоты 3 км, а в особых случаях эксплуатации до высоты 13 км. Общее время отбора воздуха составляет не более 25% наработки двигателя, в том числе на максимальном режиме не более 20% наработки на этом режиме. При /„> -t-5°C отбор воздуха иа режиме выше 0,9т,ч составляет для ТРДД Д-ЗОКУ не более 5% и для Д-ЗОКП не более 5,5% наработки на крейсерских режимах.
5.	Содержание вредных примесей в воздухе, отбираемом в систему кондиционирования, не превышает следующих концентраций: окиси углерода не более 0.02 мг/л; паров топлива не более 0,3 мг/л; продуктов термического разложения масла не более 0,02 мг/л.
Система ограничения температуры газа за турбиной
ВПРТ-44. 1 шт.
Всережимный предельный регулятор температуры
Регулятор температуры:
превышение температуры ограничения над температурой максимального режима в САУ, С
превышение температуры ограничения над температурой ре-
РТ12-4МТ серии 2, 1
+ 5
Характеристика		Д-ЗОКУ	д-зокп
жима, соответствующего пВд = = 9700 об/мин. °C		+ 20	
коэффициент коррекции температуры ограничения в зависимости от температуры окружающей среды (К := А/опр/А/вх) при /„	15°С при /„ < 15°С напряжение питания, В		0,8 0,85 27 ± 10%	
Приемник полной температуры духа на входе в двигатель	ВОЗ-	П-69-2М, 1 шт.	
Термопара сдвоенная, материал моэлектродов Датчик режимов	тер-	Т-99-3 (12 шт.). Х-А ДР-4МТ-2С, 1 шт.	
Исполнительный механизм		имт-з	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
Сигнализатор обледенения
Напряжение питания сигнализатора и системы, В
Электрозаслонка
Электромеханизм заслонки
Блок автоматики
ДО-206 серия 2, 1 шт.
27 ± 10%
ЭЛЗ-7, 1 шт. ЭПВ-150МТ БА-137. 1 шт.
Система пожаротушения
Система сигнализации
Блок реле
Напряжение питания, В
Датчик
2С7К, один комплект на два двигателя
2С7К-БР. 1 шт.
27 ± 10%
ДП-1 1. 4 шт. иа два двигателя
550 ± 150
Температура, при которой выдается сигнал о пожаре, °C
Огнегасящий состав	Фреон 1 14Б-2
Самолетные агрегаты, устанавливаемые иа двигателе
Генератор переменного тока:
ноге-
номинальная мощность, кВ-А частота переменного тока при мииальнон частоте вращения иератора, Гц
Поршневой гидравлический насос
Запасной привод ППО:
передаточное число относительно ротора генератора
направление аращеиия
ГТ40П46 трехфазный, восьмиполюсный, бесщеточный, 1 шт.
40
ГТ60П46А трехфазный, восьмиполюсный, бесщеточный, 1 шт. 60
400 ±4
НП-25-5
НП-89
0,4180
Левое
0,4178
Данные кинематической схемы приводов двигателя
шт.
Наименование привода	Направление вращения	Передаточное число
Привод передней коробки от ротора НД		
Маслонасос МНО-1	Правое	1,40
Датчик тахометра ДТЭ-5Т	Левое	0,4649
Центробежный регулятор ЦР-1-30К	<	0,7585
Привод передней коробки от ротора ВД		
Воздухоотделитель ЦВС-30	Левое	0,610'
Маслонасос ОМН-30	Правое	0,7456-'
24
Hpodo.i кение
Характеристика	Д-ЗОКУ Д-ЗОКП	Характеристика ~	~[~Д-ЗОКУ ~[ Д ЮКИ
Приводы задней коробки от ротора ВД			Гидронасос самолетный: НП-25-5 (КУ) НП-89 (КП) Датчик ДПО-ЗОК	Правое Левое	0.2373 0.3593 0,3593
Регулятор ППО-ЗОК	Левое	0,6267 4-			
Стартер СтВ-ЗТ	Правое	1,0506-)	Насос топливный ДЦН44-ПЗТ	«	0.7985
Датчик тахометра ДТЭ-5Т Маслонасос МНО-ЗОК Насос-регулятор НР-ЗОКУ (КП) Суфлер ЦС-ЗОК Запасной привод: Д-ЗОКУ д-зокп	« « « Правое « «	0,2294 0,6249 0,3593 1,2845 0,3559 0,3884	Гидронасос НП-25-5 реверсивного устройства Примечание. Направление вращения агрегатов дано со стороны подвода к ним крутящего момента.	Правое	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 полетного малого газа.
‘Режим работы ТРДД—состояние работающего двигателя, характеризуемое совокупностью определенных 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, характеризуемый 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 и а 3.1
Режимы работы двигателя при прямой тяге
Земные режимы работы двигателя в стандартных атмосферных условиях (Н = 0, М = О, Z„ = -|- 15 С. р„ — 0,1013 МПа)
Режим	Марка двигателя Д-30	Частота вращения роторов					Полная темпера-тура газа за турбиной Г. С	Тяга дви1 а геля. Р. кН	Удельный расход топлива С\ ,, к [ / (Н • ч ); часовой расход топлива	кг/ч
		нд		ВД					
		об/мии	ч/ /о	об/мии	%				
Взлетный	КУ	4750 ± 75	87 . . . 89,5	Ю370Д	94,5	. . . 96	625	107.9 ± 1%	0,0508
	КП	4900 ± 75	89,5 , . . 92,5	10620 Г) 5,,	96	. . 99	656	117.7+1%	0,0499+"""-
Максимальный п родол жител ьн ы й (max пр)	КУ	4490 ± 75	82 . . .85	10120 ± ЮО	92	. . 94	595	93.20_2%	0,0502
	КП								0,0484 г	-
0 9 пр	КУ	4310± 75	78.5 ... 81,5	9930 ± 100	90	. . 92	570'	83,88 _2%	0.0499
	КП								0,0482*l,",J
0»7тах Пр	КУ	3900 ± 75	71 ... 74	95407 Но	86.	. 88,5	530'	64.26.,.	0,0498
	КП								0.0481
^’^тах пр	КУ	3680 ± 75	67 ... 70	9320* iso	84 .	. 86.5	510'	55,92	Не нормируется
	КП								То же
0.42maxnp (полетный малый газ)	КУ	3170± 75	57.5 . . . 60,5	8820115.,	79,5	. . . 82	4 70'	ЗО.24^2.,	«
	КП								«
Земной	КУ	1600	30	6550 ± 100	59	. . 61	465	9.22_2...	800
малый газ	КП								
' Для сведения.
Таблица 3.2
Режимы работы двигателя при прямой тяге Высотные режимы работы двигателей (Н= 11 км, М = 0,8 при стандартных атмосферных условиях)
Режим	Марка двигателя Д-30	Частота вращения роторов						Полная темпера-тура газа за турбиной tr. °C	Тяга двигателя, Р. кН	Удельный расход топлива Суд> кг/(Н • ч); часовой расход топлива Ст, кг/ч
		НД			ВД					
		об/мии	%		об/мии	О/ /о				
Максимальный	КУ	5060±25	93,5 .	. 95	10470+Й'’	95,5	. . . 97	610	31,39_2%	0,0749
	КП	5120+Й	94,5 .	. 96	1О62О+1и5о	96	. . 98	625	32,08_2%	0,0729+и,и"15
Максимальный	КП	4800 ± 75	88. . .	90,5	10120± 100	92.	. . 94.	560	28,65_2%	0,0729
продолжительный	КУ		87,5 . .	90,5						0,0703+иии|°
0 9 v»',max up	КУ	4670 ± 75	85,5 . .	. 88	9930 ± 100	90.	. . 92	535*	26,98_2%	0,0724
	кп		85 . .	88						0,0698+и',и 15
0»7max Пр	КУ	4360 ± 75	79,5 . .	82,5	954О±'оо	86.	. 88,5	495*	22,46 2Ч,	0,0729
	кп									0,0703+и-'ю15
°.6ma«np-	КУ	4170± 75	76. .	79	93201 Iso	84 .	. 86,5	465*	19,33_2%	0,0739
	кп									0,0714+ОЛ1и|5
0,42maxnp (полетный малый газ)	КУ	3720 ± 75	68. . .	70,5		70,5	. . . 82	405*	12,26 2Ч,	0,0785
	кп		67,5 . .	70,5						0,0759+ии"15
Земной	КУ	3400	63		8460			380*	82,9	800
малый газ	кп							365*		800
’Для сведения.
Примечания: I. Для ротора НД 1% шкалы измерителя частоты вращения ржавей 53,8 об/мин, для ротора ВД— 109,0 об/мин.
Для ротора генератора переменного тока 1% шкалы измерителя частоты вращения равен 60 об/мии.
2. Величины тяг и удельных расходов топлива даны без учета потерь при отборе воздуха иа привод ППО и ПОС самолета и двигателя. 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: иа земле — в пределах ±30 об/мии; в полете—в пределах ±50 об/мни.
При этом для двигателя Д-ЗОКП допускаются следующие колебания температуры газов за турбиной: иа земле ± 3®С; в полете ± 5°С.
4. Максимальный режим применяется до высоты полета 3 км, выше этой высоты максимальный режим применяется в особых случаях эксплуатации.
5. Длительность непрерывной работы двигателя иа максимальном режиме не должна превышать 5 мин, иа остальных режимах — иеограничена. В особых случаях эксплуатации время непрерывной работы иа максимальном режиме допускается не более 15 мни.
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 минимальной частоте вращения роторов и тяге, при которых обеспечиваются его устойчивая работа и заданная 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: дросселирование, сброс газа, плавное и быстрое увеличение тяги.
Дросселирование — это процесс уменьшения тяги вследствие снижения расхода топлива при медленном 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% максимальной тяги и частоты вращения ротора ВД иа 120 об/мин ниже частоты вращения иа максимальном режиме, замеренных при данных атмосферных условиях:
на земле с режима малого газа......от 7 до 10 с;
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 максимального 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-ЗОКУ равна 650°С. а Д-ЗОКП 655°С.
Режимы работы двигателя при обратной тяге в стандартных атмосферных условиях
Режим минимальной обратной тяги
Тяга (для Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП), кН .................................4,9
Частота вращения ротора лвд, об/мин (%): Д-ЗОКУ.......................................................... 6550 ±300
(57,0 . . . 63)
Д-ЗОКП..................................................  .	6550 ±300
(57,5... 63)
Температура газов за турбиной I,, “С: Д-ЗОКУ..........................................................<475
Д-ЗОКП..............•......................................<495
Режим максимальной обратной тяги
Тяга (для Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП), кН ..................................37,3 ±3%
Частота вращения ротора лвц, об/мин (%):
Д-ЗОКУ......................................................10120± 150
(91,5 . . . 94,0)
Д-ЗОКП......................................................10 120 ±150
(91,5. .. 94,5)
Температура газов за турбиной /, (для Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП), °C . • • < 615 Время полной приемистости (при переводе РУД за 1 ... 2 с) до по-	*
лучения 95% максимальной обратной тяги, с .......................10
Время перекладки створок реверсивного устройства из положения ПРЯМАЯ ТЯГА в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА после перемещения • РУД, с ...........................................................2
Время непрерывной работы иа всех режимах обратной тяги, мин. . . . < I
Перекладка створок из положения ПРЯМАЯ ТЯГА в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА после перемещения РУД осуществляется 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
Рис. 3.3. Дроссельные характеристики ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП иа высоте Н = 0 при стандартных атмосферных условиях
JW	У20U	9600 10000 ЮМО пЙДр61мин
Рис. 3.4. Дроссельные характеристики ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП на высоте Н = 11 км при стандартных атмосферных условиях:
----М = 0,55;-------М = 0,8;--------М = 0.95
27
Рис. 3.5. Скоростные характеристики ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП иа высоте Н = 0 и максимальном режиме:
-----	/„ = 15°С;---р„ = = 0,1013 МПа;----------/„ =
= 30°С; р. = 0,0949 МПа
Рис. 3.6. Зависимости тяг ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП от атмосферных условий у земли:
---- р. = 0,1013 МПа; ----р„ = 0,0949 МПа;
Рис. 3.7. Высотные характеристики ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП иа максимальном продолжительном режиме при стандартных атмосферных 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП, представленных на рис. 3.3 и 3.4,. совпадают 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-ЗОКУ.
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 соответственно снижение его давления приводит к снижению тяги (рис. 3.6) и увеличению удельного расхода 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 4-21°С для Д-ЗОКУ и + 15°С для Д-ЗОКП 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.
Рис. 3.8. Режимы реверсирования тяги ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП: /-режим P.epm,x(G ,,= const); 2-режим Л,брт1п(Отт|„ = const)
Рис. 3.9. Зависимость максимальной обратной тяги ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП от высоты и скорости полета при стандартных атмосферных 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.	I‘m,“
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 характеристик, 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.
Ров₽ ® G/cc 4~ 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 конструктивных узлов двигателя. Степень газодинамического и конструктивного совершенства компрессора в значительной мере определяет тягу, экономичность, габаритные размеры, массу, надежность и долговечность двигателя?/
К компрессорам авиационных газотурбинных двигателей предъявляются следующие основные требования:
обеспечение необходимого секундного расхода воздуха и заданной степени повышения давления при высоком значении коэффициента полезного действия и возможно минимальных габаритных размерах и массе;
устойчивая, т. е. беспомпажная работа в широком диапазоне частоты вращения;
равномерная, без пульсаций подача сжатого воздуха иа 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 разборки в условиях эксплуатации.
Перечисленным требованиям наиболее полно удовлетворяют широко применяемые в современных ТРДД осевые многоступенчатые компрессоры.
Осевой двухкаскадный компрессор двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП выполнен по двухвальной 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 многоступенчатый компрессор, состоящий из входного направляющего аппарата (ВНА), нескольких последовательно чередующихся рабочих колес (РК) и неподвижных направляющих аппаратов (НА).
ВНА представляет собой ряд неподвижных профилированных лопаток, установленных под определенным 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 неподвижных 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 nZ 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 nt = pt/pt-Степень повышения давления в многоступенчатом компрессоре равна произведению степеней повышения давления отдельных его ступеней и определяется по формуле
Як = Л1Л2Л3 .. • л„.
29
Рис. 4.1. Схема ступени и изменение параметров состояния воздуха в ступени осевого компрессора
Рис. 4.2. Схема решеток профилей лопаток и треугольники скоростей в ступени осевого компрессора
Рис. 4.3. Основные параметры решетки профилен
Чем больше степень повышения давления отдельных ступеней и чем больше нх 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 политропной работе сжатого воздуха в компрессоре, также определенной по параметрам заторможенного потока воздуха, т. е. т|к ==	L*.
Этот параметр характеризует степень совершенства осевого компрессора и учитывает различные потери в реальном компрессоре.
Адиабатический КПД на расчетном режиме для отдельных ступеней осевых компрессоров составляет 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 профилей лопаток ВНА, РК и НА, представляющая собой цилиндрическое сечение, концентричное оси компрессора и развернутое на плоскости.
Совокупность решеток профилей РК и расположенного за ним НА называют элементарной ступенью компрессора. Полная ступень компрессора складывается из бесконечного числа ее элементарных 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 (/к) и НА (f„) увеличивается в направлении движения воздуха, т. е. fiK <2 fiK,
Решетка профилей характеризуется следующими геометрическими и аэродинамическими параметрами (рис. 4.3):
t = nD/z — шаг решетки на заданном диаметре при числе лопаток z;
b — хорда профиля;
b/t— густота решетки;
0( и 02 — углы установки профиля на входе и выходе из ступени;
01 и 02 — углы входа и выхода потока воздуха;
i = 0f — 0| — угол атаки профиля;
0 = 02 — 02 — угол изгиба профиля;
и — максимальная толщина профиля лопатки.
Угол атаки i на рабочих режимах близок к нулю. При изменении режима работы меняются угол атаки, а также углы входа и выхода потока 0| и 02. Угол изгиба профиля обычно составляет 30°... 40°.
Рассмотрим движение воздуха через элементарную ступень, изображенную на рис. 4.2. Из входного устройства двигателя воздух, двигаясь в осевом направлении со скоростью со, поступает в каналы ВНА, расположенного перед рабочим колесом.
Сужающиеся межлопаточные каналы ВНА обеспечивают увеличение скорости от с0 до ct, сопровождающееся уменьшением давления и температуры воздуха. В ВНА воздух предварительно за
30
кручивается и поступает во вращающееся РК с абсолютной скоростью Ci, направленной под некоторым углом к осн компрессора. Лопатки РК перемещаются со средней окружной скоростью и, вследствие чего скорость воздуха ct на входе в РК раскладывается на две составляющие: относительную скорость обтекания профиля иц н окружную скорость и.
В двигателях Д-ЗОКУ н Д-ЗОКП предварительная закрутка потока на входе в РК компрессора осуществляется по направлению вращения последнего, вследствие чего достигается повышение давления на I ступени благодаря увеличению окружной скорости и при неизменной относительной скорости шь При этом окружная скорость РК ограничивается прочностью лопаток, а также абсолютной скоростью сг на выходе из РК-
Воздух в межлопаточных каналах двигателя движется относительно лопаток со скоростью wi н одновременно с РК вращается с окружной скоростью и. Относительная скорость воздуха вследствие днффузорностн межлопаточных каналов РК уменьшается от wi на входе до w2 на выходе, а давление потока соответственно увеличивается от pi до рг. Происходит частичное преобразование кинетической энергии воздуха, входящего в РК, в энергию давления.
Увеличение давления в рабочем колесе определяется по формуле
где рСр—массовая плотность воздуха в РК.
Из РК воздух выходит с абсолютной скоростью с2, являющейся геометрической суммой скоростей w^W2 < Ш|) н и. Скорость воздуха Сг на выходе из колеса отклоняется от направления ci в сторону вращения колеса и становится больше абсолютной скорости с\ на входе в колесо, т. е. в рабочем колесе вследствие силового воздействия лопаток вращающегося колеса на поток помимо повышения давления происходит также увеличение кинетической энергии воздуха.
Из рабочего колеса воздух со скоростью сг поступает в каналы спрямляющегося аппарата, которые, как н каналы рабочего колеса, выполняются расширяющимися, т. е. диффузорными. Вследствие днффузорностн каналов скорость воздуха в НА уменьшается от сг до сз, что сопровождается повышением статического давления от р2 до рз- Кроме того, НА осуществляют требуемый поворот воздуха перед входом в рабочие колеса последующих ступеней, выполняя в данном случае роль направляющих аппаратов.
Увеличение давления в НА определяется по уравнению
Таким образом, полный прирост давления воздуха в каждой отдельной ступени
Арет = Аррк + АРнл-
В результате сжатия н трения при движении воздуха по межлопаточным каналам РК н НА его температура повышается от Г, на входе в#РК до Тз на выходе из ступени. Изменение параметров состояния воздуха в ступени осевого компрессора приведено на рис. 4.1.
Подобным образом работают все остальные ступени осевого компрессора.
При движении вдоль проточной части многоступенчатого компрессора воздух сжимается н плотность его возрастает, поэтому во избежание нарушения непрерывности потока площади поперечных сечений ступеней делают уменьшающимися по направлению движения воздуха. При этом осевая составляющая скорости для всех ступеней остается постоянной или несколько уменьшается к выходу нз компрессора. Обычно в авиационных компрессорах скорость воздуха на выходе нз последней ступени составляет 120... 180 м/с.
В двигателях Д-ЗОКУ н Д-ЗОКП уменьшение площади проходных сечений проточной части КНД достигнуто уменьшением диаметров рабочих колес н увеличением диаметров дисков при постоянном среднем диаметре колес. В КВД уменьшение площади проходных сечений достигнуто увеличением диаметров дисков по длине компрессора н среднего диаметра колес при постоянном наружном диаметре всех рабочих колес.
4.2.	НЕУСТОЙЧИВАЯ РАБОТА (ПОМПАЖ) КОМПРЕССОРА И СПОСОБЫ ЕЕ ПРЕДОТВРАЩЕНИЯ
Характерной особенностью многоступенчатых осевых компрессоров является то, что с увеличением полного давления компрессора возрастает опасность перехода на неустойчивый режим работы. Возникает явление, называемое помпажом. При помпаже работа двигателя сопровождается повторяющимися хлопками или гулом низкого тона н повышением температуры газов перед турбиной. Кроме того, помпаж способен вызвать вибрационные повреждения элементов двигателя н привести к его самовыключению.
31
Рис. 4.4. Схема обтекания лопаток рабочего колеса осевого компрессора: а — расчетный режим работы; б, в — нерасчетные режимы работы
Треугольники скоростей позволяют выяснить физическую сущность возникновения помпажа компрессора 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, сопровождаемый образованием вихревых областей. При сильных срывах эти области нарастают н проникают 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), прн этом угол атаки i становится меньше нуля. Поток воздуха ударяется в выпуклую часть лопатки, а на ее вогнутой части возникают 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 прн нерасчетных режимах имеет место рассогласование в работе его первых и последних ступеней. Сущность рассогласования заключается в том, что прн отклонении частоты вращения ротора от расчетного 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 н последних ступенях изменяются одинаково, углы атаки на первых ступенях увеличиваются, а в последних уменьшаются. Прн 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 отсутствуют, однако прн очень больших отрицательных углах атаки на последних ступенях может наступить так называемый «турбинный» режим, прн котором воздух в этих ступенях не сжимается, а расширяется. При таком режиме работы последних ступеней падает КПД н напор компрессора.
При увеличении частоты вращения ротора компрессора по сравнению с расчетным значением осевая составляющая с„ 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 н 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 постоянной 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 достигаются раньше, чем на первых.
При достижении критических углов атаки- образуются срывные зоны, которые постепенно увеличиваются 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 н снижение давления за ним. Возникает момент, когда давление за компрессором становится меньше давления 32
Рис. 4.5. Регулирование осевого компрессора поворотом лопаток ВНА
Рнс. 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 компрессора в камеру сгорания, снова возникают срывы и вихреобразованне, т. е. явление повторяется.
Двухкаскадный высоконапорный компрессор двигателей Д-ЗОКУ н Д-ЗОКП состоит из двух последовательно 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 двухкаскадного компрессора является также возможность изменения частоты вращения ротора I каскада относительно частоты вращения ротора II каскада.
Возможность снижения окружной скорости на передних ступенях компрессора относительно окружной скорости последних ступеней при постоянном расходе воздуха через компрессор является эффективным средством расширения границ беспомпажной работы компрессора. Одновременно с этим на двигателях Д-ЗОКУ н Д-ЗОКП 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 приведенной 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 ii, 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 ударяться в спину лопатки, а со стороны корытца будут возникать срывы потока.
Для обеспечения входа воздуха под нанвыгоднейшим углом атаки при увеличении частоты вращения необходимо, чтобы относительная скорость сохраняла свое прежнее направление. Для этого лопатки ВНА следует повернуть в сторону увеличения установочного угла, что уменьшит предварительную закрутку потока. С этой целью на двигателях Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП в диапазоне изменения частоты вращения ротора ВД от 8000 ± 150 до 9900 ± 150 об/мин осуществляется поворот лопаток ВНА в сторону увеличения угла установки от — 35° до — 5°. Для сохранения параллельности направлений 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 ± 150 об/мин лопатки установлены на угол —5° (рнс. 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 обтекание рабочих лопаток и тем самым расширяется диапазон устойчивой работы компрессора.
Предотвращение помпажа перепуском воздуха из ступени компрессора можно объяснить с помощью 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. Благодаря 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 прн 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 двигателя и увеличению удельного расхода топлива на режимах перепуска. Клапаны перепуска остаются открытыми при запуске двигателя до момента достижения частоты вращения, равной 8600 об/мин, прн дальнейшем увеличении частоты вращения клапаны закрываются.
4.3.	ОСНОВНЫЕ УЗЛЫ КОМПРЕССОРА. ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА НИХ НАГРУЗКИ
В компрессор двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП входят следующие узлы и системы: входное устройство; статор и ротор КНД; узлы передней и задней опор ротора КНД; статор КВД с механизмом 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 воздуха, 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 работает на разрыв:
Ризв = р* — р», 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 составляющие. Осевые составляющие передаются на корпус, нагружая его растягивающими (сжимающими) усилиями. Под действием окружных составляющих корпус компрессора нагружается крутящим моментом;
осевые силы, передаваемые от роторов компрессора через опорно-упорные подшипники на разделительный 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 элементах 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 газодинамические 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 н 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 жесткость ротора) зависит от его диаметра, толщины стенки и материала, из которого изготовлены элементы ротора;
крутящие моменты, передаваемые от турбины к роторам КВД н 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 осевых сил роторов турбины направлена в противоположную сторону. В узлах соединения роторов
34
компрессора н 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 н КНД воспринимаются шарикоподшипниками компрессора н далее через силовые конструктивные элементы двигателя передаются на узлы его крепления 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 11 со спрямляющими аппаратами, н ротор 7, состоящий нз трех рабочих колес, стяжного болта 10, вала привода 22 н соединительного болта- 23.
Конструкция КНД двухопорная. Передняя опора упругодемпферная, включает в себя роликоподшипник 51, установленный в корпусе ВНА. В заднюю опору входит шарикоподшипник 25, смонтированный 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 н преобразование кинетической энергии набегающего потока (скоростного напора) в потенциальную (давление) с минимальными потерями. Его конструкция включает в себя входной корпус 7 с лопатками ВНА, переходник 8 н внутренний обтекатель (кок) 12.
Входной корпус (рис. 4.9, а и б), являющийся одновременно входным направляющим аппаратом, состоит нз наружного корпуса 1, 26 лопаток ВНА 2 и 8, внутреннего кольца 54 (см. рис. 4.7), передне^ 3 (см. рис. 4.9.) и задней 14 крышек и корпуса подшипника 13.
Наружный корпус сварной, изготовлен нз титанового сплава и представляет собой кольцо с приваренными передним и задним фланцами. Оба фланца имеют отверстия под болты крепления. К переднему фланцу-наружного корпуса крепится переходник 1 (см. рис. 4.7), задний .фланец служит для крепления входного корпуса к корпусу СА I ступени КНД.
На цилиндрической поверхности наружного корпуса болтами крепятся переходники 4 (см. рис. 4.9) подвода воздуха для обогрева лопаток ВНА. Лопатки 2 и 8 выполнены нз титанового сплава и обеспечивают предварительную закрутку воздуха на входе в компрессор. Через лопатки как через стойки передаются радиальные усилия от передней опоры ротора КНД на внешний силовой корпус двигателя. Лопатки имеют профильную часть, верхнюю и нижнюю полки для крепления болтами 5 к наружному корпусу и внутреннему кольцу входного корпуса. Контровка болтов осуществляется раскерновкой резьбовых концов.
Между верхними полками соседних лопаток установлены вставки 11, которые крепятся болтами к наружному корпусу. Верхние полки лопаток вместе с вставками образуют наружную трактовую поверхность, а нижние полки—внутреннюю.
К внутреннему кольцу входного корпуса болтами крепятся передняя 3 и задняя 14 крышки, которые соединяются винтами по внутренним фланцам. Кольцо н крышки выполнены нз титанового сплава. По внутреннему диаметру крышек центрируется и крепится к ним корпус подшипника 13, в который запрессована стальная обойма. С передней стороны к корпусу подшипника винтами крепится наружная рессора 1 упругодемпферной опоры (рнс. 4.10), к внутреннему фланцу которой винтами крепится внутренняя рессора 2, оканчивающаяся стаканом. Упругие элементы рессор выполнены в виде «беличьего колеса». В стакане внутренней рессоры установлен роликоподшипник 4, удерживаемый от осевых перемещений гайкой 5, которая контрится от самооткручнвания пластинчатым замком.
На наружной поверхности стакана внутренней рессоры имеются две канавки, в которые вставляются четыре маслоуплотннтельных кольца 3 (по два кольца в каждую канавку), образующие между обоймой корпуса подшипника 53 (см. рнс. 4.7) и стаканом внутренней рессоры демпферную полость Д.
Воздушно-масляная полость переднего роликоподшипника ограничивается крышкой опоры 47, которая болтами крепится к переднему фланцу корпуса подшипника. Крышка передней опоры (рнс. 4.11) литая, изготовлена нз магниевого сплава.
На крышке установлен маслоуплотннтель 5 с четырьмя бронзовыми уплотнительными кольцами 3 и переходник 2 с форсункой для смазки роликоподшипника. К маслоуплотннтелю и переходнику масло подводится по каналу, выполненному в крышке передней опоры. Через маслоуплотннтель 43 (см. рнс. 4.7) по трубкам 28 и 24, смонтированным в стяжном 10 и соединительном 23 болтах, масло поступает на смазку переднего ролнкоподщнпннка ТНД. Через форсунку переходника 49 масло подводится на смазку роликового подшипника 51. Часть масла нз переходника 49 поступает в демпферную полость Д упругодемпферной опоры.	(
Необходимое уплотнение между корпусом маслоуплотннтеля 5 (см. рнс. 4.11) и вращающимися деталями передней цапфы ротора КНД обеспечивается с помощью маслоуплотннтельных колец 3, смонтированных на корпусе маслоуплотннтеля.
К крышке передней опоры масло подводится через масляный канал средней лопатки 8 (см. рнс. 4.9, а). Отвод масла, откачиваемого нз полости опоры, осуществляется через масляные каналы двух крайних лопаток 8.
35
Рис. 4.7. Компрессор низкого давления (продольный разрез):
/ — переходник; 2— входной корпус; 3—переходник входного корпуса; 4 — угольник подвода воздуха; 5 — распределительный коллектор; 6 — штифт рабочей лопатки; 7 — ротор КНД; 8 — труба; 9—палец шарнирного соединения лопатки; 10— стяжной болт; // — корпуса с НА I, II и III ступеней; 12— балансировочный болт; 13, 21 — опоры стяжного болта; 14, 35 — лабиринтные фланцы; 15 — детали лабиринтного уплотнения шарикоподшипника; 16 — планка; 17, 20—кронштейны; 18— сигнализатор обледенения ДО-206 (серия 2); 19 — температурный датчик ТД-ЗОК; 22—вал привода ротора КНД; 23 — соединительный болт; 24, 28 — трубки для подвода масла к переднему роликоподшипнику ротора ТНД; 25 — шарикоподшипник; 26 — шлицевой фиксатор; 27 — сферическое кольцо; 29 — задний вал ротора; 30—штифт; 31 — лючки для осмотра лопаток; 32— уплотнительные кольца; 33 — сферическая опора; 34 — кольцо; 36 — наружный угольник для откачки масла; 37—штуцер-приемник давления; 38—внутренний угольник для откачки масла; 39 — трубка для подвода масла; 40 — трубка для отвода масла; 41 — откачивающий маслонасос МНО-1; 42 — ведущая шестерня; 43 — маслоуплот-нитель; 44 — крышка: 45 — внутренний обтекатель (кок); 46 — болт крепления кока; 47 — крышка опоры; 48 — внутренняя рессора упругодемпферной опоры; 49 — ререходннк с масляной форсункой; 50—наружная рессора упругодемпферной опоры; 51 — роликоподшипник; 52 — детали лабиринтного уплотнения роликоподшипника; 53 — корпус подшипника; 54— внутреннее кольцо; 55—воздухозаборный патрубок; 56 — прнемннк температуры П-69-2М; А, Е — кольцевые воздушные полостн; Б — воздушная полость лабиринтного уплотиеиня ролнкоподшнпннка; В — воздушный канал; Г — масляный канал лопаток ВНА; Д— демпферная полость опоры; Ж— полость кока
54
53
52
51
50
49
46
47
46
Ж
45
44'
43
42
41
40
39
38
21	22
37
36
31
32
35	34
Рис. 4.8. Входное устройство КНД (вид спереди, слева):
/ — сигнализатор обледенения ДО-206 (серия 2); 2 — кронштейн сигиа^йзатора обледенения ДО-206 (серия 2); 3 —приемник тем-
пературы П-69-2М; 4 — воздухозаборный патрубок; 5 — угольник; 6 — коллектор обогрева лопаток ВНА и кока; 7 —входной корпус; 3—переходник; 9 — температурный датчик ТД-ЗОК; Ю—штуцер давления; // — болт крепления кока; 12 — кок
Рис. 4.10. Упругодемпфериая опора роликоподшипника* ротора КНД (в разобранном виде):
/ — наружная рессора; 2 —внутренняя рессора; 3 —маслоуплотнитель-иые кольца; 4— роликоподшипник; 5 — гайка
Рис. 4.9. Входной корпус КНД:
а — вид спереди, слева; б — вид сзади; / — наружный корпус; 2 — лопатки ВНА; 3 — передняя крышка; 4 — переходник; 5 — болты крепления лопаток; 6 — болты крепления вставок; 7—наружные угольники для откачки масла; 8 — лопатки ВНА с воздушио-мас-ляиым обогревом; 9 — внутренние угольники для откачки масла; 10 — внутренний угольник для подвода масла; // — вставка; /2 —отверстия для подвода обогревающего воздуха из входного корпуса в кок; /3 —корпус подшипника; 14 — задняя крышка
Рис. 4.11. Крышка передней опоры ротора КНД с масло-насосом (вид сзади):
/ — крышка опоры; 2 — переходник с форсункой; 3 — маслоуплотнительные кольца; 4 — откачивающий маслонасос МНО-1; 5—маслоуплотиитель
Для откачки масла из полости роликоподшипника используется откачивающий 41 маслонасос (см. рис. 4.7), установленный на крышке передней опоры 47. Привод насоса осуществляется ведущей цилиндрической шестерней 42.
В крышке опоры выполнено технологическое отверстие, закрываемое пробкой, через которое прн сборке производится замер зазоров между шестернями привода маслонасоса.
Переходник 1 сварной конструкции изготовлен из титанового сплава, крепится к переднему фланцу входного корпуса и является промежуточным конструктивным элементом между двигателем и самолетным воздухозаборником. В переходник вварена планка 16 с двумя отверстиями, в которых установлены приемники сигнализатора обледенения ДО-206 (серия 2) 18, смонтированные на упругих подвесках кронштейна 17. Этот кронштейн крепится болтами к заднему фланцу переходника, на котором установлен кронштейн 20 с закрепленным на нем температурным датчиком ТЭ-30К 19. Термоэлемент термодатчнка выходит в проточную часть через втулку переходника.
К фланцу, расположенному на нижней части обечайки переходника, крепится штуцер-приемник полного давления 37, предназначенный для стравливания воздуха нз автомата приемистости агрегата НР-ЗОКУ.
Рядом с сигнализатором обледенения 18 к заднему фланцу переходника крепится приемник температуры П-69-2М 56. Камера торможения с теплочувствнтельным элементом приемника размещена в воздухозаборном патрубке 55 н сообщена с проточной частью.
Внутренний обтекатель 45 передней опоры КНД, нлн, как его еще называют, кок крепится к корпусу подшипника болтом 46 через крышку 44, изготовленную из титанового сплава. Кок изготовлен из листового алюминиевого сплава и имеет двойные стенки для образования канала, по которому проходит горячий воздух, обогревающий наружную поверхность кока.
Болт крепления внутреннего обтекателя 1 (рис. 4.12) контрится для предотвращения самоотво-рачивания пружинным фиксатором 2. Под влиянием усилия пружины 10 фиксатор занимает крайнее
37
Рис. 4.12. Узел фиксатора болта крепления кока:
/ — болт крепления кока; 2 — пружинный фиксатор; 3— корпус с фланцами; 4, 5, 8 —обечайки; 6 — заклепки; 7 —крышка;
9 — заглушка; /0—пружина
Рис. 4.13. Распределительный коллектор обогрева лопаток (вид спереди): / — патрубок для подвода воздуха в коллектор; 2 — угольник; 3 — теплоизолирующее покрытие
Рис. 4.14. Корпуса КНД с направляющими аппаратами:
/ — корпус с направляющим аппаратом I ступени; 2—корпус с направляющим аппаратом II ступени; 3 — корпус с направляющим аппаратом III ступени; 4 — лючки для осмотра лопаток; 5 —внутреннее кольцо; 6 — гайка крепления внутреннего кольца; 7— вставка; 8 — кольца
левое положение, при этом штырь фиксатора выступает между шлицами головки болта и таким образом препятствует самоотворачнванию.
Противообледенительная система входного устройства обеспечивает предотвращение обледенения лопаток ВНА и внутреннего обтекателя. Лопатки ВНА обогреваются горячим воздухом, который отбирается за XI или VI ступенью КВД в зависимости от режима работы двигателя: при частоте вращения ротора КВД ниже 8700 об/мин воздух отбирается за XI ступенью, а при частоте вращения выше 8700 об/мин—за VI ступенью. Воздух по теплоизолированному трубопроводу подводится к распределительному коллектору 5 (см. рис. 4.7), от которого по угольникам 4, переходникам 3, закрепленным на наружном корпусе, и прорезям в наружном корпусе поступает в воздушный канал В каждой лопатки.
Воздушные каналы В 23-х лопаток ВНА образованы продольными прорезями во входной кромке лопаток и козырьками из титанового листа. Козырьки крепятся к лопаткам заклепками. Для увеличения жесткости лопаток в месте крепления козырька внутри прорези вставлена пластина, разделяющая канал на две части.
Распределительный коллектор обогрева лопаток (рнс. 4.13) состоит нз двух половин н выполнен в виде кольцевой трубы с патрубком подвода воздуха 1 в коллектор, который имеет теплоизолирующее покрытие 3. Угольники 2 крепятся к коллектору болтами и соединяются с переходниками, расположенными на наружном корпусе, через сферические втулки. Эти угольники обеспечивают подвод воздуха к лопаткам и одновременно служат для крепления коллектора к наружному корпусу, позволяя коллектору расширяться при нагревании.
Воздух проходит через воздушный канал В в лопатках, прорези во внутреннем кольце 54 (см. рнс. 4.7.) входного корпуса и далее поступает в кольцевую полость Е, откуда через отверстия в передней крышке входного корпуса в полость кока Ж.
Через отверстия во внутренней перегородке кока воздух проходит между его наружной н внутренней обечайками, обогревая их, и через отверстия, расположенные на наружной обечайке кока, выходит в воздушный тракт компрессора.
Воздухом обогреваются 23 лопатки, остальные три лопатки ВНА 8 (см. рис. 4.9, а) имеют воздушно-масляный обогрев. В этих лопатках выполнены два изолированных между собой канала: воздушный—для прохода горячего воздуха, обогревающего входную кромку лопатки, и масляный. Лопатки с воздушно-масляным обогревом состоят из двух частей, которые сварены электронно-лучевой сваркой вдоль лопатки. В этих частях предварительно фрезеруются прорези, образующие после сварки масляные каналы Г (см. рис. 4.7). Масляные каналы соединяются с угольниками 36, привернутыми к наружной полке, и угольниками 38, привернутыми к внутренней полке лопаток.
Масляный канал средней нз обозначенных на рнс. 4.9 лопаток 8 служит для подвода масла к передней опоре ротора КНД, а масляные каналы двух других лопаток 8 служат для отвода масла, откачиваемого из полости передней опоры масляным насосом.
Статор КНД состоит из трех корпусов—отсеков с направляющими аппаратами (рис. 4.14). Корпус КНД входит в силовую схему двигателя и служит для крепления НА, а также связывает между собой входное устройство и разделительный корпус компрессора.
Поперечные разъемы корпуса обеспечивают ему равномерную жесткость в окружном направлении, благодаря этому в результате температурного радиального расширения не искажается его правильная круговая форма н обеспечивается равномерный зазор между рабочими лопатками и корпусом в рабочих условиях.
38
Корпуса отдельных ступеней состоят из силового наружного кольца, внутреннего кольца и лопаток НА, установленных между ними.
Наружные кольца с передней стороны имеют фланцы с отверстиями под детали крепления, с задней—обработанные торцевые поверхности с установленными на них шпильками. Цилиндрическая расточка, выполненная на внутренней поверхности колец, является опорной поверхностью для лопаток спрямляющих аппаратов.
Корпуса-отсеки соединяются между собой с помощью шпилек. К переднему фланцу корпуса КНД болтами крепится наружный корпус входного устройства. Своим задним фланцем собранный статор КНД с помощью шпилек и гаек соединяется с разделительным корпусом компрессора.
Центровка корпусов-отсеков между собой и соединяемых с ними конструктивных элементов компрессора обеспечивается по цилиндрическим посадочным пояскам, выполненным на фланцах и торцевых участках наружных колец.
НА I и II ступеней выполнены с одним рядом лопаток. НА I ступени имеет 33 лопатки, II ступени—41 лопатку. НА III ступени, обеспечивающий раскрутку воздушного потока на выходе из КНД на осевое направление, для большей эффективности выполнен с двумя рядами лопаток, работающих по схеме предкрылок—крыло: передний ряд—направляющие лопатки, задний—спрямляющие. В каждом ряду установлено по 47 лопаток.
Лопатки НА имеют двухстороннее крепление, состоят из профильной части (пера) и хвостовиков для крепления. На втулочном конце лопатки НА имеют цапфы с резьбой, а на периферийном конце—полки. Цапфы и полки выполнены как единое целое с лопатками.
Лопатки каждой ступени вставляются своими цапфами во внутренние кольца 5 и крепятся к ним с помощью гаек 6. В собранном виде наружные полки лопаток образуют наружное кольцо направляющих аппаратов. На НА I ступени для уменьшения размеров полок лопаток между ними поставлены вставки 7.
Лопатки устанавливаются наружными полками в цилиндрические расточки корпусов и фиксируются от осевого перемещения защемлением между соединенными корпусами при их сборке. Лопатки направляющих аппаратов крепятся к корпусам винтами.
Внутренние кольца НА I и II ступеней имеют по два кольцевых ребра жесткости. К фланцам, расположенным на переднем ребре жесткости I ступени и заднем ребре жесткости II ступени болтами крепятся кольца 8, на внутренней цилиндрической поверхности которых нанесено легкосрабатываемое уплотнительное покрытие. Кольцевые гребенки на дисках, поверхность колец с уплотнительной массой образуют лабиринтное уплотнение, уменьшающее перетекание воздуха между ступенями компрессора.
Лопатки, внутренние кольца и корпуса изготавливаются из алюминиевого сплава.
Корпуса отдельных ступеней имеют лючки 31 (см. рнс. 4.7) для осмотра состояния лопаток в процессе эксплуатации двигателя. Лючки приклепаны к корпусу и закрыты крышками, которые крепятся к лючкам болтами.
Ротор КНД дискобарабанной конструкции (см. рис. 4.7), состоит из трех рабочих колес с лопатками, заднего вала, стяжного болта, деталей крепления и лабиринтного уплотнения.
Диски рабочих колес представляют собой обод и полотно, выполненные как единое целое. Обод имеет барабанные участки в виде кольцевых буртов и продольные пазы для крепления рабочих лопаток. Полотна дисков имеют центральные отверстия и ступицы, снижающие напряжения в зоне отверстий.
На цилиндрической поверхности барабанных участков дисков выполнены кольцевые гребенки, которые вместе с внутренними кольцами спрямляющих аппаратов образуют бесконтактные лабиринтные уплотнения, уменьшающие перетекание воздуха между ступенями.
Диски рабочих колес 4, 5, 6 (рис. 4.15) и задний вал 13 соединяются и центрируются между собой с помощью торцевых шлицов, выполненных на торцевых поверхностях барабанных участков дисков и вала. Диски отдельных ступеней и задний вал стягиваются между собой стяжным болтом 10 через сферические опоры 27 и 33 (см. рнс. 4.7). Диски изготовлены из титанового сплава, задний вал — из стали.
Такая конструкция ротора обеспечивает ему высокую изгибную и крутильную жесткости и работоспособность при больших окружных скоростях.
Ротор установлен на двух опорах: передней—роликоподшипнике 51, воспринимающем радиальное усилие, и задней — шарикоподшипнике 25, воспринимающем радиальное и осевое усилия. Опоры подшипников расположены соответственно во входном и разделительном корпусах.
Передняя цапфа ротора выполнена как единое целое с диском РК I ступени. На гладкой поверхности передней цапфы монтируется роликоподшипник 3 (рис. 4.16) и лабиринтные кольца 5, 6.
Задняя цапфа ротора выполнена как единое целое с задним валом 13 (см. рис. 4.15). На задней цапфе монтируется шарикоподшипник 22 (см. рис. 4.16) и лабиринтные кольца 19 и 21. Кроме того, на заднем валу устанавливается ведущая коническая шестерня 28 привода передней коробки, фиксируемая гайкой 27 н стопорным кольцом 25. Для предотвращения самоотворачивания гайка 27 фиксируется пластинчатым замком 26.
Рабочие лопатки состоят из профильной (перо) и замковой (хвостовик) частей. Профильная часть плавно сопрягается с замковой для снижения концентрации напряжений. Лопатки имеют закрутку по высоте.
39
Рис. 4.15. Ротор КНД (в разобранном виде):
/ — гайка стяжного болта 2, 3 — сферические шайбы; 4 — рабочее колесо I ступени; 5 — рабочее колесо II ступени; 6— рабочее колесо 111 ступени; 7 —стяяГиой ?олт; в-винт! 9- контровочная шайба; /0-замок; //-опора стяжного болта; 12-уплотнительное кольцо; /3-задиии вал
16.17 16
13 20 П 12 2 23 20 25 26 27 28
0 5 6 7 8 3 10 11 12 13
23
33 33 32
30,31 10
Рис. 4.1Ъ. Ротор КНД (балансированный):
/, 12, 23, 27 — гайки; 2, II, 26 — замки контровочные; 3 — роликоподшипник; 4, 20, 24 — регулировочные кольца; 5, 6, 19, 21 — лабиринтные кольца; 7, 17, 31, 34 — винты; 8, 15, 29, 33—контровочные шайбы; 9 — шестерня; 10 — уплотнительное кольцо; 13— шлицевая втулка; 14— ротор КНД; 16, 30 — балансировочные болты; 18— внутренняя труба; 22 — шарикоподшипник; 25 — стопорное кольцо; 28— ведущая коническая шестерня; 32—трубка для подвода масла
При работе лопатки подвержены воздействию центробежных сил собственных масс н аэродинамических сил воздушного потока. Центробежные силы вызывают в лопатках напряжения растяжения, изгиба и кручения. Эти силы зависят от массы лопатки, радиуса, на котором расположен центр массы лопатки, и окружной скорости. Аэродинамические силы вызывают в рабочих лопатках напряжения изгиба и кручения.
При работе компрессора вследствие неравномерности воздушного потока могут возникать колебания лопаток. При совпадении частоты возбуждающих колебаний и собственных (резонансный режим работы) напряжения в лопатках резко увеличиваются и могут стать причиной их поломки вследствие усталости материала.
Лопатки РК I ступени (31 шт.) крепятся к диску трапециевидными замками, которые иначе называют замками типа ласточкина хвоста. Рабочие лопатки колеса I ступени зафиксированы штифтами 6 (см. рнс. 4.7). Штифты предохраняются от выпадания кольцом 34, которое крепится к диску болтами. Часть болтов, крепящих кольцо 34, н болты 12, установленные на диске заднего вала, имеют головку увеличенной высоты н используются при динамической балансировке собранного ротора.
Лопатки РК I ступени изготовлены нз жаропрочного титанового сплава. Для повышения усталостной прочности перо лопаток подвергается внброгалтовке—специальной вибрационной обработке стальными или фарфоровыми шариками.
Для демпфирования колебаний и снижения внбронапряженнй при работе двигателя лопаткй I ступени имеют бандажные полки, которые в собранном виде образуют кольцевой антивибрационный бандаж. При сборке колеса натяг между полками соседних лопаток создается некоторым разворотом лопаток в пределах упругой деформации.
40
Лопатки РК II и III ступеней крепятся к дискам шарнирно. Такое крепление лопаток к дискам позволяет им самоустанавлнваться под действием газовых и центробежных сил, приложенных к перу лопаток. При этом обеспечивается также значительное снижение вибрационных напряжений в лопатках вследствие интенсивного демпфирования колебаний силами трення в замке. Все это в совокупности позволяет облегчить лопатки и повысить максимально допустимые значения окружной скорости РК.
Хвостовики лопаток своими проушинами входят в кольцевые пазы обода дисков н фиксируются пальцами. Пальцы предохраняются от выпадания с одной стороны выполненным на них буртиком, а с другой стороны втулкой, закрепляемой заклепкой. Часть втулок имеют увеличенную толщину и используется для балансировки рабочих колес. Для повышения контактной прочности в проушины лопаток запрессованы бронзовые втулки. Лопатки II и III ступени изготовлены из алюминиевого сплава.
Стяжной болт 10, соединяющий ротор в единый узел, через сферические кольца опоры 33 с одной стороны опирается на диск первого рабочего колеса, а с другой — через сферическое кольцо 27 на опору 13, ввернутую в задний вал 29 ротора.
В стяжной болт ротора вставлена трубка 28, подводящая масло для смазывания подшипника ТНД. Трубка центрируется на четырех цилиндрических опорных втулках, на которых установлены резиновые кольца. Одно из этих колец на передней втулке служит для уплотнения масляной полости, а остальные — для предотвращения наклепа на опорных поверхностях. Передняя опорная втулка трубки имеет хвостовик (рис. 4.17), через который в резьбовое отверстие стяжного болта 19 ввертывается винт 27, фиксирующий трубку от осевого перемещения и предохраняющий гайку 23 от самоотворачивания. Контровка винта 27 осуществляется пластинчатым замком.
Крутящий момент к ротору КНД передается через шлицевое соединение от приводного вала 22 (см. рис. 4.7), связанного с ротором ТНД.
Соединительный болт 23 фиксирует ротор турбины в осевом направлении. Этот болт опирается головкой на сферическое кольцо 27 и вместе со стяжным болтом 10 законтрен шлицевым пружинным фиксатором 26 от самоотворачивания. Для предупреждения прогиба соединительный болт имеет опору 21, которая монтируется на буртнке болта и центрируется по внутреннему диаметру вала привода.
В соединительном болте монтируется трубка 24, подводящая масло для смазывания подшипника ротора ТНД, соединенная с трубкой 28 стяжного болта. Трубки имеют аналогичную конструкцию.
Шлицевой фиксатор (рис. 4.18) представляет собой соединительную втулку 36, на которой крепится с помощью штифта 37 шлицевая муфта 34. Шлицевой фиксатор удерживается пружиной 31 в крайнем левом положении, соответствующем упору соединительной втулки в опорное кольцо 30, а опорное кольцо фиксируется от перемещений штифтом 32. Фиксация достигается благодаря тому, что шлицевая муфта одновременно находится в зацеплении с внутренними шлицами стяжного 38 и соединительного 22 болтов.
Рис. 4.17. Передняя опора ротора КНД:
1 — передняя крышка; 2 — задняя крышка; 3 — переходник с форсункой; 4— корпус опоры; 5 — трубка для подвода масла в демпферную полость А; 6—наружная рессора упругодемпферной опоры; 7—маслоуплотнительное кольцо; 8— втулка; 9 — внутренняя рессора упругодемпферной опоры; 10, 23, 28, 32 —гайки; 11, 29. 3/ —замки для контровки гаек; 12, 27, 30—винты; 13, /4 —лабиринтные втулки; 15, 16 — лабиринтные кольца; 17—передняя
цапфа; /3 —трубка; 19 — стяжной болт; 20—маслоперепускная трубка; 21, 22 — сферические шайбы; 24 — шлицевая втулка; 25 — регулировочное кольцо; 26 — роликоподшипник; 33—шестерня; 34— маслоуплотнитель; 35—крышка опоры; 36 — болт крепления кока; 37 — крышка; 38 — трубка для подвода масла; А— демпферная полость опоры; Б—воздушная полость лабиринтного уплотнения
41
Рнс. 4.18. Задняя опора ротора КНД:
/ — задний вал ротора КНД; 2—лабиринтное кольцо; 3 — лабиринтная втулка; 4, 41 — вннты; 5 — лабиринтный фланец; 6 — заднее лабиринтное кольцо; 7, 16, 24, 29—регулировочные кольца; 8—шпилька; 9, 17, 25, 33 — гайки; 10—прокладка; // — разделительный корпус; 12—шарикоподшипник; 13— втулка подшипника; 14 — упорный фланец; 15 — корпус приводов; 18, 28 — стопорные кольца; 19, 26 — контровочные замкн; 20—коническая шестерня; 21—приводной вал; 22 — соединительный болт; 23 — маслоперепускная трубка; 27 — опора; 30 — опорное кольцо; 31 — пружина; 32, 37 — штифты; 34 — шлицевая муфта; 35, 39 — сферические шайбы; 36—соединительная втулка; 38 — стяжной болт; 40 — опора стяжного болта; 42 — замок; 43 — уплотнительное кольцо; А — радиальные отверстия
Вывертывание соединительного болта 22 осуществляется специальным приспособлением, вводимым во внутреннюю полость стяжного болта 38, для чего фиксатор этим же приспособлением предварительно перемещается в крайнее правое положение до выхода из зацепления со шлицами стяжного болта.
Опоры ротора КНД. Ротор КНД имеет две опоры: переднюю и заднюю.
Передняя опора ротора К.НД (см. рис. 4.17) представляет собой однорядный опорный роликоподшипник, воспринимающий радиальные нагрузки от массовых сил и гироскопического момента ротора. Роликоподшипник обеспечивает свободное перемещение ротора КНД в осевом направлении, возникающее вследствие его температурного расширения и воздействия осевых сил.
Неподвижные детали передней опоры монтируются во внутреннем корпусе входного устройства. К неподвижным деталям опоры относятся корпус опоры 4, в который запрессована стальная втулка 8, крышка опоры 35, наружная рессора 6, внутренняя рессора 9 с маслоуплотнительными кольцами 7 (по два в каждой канавке), наружная обойма роликоподшипника 26, детали крепления подшипника (гайка 10 и контровочный замок 11 гайки), лабиринтные втулки 13 и 14. Наружная 6 и внутренняя 9 рессоры соединяются передними фланцами с помощью винтов.
Вращающиеся детали опоры установлены на передней цапфе ротора компрессора. К ним относятся лабиринтные кольца 15 и 16, регулировочное кольцо 25, обеспечивающее регулировку осевого зазора между ротором и статором КНД, внутренняя обойма роликоподшипника 26. Вращающиеся детали стянуты гайкой 28, навернутой иа резьбу передней цапфы. Гайка контрится замком 29.
Во внутреннюю расточку передней цапфы устанавливается шлицевая втулка 24, к которой с помощью винтов 30 крепится шестерня 33 привода маслонасоса, откачивающего масло из передней опоры. От осевого перемещения втулка фиксируется гайкой 32, которая контрится пластинчатым замком 31.
Для уменьшения амплитуды изгибиых колебаний ротора в конструкции КНД использована упругодемпферная опора. Упругие элементы опоры 6 и 9 обеспечивают сравнительно небольшое отклонение центра масс ротора от оси вращения на всех режимах работы двигателя, что сохраняет начальную уравновешенность ротора и сдерживает скорость нарастания уровня вибрации. В демпферную полость А из маслосистемы двигателя по каналам в переходнике 3, по трубке 5, по каналам в корпусе опоры 4 и втулке 8 непрерывно поступает под давлением масло, благодаря чему в демпферной полости образуется масляный слой. Прн появлении колебаний ротора слой масла выжимается из демпферной полости. Сила сопротивления, возникающая при. выдавливании масла через отверстие малого диаметра во втулке 8, поглощает энергию колебаний системы.
Наружная обойма однорядного роликоподшипника передней опоры имеет беговую дорожку под ролики и два буртика, ограничивающих осевое перемещение роликов. Внутренняя обойма имеет цилиндрическую поверхность без ограничительных буртиков, благодаря чему обеспечивается нормальная работа подшипника при осевом перемещении ротора КНД.
Масло для смазывания и охлаждения подшипника поступает из маслосистемы двигателя по трубке 38 и отверстиям, просверленным в крышке 35, к переходнику с форсункой 3. Отработанное масло стекает в нижнюю часть полости опоры, откуда вместе с некоторым количеством воздуха откачивается в маслосистему двигателя.
Для предупреждения попадания масла из полости опоры в воздушный тракт компрессора передняя опора оборудована трехступенчатым бесконтактным лабиринтным уплотнением. I ступень уплотнения — лабиринт, состоящий из лабиринтного кольца 16, имеющего на переднем конце маслосгонную четы-рехзаходную правую резьбу, и лабиринтной втулки 13, имеющей маслоотражательиый бурт и масло-
42
сгонную четырехзаходную левую резьбу. Ротор КНД имеет левое вращение, следовательно, масло, поступающее к уплотнению, будет отбрасываться внутрь полости опоры. II и III ступени уплотнения состоят из лабиринтных колец 15 и 16 с гребешками и лабиринтных втулок 13 и 14 с гладкими цилиндрическими участками. Действие такого уплотнения основано иа многократном дросселировании воздуха, протекающего через каналы с резко меняющимися проходными сечениями.	t
Для уменьшения щелевого зазора и предотвращения поломки гребешков в случае задевания ими лабиринтных втулок иа внутреннюю поверхность последних нанесено легкосрабатываемое талькографитовое покрытие толщиной 1... 1,5 мм.
Воздух для лабиринтного уплотнения отбирается из-за последней ступени КНД (см. рис. 4.7). Через резьбовые отверстия в заднем валу, свободные от балансировочных болтов 12, воздух под давлением поступает в кольцевую полость А между трубой 8 и стяжным болтом 10. Из кольцевой полости через отверстия в передней цапфе ротора и Лабиринтном кольце 16 (см. рис. 4.17) воздух поступает в полость Б лабиринтного уплотнения, из которой стремится пройти в двух направлениях: в сторону проточной части компрессора и в полость передней опоры, препятствуя тем самым попаданию масла из полости передней опоры в проточную часть компрессора.
Задняя опора ротора КНД (см. рис. 4.18) представляет собой однорядный опорно-упорный шарикоподшипник, воспринимающий нагрузки от массы ротора и неуравновешенных масс, а также суммарную нагрузку, равную разности осевых сил роторов КНД и ТНД. Он обеспечивает фиксацию ротора турбокомпрессора НД относительно корпуса в осевом направлении.
В конструкцию узла задней опоры ротора КНД входят неподвижные и вращающиеся детали. К неподвижным деталям относятся втулка подшипника 13, наружная обойма шарикоподшипника 12, регулировочное кольцо 16, упорный фланец 14, форсунка подвода масла к шарикоподшипнику (см. разделительный корпус), лабиринтные фланец 5 и втулка 3. Эти детали монтируются в разделительном корпусе. К вращающимся деталям опоры относятся лабиринтное кольцо 2, заднее лабиринтное кольцо 6, внутренняя обойма подшипника 12, регулировочное кольцо 7. Пакет вращающихся деталей стянут гайкой 25, контрящейся замком 26. Эти детали установлены на заднем валу ротора КНД.
Кроме того, иа задней валу при помощи гайки 17 и пружинного стопорного кольца 18 крепится ведущая коническая шестерня 20 привода передней коробки. При этом гайка 17 навертывается на гайку 25 и контрится замком 19, а стопорное кольцо 18 устанавливается между гайкой 17 и шестерней 20.
Втулка подшипника 13 запрессована в расточку передней части разделительного корпуса 11 и крепится к нему шпильками вместе с упорным фланцем 14. Лабиринтный фланец 5 с установленной иа нем с помощью винтов 4 лабиринтной втулкой 3 крепится шпильками 8.
Для облегчения монтажа, размещения большого числа шариков и увеличения угла их контакта с беговой дорожкой внутренняя обойма шарикоподшипника 12 выполнена разъемной. Благодаря этим конструктивным особенностям подшипник может воспринимать большие радиальные и особенно осевые нагрузки.
Смазывание и охлаждение подшипника осуществляется маслом, поступающим под давлением через форсунку из масломагистрали двигателя и подводимым через радиальные отверстия А непосредственно иа беговую дорожку наружной обоймы подшипника (смазывание шарикоподшипника 12 рассматривается в описании разделительного корпуса).
Для предотвращения попадания масла из полости опоры шарикоподшипника в проточную часть двигателя в узле опоры смонтировано двухступенчатое лабиринтное уплотнение. I ступень уплотнения включает в себя лабиринтные кольцо 2 й втулку 3, II — заднее лабиринтное кольцо 6 и втулку лабиринтного фланца 5. Лабиринтное кольцо 6 дополнительно выполняет функцию маслоотражательного кольца, отбрасывающего масло от лабиринтного уплотнения при вращении ротора. На внутренние поверхности лабиринтных втулок нанесена уплотнительная масса, благодаря чему обеспечивается минимальный зазор между гребешками лабиринтных колец и втулками и тем самым повышается эффективность лабиринтного уплотнения.
Воздух для работы лабиринтного уплотнения используется из-за III ступени КНД.
4.5.	КОМПРЕССОР ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
КВД (рис. 4.19) состоит из статора и ротора, образующих в собранном виде 11 ступеней компрессора.
Статор КВД (рис. 4.20) включает в себя: ВНА 1 с механизмом поворота лопаток и рабочее колесо 1 ступени компрессора; корпус компрессора, состоящий из переднего 4 и заднего 5 корпусов; НА XI ступени 6; корпус перепуска воздуха 9 (см. рис. 4.19) с дроссельными заслонками и кожухи 15 и 38.
Собранный статор КВД передним фланцем крепится к разделительному корпусу, а на его задних фланцах монтируется камера сгорания.
Входной направляющий аппарат (рис. 4.21) установлен иа входе КВД и служит для уменьшения относительной скорости потока на входе в РК I ступени, что позволяет увеличить окружную скорость, а следовательно, и напор ступени.
Для расширения зоны устойчивой работы компрессора иа малых, средних и рабочих частотах вращения ротора ВД ВНА выполнен регулируемым и имеет механизм поворота лопаток. При повороте лопаток меняется проходное сечение ВНА, что позволяет менять расход воздуха через КВД.
43
£
‘ts
‘И
2 3 *	5 6
12 13	14	15 16 17 16 19 20 21
26
29
30
39	38 37 3535
Рис. 4.19. Компрессор высокого давления (продольный разрез):
/ — ВНА; 2—ролик; 3— рабочее кольцо 1 ступени; КВД; 6, -с НА и опорное воздуха; кольца; рабочее
задний кожух; 16 — НА; 17 — диафрагма; 19, 23—графнтоннкелевые вставки; 18 — задний корпус компрессора; 20—НА
4 — крышка; 5 — ротор /0—штифты; 7 — корпус КВД рабочими кольцами; 8— заднее кольцо; 9 — корпус перепуска //— винт крепления рабочего 12—винт крепления НА; 13 — кольцо; 14 — кронштейн; 15 —
43 «
-W

ХЧГХ^ХУ^УХУУЧ^КХ!^^^!
r^##Z#ZZZZ//ZZZZZ.— ~	*““ r .......	.
28 6
XI ступени; 21 — направляющая лопатка; 22—спрямляющая лопатка; 24 — лабиринтный фланец; 25—шарикоподшипник; 26 — вал привода ротора КВД; 27, 41 —лабиринты; 28—неподвижное лабиринтное кольцо; 29— шпилька; 30— подвеска задней коробки; 31 — кольцо промежуточное; 32— клапан перепуска воздуха; 33 — отверстие перепуска воздуха; 34 — труба вала ротора; 35— регулировочное кольцо; 36—ведущее кольцо; 37 — палец; 38— передний кожух; 39—переднее опорное кольцо; 40— внутреннее кольцо НА 1 ступени; 42 — роликоподшипник; 43—внутренняя рессора; 44 — наружная рессора; 45 — трубопровод; А — межлабнрннтная полость; Б—демпферная полость опоры; В — лабиринтное кольцо; Г —роликоподшипник ротора ТНД; Д — гайка; Е — шлицевая муфта
г з	ч	it
Рис. 4.20. Основные узлы статора КВД (внешний вид):
/ — ВНА; 2 —рабочее кольцо 1 ступени; 3— регулировочное кольцо; 4 — передний корпус компрессора; 5 — задний корпус компрессора, 6— НА XI, ступени
Рис. 4.21. Входной направляющий аппарат (ВНА):
1 — направляющие лопатки; 2 — ведущее кольцо; 3—палец; 4 — сектор; 5 —ролик; 6 — ограничитель поворота лопаток ВНА; 7 — ушки ведущего кольца; 8 — пластинчатый пружинный замок; 9 — рычаги; 10— болты; 11 — внутреннее кольцо; 12 — наружное кольцо
Поворот лопаток ВНА осуществляется по заданной программе в зависимости от приведенной частоты вращения ротора КВД. При работе двигателя на частоте вращения ниже 8000 ± 150 об/мин лопатки устанавливаются иа исходный угол —35°, в диапазоне от 8000 ± 150 до 9900 ± 150 об/мин происходит поворот лопаток на увеличение угла установки от —35° до —5°. При частоте вращения выше 9900 ±150 об/мин лопатки устанавливаются на угол —5°.
ВНА состоит из наружного 12 и внутреннего 11 колец, 37 направляющих лопаток /, рычагов и ведущего кольца 2 с роликами 5 и пальцами 3 механизма поворота направляющих лопаток.
Ведущее кольцо 2 приводится в движение регулятором РНА-ЗОК и цилиндром управления ЦНА-30К ВНА, расположенными диаметрально противоположно на разделительном корпусе. Оба агрегата развивают усилие для поворота лопаток и передают его через рычажную систему иа две диаметрально противоположные точки ведущего кольца.
Наружное кольцо 12, изготовленное из титанового сплава, передним фланцем крепится к разделительному корпусу. На наружной поверхности кольца имеются бобышки, в которые запрессованы стальные сферические втулки, служащие опорами для верхних цапф лопаток. Кроме того, иа наружной поверхности кольца около заднего фланца иа заклепках крепятся пластинчатые секторы 4, ограничивающие радиальное смещение ведущего кольца 2. На внутренней поверхности наружного кольца имеются два посадочных цилиндрических пояска, по которым центрируется рабочее кольцо I ступени 3 (см. рис. 4.19).
Внутреннее кольцо ВНА 11 состоит из двух полуколец, стянутых болтами 10. Между полукольцами устанавливаются сферические втулки, служащие опорами для нижних цапф лопаток ВНА. Использование сферических втулок в качестве опор для регулируемых лопаток ВНА предотвращает опасность заклинивания лопаток при деформациях корпуса компрессора, вызываемых эксплуатационными перегрузками и неравномерным изменением температуры стенок корпуса.
Внутреннее кольцо 11 передним фланцем при помощи шпилек крепится к разделительному корпусу компрессора.
Лопатки 1 ВНА, изготовленные из титанового сплава, имеют профильную часть (перо) и две цапфы (наружную и внутреннюю). На цапфах лопаток напрессованы стальные втулки. На втулках монтируются сферические кольца, посредством которых лопатки ВНА опираются на сферические втулки опор.
На верхние цапфы лопаток устанавливаются приводные рычаги 9, изготовленные из титанового сплава. В рычагах, закрепленных на цапфах штифтами, завальцованы сферические подшипники, через которые эти рычаги соединяются с ведущим кольцом 2 при помощи пальцев 3. Пальцы в ведущем кольце закреплены пластинчатыми пружинными замками 8.
Ведущее кольцо 2 состоит из двух полуколец, соединенных двумя скобами, имеющими ушки 7 для привода кольца. Полукольца и скобы изготовлены из титанового сплава.
В ведущем кольце имеются пазы для установки роликов 16 (рис. 4.22). Ролики соединяются с кольцом при помощи осей 15 и могут свободно проворачиваться на втулках. При радиальном смещении ведущего кольца эти ролики опираются иа секторы 4 (см. рис. 4.21), установленные на наружном кольце ВНА, ограничивая тем самым радиальное смещение ведущего кольца 2.
На обеих скобах, соединяющих полукольца, имеются выступы 11 (см. рис. 4.22), ограничивающие поворот ведущего кольца. Эти выступы при повороте ведущего кольца упираются в ограничители 12, закрепленные диаметрально противоположно иа заднем фланце наружного кольца. При поворачивании ведущего кольца движение передается через приводные рычаги на лопатки ВНА, которые поворачиваются и устанавливаются на заданный угол.
45
Рис. 4.22. Привод лопаток ВНА КВД:
/ — рычаг ведущего вала, 2, М—стяжные болты; 3. 7—сферические опоры; 4 — компенсатор; 5 —ведущий вал; 6, 13, 17, 22—кронштейны о —шарикоподшипник; 9, 10 — тяги; 11 — выступ; 12— ограничитель поворота лопаток ВНА; 14. 25 —рычаги; /5 —ось ролика; 16 — ролик 19 20 — кронштейны сигнализаторов: 21, 26 — сигнализаторы положения лопаток ВНА; 23 — стрелка; 24 — шкала
Поступательное движение штоков агрегатов РНА-ЗОК и ЦНА-ЗОК, управляющих ведущим кольцом ВНА, передается на два одинаковых по конструкции ведущих вала 5, расположенных диаметрально противоположно. Ведущий вал, изготовленный из стали, состоит из двух частей, которые сочленяются торцевыми шлицами и стягиваются болтом 2. Одним концом ведущий вал опирается иа шарикоподшипник 8, закрепленный иа сферической опоре в литом кронштейне 22, который устанавливается иа разделительном корпусе. Другим концом ведущий вал опирается иа сферическую опору 7, смонтированную в кронштейне 6, установленном иа переднем фланце корпуса КВД. Детали, входящие в состав привода лопаток ВНА КВД, приведены иа рис. 4.23 (вид со стороны ЦНА-ЗОК). Кронштейн 22 (см. рис. 4.22) изготовлен из магниевого сплава, кронштейны 6 и 13—из титанового сплава, сферические опоры 7—из стали.
Рычаг ведущего вала 5 через тягу 9 соединяется с двуплечим рычагом 14, поворачивающимся иа оси кронштейна 13, закрепленного иа переднем фланце наружного кольца ВНА. Двуплечий рычаг соединен со скобой ведущего кольца при помощи тяги 10. Все соединения тяг и рычагов имеют сферические подшипники, благодаря чему устраняется опасность заклинивания из-за небольших перекосов, допущенных при сборке, и деформаций при перегрузках. Тяги 9 и 10 изготовлены из стали, двуплечий рычаг 14 из титанового сплава.
Компенсаторы 4, в отверстия которых входят ведущие валы, обеспечивают нормальную работу ведущих валов при иесоосности их опор, а также обеспечивают уплотнение воздушного тракта.
Со стороны РНА-ЗОК между литым кронштейном 22 и разделительным корпусом крепится кронштейн 17 из титанового сплава, к которому при выполнении отладочных работ через переходник крепится указатель угла поворота лопаток. В этом случае привод к указателю осуществляется при помощи специальной, прорези в головке стяжного болта 18.
Механизм поворота лопаток ВНА закрывается передним кожухом 38 (см. рис. 4.19). Передний кожух (рис. 4.24) состоит из листовой обечайки с приваренными Средним 2 и задним 1 кольцами. К обечайке приклепано кольцо жесткости 3.
Через отверстия в съемных крышках 4 (см. рис. 4.19) кожуха 38 проходят ведущие валы механизма поворота лопаток ВНА. Кожух своим передним фланцем центрируется иа переднем опорном кольце 39, которое крепится к разделительному корпусу. Задним фланцем кожух крепится к заднему опорному кольцу 8 корпуса КВД.
46
Рис. 4.23. Детали привода лопаток ВНА КВД (внешний внд):
1— стяжной болт; 2 — контровка; 3— рычаг ведущего вала; 4, 6, 9—кронштейны; 5. 8—тяги; 7— рычаг; 10— ведущий вал; //— шкала; 12—шарикоподшипник; 13 —
стрел ка
Рнс. 4.24. Передний кожух (крышки сняты): /—заднее кольцо; 2— переднее кольцо; 3—кольцо жесткости
Сигнализация положения лопаток ВНА (см. рис. 4.22) обеспечивается с помощью двух сигнализаторов 21 и 26. Сигнализаторы установлены на кронштейнах 19 и 20 из титанового сплава и закреплены на кронштейне 22 и фланце разделительного корпуса рядом с агрегатом РНА-ЗОК.
При положении лопаток ВНА иа угле —35° (прикрытое положение) рычаг 25 ведущего вала механизма поворота лопаток нажимает на шток сигнализатора 26, который включает цепь сигнальной лампочки, связанной с этим сигнализатором. Одновременно включается вторая сигнальная лампочка, связанная с сигнализатором 21.
При перекладке лопаток ВНА на увеличение их угла установки (от — 35° до — 5°) на углах — 35°...—33° рычаг 25 освобождает шток сигнализатора 26, который выключает связанную с ннм сигнальную лампочку.
При переходе лопаток на углы —7°...—5° рычаг 1 нажимает на шток сигнализатора 21, который выключает вторую сигнальную лампочку. Таким образом, при положении лопаток ВНА на угле 5° обе лампочки не горят.
При обратной перекладке лопаток ВНА на уменьшение угла их установки в начале (на углах — 5°... — 7°), а затем в конце (на углах —33°... — 35°) последовательно загораются обе лампочки, сигнализируя об окончании перекладки лопаток ВНА на угол — 35°.
Корпус КВД (рнс. 4.25) является одним из основных элементов силовой схемы двигателя и служит для крепления направляющих аппаратов и рабочих колец. Корпус КВД 7 (см. рис. 4.19) имеет цилиндрическую форму и состоит нз переднего и заднего разъемных корпусов, десяти НА 16 и восьми рабочих колец 13.
Передний корпус компрессора 4 (см. рис. 4.20) сварной, разъемный в горизонтальной плоскости, изготовлен из титанового сплава. Благодаря наличию продольного разъема при сборке компрессора ротор устанавливается окончательно собранным и отбалансированным. Передний корпус состоит из фасонной обечайки с фланцами 1 и 2 (см. рис. 4.25) н приваренным к ней задним фланцем 3. По разъему корпуса в горизонтальной плоскости на наружной поверхности приварены четыре продольных фланца 15 и четыре полукольца 11, образующих полости перепуска.
Рнс. 4.25. Корпус КВД с направляющими аппаратами и рабочими кольцами:
/, 2, 10—фланцы; 3, 6 — задние фланцы; 4— отверстия для перепуска воздуха; 5 —лопатки НА; 7, 15—продольные фланцы; 8— полукольцо жесткости; 9—рабочие кольца; 11 — полукольца; 12—винты крепления НА; 13 — болты; 14 — внутреннее кольцо НА I ступени; 16 — лопатки НА
47
Соединение обеих половин корпуса по продольным фланцам производится болтами, из которых восемь болтов (по четыре с каждой стороны) устанавливаются с натягом и являются центрирующими.
Четыре полукольца 11 иа собранном корпусе компрессора совместно с корпусом перепуска 9 (см. рис. 4.19) образуют две кольцевые изолированные полости, в которых через отверстия 4 поступает воздух, отбираемый за V и VI ступенями КВД. Кольцевые полости обеспечивают равномерно распределенный по окружности отбор воздуха из компрессора, не вызывая пульсаций воздушного потока. Фланец 2, выполненный как единое целое с передним корпусом, служит для крепления корпуса перепуска воздуха.
Задний корпус компрессора 5 (см. рис. 4.20) изготовлен из стали и имеет разъем в горизонтальной плоскости. Ои состоит из обечайки с приваренными к ней двумя разъемными фланцами 6 и 10 (см. рис. 4.25).
По разъему в горизонтальной плоскости на наружной поверхности приварены четыре продольных фланца 7 и два полукольца жесткости 8. Соединение обеих половин по продольным фланцам осуществляется болтами, из которых четыре (по два с каждой стороны) устанавливаются с натягом и являются центрирующими.
К фланцу 10 заднего корпуса крепится передний корпус компрессора и корпус перепуска воздуха. К фланцу 6 крепится НА XI ступени.
В корпусе КВД установлено десять НА, которые служат для преобразования кинетической энергии, подведенной к воздушному потоку в РК, в энергию давления, а также для подвода воздуха к лопаткам РК следующей ступени под необходимыми углами.
Лопатки НА I ступени КВД на периферийных концах имеют цапфы, оканчивающиеся резьбой, н полочки с плоскими хвостовиками иа втулочном конце.
На наружной поверхности переднего корпуса компрессора имеются бобышки с резьбовыми отверстиями для крепления лопаток НА 16 I ступени. В резьбовые отверстия бобышек ввинчиваются пробки, в которые своими цапфами устанавливаются направляющие лопатки I ступени и крепятся к ним гайками. Лопатки и бобышки фиксируются от проворачивания штифтами. Плоские хвостовики лопаток образуют фланец, который зажимается двумя полукольцами внутреннего кольца 14, стянутыми болтами 13. Внутреннее кольцо изготовлено из титанового сплава.
Каждый из НА со II по X ступень состоит из двух бандажных полуколец с закрепленными в них лопатками. В полукольцах лопатки крепятся консольно с помощью замка типа ласточкина хвоста. Каждое полукольцо крепится к корпусу компрессора винтами 12. Наличие в конструкции НА бандажных полуколец снижает трудоемкость сборки компрессора.
Полукольца и лопатки НА с I по IX ступень изготовлены из титанового сплава, а лопатки НА X ступени — из стали.
Для перепуска воздуха в корпусе компрессора и в полукольцах НА V и VI ступеней между пазами под лопатки выполнены отверстия 4.
Между НА IV—VIII ступеней в корпусе монтируются неразъемные рабочие кольца 13 (см. рис. 4.19), образующие поверхность проточной части КВД и одновременно фиксирующие лопатки НА от перемещения вдоль паза крепления. Рабочие кольца крепятся к корпусу компрессора винтами И.
Для достижения минимальных радиальных зазоров между рабочими кольцами и лопатками ротора, а также предупреждения разрушения лопаток при задевании ими рабочих колец на внутренние поверхности последних с IV по VIII ступени наносится специальное легкосрабатываемое алюмогра-фитное покрытие. Над рабочими лопатками II и III ступеней покрытие наносится непосредственно на корпус компрессора. В рабочих кольцах IX, X и XI ступеней выполнены проточки типа ласточкина хвоста, в которые вставляются графитоникелевые вставки 19. Рабочие кольца IX, X и XI ступеней — разъемные, крепятся к обечайке корпуса КВД винтами с потайными головками и гайками.
К заднему фланцу корпуса компрессора крепится НА XI ступени 20. К переднему фланцу корпуса компрессора крепится рабочее кольцо 3 I ступени. Рабочее кольцо 3 выполнено из титанового сплава, имеет фланец для крепления, перфорированную стенку и две цилиндрические поверхности для центровки относительно наружного кольца ВНА.
Наружное кольцо ВНА и рабочее кольцо I ступени, имеющее перфорированную стенку, в собранном виде образуют кольцевую замкнутую полость. Перфорированная стенка (2520 отверстий диаметром 3,5 мм) расположена в зоне рабочих лопаток I ступени. Перепуск воздуха через отверстия перфорированной стенки позволяет увеличить осевую скорость воздуха в периферийных сечениях лопаток первых ступеней КВД и тем самым расширить диапазон устойчивой работы компрессора и снизить вибронапряжения в лопатках РК и НА I ступени.
Для регулирования соосности наружной обоймы роликоподшипника ротора ТВД относительно оси вращения ротора КНД между передним корпусом компрессора 4 (см. рис. 4.20) и рабочим кольцом I ступени 2 устанавливается регулировочное (клиибвидное) кольцо 3.
Для снижения потерь полного давления потока в наружном контуре иа задний корпус компрессора устанавливается задний кожух 15 (см. рис. 4.19), изготовленный из титанового сплава.
Задний кожух (рис. 4.26) имеет три продольных разъема. Кожух состоит из листовой сварной обечайки 1 и накладок 2, приклепанных в местах вырезов и разъемов для увеличения жесткости. При помощи кронштейнов 3 задний кожух крепится к корпусу компрессора, при помощи диафрагмы 17 (см. рис. 4.19)—к НА XI ступени.
48
Рнс. 4.26. Кожух задний:
1 — обечайка; 2 — накладка; 3 — кронштейн
1
Рнс. 4.27. Направляющий аппарат XI ступени КВД;
/ — направляющая лопатка; 2 —наружное кольцо; 3 — подвеска; 4— спрямляющая лопатка; 5 — внутренний фланец
Рис. 4.28. Корпус перепуска воздуха:
/ — втулка стакана отбора воздуха
Направляющий аппарат XI ступени КВД (рис. 4.27) сообщает воздушному потоку осевое направление перед поступлением его в камеру сгорания. Для большей эффективности НА XI ступени выполнен двухрядным. Лопатки в нем расположены по схеме предкрылок—крыло. При таком расположении улучшается обдув воздушным потоком лопаток второго ряда.
НА XI ступени состоит из стального наружного кольца 2, имеющего два фланца с отверстиями дл'4 крепления, и двух рядов лопаток, изготовленных из стали и закрепленных в кольце замками типа ласточкина хвоста.
Лопатки переднего ряда 21 (см. рис. 4.19) являются направляющими, а лопатки заднего ряда 22— спрямляющими. Лопатки имеют профильную часть и полки, образующие поверхность воздушного тракта. Наружные полки имеют сечеиие типа ласточкина хвоста, внутренние полки лопаток имеют плоские хвостовики, образующие в собранном виде внутренний кольцевой фланец 5 (см. рис. 4.27).
Между наружными фланцами кольца НА XI ступени уста и а вливаются две подвески 3 для крепления задней коробки приводов. Крепление подвесок к кольцу осуществляется призонными шпильками и гайками.
НА крепится передним фланцем к корпусу компрессора, задним фланцем — к переднему фланцу диффузора камеры сгорания (см. рнс. 4.19), а внутренним фланцем — к фланцу внутреннего кожуха камера сгорания и корпусу задней опоры КВД.
Между внутренним фланцем, образованным хвостовиками лопаток направляющего аппарата, и фланцем внутреннего кожуха камеры сгорания крепятся неподвижные лабиринтные кольца 28 воздушного лабиринтного уплотнения (наружное и внутреннее). Оба лабиринтных кольца имеют графитонике-левые вставки, образующие совместно с лабиринтным кольцом В лабиринтное уплотнение проточной части компрессора.
Неподвижные лабиринтные кольца 28 имеют по одному гребешку, которые образуют дополнительное сопротивление при протекании воздуха через лабиринтное уплотнение. Кольца лабиринтного уплотнения стальные, соединены между собой болтами.
Лабиринтное уплотнение, образованное неподвижными лабиринтными кольцами 28 и вращающимся лабиринтом ротора компрессора В, уменьшает утечки воздуха из проточной части компрессора и служит для разгрузки шарикоподшипника 25 ротора компрессора ВД от осевых усилий.
Корпус перепуска воздуха (рис. 4.28) сварной конструкции, изготовлен из титанового сплава и состоит из обечайки, к которой приварены два торцевых фланца и два внутренних ребра.
Корпус перепуска крепится передним фланцем к фланцу 2 (см. рис. 4.25) переднего корпуса компрессора, а задним фланцем — к фланцу заднего корпуса компрессора. Корпус, перепуска совместно с корпусом КВД образуют две изолированные кольцевые полости, через которые осуществляется перепуск воздуха из внутреннего контура в наружный.
К обечайке корпуса перепуска на заклепках крепятся втулка стакана отбора воздуха 1 (см. рис. 4.28) и три фланца, к которым болтами крепятся три пары клапанов перепуска.
Стакан отбора воздуха вворачивается в резьбовое отверстие втулки. Ои соединяет полость за VI
49
Рнс. 4.29. Клапан перепуска воздуха (разрез):
/ — штуцер; 2—крышка; 3—уплотнительные кольца; 4 — цилиндр; 5—поршень; 6~ пружина; 7 — бронзовая втулка; 8— сферическое кольцо; 9 — гайка; 10 — тарелка
Рнс. 4.30. Клапан перепуска воздуха в разобранном виде: 1 — ганка; 2 — сферическое кольцо; 3 — тарелка; 4—цилиндр; 5 — пружина; 6 — поршень; 7 — уплотнительные кольца; 8 — крышка; 9—штуцер; /0 —винт
ступенью КВД с объединенной ПОС, обеспечивая подачу воздуха на обогрев лопаток ВНА и кока КНД, а также воздухозаборника самолета.
Клапаны перепуска (рис. 4.29) предназначены для перепуска воздуха за V и VI ступенями КВД в канал наружного контура на пониженных режимах, благодаря чему расширяется диапазон устойчивой работы компрессора и снижается мощность, необходимая для запуска н разгона двигателя до выхода его на рабочую частоту вращения. Три передних клапана осуществляют перепуск воздуха за V ступенью, а три задних—за VI ступенью компрессора.
Клапан перепуска состоит из следующих основных частей: цилиндра 4, поршня 5 со штоком, пружины 6 и тарелкн 10.
Цилиндр 4 изготовлен из стали, имеет фланец крепления, коническое гнездо для посадки тарелки 10 и опору с отверстием, в которую запрессована бронзовая втулка 7. Внутренняя поверхность цилиндра азотирована.
В конусной части фланца цилиндра имеются три окна для выпуска воздуха из полости корпуса перепуска при открытом клапане.
На штоке поршня 5 через сферическое кольцо установлена тарелка 10, закрепленная гайкой 9. На крышке 2 цилиндра установлен штуцер 1 для подвода топлива, используемого в качестве рабочей жидкости. Уплотнение осуществляется резиновыми кольцами 3, устанавливаемыми в канавки крышки и поршня. Ход поршня ограничивается упором, выполненным в цилиндре.
В закрытом положении клапан удерживается пружиной 6, установленной между поршнем и торцевой стенкой цилиндра. Клапан перепуска воздуха в разобранном виде приведен на рис. 4.30.
Управляет клапанами перепуска агрегат ДПО-ЗОК. В момент запуска двигателя клапан под действием давления топлива открыт. Воздух нз полостей, образованных корпусом компрессора и корпусом перепуска, проходит через кольцевой зазор между тарелкой и фланцем клапана и далее через окна в корпусе клапана поступает в наружный контур. При достижении ротором КВД частоты вращения 8600 об/мин по команде агрегата ДПО-ЗОК давление над поршнем уменьшается. Поршень со штоком и тарелкой перемещается под действием пружины и прижимает тарелку к седлу цилиндра, прекращая перепуск воздуха.
Ротор КВД 7 (рис. 4.31), выполненный по дисковому типу, работоспособен при высоких окружных скоростях обода (250... 350 м/с и выше), чем достигается высокий напор компрессора.
Ротор КВД (рис. 4.32) состоит из вала ротора 3, 11 РК, 10 промежуточных колец, двух стяжных гаек 1, трубы вала ротора 34 (см. рис. 4.19) и вращающегося лабиринтного кольца В, установленного на диске XI ступени КВД.
50
Рис, 4.32. Ротор КВД (в разобранном виде):
/ — стяжная ганка; 2 —штифт; 3 —вал ротора КВД; 4. 7. 9, II. 13, 18. 20, 22. 24. 26 —рабочие колеса; 5, 8. 10, 12, 14, 19. 21. 23, 25 — промежуточные кольца; 6 —проставка; /5 —штифт; /6—болт; /7 —лабиринтное кольцо диска XI ступени
Все рабочие колеса состоят из дисков и закрепленных на них лопаток. Каждый диск имеет <х._>д в периферийной части и ступицу—в центре. На ободах дисков выполнены пазы для крепления рабочих лопаток с помощью замков типа ласточкина хвоста (рис. 4.33). Ступицы дисков снижают напряжения в центральной части. На ступицах выполнены внутренние прямоугольные шлицы, обеспечивающие соединение дисков с валом ротора, передачу крутящего момента от вала к дискам и их взаимную центровку.
Диски I—VIII ступеней изготовлены из титанового сплава, а диски IX — XI ступеней — из стали, так как они работают при относительно высоких температурах и механических нагрузках.
Рабочие колеса посажены иа вал ротора 3 (см. рис. 4.32) и зафиксированы от перемещения в осевом направлении двумя стяжными гайками 1. Стяжные гайки фиксируются штифтами 2, запрессованными между шлицами гаек в торцевые участки ступиц крайних дисков после их затяжки.
Для обеспечения необходимой поперечной жесткости ротора диски I, IX—XI ступеней при затяжке гаек подвергаются определенной деформации и принимают веерообразное положение.
Для образования плавной проточной части и предупреждения вибрации дисков, а также фиксирования рабочих лопаток в дисках от перемещения в осевом направлении между ними установлены промежуточные кольца 31 (см. рис. 4.19), которые центрируются своими выступами в ободах дисков. Для предотвращения проворачивания промежуточных колец при работе компрессора в торец каждого промежуточного кольца запрессован штифт 10, который входит в канавку на торце обода диска. Каждое промежуточное кольцо иа цилиндрическом участке имеет по два симметрично расположенных отверстия для суфлирования полостей ротора.
Для уменьшения длины ступицы дисков РК I и II ступеней иа вал ротора устанавливается проставка 6 (см. рис. 4.32).
Лопатки РК имеют профильную часть—перо и замковую часть с сечением типа ласточкина хвоста. Лопатки I—VIII ступеней изготовлены из титанового сплава, лопатки IX—-XI ступеней — из стали. Лопатки I — IV ступеней фиксируются от смещения вдоль паза штифтами 3 (см. рис. 4.33, а), запрессованными в диски совместно со стальными втулками 4. Лопатки РК XI ступени КВД фиксируются буртом вращающегося лабиринтного кольца В (см. рис. 4.19), который крепится к ободу диска РК XI ступени соединением типа пушечного замка, а к полотну диска — болтами. Осевая фиксация лопаток остальных ступеней обеспечивается упором в промежуточные кольца.
Для демпфирования вибраций при работе двигателя рабочие лопатки I и II ступеней имеют полки (см. рис. 4.32), которые образуют антивибрационные бандажи. Демпфирование колебаний происходит по стыкам баидаЖиых полок за счет сил трения.
51
Рис. 4.33. Крепление рабочих лопаток к дискам: а — рабочее колесо I ступени КВД (рабочие лопатки IT—IV ступени крепятся аналогично); б— рабочее колесо V ступени КВД (рабочие лопатки VI —XI ступеней крепятся аналогично); / —диск; 2— рабочая лопатка; 3 — штифт для крепления лопаток; 4 — контровочная втулка
Рис. 4.34. Передняя опора ротора КВД:
/. 17, 29— маслоуплотнительные кольца; 2 — корпус приводов; 3, 7—шпильки; 4, 39—прокладки; 5, 13, 26, 31, 4/ —гайки; 6— наружная рессора; внутренняя рессора; 9 — лабиринтная втулка; 10— болт; // — диск рабочего колеса I ступени; 12 — штифт; 14 — вал ротора КВД; /5 —труба вала ротора КВД; 16—вал привода ротора КНД; /£ —соединительный болт; 19 — маслоперепускная трубка; 20, 21 — лабиринтные кольца; 22 — лабиринтный фланец; 23, 33, 36 — регулировочные кольца; 24 — роликоподшипник; 25, 30. 40 — контровочиые замкн; 27 — жиклер; 28 — опора маслоперепускнон трубки; 32 — ведущая коническая шестерня центрального привода; 34—шарикоподшипник; 35 — стакан; 37 — фланец; 38 — маслоперепускная втулка; А. Б — отверстия; В— демпферная полость
Вал ротора компрессора 3 выполнен полым, тонкостенным, с достаточно большим наружным диаметром, благодаря чему обеспечиваются требуемые изгибная прочность и жесткость вала при малой массе. На наружной поверхности вала, изготовленного из стали, выполнены прямоугольные шлицы, на которые насаживаются рабочие колеса.
На передней цапфе ротора монтируются роликоподшипник 3 (см. рис. 4.31), лабиринтные кольца 5, 6 и регулировочное кольцо 4.
Перечисленные детали стягиваются между собой гайкой 2, которая фиксируется двумя пластинчатыми контровочными замками 1. Для предупреждения явления «схватывания» металла, возникающего в условиях действия высокого уровня напряжений сжатия при затяжке гаек 1 (см. рис. 4.32), наружные поверхности передней и задней цапф вала омедняются.
На внутренней поверхности передней цапфы имеются шлицы и центрирующий поясок, на которые устанавливается ведущая коническая шестерня привода агрегатов 32 (рнс. 4.34). На цапфе шестерни монтируются шарикоподшипник 34 н регулировочное кольцо 33. От осевого перемещения шестерня удерживается гайкой 31, которая в свою очередь фиксируется контровочным замком 30.
На задней цапфе вала монтируются шарикоподшипник 11 (см. рис. 4.31), лабиринтные кольца 8, 9, 10, регулировочное кольцо 4 н вал привода ротора КВД 12, через который ротор КВД приводится во вращение от ротора ТВД. Вал привода 12 внутренними шлицами соединяется со шлнцамн вала ротора компрессора и совместно с шарикоподшипником //, регулировочным кольцом 4 и лабиринтными кольцами 8, 9, 10 стягиваются гайкой 13 в один узел.
На внутренней поверхности вала привода 12 выполнено посадочное место для наружной обоймы переднего роликоподшипника ТНД. Наружная обойма роликоподшипника упирается передней стороной в торец гайки 13. С противоположной стороны к наружной обойме прилегают маслоотражательное кольцо 14 и сферическое кольцо 15.
Крутящий момент от вала ротора ТВД передается к валу привода ротора КВД через муфту Е (см. рнс. 4.19), имеющую наружные и внутренние шлицы. Внутренними шлицами муфта соединяется с наружными шлицами вала турбины, а наружными — со шлнцамн вала привода 26 ротора КВД. Шлицевая муфта Е удерживается от осевого перемещения гайкой Д.
В стенке вала привода 26 выполнены два ряда радиальных отверстий, через которые масло под действием центробежных снл отводится от переднего роликоподшипника ТНД на слив.
Внутри вала ротора КВД для предотвращения скапливания масла в кольцевом углублении стенки вала монтируется труба 34 сварной конструкции, выполненная из трех колец и обечайки. Труба фиксируется от проворачивания выступом, который входит в прорезь вала. Уплотнение полости между валом и трубой обеспечивается резиновыми кольцами, устанавливаемыми в кольцевые канавки на переднем и заднем концах трубы.
52
Передняя онора ротора КВД (см. рис. 4.34) выполнена упругодемпферной и представляет собой роликоподшипник, воспринимающий радиальные нагрузки от ротора КВД и обеспечивающий ему свободную температурную деформацию в осевом направлении относительно статора компрессора.
Вращающиеся детали передней опоры, к которым относятся лабиринтные кольца 20, 21, регулировочное кольцо 23, внутренняя обойма роликоподшипника 24, монтируются на передней цапфе вала ротора КВД и стягиваются между собой гайкой 26, контрящейся от самоотворачивания двумя замками 25. Требуемый осевой зазор между ротором и статором обеспечивается регулировочным кольцом 23.
К неподвижным деталям передней опоры относятся наружная обойма роликоподшипника 24, наружная рессора 6, внутренняя рессора 8, лабиринтные фланец 22 и втулка 9. Внутренняя и наружная рессоры изготовлены из стали.
Наружная обойма роликоподшипника зажимается гайкой 41 в стакане внутренней рессоры 8 упругодемпферной опоры. От самоотворачивания гайка 41 фиксируется контровочным замком 40.
Внутренняя рессора 8 крепится болтами к фланцу наружной рессоры 6, запрессованной в корпус приводов 2 разделительного корпуса и крепящейся к нему шпильками 7. Внутренняя н наружная рессоры имеют упругие элементы в виде беличьих колес. На наружной поверхности стакана внутренней рессоры имеются две канавки, в которые установлены пружинные маслоуплотннтельные кольца 1, образующие между обоймой опоры и стаканом внутренней рессоры демпферную полость В. Масло в демпферную полость подводится из масляной магистрали двигателя по отверстиям А и Б, выполненным в корпусе приводов н стенке наружной рессоры.
Работа передней упругодемпферной опоры ротора КВД аналогична работе передней упругодемпферной опоры ротора КНД (см. описание конструкции КНД).
Масло для смазывания и охлаждения роликоподшипника 24 вала ротора КВД, подводимое из нагнетающей масляной магистрали двигателя, проходит через систему каналов, выполненных в разделительном корпусе и корпусе приводов, маслоперепускную втулку 38 и подается на подшипник через два жиклера 27 (верхний и нижний), установленных на фланце 37. Нижний жиклер установлен по вертикальной оси двигателя, верхний—под углом к вертикальной оси двигателя (изображен на рис. 4.34 условно). Необходимое уплотнение в месте крепления жиклеров обеспечивается прокладками 39.
Лабиринтное уплотнение передней опоры двухступенчатое. I ступень уплотнения состоит из лабиринтного кольца 21, установленного на передней цапфе, и втулки лабиринтного фланца 22, закрепленного шпильками 3 на корпусе приводов разделительного корпуса.
II ступень уплотнения образована лабиринтными кольцом 20 и втулкой 9, установленной на лабиринтном фланце 22 с помощью болтов 10.
На внутренние поверхности лабиринтных втулок нанесена легкосрабатываемая алюмографитовая уплотнительная масса. При вращении ротора гребешки лабиринтных колец задевают за поверхность уплотнительного слоя, частично срабатывают его, обеспечивая минимальный щелевой зазор между лабиринтными втулками и кольцами.
Для улучшения работы лабиринтного уплотнения масляной полости роликоподшипника 24 производится наддув межлабиринтной полости воздухом, отбираемым за КНД. Воздух для этой целн поступает по каналам, выполненным в разделительном корпусе и корпусе приводов, и по двум трубопроводам 45 (на рис. 4.19 показано условно).
Задняя опора ротора КВД (рис. 4.35) представляет собой однорядный опорно-упорный шарикоподшипник, воспринимающий радиальные нагрузки от массовых сил и гироскопических моментов ротора КВД, а также результирующую осевых сил роторов КВД и ТВД.
К неподвижным деталям опоры относятся стакан 13, наружная обойма шарикоподшипника 27, регулировочное кольцо 15, фланец подшипника 14 с маслоуплотнительной прокладкой 11, наружный лабиринтный фланец 8, внутренний лабиринтный фланец 6 с лабиринтной втулкой 4. Неподвижные детали монтируются на корпусе опоры 9 внутреннего кожуха камеры сгорания.
К вращающимся деталям опоры относятся лабиринтные кольца 2, 29, 31, регулировочное кольцо 28 и разрезная внутренняя обойма шарикоподшипника 27, которые монтируются на задней цапфе вала ротора КВД. Пакет вращающихся деталей задней опоры соединяется через приводной вал ротора КВД 24 гайкой 16.
Крутящий момент от приводного вала 24 к валу ротора КВД передается с помощью шлицевого соединения. Гайка 16 фиксируется от самооткручивания упором в наружную обойму роликоподшипника 17.
Стакан 13 запрессован в расточку корпуса опоры 9 внутреннего кожуха камеры сгорания. В этом стакане монтируется наружная обойма шарикоподшипника, фиксируемая в осевом направлении фланцем 14 и регулировочным кольцом 15.
Внутренняя обойма шарикоподшипника 27 для облегчения монтажа, размещения большего числа шариков н увеличения угла их контакта с беговой дорожкой выполнена разъемной. Указанные конструктивные особенности позволяют опоре воспринимать большие радиальные и осевые нагрузки.
Необходимый осевой зазор между деталями ротора и статора КВД обеспечивается регулировочным Кольцом 28, установленным между задним лабиринтным кольцом 29 и внутренней обоймой шарикоподшипника.
53
Рис. 4.35. Задняя опора ротора КВД:
1— диск рабочего колеса XI ступени КВД; 2— переднее лабиринтное кольцо; 3— теплоизоляционный слой; 4 — лабиринтная втулка; 5, 7, 12— болты; 6 — внутренний лабиринтный фланец; 8 — наружный лабиринтный фланец; 9 — корпус опоры; 10, 11 — маслоуплотнн-тельные прокладки; 13 — стакан; 14 — фланец подшипника; 15, 26, 28 — регулировочные кольца; 16. 23 —ганки; 17 — роликоподшипник вала ротора ТНД; 18— маслоотражательиое кольцо; 19 — сферические кольца; 20 — стяжная втулка; 21—маслоуплотнительная втулка; 22—вал ротора ТНД; 24-вал привода ротора КВД; 25 —распорная втулка; 27—шарикоподшипник; 29 — заднее лабиринтное кольцо; 30-втулка; 31—лабиринтное кольцо; 32 — маслоперепускная трубка; 33 — соединительный болт; 34, 38—штифты; 35 — вал привода ротора КНД (промежуточный); 36 — труба вала ротора КВД; 37— вал ротора КВД; 39 — стяжная гайка; А — проточка кольцевая; Б. В, Г. Д — отверстия
I
Масло для смазывания и охлаждения шарикоподшипника из масляной магистрали двигателя по каналам в корпусе опоры и кольцевой проточке А подается под давлением через радиальные отверстия, выполненные в стакане 13 и наружной обойме шарикоподшипника, непосредственно на беговую дорожку.
Для предотвращения попадания масла из масляной полости задней опоры ротора КВД в проточную часть в конструкции опоры предусмотрено трехступеичатое лабиринтное уплотнение.
В конструкцию уплотнения входят наружный и внутренний лабиринтные фланцы 8 и 6, лабиринтная втулка 4, переднее лабиринтное кольцо 2, лабиринтное кольцо 31 и заднее лабиринтное кольцо 29, имеющее маслоотражательный бурт.
Фланцы лабиринтов 6 и 8 изготовлены из титанового сплава. На рабочие поверхности фланцев и лабиринтной втулки 4 нанесена легкосрабатываемая уплотнительная масса.
Воздух для наддува лабиринтного уплотнения и охлаждения деталей, образующих масляную полость опоры, подводится из наружного контура двигателя в кольцевую полость между наружным 8 н внутренним 6 фланцами лабиринта. Для уменьшения теплоотдачи в масло стенка наружного лабиринтного фланца 8 покрыта теплоизоляционным слоем 3 из асбеста и алюминиевой фольги.
4.6.	ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ КОМПРЕССОРА
В процессе эксплуатации двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП были выявлены отказы и неисправности компрессора, вызванные конструктивными недостатками отдельных деталей компрессора или нарушением правил эксплуатации двигателей. По отказам компрессора в процессе эксплуатации двигателей были проведены исследования и выполнены соответствующие доработки, исключающие их повторение. Целесообразно перечислить наиболее характерные отказы и неисправности.
1.	Повышение вибрации. Вероятной причиной повышения вибрации являлась разбалансировка ротора КВД. Для ее устранения в производстве была внедрена технология многоплоскостной балансировки роторов КВД на валах с окончательно обработанными шейками.
2.	Обрыв лопатки НА 1 ступени КНД. Обрыв носит усталостный характер с началом развития трещины в зоне перехода профильной части лопатки в резьбовую цапфу. В производстве изготавливаются лопатки КНД с полками вместо цапф. При изготовлении лопаток НА I — III ступеней КНД переход от замковой части к профильной производится с минимально допустимым радиусом.
В процессе эксплуатации предусмотрено проведение периодического осмотра лопаток НА I ступени КНД, выпущенных без учета отмеченных мероприятий.
3.	Течь топлива по штоку клапана перепуска воздуха (негерметичность клапана). Причиной негерметичности является разрушение резиновых уплотнительных колец в процессе работы. Для повышения работоспособности резиновых колец в производстве внедрен клапан перепуска воздуха, в канавках поршня которого установлены уплотнительные кольца с двумя защитными фторопластовыми шайбами. Соответственно были изменены размеры канавок на поршне и размеры колец.
4.	Тугое вращение ротора КВД. Причиной неисправности является заклинивание лабиринта во фланце из-за наволакивания алюмографитового покрытия на гребешки лабиринта вследствие некачественного нанесения этого покрытия на фланец.
Для предупреждения неисправности в прозводстве увеличен зазор между сопрягаемыми деталями лабиринтных уплотнений и исключена промывка бензином деталей с алюмографитовым покрытием.
54
5.	Трещина на кронштейне механизма привода поворотных лопаток ВНА. Трещины усталостного характера, распространяются от очагов коррозии. Для исключения появления трещин были внедрены усиленные кронштейны и покрытие обрабатываемых поверхностей слоем грунта ЭП-76 и эмалью ЭП-140. В процессе эксплуатации предусмотрена замена кронштейнов усиленными.
6.	Выработка болта крепления кока. Для предупреждения дефекта в производстве была изменена конструкция крепления кока к крышке опоры.
7.	Несрабатывание сигнализации КВД—не гаснет лампа положения ВНА —35° и — 5° при Т„ = — 28°С. В производстве сняты защитные резиновые колпачки с микровыключателей АВ12К.
Кроме перечисленных мероприятий проведены работы по снижению трудоемкости изготовления деталей компрессора и повышению их качества.
Произведена замена лопаток НА I ступени КВД с резьбовой цапфой лопатками с замком типа ласточкина хвоста.
Для уменьшения концентраторов напряжений на втулках поворотных лопаток ВНА КВД введена установка втулок без штифтов.
Для увеличения жесткости и снижения трудоемкости изготовления ведущее кольцо ВНА КВД изготавливается с одним разрезом вместо двух.
Для повышения эффективности уплотнения масляной полости роликоподшипника КВД введен дополнительный наддув лабиринтной полости через четыре трубки вместо двух.
Как показывает опыт эксплуатации, наибольший процент отказов компрессоров связан с попаданием посторонних предметов на вход в двигатели. Эксплуатирующие подразделения должны принимать соответствующие меры по предупреждению этих отказов.
ГЛАВА 5
РАЗДЕЛИТЕЛЬНЫЙ КОРПУС
5.1.	ОПИСАНИЕ КИНЕМАТИЧЕСКОЙ СХЕМЫ ПРИВОДОВ
Узел разделительного корпуса расположен между компрессорами НД и ВД и предназначен для выполнения следующих функций:
разделения между внутренним и наружным контурами потока воздуха, выходящего нз КНД; установки подшипников задней опоры КНД и передней КВД;
размещения центрального привода ПКП агрегатов;
восп, 4ятия и передачи к узлам подвески двигателя снл и моментов сил, возникающих в статорах КНД и КВД, задней опоре КНД и передней КВД, а также в наружном переднем кожухе камеры сгорания;
размещения на нем узла верхней подвески, двух боковых кронштейнов подвески, двух транспортировочных кронштейнов и фланцев крепления агрегатов.
Распределение воздуха между контурами производится разделительным кольцом, к которому крепится наружное кольцо ВНА КВД. Шарикоподшипник задней опоры КНД смонтирован непосредственно в разделительном корпусе, а роликоподшипник передней опоры КВД в корпусе приводов, в свою очередь смонтированном во внутренней кольцевой коробке разделительного корпуса.
Во внутренней кольцевой коробке разделительного корпуса монтируется корпус центрального привода к агрегатам.
Центральный привод передает агрегатам, установленным на ПКП и ЗКП, крутящие моменты от роторов КНД н КВД с помощью шлицевых валиков, расположенных в нижней вертикальной стойке разделительного корпуса н в кожухе между ПКП и ЗКП.
Кинематическая схема приводов состоит из зубчатых передач, расположенных в корпусе приводов, ПКП и ЗКП (рис. 5.1).
Приводы ПКП и ЗКП получают вращение от центральной передачи, ведущие конические зубчатые колеса 1 и 4 которой расположены на валах роторов КНД I и КВД 11. Ведомое зубчатое колесо 3 с помощью внешнего шлицевого вала IV вращает колеса 5 и 6 привода ПКП от КВД, а ведомое колесо 2 с помощью внутреннего шлицевого вала 111 — колеса 7 и 8 привода ПКП от КНД.
В ПКП от ведомого колеса 8 через промежуточные колеса приводятся во вращение центробежный регулятор ротора КНД XXII и датчик частоты вращения ротора КНД XXIII, т. е. от этого колеса приводятся во вращение только агрегаты КНД. От ведомого колеса 6 в ПКП приводятся во вращение основной маслонасос XX н центробежный воздухоотделитель XXI, т. е. агрегаты, обслуживающие систему смазкн двигателя.
Крутящий момент, необходимый для вращения агрегатов, установленных на ЗКП, передается от ведомого конического колеса 6, расположенного в ПКП, через шлицевой вал V на ведущее колесо 11, к которому в процессе запуска подводится крутящий момент от воздушного турбостартера X. От ведущего колеса 11 крутящий момент с помощью промежуточного зубчатого колеса 10 передается по двум направлениям:
через промежуточное колесо 12 на приводы генератора переменного тока VI н агрегатов VII— IX, его обслуживающих;
55
Рис* 5.1. Кинематическая схема приводов:
/, 4 — ведущие зубчатые колеса центрального привода роторов КНД и КВД; 2, 3— ведомые зубчатые колеса центрального привода; 5, 6—ведущее н ведомое зубчатые колеса ПКП; 7. // — ведущие зубчатые колеса ПКП; 8 — ведомое зубчатое колесо ПКП; 9, Ю, 12, 13 — промежуточные зубчатые колеса; 14 — храповая муфта; 15 — сателлиты; 16 — центральная шестерня планетарно-дифференциального редуктора; /7 — шестерня-водило; 18— колокольная шестерня; /— задний вал КНД; // — вал КВД; /// — внутренний шлицевой вал; IV—внешний шлицевой вал; V—шлицевой вал ЗКН; VI—привод генератора переменного тока; VII— запасной привод ППО; V111 — привод РППО; IX — привод от турбины ППО; X— привод от воздушного турбостартера СтВ-3; XI — привод датчика ДТЭ-5Т частоты вращения ротора КВД; XII— привод масляного насоса МЦО-ЗОК; XII1— привод насоса-регулятора НР-ЗОКУ (КП); XIV— привод центробежного суфлера ЦС-ЗОК; XV — запасной привод; XVI — привод самолетного гидронасоса НП-25-5 (НП-89); XVII — привод датчика приведенных частот вращения ДПО-ЗОК; XV111— привод топливного насоса ДЦН-44ПЗТ; XIX— привод гидронасоса системы реверсирования НП-25-5; XX — привод масляного насоса ОМН-ЗО; XXI— привод центробежного воздухоотделителя ЦВС-30; XXII — привод центробежного регулятора ЦР-1-30К; XXI11 — привод датчика ДТЭ-5Т частоты вращения ротора КНД
через промежуточное колесо 9 на приводы двигательных и самолетных агрегатов XI—XIX.
Генератор переменного тока приводится во вращение через планетарно-дифференциальный редуктор, состоящий нз центральной шестерни 16, сателлитов 15, шестерни-водила 17 и колокольной шестерни 18. Крутящий момент подводится к редуктору одновременно от двух источников: от ротора КВД и от турбины ППО IX.
Крутящий момент от ротора КВД II к приводу генератора VI передается через промежуточное зубчатое колесо 12 к шестерне-водилу 17 и далее через сателлиты 15 на колокольную шестерню 18, а от турбины ППО через привод IX, понижающий перебор зубчатых колес с храповой муфтой 14, центральную шестерню 16, сателлиты 15 и колокольную шестерню 18, иа которой монтируется вал привода генератора VI.
Запасной привод ППО VII и привод регулятора постоянной частоты вращения VIII получают вращение через промежуточные зубчатые колеса, которые начинаются с промежуточного колеса 13, выполненного как единое целое с валиком привода генератора VI.
Крутящий момент от ротора КВД передается иа приводы двигательных и самолетных агрегатов XI—XIX через переборы зубчатых колес, которые начинаются с промежуточных колес 10 и 12.
Сведения о передаточных числах к приводам агрегатов см. в гл. 3.
5.2.	РАЗДЕЛИТЕЛЬНЫЙ КОРПУС
Разделительный корпус отлит из магниевого сплава и состоит из наружного обода 21 с передним 17 и задним 2 фланцами, внутренней кольцевой коробки 8, разделительного кольца 3, шести радиальных 1, 9, 24 и восьми тангенциальных стоек 7 (рис. 5.2).
В нижией полой стойке 9 проходят шлицевые валики приводов к ПКП и ЗКП. Верхняя полая стойка 1 суфлирует внутреннюю полость разделительного корпуса с ЗКП, кожухом вала турбины и масляным баком.
Верхняя полуокружность наружного обода .21 охвачена силовым кольцом жесткости коробчатого типа для усиления узла верхней подвески.
К переднему фланцу 17 наружного обода крепится корпус Ill ступени КНД, который дополнительно центрируется по кольцевому выступу 20 на коробке 8.
На шпильках переднего фланца 17 устанавливаются кронштейны для крепления масляного бака, топливомасляного радиатора, ^лектрозаслоики ПОС, гидробака реверсивного устройства, датчика замера давления топлива в I контуре рабочих форсунок, сигнализатора давления за КВД и щитка штепсельных разъемов.
К заднему фланцу 2 наружного обода крепится передний наружный кожух камеры сгорания
56
Рис., 5.2. Разделительный корпус:
а — вид сзади слева; б — вид спереди справа; / — верхняя стойка; 2 — задний фланец наружного обода; 3 — разделительное кольцо; 4— фланец разделительного кольца; 5 — фланец для крепления корпуса привода; 6 — обойма подшипника;	7 —тангенциальные	боковые
стойки; 8—кольцевая коробка; 9—нижняя стойка; 10—фланец для крепления ПКП; // — бобышки для крепления кронштейна датчика расходомера топлива; 12— бобышка для крепления трубопроводов суфлирования и масляной системы; 13— бобышка для установки датчика измерения давления воздуха за КНД; 14— фланец для крепления транспортировочного узла; 15 — фланец для крепления гндро-цнлнндра ЦНА-ЗОК; 16— фланец для крепления бокового кронштейна подвески; 17 — пе--редкий фланец наружного обода; 18— упорный фланец; 19—регулировочное кольцо, 20—кольцевой центрирующий выступ; 21 — наружный обод; 22—бобышка для установки заборника воздуха для наддува уплотнений; 23—бобышка для установки датчика измерения температуры воздуха за КНД; 24 — боковая радиальная стойка; 25— бобышка для крепления агрегата зажигания СКНА-22-2А; 26—фланец для крепления регулятора РНА-ЗОК; 27 — технологические заглушки
и кронштейны механизма поворота лопаток ВНА. Кожух камеры сгорания центрируется по кольцевому выступу 20.
На наружном ободе располагаются фланцы крепления верхней подвески двигателя, ПКП 10, транспортировочного узла 14, агрегата ЦНА-ЗОК 15, боковых кронштейнов подвески 16, регулятора РНА-ЗОК 26. Кроме того, на наружном ободе имеются бобышки для крепления кронштейна датчика расходомера топлива 11, труб суфлирования н масляной системы 12, датчиков замера давления 13 и температуры 23 воздуха за КНД, заборника воздуха 22 для наддува переднего дренажного бачка и лабиринтных уплотнений приводов, агрегата зажигания СКНА-22-2А 25.
В передней части кольцевой коробки 8 запрессована стальная обойма 6, в которой монтируется шарикоподшипник вала ротора КНД. Эта обойма одновременно служит опорой корпуса приводов. На переднем фланце коробки крепится фланец маслоуплотнительного лабиринта шарикоподшипника задней опоры КНД.
Корпус приводов и внутреннее кольцо ВНА КВД крепятся на шпильках заднего фланца кольцевой коробки, стык между фланцем и корпусом уплотняется кольцом. Корпус приводов центрируется по двум цилиндрическим расточкам в разделительном корпусе.
На разделительном кольце 3 корпуса имеются два кольцевых фланца со шпильками для крепления наружного кольца ВНА н опорного кольца КВД, а также технологические заглушки 27.
5.3.	ЦЕНТРАЛЬНЫЙ ПРИВОД
Центральный привод служит для передачи крутящих моментов от роторов КВД и КНД на ведущие валы ПКП и ЗКП. Основной силовой деталью центрального привода является корпус приводов, внутри которого размещены конические зубчатые колеса приводов коробок с шарикоподшипниками и деталями их крепления.
В литом корпусе приводов 2 (рис. 5.3) выполнены две цилиндрические расточки, в одну из которых запрессована обойма упругодемпферной опоры роликоподшипника КВД, а в другую—шарикоподшипник ведущего зубчатого колеса. В корпусе имеются также отверстия для суфлирования и слива масла и каналы, по которым поступает масло для смазывания и охлаждения подшипников и зубчатых колес.
Ведущие зубчатые колеса КНД и КВД соединяются шлицами с валами 43, 44 соответствующих роторов.
Ведущее зубчатое колесо КВД 8 центрируется по внутреннему цилиндрическому пояску вала ротора КВД и фиксируется в осевом направлении гайкой 11, стягивающей регулировочное кольцо 9 и внутреннее кольцо шарикоподшипника 10, наружное кольцо которого расположено в цементированной обойме корпуса приводов.
Ведущее зубчатое колесо КНД соединяется с валом ротора КНД четырьмя выступами, которые входят соответственно в четыре паза вала ротора КНД, и центрируется на валу цилиндрическим пояском. От осевого перемещения это колесо фиксируется гайкой. Ведомое коническое зубчатое колесо 32 вращается на двух шарикоподшипниках 35, наружные кольца которых расположены в стальной цементированной обойме, запрессованной в нижнюю бобышку корпуса приводов. Внутренние кольца подшипников вместе с распорной втулкой 36 и регулировочным кольцом 33 стягиваются на цилиндрической части ведомого зубчатого колеса 32 гайкой 39, законтренной замком 38. Осевая фиксация
57
Рис. 5.3. Центральный привод:
/, 27 — уплотнительные кольца; 2— корпус приводов; 3. 15, 18, 46 — жиклеры; 4. 6. 16, 47, 48 — контровочные шайбы; 5, //, /7. 25, 39, 49 — гайки; 7 — винт; 8 — ведущее зубчатое колесо ротора КВД; 9, 12, 28. 30. 33, 37 — регулировочные кольца; 10. 22, 29, 35 — шарикоподшипники; /3, 34 — фланцы; 14, 45 — прокладки; 19. 24, 38 — замкн; 20 — ведомое колесо КНД;. 21— пружинное кольцо; 23 — опорное кольцо; 26 — уплотнительная втулка; 31 — стопор; 32— ведомое колесо КВД; 36 — втулка распорная; 40 — стопорное кольцо; 41 — двойной замок; 42 — болт; 43, 44—валы
3 4 5
44
шарикоподшипников 22 и 29 осуществляется внутренним буртиком обоймы и упорным фланцем 34, который крепится к бобышке корпуса приводов четырьмя винтами.
Ведомое зубчатое колесо КНД 20 вращается иа двух шарикоподшипниках 22 и 29, наружные кольца которых расположены внутри ведомого колеса КВД 32. Внутреннее кольцо подшипника 22 зафиксировано на валу колеса с помощью опорного кольца 23 и затянуто гайкой 25, законтренной замком 24. Шарикоподшипник 29 в осевом направлении фиксируется с одной стороны регулировочным кольцом 28, упирающимся в уступ колеса 20, а с другой стороны—кольцом 30, центрирующимся в расточке ведомого зубчатого колеса КВД 32.
Смазывание н охлаждение подшипников зубчатых колес центрального привода н подшипников роторов КНД и КВД производится маслом, поступающим нз нагнетающей магистрали ПКП через маслоперепускную трубку, систему каналов в разделительном корпусе н корпусе приводов и по отверстиям в обоймах. Масло на роликоподшипник вала ротора КВД и шарикоподшипник 10 ведущего колеса ротора КВД 8 подается через жиклеры 15 н 18, фланцы которых с помощью шпилек крепятся к внутреннему торцу задней расточки корпуса приводов.
Масло на шарикоподшипник КНД и конические колеса 20 и 32 подается через передний жиклер 3, который крепится шпильками-к внутреннему торцу передней расточки разделительного корпуса.
Смазывание шарикоподшипников 22 н 29 осуществляется через боковой жиклер 46, который крепится двумя шпильками к фланцу на боковой поверхности корпуса приводов. Масло подается во внутреннюю полость валика 43 н далее через два отверстия в стенке валика на смазывание нижнего подшипника 29 и через одно отверстие на смазывание верхнего подшипника 22. Для раздельного смазывания этих подшипников в конструкции предусмотрена уплотнительная втулка 26 с уплотнительным резиновым, кольцом 27. Втулка фиксируется замком 24.
Подшипники 35 смазываются маслом, поступающим по каналу, в корпусе приводов через отверстия в обойме подшипников.
Смазывание ведущих колес центрального привода осуществляется с помощью барботажа масла в корпусе приводов.
Слив масла из корпуса приводов происходит через нижнюю вертикальную стойку в ПКП.
Верхние отверстия на конической части корпуса приводов и на его заднем фланце предназначены для суфлирования полости корпуса, а нижние отверстия на фланце — для слива масла из корпуса.
5.4.	ПЕРЕДНЯЯ КОРОБКА ПРИВОДОВ
Передняя коробка приводов состоит из корпуса 3 н крышки коробки 4, отлитых из магниевого сплава и соединенных между собой шпильками, ввернутыми в корпус коробки (рис. 5.4).
На фланцах ПКП устанавливаются следующие агрегаты: центробежный воздухоотделитель 6, центробежный регулятор 7 компрессора НД, датчик частоты вращения ротора КНД 8, масляный фильтр 9, основной масляный насос и кран слива масла 11.
К корпусу 3 крепятся переходник кожуха вала привода ЗКП 12, штуцер 13 подвода масла из откачивающего масляного насоса к центробежному воздухоотделителю, патрубок 14 для подвода масла из масляного бака к основному масляному насосу, штуцер-тройннк 1, 2, 10 для подвода масла к датчику ИДТ-8 измерения давления масла в системе смазки, на смазывание роликоподшипников роторов КНД и ТНД 2, а также на смазывание подшипников КВД, ТВД 10 и приводов ЗКП 12.
К крышке коробки 4 крепятся дренажный бачок и штуцер 5 для подвода масла из откачивающего масляного насоса передней опоры КНД в ПКП.
Крышка коробки 4 центрируется на корпусе 3 с помощью штифта и маслоперепускной трубки, запрессованных в корпусе. Уплотнение соединения между фланцами корпуса и крышки осуществляется паронитовой прокладкой, смазанной с обеих сторон резинографитовой смесью. Корпус ПКП устанавливается верхним фланцем на шпильки нижнего фланца разделительного корпуса. Коробка центрируется на разделительном корпусе с помощью штифта и маслоперепускной трубки, которые запрессованы во фланце корпуса ПКП. Для уплотнения соединения фланцев корпуса ПКП и разделительного корпуса устанавливается паронитовая прокладка, смазанная с обеих сторон резинографитовой смесью. Подобное уплотнение стыков применяется для всех соединений фланцев ПКП.
Уплотнение штуцеров и маслоперепускных втулок, а также привода регулятора ЦР-1-30К обеспечивается резиновыми кольцами. На приводе датчика частоты вращения предусмотрено лабиринтное уплотнение с маслоотражателем. Лабиринтное уплотнение наддувается воздухом, поступающим нз наружного контура двигателя по каналам в разделительном корпусе, в корпусе и крышке ПКП и в переходнике датчика частоты вращения. Уплотнение привода к ЗКП осуществляется маслоотражателем, установленным на заднем конце валика ведущего зубчатого колеса, маслоуплотнительнымн и резиновыми кольцами. Резиновые кольца являются также упругой опорой кожуха шлицевого вала привода ЗКН 12.
Зубчатые колеса приводов агрегатов зафиксированы штифтами^ Эти колеса размещаются в полости корпуса ПКП и опираются на шарикоподшипники, установленные в стальные обоймы, запрессованные в расточки корпуса н крышки.
Смазывание и охлаждение подшипников и зубчатых колес ПКП осуществляется маслом, посту-
59
Рис. 5,4, Передняя коробка приводов:
а—вид спереди; б — вид сзади; / — штуцер для подвода масла от МФС к датчику ИДТ-8; 2 —штуцер для подвода масла от МФС-30 на смазывание роликоподшипников КНД н ТНД; 3 — корпус ПКП; 4 — крышка ПКП; 5—штуцер для подвода масла нз MHO-I н ПКП;
6 — фланец для крепления воздухоотделителя ЦВС-30; 7—фланец для крепления регулятора ЦР-1-30К; 8 — фланец для крепления дат-
чика ДТЭ-5Т; 9— фланец для крепления масляного фильтра МФС-30; 10—штуцер для подвода масла от МФС-30 на смазывание подшипников КВД и ТВД; //—фланец для установки крана слива масла; 12—привод ЗКП; 13— штуцер для подвода масла от МНО-ЗОК к воздухоотделителю; 14 — фланец для крепления патрубка подвода масла нз масляного бака в насос ОМН-ЗО
пающим из основного масляного насоса ОМН-ЗО по системе каналов, кольцевых выточек н жиклеров, а также при помощи барботажа масла в коробке приводов.
Отработанное масло из ПКП и разделительного корпуса откачивается основным масляным насосом ОМН-ЗО.
5.5.	ЗАДНЯЯ КОРОБКА ПРИВОДОВ
Задняя коробка приводов (рис. 5.5.—5.8) состоит из переднего и заднего корпусов коробки, корпуса и крышки перебора турбины ППО, деталей приводов агрегатов, патрубков и штуцеров для присоединения трубопроводов воздушной и масляной систем.
На переднем корпусе ЗКП (см. рис. 5.5) имеются приводы гидронасоса системы реверсирования 4, самолетного гидронасоса 6, датчика приведенных частот вращения 7, подкачивающего топливного насоса 9, генератора переменного тока 12, запасной привод ППО 15 для измерения частоты вращения генератора датчиком ДТЭ-5Т при отладке ППО иа стенде, а также привод 10 от ПКП.
Кроме того, на переднем корпусе имеются технологические бобышки 1 с футорками для крепления ЗКП к монтажному станку при ее сборке, а также штуцера для подвода масла из ПКП в ЗКП 3, для отвода масла к центробежному воздухоотделителю ЦВС-30 8, для отвода воздуха на уплотнение турбины ППО 13, для подвода воздуха, отбираемого за VI ступенью КВД, иа уплотнение запасного привода ППО и приводов генератора переменного тока и датчика ДТЭ-5Т 14. В нижней части корпуса устанавливается кран слива масла 11.
На заднем корпусе ЗКП (см. рис. 5.6) устанавливаются приводы регулятора постоянной частоты вращения 4, от турбины ППО 5, от воздушного турбостартера 6, масляного насоса откачки 7, насоса-регулятора 8, центробежного суфлера 10, запасной 12, который используется для прокрутки ротора КВД.
60
Рис. 5.5. Задняя коробка приводов (вид спереди):
1 — технологические бобышки; 2 — проушины крепления; 3— штуцер для подвода масла к ЗКП; 4— привод гидронасоса системы реверсирования НП-25-5; 5 —фланец для крепления патрубка суфлирования; 6 —привод самолетного гидронасоса НП-25-5 (НП-89); 7—привод датчика ДПО-ЗОК; S—штуцер для отвода масла к ЦВС-30; 9— привод топливного насоса ДЦН-44ПЗТ; 10—привод от ПКП; II — кран слива масла; /2—привод генератора переменного тока ГТ40П46 (ГТ60П46); 13— штуцер для подвода воздуха иа уплотнение турбины ППО; 14— штуцер для подвода воздуха иа уплотнение запасного привода и приводов генератора переменного тока и датчика ДТЭ-5Т; /5 —запасной привод ППО
Рис. 5.6. Задняя коробка приводов (внд сзади):
/, 3 — кронштейны; 2— подвески; 4 — привод регулятора РППО-ЗОК (КП); 5 — привод от турбины ППО; 6—привод от воздушного турбостартера СтВ-3; 7 — привод масляного насоса МНО-ЗОК: 8 — привод насоса-регулятора НР-ЗОКУ (КП); 9 — шпильки. 10 — привод центробежного суфлера ЦС-ЗОК; // — запасной привод, /2 —технологические бобышки
Рис. 5.7. Задняя коробка приводов
/ — фланец для крепления патрубка суфлирования; 2 — штуцер для подвода масла из ПКП; 3—хомут для крепления генератора переменного тока; 4, 6, II. 13. 17— переходники, 5—хомут для крепления гидронасоса системы реверсирования; 7—хомут для крепления самолетного гидронасоса; в—шлицевой вал привода от ПКП; 9 —
в разобранном виде (вид спереди):
кожух шлицевого вала; 10— хомут для крепления датчика ДПО-ЗОК; /2 —хомут для крепления насоса ДЦН-44ПЗТ; /4 —штуцер для под вода воздуха из-за VI ступени КВД; /5—штуцер для подвода возду ха иа уплотнение турбины ППО; 16— передний корпус; 18 — технологические бобышки; 19— задний корпус
61
5.8. Задняя коробка приводов
в разобранном виде
(вид сзади):
Рис.
/ — штуцер для подвода масла из ПКП; 2 — задний корпус ЗКП; 3 — фланец для крепления патрубка суфлирования; 4 — фланец для крепления суфлера ЦС-ЗОК; 5—переходник датчика ДТЭ-5Т; 6 — переходник регулятора РППО-ЗОК: 7 — хомут для крепления регулятора РППО-ЗОК; 8— фланец для крепления турбины НПО; 9— крышка перебора турбины ППО; 10— переходник перебора турбины
ППО; // — хомут для крепления воздушного тур^остартера СтВ-3; /2 —фланец для крепления масляного иасоса; 13 — хомут для крепления насоса-регулятора; 14 — переходник насоса-регулятора; 15 — бобышки для крепления кронштейна датчика режимов. /6 —хомут ДЛЯ крепления крышки запасного привода; /7 — переходник запасного привода; 18— передний корпус ЗКП; 19 — технологические бобышки
Кроме того, на фланце 5 (см. рис. 5.5) заднего корпуса ЗКП устанавливаются патрубок суфлирования и шпильки крепления кронштейна датчика режимов ДР-4М-2С 9 (см. рис. 5.6).
Крепление ЗКП осуществляется двумя радиальными подвесками 2, которые крепятся через кронштейны 3 с одной стороны к наружному кольцу направляющего аппарата XI ступени КВД и с другой стороны через кронштейн 1 к наружному кожуху камеры сгорания. Каждая подвеска представляет собой регулируемую тягу с двумя шарнирными подшипниками, завальцованными в проушинах.
Передний и задний корпуса ЗКП, корпус и крышка перебора ППО отлиты из магниевого сплава и соединяются между собой шпильками, ввернутыми в передний корпус (см. рис. 5.7 и 5.8).
На переднем корпусе ЗКП (см. рис. 5.7) имеются обработанные фланцы, к которым крепятся шпильками титановые переходники гидронасоса НП25-5 системы реверсивного устройства 4, самолетного гидронасоса 6, датчика ДПО-ЗОК //, насоса ДЦН-44ПЗТ 13. Перечисленные агрегаты крепятся к переходникам с помощью быстросъемных хомутов 5, 7, 10, 12. Кроме того, на фланцах устанавливаются титановый переходник 17 запасного привода ППО и патрубок-штуцер для отвода масла к воздухоотделителю ЦВС-30. На этом корпусе имеется также центральный фланец с футорками, к которому болтами крепится кожух 9 шлицевого валика 8, передающего крутящий момент от ПКП к ЗКП.
На заднем корпусе ЗКП (см. рис. 5.8) на фланцах с футорками устанавливаются откачивающий масляный насос 12 и титановый переходник с хомутом 11 для крепления воздушного турбостартера. На фланцах со шпильками устанавливаются суфлер ЦС-ЗОК 4, титановые переходники датчика частоты вращения ротора КВД 5, регулятора ППО 6, топливного насоса-регулятора 14, запасного привода 17, а также переходник 10 с крышкой 9 перебора турбины ППО. На крышке 9 устанавливается на шпильках турбина ППО.
Топливный насос-регулятор НР-ЗОКУ (КП), воздушный турбостартер СтВ-3 и регулятор РППО-ЗОК крепятся к переходникам быстросъемными хомутами 13, И и 7 соответственно.
Три бобышки 15 с ввернутыми в них шпильками служат для крепления кронштейна датчика режимов ДР-4МТ-2С.
В переходнике воздушного турбостартера размещаются зубчатое колесо и поводок храпового устройства привода от стартера, а в конструкции воздушной турбины ППО предусмотрена храповая муфта, исключающая вращение воздушной турбины ППО в обратную сторону при выключении ППО. Для предохранения зубчатых колес ЗКП в приводах двигательного и самолетного гидронасосов предусмотрены предельные муфты, которые при заклинивании насосов срезаются.
Смазывание зубчатых колес и шарикоподшипников осуществляется при помощи барботажа масла, подводимого по трубопроводу из ПКП через штуцер 3 (см. рис. 5.5).
Смазывание роликов и сепаратора подшипников сателлитов, планетарно-дифференциального редуктора привода ППО осуществляется маслом, поступающим по каналам в осях сателлитов. В эти каналы масло поступает из выточки водила, куда оно подается из системы каналов переднего и заднего корпусов ЗКП.
Отработанное масло сливается в нижнюю часть ЗКП, откачивается насосом МНО-ЗОК и через патрубок-штуцер 3 (см. рис. 5.8) отводится в центробежный воздухоотделитель ЦВС-30, установленный на ПКП.
62
Для уплотнения соединений под фланцы агрегатов устанавливаются резиновые маслоуплотнительные кольца, а под фланцы всех переходников, под патрубок-штуцер для отвода масла к ЦВС, а также под фланцы переходника и крышки перебора воздушной турбины ППО, центробежного суфлера ЦС-ЗОК и откачивающего масляного насоса МНО-ЗОК—паронитовые прокладки. Уплотнение разъема переднего и заднего корпусов осуществляется ферронитовой прокладкой.
На приводе генератора переменного тока, запасном приводе ППО и приводе датчика ДТЭ-5Т предусмотрены лабиринтные уплотнения с маслоотражателем. Лабиринтные уплотнения наддуваются воздухом из-за VI ступени КВД и дополнительно через заборник воздуха на разделительном корпусе наружного контура двигателя.
ГЛАВА 6
КАМЕРА СГОРАНИЯ
6.1.	КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ О РАБОЧЕМ ПРОЦЕССЕ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ
Камера сгорания предназначена для преобразования химической энергии топлива в тепловую энергию газовоздушной смеси, поступающей в турбину и реактивное сопло. Преобразование энергии сопровождается повышением температуры воздуха в камере от Тк на выходе нз компрессора до Тт (температуры газа) на выходе из камеры сгорания и на входе в сопловой аппарат турбины. Камера сгорания — один из основных узлов газотурбинного двигателя, совершенство которого определяет высокий уровень экономичности н надежности двигателя в целом. В связи с этим к камере сгорания предъявляются требования, перечисленные ниже.
1.	Высокая степень полноты сгорания топлива на всех режимах работы ГТД, которая характеризуется коэффициентом полноты сгорания
т)г = Q/Qr,
где Q—действительно выделившееся количество тепла; QT—теоретически возможное количество тепла при полном сгорании топлива.
Экономичность двигателя находится в прямой зависимости от полноты сгорания. У современных ГТД коэффициент т)г должен находиться в пределах от 0,97 до 0,98.
2.	Малые габариты, так как они влияют на продольные и поперечные размеры двигателя, а следовательно, и на его массу и лобовое сопротивление.
3.	Минимальные потери полного давления, количественно характеризуемые коэффициентом восстановления полного давления
Ок с = Дг/Рк-
Потери полного давления в камере сгорания обусловлены наличием гидравлического сопротивления, а также приращением скорости вследствие значительного увеличения объема газа при его подогреве.
Снижение давления на 1% приводит к снижению тяги до 3%, а экономичности—до 1,5%, поэтому коэффициент окс должен быть не менее 0,94.
4.	Равномерность поля температуры и давления газа в окружном и формирование необходимого профиля температуры в радиальном направлениях на выходе из камеры сгорания. Окружная неравномерность поля температур и давлений приводит к прогару лопаток соплового аппарата и возбуждению колебаний рабочих лопаток турбины. Формирование оптимального профиля поля температур в радиальном направлении способствует повышению запаса прочности в корневых сечениях лопаток турбины.
5.	Отсутствие нагара на стенках жаровой трубы и форсунках.
6.	Отсутствие в выхлопных газах дыма и токсичных веществ.
7.	Безотказный и быстрый запуск двигателя на земле, в том числе и на высокогорных аэродромах, до высоты 2,5... 3,0 км, а также в полете.
8.	Устойчивый процесс сгорания топлива в любых условиях эксплуатации на стационарных и переходных режимах работы двигателя.
9.	Возможность осмотра всех элементов и деталей камеры сгорания в процессе технического обслуживания.
В двигателях Д-ЗОКП и Д-ЗОКУ установлены трубчато-кольцевые камеры сгорания.
Целесообразно отметить основные особенности рабочего процесса в камерах сгорания.
1.	Разделение объема камер сгорания на зоны горения и смешения.
Подобное разделение вызвано тем, что температура газов перед турбиной (Т*г = 1300... 1600 К) ограничена прочностью деталей, расположенных в горячей части турбины, и недостаточна для полного сгорания топлива. Поэтому в камере выделяется некоторая часть ее объема, в которой достигается температура горения 2100...2400 К- Воздух, поступающий в выделенную часть объема и принимающий участие в горении, называется первичным, а весь остальной — вторичным.
63
Рис. 6.1. Принципиальная схема камеры сгорания:
/ — диффузор; 2 — завихритель; 3—корпус;
4— жаровая труба; 5 — рабочая форсунка;
/— зона горения; 11 — зона смешения
Первичный воздух поступает в количестве, достаточном для получения смеси, в которой коэффициент избытка воздуха примерно равен единице:
а = G./G.o,
где G,—действительное и G,o—теоретически необходимое количество воздуха, потребное для полного сгорания 1 кг топлива. Вторичный воздух составляет приблизительно 70—75% общего расхода через камеру. Этот воздух, минуя зону горения / (рис. 6.1), поступает через отверстия жаровой трубы в зону смешения II и, перемешиваясь с продуктами сгорания, обеспечивает заданную температуру Т*г и общий коэффициент otj = 2,4. . .4,0.
2.	Турбулизация потока смеси для интенсификации тепло- и массообмена, улучшения смесеобразования и увеличения скорости горения. Турбулизация осуществляется с помощью завихрителей 2, щелевых головок жаровых труб 4 и радиального ввода струи воздуха через отверстия в жаровых трубах.
3.	Стабилизация фронта пламени для удержания факела в зоне горения достигается в основном теми же устройствами, что и турбулизация.
4.	Оптимальное распределение распыленного топлива в радиальном и осевом направлениях без попадания частиц топлива на стенки жаровой трубы.
5.	Организация охлаждения основных деталей камеры сгорания.
Наиболее нагретыми в камере являются входная часть жаровой трубы (фронтовое устройство) и топливная форсунка. Фронтовое устройство охлаждается снаружи воздухом, движущимся в кольцевом пространстве между ним и диффузором, а изнутри — первичным воздухом, проходящим через отверстия и щели в фронтовом устройстве и создающим пристеночный слой. Этот слой охлаждает стенки и исключает их прямой контакт с раскаленными продуктами сгорания. Форсунка охлаждается первичным воздухом, проходящим между корпусом форсунки и стаканом завихрителя или через отверстие в кожухе форсунки в специальные каналы для обдува сопла. Такой способ охлаждения позволяет не только охладить форсунку, но и предупредить иагарообразование и коксование топлива при его выходе из сопла.
Жаровые трубы охлаждаются снаружи вторичным воздухом, а изнутри — воздухом, поступающим через множество мелких отверстий в уступах стенок или через большое число просечек, выштамповок, профильных каналов и образующим пристеночный слой.
6.	Неустойчивая работа камеры сгорания в зависимости от режима полета.
На процесс сгорания топлива в камере оказывают существенное влияние факторы, зависящие от условий эксплуатации двигателя и определяющие качество смесеобразования и горения. К их числу относится коэффициент избытка воздуха а. При некотором значении а, близком к единице, коэффициент полноты сгорания т]г имеет максимальное значение. При любом отклонении а от оптимального значения т]г уменьшается. Если а увеличивается (обеднение смеси), т]г уменьшается из-за снижения скорости сгорания, что приводит к выносу части топливовоздушной смеси в зону смешения и охлаждения смеси холодным вторичным воздухом до температуры, при которой горение прекращается. При уменьшении а (обогащение смеси) т)г уменьшается из-за недостатка кислорода, так как расход воздуха становится меньше теоретически необходимого для полного сгорания. Значительное отклонение а от оптимального значения может привести к срыву пламени, т. е. к выключению двигателя.
Снижение атмосферного давления также приводит к снижению т)г вследствие уменьшения скорости химических реакций и степени турбулентности потока, а следовательно, и скорости горения топлива, что неблагоприятно сказывается на процессе горения.
6.2.	ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА УЗЛА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
В ТРДД узел камеры сгорания выполняет две важные функции: преобразует химическую энергию топлива в тепловую энергию газового потока и является одним из основных элементов в общей силовой схеме двигателя. Узел камеры сгорания соединяет корпус КВД с корпусом ТВД, а также передает усилия от опоры ротора турбины на корпус компрессора через 12 специальных силовых стоек.
Узел камеры сгорания включает в себя собственно камеру сгорания и ее дополнительные элементы (рис. 6.2). Камера сгорания трубчато-кольцевого типа состоит из диффузора 1, внутреннего корпуса 2, 12 жаровых труб 5 с газосборниками 4 и топливными форсунками 3, 12 силовых стоек 7
64
Рис. 6.2. Камера сгорания, собранная без наружных корпусов: 1—диффузор; 2 — внутренний корпус; 3— топливная форсунка; 4—газосбориик; 5—.жаровая труба- 6—кожух вала; 7 — силовая стойка; 8— съемный корпус;
9 — перепускная труба; 10— дефлектор
Рис. 6.3. Камера сгорания (продольный разрез):
1—	передний наружный корпус; 2, 10— стаканы для отбора воздуха в противообледенительную систему двигателя; 3. 13. 22—обтекатели;
4—	диффузор; 5 — топливная форсунка; 6 — свеча зажигания; 7 — подвеска жаровой трубы; 8— жаровая труба; 9 — дефлектор; 11— стакан для отбора воздуха на нужды самолета; 12—внутренний корпус; 14—газосбориик; 15 — опора соплового аппарата 1 ступени турбины; 16— опора роликоподшипника ротора турбины КВД; 17 — тру
бопровод для подвода воздуха нз наружного контура в заднюю воздушную полость кожуха вала; 18 — трубопровод для подвода масла; 19 — силовая стойка; 20—сопловой аппарат 1 ступени турбины; 21 — задний наружный корпус; 23 — съемный корпус; 24 — стакан для отбора воздуха для турбины ППО; 25—пламя перебрасывающая муфта; 26— трубопровод для откачки масла; 27 — кожух вала; 28 — фланец шарикоподшипника; 29—ребра жесткости; 30— опора шарикоподшипника; 31 — СА XI ступени КВД
65
и съемного корпуса 8. К дополнительным элементам (рис. 6.3) относятся дефлектор 9, кожух вала 27, передний 1 и задний 21 наружные корпуса, стаканы отбора воздуха 2, 10, 11 и 24 с обтекателями 3, 13 и 22, внутренние трубопроводы систем (рис. 6.4) суфлирования, воздушной, масляной и пожаротушения, а также трубопроводы топливного коллектора, расположенные на внешней кольцевой поверхности диффузора.
Внутренняя поверхность диффузора / (см. рис. 6.2) со съемным корпусом 8, а также внешняя поверхность внутреннего корпуса 2 образуют кольцевую полость, в которой расположены 12 жаровых труб 5 с газосборниками 4. Эта кольцевая полость с жаровыми трубами и является собственно камерой сгорания.
Детали камеры сгорания работают в условиях высоких температур и высокой химической активности рабочих газов, что отрицательно сказывается на характеристиках прочности применяемых материалов Эти детали подвергаются действию сил газового потока и инерционных сил, сил тяжести, а также сил, возникающих вследствие неравномерного нагрева и вибраций. Кроме того, на них передаются дополнительные усилия от корпусов турбины и компрессора.
В процессе эксплуатации двигателя могут возникать неисправности в элементах камеры сгорания вследствие неудовлетворительной организации процессов смесеобразования и сгорания или недостаточной прочности материалов деталей.
Одним из существенных недостатков камер сгорания является отложение нагара на стенках жаровых труб из-за наличия застойных зон, в которых происходит местное обогащение топливовоздушной смеси. Слой нагара изолирует поверхность стенки от пристеночного слоя, что приводит к образованию местных перегревов и возникновению местных температурных напряжений. В результате этого может произойти коробление жаровых труб и появление в них трещин и прогаров.
Причиной появления трещин и коробления может быть также значительное изменение температуры по периметру и длине жаровой трубы, вызывающее появление больших термических напряжений, особенно у краев отверстий, через которые подается воздух. Эти трещины обычно являются следствием частого изменения режимов работы двигателя и сопровождающих их вибраций, а также наличия рисок и заусениц на стенках отверстий, являющихся концентраторами напряжений.
При техническом обслуживании камеры сгорания следует проводить внимательный осмотр жаровых труб через специальные отверстия в соответствии с регламентом технического обслуживания.
6.3.	КОНСТРУКЦИЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
Диффузор (рис. 6.5) камеры сгорания представляет собой сварную конструкцию из листовой жаропрочной стали в виде усеченного конуса с переходом к основанию в цилиндр. В цилиндрической части диффузора расположены шесть больших окон 6 для осмотра и замены жаровых труб, газо-сборников, осмотра лопаток соплового аппарата 1 ступени турбины. Эти окна в собранной камере сгорания закрываются съемным корпусом, который соединяется со средним 7 и задним 5 фланцами диффузора. На торцах диффузора и в средней части имеются три фланца 1, 5 и 7, причем на среднем 7 и на заднем 5 фланцах отверстия расположены в два ряда. С внутренним рядом отверстий среднего фланца 7 соединены сиЯовые стойки, а с внутренними отверстиями заднего фланца соединен коллектор соплового аппарата 1 ступени турбины. Передним фланцем 1 диффузор соединен с НА XI ступени КВД.
Диффузор и внутренний корпус, соединенный с внутренним корпусом НА XI ступени КВД, образуют кольцевой диффузорный канал, в котором снижается скорость воздуха перед входом в жаровые трубы. Диффузор и внутренний корпус вместе со скрепляющими их 12 силовыми стойками и НА XI ступени КВД входят в силовую схему двигателя.
Рис. 6.5. Диффузор камеры сгорания:
/ — передний фланец; 2 — фланцы для крепления перепускных труб; 3—втулка для установки подвески жаровой трубы; 4 — фланец для установки подвески жаровой трубы н свечи зажигания; 5 — задний фланец; 6—окна; 7—средний фланец; 8 — штуцер для отбора воздуха к автомату запуска; 9— фланцы для установки датчиков полного давления воздушного потока; 10— фланец для установки датчика замера температуры воздуха за КВД; // — фланцы для крепления топливных форсунок
66
В передней части диффузора на конической поверхности расположены 12 фланцев для крепления перепускных труб 2, которые с одной стороны вставляются во втулки внутреннего корпуса, а с другой стороны крепятся к фланцам диффузора.
На диффузоре также имеются 12 фланцев для крепления топливных форсунок 11, 10 резьбовых втулок для установки подвесок жаровых труб 3, два фланца с резьбовым отверстием для установки подвески и отверстием под фланцы крепления свечи зажигания 4, штуцер для отбора воздуха к автомату запуска 8, два фланца для установки датчиков полного давления воздушного потока для автомата приемистости и дифференциального сигнализатора давления ДСД-1,6 за КВД 9, фланец для установки датчика замера температуры воздуха за КВД 10, при стендовых испытаниях в эксплуатации вместо датчика устанавливается заглушка.
Внутренний корпус с опорой подшипника КВД (рис. 6.6) представляет собой усеченный конус, который к вершине переходит в цилиндр. У основания конуса, т. е. в передней части корпуса установлена опора шарикоподшипника КВД 5. В опору запрессована стальная нитроцементированная обойма, в которой с помощью фланца фиксируется наружное кольцо подшипника. В диафрагме опоры 4 выполнены 12 отверстий для суфлирования смежных полостей.
К переднему торцу опоры крепятся лабиринты масляного уплотнения шарикоподшипника. Кожух вала крепится к заднему торцу опоры. Для сообщения лабиринтного уплотнения шарикоподшипника с передней воздушной полостью в опоре и переднем фланце кожуха вала выполнено 24 отверстия. Смазывание и охлаждение шарикоподшипника осуществляются маслом, которое подводится через отверстия и кольцевые проточки к двум жиклерам и отверстиям в наружном кольце шарикоподшипника.
На поверхности обечайки внутреннего корпуса расположено 12 втулок 2 для установки перепускных труб. На цилиндрической части кожуха приварен фланец 3 для крепления силовых стоек. К заднему фланцу внутреннего корпуса крепится опора соплового аппарата и опора роликоподшипника ротора ТВД. Для увеличения устойчивости на внутренне^. поверхности корпуса приварены четыре кольцевых ребра жесткости.
Съемный корпус (рис. 6.7) является силовым узлом и представляет собой цилиндрическую разъемную в горизонтальной полости оболочку, которая закрывает шесть окон диффузора. Для соединения двух половин вдоль образующих оболочек приварены продольные фланцы 6. По торцевым поверхностям съемного корпуса приварены полукольцевые фланцы 9 для крепления корпуса к соответствующим фланцам диффузора.
К полукольцевым фланцам 9 приварен коллектор 1 с отверстиями 8 для прохода воздуха в воздушную полость 2, образованную обечайкой съемного корпуса и стеикой коллектора. Коллектор предназначен для равномерного по окружности отбора воздуха из полости диффузора для самолетных и двигательных систем. Для подачи воздуха в эти системы к съемному корпусу приварены два фланца с резьбовыми втулками 4 для установки стаканов отбора воздуха. В нижней половине корпуса имеется отверстие для слива топлива при ложном запуске. Из этого отверстия топливо поступает в канал наружного контура, а затем в дренажный бачок двигателя.
Для обеспечения жесткости коллектора в месте горизонтального разъема приклепаны наладки и стойки.
Жаровые трубы 8 с газосборииками 14 (см. рис. 6.3) расположены внутри полости, образованной диффузором 4, внутренним корпусом 12 камеры сгорания и опорой 15 соплового аппарата ступени ТВД.
Рис. 6.6. Внутренний корпус: / — передний фланец; 2-*-втулки для установки перепускных труб; 3—фланец для крепления силовых стоек; 4— диафрагма опоры; 5 — опора шарикоподшипника
Рис. 6.7. Съемный корпус: 1 — коллектор;	2— воздушная
полость; 3 — заклепки; 4 — втулки для стаканов отбора воздуха; 5 — задний фланец; 6—продольный фланец; 7 — отверстие для слнва керосина при ложном запуске; 8— отверстия для прохода воздуха в воздушную полость; 9 — полукольцевые фланцы
Рис. 6.8. Жаровые трубы и газосборник, собранные с сопловым аппаратом I ступени турбины:
/ — газосборник; 2 — втулка для свечи; 3 —втулка для форсунки; 4~ головка; 5—жаровая труба; 6 — пламяперебрасывающая муфта; 7__втул-
ка для подвески; в —сопловой аппарат 1 ступени ТВД
67
Каждая из 12 жаровых труб 5 (рис. 6.8) состоит из головки 4 и восьми цилиндрических секций, сваренных между собой роликовой сваркой. Жаровая труба изготовляется из листовой жаропрочной стали, толщина листа ступенчато изменяется от 1,5 мм на головке до 1,0 мм для третьей и последующих секций. Внутри труба покрыта жаростойкой эмалью. Жаровые трубы соединены пламя-перебрасывающими патрубками, скрепленными между собой эллиптическими пламяперебрасывающими муфтами 6. Телескопические трубы входят в газосборники /, наружные фланцы которых крепятся болтами к наружному фланцу соплового аппарата 1 ступени ТВД 8, а внутренние фланцы телескопически входят в кольцевую проточку фланца опоры соплового аппарата 8. Газосбориик 1 изготовлен из жаропрочной листовой стали толщиной 1,2 мм и состоит из трех сварных секций. Для увеличения жесткости к передней части газосборника приварено кольцо, а к задней — фланец рамочного типа. Внутренняя поверхность газосборника покрыта жаростойкой эмалью.
В центре передней части головок приварены втулки 3, с помощью которых жаровые трубы устанавливаются на кожухи стаканов топливных форсунок и фиксируются тем самым от перемещений в радиальном направлении. В осевом направлении жаровые трубы фиксируются подвесками с помощью втулок 7, приваренных к первым секциям и имеющих внутренние сферические поверхности. В эти втулки устанавливаются сферические закаленные кольца с цилиндрическими отверстиями для подвесок. Жаровые трубы № 2 и 11 имеют плавающие втулки 2 для установки свечей зажигания. В уступах передних частей секций имеются мелкие отверстия для создания пленочного охлаждения и прорези, предназначенные для снятия термических напряжений в стенках секций. В 3, 4, 5, 6 и 7-й секциях имеются отверстия для подвода воздуха в зоны горения и смешения; К задней части 8-й секции приварено кольцо, телескопически входящее в газосбориик /. Телескопическое соединение охлаждается воздухом, поступающим через отверстия в передней части кольца.
Кожух вала (рис. 6.9) представляет собой сварную конструкцию из листовой коррозионно-стойкой стали, состоящую из передней и задней частей, соединенных между собой гофрированным компенсатором 4 для устранения осевых температурных напряжений. Передним фланцем 1 кожух вала крепится к опоре подшипника ротора КВД, а задним 8 — к опоре подшипника ТВД. К переднему и заднему фланцам привариваются наружные и внутренние обечайки, образующие в каждой из частей кожуха кольцевые воздушные полости 2 и 7, служащие коллекторами воздуха, идущего на наддув’ лабиринта опор.
Кожух вала образует теплоизолированную полость, в которую стекает масло после смазывания подшипников опор КВД и ТВД. Для уменьшения степени подогрева масла в полости кожуха вала его наружная поверхность покрыта теплоизоляционным материалом 6 АТМ-3-15, который сверху защищен от механических повреждений профилированными кожухами 5 из листовой стали толщиной 0,3 мм.
К передней части кожуха приварены фланцы для крепления следующих трубопроводов (см. рис. 6.4): суфлирования кожуха вала 5; подвода огнегасящей смеси во внутреннюю полость кожуха вала и в полость между кожухом вала и внутренним кожухом 4; откачки масла от подшипников опор КВД и переднего роликоподшипника ротора ТНД (10 и //); подвода воздуха из наружного контура в переднюю воздушную полость .кожуха вала /; подвода масла к подшипникам ротора КВД и ТВД 9 (для крепления этого трубопровода к внутренней поверхности кожуха вала приварен кронштейн).
В задней части кожуха вала имеются два фланца для крепления трубопровода откачки масла от подшипника ротора ТВД 10 и трубопровода подвода воздуха из наружного контура в заднюю воздушную полость кожуха вала 3.
Дефлектор (рис. 6.10) состоит из двух разъемных в горизонтальной полости половин. Для увеличения жесткости к внутренней поверхности дефлектора приварена окантовка 2, а к средней части — ребро жесткости 4. В передней части имеется фланец 3 для крепления дефлектора к перепускным трубам.
В верхней половине дефлектора расположены два окна 1 для свечей зажигания, а в месте разъема — окно 6 для штуцера отбора воздуха к автомату запуска.
Рис. 6.9. Кожух вала:
/ — передний фланец; 2—передняя воздушная полость; 3 — фланцы для крепления трубопроводов; 4 — компенсатор; 5 — защитные кожухи; 6 — теплоизоляция; 7— задняя воздушная полость; 8 — задний фланец
Рис. 6.10. Дефлектор:
/ — окна для свечей зажигания; 2 —окантовка; 3 — фланец для крепления дефлектора к перепускным трубам; 4—ребро жесткости; 5—отверстия для крепления дефлектора к кронштейнам; 6—окна для штуцера отбора воздуха к автомату запуска
68
Рис. 6.11. Передний наружный кожух:
/ — передний фланец; 2 — фланец для крепления обтекателя с патрубком отбора воздуха нз канала наружного контура; 3— фланцы для крепления наружной арматуры; 4 — фланец для крепления трубопровода подвода огнегасящей смесн; 5 — фланец для крепления гондолы двигателя; 6 — фланец для крепления уплотнительного устройства свечн зажнгання; 7 — фланец для крепления самолетных трубопроводов гидравлической системы; 8— фланец для крепления трубопровода подвода топлива к двигателю; 9— фланец для крепления трубопроводов подвода воздуха к автоматам запуска н приемистости; 10—фланец для установки прн стендовых испытаниях датчика замера температуры воздуха за КВД (в эксплуатации устанавливается заглушка); 11— задний фланец; 12. 19 — фланец для крепления трубопровода и датчика системы снгналнзацни о пожаре внутри двигателя; 13— фланец для крепления трубопровода подвода топлива к цилиндрам управления клапанами пере
пуска воздуха; 14 — фланец для крепления трубопровода откачкн масла от шарикоподшипника ротора КВД и переднего роликоподшипника турбины КНД; /5 — фланец для крепления трубопровода подвода топлива к коллектору первого контура форсунок; 16—фланец для крепления трубопровода откачу масла от роликоподшипника ротора турбины КВД; /7 —фланец для крепления трубопровода подвода топлива к коллектору второго контура форсунок; 18— фланец для крепления трубопровода подвода масла к подшипникам; 20— фланец для крепления трубопровода суфлирования внутренней полости кожуха вала; 21 — фланец для крепления комбинированного датчика полного давления дифференциального сигнализатора давления ДСД-1,6; 22 — бобышка для крепления наружной арматуры; 23 — фланцы для крепления кронштейнов подвески ЗКП; 24 — стаканы для крепления уплотнительных устройств тяг гндроцнлин-дров поворота лопаток ВНА,КВД.
Рис. 6.12. Задний наружный кожух:
1 — передний фланец; 2, 4 — фланцы для крепления обтекателя; 3 — задний фланец; 5 — фланец для крепления кронштейнов системы управления газом н реверсивным устройством двигателя; 6—люк для осмотра лопаток турбины; 7 — бобышка для крепления арматуры; 8 — продольные фланцы
Рис. 6.13. Стаканы отбора воздуха:
1 — стакан отбора воздуха за VI ступенью КВД в ПОС двигателя; 2—втулка; 3 — сильфон; 4 — труба; 5 — резьбовая втулка; 6— шлнцы; 7 — стакан отбора воздуха для турбины ППО; 8 — стакан отбора воздуха за XI ступенью КВД в ПОС двигателя; 9 — стакан отбора воздуха за XI ступенью КВД для самолетных нужд
Рис. 6.14. Обтекатели стаканов отбора воздуха:
1 — направляющие ребра; 2—воздухозаборник из наружного контура для воздухо-воздушного радиатора самолета; 3 — отверстия для стаканов отбора воздуха; 4— фланец; 5 — окна для выхода воздуха;
6 — заклепки перегородок; 7—окна для входа воздуха на охлаждение
Передний и задний наружные корпуса камеры сгорания (рис. 6.11 и 6.12) изготовлены из титанового сплава ОТ4. являются силовыми узлами и образуют -среднюю часть канала наружного контура двигателя. Эти кожухи имеют цилиндрическую форму, слегка деформированную в нижней части для удобного расположения ЗКП агрегатов. Передний кожух (см. рис. 6.11) неразъемный, а задний (см. рис. 6.12) имеет разъем в горизонтальной плоскости, который предусмотрен для монтажа и демонтажа жаровых труб и газосборников в процессе технического обслуживания, а также для осмотра и замены других деталей камеры сгорания. Для крепления обеих половин заднего кожуха между собой имеются горизонтальные продольные фланцы 8.
Передний и задний наружные кожухи соединены между собой фланцами 11 (см. рис. 6.11) и образуют жесткую конструкцию, которая крепится спереди фланцем 1 к разделительному корпусу, а сзади фланцем 3 (см. рнс. 6.12) — к наружному кожуху задней опоры двигателя.
На внешней поверхности переднего наружного кожуха приварены фланцы 1 — 21 и 23 (см. рис. 6.11), бобышка 22 для крепления наружной арматуры и стаканы 24 для крепления уплотнительных устройств тяг гидроцилиндров поворота лопаток ВНА КВД.
На внешней поверхности заднего наружного кожуха (см. рис. 6.12) приварены фланцы 4, 5 и 12, люк 6 для осмотра лопаток турбины и три бобышки 7 для крепления наружной арматуры.
Стаканы отбора воздуха с обтекателями (рис. 6.13 и 6.14). В кольцевой полости, образованной передним наружным кожухом с корпусом КВД и диффузором камеры сгорания, расположены стаканы отбора воздуха за VI ступенью КВД, в ПОС двигателя, а также воздухозаборник для отбора воздуха из наружного контура двигателя 2 (рис. 6.14) в воздухо-воздушный радиатор самолета. Стакан отбора воздуха и воздухозаборник расположены в общем обтекателе. Для уменьшения потерь при отборе воздуха к воздухозаборнику приклеплены направляющие ребра 1, одновременно увеличивающие жесткость обтекателя. Стакан 1 (см. рис. 6.13) отбора воздуха VI ступенью КВД состоит из трубы 4, резьбовой втулки 5 со шлицами 6, сильфона 3 и азотированной втулки 2, которая телескопически входит во втулку узла сильфона 3. Сильфон 3 предназначен для компенсации температурных расширений при работе двигателя.
Стаканы отбора воздуха 7, 8 и 9 за XI ступенью КВД и их обтекатели расположены в кольцевой полости заднего наружного кожуха. В верхней части полости расположены стаканы отбора воздуха в ПОС двигателя 8 и на нужды самолетных систем 9. В нижней части полости установлен стакан отбора воздуха на турбину ППО 7. Конструкция стаканов 7 — 9 аналогична конструкции стакана 1.
Обтекатели стаканов отбора воздуха за XI ступенью КВД представлены на рис. 6.14. Стаканы 8 и 9 (см. рис. 6.13) расположены в общем обтекателе, а стакан 7 в отдельном обтекателе. Оба обтекателя имеют окна для входа 7 (см. рис. 6.14) и выхода 5 воздуха, охлаждающего стаканы. Жесткость обтекателей обеспечивается внутренними перегородками, приклепанными заклепками 6. Обтекатели крепятся к корпусам фланцами 4.
6.4.	ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ УЗЛА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
В процессе эксплуатации двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП были выявлены отказы и неисправности камеры сгорания, вызванные конструктивными недостатками отдельных деталей камеры сгорания нли нарушением правил эксплуатации двигателей. 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 камер сгорания, выявленные в процессе эксплуатации двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП.
1.	Прогар лопаток соплового аппарата 1 и 11 ступеней турбины из-за повышенного расхода топлива через отдельные форсунки камеры сгорания в результате поломки распылителя II каскада форсунки.
70
Для своевременного обнаружения этой неисправности введен периодический осмотр сопловых аппаратов турбины и жаровых труб камеры сгорания.
2.	Выгорание материала 5-й секции жаровых труб. В производстве проводятся мероприятия по улучшению работы жаровых труб, а в эксплуатации необходимо руководствоваться бюллетенем по осмотру жаровых труб № 2 и 11.
3.	Разрушение обтекателя стакана отбора воздуха к турбине ППО.
Из-за этой неисправности, имеющей усталостный характер, на производстве в технологию окончательного контроля введен контроль толщины стенки в зоне зачистки сварных швов. В эксплуатации проводится периодический контроль.
4.	Выпадание болтов крепления переходника отбора воздуха из наружного контура на самолетные нужды.
Для предупреждения неисправности введен периодический осмотр соединения.
5.	Прогар и трещины на лопатках I ступени турбины из-за местного перегрева.
Для исключения этой неисправности в производстве внедрены газосборники с дополнительными отверстиями для подачи вторично/о воздуха в периферийную зону соплового аппарата для снижения температуры.
В эксплуатации действуют бюллетени по периодическому осмотру лопаток турбины.
Неравномерность температурного поля и поля давлений на выходе из камеры сгорания трубчатокольцевого типа является характерной особенностью такой камеры сгорания.
Для устранения этого нежелательного явления в настоящее время проводятся научно-исследовательские работы по усовершенствованию конструкции камеры сгорания для улучшения ее работы и повышения надежности и долговечности.
ГЛАВА 7
ТУРБИНА
7.1.	КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ О РАБОЧЕМ ПРОЦЕССЕ В ТУРБИНЕ
В ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП турбина двухкаскадная, шестиступенчатая. Двухступенчатая ТВД приводит во вращение ротор КВД, а четырехступенчатая ТНД — ротор КНД.
Принцип работы многоступенчатой турбины можно рассматривать на примере работы одной ступени турбины. На рис. 7.1 представлена схема ступени осевой турбины. Основными элементами осевой одноступенчатой турбины являются сопловой аппарат (СА), состоящий из ряда неподвижных сопловых лопаток, закрепленных в корпусе и расположенных за ннм, рабочее колесо (РК), включающее в себя венец рабочих лопаток, установленных на диске, который соединен с валом турбины. Совокупность СА и расположенного за ним РК образуют ступень турбины.
В СА потенциальная энергия газа преобразуется в кинетическую, т. е. в нем происходит процесс расширения газового потока. Для организации этого процесса межлопаточные каналы выполняются суживающимися. Перед входом в СА газ движется параллельно оси турбины, а за ним — под углом ai к плоскости вращения РК. Газ в СА поступает со скоростью Со, температурой Го и давлением р0-
После СА параметры газа изменяются: с\>Со, Tt<zTo и pi<p0, т. е. в СА происходит увеличение скорости и снижение температуры и давления газового потока и изменяется его направление
Рис. 7.1. Схема ступени осевой турбины
71
В межлопаточных каналах РК происходит дальнейшее расширение газа и, следовательно, на выходе из РК Т2 < Г, и р2 <z pi. Рабочие лопатки движутся с окружной скоростью и, следовательно, относительная скорость газа на входе в РК будет равна геометрической разности между абсолютной с, и окружной и скоростями. Относительная скорость направлена под углом (3| к плоскости вращения РК. В межлопаточных каналах РК Wi увеличивается до W>.
Абсолютная скорость на выходе из РК с2 представляет собой геометрическую сумму скоростей W2 и и, при этом с2 <2 Ci, так как часть кинетической энергии, которую газ получает в СА и РК, расходуется на работу турбины. Скорость с2 направлена под углом а2 к плоскости вращения РК, а скорость 1^2 — под углом Если скорость Wi в РК не изменяется, т. е. отсутствует ускорение, то поворот газового потока в каналах РК сопровождается только появлением разности давлений на корытцах и спинках лопаток, в результате чего возникают активные аэродинамические силы. В случае поворота потока с ускорением, когда II/2 > 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП установлены турбины с реактивными ступенями.
К турбинам предъявляются следующие требования:
высокий КПД турбины по заторможенным параметрам (qj = 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 30% стоимости 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП 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 частотой вращения, направление 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 соединения 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 тонкостенные 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
« 43 44 45	45	47	45 45 50 51
105 101	38 36 54 92 30 88 86 54 82
Рис. 7.2. Продольный разрез турбины:
/. 55. 68. 73 . 75 , 79, 84. 91, 99. 106. 109. 120. /23-гайки; 2—внут-рения я рессора; 3 — наружная рессора; 4 — двойной лабиринт; 5. 60 — опоры роликоподшипников; 6.57 — эксцентриковые кольца; 7, 87— фланцы; 8— опора соплового аппарата; 9, 11. 23, 52, 58. 72. 81, 95 — лабиринтные фланцы; 10, 15. 25, 92. 100 — дефлекторы; 12, 66, 103 — крышки; 13— сопловая лопатка 1 ступени; 14 — внутреннее кольцо I ступени; 16, 24, 54 — контровки; /7—наружное кольцо 1 ступени; 18 — внутреннее кольцо 11 ступени; 19. 30 — диафрагмы; 20 — коллектор; 21— рабочая лопатка 1 ступени; 22 — разрезное кольцо 1 ступени; 26 — лента; 27 — сопловая лопатка 11 ступени; 28 — рабочая лопатка И ступени; 29—наружное кольцо II ступени; 31— разрезное кольцо II ступени; 32 — наружное кольцо 111 ступени; 33 — сопловая лопатка III ступени; 34, 50 — кронштейны; 35, 53, 70, 80. 86 — кольца; 36 — рабочая лопатка 111 ступени; 37 — кожух; 38 — сопловая лопатка IV ступени; 39 — наружное кольцо IV ступени; 40 — разрезное кольцо 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 ступени; 51—труба для суфлирования; 56, 125 — замки; 59, 62, 69, 78. 83. 90. 93, 94, 96, 102 — лабиринты; 61, 108, 124 — роликоподшипники; 63, 112, 121— регулировочные кольца; 64 — демпфирующая обойма; 65 — труба для подвода масла; 67, ПО— 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, 119 — втулки; 104 —вал ТВД; 105 — диск 1 ступени; /// — пружинный замок; 113, 114 — сферические кольца; //5 —стяжная втулка; 116 — маслоуплотнитетьная втулка; 118—маслоуплотнительное кольцо; 122—распорная втулка; Б— разгрузочная полость; К — воздушная полость лабиринтного уплотнения роликоподшипника
Наружный контур
Рис. 7.3. Схема охлаждения турбины:
/ — 13 — 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 маслоуплотннтельных колец в каждую опору.
Турбины двигателей Д-ЗОКП и Д-ЗОКУ 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 поверхность 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 перепускным трубкам в кольцевую полость 6, образованную наружным кольцом СА II ступени и уплотнительной 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 полост о 4, а через отверстия во фланце опоры роликоподшипника и лабиринтном фланце—в полость
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 поступает 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, препятствующее 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 охлаждается 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 8, 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 охладив 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 11 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 роликоподшипника, 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 дросселирования теплового потока совместно с масляной системой и теплоизоляцией подшипников опор обеспечивает 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 перетекание 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 коллектор 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, предназначенных для уменьшения радиального зазора между торцами рабочих лопаток 21 ротора I ступени турбины и поверхностью разрезного кольца. Сегменты имеют на внутренней поверхности мелкую нарезку 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 охлаждения. Охлаждающий воздух проходит через отверстия во входной кромке дефлектора и, омывая внутреннюю оребренную поверхность лопатки, выходит в проточный тракт через отверстия, выполненные 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 соответствующие проточки в наружном кольце 17. Лопатки фиксируются от окружных и осевых перемещений 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 лабиринтного 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 внутренним кольцами. С помощью Г-образных выступов, выполненных на наружных полках, лопатки фиксируются 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, необходимые 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 увеличения 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 11. 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 демпфирования колебаний. Во внутреннюю рессору 2 монтируется наружная обойма роликоподшипника 108 и зажимается гайкой 1. Внутренняя обойма роликоподшипника 108 закреплена на валу 104 ТВД гайкой 109. Подшипник 108 смазывается и охлаждается маслом, поступающим через два жиклера 110, 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 А 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 крепежных 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 125, который фиксируется в осевом положении пружинным замком 111. Требуемое осевое положение ротора ТВД обеспечивается 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.
I	I
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 охлаждения 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 ступени. 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 цилиндрические перемычки — интенсификаторы. Кроме того, имеются перемычки, служащие для направления потока охлаждающего воздуха к входной и выходной кромкам пера. Охлаждающий воздух во внутренний канал пера подводится по трем отверстиям, образованным при литье в замке лопатки. Охлаждающий воздух выходит в зазор, образованный торцом пера лопатки 21 и разрезным кольцом 22 I ступени.
Рабочие лопатки 28 II ступени турбины также отлиты из жаропрочного сплава. Для их охлаждения 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 зигзагообразными боковыми поверхностями, по которым при установке лопаток в диске образуется натяг. Гребешки бандажных полок совместно с разрезным кольцом 31 II ступени образуют кольцевое лабиринтное 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, внутрённие 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 маслоуплотнительным 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 роликоподшипника 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 затягивается 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), внутреннее 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 низкогоТ1авления в задней внутренней части вала 85 установлены труба 74 с маслоуплотнительным 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 рабочие 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 хвостовики удерживаются лабиринтами 90, 83 и 78. Эти лабиринты совместно с лабиринтными фланцами 87, 81 и 52 образуют уплотнение, препятствующее перетеканию газа из "поточной 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 сферические опоры. Лабиринтный фланец 58 совместно с лабиринтами 62 и 59 служит для уплотнения масляной полости опоры роликоподшипника. В опору 60 монтируется с небольшим зазором демпфирующая обойма 64. В обойму устанавливается роликоподшипник 61, наружное кольцо которого затягивается 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 статора турбины и через тяги к наружному корпусу, для размещения и защиты от нагрева трубопроводов 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 11, соединяющих заднюю опору турбины с наружным корпусом.
79
Рис. 7.4. Узел” задней опоры двигателя:
I, 10 — трубопроводы; 2—переходник; 3—внутренний корпус опоры турбины; 4— диафрагма; 5 —силовая стоика; 6, 16 — обтекатели; 7 — задняя опора турбины; 8— защитный кожух; 9 — силовое кольцо; //, 14— тяги; 12, 24 —кронштейны; 13 — качалка; /5 —козырек; 17 — смеситель; 18 — термопара; 19 — корпус термопар; 20 — отражатель; 2t — конус; 22 — наружный корпус; 23 —фланец
расположено шесть кронштейнов, к которым закреплены серьги со сферическими кольцами для крепления тяг И. Два верхних кронштейна 12 тяг 11 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 титанового сплава, а уплотнительная втулка — из стали.
Задняя опора турбины 7 образована из шестистоечного корпуса и соединенных с ним внутреннего корпуса 3 и силового кольца 9. В конструкцию задней опоры турбины также входит переходник 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 поверхности 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^чя воздушный и газовый потоки омывают лепестки смесителя, разделяются 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 двигателя. Смеситель 17 состоит из 16 сварных между собой лепестков, выштампованных из коррозионно-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 служит 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП 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 двигателей, 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП.
1.	Разрушение сопловых лопаток I 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 производстве внедрены гззосборники 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 вследствие 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 предупреждения 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 ступени турбины (сплав ИЭ-437Б сплавом ЭИ-698ВД).
7.	Забоины на рабочих лопатках VI ступени турбины.
В эксплуатации предусмотрена зачистка забоин н периодический осмотр.
8.	Трещины на защитном кожухе задней опоры.
В эксплуатации предусмотрен его периодический осмотр.
81
ГЛАВА 8
РЕВЕРСИВНЫЕ УСТРОЙСТВА ДВИГАТЕЛЕЙ Д-ЗОКУ И Д-ЗОКП
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 обратное.
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 1, 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.
Рис. 8.1. Типы реверсивных устройств:
а— реверсивное устройство с отклоняющими створками; б —реверсивное устройство с отклоняющими решетками; / — отклоняющие створки; 2— реактивное сопло; 3 — ось поворота створок; 4—удлинительная труба; 5 —стенка гондолы двигателя; б—кронштейн; 7 —отклоняющая решетка
82
6 78 9 10 11 12 7J
Рис. 8.2. Узел реверсивного устройства двигателя Д-ЗОКУ:
/ — передний кожух; 2 — соединительный фланец; 3 — средний ко-	отражатель; /2 —тяга; 13 — передний силовой шпангоут; 14 — зад-
жух; 4 — промежуточный фланец; 5—-передняя стенка протнвопо-	ний кожух; /5 — шпангоуты створки; /6 — верхняя створка; /7 — внут-
жаркой перегородки; 6 — соединительный фланец; 7 —кольцевой	ренняя обечайка створки; IS — реактивное сопло; 19 — задний сило-
фланец; 8 — противопожарная перегородка; Я —стенка протнвопо-	вой шпангоут; 20 — переходник; 2/— окантовка; 22—нижняя створ-
жаркой пеоегородкн; 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 удлинительной 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП используется РУ с отклоняющими створками, основными преимуществами которого являются простота конструкции и высокая надежность, обусловленная размещением узлов крепления створок в «холодной зоне», что существенно улучшает условия их работы. В положении 1 створки 1 находятся вне потока газа, и поэтому не оказывают влияния на тягу двигателя. На самолете Ил-62М РУ установлены только в крайних двигателях Д-ЗОКУ (т. е. в силовых установках № 1 и № 4). На самолете Ил-76 все четыре двигателя Д-ЗОКП снабжены РУ.
В ТРДД Д-ЗОКУ узел РУ (рис. 8.2) состоит из корпуса, образованного передним /, средним 3 и задним 14 кожухами и реактивным соплом 18; противопожарной перегородки 8 с передней стенкой 5; двух отклоняющих створок 16 и 22; двух силовых балок 23, к которым крепятся створки; двух механизмов поворота створок, обтекателей, закрывающих механизмы привода створок; механического замка 24, обеспечивающего запирание створок в положении ПРЯМАЯ ТЯГА.
Узел РУ крепится передним фланцем кожуха 1 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 1, а далее через фланцевое соединение на 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 21, к которой крепится труба суфлирования двигателя. Для этого к окантовке 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 11 и десятью поперечными силовыми элементами — шпангоутами 15 (см. рис. 8.2). Стрингеры и шпангоуты соединяются 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
Рис. 8.3. Расположение створок и наружных обтекателей при работе двигателя на режиме обратной тяги: 1—передний кожух реверсивного устройства; 2 — противопожарная перегородка; 3—неподвижный наружный обтекатель; 4 — подвижный наружный обтекатель; 5 — передний силовой рычаг; 6—наружное крыло верхней створкн; 7—верхняя створка; 8—внутреннее крыло верхней створки; 9 — внутреннее крыло нижней створкн; 10— нижняя створка; И — наружное крыло нижней створкн
Рис. 8.4. Створка реверсивного устройства:
/, 13— передние кронштейны; 2—наружное крыло; 3—наружный стрингер; 4 — уголок; 5 — внутренняя обечайка; 6 — задний наружный кронштейн; 7 — переходник; 8 — внутреннее крыло; 9 — задний внутренний кронштейн; /О—уголок; // — внутренний стрингер; 12 — растяжки; 14—ребро-отражатель; /5 — тягн; /6—внутренняя 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 находится 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 11.
Наружная обечайка створки изготовлена из алюминиевого сплава, а внутренняя обечайка, шпангоуты и стрингеры — из титановых сплавов.
Крепление створки к рычагам осуществляется с помощью четырех кронштейнов: передних 1 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 аэродинамическое 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 1 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
Рис. 8.5. Обтекатели реверсивного чстройства:
а — неподвижный внутренний обтекатель; б — секция подвижного внутреннего обтекателя; в — неподвижный наружный обтекатель; /-’-стенка; 2 — упоры; 3 -анкерные гайки; 4 усиливающие ребра; 5 —передний кронштейн; 6—продольные и поперечные ребра жесткости; 7 — задний кронштейн; 8 -- обечайка; 9 —окантовка; 10 — нвк.тадка; // — поперечное ребро; /2 сгенка; /3-верхнее продольное ребро; 14. /6 — ребра крепления. /5 - нижнее продольное ребро
Каждая секция подвижного обтекателя (см. рис. 8.5,6) представляет собой клепаный узел, имеющий обечайку 8, усиленную продольными и поперечными ребрами жесткости 6. По внутреннему контуру секций приклепана окантовка 9. К внутреннему продольному ребру жесткости каждой секции подвижных обтекателей приклепаны по два кронштейна 5 и 7, в отверстия которых устанавливаются оси подвижных обтекателей. Все детали секций обтекателя выполнены из титановых сплавов, за исключением окантовки, изготовленной из стали.
Неподвижный наружный обтекатель (рис. 8.5, в) закрывает наружную силовую балку механизма управления реверсивным устройством. Состоит указанный обтекатель из стенки 12, двух продольных ребер жесткости 13 и 15, поперечных ребер 11. Передняя часть обтекателя крепится специальной профилированной накладкой 10 к противопожарной перегородке, а задняя часть — ребрами жесткости увеличенной ширины 14 и 16 к силовой балке.
Противопожарная перегородка служит для предотвращения попадания выхлопных газов в подкапотное пространство при работе двигателя на режиме обратной тяги.
Противопожарная перегородка представляет собой клепаное кольцо, состоящее из наружной обечайки 8 (см. рис. 8.2) и стенки 9 с кольцевым фланцем 7, которым перегородка крепится радиальными винтами к заднему кожуху 14 реактивного сопла. Противопожарная перегородка дополнительно крепится к среднему кожуху 3 сопла передней стенкой 5. Передняя стенка разрезная, состоит из четырех секций, что улучшает условия монтажа трубопроводов системы управления реверсивным устройством. Для вывода через противопожарную перегородку трубок подвода рабочей жидкости к гидроцилиндрам управления створками, трубы суфлирования двигателя и электропроводки от сигнализаторов в стенке 9 слева и справа просверлены по три больших и по два малых отверстия. В отверстия большего диаметра установлены втулки 25, в которые пропущены перечисленные трубопроводы, а через отверстия меньшего диаметра проходит электропроводка к сигнализаторам.
В зависимости от установки РУ на левый или правый двигатель неиспользованные отверстия заглушаются.
К обечайке 8 приклепаны слева и справа две коробчатые накладки, одна из которых является продолжением наружного обтекателя механизма привода створок, а вторая — продолжением межгондольного самолетного обтекателя.
Все конструктивные элементы, образующие противопожарную перегородку, выполнены из титановых сплавов.
8.4.	СИЛОВЫЕ БАЛКИ И РЫЧАГИ С .ТЯГАМИ
Силовые балки РУ (рис. 8.6 и 8.7) являются основными конструктивными элементами, на которые передаются усилия, возникающие на створках, а также на обтекателях при работе двигателя в режиме обратной тяги. К этим балкам крепятся силовые гидроцилиндры, управляющие положением створок, а также силовые рычаги и механический замок створок.
Силовые балки расположены на левой и правой сторонах корпуса РУ в горизонтальной плоскости.
Конструкции левой и правой силовых балок, в основном, аналогичны, а незначительные отличия обусловлены установкой на левой балке механического замка, запирающего створки реверсивного устройства в положении ПРЯМАЯ ТЯГА, а также сигнализатора положения створок.
Силовая балка (см. рис. 8.6) состоит из переднего 12 и заднего 11 корпусов, а также заднего кронштейна 9.
Передний корпус силовой балки сварной коробчатой конструкции. Его передний фланец 2 закрывает коробчатую полость спереди и одновременно служит для крепления балки к заднему кожуху РУ.
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 силовой балки; 10— нижний кронштейн; // — задний корпус силовой балки; /2 —передний корпус силовой балки
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 прямоугольной формы, закрываемое крышкой 58 (см. рис. 8.7). На переднем фланце выполнены два отверстия, для ввода в коробчатую полость балки трубопроводов 1 для подвода жидкости к гидроцилиндру.
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.
Рис. 8.7. Механизм управления реверсивным / — трубы для подвода и отвода рабочей жидкости; 2 — ползун; 3—рычаг; 4 — упор створки; 5 — замок; 6— кронштейн переднего силового рычага; 7 —серьга; 8 — выступ кронштейна; 9 — поршень; /0—корпус пружины; // — втулка; 12 — ушковый болт; 13— рычаг; 14— угольник; /5—рычаг промежуточной тяги; /6 —тяга; /7—верхний кронштейн; 18 — передний силовой рычаг; 19 — ведущий наружный рычаг замка; 20— опора рычага; 21 — задние силовые рычаги; 22 — задний кронштейн балки; 23 — силовые тяги; 24 — зуб синхронизатора; 25 — нижний кронштейн; 26 — сигнализатор положения створок; 27 — кронштейн сигнализатора; 28 — фланец; 29 — кронштейн крепления опоры промежуточного валика; 30 — промежуточный валик; 31— опора промежуточного валика; 32 — сигнализатор положения замка; 33—рычаг сиг-
устройством (вид иа левую силовую балку):
нализатора; 34 — тяга; 35— направляющая ось; 36— передир корпус силовой балки; 37 — угольник; 38 — радиальный болт; 39 — передний фланец; 40 — осевой болт; 41—задний болт крепления балки; 42 — фланец кожуха; 43—задний корпус балки; 44—синхронизатор; 45 — переходник; 46 — подвижный обтекатель; 47 — пружина; 48 — ось; 49 — кронштейн обтекателя; 50 — внутренняя направляющая; 51 — вилка; 52 — шток поршня; 53 — ребро обтекателя; 54 — наружная направляющая; 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 замка; 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 синхронизации. 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 буртнку (см. рнс. 8.7). На фланце кроме отверстий для крепежных болтов имеются еще два отверстия, которые используются для крепления направляющих 50 и 54 механизма синхронизации. 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 гидроцилиндром, которое осуществляется с помощью верхней и нижней силовых тяг 23 и синхронизатора 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 синхронизатора 9, внутренней 10 и наружной 8 направляющих, крышки 7 и переходника 11. 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— пружина крепления пружинного привода замка; 4 — кронштейны крепления корпуса замка; 5 — кронштейны крепления опоры промежуточного валика; 6—задний фланец переднего корпуса балки; 7 — крышка синхронизатора; 8—наружная направляющая синхронизатора; 9 — синхронизатор; 10 — внутренняя направляющая синхронизатора; // — 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 усилиям, развиваемым двумя силовыми гидроцилиндрами. Для предотвращения соударения створок друг с другом при перекладке в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА в гидроцилиндрах установлены гидрозамедлители, 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 11, направляющей втулки 10 с тремя уплотнительными кольцами, двух угольников 8 и 14 и узла гидрозамедлителя.
Поршень 7 изготовлен как единое целое со штоком 11. Уплотнение поршня по гильзе 6 осуществляется 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 1, 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 Е 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 Е 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 И. Выход штока из гидроцилиндра уплотнен фетровым сальником.
Гидрозамедлитель состоит из корпуса 3, одновременно являющегося передним упором поршня 7, 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 подается рабочая жидкость. При этом из левой полости цилиндра Е рабочая жидкость отводится в бак через восемь наклонных отверстий В и центральное отверстие А в корпусу 3 гидрозамедлителя. Под давлением рабочей жидкости поршень 7 перемещается влево, обеспечивая перекладку створок РУ в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА.
Рис. 8.9. Силовой гидроцилиидр реверсивного устройства с гидрозамедлителем:
а—в положении ПРЯМАЯ ТЯГА; б—в положении ОБРАТНАЯ ТЯГА, / — сферический вкладыш; 2— передняя крышка; 3—корпус гидрозамедлителя; 4 — регулировочная шайба; 5—винт; 6 — гильза; 7 — поршень; 5 —угольник; 9 — задняя крышка; 10— втулка; // — шток; 12 — гайка; 13— уплотнительные кольца, 14— угольник; /5. /6—пружина; /7 — распорная втулка; 18 — болт; 19 — стакан; 20—гайка; 21 — клапан; А — центральное отверстие в корпусе гидрозамедлителя для слива рабочей жидкости из-под поршня; Б — жиклериые пазы клапана; В — наклонные отверстия в корпусе гидрозамедлителя; Г —вырез для слива рабочей жидкости из-под поршня, Д—правая полость гидроцилиидра; Е— левая полость гидроцилиидра
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 гидрозамедлителя, 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 полость Д сообщается с магистралью слива. Под действием давления жидкости клапан 21 перемещается вправо, сжимая пружину 16. Отверстия А в корпусе гидрозамедлителя открываются, обеспечивая 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 запирания створок в положении ПРЯМАЯ ТЯГА. Механический замок включает в себя следующие конструктивные элементы (рнс. 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 1; замки 14, связанные с ползуном 3 и промежуточным валиком 10.
Замок оборудован устройством сигнализации открытого положения. Включение сигнализации осуществляется 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 11. 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 К.Р-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 — наружный ведущий рычаг; 8— опора ведущего рычага; 9—внутренний ведущий рычаг; Ю — промежуточный валик; // — опора промежуточного валнка; 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-ЗОКП
Основные особенности конструкции узла РУ двигателя Д-ЗОКП по сравнению с описанным выше РУ двигателя Д-ЗОКУ обусловлены различием в расположении двигателей Д-ЗОКП на самолете Ил-76 и Д-ЗОКУ на самолете Ил-62М. Расположение двигателей на пилонах под крылом на самолете Ил-76 приводит к необходимости отклонения струи выхлопных газов в горизонтальной плоскости. В связи с этим створки РУ двигателя Д-ЗОКП располагаются слева и справа от реактивного 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-ЗОКП, что способствует удалению выходящей струи газов от поверхности крыла. Это обусловило различие в конструкциях переднего 1 и среднего 3 кожухов РУ (см. рис. 8.2). В двигателе Д-ЗОКП указанные кожухи объединены в одну деталь — переходник, передний и задний кольцевые фланцы которого непараллельны, что обеспечивает отклонение оси РУ от оси двигателя
В связи с тем, что каждый из четырех двигателей Д-ЗОКП имеет отдельную гондолу, не сопрягающуюся с гондолой соседнего двигателя, противопожарная перегородка выполнена полностью симметричной относительно горизонтальной плоскости, т. е. верхняя и нижняя боковые накладки выполнены одинаковыми.
В отличие от подвижных внутренних и наружных обтекателей РУ двигателя Д-ЗОКУ (см. рис. 8.5, б) на двигателе Д-ЗОКП все обтекатели выполнены неподвижными. Все остальные детали узла РУ двигателей Д-ЗОКП и Д-ЗОКУ имеют аналогичную конструкцию.
8.8.	СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ, БЛОКИРОВКИ И СИГНАЛИЗАЦИИ РЕВЕРСИВНОГО УСТРОЙСТВА
Система управления, блокировки и сигнализации РУ двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП обеспечивает выполнение следующих операций:
перевод РУ из положения ПРЯМАЯ ТЯГА в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА и обратно на работающем 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 устанавливаются в заданное системой управления положение;
возможность стравливания давления из гидроаккумуляторов без перекладки створок РУ при техническом обслуживании двигателя.
Система блокировки РУ двигателя Д-ЗОКП кроме перечисленных операций дополнительно обеспечивает 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-ЗОКУ включает в себя гидравлическую систему, систему управления распределительным краном и систему сигнализации работы РУ и механического замка.
На двигателе Д-ЗОКП 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-ЗОКУ, 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 1, поршневой насос 33, автомат разгрузки насоса 7 (агрегат ГА121М-3), гидроаккумуляторы 10 и 26, перепускной кран 9, распределительный кран 14, термический клапан 8, 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 11 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 нагнетания 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 И. 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 1 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 разъединяет полости гидроцилиндров с нагнетающей магистралью насоса. Жидкость из насоса проходит по внутренним каналам автомата разгрузки к фильтру 6 и далее в бак 1. Таким образом, автомат разгрузки переводит насос НП25-5 из режима нагрузки в режим холостого хода н 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, обеспечивая 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
Рис. 8.11. Схема системы управления, блокировки и сигнализации реверсивного устройства двигателя Д-ЗОКУ:
1 — гидравлический бак; 2 — уровнемер (мерная линейка); 3 — заливная горловина с сетчатым фильтром; 4 — клапан наддува бака; 5, 6—фильтры; 7—автомат разгрузки ГА121М; 8 — термический клапан ГА133-I00-4K; 9—перепускной кран КП-40; 10, 26—гидроаккумуляторы; 11— корпус обратных клапанов агрегатов ИЛ527А; /2—обратный клапан зарядного устройства; 13—-зарядный штуцер азотной системы; 14— распределительный кран КР-40; 15 — силовой гидроцилиидр; 16— сигнализатор положения створок реверсивного устройства; 17 — сигнализатор положения замка створок; 18— сигнализатор положения рычага распределительного крана; 19— система управления распределительным краном КР-40; 20— рычаг
управления реверсивного устройства (РУР); 2/ —желтая сигнальная 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 —отсечной клапан манометра; 29 — насос-регулятор НР-ЗОКУ; 30 — рычаг; 31 — система управления насосом-регулятором; 32 — рычаг управления двигателем (РУД); 33 — поршневой насос НП-25-5; 34 — обратный клапан агрегата 671700Б; 35 — клапан нагнетания 5607A-I; 36 — клапан всасывания 5607А-3; 37 — сливный кран; 38 — предохранительный 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-ЗОКУ 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-ЗОКУ 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 распределительного крана КР-40 14 остается в положении ПРЯМАЯ ТЯГА. При переводе рычага распределительного 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 обеспечивает 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 . . Б с после перевода в это положение рычага 14.
Агрегаты гидросистемы управления РУ двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП. 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 1, переднего днища 10 и обечайки 11. 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, предусмотренный 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.
Рис. 8.12. Гидробак системы управления реверсивного устройства:
/— заднее днище; 2—штуцер возврата рабочей жидкости из гидросистемы; 3— фильтр заливочной горловины; 4— замок горловины; 5—заглушка заливочной горловины; 6—мерная линейка; 7 — клапан наддува; 8— предохранительный клапан; 9 — перегородка жесткости; 10— переднее днище; // — обечайка; 12 — штуцер забора рабочей жидкости к насосу ПН25-5; 13— сливной кран
94
Поршневой насос НП25-5. Аксиальный поршневой гидравлический насос постоянной производительности 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,	°C................от	— 60	до	80
Допустимая температура	рабочей	жидкости,	°C ...............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 цилиндров 13 с размещенными в нем девятью поршнями /2; распределительный золотник 14, карданный вал 19, связывающий блок цилиндров через подвижную втулку 8 с валом 2/; роликовый 9 и шариковый 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 штуцером нагнетания. Таким образом качающий узел обеспечивает прокачку рабочей жидкости и повышает ее давление.
Рис. 8.13. Поршневой насос НП25-5:
/ — рессора; 2 — переходник; 3— уплотнительные манжеты; 4— прокладка; 5 — стопорное кольцо; 6 — шарикоподшипник; 7—корпус; 8—втулка; 9—роликоподшипник; 10 — стакан; // — шток; /2—поршень; 13— блок цилиндров; 14 — распределительный золотник; /5—крышка; /6—подпорный клапан; /7—стопорный штифт; 18— центрирующий штифт; 19—карданный вал; 20—упорный шарикоподшипник; 21 — вал; 22—штуцер; 23 — корпус уплотнения
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 благоприятствует хорошему смазыванию трущихся деталей. Однако чрезмерное повышение давления рабочей жидкости в указанной полости нежелательно, так как это приводит к увеличению нагрузок, действующих на корпус и на подшипниковые узлы ротора. В связи с этим предусмотрен отвод рабочей жидкости из полости корпуса в линию всасывания чёрез 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 полости корпуса в магистраль всасывания.
Насос крепится на задней коробке приводов двигателя быстроразъемным хомутом. Для предотвращения 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
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 гидроаккумуляторы; 6— седло предохранительного клапана; 7, 19 — шарики; 9—регулировочный винт; 10— пробка; 11 — поршень сервомеханизма; 12 — клапан разгрузки; 13— двойной клапан; 14, 18 — поршни; 15— седло клапана; 16—малая тарелка двойного клапана; 17 — стержень, 21—регулировочная пробка; 22—пружина шарикового клапана; 23 — пружина поршня; 24 — гильза;
25— опора; 27 — сервопоршень
насоса
а
I ♦ Дренаж в Рак
X
Б
/( гидро-'аккумуля-торам
В
1 I Рт анку-мулятаров
Рис. 8.15. Схема работы автомата разгрузки насоса:
/ — насос нагружен и подает жидкость в систему; 11 — насос разгружен: ///— работает предохранительный клапан; А — обратный клапан; Б—предохранительный клапан; В — сервомеханизм; Г — датчик автомата разгрузки; 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 /<? 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 11 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 сервомеханизма 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 перемещаются 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 гидроаккумуляторах 21 ±oj МПа.
В это время высокое давление рабочей жидкости передается в управляемую полость сервомеханизма. Под действием этого давления поршень сервомеханизма 11 (см. рис. 8.14) перемещается влево, открывая клапан сервомеханизма и обеспечивая возможность поступления рабочей жидкости из канала 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 17, 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±о:т МПа автомат разгрузки не переведет насос на работу в режиме холостого хода, в системе будет происходить дальнейшее повышение давления. При достижении давления 23,5 + 10 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 внутренней 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+' ° МПа) таким образом предотвращается.
Распределительный кран КР-40. Распределительный кран КР-40 обеспечивает подачу рабочей жидкости 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 жидкости 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 распределителя в такое положение, при котором давление рабочей жидкости от аккумуляторов подводится в полость Д силового цилиндра, а противоположная его полость сообщается с баком.
Л силовым гивроцилинврам
Из аккумуляторов
а)
Рис. 8.16. Схема работы распределительного крана: а—принципиальная схема; б — конструктивная схема; 1 — гдльза; 2—плоский золотник; 3—стакан сервопоршня; 4—пружина сервопоршня; 5—шарик датчика; 6 — толкатель; 7—вилка; 8 — пружина; 9—корпус; 10 — рычаг
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 прямоугольного сечения, выполненной в корпусе 9. Левый конец золотника входит в гильзу 1, во внутреннюю 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 1 фиксируется в положениях ПРЯМАЯ ТЯГА и ОБРАТНАЯ ТЯГА шариковым фиксатором 12. На рычаге 1 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.
Рис, 8.17. Внешний вид распределительного крана и кронштейна его крепления:
/—рычаг; 2 — упор сигнализатора; 3—планка; 4 — сигнализатор; 5 — пластинчатая пружина; 6—штуцер для подвода рабочей жидкости 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; И — 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, 21—пружины; 5—седло клапана; 7—поршень; 8—гнездо; 9, 22 — толкатель; 10 — втулка; // — задний корпус; 12, 21, 24 — уплотнительные кольца; 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 КН-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 1 и заднего 11 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 11 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 И.
Толкатель 9 правым торцом опирается на выступ оси 17, 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 отодвигает 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 11.
Для предотвращения утечки жидкости по резьбовому соединению корпусов используется уплотнительное 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 нагнетания за автоматом разгрузки (см. рис. 8.11) и при повышении давления в этой линии до предельного 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 15, 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 15, пропуская жидкость через отверстие в опоре 6 к штуцеру 1, 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.
RblAllU
8)
Рис. 8.20, Гидравлический фильтр: д—разрез фильтра; б — внешний вид фильтра; в — схема работы отсечных клапанов (фнльтроэлемент снят); г —схема работы перепускного устройства; /—штуцер для входа рабочей жидкости; 2—крышка; 3, 7 —отсечные клапаны; 4— пружина отсечного клапана; 5—пружина перепускного клапана; 6—штуцер выхода рабочей жидкости; 8 —седло; 9 — стакан; Ю — фнльтроэлемент; //—втулка фнльтроэлемента; /2—тарелка перепускного клапана; д— полость для нефильтрованной рабочей жидкости; е, ж—полости для фильтрованной рабочей жидкости; э —отверстие в корпусе отсечного клапана
а 18 77	13 1$	13 Q
Рис. 8.19. Термический клапан:
/ — штуцер для отвода рабочей жидкости в бак; 2, 8, t0 — уплотнительные кольца; 3 — регулировочная пробка; 4—контргайка; 5 —шайба контровочная; 6—опора; 7 — пружина; 9—прокладка; // — пружина; 12—штуцер для подвода рабрчей жидкости; 13 — втулка; /4—фильтр; 15 — седло; 16 — шарнк; /7—опора; 18 — корпус; а—полость низкого давления; б — полость высокого давления
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 гидросистемы 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 способностью 60 л/мин установлен в линии низкого давления между автоматом разгрузки и масляным баком.
Фильтр (рис. 8.20) состоит из крышки 2, стакана 9, фнльтроэлемента 10, двух отсечных клапанов 3 и 7 и перепускного клапана с тарелкой 12.
Рабочая жидкость через входной штуцер 1, кольцевой зазор между седлом 8 и отсечным клапаном 3 поступает в кольцевую полость д между фильтроэлементом 10 и стаканом 9. Пройдя через фнльтроэлемент, очищенная рабочая жидкость поступает в полость е внутри отсечного клапана и далее через полость ж и отверстия з — к штуцеру 6.
В случае если фнльтроэлемент засорен, перепад давлений на фильтре возрастает, при этом увеличиваются усилия, действующие снизу на тарелку перепускного клапана 12. При перепаде давлений 0,6—0,9 МПа тарелка клапана 12 отходит от втулки 11 фнльтроэлемента. Рабочая жидкость проходит через образовавшийся зазор и, минуя фнльтроэлемент, без фильтрации через полости е и ж проходит к штуцеру 6 (рис. 8.20, а).
Утечка рабочей жидкости из системы при снятии фнльтроэлемента (рис. 8.20, в) предотвращается двумя отсечными клапанами. При снятии фнльтроэлемента 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
Рис. 8.21. Гидроаккумулятор С5314-10:
/ — штуцер азота; 2 — уплотнительное медное кольцо; 3, /2 — крыш- кольца; 6 — цнлнндр; 7 — поршень; 8— войлочный сальник; 15 — кн; 4, 10, 13—резиновые кольца; 5, 9, 11, 14 — фторопластовые ганка; 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 11, а в канавке со стороны азотной полости установлен войлочный сальник 8, пропитанный рабочей жидкостью.
В крышке 12 установлен штуцер 16, связывающий полость б с магистралями гидросистемы. В левой крышке 3 установлен штуцер 1, предназначенный для зарядки азотом полости а и соединенный с обратным клапаном азотной системы, расположенным на корпусе обратных клапанов. Азотная полость а гидроаккумулятора через штуцер 1 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 штуцер 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 8, 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 1. 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 1. 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 1. 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 1 смонтированы четыре штуцера 8.
Рис. 8.22. Зарядный штуцер (разрез и общий вид): 1 — уплотнительное кольцо; 2 — заглушка; 3 — корпус; 4 — гайка; 5—угольник; 6—цепочка
100
ИЛ527А; б—канал для подвода азота к полости агрегата ИЛ527А; в — канал для подвода азота из центрального канала к обратному клапану; г — центральный канал
г в 6 5
Рис. 8.23. Блок обратных клапанов (разрез и общий вид):
/— корпус; 2 — кольцо уплотнительное; 3— штуцер; 4—пружина; 5 — обратный клапан; 6, 7 — уплотнительное кольцо; 8—штуцер агрегата ИЛ527А; 9 — штуцер для подвода азота от зарядного штуцера; 10— кронштейн крепления; а—полость агрегата
Рис. 8.24. Клапану 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 манометра:
1 — шайба; 2 —заглушка; 3, 9— гайки; 4 — ниппель; 5 — тросик; 6 — корпус; 7—клапан; 8— пружина; 10 — кольцо уплотнительное; а—внутренняя полость клапана; б—канал для подвода рабочей жидкости к клапану; в — полость между клапаном и корпусом
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 гидравлических систем управления РУ двигателей Д-ЗОКП и Д-ЗОКУ 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-ЗОКП для этого используется распределительный кран КР-44 (рис. 8.26).
толкатель; 12— шариковый клапан; 13—стакан; 14 — рарпределительный золотник; 15 — штуцер ОБРАТНАЯ ТЯГА; 16—поршень клапана; 17 — пружина; 18— штуцер ПРЯМАЯ ТЯГА; 19—упор; 20—переходник; 21 —
гильза
По принципу действия кран КР-44 аналогичен крану КР-40 двигателя Д-ЗОКУ (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-ЗОКУ. Системы управления и сигнализации двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП имеют ряд существенных отличий, поэтому их необходимо рассматривать отдельно.
Управление РУ двигателя Д-ЗОКУ 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 распределительным 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 управления 1 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 1. Двойной рычаг на двух подшипниках 19 поворачивается относительно кронштейна 17.
Узел перекидного рычага 2 устанавливается на переднем фланце наружного кожуха задней опоры двигателя. Он состоит из рычага 16, оси 14, стяжного болта 12 и шарикоподшипников 10.
102
Рис. 8.27. Система управления распределительным драном
КР-40 (внд слева):
1,3— тяги; 2 — колонка управления; 4 — перекидной рычаг; 5—тяга регулируемая; 6—рычаг крана КР-40; 7—распределительный кран КР-40; 8—шарнирный подшипник; 9— уш-ковый болт; 10, 19—шарикоподшипники; 11, 20—стопорные кольца; 12, 22—стяжные болты; 13, 21—распорные втулки; 14—ось перекидного рычага; /5 — кронштейн; 16 — рычаг; 17— кронштейн двойного рычага; 18 — двойной рычаг; 23 — верхнее плечо рычага; 24 — нижнее плечо рычага; 25—ось двойного рычага
Плечи рычага различны по длине. К большему плечу рычага крепится тяга 3, соединяющая перекидной рычаг, с колонкой управления, а к меньшему—тяга 5, соединяющая перекидной рычаг с рычагом 6 распределительного крана. Перекидной рычаг фиксируется на подшипниках стопорным кольцом 11. Подшипники внутренними обоймами устанавливаются на оси 14 и фиксируются стяжным болтом 12.
8.9.	ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, СИГНАЛИЗАЦИИ И БЛОКИРОВКИ РЕВЕРСИВНОГО УСТРОЙСТВА ДВИГАТЕЛЯ Д-ЗОКП
Управление РУ двигателя Д-ЗОКП 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 11 с поводком 5, кулачок блокировки 1 и кронштейн 12, на котором смонтированы все детали механизма. Кулачок управления 6 через поводок 14 связан системой тяг антипараллелограмма 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-
Рнс. 8.28. Механизм управления н блокировки реверсивного устройства двигателя Д-ЗОКП;
1 — 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;
II—переключатель; 12— кронштейн; 14— поводок управления
103
Рис 8.29 Схема взаимодействия деталей механизма управления и блокировки реверсивного устройства двигателя Д-ЗОКП в положениях ПРЯМАЯ ТЯГА (а), НАЧАЛО ВКЛЮЧЕНИЯ РУ (б), НАЧАЛО ВЫКЛЮЧЕНИЯ РУ (в), ОБРАТНАЯ ТЯГА (г): Pl, 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 распределительного 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, поворачивая 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-ЗОКП аналогична сигнализации на двигателе Д-ЗОКУ.
8.10.	ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ РЕВЕРСИВНЫХ УСТРОЙСТВ ДВИГАТЕЛЕЙ Д-ЗОКУ И Д-ЗОКП
В процессе эксплуатации двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП 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 усовершенствования.
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 нагрузки, действующие на детали РУ в процессе эксплуатации, а также ниличие монтажных напряжений в деталях.
Для устранения перечисленных дефектов заводом-изготовителем произведены конструктивные изменения 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 перечисленных деталей. В большинстве случает при выявлении трещин на указанных деталях в эксплуатации 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 предотвращения 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-ЗОКП. Причиной дефекта является заклинивание шарнирных соединений рычажной системы замка (см. рис. 8.10) вследствие коррозионного поражения 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 отступлением от технологии сборки, допущенным на заводе-изготовителе. Для предотвращения дефекта рекомендуется 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 вследствие 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-ЗОКУ И Д-ЗОКП. 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП аналогичны. Основным элементом силового корпуса двигателя Д-ЗОКУ (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 3;
осевые силы и крутящие моменты от направляющих лопаток КНД на его корпус 2 и по нему к разделительному корпусу 3;
радиальные и осевые силы, крутящие моменты от шарикоподшипника задней опоры КНД на стенки разделительного корпуса 3;
105
Рис. 9.1. Схема силового корпуса двигателя Д-ЗОКУ:
/— корпус передней опоры КНД; 2—корпус КНД; 3—разделительный (соединительный) корпус; 4— основные узлы крепления двигателя к самолету; 5—корпус КВД; 6—корпус задней опоры КВД; 7—внутренний кожух камеры сгорания; 8 — корпус
камеры сгорания; 9 — силовая диафрагма; 10 — корпус опоры ТВД; // — корпус турбины; 12 — задний узел подвески; 13 — корпус задней опоры турбины; 14— тяга; 15 — наружное кольцо задней опоры
радиальные силы и крутящие моменты от роликоподшипника передней опоры КВД на стенки разделительного корпуса <?;
осевые силы и крутящие моменты, а также радиальные инерционные силы тяжести от направляющих аппаратов всех ступеней КВД по корпусу КВД 5 к разделительному корпусу <?;
осевые и радиальные силы, крутящие моменты от шарикоподшипника задней опоры КВД на корпус направляющего аппарата XI ступени, входящий в состав корпуса задней опоры КВД 6, по корпусу КВД 5 к разделительному корпусу <?;
радиальные силы и крутящие моменты от роликоподшипника ТВД по корпусу опоры 10, а далее, разветвляясь, частично по внутреннему кожуху камеры сгорания 7 через корпус направляющего аппарата XI ступени, а частично — через силовую диафрагму 9 к корпусу камеры сгорания 8 и далее по корпусу КВД 5 к разделительному корпусу 3;
осевые силы и крутящие моменты от корпуса турбины 11 на корпус камеры сгорания 8 и далее—аналогично рассмотренному в предыдущем пункте;
радиальные силы от роликоподшипника задней опоры турбины на корпусе 13 этой опоры и далее — к заднему узлу подвески 12;
осевые силы от створок РУ и реактивного сопла на наружное кольцо 15 задней опоры, через тяги 14 узла задней опоры на корпус 13 задней опоры и затем через корпус турбины 11, камеры сгорания 8 по пути, рассмотренному в предыдущем пункте — на разделительный корпус 3.
На разделительном корпусе перечисленные силы замыкаются, частично уравновешиваются, а результирующие всех сил передаются к узлам крепления двигателя к самолету.
Таким образом, в силовом корпусе двигателя Д-ЗОКУ можно выделить две силовые ветви — внутреннюю, по которой соединяется корпус 10 опоры первой турбины высокого давления с корпусом 6 задней опоры КВД, и внешнюю, по которой корпус турбины 11 соединяется с корпусом 5 КВД. Между этими двумя ветвями имеется два звена замыкания: два ряда направляющих лопаток XI ступени КВД и силовая диафрагма 9. Такая силовая схема, получившая название двойной замкнутой, обеспечивает высокую жесткость силового корпуса, возможность демонтажа жаровых труб камеры сгорания без снятия двигателя с самолета, хорошую ремонтопригодность двигателя.
9.2.	УЗЛЫ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ Д-ЗОКУ
Крепление двигателя на самолете Ил-62М осуществляется в двух силовых поясах (рис. 9.2). Передний силовой пояс располагается в плоскости разделительного корпуса и является основным. Задний силовой пояс расположен в плоскости задней опоры и обеспечивает восприятие, главным образом, радиальных нагрузок. В переднем поясе двигатель крепится к самолету при помощи одного центрального узла и двух боковых кронштейнов.
По центральному гнезду верхней подвески 1 двигатель соединяется с цапфой самолетной подвески, а двумя боковыми кронштейнами 2— с подкосами — амортизаторами 7.
Узел соединения с цапфой самолетной подвески включает в себя втулку 19, установленную
106
24 23	22 21 20 19 18
Рис. 9.2. Крепление двигателя Д-ЗОКУ на самолете Ил-62М:
/ — передняя верхняя подвеска; 2—кронштейн боковой подвески; 3—передний транспортировочный кронштейн; 4—качалка задней подвески; 5 — задняя такелажная подвеска; 6 — задний транспортировочный узел; 7— боковой подкос-амортизатор подвески; 8— такелажное отверстие; 9— тяга задней подвески; 10—задний транспортировочный кронштейн; // — вилка задней подвески; 12— задний
такелажный кронштейн; 13 — кронштейн силового кольца; 14— уплотнительное кольцо; 15 — плавающая втулка; 16 — крышка; 17— сферический подшипник; 18 — разделительный корпус; 19 — втулка; 20—наружная обойма; 21 — шарнирный подшипник; 22 — цапфа самолетной подвески; 23 — грибок; 24 — крышка; Е — передняя плоскость подвески; Ж—задняя плоскость подвески
в гнездо разделительного корпуса 18, шарнирный подшипник 21, крышку 24, закрепляемую винтами в футорках, установленных в резьбовые отверстия разделительного корпуса.
Цапфа самолетной подвески 22 вводится проточкой в отверстие подшипника и закрепляется грибком 23. Передний центральный узел подвески передает на цапфу, главным образом, осевые усилия, и в том числе, силу тяги двигателя. Крутящие моменты и радиальную силу в передней плоскости подвески Е воспринимают подкосы-амортизаторы 7, в конструкции которых предусмотрены упругие вставки, обеспечивающие уменьшение энергии вибрации, передаваемой к конструкции самолета. Подкосы-амортизаторы соединены с боковыми кронштейнами 2. На разделительном корпусе установлены два таких кронштейна, располагающихся симметрично слева и справа от вертикальной плоскости двигателя. В отверстия кронштейнов установлены сферические подшипники 17. Боковые кронштейны 2 ‘одновременно служат в качестве такелажных узлов, используемых при навеске двигателя на самолет. Для этих целей используются отверстия 8, имеющиеся на боковых кронштейнах. Крепление двигателя в задней плоскости подвесок Ж осуществляется с помощью одного узла, в состав которого входят тяга 9, соединенная с кронштейном 13 силового кольца задней опоры турбины, и вилка 11, закрепленная на тяге с помощью гайки. Тяга 9 проходит сквозь отверстие в наружном кожухе задней опоры, не препятствуя свободному тепловому расширению последней. Герметизация указанного узла достигается уплотнительным кольцом 14, установленным в проточке тяги, и плавающей втулкой 15, установленной под крышкой 16.
Для подъема и снятия двигателя на нем имеются три такелажных узла, располагающихся в тех же двух плоскостях подвески, в которых находятся узлы крепления. В качестве двух передних такелажных узлов используются боковые кронштейны 2 с отверстиями 8, а третьим такелажным узлом является кронштейн 12, расположенный на наружном кожухе задней опоры.
107
На монтажной тележке и в транспортировочном ящике двигатель крепится с помощью двух передних кронштейнов 3, располагающихся на разделительном корпусе, и двух задних узлов 6, закрепленных на наружном кожухе задней опоры.
9.3.	ОСОБЕННОСТИ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ Д-ЗОКП
Крепление двигателя Д-ЗОКП на самолете Ил-76 (рис. 9.3) осуществляется аналогично рассмотренному в п. 9.2 креплению двигателя Д-ЗОКУ- Однако в размещении такелажных узлов имеются отличия. В частности, в задней плоскости крепления двигателя используются два такелажных кронштейна 8, установленных на наружном кожухе задней опоры турбины.
В связи с тем, что на самолете Ил-76 капоты гондолы крепятся непосредственно к двигателю, а не к силовым балкам гондолы, как на самолете Ил-62М, на двигателе Д-ЗОКП предусмотрена установка для этой цели ряда кронштейнов.
Кронштейны крепления гондолы устанавливаются иа фланце соединения переходника с входным корпусом (четыре кронштейна /), на фланце корпуса II ступени КНД (десять кронштейнов 13), на переднем фланце разделительного корпуса (два кронштейна 12), на заднем фланце разделительного корпуса (восемь кронштейнов 5), на специальных полукольцах в районе переднего кожуха камеры сгорания (два кронштейна 6), по переднему (четыре кронштейна 11) и по заднему (пятнадцать кронштейнов 9) фланцам наружного кожуха задней опоры.
Для соединения с тягами гондолы двигателя часть кронштейнов имеют шарнирные подшипники, а остальные — цилиндрические отверстия. На некоторых кронштейнах, кроме того, выполнены резьбовые отверстия для крепления перемычек металлизации.
Расположение транспортировочных узлов 2 и 10 на двигателе Д-ЗОКП аналогично расположению этих узлов на двигателе Д-ЗОКУ-
При вращении роторов в процессе работы двигателя возникает вибрация, которая через узлы подвески передается на элементы конструкции самолета. Вибрация дополнительно нагружает узлы двигателя и самолета, создает дискомфорт для пассажиров и экипажа, ухудшает условия работы измерительных приборов и другого оборудования самолета. Изменение уровня вибрации во времени является важным диагностическим признаком развития отказа роторных элементов двигателя, а также его опор.
Основными причинами возникновения вибрации двигателей являются:
неравномерность распределения параметров потока по поперечным сечениям проточной части;
Рис. 93. Узлы крепления двигателя Д-ЗОКП и кронштейны крепления его гондолы:
1— кронштейн крепления гондолы на входном корпусе; 2—передний транспортировочный узел; 3— кронштейн боковой подвески; 4—узел передней подвески; 5—кронштейн крепления гондолы иа заднем фланце разделительного корпуса; 6—кронштейн крепления гондолы к полукольцам переднего кожуха камеры сгорания; 7 — узел задней подвески;
8— задний такелажный кронштейн; 9 — кронштейн крепления гондолы к заднему фланцу кожуха задней опоры; 10 — задний транспортировочный узел; // — кронштейн крепления гондолы к переднему фланцу кожуха задней опоры; 12— кронштейн креплении гондолы к переднему фланцу разделительного корпуса; 13 — кронштейн крепления гондолы
108
дисбаланс роторов или несоосность их опор, обусловленные технологическими особенностями изготовления деталей и сборки двигателя;
близость критических и рабочих частот вращения роторов.
Для снижения вибрации двигателя применяется ряд конструктивных и технологических мероприятий. В двигателях Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП основными конструктивными мероприятиями, направленными на снижение вибрации, является применение упругодемпферных опор для роторов низкого и высокого давлений, применение амортизаторов в самолетных подвесках. К основным технологическим мероприятиям относятся тщательная статическая и динамическая балансировка роторов и обеспечение соосности их опор.
Перечисленные выше факторы, обусловливающие вибрацию, зависят от степени износа деталей двигателя; следовательно, уровень вибрации может быть использован в качестве критерия для оценки степени износа деталей опор, а также состояния ротора в целом.
Как всякий колебательный процесс, вибрация двигателя может быть охарактеризована частотой колебаний f, измеряемой в Гц или с-1, а также максимальной амплитудой у0 или размахом колебаний S — 2yo, измеряемым в мм.
В качестве критериальной оценки этого состояния двигателя могут быть приняты коэффициент виброперегрузки или виброскорость.
Коэффициент виброперегрузки Kg представляет собой отношение максимального вибрационного ускорения /max (мм/с2) центра масс двигателя к ускорению свободного падения g (мм/с2):
Kg = jmaJg = y^2/g = 2z/04n2f/2g « Sf2/500, где и — круговая частота колебаний, представляющая собой угловую скорость вращения радиуса-вектора, проекция которого движется так же, как и центр масс двигателя.
Примечание. Для оценки вибрационного состояния двигателя наряду с центром тяжести может рассматриваться любая другая точка вблизи оси двигателя.
Внброскорость v представляет собой скорость перемещения центра масс или выбранной точки при колебаниях с круговой частотой о>. Виброскорость изменяется в каждом цикле колебаний от нуля до некоторого максимального значения утах, которое может быть выражено через угловую частоту ы и амплитудное смещение у0 следующим образом:
«тах = Уоа>.
Между виброскоростью и коэффициентом виброперегрузки имеется следующая связь:
Kg = ymaxw/g = vmax2n.f/g или ymax = Kgg/(2nf).
На значения рассмотренных показателей вибрационного состояния налагаются ограничения сверху. Для двигателей гражданской авиации максимально допустимые значения виброперегрузки находятся в пределах от 4 до 5, а виброскорости от 60 до 70 м/с.
При этом амплитуда виброперемещения центра масс двигателей находится в пределах от 0,4 до 1,0 мм, а реальные частоты колебаний могут составлять 5...10 кГц.
Из перечисленный критериев вибросостояния для контроля за протеканием процесса износа деталей двигателя наибольшую информационную ценность представляет виброскорость. Объясняется это тем, что равенство размахов смещений или виброперегрузок еще не означает равенства вибронапряжений, которые зависят как от частоты, так и от формы колебаний.
В то же время виброскорость, независимо от частоты и формы колебаний, связана с действующими вибронапряжениями авибр соотношением
^тах 71аВибр,
где А— коэффициент, зависящий от формы поперечного сечения деталей.
Таким образом, изменение вибронапряжений аВИб₽ (например, из-за изменения жесткости ротора, вызванного появлением в нем трещины или вследствие старения) вызывает изменение виброскорости. С другой стороны, изменение формы сечения деталей силового корпуса (например, в результате износа или ползучести) также обусловливает изменение виброскорости. При этом предельное значение этого показателя изменяется в зависимости от частоты вращения ротора двигателя в меньшей мере, чем предельное значение виброперегрузки. Следовательно, косвенная оценка уровня действующих вибронапряжений по значению виброскорости дает более высокую точность, чем по коэффициенту виброперегрузки или по виброперемещению. Это особенно важно для двигателей, имеющих упругодемпферные опоры, поскольку демпфирование снижает объем информации о вибросостоянии двигателя и требует повышения чувствительности вибродатчиков. Поэтому на современных ТРДД, в том числе и на двигателях Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП устанавливается аппаратура измерения виброскорости.
На самолетах Ил-62М и Ил-76 установлен комплект виброаппаратуры ИВ-200К, в который входят восемь датчиков МВ-25Б-В (по два на каждый двигатель), четыре двухканальных электрон
109
ных блока БЭ-6-6 и один показывающий прибор ИВ-200. Датчики виброскоростн МВ-25Б-В устанавливаются на разделительном корпусе, справа и в верхней части наружного кожуха задней опоры двигателя. Оба датчика измеряют вертикальную виброскорость каждого из этих корпусов двигателя, а значит, и двигателя в целом.
ГЛАВА 10
ВОЗДУШНАЯ И ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМЫ ДВИГАТЕЛЕЙ Д-ЗОКУ И Д-ЗОКП
10.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЕ
Сжатый воздух из проточной части ГТД наряду с основным назначением — созданием тяги — используется для выполнения ряда вспомогательных функций.
На двигателях Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП такими функциями являются:
наддув лабиринтных уплотнений опор роторов и валиков приводов ряда агрегатов;
вращение турбины ППО;
наддув герметичных кабин самолета;
вытеснение топлива из дренажных бачков двигателя;
перепуск воздуха за V и VI ступенями КВД;
подвод давления воздуха из проточной части ГТД к ряду автоматических устройств насоса-регулятора;
охлаждение деталей турбины;
предотвращение обледенения деталей двигателя и самолета.
Воздушные коммуникации и вспомогательные устройства, с помощью которых осуществляется отбор воздуха из проточной части двигателя и подача его к соответствующим потребителям для выполнения перечисленных выше функций, образуют воздушную систему двигателя.
Отбор воздуха из проточной части, особенно для ПОС самолета, ухудшает тяговые и экономические характеристики двигателя, а также приводит к повышению температуры газов перед турбиной, поэтому расход воздуха для ПОС и наддува кабины лимитируется по времени и режимам работы двигателя.
2	3	*7	5	678	9 10 71	72
Рис. 10.1. Схема воздушной и противообледенительной систем двигателя Д-ЗОКУ:
/ — отверстия в коке; 2 — трубопровод для отвода воздуха для обогрева воздухозаборника; 3 — отверстие для подвода воздуха для наддува лабиринтного уплотнения передней опоры КНД; 4— электрозаслонка ЭЛ3-7; 5 —кольцевая щель между ротором КНД и кольцом ВНА; 6—патрубок для отбора воздуха для самолетных нужд из наружного контура; 7— трубопровод для подачи воздуха в ПОС двигателя; 8— стакан отбора воздуха за VI ступенью КВД в ПОС двигателя; 9 — трубопровод для отвода воздуха к ограничителю максимального давления насоса-регулятора; 10— трубопровод для отвода воздуха к автомату * приемистости иасоса-регулятора; // — трубопровод для отвода воздуха к автомату запуска иасоса-регулятора; 12— распределительная заслонка отбора воздуха; 13— стакан отбора воздуха за XI ступенью КВД в ПОС двигателя; 14— стакан отбора воздуха за XI ступенью КВД для самолетных нужд; 15— заборник воздуха из наружного контура для наддува лабиринтных уплотнении задней опоры турбины и охлаждения турбины; 16 — труба суфлирования;
/7 —задний дренажный бачок; 18— стакан отбора воздуха в турбину ППО; 19— заборник воздуха для наддува лабиринтного уплотнения опоры ТВД; 20— регулирующая заслонка ППО; 21 — центробежный суфлер ЦС-ЗОК; 22 — трубопровод для наддува лабиринтного уплотнения опоры турбины ППО; 23 — заслонка аварийного выключения турбины ППО; 24—канал для подвода воздуха к лабиринтному уплотнению датчика частоты вращения ротора КВД; 25 — канал для подвода воздуха к лабиринтному уплотнению запасного привода ППО; 26 — канал для подвода воздуха к лабиринтному уплотнению валика электрогенератора; 27— заборник воздуха для наддува лабиринтных уплотнений задней опоры КВД; 28 — клапаны перепуска воздуха; 29 — передний дренажный бачок; 30 — канал для подвода воздуха к лабиринтному уплотнению датчика частоты вращения ротора КНД; 31 — теплоизолированный коллектор; 32—кок; А — полость между кожухом вала и внутренним корпусом камеры сгорания; Б — полость в лопатке ВНА
НО
Двигатели Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП имеют аналогичные воздушные системы, поэтому будет рассмотрена воздушная система двигателя Д-ЗОКУ (рис. 10.1).
Количества отбираемого воздуха на различные нужды для обоих двигателей были приведены в гл. 3.
10.2.	ОТБОР ВОЗДУХА ДЛЯ НАДДУВА ЛАБИРИНТНЫХ УПЛОТНЕНИЙ ПОЛОСТЕЙ ОПОР РОТОРА
Отбор воздуха для наддува лабиринтных уплотнений опор производится из проточной части КНД и наружного контура двигателя.
Лабиринтные уплотнения передней и задней опор КНД наддуваются воздухом, забираемым за III ступенью КНД и проходящим через кольцевой зазор между ротором и направляющим аппаратом III ступени непосредственно к крышке лабиринта заднего подшипника КНД.
К лабиринтному уплотению передней опоры воздух подводится через отверстия 3 в заднем фланце ротора и далее по зазору между кожухом и соединительным болтом ротора КНД, по наклонным отверстиям в передней цапфе КНД — непосредственно к лабиринтному уплотнению полости опоры. Через лабиринтное уплотнение воздух прорывается в двух направлениях: часть его отводится в проточную часть—на вход в рабочее колесо I ступени КНД, а остальная часть поступает в масляную полость опоры, захватывается в виде пузырьков маслом и отводится в масляную систему двигателя, а из нее через центробежный воздухоотделитель и суфлер — в атмосферу.
Наддув лабиринтного уплотнения передней опоры ротора КВД осуществляется воздухом, прорывающимся через кольцевую щель 5 непосредственно к лабиринтному уплотнению. Прорывающийся через это лабиринтное уплотнение воздух отводйтся в полость разделительного корпуса и далее через систему суфлирования масляных полостей по трубе 16 в атмосферу.
Наддув лабиринтных уплотнений задней опоры КВД и опоры ТВД осуществляется воздухом, забираемым из наружного контура через заборники 19 и 27, установленные против потока и обеспечивающие забор воздуха с динамическим давлением.
Из полостей наддува этих опор воздух прорывается в двух направлениях: через лабиринтные уплотнения опор в масляные полости и через разделительные лабиринтные уплотнения в полость А между кожухом вала и внутренним корпусом камеры сгорания. Полость А соединена с наружным контуром двигателя таким образом, что воздух из нее отсасывается в наружный контур, благодаря чему давление в ней несколько ниже статического давления в наружном контуре.
Воздух, прорвавшийся через лабиринтные уплотнения опор, отводится по системе суфлирования масляных полостей к центробежному суфлеру и далее—в атмосферу.
Часть воздуха, подаваемого к опоре ТВД, отводится для наддува лабиринтных уплотнений межвальной опоры. Этот воздух проходит из задней полости кожуха вала через отверстия в валу ТВД и затем по зазору между валами — к межвальной опоре.
Из межвальной полости воздух проходит в двух направлениях: через межвальное уплотнение в масляную полость опоры и далее в систему суфлирования, а также через отверстия в валу ТНД по центральной трубке суфлирования полостей вала в реактивное сопло.
Наддув задней опоры турбины осуществляется воздухом из наружного контура, подводимым через шесть заборников 15 по полым стойкам корпуса задней опоры непосредственно к лабиринтным уплотнениям указанной опоры. Прорывающийся через лабиринтные уплотнения воздух отводится в систему суфлирования.
Лабиринтные уплотнения валиков турбины ППО, датчика частоты вращения ротора КВД, запасного привода ППО и электрического генератора наддуваются воздухом, забираемым за VI ступенью КВД и проходящим по трубопроводам и каналам 24, 25 и 26 в задней коробке приводов.
Лабиринтное уплотнение валика датчика частоты вращения ротора КНД, расположенного на передней коробке приводов, наддувается воздухом, забираемым за III ступенью КНД в полости разделительного корпуса и проходящим по каналу 30, выполненному в его стенке и стенках передней коробки приводов.
10.3.	ОТБОР ВОЗДУХА ДЛЯ РАБОТЫ ТУРБИНЫ ППО
В турбину ППО воздух забирается за XI ступенью КВД. Из ресивера, расположенного на корпусе камеры сгорания, воздух по стакану 18 поступает к регулирующей заслонке 20 и заслонке аварийного выключения 23 и далее—к турбине ППО. Из турбины ППО воздух выходит в атмосферу.
10.4.	ОТБОР ВОЗДУХА ДЛЯ САМОЛЕТНЫХ НУЖД
В системы наддува герметической кабины, противообледенения крыла и оперения самолета отбор воздуха производится за XI ступенью КВД через один из двух стаканов 14, расположенных на правой и левой сторонах двигателя, в зависимости от того, в какую гондолу двигатель устанавливается. Неиспользуемый стакан закрывается крышкой. Воздух, отбираемый за XI ступенью КВД, перед
111
подачей в герметические кабины должен быть охлажден. Для этого он подводится к воздухе-воздушному радиатору, установленному в гондоле двигателя, где охлаждается воздухом из наружного контура двигателя.
Отбор воздуха из наружного контура в систему охлаждения производится с помощью патрубка 6, установленного приемным отверстием против потока в наружном контуре.
Для обогрева воздухозаборника воздух подается из ПОС двигателя по трубопроводу 2.
10.5.	ОТБОР ВОЗДУХА В ДРЕНАЖНУЮ СИСТЕМУ ДВИГАТЕЛЯ
Для вытеснения топлива, скапливающегося в дренажных бачках, в них подается воздух из канала наружного контура. В передний дренажный бачок 29 воздух подается через отверстие в стенке разделительного корпуса и далее по трубопроводу, соединяющему заборный штуцер с дренажным бачком. Топливо и воздух отводятся из дренажного бачка 29 по трубопроводу, связанному с трубой суфлирования 16, на срез реактивного сопла.
В задний дренажный бачок 17 воздух подается непосредственно через отверстия в заднем кожухе наружного контура. Топливо и воздух из этого бачка отводятся также по трубе суфлирования 16 на срез реактивного сопла.
10.6.	ОТБОР ВОЗДУХА ДЛЯ ПЕРЕПУСКА ЗА V И VI СТУПЕНЯМИ КВД
Перепуск воздуха за V и VI ступенями КВД расширяет диапазон устойчивых режимов работы компрессора, увеличивая расход воздуха через первые ступени КВД при работе двигателя на пониженных режимах, при этом воздух из проточной части компрессора высокого давления перепускается в наружный контур.
Отбор воздуха за V и VI ступенями КВД осуществляется через отверстия, выполненные в кольцах направляющих аппаратов V и VI ступеней и расположенные равномерно по всей окружности. Через эти отверстия воздух проходит в два кольцевых рессивера, образованных кожухами перепуска.
При срабатывании клапанов перепуска 28 воздух из каждого ресивера получает возможность выходить через три отверстия в канал наружного контура двигателя.
10.7.	ОТБОР ВОЗДУХА К АВТОМАТИЧЕСКИМ УСТРОЙСТВАМ НАСОСА-РЕГУЛЯТОРА
Ряд автоматических устройств насоса-регулятора управляют подачей топлива в соответствии с изменением давления воздуха за КВД, поэтому воздушная система обеспечивает отбор воздуха за XI ступенью КВД и подвод его к соответствующим штуцерам на корпусе насоса-регулятора.
К автомату запуска воздух подводится от заборника, установленного на диффузоре камеры сгорания слева, через воздушный фильтр, вмонтированный в трубопровод 11.
К автомату приемистости и ограничителю максимального давления насоса-регулятора воздух подводится по трубопроводам 9 и 10 от единого заборника, устанавливаемого на диффузоре камеры сгорания слева таким образом, чтобы обеспечивался отбор полного давления воздуха за КВД.
10.8.	ОТБОР ВОЗДУХА ДЛЯ ОХЛАЖДЕНИЯ ДЕТАЛЕЙ ТУРБИНЫ
Охлаждение резко увеличивает долговечность деталей турбины и узла в целом.
В двигателе Д-ЗОКУ охлаждение деталей турбины осуществляется воздухом, забираемым из внутреннего и наружного контуров. Воздухом высокого давления, забираемым из внутреннего контура, охлаждаются сопловые лопатки, рабочие лопатки и диски I и II ступеней турбины.
Воздухом низкого давления, забираемым из наружного контура, охлаждаются диски III—VI ступеней, наружные кольца всех сопловых аппаратов, детали опоры роликоподшипника ТВД и детали задней опоры роликоподшипника ТНД (подробно система охлаждения турбины описана в гл. 7).
10.9.	ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
Основными факторами, определяющими процесс обледенения деталей, находящихся в потоке воздуха, являются: количество воды в виде капель, содержащихся в единице объема во взвешенном состоянии, температура воздуха, размер капель и время пребывания деталей в условиях обледенения.
Наиболее опасным с точки зрения обледенения деталей самолета является полет в условиях облачности при температуре воздуха от 0 до — 15°С. Однако температурные условия во входном устройстве двигателя могут отличаться от условий окружающего воздуха. Объясняется это тем, что при положительной полной температуре воздуха статическая температура во входном устройстве
112
вследствие разгона потока до значительных скоростей может снижаться на 5... 8°С. Это вызывает опасность обледенения входного устройства двигателя во время его опробования уже при температурах 4- 58°С.
Обледенение входного устройства двигателя даже на короткое время недопустимо по ряду причин: при обледенении входного устройства уменьшается площадь сечения входного канала, искажается поле скоростей воздушного потока; последующее скалывание льда и попадание его в твердом виде в проточную часть двигателя может вызвать забоины на рабочих лопатках компрессора и даже их разрушение.
Для предотвращения обледенения в двигателях Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП предусмотрен обогрев 26 лопаток ВНА КНД и кока двигателя. Обогрев осуществляется воздухом, отбираемым за XI или за VI ступенью КВД. Переключение отбора производится автоматически в зависимости от частоты вращения ротора КВД. Три нижние лопатки (из 26 лопаток ВНА) кроме воздушных каналов имеют каналы для подвода или отвода масла и обогреваются им независимо от работы ПОС.
Противообледенительная система (см. рис. 10.1) состоит из стакана 8 отбора воздуха за VI ступенью КВД, стакана 13 отбора воздуха за XI ступенью КВД, распределительной заслонки 12 отбора воздуха (ЗОВ), электрозаслонки 4, теплоизолированного коллектора 31 и трубопроводов, соединяющих перечисленные элементы.
На режимах работы двигателя, при которых частота вращения ротора КВД ниже (8700 ± 150) об/мин, воздух для обогрева отбирается за XI ступенью; на более высоких режимах распределительная заслонка переключена в положение отбора воздуха за VI ступенью. Переключение распределительной заслонки производится гидроцилиндром, в который подается топливо высокого давления от насоса-регулятора НР-ЗОКУ.
Включение ПОС осуществляется открытием электрозаслонки 4, управляемой электромеханизмом ЭПВ-150МТ. При включенной системе воздух через распределительную заслонку 12, трубопроводы и электрозаслонку 4 поступает в кольцевой теплоизолированный коллектор 31 и далее через уголковые штуцера — в полости Б в районе входных кромок лопаток ВНА. По указанным полостям воздух проходит к центральной втулке ВНА и, выйдя через отверстия в передней крышке, направляется на обогрев наружной обечайки кока 32. Из обечайки кока через отверстия 1 воздух выходит в проточную часть КНД.
Электрозаслонка ЭЛЗ-7 (рис. 10.2) устанавливается в трубопроводе подвода воздуха к коллектору и располагается на правой стороне двигателя. Корпус 12 заслонки через кольцевые фланцы крепится двумя хомутами 9 и 14 к трубопроводам 1 и 8. Соединение уплотняется прокладками 10 и 13. Хомут 9 одновременно используется для крепления электрозаслонки к заднему фланцу корпуса III ступени КНД. На корпусе 12 выполнены приливы 7 и 11, в которых располагаются подшипники скольжения оси дроссельной заслонки. К фланцу 6 верхнего прилива крепится электромеханизм ЭПЗ-150МТ.
Корпус 12 заслонки литой конструкции, изготовлен из жаропрочной хромоникелевой стали. Дроссельная заслонка изготавливается литьем из жаропрочной хромоникелевой стали. Она соединена с осью шлицевым соединением. На наружной поверхности заслонки имеется проточка, в которую устанавливается стальное уплотнительное кольцо. Ось заслонки соединяется с электромеханизмом 4 при помощи шлиц.
Электромеханизм ЭПВ-150МТ (рис. 10.3) состоит редуктора, кулачкового вала, микровыключателей 3 и сельного разъема 5.
из электродвигателя Д-14ФМ, планетарного
4, двух электромагнитных муфт 6 и штеп-
Рис. 10.2. Элекгрозаслонка ЭЛЗ-7 и детали ее крепления:
1, 8 — трубопроводы; 2—болты; 3— контровочные замки; 4 — электромеханизм; 5—штепсельный разъем; 6 — фланец крепления; 7 — верхний прилив; 9 — хомут с кронштейном крепления; 10, 13 — прокладки; И — ииж-ний прилив; 12 — корпус; 14— хомуты
Рис. 10.3. Схема электромеханизма ЭПВ-150МТ:
/. 2 — программные кулачки; 3, 4—микровыключатели; 5-* штепсельный разъем; 6—электромагнитные муфты; 7 — электродвигатель Д-14ФМ; 8 — выходной вал
113
Электромеханизм работает следующим образом. При включении тумблера управления ПОС на клеммы 2 и 3 штепсельного разъема 5 поступит напряжение 27 В. Вал электродвигателя начинает вращаться вправо. Это вращение через планетарный редуктор передается на выходной вал 8 привода заслонки, обеспечивая ее открытие. Одновременно через зубчатую передачу Z = 68 и Z = 48 вращение передается на вал с программными кулачками 1 и 2. После поворота заслонки на заданный угол (90 ± 5°) кулачок 2 своим выступом переключает контакты микровыключателя из нормально замкнутого положения в нормально разомкнутое, что приводит к выключению электродвигателя и замыканию контактов сигнализации крайнего правого положения выходного вала. Инерционный выбег выходного вала устраняется с помощью электромагнитной муфты торможения 6. Второй микровыключатель в это время подготовлен к работе.
При переводе тумблера ПОС в кабине в положение ВЫКЛЮЧЕНО напряжение подается на клеммы 1 и 3 штепсельного разъема 5. При этом выходной вал вращается влево, а управление механизмом осуществляется кулачком /.
Система сигнализации обледенения обеспечивает выявление обледенения, включение сигнальной лампы ОБЛЕДЕНЕНИЕ в кабине экипажа, включение электронагревательных элементов, обогревающих чувствительные элементы сигнализатора обледенения, и задержку выключения нагревательных элементов и сигнальной лампы после удаления льда для повышения стабильности сигнала ОБЛЕДЕНЕНИЕ.
Система сигнализации (рис. 10.4) включает в себя сигнализатор обледенения ДО-206 (серия 2), блок автоматики БА-137, сигнальную лампу в кабине экипажа и соединяющие их электропроводники.
Сигнализатор ДО-206 предназначен для выдачи сигнала о начале обледенения во входном устройстве двигателя на сигнальную лампу ОБЛЕДЕНЕНИЕ. Он установлен на демпфирующем кронштейне с левой стороны переходника КНД, а его чувствительные элементы (датчики) входят в проточную часть входного устройства двигателя.
Сигнализатор обледенения (рис. 10.4, а) состоит из корпуса сигнализатора перепада давлений — 1, эталонного датчика 2, приемного датчика 3 и штепсельного разъема 4.
Принцип действия сигнализатора основан на изменении перепада давлений между приемным и эталонным датчиками при закрытии пленкой льда отверстий приемного датчика.
Приемный датчик 2 и эталонный датчик 1 (рис. 10.5), устанавливаемые в воздушном потоке, имеют отверстия на передней и задней поверхностях. На передней поверхности (обращенной против потока) эталонного датчика выполнено одно отверстие большого диаметра, а на передней поверхности приемного датчика — пять отверстий малого диаметра.
Внутренний канал приемного датчика связан с полостью корпуса 4, а внутренний канал эталонного датчика — с внутренними полостями двух манометрических коробок 5. Площади входных (передних) и выходных (задних) отверстий датчиков подобраны так, что при отсутствии обледенения давление воздуха в полости корпуса 4 превышает давление внутри манометрических коробок. Вследствие этого рычаг передаточного механизма 6 находится в крайнем нижнем положении, что исключает возможность ложного срабатывания сигнализатора.
При появлении обледенения входные отверстия малого диаметра приемного датчика замерзают. При этом давление в его внутреннем канале уменьшается и становится равным давлению в зоне
Рис. 10.4. Сигнализатор обледенения ДО-206 (серия 2) (а) и блок автоматики БА-137 (б): / — корпус сигнализатора перепада давлений (СПД); 2— эталонный датчик; 3—приемный датчик; 4— штепсельный разъем
Рис. 10.5. Схема сигнализатора обледенения ДО-206:
/ — эталонный датчик Э; 2 — приемный датчик П; 3— электронагревательные элементы; 4— корпус сигнализатора перепада давлений (СПД); 5—манометрические коробки; 6—кривошипно-шатунный передаточный механизм; 7—контактная пластина; 8 — рабочий штепсельный разъем; 9 — блок автоматики БА-137; 10—штепсельный разъем для подключения наземного контроля
114
задних отверстий, а в эталонном — остается без изменений. Возникший перепад между давлением в полости корпуса 4 и давлением внутри манометрических коробок 5 вызывает расширение последних.
Деформация манометрических коробок передается через механизм 6 на подвижную щетку, которая, перемещаясь по контактной пластине 7, замыкает электрический контакт. Электрический сигнал подается в блок автоматики БА-137.
Блок БА-137 (см. рис. 10.4, б), устанавливаемый на самолете, предназначен для включения сигнальной лампы ОБЛЕДЕНЕНИЕ и нагревательных элементов 3 (см. рис. 10.5) сигнализатора ДО-206 (серия 2), а также для задержки их выключения после размораживания отверстий приемного датчика. В состав этого блока входят реле и контакторы, замыкающие цепи сигнальной лампы ОБЛЕДЕНЕНИЕ и электронагревательных элементов, а также электронное реле времени.
При поступлении электрического сигнала от сигнализатора ДО-206 срабатывают соответствующие реле и контакторы блока автоматики, вследствие чего загорается сигнальная лампа ОБЛЕДЕНЕНИЕ в кабине экипажа, включаются в работу электронагревательные элементы сигнализатора обледенения и подготавливается к запуску реле времени. После размораживания отверстий приемного датчика (вследствие обогрева электронагревательными элементами) перепад давлений в корпусе СПД и в манометрических коробках восстанавливается до начального значения, передаточный механизм 6 возвращается в исходное положение, сигнал на выходе сигнализатора ДО-206 снимается, однако блогодаря наличию блокировок в блоке автоматики сигнальная лампа ОБЛЕДЕНЕНИЕ и нагревательные элементы остаются включенными. В этот момент запускается реле времени в блоке БА-137. Длительность задержки обогрева и сигнализации определяется настройкой реле времени и составляет (11 ±2) с.
Задержка выключения обогрева датчиков применена для обеспечения полного удаления льда с поверхности датчиков и повышения стабильности сигнала ОБЛЕДЕНЕНИЕ.
Если по истечении времени задержки условия обледенения сохраняются, то цикл срабатывания сигнализатора обледенения повторяется.
ГЛАВА 11
СИСТЕМА СМАЗКИ И СУФЛИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ
11.1. ПРИНЦИП РАБОТЫ СИСТЕМЫ СМАЗКИ
Система смазки в двигателях выполняет следующие функции:
обеспечивает подвод необходимого количества масла для смазывания трущихся деталей двигателя (погшипников опор и приводов, зубчатых зацеплений редукторов и приводов и т. д.) независимо от условий и режимов полета;
охлаждает нагретые детали и отводит тепло в окружающую среду;
удаляет из двигателя продукты износа трущихся пар;
обеспечивает контроль технического состояния двигателя по содержанию продуктов износа; предохраняет детали от коррозии и наклепа.
Система суфлирования предназначена для удаления воздуха из масляных полостей в атмосферу или проточную часть ГТД и очистки этого воздуха от масла с возвратом последнего в масляную систему двигателя. Связь полостей с атмосферой осуществляется с помощью суфлера, в котором под действием центробежных сил происходит выделение жидкого масла из масловоздушной эмульсии. Масло из суфлера возвращается в двигатель, а газы и пары удаляются в атмосферу.
Системы смазки авиационных ГТД подразделяются по принципу работы на разомкнутые и циркуляционные. В разомкнутой системе масло используется однократно и после подачи в двигатель удаляется в атмосферу. В циркуляционной системе масло после очистки, отделения воздуха и охлаждения снова возвращается в двигатель, т. е. используется многократно.
В двигателях гражданской авиации применяются только циркуляционные системы, выполненные по замкнутой или короткозамкнутой схеме. В системе смазки, выполненной по замкнутой схеме, масло после прохождения через двигатель полностью возвращается в масляный бак, а по короткозамкнутой схеме — только небольшая часть масла (10—15%) возвращается в бак для подогрева резервного количества масла, а основное количество масла движется по циркуляционному контуру, не возвращаясь в бак. Масляный бак в системах, выполненных по короткозамкнутой схеме, служит для хранения резервного количества масла, используемого для подпитки основного циркуляционного контура.
Кроме того, различают системы открытые и закрытые. В открытой системе масляный бак соединен непосредственно с атмосферой, а в закрытой для обеспечения высотности системы бак соединен с атмосферой через клапан, поддерживающий в нем избыточное давление 0,02. . .0,05 МПа.
В двигателях Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП использована закрытая, замкнутая циркуляционная масляная система (рис. 11.1), состоящая из масляного бака 1, основного масляного насоса ОМН-ЗО 34, сетчатого фильтра МФС-30 24, откачивающих масляных насосов МНО-1 41 и МНО-ЗОК 28, центробежного воздухоотделителя с фильтром-сигнализатором ЦВС-30 22, центробежного суфлера ЦС-ЗОК 23 и топливно-масляного радиатора 4845Т 39.
Все агрегаты масляной системы смонтированы на двигателе и при установке двигателя на самолет дополнительных подключений к самолетным системам не требуется.
115
Рис. 11.1. Принципиальная схема системы смазки и суфлирования двигателя:
/ — масляный бак; 2—предохранительный клапан; 3— заливочная горловина; 4—мерная линейка; 5 — датчик масломера; 6 — указатель масломера; 7—сигнализатор минимального остатка масла; 8 — фильтр заливочной горловины; 9— сливной кран; 10—роликоподшипник КНД; // — шарикоподшипник КНД; 12—шарикоподшипник ведущей конической шестерни центрального привода; 13—роликоподшипник КВД; 14—шарикоподшипник КВД; 15—передний роликоподшипник ТНД; 16—роликоподшипник ТВД; 17—задний роликоподшипник ТНД; 18— термоснгнализатор; 19— задняя коробка приводов; 20—вал привода задней коробки; 21 — передняя коробка приводов; 22— центробежный
воздухоотделитель с фнльтром-сигналнзатором ЦВС-30; 23—центробежный суфлер; 24 — сетчатый масляный фильтр МФС-30; 25 — редукционный клапан; 26, 38, 40— перепускные клапаны; 27 — обратный клапан; 28 — откачивающий масляный насос МНО-ЗОК; 29—сигнальная лампочка термо- и стружкосигнализатора; 30—сигнализатор минимального давления; 31, 32 — указатели давления и температуры масла; 33 — клапан для удаления воздуха; 34 — основной масляный насос ОМН-ЗО, 35—нагнетающая ступень; 36—откачивающая ступень; 37—фильтр-сигнализатор; 39 — топлнв-но-маслянын радиатор; 41 — откачивающий масляный насос МНО-1
Во время работы двигателя масло из бака 1 поступает к основному масляному насосу 34. Этот насос включает в себя нагнетающую 35 и откачивающую 36 ступени; редукционный клапан 25, отрегулированный на максимальное давление 0,45 МПа; обратный клапан 27, отрегулированный на давление 0,05...0,06 МПа и предназначенный для предотвращения возможности перетекания масла из масляного бака в двигатель при стоянках самолета; клапан 33, предназначенный для удаления воздуха из канала на входе в нагнетающую ступень.
Масло из нагнетающей ступени основного насоса поступает в сетчатый фильтр 24, в котором установлен перепускной клапан 26, пропускающий масло в двигатель при засорении фильтра.
Пройдя через фильтр 24, масло поступает в двигатель по следующим пяти направлениям:
по внешнему трубопроводу и каналу лопатки ВНА на смазывание роликоподшипника 10 передней опоры КНД и по внутренней трубке, проходящей внутри стяжного и соединительного болтов, на смазывание переднего роликоподшипника 15 ТНД;
по внутренним каналам передней коробки приводов 21 и разделительного корпуса на смазывание подшипников и зубчатых колес передней коробки приводов и' центрального привода, а также на смазывание шарикоподшипника 11 задней опоры КНД, роликоподшипника 13 передней опоры КВД и шарикоподшипника 12 ведущей конической шестерни центрального привода;
по внешнему трубопроводу на смазывание подшипников и зубчатых колес задней коробки приводов 19;
по внешнему трубопроводу к кожуху вала турбины на смазывание шарикоподшипника 14 задней опоры КВД и роликоподшипника 16 опоры ротора ТВД;
по внешнему трубопроводу на смазывание роликоподшипника 17 задней опоры ротора ТНД.
116
Для того чтобы увеличение высоты полета не приводило к снижению прокачки масла через двигатель, нагнетающая ступень 35 выполнена так, что производительность основного масляного насоса превышает в 1,5...2,5 раза необходимую прокачку масла через двигатель. Избыточное количество масла, подаваемое насосом, перепускается редукционным клапаном 25 на вход в насос. В результате снижения производительности нагнетающей ступени по мере увеличения высоты полета количество перепускаемого масла уменьшается, что достигается прикрытием редукционного клапана. Когда производительность становится равной величине потребной прокачки масла через двигатель, редукционный клапан 25 полностью закрывается. Дальнейшее увеличение высоты полета ведет к еще большему снижению давления и прокачки масла через двигатель.
Под действием вращающихся деталей двигателя и под влиянием частичного испарения (особенно в опорах турбины) масло вспенивается, его объем увеличивается и в несколько раз превышает первоначальный, поэтому в системе смазки двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП имеются шесть откачивающих ступеней и только одна нагнетающая. Суммарная производительность откачивающих ступеней на номинальном режиме работы двигателя составляет 300 л/мин, а производительность нагнетающей ступени основного насоса —110 л/мин.
Отделение воздуха и газов от масла в системе смазки достигается с помощью центробежного воздухоотдел и тел я.
Возвращение масла в бак происходит по следующей схеме:
из полости передней опоры КНД масло откачивается масляным насосом 41 и поступает через каналы двух лопаток ВНА и далее по внешнему трубопроводу в полость ПКП 21,
из распределительного корпуса и ПКП масло откачивается откачивающей ступенью 36' основного масляного насоса 34 и поступает в центробежный воздухоотделитель 22;
из ЗКП 19, из полостей кожуха вала и задней опоры ТНД масло откачивается четырехступенчатым насосом 28 и также поступает в центробежный воздухоотделитель 22.
Масло, отделенное в центробежном воздухоотделителе от воздуха и очищенное от механических частиц в фильтре-сигнализаторе 37, входящем в конструкцию центробежного воздухоотделителя, по внешнему трубопроводу поступает для охлаждения в топливно-масляный радиатор 39. Охлажденное масло поступает из радиатора 39 в масляный бак 1.
Воздушно-масляная эмульсия из центробежного воздухоотделителя отводится в ПКП 21.
При полном загрязнении маслофильтра 24 или фильтра-сигнализатора 37 масло пойдет в обход фильтров через перепускные клапаны.
Система суфлирования состоит из каналов и трубопроводов, соединяющих полости разделительного корпуса, ПКП, кожуха вала, ЗКП, задней опоры ТНД и масляного бака с центробежным суфлером 23. Воздух из суфлера поступает в атмосферу по наружному трубопроводу. Центробежный суфлер поддерживает избыточное давление в суфлируемых полостях двигателя и в маслобаке, равное 0,045 МПа.
Давление масла в системе смазки измеряется за нагнетающей ступенью основного масляного насоса 34 после сетчатого фильтра 24 датчиком ИДТ-8, входящим в комплект электрического индуктивного моторного индикатора ЭМИ-ЗРТИ, который устанавливается в кабине экипажа.
Температура масла измеряется на входе в нагнетающую ступень основного маслонасоса приемником П-63, также входящим в комплект ЭМИ-ЗРТИ.
Кроме того, масляная система снабжена сигнализатором 30 минимального давления масла на входе в двигатель МСТВ-2,2,настроенным на давление (0,22 ± 0,045) МПа; термосигнализатором 18, установленным в линии откачки масла из полости задней опоры КВД и имеющим общую с фильтром-сигнализатором 37 сигнальную лампочку 29. Измерение запаса масла в баке производится датчиком ДТПР 5 рычажно-поплавковогО масломера МЭС-2247Д. Датчик ДТПР имеет сигнальное устройство, которое выдает сигнал при достижении уровня масла в баке (6 ± 1) л (без учета 8 л масла в отсеке отрицательной перегрузки).
11.2.	МАСЛЯНЫЙ БАК
Масляный бак сварной (из листов АМц) (рис. 11.2), служит емкостью для масла, используемого для возмещения расхода масла в системе. Внутри бака имеются перегородки жесткости 19 и 20, а в нижней части бака расположен отсек отрицательных перегрузок Т объемом 8 л.
Вместимость бака 39,5 л, заправка бака производится по мерной линейке без учета 8 л масла в отсеке отрицательной перегрузки в количестве (27 ± 1) л.
На масляном баке находятся следующие элементы: заливочная горловина 24 с крышкой 27 и фильтром 30\ мерная линейка 23 с защитной трубкой 22, предохраняющей линейку от замасливания; датчик ДТПР 18 рычажно-поплавкового масломера МЭС-2247Д; предохранительный клапан /7; штуцер для подвода масла / от топливно-масляного радиатора; штуцер суфлирования масляного бака 4; штуцер для подачи масла 6 к масляному насосу ОМН-ЗО; сливной кран 9; скоба металлизирующей перемычки 8.
Заправка бака маслом производится вручную.
Контроль заправки маслом производится мерной линейкой 23 и по указателю масломера МЭС-2247Д. Цена деления шкал линейки и указателя 5 л. Электросигнал аварийного остатка масла выдается на табло масломером при наличии в баке масла в количестве 5 л (без учета 8 л в отсеке Т).
117
Рис. 11.2. Масляный бак:
/— штуцер для подвода масла от ТМР; 2, 3, 7—внутренние патрубки; 4—штуцер суфлирования масляного бака; 5 — перегородка; 6—штуцер для подачи масла к масляному насосу ОМН-ЗО; 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; 17—предохранительный клапан; 18— датчик ДТПР масломера; 19, 20—перегородки жесткости; 21, 28 — уплотинтельиые кольца; 22 — трубка; 23—мерная лииейка; 24 — заливочная горловина; 25 — звтяжиой винт; 26 — траверса; 27 — крышка заливочной горловины; 30—фильтр; Т — 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 реактивного сопла. Давление открытия клапана регулируется резьбовой втулкой 11.
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 6 и 8, имеющими резиновые прокладки 3. Натяжные ленты одним концом крепятся шарнирно к кронштейнам, 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 1 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 11.
На крышке 6 топливной полости расположены клапан перепуска топлива 8, кран слива топлива 7 и фланец 18 для подвода топлива к радиатору. Через клапан перепуска 8 и перепускную трубу 22, проходящую внутри масляных полостей крышек 10 и 13, полость крышки 6 соединяется с полостью корпуса / топливных фильтров.
Рис. 11.4. Топливно-масляный радиатор 4845Т:
1 корпус топливных фильтров; 2 корпус радиатора; 3, 10, 13— 16—клапан для стравливания воздуха; 17, 24 — кронштейны креп-крышки масляной полости; 4 — бобышка; 5 —кран для слива масла; ления радиатора; 18- фланец для подвода топлива; 19 2/ - шту 6 —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-флаиец для отвода топлива; а —топливная полость радиатора; б —масляная полость радиатора
119
В корпусе 1 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 1 установлены штуцер 25 для слива топлива в радиатор от регулятора привода постоянной частоты вращения, штуцера 19 и 21 для подсоединения дифференциального сигнализатора 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 входа 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.
Вход масла
Клапан перепуска топлива
Выход
топлива
Выход масла
Топливный , фильтрующий (_^{Гга7Ч-пакет ।	♦ ।1 J
Клапан перепуска топлива
Клапан перепуска^ масла
^Вход п топлива
Рис. II.5. Схема циркуляции топлива и масла в радиаторе
Топливо проходит между трубками, направляется в полость корпуса 1 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 0,06lo:ol®5 МПа часть топлива, минуя фильтрующие пакеты, направляется через клапан 20 перепуска топлива непосредственно в выходной канал радиатора.
Клапан перепуска топлива 8, 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 1 0,02^°005 МПа, что имеет место при прокачке топлива через ТМР более 3500 кг/ч.
Крепление радиатора к двигателю осуществляется на двух кронштейнах 17, 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 кронштейнами на фланцах корпусов КНД осуществляется при помощи пальцев, контрящихся шайбами и шплинтами. 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-ЗО
Основной масляный насос ОМН-ЗО (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 мвсляный нвсос ОМН-ЗО*.
/ — прокладка; 2 — верхняя крышка; 3, 4 — шестерни откачивающей сту-пени; 5 — корпус; 6— втулка; 7—ннжняя крышка; 8, 10— шестерни нагнетающей ступени; 9— сферическое кольцо; // — пружина; 12, 17 — винты; 13— редукционный клапан; 14 — винт редукционного клапана; 15—пружина; 16—штнфт; 18— болт; 19 — обратный клапан; 20—шариковый клапан; а — канал для входа масла в нагнетающую ступень; б — полость клапанов; в — полость для подвода масла в двигатель из нагнетающей ступени; г—каналы для входа масла в откачивающую ступень; д — канал для выхода масла нз откачивающей ступени
2 и 7 насоса и застопоренных штифтами. На шестерне-валике 4 откачивающей ступени имеется сферическое уплотнение, состоящее из сферического кольца 9, втулки 6 и пружины 11.
Верхняя крышка 2 крепится к корпусу насоса 5 шестью болтами 18, а иижняя крышка 7 соединяется с корпусом 5 винтами 12 и 17. Соединения корпуса с нижией и верхней крышками уплотняются прокладками из бумажной кальки. Обе крышки и корпус насоса отлиты из магниевого сплава.
В корпусе иасоса в виде отдельных узлов смонтированы редукционный 13 и обратный 19 клапаны, а также шариковый клапан 20 для стравливания воздуха из канала а. Обратный клапан 19 и уплотнение иа шестерне-валике 4 откачивающей ступени предотвращают перетекание масла из масляного бдка в двигатель при стоянках самолета.
Из бака масло по трубопроводу и каналу в ПКП поступает в канал а и подается из него в осевом направлении к шестерням 8 и 10 нагнетающей ступени, из которой масло поступает в полость б клапанов. При достижении давления в этой полости 0,05. . .0,06 МПа обратный клапан 19 открывает доступ маслу в канал в и из него в сетчатый фильтр МФС-30, расположенный в ПКП. При повышении давления масла за нагнетающей ступенью выше 0,45 МПа редукционный клапан 13 перепустит часть масла иа вход в нагнетающую ступень. Регулирование давления масла производится винтом 14, при вращении которого изменяется сила давления пружины 15 иа клапан 13.
Масло, сливаемое из ПКП, через прорези г в верхней крышке 2 попадает на шестерни 3 и 4 откачивающей ступени. Из откачивающей ступени масло по каналам д в корпусе насоса и ПКП отводится в центробежный воздухоотделитель ЦВС-30.
11.5. ОТКАЧИВАЮЩИЙ МАСЛЯНЫЙ НАСОС МНО-1
Откачивающий масляный насос МНО-1 (рис. 11.7) обеспечивает откачку масла из полости передней опоры ротора КНД. Масляный насос устанавливается на крышке опоры входного корпуса КНД, крепится иа шпильках и центрируется штифтами 7.
Рис. 11.7. Откачивающий масляный насос МНО-1:
1— корпус; 2—пружинная шайба; 3—винт; 4— шайба; 5, 6, 12—шестерни; 7—штнфт; 8—прокладка; 9— замок; 10 — пластинчатый замок; 11 — гайка; 13— крышка; а — канал для подвода масла; б — канал для отвода масла
121
Рис. 11.8. Откачивающий масляный насос МНО-1 (внешний вид):
/ — зубчатое колесо; 2—гайка; 3 — дефлектор; 4 — крышка; 5 —корпус; а —канал для входа масла
Насос приводится во вращение шестерней 12, находящейся в зацеплении с шестерней, установленной на переднем валу ротора КНД.
Масляный насос МНО-1—одноступенчатый, шестеренчатого типа. Насос состоит из ведущей 5 и ведомой 6 шестерен, корпуса 1 и крышки 13, которая центрируется на корпусе 1 штифтами 7 и крепится к нему двумя винтами 3. Между корпусом и крышкой ставится уплотнительная проклада 8 из свинцовистой фольги. Ведущая 5 и ведомая 6 шестерни масляного насоса опираются на бронзовые втулки, запрессованные соответственно в корпусе и крышке. В корпусе 1 со стороны всасывания имеется канал а для входа отработанного масла в насос, а со стороны нагнетания — отверстие б для отвода масла от насоса. Откачиваемое масло по трубопроводам и каналам двух лопаток ВНА отводится в полость ПКП, откуда оно попадает в откачивающую ступень основного масляного насоса ОМН-ЗО.
Шестерня 12 устанавливается на шлицы валика ведущей шестерни 5 масляного насоса и фиксируется от осевого перемещения гайкой 11, законтренной пластинчатым замком 10. Для исключения разбрызгивания масла на входе в канал а насоса часть шестерни 12 заключена в дефлектор 3(рис. 11.8).
11.6. ОТКАЧИВАЮЩИЙ МАСЛЯНЫЙ НАСОС МНО-ЗОК
Откачивающий масляный насос МНО-ЗОК предназначен для откачки масла из полостей кожуха вала турбины, задней опоры ротора ТНД и ЗКП. Насос шестеренчатого типа (рис. 11.9), устанавливается на фланце корпуса ЗКП, крепится к нему болтами и центрируется штифтами 24. Привод насоса от ЗКП осуществляется с помощью ведущего валика 22.
Четыре откачивающие ступени расположены в колодцах корпусов 2, 3 и 8, закрытых крышками 1 и 9. Крышки и корпуса соединяются между собой двумя болтами 18 и центрируются штифтами 6. Между фланцами корпусов и крышек насоса устанавливаются прокладки из бумажной кальки, а между фланцами ЗКП и передней крышкой насоса 1 — из паронита. Корпуса и крышки отлиты из магниевого сплава МЛ5.
I ступень насоса составляет ведущая 7 и ведомая 14 шестерни, которые откачивают масло из полости задней опоры ротора ТНД.
II ступень насоса составляют ведущая 5 и ведомая 15 шестерни, они откачивают масло из передней
/	2	3 4 5	6 7 8
Рис. 11.9. Откачивающий масляный насос МНО-ЗОК:
1, 9 — передняя н задняя крышки; 2, 3, 8 — корпуса масляного насоса; 4 — шайба; 5, 7, 23—ведущие шестерни; 6, 24 — штнфт; 10—уплотнительное кольцо; 11, 12, 25—штуцера; 13— сетчатый фильтр; 14, 15, 20—ведомые шестерни; 16 — втулка; 17 — пружина; 18 — болт; 19 — валнк-шестерня; 21 — уплотнительное чугунное кольцо; 22—ведущий валик; а — канал для подвода масла из полости задней коробки привода; б — канал для отвода масла нз маслонасоса
122
полости кожуха вала туроииы, в которую оио поступает из полостей задней опоры ротора КВД и передней опоры ротора ТНД.
III ступень насоса составляют ведущий валик 22, изготовленный как единое целое с шестерней, и валик-шестерня 19, откачивающие масло из задней полости кожуха вала — полости опоры ротора ТВД.
IV ступень образуют ведущая 23 и ведомая 20 шестерни,.которые откачивают масло из полости ЗКП.
Ступица ведомой шестерни 20 уплотнена двумя чугунными кольцами 21. Уплотнение предупреждает попадание воздуха из полости ЗКП в IV ступень насоса.
Подшипниками для валиков шестерен служат бронзовые втулки 16, запрессованные в расточки корпусов и законтренные штифтами. В расточке задней крышки 9 установлена бронзовая втулка, служащая подшипником для хвостовика валика шестерни 19.
Для уменьшения потерь и увеличения производительности насоса необходимые торцовые зазоры между шестернями всех ступеней и корпусами обеспечиваются с помощью бронзовых шайб 4, прижатых пружинами 17 к торцам шестерен.
К I ступени масло подводится через штуцер 12 и каналы в задней крышке 9 и корпусе 8; II ступени — через штуцер 11 и каналы, выполненные также в крышке 9 и корпусе 8; к III ступени — через боковой штуцер 25, установленный на среднем корпусе 3, и каналы в корпусах 2 и 3\ в IV ступень масло поступает через отверстие а в передней крышке 1 и каналу в корпусе 2. В штуцера 11, 12 и 25 подвода масла вмонтированы сетчатые фильтры 13.
Масло, откачиваемое из всех ступеней, поступает в канал б насоса, проходящий через корпуса 2, 3, 8 и крышку 1, проходит по каналу ЗКП, далее по внешнему трубопроводу и каналу в ПКП поступает в центробежный воздухоотделитель.
11.7.	ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ ВОЗДУХООТДЕЛИТЕЛЬ С ФИЛЬТРОМ-СИГНАЛИЗАТОРОМ
Центробежный воздухоотделитель с фильтром-сигнализатором — агрегат ЦВС-30—предназначен для отделения воздуха от масла и выдачи сигнала о появлении металлической стружки в масле, откачиваемом из двигателя.
В агрегат ЦВС-30 входят собственно центробежный воздухоотделитель и фильтр-сигнализатор.
Центробежный воздухоотделитель устанавливается на фланце ПКП и крепится на нем шпильками. Фильтр-сигнализатор монтируется на крышке корпуса воздухоотделителя.
Центробежный воздухоотделитель (рис. 11.10) состоит из корпуса 7, крышки 15 и ротора 9 закрытого типа, отлитых из магниевого сплава. Корпус 7 и крышка 15 соединены винтами 12. На наружной поверхности корпуса имеется канавка для установки резинового кольца 6, уплотняющего стык фланца ПКП и корпуса воздухоотделителя.
В расточках корпуса 7 и крышки 15 запрессованы и зафиксированы штифтами стальные обоймы 4 и 17 валика / воздухоотделителя.
На валике 1 устанавливаются и стягиваются гайкой 2 ротор 9, состоящий из наружного цилиндра, лопастей и ступицы с внутренними шлицами для соединения с валиком /; шарикоподшипник 3 с опорной втулкой; маслоуплотнительиая втулка 8 с двумя кольцами 5, предупреждающими перетекание масла из воздухоотделителя в полость ПКП; корпус переключателя с четырьмя шариковыми эмульсионными клапанами 10, соединенный штифтом с валиком /; внутреннее кольцо шарикоподшипника 18, упирающееся торцом в буртик валика.
Каждый шариковый эмульсионный клапан состоит из втулки 11, шарика 10 и пружины 14. Принцип работы клапана заключается в следующем; центробежные силы, возникающие при вращении шариков вместе с корпусом переключателя, при частоте вращения лвд 3>4400. . .5700 об/мин становятся больше сил давления пружин и шарики расходятся, открывая путь для' воздушио-масляиой эмульсии.
Фильтр-сигнализатор представляет собой корпус, в котором смонтированы сигнализирующая вставка 21 с электроконтактом 28, перепускной клапан 20, колпачок 23 и патрубок отвода масла Корпус 19 фильтра соединен шпильками.с крышкой 15 воздухоотделителя, а стык между ними уплотнен пароиитовой прокладкой.
Сигнализирующая вставка (рис. 11.11) состоит из каркаса 1, изготовленного как единое целое с электроизоляционной втулкой 3 и обтянутого сеткой 2; 20 пластинчатых кольцевых секций 4, электроизоляционной втулки 7, изготовленной совместно с металлической втулкой 5, замка 6, пружин 8, 10 и гнезда 9.
Каркас 1 с сеткой 2 представляет собой обычный сетчатый фильтр, а кольцевые секции 4, собранные на электроизоляционной втулке 3 и прижатые друг к другу пружиной 8—собственно фильтр-сигнализатор. Пружина 8 опирается иа буртик металлической втулки 5 и на торец гнезда 9.
На один торец каждой секции 4 нанесен в виде восьми секторов электроизоляционный слой толщиной от 0,11 до 0,21 мм. Секции собираются в пакет на втулке 3. Промежутки между секторами изоляционного слоя одной секции и гладкой поверхностью другой образуют щели для прохода масла. На боковых поверхностях секций по периферии сделаны фаски, образующие при сборке сигнализирующей вставки клиновидные щели.
Электроизоляционная втулка 3 соединена с гнездом 9 замком 6, имеющим на одном конце головку с прорезью под отвертку, а иа другом—треугольный буртик, переходящий в шестигранную шейку.
На торцах втулки 3 и гнезда 9 имеется по одному треугольному отверстию. При сборке сигнали-
123
Рис. 11.10. Центробежный воздухоотделитель с фильтром-сигнализатором:
/ — валик; 2—гайка; 3, /8—шарикоподшипники; 4, /7— обоймы; 5— маслоуплотнительиые кольца; 6, 25 — уплотнительные кольца; 7, 19— корпуса; 8— маслоуплотнительная втулка; 9— ротор; 10— шарик; 11, 27, 30— втулки; 12 — винт; 13, 16 — прокладки; 14. 24, 26 — пружины; 15 — крышка; 20— перепускной клапан; 21 — сигнализирующая вставка; 22 — набор секций; 23 — колпачок; 28 — электроконтакт; 29 — кольцо; а — входная полость воздухоотделителя; б—отверстие для отвода эмульсии; в — кольцевая полость; г — полость улитки; д—канал для отвода масла; е — полость фильтра
Рис. 11.11. Сигнализирующая вставка фильтра-сигнализатора:
1 — каркас; 2 — сетка; 3, 7 — электроизоляционная втулка;
4 — кольцевые секции; 5—металлическая втулка; 6—замок; 8, 10 — пружины; 9—гнездо
затора треугольный буртик замка 6 вводится до упора в треугольное отверстие втулки 3 и гнезда 9. Замок 6 поворачивается отверткой на 60°. После вывода отвертки замок 6 отожмется пружиной 10 в обратном направлении и упрется треугольным буртиком в торец выточки гнезда 9, при этом шестигранная шейка замка 6 войдет в треугольное отверстие гнезда и законтрит замок от проворачивания.
Колпачок 23 (см. рис. 11.10) устанавливается в корпусе 19 при помощи быстросъемнрго замка и уплотняется резиновым кольцом 25.
Сигнализирующая вставка 21 центрируется в корпусе 19 по внутреннему отверстию стальной втулки 30, на наружную поверхность которой нанесен электроизоляционный слой. В изоляционном слое имеется отверстие для пружины 26, которая упирается одним концом во втулку 30, а другим — в электро-контакт 28 штепсельного разъема. Во избежание контакта пружины 26 с корпусом 19 в последнем имеется электроизоляционная втулка 27. Контакт 28 также изолирован от корпуса 19 электроизоляционным слоем.
Напряжение от бортовой сети подводится к пакету кольцевых секций через сигнальную лампочку табло, установленного в кабине экипажа, контакт 28 штепсельного разъема фильтра-сигнализатора, пружину 26, втулку 30 и каркас сигнализирующей вставки 21.
При работе системы на чистом масле клиновидные щели не засорены металлической стружкой и поэтому электрическая цепь в пакете секций будет разомкнута. Если все секции вследствие попадания металлической стружки в клиновидные щели окажутся замкнутыми, то загорится сигнальная лампочка табло, сигнализирующего о наличии металлических частиц в маслосистеме двигателя.
При засорении фильтрующей сетки и клиновидных щелей давление масла в полости е повышается. Перепускной клапан 20 ( см. рис. 11.10), преодолев затяжку пружины, откроется и масло, минуя сигнализирующую вставку с фильтрами, поступит по каналу д в систему.
При работе двигателя масло из насосов МНО-ЗОК и ОМН-ЗО по каналу в ПКП и окно в цилиндрической части корпуса 7 поступает в полость а и из нее во внутреннюю полость ротора 9. Под действием центробежных сил частицы масла отбрасываются к внутренней поверхности цилиндра ротора и поступают через кольцевую полость в в полость г улитки крышки 15. Воздух и пары масла скапливаются в центре внутренней полости и при открытом положении эмульсионных шариковых клапанов 10 через отверстия б и внутреннее отверстие валика 1 отводятся в полость ПКП.
Масло из полости г улитки крышки 15 по каналу в приливе корпуса 19 подводится в полость е, откуда после фильтрации в сигнализирующей вставке оно отводится в полость д и далее— в топливно-мас-ляный радиатор. При полном засорении фильтрующих элементов сигнализирующей вставки неочищенное масло напрямую через перепускной клапан поступает из полости е в полость д, при этом металличес
124
кие частицы замыкают.электрическую цепь сигнализирующей вставки и сигнальная лампочка 29 загорается (см. рис.11.1).
При частотах вращения лвд <4400.. .5700 об/мии, иа режимах авторотации и при останове двигателя для предупреждения возможности переполнения двигателя маслом вследствие неэффективной работы центробежного воздухоотделителя шариковые клапаны 10 (см. рис. 11.10) под действием пружин закрыты. При частотах вращения пвд >4400.. .5700 об/мин шариковые клапаны 10, преодолевая усилия пружин 14, открываются и воздушно-масляная эмульсия поступает через отверстия б и внутреннюю полость валика 1 в полость ПКП.
11.8.	ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ СУФЛЕР ЦС-ЗОК
Центробежный суфлер ЦС-ЗОК устанавливается на фланце ЗКП и крепится шпильками.
Центробежный суфлер (рис. 11.12) состоит из корпуса и ротора.
К переднему фланцу корпуса 10 с помощью винтов крепятся крышка 7 и кожух 2, под фланцы которых установлены уплотнительные прокладки 8 и 16. В задней части корпуса 10 выполнена расточка, в которую запрессована и зафиксирована штифтами стальная обойма 15 под задний шарикоподшипник 13 ротора, а также имеются окна а для прохода паровоздушной смеси в крыльчатку 11 ротора и окно б для слива выделенного из смеси масла в полость задней коробки приводов. Корпус 10 отлит из магниевого сплава и имеет на внутренней поверхности десятизаходную прямоугольную резьбу, выходящую в проточку в.
Ротор состоит из стальной крыльчатки 11, зубчатого колеса 14, переднего 6 и заднего 13 шарикоподшипников, деталей уплотнения и крепления.
Крыльчатка 11 представляет собой полую ступицу, по наружной поверхности которой равномерно расположены 12 лопаток, торцы которых со стороны подшипника 6 соединены между собой диском, изготовленным как единое целое со ступицей и лопатками. Крыльчатка внутренними шлицами соединена
Рис. 11.12. Центробежный суфлер:
/ — штуцер для отвода воздуха; 2—кожух; 3 — гайка; 4 стопорная шайба; 5, 9 — винты; 6. /3 — шарикоподшипники; 7 — крышка 8. 16 — прокладка; 10 — корпус суфлера;_ 11 — крыльчатка; /2 —болт; 14 — зубчатое колесо; /5 — обойма; 17, 19, 22 — уплотнительные кольца; 18— гильза; 20—кольцо; 21 втулка; 23 —заглушка; а, б —окна; в —проточка
с зубчатым колесом 14 и стянута с ней болтом 12. На диске крыльчатки со стороны подшипника 6 имеются 24 радиальных паза, по которым под действием центробежных сил масло от подшипника отбрасывается к периферии. Уплотнительный узел с передней стороны подшипника 6 состоит из стальной гильзы 18, закрепленной винтами 5 иа крышке 7, резинового уплотнительного кольца 17, вращающегося кольца 20, в канавках которого установлены два бронзовых уплотнительных кольца, работающих по внутренней поверхности гильзы 18.
При вращении ротора масло отбрасывается под действием центробежных сил к периферии, проходит по маслосгонной резьбе в кольцевую проточку в и из нее через окно б сливается непосредственно в полость ЗКП. Паровоздушная смесь легче, чем масло, поэтому она остается в центре крыльчатки 11, из которой через втулку 21 проходит в полость кожуха 2, штуцер 1, наружную суфлирующую трубу и далее на срез реактивного сопла двигателя.
11.9.	МАСЛЯНЫЙ ФИЛЬТР МФС-30
Масляный сетчатый фильтр МФС-30 (рис. 11.13) предназначен для фильтрации масла, поступающего в двигатель из нагнетающей ступени масляного насоса ОМН-ЗО. Фильтр быстросъемный установлен в специальном корпусе ПКП. Фильтр состоит из крышки 11, цилиндрического каркаса 6, фильтрующих секций 4, заглушки 12 и перепускного клапана.
Основной рабочей частью фильтра являются фильтрующие секции 4, состоящие из двух слоев сеток, завальцоваиных в ободки. Наружная, более мелкая сетка является фильтрующей, а внутренняя, более крупная — каркасом секции. Полый цилиндрический каркас 6 в сборе с фильтрующими секциями 4 ввертывается резьбовым хвостовиком в крышку Ии контрится стопорным кольцом 7.
После установки фильтра иа центральную шпильку иа ее резьбовой конец поворотом воротка 13 навертывают заглушку 12, которая прижимает крышку 11 к специальному корпусу. Крышка изготовлена
125
Рис. 11.13. Масляный фильтр:
/ — уплотнительное кольцо; 2, 4— фильтрующие секции; 3 — защитная шайба; 5 — прокладка; 6 — каркас; 7 — стопорное кольцо; 8—шарик; 9— пружина; 10— уплотнительное кольцо; 11 — крышка; 12—заглушка; 13 — вороток
из алюминиевого сплава, каркас и заглушка с воротком — из коррозионно-стойкой стали, сетки фильтрующих секций — из латуни.	,
В крышке фильтра установлен перепускной клапан, состоящий из шарика 8 и пружины 9 и открывающийся при перепаде давлений на фильтре 0,07. . .0,14 МПа.
Масло из нагнетающей ступени насоса ОМН-ЗО поступает в полость специального корпуса, проходит через фильтрующие секции в полый каркас и из него по каналам в крышке и в корпусе подается в двигатель. При засорении фильтра открывается перепускной клапан.
11.10.	ТЕРМОСИГНАЛИЗАТОР
Термосигнализатор (рис. 11.14) предназначен для контроля работы шарикоподшипника ротора КВД по температуре масла. Он монтируется в вертикальном положении в трубопроводе отвода масла от этого подшипника.
а)	б)
Рис. 11.14. Термосигнализатор:
а — продольный разрез; б — внешний вид;
1 — колпачок; 2 — легкоплавкая вставка;
3 — электронзолятор; 4— контакт;	5"—
корпус
Термосигнализатор состоит из корпуса 5, контакта 4, колпачка 1 и легкоплавкой вставки 2. Контакт 4 изолирован от корпуса 5 электроизолятором 3. Соединение колпачка 1 с корпусом 5 уплотняется клеем. При возникновении неисправности в шарикоподшипнике температура откачиваемого от него масла повышается. При достижении температуры масла 162—170°С вставка 2 плавится и, опускаясь вниз, замыкает контакт 4 с корпусом 5, что вызывает включение сигнальной лампочки 29 (см. рис. 11.1).
11.11.	ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ СИСТЕМЫ СМАЗКИ
При эксплуатации двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП были зафиксированы их отказы, обусловленные неисправностью системы смазки. Для предупреждения повторения отказов, снижения трудоемкости и повышения надежности деталей и агрегатов, входящих в масляную систему, в производстве были внедрены соответствующие доработки.
1.	Для предотвращения выключения двигателей в полете из-за ложного срабатывания термосигнализаторов на вновь выпускаемых двигателях термосигнализаторы в системе смазки не устанавливаются, а на эксплуатируемых проведено их отключение от системы контрольно-измерительной аппаратуры.
2.	При эксплуатации двигателей отмечались случаи ложного срабатывания фильтра-сигнализатора (загорание табло СТРУЖКА В МАСЛЕ) вследствие замыкания центрального штырька контактного штуцера ЦВС-30.
Для повышения герметичности и предотвращения ложного срабатывания фильтра-сигнализатора ЦВС-30 на предприятии—изготовителе двигателей была введена установка уплотнительного резинового кольца на центральный штырек контактного штуцера ЦВС-30.
126
3.	Для исключения обрыва шпильки при монтаже масляного фильтра МФС-30 на средней коробке приводов введено закрепление фильтра от руки.
4.	Для исключения заклинивания крышки в корпусе масляного фильтра МФС-30 при отрицательной температуре в производстве были изменены посадочные диаметры крышки.
5.	Для предотвращения разрушения резинового кольца в соединении подвода топлива к ТМР была введена дополнительная фторопластовая защитная шайба.
6.	При эксплуатации двигателей имели место случаи загорания табло СТРУЖКА В МАСЛЕ в результате негерметичности контактного штуцера агрегата ЦВС-30. Причина дефекта—нарушение герметичности резьбового соединения из-за некачественного нанесения клеевой массы при изготовлении штуцера и некачественной герметизации штепсельного разъема ЦВС-30 герметиком ГЭН-150 при сборке.
Для устранения отмеченного недостатка в производстве предусмотрено перед установкой контактного штуцера в корпус нанесение клея ЭД-16 на резьбу корпуса.
7.	Для исключения износа корпуса масляного фильтра ЦВС-30 введена дополнительная фиксирующая булавка.
8.	Для исключения в эксплуатации случаев обрыва шпильки крепления корпуса фильтра-сигнализатора к корпусу ЦВС-30 при обнаружении течи масла по стыку запрещается подтягивать гайки крепления корпуса фильтра-сигнализатора к промежуточному корпусу агрегата ЦВС-30 моментом, превышающим М = 6 . . . 7 Нм.
9.	При выполнении полетов были отмечены колебания давления масла вследствие заедания редукционного клапана. Для исключения повторения дефекта в производстве был внедрен редукционный клапан с четырьмя направляющими вместо трех и удлиненной втулкой повышенной твердости, а также увеличен зазор между втулкой и направляющими.
10.	Для улучшения герметичности обратного клапана ОМН-ЗО на неработающем двигателе в производстве внедрен обратный клапан, имеющий седло в виде острой кромки.
11.	Для повышения надежности двигателей в эксплуатации и при ремонте предусмотрена замена фильтроэлементов 8Д5.886.527-4 с сеткой 30 мкм в ТМР 4845Т фильтроэлементами 8Д5.886.528-1, имеющими сетку 12. . . 16 мкм.
12.	При эксплуатации двигателей имели место случаи появления трещин на задней крышке МНО-ЗОК-Причина дефекта — повышенный натяг по резьбе при установке футорок на крышке.
Для устранения дефекта в производстве увеличен радиус бобышек в местах установки футорок.
ГЛАВА 12
ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ, ЛЕЖАЩИЕ В ОСНОВЕ ТЕОРИИ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯМИ
Д-ЗОКУ И Д-ЗОКП
12.1.	ПРОГРАММА УПРАВЛЕНИЯ ТРДД НА МАКСИМАЛЬНОМ РЕЖИМЕ РАБОТЫ
Системы автоматического управления (САУ) двигателями максимально упрощают управление ими, обеспечивают возможность выбирать и поддерживать необходимые режимы их работы, исключают механическую и тепловую перегрузки деталей и неустойчивую работу узлов на переходных режимах, а также гарантируют безотказный запуск на земле и в воздухе. САУ автоматизируют весь процесс управления двигателем, позволяя экипажу с помощью РУД задавать необходимый режим его работы.
САУ осуществляет контроль рабочего процесса двигателя с помощью управляемых параметров (УП), т. е. параметров, значения которых поддерживаются постоянными или изменяются по заданному закону при изменении режима полета или режима двигателя. В свою очередь, значения УП контролируются с помощью управляющих факторов (УФ-), т. е. физических величин, характеризующих подвод энергии к двигателю и распределение ее внутри его. Количество подводимой энергии определяется расходом топлива, а ее распределение — изменением некоторых геометрических величин двигателя, например, углов установки направляющих лопаток компрессора.
Устройства, с помощью которых осуществляется изменение УФ, называются управляющими органами (УО).
Реализуемая системой управления зависимость, связывающая УП и УФ с условиями полета и положением РУД, называется законом управления ГТД.
В качестве УП в САУ ГТД могут быть использованы такие параметры рабочего процесса, которые однозначно определяют тягу и удельный расход топлива, монотонно изменяются при дросселировании двигателя и изменении внешних условий, а также обуславливают тепловое и нагруженное состояние узлов и деталей. Дополнительным требованием, которое должно учитываться при выборе УП, является высокая точность их измерения простыми и надежными техническими устройствами.
В наибольшей мере этим требованиям отвечают следующие параметры режима работы двухвального ТРДД: частота вращения ротора НД — лнд, частота вращения ротора ВД — пвд и температура газов перед турбиной Г*. Именно эти параметры целесообразно использовать в качестве УП в САУ двухвального ТРДД.
127
Для получения максимальной тяги при любом сочетании показателей, характеризующих внешние условия, указанные УП должны поддерживаться на максимальном уровне. В соответствии с этим закон управления ТРДД на максимальном режиме можно описать следующими тремя зависимостями:
ЛНД ~ лНДтах ~ CODSt;	(12.1)
«ВД = «ВДтах = COOStj	(12.2)
7^ = T’rmax = const.	(12.3)
Для осуществления такого закона управления необходимо располагать тремя УФ, которыми могут быть расход топлива, площадь критического сечения сопла и угол поворота лопаток направляющего аппарата КВД. Связь между УФ и УП в этом случае будет иметь вид:
Ес -*• Лнд, Фна лвд и GT —>- Тт.
Однако в двухвальных ТРДД, предназначенных для дозвуковых летательных аппаратов, реактивные сопла, как правило, не регулируются н поэтому они имеют только один УФ—GT, который может независимо воздействовать только на один УП. Все остальные параметры рабочего процесса будут изменяться по определенному закону, находясь во взаимосвязи с УП.
При реализации закона управления (12.1) с увеличением числа Маха полета М или со снижением высоты полета И происходит увеличение полной температуры Г* на входе в двигатель, которая существенно влияет на работу двигателей. Во-первых, увеличение Т* приводит к снижению л’ = = л^нд^квд и- как следствие, к рассогласованию работы первых и последних ступеней. На первых ступенях наблюдается увеличение углов атаки, а следовательно, и потребной работы на привод КНД при лнд = const. На последних ступенях углы атаки уменьшаются, что вызывает снижение потребной работы на привод КВД при лвд = const. Во-вторых, при увеличении Г„ происходит увеличение степени двухконтурности. Так, например, при увеличении скорости полета расход воздуха через двигатель увеличивается, но через наружный контур более интенсивно, чем через внутренний. Это объясняется тем, что степень повышения давления в КНД невелика (л^вд ^кнд)> ПРИ увеличении скорости полета она возрастает достаточно существенно, вызывая пропорциональное увеличение расхода воздуха.
Таким образом, при увеличении Т» происходит «затяжеление» ротора КНД и «облегчение» ротора КВД.
При критической скорости истечения газа из реактивного сопла независимо от режима работы двигателя степень понижения давления в турбине лт будет оставаться постоянной, а это означает, что при постоянной температуре Г* эффективная работа ТВД и ТНД сохранит первоначальное значение. Если л* = var, то в многоступенчатой турбине это изменение л* происходит в основном за счет изменения перепада давлений на последних ступенях, т. е. изменяет свою эффективную работу только ТНД. В результате частота вращения ротора НД снижается, а ротора ВД увеличивается.
Для восстановления частоты вращения лНДп1ах = const в соответствии с условием (12.1) необходимо увеличить подачу топлива GT, что вызывает одновременное увеличение Г* и лвд.
Рассмотренный закон управления наиболее целесообразен для двигателей, предназначенных для сверхзвукового ЛА, так как раскрутка ротора НД и увеличение Г* благоприятно сказываются на соотношении необходимых и располагаемых тяг. Однако прн такой программе, начиная с определенной скорости полета, с целью ограничения допустимых значений Т* и лвд требуется переход на комбинированную программу регулирования.
При управлении двигателем по закону (12.2) для восстановления частоты вращения пВДтах = const в отличие от закона (12.1) необходимо уменьшить подачу топлива при увеличении М или снижении И, что в свою очередь вызывает уменьшение Т' и лнд, причем уменьшение Т* будет происходить тем интенсивнее, чем меньше степень повышения давления в КВД и чем меньше работа, необходимая для его привода. Это объясняется тем, что газогенератор ТРДД ведет себя как обычный одновальный ТРД с малым л*, и поэтому зависимости, представленные на рис. 12.1, имеют силу при замене Т„ на Т*нд.
Рис. 12.1. Относительное изменение параметров двухвального ТРДД с нерегулируемой геометрией при различных законах управления:
а-лнд = «ндп,а,= const; б-Лвд = ЛвДл1ах = соП51; e-T>Tr* =const
128
Рис. 12.2. Относительное изменение работы компрессора в зависимости от полной температуры наружного воздуха и различных л*
Рис. 12.3. Изменение параметров двухвального ТРДД при управлении по закону пвд = — ПВД max — const
Если лкВД = 7...8 (рис. 12.2), то работа компрессора с увеличением 7^нд сохраняет примерно постоянное значение. Тогда из уравнения баланса работ турбокомпрессора следует пропорциональность
^-квд — ^-твд Л,	(12.4)
что означает постоянство Т*г при изменении высоты и скорости полета в двухвальном ТРДД, управляемом по закону (12.2).
Таким образом, закон управления на максимальном режиме пвд = nB^max = const с помощью одного УФ обеспечивает одновременное постоянство двух УП пВДтах = const и ТГтак = const, что является его важнейшим преимуществом.
При реализации закона (12.3) при увеличении Т’ наблюдается увеличение частоты вращения ротора ВД и уменьшение частоты вращения ротора НД (рис. 12.1, в). Управление двигателем по этому закону позволяет при всех скоростях полета в равной степени использовать температурные возможности двигателя. Однако при реализации этого закона встречаются затруднения, связанные с измерением и регулированием температуры Т*.
Итак, применение закона управления на максимальном режиме пвд = пВДтах = const позволяет одним упр вляющим фактором GT поддерживать одновременно постоянство двух основных управляемых параметров, поэтому в САУ двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП применен такой закон управления на максимальном режиме.
Для его реализации в САУ этих двигателей включен малоинерционный чувствительный регулятор частоты вращения ротора ВД. Этот регулятор замеряет отклонения частоты вращения ротора от заданного значения и изменяет подачу топлива в камеру сгорания двигателя с помощью наклонной шайбы плунжерного топливного насоса, которая выполняет функцию УО ТРДД и тем самым с достаточной точностью поддерживает при любых внешних условиях лвд = const.
Принятое косвенное регулирование температуры газа перед турбиной не исключает возможности превышения Т* допустимого значения на максимальном и неустановившихся режимах работы двигателя и поэтому требует введения в САУ ограничителя температуры. Вследствие этого в САУ двигателя включен всережимный предельный регулятор температуры газов за турбиной ВПРТ-44, который перенастраивает регулятор частоты вращения на уменьшение лвд при недопустимом увеличении Г*.
Переход на ограничение ’Г, вместо Т* объясняется тем, что при неизменной геометрии проточной части двигателя и сверхкритических режимах истечения газа из реактивного сопла Г* изменяется пропорционально Т', т. е.
Т’— А Г,	(12.5)
где А — постоянный коэффициент. При этом Г’ на 400...500°С меньше Т', что позволяет повысить безотказность термоэлектрических чувствительных элементов в ВПРТ-44. Кроме того, температура Т* распределена по сечению газового потока равномернее, чем 77, а увеличение скорости потока за ТНД в 1,5...2 раза по сравнению со скоростью перед сопловым аппаратом. ТВД обусловливает высокий коэффициент теплопередачи к термочувствительным элементам, что снижает их инерционность.
Значительное влияние на уровень действующих напряжений в деталях и узлах ТРДД оказывает не только режим работы двигателя, но и режим полета самолета. Снижение К (рис. 12.3) обусловливает неуклонный рост частоты вращения ротора НД, которая достигает по условиям прочности предельно допустимого значения при Тн огр. Именно с этого момента возникает необходимость введения ограничения по максимально допустимой частоте вращения ротора НД. С этой целью в САУ двигателя включен центробежный регулятор ПР-1-30К, ограничивающий максимально допустимую частоту вращения уменьшением подачи топлива в камеру сгорания двигателя. Такой способ ограничения /1НДтах = const вызывает одновременное снижение пвд < пВДтах и Г* < Т*П1ах.
129
С другой стороны, полет самолета у земли при низких значениях Тн с максимальной скоростью приводит вследствие повышенного расхода воздуха к увеличению аэродинамических нагрузок на рабочие лопатки компрессора и турбины, крутящих моментов на валах и напряжений в силовых корпусах двигателя. На основании этого необходимо вводить ограничения по условиям прочности перечисленных элементов конструкции ТРДД.
Наиболее полно характеризует силовую нагруженность этих элементов полное давление воздуха за КВД Рктах- Поэтому в САУ Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП предусмотрено ограничение этого параметра в соответствии с законом:
Рк < Рк щах*	(12.6)
Выполнение этого закона управления осуществляется САУ с помощью механизма ограничения давления р*тах, который при увеличении скорости полета или снижении высоты уменьшает GT и тем самым поддерживает p*max = const. Аналогично предыдущему ограничению, происходит одновременное снижение лвд < /1ВДтах и f * < Т’гтах- Таким образом, плунжерный топливный насос переменной производительности с регулятором частоты вращения ротора ВД, всережимный регулятор предельной температуры газов за турбиной, ограничитель рктах, а также центробежный регулятор ЦР-1-30К полностью автоматизируют процесс управления двигателем на максимальном режиме в соответствии с программой лвд = /1ВДтах = const. Кроме этого, САУ с достаточной точностью осуществляет ограничение предельно допустимых значений параметров. Гттах; пВДтак; пНДтах и /\тах. Однако параметры К, пвд, лнд требуют в полете постоянного контроля со стороны экипажа, поскольку в случае неисправности двигателя даже кратковременные превышения их допустимых значений может привести к серьезным отказам силовой установки.
12.2.	ЗАКОНЫ УПРАВЛЕНИЯ ТРДД ПРИ ДРОССЕЛИРОВАНИИ
Закон управления двигателем при дросселировании должен обеспечивать на установившихся крейсерских режимах оптимальную экономичность при допустимой силовой и тепловой нагруженности узлов, необходимую степень дросселирования и хорошую приемистость.
Степень дросселирования оценивается отношением максимальной тяги к минимальной. Для ТРДД полный диапазон дросселирования может составлять
Pm.JPm>n= 15...50 (Я = 0; М = 0).
При увеличении высоты этот диапазон сужается и на крейсерских режимах полета составляет 1,0.. .5,0. Единственно возможный закон управления при дросселировании ТРДД с неизменной геометрией реализуется уменьшением расхода топлива, что сопровождается снижением частот вращения роторов и температур газа. Этот закон наиболее прост, хотя и не оптимален с точки зрения экономичности, особенно при высоких значениях степени повышения давления в компрессоре. Кроме того, при глубоком дросселировании по такому закону значительно снижается запас устойчивости компрессора, что обусловливает необходимость его регулирования. Несмотря на это данный закон дросселирования широко применяется в двигателях самолетов гражданской авиации.
В соответствии с принятым законом дросселирование двухвального ТРДД со смешением потоков осуществляется уменьшением подачи топлива в камеру сгорания при неизменной геометрии проходных сечений реактивного сопла. При дросселировании двигателя возникает дисбаланс работ турбины и компрессора ВД и НД вследствие снижения давления и температуры газов перед ТВД и ТНД, что приводит к снижению частоты вращения роторов. Однако частота вращения ротора НД снижается интенсивнее, чем частота вращения турбокомпрессора ВД, что является причиной возникновения скольжения роторов S = лНд/пвд« которое уменьшается по мере дросселирования.
Действительно, с уменьшением частоты вращения роторов и снижением КПД компрессора ц’ происходит непрерывное снижение полного давления газа вдоль проточной части, что обусловливает уменьшение общей степени понижения давления газа двигателя. Перепад давлений снижается постепенно, охватывая в первую очередь реактивное сопло и ступени турбины, расположенные близко от выходного сечения двигателя (рис. 12.4). Так, на режиме работы двигателя nBa — ni устанавливаются критические скорости течения газа в реактивном сопле и сопловых аппаратах ТНД и ТВД. На режиме пВд = п2 возникает докритическое истечение из реактивного сопла и, начиная с этого момента, происходит не только снижение давления на входе в сопло, но и снижение ЛуНД. Однако скорость газа в первом сопловом аппарате ТНД еще сохраняется критической до частоты вращения пз, поэтому ТВД остается «запертой», т. е. лтвд = const, и только на режимах глубокого дросселирования при лвд < пз наступает снижение ЛуВД.
Описанный процесс перераспределения степени понижения давления в двухвальной турбине ТРДД показывает, что на первом этапе дросселирования работа Атнд уменьшается более интенсивно, чем АуВД.
С другой стороны, с уменьшением частоты вращения КНД увеличиваются углы набегания потока на рабочие лопатки ступеней КНД, в результате чего компрессор «затяжеляется». Кроме того, при дросселировании двигателя происходит увеличение степени двухконтурности т, обусловленное различием степеней повышения давления в контурах (л‘ лац), которые в основном и определяют расходы воздуха.
130
Рис. 12.4. Перераспределение параметров ТВД и ТНД при дросселировании ТРДД
Рис. 12.5. Скольжение роторов двухвальиого ТРДД на режимах:
/— дросселирования; 2 — установившихся; 3—приемистости
Так как л*вн имеющая высокое исходное значение, уменьшается более интенсивно, чем л*п, 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 £кнд, 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 Т^цд/^тнд интенсивно увеличивается, обеспечивая быстрое падение частоты вращения КНД и снижение скольжения роторов (рис 12.5, кривая 2).
Закономерность изменения температуры газов перед ТВД при дросселировании Гг = определяет эффективность рабочего цикла и тепловую нагруженность деталей горячей части двигателя, так как в двухвальиом ТРДД изменение Тг от пвд полностью зависит от баланса работ турбокомпрессора ВД
^твд ~ ^-квд-
(12.7)
Как видно из рис. 12.4, при дросселировании двигателя на участке от П| до пз ЛуВД = const, поэтому снижение Т* подчиняется закону изменения Тквд 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 £квд, начиная с режима пз, лимитируется дополнительно величиной ЛуВД = var. На режимах глубокого дросселирования («4 > пвд) наблюдается значительное увеличение Г*, так как лтвд> настолько мало, что поддержание равновесного режима работы двигателя в условиях низких значений т)к и т|* возможно только при повышенных значениях Т’.
Медленное снижение Т* в диапазоне режимов от пз до п4 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-ЗОКП 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 устойчивости компрессора, но происходит нежелательное скачкообразное уменьшение тяги и увеличение удельного расхода топлива (см. рис. 3.3 и 3.4), что является особенностью дроссельной характеристики 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 пвд = const. Этот диапазон режимов ТРДД называется диапазоном автоматического управления, а частота вращения, при которой вступает в работу регулятор пвд = const, частотой вращения начала автоматического управления (НАУ) пВДНАУ. 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 пВДНАУ ДО пвдмг с учетом меньшей тепловой и динамической нагруженности деталей двигателя, а также необходимой точности 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. Количественно 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 несвязанных турбокомпрессоров, между которыми существует только газодинамическая связь. Эта связь обусловливает скольжение роторов s, которое играет очень важную роль в неустановнвшихся процессах двухвальных ТРДД. Опыт эксплуатации показывает, во-первых, что s монотонно увеличивается при увеличении режима и, наоборот, уменьшается по мере дросселирования двигателя. Этот процесс схематично изображен на рис. 12.5, из которого видно, что скольжение достигает своего предельного значения на максимальном режиме. Так, например, в двигателе Д-ЗОКП при сбросе газа скольжение уменьшается от 0,46 до 0,24. Следовательно, относительная частота вращения турбокомпрессора НД на режиме малого газа пНдмг = пндмг/«ндвЗЛ = 0,34 значительно меньше пВдмг = 0,62. Чем меньше пндмг и больше разница начальных частот вращения роторов, тем медленнее разгоняется турбокомпрессор НД по сравнению с турбокомпрессором ВД. Возможное уменьшение времени приемистости повышением пНдмг часто затруднено, так как частота вращения выбирается из условий получения минимальной тяги на земле (3. . .6% Ртах).
Увеличение скольжения на повышенных и максимальных режимах происходит в результате повышения ускорения частоты вращения ротора НД за счет «облегчения» КНД, уменьшения т и интенсивного увеличения £ТНд и уменьшения ускорения частоты вращения ротора ВД вследствие «затяжелення» 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 газодинамическое 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 изменения частоты вращения ротора ВД больше скорости изменения частоты вращения ротора НД и мощность, необходимая для привода турбокомпрессора ВД, больше мощности турбокомпрессора НД. Турбокомпрессор 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 «затяжелення» КНД и увеличения т требуется относительно большая мощность для привода турбокомпрессора НД, который, отбирая ее от общей мощности турбины, замедляет вращение ротора ВД, в то время как турбокомпрессор ВД, стремясь сохранить повышенные значения 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 = $Сб — 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 пвд < пВДтах. 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* и сокращает время приемистости.
При сбросе газа возникает положительное приращение скольжения, обусловленное быстрым снижением пВд и медленным снижением пнд, в результате чего КВД оказывает дросселирующее воздействие 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 произойдет 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 пвд, ординатой пнд и аппликатой GT. На этой характеристике нанесены: кривая установившихся режимов АБ, траектории приемистости АВБ и сброса газа БЕА, 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
Рис. 12.6. Динамическая характеристика двух-вальиого ТРДД
Г* располагать большими запасами избыточных мощностей ААВД и ААНД 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 БЕА.
Таким образом, для корректировки расхода топлива в соответствии с траекториями приемистости АВБ и сброса газа БЕА 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 двухвальиым 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 однороториом представлении для ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП 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 топливный 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 рф) до выхода на режим малого газа.
Рис. 12.7. Упрощенная динамическая характеристика ТРДД в однороториом представлении
133
Рис. 12.8. Структурная схема САУ:
АП — автомат приемистости; ГДФ4 — гидравлический датчик физической 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; РНА — регулятор РВНА; РО — рычаг останова; РТ—регулятор температуры; ТАЗ — топливный автомат запуска; ТД — температурный датчик; ЦР—центробежный регулятор; — расход топлива;-»* — гидравлический и— электрический сигналы; = — механическая связь
Траектория линии установившихся режимов в диапазоне от МГ до НАУ обеспечивается регулятором GT = const, а траектория линии НАУ.. .max—регулятором пвд = 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 иа 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 пвд = const. Точка ГОС соответствует частоте вращения на 1 . . . 1,5% меньше частоты вращения на максимальном режиме и характеризует начало работы ГОС регулятора пвд = 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 Дпвд и температуры ие 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 t^.orp ограничения частоты вращения и температуры газа за турбиной осуществляются ГУ, а при	< tH.orP— механизмом ограничения давления р*тах.
Максимально допустимая температура газа за турбиной, превышающая на 5°С температуру ограничения, 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП в качестве единственного УФ используется расход топлива GT. Система включает в себя плунжерный топливный насос переменной производительности HP (рис. 12.8) с наклонной шайбой, которая выполняет функцию УО, и регуляторы пвд = const и GT = const с дроссельным краном (ДК)- Координация работы регуляторов достигается с помощью механизма объединенного управления, имеющего механическую связь с золотником ДК и ГУ регулятора пвд = const.
Закон управления двигателя на режимах работы выше НАУ реализуется регулятором пвд = const. Чувствительный элемент этого регулятора, замеряя отклонение параметра пвд, 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 позволяет 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 t* ограничивает tr в соответствии с соотношением (12.5).
Во время работы двигателя ЭДС с блока термопар температуры t’ и приемника температуры 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 гидравлический. Гидравлический сигнал, воздействуя на ГУ регулятора пвд = const, ограничивает t* и уменьшает расход топлива.
134
На частотах вращения ниже частоты НАУ механизм объединенного управления отключает регулятор пвд = const и подключает регулятор GT = const, который определяет расход топлива в диапазоне ручного управления от пВдмг Д° лвдна 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 Др 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 рл, пропорциональным квадрату частоты вращения ротора ВД, и подает сигнал на изменение угла наклона шайбы.
Командное давление топлива рл 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 пвд = 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 рл. Работа ЗОВ на ПОС двигателя также осуществляется по давлению р„ 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 Гвх. 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-1-30К (ЦР). Этот регулятор при достижении частоты пнд пНДогр 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 гидравлический 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 электрическому сигналу.
ГЛАВА 13
СИСТЕМА ТО ПЛ И ВО ПОДАЧ И
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 условиях.
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 отечественным 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 взвешеииом состоянии, которая превращается в кристаллы льда, оседающие иа фильтрах системы, что уменьшает пропускную способность питающих магистралей и вызывает топливное «голодание» двигателей. Для предотвращения этого процесса при температуре наружного воздуха +5°С и ниже добавляется жидкость И или ТГФ (в зарубежных аэропортах — ИКАР-ЕА-600). Кроме того, на двигателях Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП 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 расходомера 3, топливно-масляный радиатор 4 с сетчатым топливным фильтром 6, трубопроводы, соединяющие перечисленные агрегаты.
135
Рис. 13.1. Схема системы топливопо-дачи двигателя:
/, 9, 10 — штуцера; 2 — подкачивающий иасос ДЦН-44ПЗТ; 3 — датчик расходомера ДРТМС-10Т; 4 — ТМР; 5, 7 —перепускные 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 — гидроцилиидры ЗОВ, КПВ, ЦНА-ЗОК; 35, 36—воздушные фильтры; 4/ —регулятор РППО-ЗОКП; 42 —насос-регулятор НР-ЗОКУ (НР-ЗОКП); 46 — регулятор РНА-ЗОК; 47— передний дренажный бачок; 51 — температурный датчик ТД-ЗОК; 54 — датчик ДПО-ЗОК
В систему высокого давления входят насос-регулятор (HP) 42; температурный датчик 5/; регулятор привода постоянной частоты вращения 41; датчик приведенных частот вращения 54; центробежный регулятор 13', исполнительный механизм 12; регулятор входного направляющего аппарата 46; цилиндр НА 45, гидроцилиндры 43; гидроцилиндр распределительной заслонки отбора воздуха 15; 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 имеете! штуцер 1 для консервации двигателя. От насоса 2 топливо поступает через датчик расходомера 3 к ТМР 4, в конструкцию которого входят перепускной клапая радиатора 5, топливный фильтр 6 с перепускным клапаном 7, клапаи 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 О,О2+ош,3МПа, то клапан 5 откроется и начнет перепускать топливо помимо радиатора. Так же, ио при перепаде давлений (0,05±о;оои) 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 (O,O4±o: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 кольцевые 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, предназначенный 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 пВДпр=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 11.
При частоте вращения пнд=8700 об/мин по трубопроводам 16 и 19 через фильтр 14 происходит слив топлива из гидроцилиидра 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 за ДЦН44-ПЗТ 2.
По трубопроводу 39 топливо подводится к регулятору РППО-ЗОКП 41. Топливо из клапана поддержания перепада давлений на дозирующей игле автомата приемистости HP 42 поступает по трубопроводу 18 к золотнику центробежного регулятора ЦР-1-30К 13. При превышении частоты ограничения топливо по трубопроводам 17 и 11 из мембранной полости клапана поддержания перепада давлений 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, отбираемый за КВД.
По трубопроводу 34 через воздушный фильтр 36 к автомату приемистости HP подводится воздух под полным давлением р*к и рвх-
По трубопроводам 34 и 32 через воздушный фильтр 36 к механизму ограничения давления р'ктах HP подводится воздух под давлением Рк.
В левую и правую полости поршня гидроцилиндра ЦНА-ЗОК 45 подводится топливо от регулятора РНА-ЗОК 46.
По трубопроводам 40 и 11 через фильтр 6 топливо из регулятора РППО-ЗОКП 41 сливается на вход в HP 42.
По трубопроводу 20топливо 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 производится слив топлива из полостей уплотнений ведущих валиков насосов 2, 42, датчика 54, регуляторов 13 и 41.
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- апаном 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 иасосом подается через пожарный кран к входному патрубку 4 на-
Рис. 13.2. Принципиальная схема подкачивающего топливного насоса ДЦН44-ПЗТ:
/—винт; 2—шплннт; 3—колесо-шнек; 4— входной патрубок; 5—рабочее колесо крыльчатки; 6— сборник-улитка; 7 — сливной клапан; 8—крышка уплотнения; 9— радиально-упорный шарикоподшипник; 10— втулка подшипника; Н — бобышки под дренажный штуцер; 12— кольцо; 13 — резиновые манжеты; 14— лабиринтная втулка; 15— радиально-опорный шарикоподшипник; 16 — корпус качающего узла; 17 — приводной валик; 18, 33 — каналы для подвода 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 регулятора давления; 30— поршень демпфера; 31 — шток клапана; 32 — двухтарельчатый клапан; 34 — горловина сопла; 35 — сопло; 36 — канал, соединяющий полость выхода с полостью входного патрубка; а, б — зазоры; в, г — полости
137
coca ДЦН44-ПЗТ. Во входном канале топливо захватывается осевым двухзаходным колесом-шнеком 3, который 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, °C .............................от —40 до 4-60
Допустимая температура окружающей среды, °C.....................от —60 до 4-60
Абсолютное давление топлива иа входе в агрегат при режимной работе на земле, МПа...............................................0,08 . . . 0,26
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 насоса при изменении расхода от 7800 до 1000 л/ч, МПа .... 0,6
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 центробежных 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 скорЪстью поступает в сборник-улитку 6. Сборник представляет собой спиральный канал с постоянно расширяющимся сечением, в котором кинетическая энергия потока безударно преобразуется в давление. Из сборника топливо под давлением направляется в полость в регулятора давления, а затем через сопло поступает в систему топливоподачи низкого давления.
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-питаиия низкого давления увеличивается пропорционально квадрату скорости потока (рис. 13.3, кривая 7). Следовательно, если давление топлива на выходе из подкачивающего насоса рвых поддерживать постоянным, 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 регулирование 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 горловине сопла преобразуется в его диффузорной части в энергию давления. В результате полное давление рвых равно сумме статического рст и динамического рдин давлений в горловине сопла
Рвых=Рст+Рт Or/2,	(13.1)
где рт—плотность топлива; vr—скорость потока в горловине.
Если поддерживать pCT==cosnt (линия 6), то при изменении диаметра горловины сопла d\ <_dz. . . <d5 можно получить требуемый закон изменения р,Ых = /(GT) (кривую 5. эквидистантную кривой 7) и тем самым компенсировать гидравлические потери давления в магистралях за подкачивающим насосом.
Давление рст = const поддерживается клапаном постоянного давления независимо от частоты вращения ротора качающего узла и внешних условий. Работа этого клапана основана на принципе дросселирования потока топлива, поступающего из качающего узла в полость г (см. рис. 13.2).
Клапан постоянного давления состоит из корпуса регулятора 29, поршня демпфера 30 со штоком 31, на котором с одной стороны закреплен разгруженный от осевых сил двухтарельчатый клапан 32, с другой — мембрана 19.
Под действием усилия пружины р„ р и силы атмосферного давления рн на площадь F поверхности мембраны 19 клапан 32 постоянно стремится к максимальному открытию сечений между тарелками
Рис. 13.3. Характеристика изменения давления топлива иа выходе из регулятора давления насоса ДЦН44-ПЗТ В зависимости от расхода топлива:
I...5 — изменения давлений при различных диаметрах горловины; 6— потребное изменение на входе в насос-регулятор; 7—характеристика потерь давления иа участке от подкачивающего насоса до насоса-регулятора
138
клапана и их седлами в корпусе 29. Давление р„ подведено в полость над мембраной через отверстие в корпусе пружины 20. Давление рст, подведенное по каналам 18, 33 в полость под мембрану 19, воздействует на эффективную площадь поверхности F3 (без площади поверхности штока) и стремится переместить клапан 32 в положение, когда он частично или полностью закрывает проходные сечения.
На установившемся режиме работы эти силы равны и направлены в противоположные стороны, т. е.
Рпр +/?н F —рс т F3.	(13.2)
Статический напор в горловине сопла можно рассматривать как сумму избыточного риз6 и атмосферного ри давлений, тогда выражение (13.2) можно представить в виде
РпР +PctF=p„36F3 +p„F3. .
Так как F xF,. то
P»36 — pnf/F3.	(13.3)
Из выражения (13.3) видно, что избыточное давление, создаваемое насосом ДЦН44-ПЗТ, не зависит от условий полета и давления на его входе, а зависит только от затяжки пружины.
На неустановившихся режимах работы двигателя, а следовательно, и подкачивающего насоса, изменяется расход топлива и соответственно скорость иг. Изменение скорости в горловине обусловливает изменение рст в полости под мембраной 19, которая соединена с горловиной каналов 18. В результате изменения абсолютной силы pCTF3 нарушается условие равновесия сил (13.2). Под действием изменившегося усилия со стороны пружины мембрана соответственно прогибается, перемещая шток 31 с клапаном 32, и изменяет проходные сечения между тарелками и их седлами, а следовательно, и давление рСт в полости г. Перемещение клапана будет происходить до тех пор, пока рст не достигнет расчетного значения, при котором наступит новое равновесное состояние системы.
Таким образом, регулятор давления восстанавливает статический напор рст и изменяет давление на выходе из насоса пропорционально расходу топлива, компенсируя тем самым изменение гидравлического сопротивления магистралей, поэтому давление топлива на входе в HP, несмотря на изменившийся расход топлива, сохраняется на прежнем уровне. Например, при увеличении высоты полета на заданном режиме работы двигателя происходит снижение расхода топлива и соответственно скорости иг, что приводит к увеличению рст. Сила рстР3 преодолевает усилие пружины и перемещает клапан в сторону уменьшения проходных сечений, увеличивая тем самым потери давления на клапане. В результате напор рСт восстанавливается до значения, определяемого затяжкой пружины, полное давление PbUx (13.1) снижается с учетом гидравлических потерь в магистралях, а давление на входе в HP сохраняется постоянным.
На время выключения двигателя ротор ВД некоторое время продолжает вращаться по инерции на земле или авторотирует в полете. Вместе с ним вращается н рабочее колесо крыльчатки насоса, которая продолжает подавать топливо в регулятор давления. Это приводит к увеличению рст и закрытию клапаном 32 доступа топлива из качающего узла в полость г.
Не исключено, что топливо будет просачиваться между тарелками и седлами клапана в систему, повышая в ней давление. Это может нарушить герметичность магистралей или привести к отказу датчика-расходомера, ТМР или топливного фильтра. Для устранения этого явления в насосе предусмотрен канал 36, соединяющий полость г с полостью входного патрубка 4, поэтому после прекращения» подачи топлива в HP в системе низкого давления не будет превышения давления, так как все просачившееся топливо через закрытый клапан 32 будет перетекать по каналу 36 на вход в насос ДЦН44-ПЗТ.
Плунжерный насос HP забирает топливо из системы порциями, что вызывает пульсацию давления в магистралях с различной частотой и амплитудой в зависимости от режима работы двигателя. Колебания давления передаются из горловины сопла 34 по каналам 18 и 33 на мембрану 19 и вызывают дополнительные перемещения клапана 32, который стремится поддержать рсз =const. Если частота колебаний давления в магистралях совпадает с частотой собственных колебаний клапана постоянного давления, то возникает опасная вибрация системы с большой амплитудой давления (до 1,6 МПа), что перегружает качающий узел насоса ДЦН44-ПЗТ и вызывает вибрацию трубопроводов.
Для устранения этого явления в конструкцию регулятора давления включен демпфер, выполненный в виде поршня 30 со штоком 31. В кольцевых проточках поршня установлены два разъемных металлических кольца 28, уплотняющих его в корпусе направляющей втулки 27. Между поршнем и корпусом втулки образовалась заполненная топливом полость, которая постоянно сообщена через зазоры в замках уплотнительных колец с левой полостью мембраны 19. Подвод или вытеснение топлива из этой полости при движении клапана 32 происходит очень медленно, и поэтому регулятор давления практически не реагирует на мгновенные изменения давления.
Однако снижение чувствительности регулятора приводит к нежелательным превышениям и понижениям давления в магистралях на неустановившихся переходных режимах работы двигателя. Для устранения этих колебаний давления в поршень 30 вмонтированы шариковые запорные клапаны А и Б, которые на установившихся режимах работы насоса под действием усилия пружины находятся в закрытом положении.
139
При глубоком дросселировании двигателя происходит резкое снижение расхода топлива, увеличивается статический напор в горловине сопла и мембрана 19 наминает перемещать клапан 32 в сторону закрытия. При этом в полости поршня 30 создается разрежение, так как топливо не успевает поступить в эту полость через зазоры в уплотнительных кольцах 28. Разрежение препятствует быстрому перемещению клапана 32. В определенный момент времени перепад давлений между полостями поршня 30 и мембраны 19 достигает предельного значения, обусловленного силой упругости пружины клапана А. Клапан открывается, выравнивает давление между полостями и отключает демпфер. Темп перемещения клапана 32 ускоряется, что приводит к быстрому снижению давления в системе низкого давления.
Аналогичная картина наблюдается иа режимах приемистости, когда требуется резкое увеличение расходов топлива. В этом случае быстрому перемещению клапана 32 под действием пружины 25 в сторону открытия препятствует топливо, находящееся в полости поршня 30, которое медленно вытесняется через зазоры в уплотнительных кольцах 28 в полость под мембрану. Если давление топлива в этой полости достигает предельного значения, то срабатывает второй клапан Б, который отключает демпфер и тем самым устраняет снижение давления топлива в мембранах.
В конструкцию качающего узла насоса входят корпус 16, крышка с входным патрубком 4, двухопорный ротор и элементы уплотнения приводного валика 17. Корпус 16 отлит из алюминиевого сплава как единое целое со сборником-улиткой 6, который заканчивается выходным патрубком качающего узла с четырьмя шпильками для крепления узла регулятора давления. В передней части корпуса 16 выполнен конусный фланец с центрирующим буртиком под хомутовое соединение насоса ЗКП агрегатов, а в задней части — фланец с восемью шпильками под крышку качающего узла с входным патрубком 4, также отлитый из алюминиевого сплава. Уплотнение соединения между фланцами корпуса и крышки достигается установкой паронитовой прокладки. К центральному прямоугольному фланцу крышки шпильками крепится трубопровод для подвода топлива к насосу ДЦН44-ПЗТ. В специальном приливе крышки просверлен канал 36, соединяющий полость входного патрубка 4 с полостью г регулятора давления.
На внешней поверхности корпуса 16 выполнены четыре резьбовые бобышки, две из которых заглушены пробками, а в остальные ввернуты дренажный штуцер 11 и сливной клапан 7. Сливной клапан позволяет сливать топливо из системы топливопитаиия двигателя перед демонтажными работами и удалять воздушные пробки из рабочих полостей агрегата после его замены.
В полости, образованной корпусом 16 и крышкой 4, размещается рабочее кольцо крыльчатки 5 качающего узла, которая совместно с колесом (шнеком 3) установлена иа конусе валика 17. Рабочее колесо крыльчатки полузакрытого типа представляет собой диск с восемью спиральными рабочими лопатками, на тыльной торцовой поверхности которого имеются 24 лопатки гидравлического центробежного уплотнения. В отверстии ступицы выполнен паз под шпонку, с помощью которой осуществляется передача крутящего момента от валика /7 на рабочее колесо крыльчатки 5. Положение рабочего колеса крыльчатки 5 в рабочей полости качающего узла определяется зазором б между крышкой 4 и колесом, а также зазором а между ним и крышкой уплотнения 8. Увеличение зазоров а и б снижает производительность насоса и повышает осевое усилие на шарикоподшипник 9, и наоборот. Одиако уменьшение зазоров а и б менее 0,3 мм, не допускается, так как возникает реальная опасность задевания рабочим колесом крыльчатки корпуса при увеличении осевого люфта шарикоподшипника 9 вследствие длительной работы насоса, поэтому рекомендуется выдерживать указанные зазоры в диапазоне от 0,3 до 0,6 мм. Зазор б определяется толщиной паронитовой прокладки между крышкой 4 и корпусом 16, а зазор а — подбором толщин регулировочных шайб, расположенных между внутренней обоймой подшипника и ступицей рабочего колеса крыльчатки 5.
Колесо-шнек 3, выполненное в виде ступицы со шпоночным пазом и двумя винтовыми лопастями, совместно с крыльчаткой 5 крепится на валике 17 винтом /, который ввернут в резьбовое отверстие валика и контрится шплинтом 2. Осевая фиксация внутренней обоймы подшипника 9 обеспечивается винтом 1, комплектом регулировочных шайб и втулкой 10, которая упирается в средний буртик валика 17. Полость за подшипником 9 через канал в валике 17 и центральное отверстие в винте 1 сообщена с входом насоса, что позволяет благодаря имеющемуся перепаду давлений между указанными полостями обеспечивать постоянную циркуляцию топлива в рабочей полости подшипника 9 для его смазывания и охлаждения.
Валик 17 изготовлен из легированной стали и имеет на приводном хвостовике шлицевое соединение, с помощью которого соединяется с редуктором иижней коробки приводов двигателя.
В центральной сквозной ступенчатой расточке корпуса 16 монтируется шарикоподшипник 15 и элементы манжетного уплотнения 13 валика. Радиально-упорный шарикоподшипник 9 воспринимает реакцию радиальной нагрузки и результирующую осевой силы ротора качающего узла. Радиально-опорный шарикоподшипник 15 имеет свободную посадку в корпусе 16t что позволяет компенсировать температурные и силовые деформации корпуса и ротора качающего узла. Этот подшипник воспринимает только радиальные нагрузки ротора, и его перемещение в осевом направлении ограничивается опорным пружинным кольцом и буртиком валика 17 со стороны шлицевого хвостовика. Смазывание подшипника осуществляется барботажным маслом из нижней коробки приводов.
Гидродинамическое центробежное уплотнение крыльчатки совместно с манжетами 13 и лабиринтной втулкой 14 образуют узел комбинированного уплотнения приводного валика 17, который надежно герметизирует топливную полость агрегата, предотвращая перетекание топлива в масляную полость нижней коробки приводов двигателя.
140
При работающем насосе или при небольшой частоте вращения ротора качающего узла уплотнение обеспечивается манжет.ами 13. Эти манжеты, армированные металлическими кольцами для увеличения их прочности и жесткости, устанавливаются с натягом в расточку корпуса 16, и по внутреннему диаметру плотно приживаются к рабочей поверхности валика браслетными пружинами. Однако манжетное уплотнение не может работать без смазывания и охлаждения, поэтому допускается небольшое перетекание топлива и масла соответственно через манжеты 13 в дренажную систему, но не более 1 см3/ч. Между манжетами установлены два сплошных поддерживающих конуса и кольцо 12, которые и образуют полость для сбора просочившейся жидкости. Эта полость связана штуцером 11с дренажной системой двигателя.
На расчетной частоте вращения топливо, перетекающее из полости сборника-улитки 6 по кольцевому зазору к подшипнику 9, попадает в межлопаточные радиальные каналы диска рабочего колеса крыльчатки и отбрасывается собственными центробежными силами обратно в уплотняемую полость. В результате снижения давления в полости подшипника 9 происходит разгрузка манжеты 13, благодаря чему уменьшается ее износ и увеличивается длительность ее работы. С другой стороны, происходит частичная разгрузка радиально-упорного подшипника 9 вследствие снижения результирующей осевой силы.
Регулятор давления насоса ДЦН44-ПЗТ состоит из корпуса 29, двухтарелчатого клапана 32, штока клапана 31, выполненного как единое целое с поршневым демпфером 30, разгрузочных клапанов А и Б, корпуса направляющей втулки 27, мембраны 19, корпуса пружины 20, опоры пружины 26 и сопла 35.
Корпус регулятора давления отлит из алюминиевого сплава в виде цилиндра с тремя фланцами. Верхний фланец корпуса крепится шпильками к выходному патрубку качающего узла с помощью четырех гаек с пружинными шайбами. Разъем уплотняется паронитовой прокладкой, имеющей одно отверстие под канал 36, хотя на фланце корпуса 29 имеется и второе отверстие для канала, связанного с полостью г. Это позволяет в случае необходимости при сборке разворачивать регулятор давления на 180° относительно корпуса 16 качающего узла.
Ко второму фланцу четырьмя шпильками крепится сопло 35 регулятора. Место разьема уплотнено двумя резиновыми кольцами. Полость, ограниченная уплотнительными кольцами, связана с одной стороны каналами с горловиной сопла 34, а с другой стороны — каналом 18 с полостью слева от мембраны 19. К штуцеру сопла 35 присоединяется трубопровод, подающий топливо через датчик расходомера, топливно-масляный радиатор и фильтр тонкой очистки на вход в HP.
К третьему фланцу на десяти шпильках крепится корпус пружины 20. Со стороны этого фланца в специальную расточку запрессован корпус 27 с направляющей втулкой под шток 31. Корпус 27 фиксируется от перемещений двумя резьбовыми опорами. В центральную расточку этого корпуса устанавливается поршень 30 с двумя разрезными бронзовыми уплотнительными кольцами 28. К резьбовому хвостовик) поршня 30 крепится гайкой мембрана 19, изготовленная из двух листов мембранного полотна, пропитанного резиной. По наружному контуру мембрана зажата между фланцами корпусов регулятора 29 и пружины 20. На конический хвостовик поршня 30 установлена опора 26 с пружиной 25. Для исключения на отдельных режимах работы насоса ДЦН44-ПЗТ резонанса пружины 25 она выполнена конической, т. е. витки различаются диаметрами и собственными частотами колебаний.
’ Изменяя затяжку пружины 25 винтом 21 регулировочного устройства, можно увеличить или уменьшить давление топлива на выходе из насоса. Для увеличения давления топлива необходимо отвернуть винт, снять контровочную пластину 22 с шестигранным отверстием с головки втулки 23 и повернуть его по ходу часовой стрелки на соответствующий угол (один оборот винта 21 изменяет давление на выходе на 0,02 МПа).
Через специальное отверстие в корпусе пружины 20 в правую полость мембраны подводится воздух с атмосферным давлением.
На шток 31 устанавливается двухтарельчатый клапан 32, который дросселирует основной поток топлива изменением проходных сечений окон, выполненных в литых перегородках корпуса 29.
13.3.	ТОПЛИВНАЯ ФОРСУНКА ФР-40ДСМ
Ввод топлива в трубчато-кольцевую камеру сгорания двигателя осуществляется с помощью 12 форсунок ФР-40ДСМ (рис. 13.4), которые выполняют функции как рабочих, так и пусковых форсунок.
Для получения высокого коэффициента полноты сгорания, устойчивого горения и надежного запуска на земле и в воздухе топливные форсунки должны на любых режимах работы двигателя обеспечивать высококачественное распыливание топлива.
Распыливание увеличивает поверхность соприкосновения топлива с воздухом и облегчает протекание процесса смесеобразования. При оптимальном распыливании 101 кг топлива должны распадаться на 6 . . . 12 млн. капель со средним диаметром 70 .. . 100 мкм. Капли большого диаметра дальше проникают в поток, более мелкие быстрее уносятся им, поэтому грубое распыливание ухудшает полноту сгорания и может вызвать «факеление», которое сопровождается выбросом факела пламени за пределы камеры сгорания и вызывает перегрев жаровых труб и лопаток газовой турбины. Наоборот, чрезмерно тонкое распыливание даст однородную топливно-воздушную смесь, имеющую узкие пределы воспламенения, что снижает устойчивость горения бедной смеси. С другой стороны, тонкость распыливания должна сочетаться с определенным углом факела.
Двигатель имеет достаточно широкий диапазон изменения потребных расходов топлива. Максимальный расход GTmax достигается в полете с максимально допустимой скоростью у земли и минимальной
141
8 S 10 17	12	73
Рис. 13.4. Топливная форсунка ФР-40ДСМ (в разобранном виде):
/ кожух стакана н стакан; 2, 6 — уплотнительное кольцо; жннные замки; 10, 15 — сетчатые топливные фильтры II и / 3 распылитель // контура; 4 — распылитель / контура; контуров соответственно; // — уплотнительное кольцо; 12 — 5—переходник; 7—гайка; Я—корпус форсунки; 9, 14 — пруштуцер; /3—шлицевой замок.
Т , а минимальный расход Стт|П--в полете на максимальной высоте с минимально возможной скоростью. Даже если взять отношение часовых расходов топлива в стендовых условиях (Н =0, М =0, Тн =288 /() на режимах взлетной тяги и малого газа, то это отношение будет шести-семикратным.
Известно, что для камер ТРДД выбирают минимальный перепад давлений Арфт|П = Рфтт—рк = =0,3 . . . 0,6 МПа, а максимальный Арфтах =рфтах —У* =4,0 . . . 8,0 МПа (здесь рф —давление топлива перед форсункой, а рк—давление воздуха за компрессором двигателя).
Для повышения надежности системы топливоподачи в двигателе принято рфтах=6,5 МПа или АРфтах «4,6 МПа.
Так как расход топлива через одноконтурную форсунку
GT =р/7-У2ртАрф ,	(13 4)
где ц — коэффициент расхода; рт — плотность топлива; F — площадь сечения сопла форсунки, то GTmax/GTmn] = \АрФтах/АрФтп «4, т. е. одноконтурная форсунка позволяет получить только четырехкратное увеличение расхода топлива при переходе двигателя с режима малого газа на взлетный. Поэтому в двигателе устанавливаются центробежные, двухконтурные двухсопловые форсунки ФР-40ДСМ с более широким диапазоном изменения расходов топлива, чем одноконтурные форсунки.
Форсунка ФР-40ДСМ состоит из корпуса 8, двух приемных штуцеров 12 с фильтрами 10 и 15, переходника 5 распылителей 4 и 3 I и II контуров, стакана 1 с приваренным кожухом, деталей уплотнения и крепления.
Форсунка ФР-40ДСМ представляет собой две концентрично расположенные нерегулируемые форсунки I и II контуров, каждая из которых работает по принципу центробежного распыла (рис. 13.5).
Центробежный распыл основан на том, что топливо I контура по каналу 10 форсунки поступает к переходнику 5 и по внутреннему ряду наклонных отверстий к распылителю I контура 4, В вихревую камеру этого распылителя топливо вводится через два тангенциальных паза 12, которые сообщают потоку вращательное движение с большой угловой скоростью. При выходе струи из сопла распылителя 4 действие центростремительных сил со стороны стенок прекращается и частицы топлива разлетаются по прямолинейным лучам, образующим полный конус с углом распыла при вершине. В центральном отверстии сопла распылителя 4 сохраняется давление воздуха в жаровой трубе камеры сгорания, поэтому истечение топлива из сопла происходит через кольцевое сечение в виде пелены. Пелена неустойчива к воздействию слабых возмущений, которые вызывают появление продольных и поперечных волн. С гребней волн срываются мельчайшие капельки, а затем вся пелена рассыпается на капли различного диаметра. Движущиеся капли в свою очередь дробятся под действием аэродинамических сил, так как они преодолевают силь) поверхностного натяжения. В конечном итоге образуется рой капель, который хорошо внедряется в воздушный поток, испаряется и образует свежую топливно-воздушную смесь.
При достижении давления в I контуре 1,5 МПа распределительный клапан HP начинает подвод топлива по каналу 9 форсунки через переходник 5, концентрично расположенный ряд отверстий в распылителе 4 к шести тангенциальным пазам И распылителя 3 II контура. Топливо вводится в вихревую камеру распылителя 3 с большой угловой скоростью, а затем выбрасывается через сопло в жаровую трубу. Дальнейший процесс распыления протекает аналогично рассмотренному.
На рис. 13.6 представлена характеристика расхода топлива двухконтурной форсунки. Как видно, при Арф BKJI распределительный клапан HP автоматически подключает II контур форсунки. Теперь увеличение расходов топлива (кривая 2) происходит не только в результате увеличения Арф , но и благодаря
142
Рис. 13.5. Пакет распиливания топливной фоосунки:
/ — кожух стакана и стакан; 2, 6 — уплотнительные кольца; 5 —распылитель II контура; 4 — распылитель I контура; 5—переходник; 7 —гайка; в —корпус форсунки; 9, /О —каналы II и I контуров соответственно; //, 12 — тангенциальные пазы распылителей II и I контуров соответственно; г —канал; д—отверстия
Рис. 13.6. Характеристика расхода топлива в двухсопловой форсунке;
/ — расход топлива через I и II контуры при полном открытии распределительного клапана; 2—расход топлива через I н II контуры прн частично открытом распределительном клапане; 3— расход топлива через I контур
подключению дополнительной площади сопла II контура. Таким способом удается в 15 ... 20 раз увеличить расход топлива по сравнению с минимальным расходом при умеренном значении р$ .
Один из основных недостатков двухсопловой форсунки является повышенная неравномерность подачи топлива в момент включения II контура из-за подключения форсунок к различным точкам топливного коллектора. Действительно, в этот момент давление топлива во II контуре соизмеримо со статическим перепадом давлений, вызванным равностью уровней топлива в верхних и нижних форсунках, что является причиной появления повышенной неравномерности производительности.
Однако на режиме максимальной тяги, когда p®max=6,5 МПа, неравномерность двухсопловых форсунок не превышает 2 .. . 3%, что достигается установкой на двигатель форсунок только одной группы производительности. Поэтому при замене на двигателе отдельных форсунок необходимо ставить форсунки той же группы, к которой относятся снятые форсунки (клеймо группы имеется на корпусе форсунки), т. е. с той же производительностью.
Рассмотрим некоторые конструктивные особенности форсунки ФР-40ДСМ (см. рис. 13.4). Корпус изготовлен из стали и имеет овальный фланец с двумя отверстиями для крепления форсунки к среднему кожуху диффузора камеры сгорания. Корпус является силовым элементом, так как поддерживает жаровую трубу.
В корпусе выполнены каналы I и II контуров. Подвод топлива в эти каналы осуществляется с помощью ввернутых в корпус приемных штуцеров 12 с фильтрами 10 и 15. Контровка фильтров в штуцерах 12 осуществляется пружинными кольцами. Уплотнение разъема между штуцером и корпусом достигается медным кольцом 11, а контровка штуцера обеспечивается шлицевым замком 13, который фиксируется на штуцере пружинным кольцом 14.
Для устранения коксования топлива в канале I контура и предотвращения засорения тангенциальных пазов распылителя 4 введена теплоизоляция корпуса.
К головке форсунки с помощью стакана 1 крепится распиливающее устройство, которое состоит нз переходника 5, распылителей I контура 4 и II контура 3. Стакан с приваренным к нему кожухом 1, переходник 5, распылители 4 и 3 изготовлены из высоколегированных сталей. Изготовление деталей распиливающего устройства из высоколегированных сталей резко повышает их износостойкость в скоростном топливном потоке.
Взаимная центровка деталей 3, 4 и 5 с корпусом форсунки достигается с помощью стакана 1, который навернут на резьбу головки и законтрен медным контровочным кольцом 6. Кольцо 6, поджатое гайкой 7, выполняет одновременно функцию уплотнителя резьбы стакана 1.
Медное кольцо 2 компенсирует суммарную несоосность распылителей 3 и 4, переходника 5, головки корпуса форсунки 8 и стакана 1. Это кольцо в сочетании с высокой степенью чистоты обработки торцовых поверхностей указанных деталей позволяет получить необходимую герметичность форсунки.
При эксплуатации двигателя может происходить коксообразование на торцах сопел распылителей 3 и 4, которое приводит к засорению сопел и снижает качество распыла. В этом случае нарушается равномерное распределение топлива по поперечному сечению жаровой трубы, приводящее к местному чрезмерному обеднению или обогащению смеси. Для предотвращения коксообразования и охлаждения передней стенки стакана 1 предусмотрен обдув воздухом, который поступает из диффузора камеры сгорания через отверстия Д в кожухе по каналу Г, а затем удаляется через два ряда отверстий в проточную часть жаровой трубы.
143
ГЛАВА 14
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯМИ Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП
14.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Эксплуатационная надежность ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП во многом зависит от нормального функционирования системы автоматического управления (САУ), которая должна обеспечить:
надежный запуск на земле и в воздухе независимо от внешних условий;
точную ручную и автоматическую дозировку топлива на всех режимах прямой и обратной тяги в соответствии с выбранными законами управления;
устойчивую работу двигателя на переходных режимах;
автоматическое управление механизацией КВД;
защиту конструкции от механических и тепловых перегрузок;
ручной останов двигателя со сливом топлива из контуров форсунок (на двигателе Д-ЗОКУ предусмотрен автоматический останов в случае неперекладки створок РУ в положение «Обратная тяга»).
Эти задачи реализуются САУ с помощью следующих агрегатов:
насоса-регулятора НР-ЗОКУ (НР-ЗОКП), дозирующего подачу топлива в камеру сгорания двигателя на режимах как прямой, так и обратной тяги и управляющего работой воздушного турбостартера и гидроцилиндра ЗОВ;
датчика приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК, управляющего по приведенной частоте вращения ротора ВД шестью гидроцилиндрами КВП и выдающего в агрегат РНА-ЗОК командное давление топлива рпо, пропорциональное квадрату этой частоты;
температурного датчика ТД-ЗОК, измеряющего температуру воздуха на входе в двигатель и выдающего гидравлический сигнал в агрегат ДПО-ЗОК, пропорциональный измеряемой температуре;
регулятора направляющего аппарата РНА-ЗОК, который совместно с цилиндром направляющего аппарата ЦНА-ЗОК предназначен для управления положением лопаток РНА в зависимости от приведенной частоты вращения ВД;
центробежного регулятора ЦР-1-30К (ЦР-1-30КП), ограничивающего максимальную физическую частоту вращения ротора НД;
исполнительного механизма ИМТ-3 системы ограничения температуры газов за турбиной двигателя ВПРТ-44;
гидроцилиндра управления ЗОВ;
гидроцилиндров управления КПВ.
Насос-регулятор НР-ЗОКУ (НР-ЗОКП) имеет гидравлическую связь с агрегатами ДПО-ЗОК, ТД-ЗОК, ИМТ-3 и ЦР-1-30К (ЦР-1-30КП). В свою очередь с агрегатами РНА-ЗОК и ЦНА-ЗОК гидравлически связан датчик ДПО-ЗОК.
14.2.	НАСОС-РЕГУЛЯТОР НР-ЗОКУ
Насос-регулятор НР-ЗОКУ (рис. 14.1) является одним из основных агрегатов САУ. Агрегат установлен на ЗКП, получает привод от ротора ВД и обеспечивает следующие функции:
повышение давления и питание всех агрегатов системы управления топливом высокого давления;
плавное увеличение подачи топлива в двигатель при его запуске в зависимости от статического давления воздуха за компрессором с коррекцией по давлению окружающей среды;
поддержание заданного постоянного расхода топлива в диапазоне ручного управления от малого газа до НАУ независима от внешних условий;
поддержание заданного постоянного расхода топлива от .малого газа до режима максимальной обработки тяги, кроме режимов ограничения, независимо от внешних условий, при этом режим максимальной обратной тяги двигателя ограничивается по упору РУД;
поддержание заданной частоты вращения ротора ВД в диапазоне автоматического управления от НАУ до взлетного, кроме режимов ограничения;
дозировку топлива в процессе разгона двигателя в зависимости от частоты вращения ротора ВД и корректированного давления воздуха р’к корр, являющегося функцией полного давления воздуха за компрессором двигателя;
плавное уменьшение подачи топлива при резком сбросе газа в соответствии с характеристикой замедлителя сброса частоты;
распределение дозированного топлива между контурами форсунок;
ограничение максимальной частоты вращения ротора НД совместно с агрегатом ЦР-1-30К;
ограничение максимально допустимой температуры газов за турбиной Тт от НАУ и выше на режимах прямой и обратной тяги совместно со всережимным предельным регулятором температуры ВПРТ-44;
ограничение полного давления воздуха за компрессором pi ;
отключение воздушного турбостартера в процессе запуска двигателя;
управление гидроцилиндром ЗОВ противообледенительной системы силовой установки;
ручной и автоматический останов двигателя с одновременным сливом топлива из контуров форсунок в дренаж.
144
9 10
a)
26 25 29
Рнс. 14.1. Насос-регулятор НР-ЗОКУ:
а — вид со стороны рычага управления;	штуцер для сброса давления воздуха нз
б—вид со стороны регулировочной го-	автомата приемистости иа вход в компрес-
ловкн механизма ограннчеиня давления	сор; 15— регулировочная головка золот-
р*; в — внд со стороны штуцера для отво-	ннка малого газа; 16— фланец подвода
да топлива к форсункам; / — рессора прн-	топлива к насосу-регулятору; 17 — штуцер
вод насоса; 2—штуцер для отвода топлива	для отвода топлива высокого давления
к гидроцилнндру ЗОВ; 3 — регулировочный	к агрегату ДПО-ЗОК; 18 — регулнровоч-
вннт НАР; 4 — пробка центрального фнль-	ный винт отключения воздушного турбо-
тра тонкой очнсткн; 5 — рычаг управле-	стартера; 19 — регулировочный вннт перечня двигателем; 6— рычаг управления	кладки ЗОВ; 20 — штуцер дренажа; 21 —
датчиком режимов ДР-4МТ; 7—регулнро-	штепсельный разъем цепи отключения воз-
вочный вннт упора взлетного режима;	душного турбостартера; 22 — клапан пос-
8— штуцер для отвода топлива к агрегату	тоянного давления; 23 — днфференцналь-
ИМТ-3; 9 — штуцер для слнва топлива нз	ный клапан; 24— регулировочная головка
агрегата ИМТ-3; 10 — штуцер для отвода	механизма Ограничения давления р’; 25 —
топлива к агрегату ЦР-1-30К; Н— элек-	жнклер стравливания давления воздуха
тромагннт механизма останова; 12 — шту-	нз полости механизма ограничения давле-
цер для подвода воздуха нз-за компрес-	и ня pt\ 26 — штуцер для подвода возду-
сора с давлением pt‘, 13 — пробка жнкле-	ха нз-за компрессора к механизму огра стравлнвання воздуха нз камеры ре-	раннчення pt, 27—штуцер для подвода
дуцнровання автомата прнемнстостн; 14—	воздуха нз-за компрессора с давлением
pt к автомату запуска; 28 — регулировочный вннт максимальной частоты вращения на взлетном режиме; 29 — дроссельный пакет замедлителя сброса частоты вращения; 30 — дроссельный пакет прямого хода гидроусилителя; 31 — дроссельный пакет обратного хода гидроусилителя; 32 — регулировочный вннт перепада давлений топлива на дозирующей нгле автомата приемистости; 33 —«регулируемый жнклер автомата прнемнстостн; 34 — дроссельный пакет механизма ограничения давления
35 — регулировочный вннт высотной корректировки ТАЗ; 36 — штуцер для отвода топлива к коллектору первого контура форсунок; 37 — штуцер для слнва топлива нз коллекторов; 38 — штуцер для отвода топлива к коллектору второго контура форсунок; 39 — жнклер корректировки давления pt в пневмокамере ТАЗ; 40—головка регулировочного вннта земной настройки ТАЗ
Насос-регулятор НР-ЗОКУ включает в себя следующие основные узлы (рис. 14.2):
плунжерный насос высокого давления переменной производительности, состоящий из элементов 76, 78, 79, 80, 81, 83 и обеспечивающий подачу топлива к форсункам двигателя и агрегатам САУ;
регулятор расхода топлива, включающий в себя элементы 17, 70, 109, 110, 116, который поддерживает независимо от внешних условий постоянный расход топлива при фиксированном положении РУД от малого газа до НАУ и замедляет темп сброса газа на режимах прямой и обратной
тяги;
центробежный всережимный регулятор физической частоты вращения ротора ВД с гидравлическим усилителем настройки режимов, состоящий из элементов 17, 25, 30, 33, 34, 35, 37, 39, 68, 70, 71, 72, 73 и поддерживающий независимо от внешних условий заданную частоту врещения ротора ВД выше НАУ на режимах прямой и обратной тяги;
автомат запуска с высотным корректором, включающий в себя элементы 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14 и обеспечивающий необходимую закономерность нарастания подачи топлива для нормаль-
ного запуска двигателя на земле и в воздухе;
автомат приемистости, состоящий из элементов 40, 41, 42, 44, 45, 46, 49, 51, 52, 53, 54, 55, 56, 57, 59 и обеспечивающего за оптимально возможное время разгон двигателя в результате плавного повышения давления топлива перед форсунками в зависимости от частоты вращения ротора ВД
механизм ограничения р’к, включающий в себя элементы 60, 61, 62, 63, 64, 65, 66, 67 и служащий для ограничения газовой нагрузки на детали двигателя при низких температурах окружающей среды;
механизм отключения воздушного турбостартера и управления гидроцилиндром распределительной заслонки отбора воздуха, состоящий из элементов 85, 86, 88, 89, 90, 92, 94, 95;
клапан постоянного давления (КПД) ИЗ, поддерживающий на входе в автоматы насоса-регулятора
постоянное давление независимо от давления топлива на выходе из насоса;
распределительный клапан РК 32, распределяющий топливо по контурам форсунок в зависимости
от давления топлива перед клапаном;
механизм останова двигателя, включающий в себя элементы 20, 21, 22, 23, 24 и обеспечивающий автоматический аварийный останов двигателя при несрабатывании створок в положении РЕВЕРС;
клапан слива топлива из коллекторов форсунок в дренажную систему при останове двигателя 27\ центральный фильтр тонкой очистки топлива 112.
Основные технические данные иасоса-регулятора НР-ЗОКУ
Тип качающего узла.....................................плунжерный, с перемен-
Число плунжеров.......................................
Диаметр плунжера, мм..................................
Направление вращения .................................
Передаточное число	..........................
Привод насоса.........................................
Максимальная частота вращения ротора насоса, об/мин
Частота вращения начала автоматического управления об/мин ..................................................
Допустимое колебание частоты вращения на максимальном режиме, режиме автоматического управления и режимах обратной тяги, об/мин ...................................
Допустимое превышение частоты вращения насоса при приемистости не более 3 с, об/мин .......................
Частота переключения отбора воздуха на обогрев воздухозаборника силовой установки, кока и лопаток ВНА с XI на VI ступень КВД при увеличении режима, об/мин
Частота переключения отбора воздуха с VI на XI ступень КВД при снижении режима, об/мии .........................
Частота переключения отбора воздуха с VI на XI ступень КВД при резком снижении режима (время перевода РУД не более 2 с), об/мин, не менее .........................
Частота отключения воздушного турбостартера, об/мин
Давление топлива на входе в насос, МПа ...............
ным ходом плунжеров
9
16
правое
0,3593
от ротора ВД
3780± 18
3305± 18
± 18
до 53,9
3126 ± 53,9
31261Й
Максимальное давление топлива на выходе из насоса в I контуре, МПа............................................
Рабочая температура топлива (после топливно-масляного радиатора), °C............................................
Максимально допустимая температура топлива при непрерывной работе не более 10 мин и общей продолжительности не более 10% ресурса, °C..................................
Максимальная производительность насоса прн частоте вращения его ротора 3700 об/мин, л/ч .....................
Давление срабатывания механизма ограничения pl, МПа
Параметры тока, подводимого к насосу-регулятору: рабочее напряжение, В..................................
сила тока, А, не более ..............................
Масса агрегата, кг, не более ...........................
2767
1671±&
0,176. . . 0,284. Допускается при резком сбросе газа кратковременное (не более 3 с) повышение давления до 0,589
6,37
-50. . . +80
+ 90
8300 ± ЮО
1.81 ± 0,0196
27±3
3
38
146
14.3.	ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЙ МЕХАНИЗМ ИМТ-3
Исполнительный механизм ИМТ-3 (рис. 14.3) предназначен для ограничения максимальной температуры газа за турбиной на заданном режиме. Исполнительный механизм преобразовывает электрические сигналы всережимного предельного регулятора температуры ВПРТ-44 в гидравлические и, воздействуя на гидроусилитель регулятора частоты ротора ВД насоса-регулятора, ограничивает температуру Гт, уменьшая расход топлива.
Рис. 14.3. Испольнительный механизм ИМТ-3:
/ — штуцер для подвода топлива от насоса-регулятора НР-ЗОКУ; 2 — клапан для стравливания воздуха из агрегата; 3 — штепсельный разъем; 4—штуцер для слива топлива в насос-регулятор НР-ЗОКУ
Агрегат ИМТ-3 состоит из следующих основных элементов:
электромагнита 122 (см. рис. 14.2), якоря 120 электромагнита с клапаном, седла 119 клапана, пружины 121 и клапана 124 для стравливания воздуха.
Основные технические данные ИМТ-3 Тип .............. .............................................электрогидрав-
лически й
Параметры тока, подводимого от всережимного предельного регулятора температуры: рабочее напряжение, В ............................................27 ± 3
сила тока, А, не более ......................................1,5
частота повторения импульсов, Гц ............................20 ±5
Диапазон изменения скважности сигнала, %	..................от 20 до 70
Давление подводимого топлива, МПа, ие более.....................1,47
Давление слива, МПа............................................. 0.176 ... 0,284
Допустимое кратковременное (не более 3 с) повышение давления слива при резком сбросе газа, МПа ................................до 0,589
Масса, кг, не более.............................................1,2
14.4.	ДАТЧИК ПРИВЕДЕННОМ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ ДПО-ЗОК
Датчик приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК (рис. 14.4 и 14.5) установлен на ЗКП, получает привод от ротора. ВД и обеспечивает выполнение следующих функций:
управление по приведенной частоте вращения ротора ВД гидроцилиндрами клапанов перепуска воздуха за V и VI ступенями КВД;
Рис. 14.4. Датчик приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК (вид слева): / — регулировочный винт частоты срабатывания КПВ: 2— штуцер для отвода топлива постоянного давления к агрегату РНА-ЗОК; 3—штуцер для слива топлива из агрегата РНА-ЗОК; 4 — дренажный штуцер; 5 —штуцер для слива топлива в агрегат ЦР-1-30К; 6—штуцер для отвода командного давления топлива рп к агрегату РНА-ЗОК; 7—штуцер для0подвода топлива под давлением р,„ от агрегата ТД-ЗОК; 8 — штуцер для слива топлива на вход в агрегат НР-ЗОКУ; 9 — пробка фильтра тонкой очистки
Рис. 14.5. Датчик приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК (вид справа):
/ — штуцер для подвода топлива с высоким давлением от агрегата НР-ЗОКУ; 2—штуцер для отвода топлива с высоким давлением к гидро-цилиндрам КПВ; 3—штуцер для отвода топлива высокого давления к агрегату ТД-ЗОК
147
выдачу в агрегат РНА-ЗОК командного давления рао, пропорционального квадрату приведенной частоты вращения ротора ВД.
Агрегат представляет собой гидравлический датчик приведенной частоты с тахометрическим элементом, выполненным в одном узле с командным и исполнительным золотниками. Топливо высокого давления, необходимое для работы агрегата, подводится от качающего узла насоса-регулятора НР-ЗОКУ. Датчик имеет также гидравлическую связь с агрегатами РНА-ЗОК и ТД-ЗОК-
В датчик входят следующие узлы (см. рис. 14.2): тахометрический элемент с центробежным датчиком /74, множительным механизмом и поршнем ртд 176, преобразующий постоянное давление топлива в давление р„0, пропорциональное квадрату приведенной частоты вращения ротора ВД; клапан постоянного давления 162, обеспечивающий работу агрегата РНА-ЗОК; клапан постоянного давления 164, обеспечивающий работу датчика ДПО-ЗОК; командный золотник 165 КПВ, управляющий исполнительным золотником 166; исполнительный золотник 166 КПВ; фильтр тонкой очистки топлива 161.
Основные технические данные ДПО-ЗОК Тип ..........................................................центробежный
Направление вращения ............................._...........левое
Передаточное число............................................ 0,3593
Максимальная частота вращения, об/мин......................... 3790 ± 18
Командное давление р„ (перепад давлений над давлением в по-
лостях слива), МПа ............................................. 0,294 ... 1,617
Командное давление ртЛ при изменении температуры воздуха от —60
до -|-80°С (перепад давлений над давлением в полостях слива), МПа 0,196 ... 0,686 Приведенная частота закрытия КПВ, об/мин ....................... 3090 ± 54
Приведенная частота открытия КПВ, об/мин .....................ЗОЭОТЛо
Приведенная частота открытия КПВ при резком сбросе газа,
об/мин, не менее................................................ 2875
Масса, кг, не более...........................................6
14.5.	ТЕМПЕРАТУРНЫЙ ДАТЧИК ТД-ЗОК
Температурный датчик ТД-ЗОК (рис. 14.6) предназначен для измерения температуры воздуха на входе в двигатель и выдачи гидравлического сигнала в систему регулирования двигателя, пропорционального измеряемой температуре. Датчик крепится к переходнику входного устройства двигателя и имеет гидравлическую связь с датчиком приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК.
Рнс. 14.6. Температурный датчик ТД-ЗОК: / — штуцер для подвода воздуха на обогрев корпуса термоэлемента; 2—штуцер слива топлива из агрегата РНА-ЗОК; 3— фильтр тонкой очистки топлива; 4 — штуцер для подвода топлива высокого давления от агрегата ДПО-ЗОК; 5—штуцер для отвода топлива с командным давлением рта к агрегату ДПО-ЗОК; 6 — штуцер для слива топлива на вход в агрегат НР-ЗОКУ; 7—корпус термоэлемента
Температурный датчик состоит из следующих элементов: дилатометрического термоэлемента, состоящего из молибденового стержня 138 (см. рис. 14.2) и стальной трубки 141, расположенных в стальном корпусе 140 термоэлемента; гидравлического преобразователя, состоящего из подающего 139 и приемного 137 сопел и дозирующего конца молибденового стержня 138; клапана постоянного давления 135 с термокомпенсатором 134 и фильтра тонкой очистки топлива 136.
Основные технические данные ТД-ЗОК
Тип термоэлемента ................................дилатометрический
Диапазон температур, в котором термодатчик вы-
дает сигнал', °C ...................................от —60 до -|-250
Командное давление р, д (перепад давлений над дав-
лением в полостях слива), МПа ...................... 0,196. . . 1,274
Давление топлива на входе, МПа....................до 6,86
Давление топлива на сливе, МПа ................... 0,176. . .0,284. Допускается крат-
ковременное (не более 3 с) по-
Масса, кг, не более
вышение давления слива при резком сбросе газа до 0,589
1,1
148
14.6.	РЕГУЛЯТОР НАПРАВЛЯЮЩЕГО АППАРАТА РНА-ЗОК
Регулятор направляющего аппарата РНА-ЗОК совместно с цилиндром направляющего аппарата ЦНА-ЗОК предназначен для изменения положения лопаток РВНА КВД по заданной программе в зависимости от приведенной частоты вращения ротора ВД в диапазоне частот от 8000 до 9900 об/мин. При работе двигателя на частотах ниже (8000 ±150) об/мин лопатки РВНА установлены на исходный угол—35°, в диапазоне от (8000 ±150) до (9800 ±150) об/мин происходит поворот лопаток на увеличение угла установки от —35 до —5°. На частотах выше 9800 ±150 об/мин лопатки установлены на угол —5". Регулятор РНА-ЗОК и цилиндр управления ЦНА-ЗОК расположены диаметрально противоположно на разделительном корпусе двигателя. Оба эти агрегата развивают усилие для поворота лопаток и передают его через рычажную систему на ведущее кольцо РВНА.
Регулятор направляющего аппарата РНА-ЗОК (рис. 14.7) представляет собой регулирующее устройство с жесткой обратной связью, вырабатывающее в зависимости от командного давления рП(у и положения поршней силовых цилиндров РНА-ЗОК и ЦНА-ЗОК гидравлические команды для установки лопаток РВНА в соответствии с заданной программой. РНА-ЗОК имеет гидравлическую связь с агрегатами ЦНА-ЗОК, ДПО-ЗОК и НР-ЗОКУ, а также жесткую связь через ведущее кольцо РВНА с агрегатом ЦНА-ЗОК.
Рис. 14.7. Регулятор направляющего аппарата РНА-ЗОК:
/ — регулировочный винт частоты страгивання РВНА; 2 — подвод топлива с постоянным давлением от агрегата ДПО-ЗОК; 3 — штуцер для отвода топлива к агрегату ЦНА-ЗОК в полость цилиндра со стороны штока поршня; 4—штуцер для отвода топлива к агрегату ЦНА-ЗОК в полость цилиндра со стороны, противоположной штоку поршня; 5—штуцер для слива топлива из полостей силовых цилиндров агрегатов РНА-ЗОК и ЦНА-ЗОК; 6 — регулировочный винт наклона характеристики; 7 — штуцер для подвода командного давления топлива рп от агрегата ДПО-ЗОК; 8—штуцер для слива "Роплива в агрегат ТД-ЗОК; 9—штуцер для слива топлива в агрегат ДПО-ЗОК; 10 — регулировочная втулка штока поршня; // — соединительная серьга штока поршня
Основные технические данные РНА-ЗОК
Давление топлива на входе в регулятор РНА-ЗОК, поступающего от датчика ДПО-ЗОК, МПа: после клапана постоянного давления.................1,96^о.|9ь
командное давление топлива р„0, не более . . 1,617
Ход поршня, мм ..................................48,6 ± 0,2
Давление слива, МПа.............................. 0,176. . . 0,284. Допускается кра-
тковременное (не более 3 с) повышение давления слива при резком сбросе газа до 0,589
Масса, кг, не более..............................4,7
Регулятор направляющего аппарата РНА-ЗОК состоит из следующих элементов (см. рис. 14.2): поршня силового цилиндра 145, жестко связанного соединительной серы ой с ведущим кольцом РВНА; золотника 148 чувствительного элемента, реагирующего на изменение командного давления р„; гидравлического усилителя, состоящего из элементов 147, 150, 153, 154, 156, 157 и обеспечивающего передачу усилия от чувствительного элемента к золотнику 155, который определяет положение поршней силовых цилиндров РНА-ЗОК и ЦНА-ЗОК.
14.7.	ЦИЛИНДР НАПРАВЛЯЮЩЕГО АППАРАТА ЦНА-ЗОК
Цилиндр направляющего аппарата ЦНА-ЗОК (рис. 14.8) представляет собой силовой цилиндр, поршень 160 (см. рис. 14.2) которого перемещается по команде РНА-ЗОК. ЦНА-ЗОК через ведущее кольцо РВНА жестко связан с регулятором направляющего аппарата РНА-ЗОК-
Ход поршня 160 так же, как и РНА-ЗОК, равен (48,6 ±0,2) мм. Масса агрегата 2,2 кг, не более.
Рис. 14.8. Цилиндр направляющего аппарата ЦНА-ЗОК:
/ — штуцер для подвода топлива от агрегата РНА-ЗОК в полость цилиндра со стороны штока поршня; 2 — штуцер для подвода топлива от агрегата РНА-ЗОК в полость цилиндра со стороны, противоположной штоку поршня; 3— клапаны для стравливания воздуха из агрегата; 4— регулировочная втулка штока поршня; 5 — соединительная серьга поршня
149
14.8.	ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ РЕГУЛЯТОР ЦР-1-30К
Центробежный регулятор ЦР-1-30К (рис. 14.9) предназначен для ограничения частоты вращения ротора НД уменьшением подачи топлива в двигатель в результате воздействия на положение наклонной шайбы насоса-регулятора НР-ЗОКУ-
Рис. 14.9. Центробежный регулятор ЦР-1-30К:
/ — валик привода агрегата; 2 — дренажный штуцер; 3—штуцер для слива топлива нз агрегата ДПО-ЗОК; 4—регулировочный винт ограничения частоты вращения ротора НД; 5—технологическая пробка; 6—штуцер для подвода топлива от автомата приемистости агрегата НР-ЗОКУ; 7— штуцер для слива топлива на вход в агрегат НР-ЗОКУ
Агрегат установлен на ПКП, получает привод от ротора НД и представляет собой гидравлический датчик частоты вращения с тахометрическим элементом. Регулятор ЦР-1-30К (см. рис. 14.2). состоит из следующих элементов: центробежного датчика 128, золотника датчика 129 и регулировочного винта 130.
Основные технические данные ЦР-1-30К
Тнп	центробежный
Направление вращения ...........................левое
Передаточное звено.............................. 0,7585
Ограничиваемая максимальная частота вращения
ротора НД по валику агрегата, об/мин .............. 38701,’9
Давление топлива, подводимого из левой полости
мембраны 56 клапана 57 НР-ЗОКУ, МПа ...............0,196. . . 1,176
Давление слива, МПа............................. 0,176. . .0,284. Допускается крат-
ковременное (не более 3 с) по-
Масса, кг, не более
вышение давления слива прн резком сбросе газа до 0,589
2,2
14.9.	ЗАПОЛНЕНИЕ ТОПЛИВОМ СИСТЕМЫ КАНАЛОВ АГРЕГАТОВ НР-ЗОКУ, ИМТ-3, ДПО-ЗОК, ТД-ЗОК, РНА-ЗОК, ЦНА-ЗОК И ЦР-1-30К В НАЧАЛЬНЫЙ МОМЕНТ ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ
Перед запуском двигателя производится комплекс подготовительных работ в соответствии с «Руководством по летной эксплуатации самолета Ил-62М». Подключается аэродромная установка сжатого воздуха (УВЗ) или производится запуск бортовой вспомогательной силовой установки ТА-6А. После выхода ВСУ на режим открывается заслонка отбора воздуха и проверяется по манометру давление воздуха в линии запуска. На панели запуска двигателей переключатель ЗАПУСК—КОНДИЦИОНИРОВАНИЕ устанавливается в положение ЗАПУСК, а переключатель рода работ ЗАПУСК — ЛОЖНЫЙ ЗАПУСК -ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА — в положение ЗАПУСК- Включаются регулятор температуры ВПРТ-44, самолетные подкачивающие топливные насосы и открывается топливный пожарный кран запускаемого двигателя. Если давление топлива на входе в НР-ЗОКУ в норме, РУД находится в положении малого газа, а РУР — в положении прямой тяги, бортинженер подает команду о начале запуска и нажимает кнопку запуска двигателя на земле на время 1 ... 2 с, при этом должна загореться сигнальная лампа вступления в работу автоматической панели запуска АПД-55. С момента нажатия на кнопку ЗАПУСК воздушный турбостартер начинает раскрутку ротора ВД.
Крутящий момент от ротора ВД через ЗКП передается на ротор насоса ДЦН44-ПЗТ, который через датчик расходомера ДРТМС-10, топливно-масляный радиатор с двумя фильтроэлементами подает топливо под необходимым давлением на вход насоса-регулятора НР-ЗОКУ. Начинается процесс заполнения каналов агрегатов САУ топливом.
Топливо проходит через входной фильтр НР-ЗОКУ, смонтированный в приемном патрубке и по каналу 75 (см. рис. 14.2) поступает к всасывающему окну 77 золотника 76 качающего узла агрегата.
Качающий узел насоса-регулятора (рис. 14.10) состоит из ротора 24, установленного в корпусе 5 на двух роликоподшипниках качения, девяти пустотелых плунжеров 7, наклонной шайбы 12, сепаратора 11, золотника 25, имеющего два дугообразных окна, связанных с каналом для подвода топлива 3 и каналом высокого давления 1.
В роторе 24 равномерно по окружности под углом к оси вращения выполнены девять прецизионных отверстий под плунжеры. Каждый плунжер 7 представляет собой цилиндр со сферической головкой на конце, к которому крепится самоустанавливающийся подпятник 10. Подпятник благодаря большой площади поверхности соприкосновения с наклонной шайбой 12 значительно снижает контактные напряжения и тем самым уменьшает износ наклонной шайбы и плунжеров. Плунжеры прижаты подпятни-
150
Рис. 14.10. Плунжерный насос высокого давления:
1 — канал высокого давления; 2—валнк привода регулятора частоты вращения ротора ВД; 3— канал для подвода топлива к насосу; 4 — шток поршня наклонной шайбы; 5—корпус; 6— направляющая пружина плунжера; 7 — плунжер; 8—пружина плунжера; 9— серьга; /р — подпятник; 11— сепаратор; 12—наклонная шайба; 13 — сальник; 14 — торцовое уплотнение; 15 — штуцер дренажа; 16—валнк привода НР-ЗОКУ; 17 — регулировочный винт минимальной производительности насоса; 18— переходник; 19— крышка; 20 — втулка; 21 — опора; 22 — пружина; 23 — регулировочный винт максимальной производительности насоса; 24 — ротор; 25— золотник
ками к рабочей поверхности наклонной шайбы под действием усилий собственных пружин 8 и давления топлива в рабочих полостях. Реакция этих сил в свою очередь прижимает ротор 24 к золотнику 25, который служит упором для ротора. Возможный отрыв подпятников плунжеров от наклонной шайбы ограничивается сепаратором 11.
Три наклонных канала, просверленных между отверстиями под плунжеры и сообщающихся с центральной расточкой ротора, обеспечивают подвод топлива с избыточным давлением под действием поля центробежных сил в полость корпуса качающего узла и тем самым создают дополнительное усилие, прижимающее ротор 24 к золотнику 25. Для предупреждения утечки топлива из полости качающего узла в крышке 19 корпуса 5 размещено сальниковое торцовое уплотнение 13 ротора. Отвод просочившегося через уплотнение топлива осуществляется через штуцер дренажа 15.
Наклонная шайба 12 серьгой 9 соединена со штоком 4 поршня наклонной шайбы и может устанавливаться под различными углами относительно плоскости, нормальной к оси вращения ротора 24, поворачиваясь на пальцах в подшипниках корпуса. Крайние положения наклонной шайбы ограничиваются регулировочными винтами 17 и 23. В начальный момент запуска двигателя давление топлива в каналах насоса-регулятора практически отсутствует, поэтому наклонная шайба под действием усилия пружины сервопоршня устанавливается на упор регулировочного винта 87 максимальной производительности (см. рис. 14.2).
При вращении ротора качающего узла, который так же, как и подкачивающий насос ДЦП44-ПЗТ, получает привод от ротора ВД через редуктор ЗКП, плунжеры 83 совершают возвратно-поступательное движение от верхней мертвой точки до нижней мертвой-точки. Верхняя мертвая точка будет соответствовать максимальному выходу плунжера из гнезда ротора, а нижняя — максимальному погружению.
Предположим, что один из плунжеров занимает положение нижней мертвой точки, соответствующее углу поворота ротора а=0. Тогда в диапазоне угла поворота ротора а=0. . . 180° будет происходить всасывание топлива, так как плунжер, перемещаясь от нижней до верхней мертвой точки, создает благодаря увеличению рабочего объема перед всасывающим окном 77 разрежение.
Во время следующего полуоборота а = 180 . . . 360°, при котором плунжер перемещается из верхней мертвой точки в нижнюю, происходит нагнетание топлива в канал высокого давления 74 через нагнетающее окно 82 золотника.
Таким образом, полный цикл работы каждого плунжера совершается за один оборот ротора, поэтому общую объемную производительность качающего узла, представляющую собой в каждый момент времени сумму подачи топлива отдельными плунжерами, можно определить по выражению
Q=	&'пн Г]и • 10-ь
(14.1)
где dn—диаметр плунжера, мм; S —ход плунжера, мм; г —число плунжеров; п„ —частота вращения ротора; т]н —коэффициент объемной подачи.
Коэффициент т)„ зависит от утечек топлива через зазоры пар цилиндр-плунжер, ротор-золотник в такте нагнетания и условий заполнения рабочих полостей во время всасывания. Обычно т)„ состав-ляет и,Уо . . . 0,98.
Как видно из выражения (14.1), объемная производительность качающего узла прямо пропорциональна частоте вращения ротора и ходу плунжера. Ход плунжера может изменяться в широком диапазоне
151
в зависимости от заданного угла установки наклонной шайбы. Следовательно, качающий узел без перепуска и дросселирования топлива позволяет изменять объемную производительность при пя — const, и наоборот, сохранять Q = const при пн == var, что является существенным преимуществом данного насоса перед другими типами.
В условиях эксплуатации необходимо контролировать качество фильтрации топлива, так как прецизионные пары качающего узла достаточно чувствительны к содержанию в топливе механических примесей, кокса, смол и воды, что является первым недостатком плунжерного качающего узла.
Вторым существенным недостатком будет неравномерность подачи топлива (в %), связанная с чередованием в работе плунжеров, характеризуемая отношением
Q —Q
eQ = --ma?  Wmi- • ЮО ,	(14.2)
Qc р
где Qmax и Qmin — максимальная н минимальная мгновенные подачи топлива; Qcp =— (Qmax + Qmin)— средняя подача топлива.
Чем выше неравномерность подачи топлива, тем вероятнее возможность возникновения неустойчивого горения в камере сгорания двигателя и нарушения стабильности работы отдельных автоматов САУ, поэтому всегда увеличением числа плунжеров сремяться снизить е0. Обычно выбирается нечетное число плунжеров, так как при их четном числе одновременно один плунжер вступает в работу и один выходит из работы, что приводит к увеличению неравномерности подачи топлива. Так, например, четырехплунжерный качающий узел имеет неравномерность подачи примерно 45%, шестиплунжерный — 20%, десятиплунжерный — 6%, пятиплунжерный — 7%, семиплунжерный — 4% и девятиплунжерный— 2%.
Качающий узел насоса-регулятора НР-ЗОКУ девятиплунжерный, обеспечивает подачу топлива с неравномерностью 2%. В то же время неравномерность давления топлива ер выше неравномерности расхода eQ, так как давление изменяется прямо пропорционально квадрату расхода. Это обуславливает применение в конструкции насоса-регулятора специальных демпферов, исключающих влияние высокочастотных колебаний давления топлива за качающим узлом на работу клапана постоянного давления 113 и распределительного клапана 32.
Рассмотрим процесс заполнения каналов, образующих основной путь топлива от качающего узла насоса-регулятора до форсунок камеры сгорания. Топливо, поступившее через нагнетающее окно 82 золотника 76 под высоким давлением, по каналу 74 подходит одновременно к золотнику малого газа 110, замедлителю сброса частоты 109 и дроссельному крану 17, проходит через них на определенных режимах работы двигателя, и далее по каналу 16 поступает к дозирующей игле 41 автомата приемистости, а затем по каналу 47 к распределительному клапану 32 и соответствующим контурам форсунок.
Узел дроссельного крана представляет собой цилиндрическую профилированную бронзовую иглу с зубчатой рейкой, перемещающуюся в стальной гильзе, запрессованной в корпусе. Зубья рейки иглы входят в зацепление с зубчатым колесом валика рычага управления двигателем 91. Для ликвидации зазоров в зацеплении зубчатое колесо — рейка служит люфтогасительная пружина с направляющей, установленной в расточке пробки. Игла дроссельного крана имеет внутренний канал, отверстия и профильные пазы, образующие совместно с отверстиями и проточками гильзы каналы для прохода топлива. При повороте рычага 91 от упора ОСТАНОВ до упора ВЗЛЕТ игла дроссельного крана занимает относительно гильзы три характерных положения.
Первое положение иглы соответствует работе двигателя на режиме малого газа, когда рычаг 91 установлен иа середине площадки малого газа (ПМГ). Середина площадки на лимбе насоса-регулятора отмечена риской МГ. В этом положении цилиндрическая часть иглы разобщает каналы 74 и 16, а топливо к дозирующей игле 41 автомата приемистости поступает только через золотник малого газа НО по каналу р. Начиная с конца. ПМГ в канал 16 дополнительно подается топливо через треугольный паз п иглы дроссельного крана 17, а затем и через окно, образуемое золотником 101 с гильзой 100 замедлителя сброса частоты 109 по каналу к.
При повороте рычага 91 от риски МГ до упора ВЗЛЕТ игла перемещается вниз по схеме и занимает относительно гильзы второе положение, характерное для рабочих режимов прямой и обратной тяги. В этом случае канал для подвода топлива от насоса 74 сообщается с каналом 16 окном, образованным гильзой и профильной частью иглы дроссельного крана 17. Площадь сечения окна будет определяться законом профилирования дозирующей части иглы и углом поворота РУД. В этом положении канал малого газа остается открытым.
Если же рычаг 91 повернуть от риски МГ до упора ОСТАНОВ, то игла дроссельного крана перемещается вверх и занимает относительно гильзы третье положение. В этом положении дроссельный кран 17 выполняет функцию стоп-крана, так как ие только разобщает каналы 74 и 16, но и перекрывает канал малого газа р цилиндрической частью иглы, а замедлитель сброса частоты 109 в этот момент находится в нерабочем положении (как показано на схеме).
В процессе запуска двигателя рычаг 91 установлен на ПМГ, поэтому топливо из канала 74 поступает в канал 16 обводным путем из колодца фильтра тонкой очистки 112 через отверстие во втулке, дросселируемое золотником малого газа 110 по каналу р. С помощью регулировочной головки 111, изменяя
152
площадь проходного сечения отверстия втулки золотника 110, можно корректировать расход топлива и тем самым частоту вращения ротора ВД на режиме малого газа.
По каналу 16 топливо'подводится к автомату приемистости, который включает в себя дозирующую иглу 41 с поршнем 40, механизм изменения площади проходного сечения иглы (состоящий из элементов 42, 44, 45, 46, 48, 49, 50, 51) механизм поддержания перепада давлений топлива на проходном сечении иглы (состоящий их элементов 52, 53, 54, 55, 56, 57, 58). До полного выхода двигателя на режим малого газа сила от давления воздуха, подведенного от XI ступени КВД через камеру редуцирования автомата приемистости в полость рабочего сильфона 42, недостаточна для поворота рычага 51 на закрытие клапана 49. Следовательно, дозирующая игла 41 под действием повышенного давления топлива со стороны правой полости поршня 40 переводится в крайнее левое положение, преодолевая усилие пружины 38, и остается на упоре минимального расхода топлива до выхода двигателя на режим малого газа. Этому исходному положению дозирующей иглы 41 соответствует минимальная площадь проходного сечения дозирующего окна, однако вполне обеспечивающая потребный расход топлива на режиме малого газа.
Перевод дозирующей иглы 41 в крайнее левое положение и заполнение топливом, поступающим из каналов 16 и 47, полостей мембраны 52 клапана нулевого перепада, правой полости мембраны 56 клапана поддержания перепада давлений через постоянный 54 и регулируемый 55 жиклеры определяют подготовленность к функционированию механизмов автомата приемистости.
Топливо проходит через автомат приемистости и по каналу 47 поступает к распределительному клапану 32, который предназначен для распределения отдозированного топлива по контурам форсунок камеры сгорания.
Распределительный клапан 32 состоит из командного и основного золотников, гильз, пружины с регулировочным винтом начала включения второго контура форсунок и дроссельного пакета 26. Основной золотник находится под воздействием только силы от давления топлива на левую эффективную торцовую поверхность командного золотника и усилия затяжки пружины. В полость командного золотника топливо поступает из канала 47 через дроссельный пакет 26, исключающий влияние высокочастотных колебаний давления на работу РК.
По мере нарастания давления в канале 47 основной золотник РК плавно перемещается вправо, сжимая пружину. При относительно низком давлении в канале 47 топливо по наклонным, центральному и радиальным каналам основного золотника поступает к правой проточке и через профилированные окна гильзы отводится в I контур форсунок. Когда давление в I контуре достигает (1,47 ±0,98) МПа, золотник вскрывает левые окна в гильзе и топливо поступает во II контур форсунок. Таким образом, с этого момента в камеру сгорания двигателя топливо дозируется одновременно I и II контурами форсунок.
Регулируя винтом 36 усилие затяжки пружины РК и задавая определенный закон профилирования окон гильзы основного золотника, можно получить требуемый характер изменения расхода топлива по давлению.
Топливо из канала 16 одновременно поступает через осевое и радиальное отверстие в блокировочном клапане 15, который находится в нижнем исходном положении, к золотнику 126 ТАЗ, подготавливая его тем самым к работе.
Итак, рассмотрен процесс заполнения системы каналов насоса-регулятора, образующих основной путь топлива от качающего узла до топливных контуров форсунок.
В насосе-регуляторе НР-ЗОКУ имеется ряд автоматов, которые используют в качестве рабочего тела топливо с высоким давлением. Забор топлива для этих целей осуществляется из канала 74 через центральный фильтр тонкой очистки 112. Однако давление этого топлива изменяется в широких пределах в зависимости от режима работы качающего узла.‘Для исключения влияния переменного давления на характеристики автоматов в насосе-регуляторе предусмотрен клапан постоянного давления 113, поддерживающий постоянное давление топлива.
Этот клапан состоит из гильзы 5 (рис. 14.11), запрессованной в корпусе 7 насоса-регулятора, золотника отсечного типа 4, пружины /, регулировочной шайбы 9 и дроссельного пакета 2. Гильза имеет две проточки, к одной из которых по каналу 8 подводится топливо высокого давления от центрального фильтра тонкой очистки, а другая с помощью канала 3 соединена со сливной полостью. На золотнике 4 имеются канавки, выполняющие роль лабиринтного уплотнения, и одна проточка, соединенная с внутренним каналом золотника радиальными отверстиями.
Принцип работы клапана постоянного давления (КПД) основан на дросселировании поступающего к нему потока топлива. Если каналы заполнены топливом без давления, то золотник 4 находится в крайнем правом положении на упоре под действием усилия пружины 1, затяжка которой
Рис. 1411. Принципиальная схема клапана постоянного давления:
/ — пружина; 2— дроссельный пакет; 3—канал слива; 4 — золотник; 5 — гильза; 6—канал постоянного давления топлива; 7 — корпус; 8—канал высокого давления; 9 — регулировочная шайба
2 3
153
определяется толщиной регулировочной шайбы 9. В этом положении рабочая кольцевая проточка золотника 4 совмещается с.каналом 8 для подвода топлива высокого давления к КПД. В процессе заполнения каналов топливо из проточки через радиальные отверстия и внутренний канал поступает в правую полость золотника.
По мере увеличения давления в канале 8 происходит увеличение давления в канале 6 и золотник 4 под действием силы от давления топлива на его правую торцовую поверхность перемещается влево, прикрывая отсечной кромкой проточку гильзы 5. Перемещение золотника 4 будет происходить до тех пор, пока давление в канале 6 ие станет равным давлению настройки КПД, т. е. пока не наступит равновесный режим работы золотника.
При уменьшении давления в канале 6 золотник 4 под действием пружины 1 перемещается вправо, увеличивая отсечной кромкой проходное сечение из канала 8 и давление топлива под золотником 4. На равновесном режиме работы золотник 4 занимает относительно гильзы 5 такое положение, при котором перепуск топлива из канала 8 в канал 6 полностью компенсирует расход жидкости через автоматы иасоса-регулятора.
Для повышения стабильности работы клапана в его конструкции предусмотрен дроссельный пакет 2 и «гидравлический замок» в виде кольцевой проточки, соединенной с линией слива. Дроссельный пакет исключает влияние высокочастотных колебаний давления за качающим узлом на работу клапана, а «гидравлический замок» предупреждает перетекание топлива с повышенным давлением в пружинную полость, что может явиться причиной нарушения настройки КПД.
В иасосе-регуляторе топливо с постоянным давлением от КПД подводится к замедлителю сброса частоты 109 (см. рис. 14.2) золотнику гидравлического датчика физической частоты вращения ротора ВД 86; командным золотникам ЗОВ 94 и отключения стартера 90; гидроусилителю всережимному регулятору физической частоты вращения ротора; автомату приемистости.
Рассмотрим процесс заполнения топливом постоянного давления каналов и полостей указанных выше устройств.
Замедлитель сброса частоты (ЗСЧ) предназначен для замедления сброса частоты при резком переводе РУД со взлетного или промежуточных режимов на ПМГ и для управления подачей топлива в двигатель на режимах от малого газа до НАУ. Основными элементами ЗСЧ являются золотник 101, перемещающийся в гильзе 100, запрессованной в корпусе; поршень 98 с пружиной 97; дроссельный пакет 99; ползун 108 с пружиной 107; рычаг 105 с промежуточной опорой, на нижнем плече которого крепится ролик, обкатывающийся по профилю кулачка 106; рычаг 104, связанный тягой с РУД; винт упора золотника в положении НАУ 96.
Гильза 100 имеет две кольцевые проточки. Левая кольцевая проточка соединена с каналом высокого давления 74 через колодец фильтра тонкой очистки 112, а правая — каналом к с магистралью подвода топлива к дозирующей игле 41 АП. В зависимости от положения золотника 101 относительно гильзы 100 либо полностью перекрывается доступ топлива в каналы к, 16, 47 к распределительному клапану 32, либо проходное сечение, образуемое конусным профильйым пазом золотника и правой кромкой кольцевой проточки гильзы, обеспечивает дополнительную подачу топлива к РК, мииуя дроссельный кран 17. В диапазоне положений РУД от упора ОСТАНОВ до конца ПМГ профиль кулачка 106 через рычаг 105 устанавливает ползун 108 в крайнее левое положение, сжимая пружину 107. Ползун перекрывает радиальный канал золотника 101, прекращая слив топлива из правой полости поршня 98 по радиальному отверстию в гайке и центральному каналу золотника. В левую и правую полости поршня 98 одновременно подводится топливо от КПД соответственно через жиклер л по каналу и дроссельный пакет 99. Под действием усилия пружины 97 и сил от давления топлива, действующего иа разные по величине площади поршня 98 справа и слева, золотник 101 устанавливается в крайнее левое положение на упор, как показано на схеме, перекрывая доступ топлива в канал к. Таким образом, при запуске двигателя ЗСЧ выключен из работы.
От КПД топливо также поступает к гидравлическому датчику физической частоты вращения ротора ВД, который предназначен для преобразования постоянного давления топлива в командное рп, пропорциональное квадрату замеренной частоты вращения ротора ВД. Командное давление используется устройствами механизма отключения воздушного турбостартера и управления гидроцилиндром ЗОВ, а также автоматом приемистости.
ГДФЧ состоит из центробежного датчика 14 (рис. 14.12), иглы 16, золотника 17 и гильзы 18. Датчик получает привод от ротора качающего узла насоса-регулятора с помощью приводного валика 13 через перебор зубчатых колес 12, 10, 9. Гильза 18 имеет три ряда отверстий: верхние отверстия служат для подвода топлива от КПД, средние—для отбора р„ к потребителям, нижние — для подвода р„ к нижнему торцу золотника 17. В золотнике 17 выполнено центральное отверстие, связывающее его иижнюю кольцевую проточку со сливной полостью насоса-регулятора.
На схеме ГДФЧ показан в равновесном положении, когда приведенная центробежная сила датчика 14 уравновешивается силой от давления р„ иа нижиий торец золотника 17. В этом положении средний дозирующий поясок золотинка, ширина которого меньше, чем диаметры среднего ряда отверстий гильзы 18, перепускает часть топлива из канала 15 в канал 19 и обеспечивает в то же время слив топлива из канала 19 через нижнюю проточку золотника и его центральное отверстие так, чтобы на заданном режиме сохранялось необходимое давление рп.
154
Рнс. 14.1Z. Гидравлический датчик физической частоты вращения ротора ВД н механизм отключения воздушного турбостартера и управления гндроцнлнндром ЗОВ:
/ —исполнительный золотник ЗОВ; 2—командный золотник ЗОВ; 3—кнопка; 4—контактное устройство; 5—штепсельный разъем; 6—мембрана; 7 — командный золотник отключения воздушного турбостартера; 8—вилка; 9, 10, 12 — зубчатые колеса; 11—корпус гидравлического датчика; 13—валнк привода; 14—центробежный датчик; 15 — канал подвода топлива от КПД; 16— нгла; 17 — золотник гидравлического датчика физической частоты вращения; 18, 25, 28—гильзы; 19 — канал командного давления; 20, 22, 26—пружины; 21 — регулировочный винт отключения воздушного турбостартера; 23 — регулировочный винт перекладки ЗОВ; 24 — крышка; 27 — корпус; 29 — канал отвода топлива к гндроцнлнндру ЗОВ; 30—канал подвода топлива высокого давления
При увеличении частоты вращения ротора ВД возрастает приведенная центробежная сила грузиков датчика 14. Равновесие сил, действующих на золотник 17, нарушается и последний перемещается вниз, увеличивая проходное сечение отверстия на пути топлива постоянного давления из канала 15 в нижнюю полость золотника и одновременно уменьшая сечение отверстия, через которое происходит слив топлива и^ этой полости. Командное даление ра в канале 19 в результате этого будет возрастать до тех пор? пока увеличивающаяся сила от давления топлива на нижний торец золотника 17 не компенсирует приведенную центробежную силу грузиков датчика 14. Аналогично, но в обратном порядке, протекает процесс изменения рп при уменьшении частоты вращения ротора ВД.
Таким образом, дросселированием отверстий среднего ряда гильзы 18 дозирующим пояском золотника 17 осуществляется преобразование постоянного давления в командное р„, пропорциональное квадрату замеренной частоты вращения ротора ВД, которое используется командными золотниками 2, 7 и автоматом приемистости.
Топливо с давлением р„ по каналу 19 через демпфирующие пазы в верхних поясках командных золотников 2 и 7 поступает к их торцам. В начальный момент запуска двигателя, когда командное давление мало, золотники 2 и 7 под действием сил пружин 22 и 20 находятся в крайнем верхнем положении, поэтому полости над исполнительным золотником 1 и под мембраной 6 сообщены со сливом соответствующими проточками в командных золотниках. Следовательно, топливо высокого давления из канала 30 по каналу 29 поступит к гидроцилиндру ЗОВ и установит его заслонку на отбор воздуха от XI ступени КВД, а замкнутые контакты устройства 4 обеспечат работу воздушного турбостартера.
Кроме этого, под давлением топливо р„ поступает по каналам корпуса насоса-регулятора через жиклер 59 в левую полость мембраны клапана поддержания перепада давлений на дозирующей игле автомата приемистости 57, к клапану 60 механизма ограничения давления р? и внешним трубопроводом подводится к центробежному регулятору ЦР-1-30К, осуществляя первый этап подготовки этих механизмов к функционированию (см. рис. 14.2).
Топливо от КПД 113 через дроссельный пакет прямого действия 123 также поступает в центральное отверстие штока 30 и сливается по радиальным каналам, вскрытым ползуном 34 гидроусилителя при положении рычага 91 на МПГ. Поэтому топливо из нижней камеры 31 гидроусилителя сливается через дроссельный пакет обратного действия 125. Это же давление устанавливается в рабочих полостях исполнительного механизма ИМТ-3 всережимного предельного регулятора температуры, который имеет гидравлическую связь с насосом-регулятором.
Таким образом, под действием усилия пружины 19 поршень 25 со штоком 30 будет оставаться в нижнем положении на упоре регулировочного винта 93 начала автоматического управления. В результате пружина 35 регулятора физической частоты вращения ротора ВД через термокомпенсатор и рычаг 33 гидроусилителя получает затяжку, соответствующую частоте вращения ротора ВД (9200 ±50) об/мин (84... 85%).
Следовательно, в процессе запуска и до выхода двигателя на режим начала автоматического управления золотник 72 будет оставаться в нижнем положении, соединяя своими проточками по каналу б полость поршня золотника обратной связи 68 с каналом постоянного давления, а полость поршня наклонной шайбы, 70 по каналу а — со сливом. Под действием силы пружины и давления топлива поршень 68 с золотником обратной связи 39 удерживаются в нижнем прложении, а поэтому в межпоршневую полость 69 через проточку золотника и дроссельный пакет избдрома 43 поступает топливо постоянного давления. Очевидно, что на первом этапе запуска двигателя под действием разности давлений в полостях поршня 70 наклонная шайба 80 качающего узла будет находиться на упоре максимальной производительности 87.
Топливо из каналов 74 и 16 заполняет соответственно правую и левую полости дифференциального клапана 116 и подготавливает клапан к поддержанию постоянного перепада давлений на золотнике 110 с целью обеспечения заданного расхода топлива в момент выхода двигателя на режим малого газа.
155
Клапан 116 перераспределяет давления в полостях поршня 70 и тем самым воздействует на положение наклонной шайбы. '
Теперь рассмотрим процесс заполнения каналов датчика приведенной частоты ДПО-ЗОК и гидравлически с ним связанных агрегатов РНА-ЗОК, ЦНА-ЗОК и ТД-ЗОК, которые совместно обеспечивают автоматическое управление механизацией компрессора двигателя.
Топливо высокого давления из канала 74 насоса-регулятора по внешним трубопроводам одновременно подается на вход температурного датчика ТД-ЗОК и датчика приведенной частоты ДПО-ЗОК. Топливо проходит через фильтры тонкой очистки 136 и 161 и поступает к клапанам постоянного давления 135, 162 и 164. Принцип работы клапанов аналогичен принципу работы КПД 113 насоса-регулятора. В конструкцию КПД 135 введен термокомпенсатор 134, состоящий из биметаллических пластин, который позволяет исключить влияние температуры топлива на работу клапана. Клапан постоянного давления /<35 поддерживает постоянное давление для датчика ТД-ЗОК, КПД 162—для агрегата РНА-ЗОК, а КПД 164 — для агрегата ДПО-ЗОК. Постоянное давление топлива стабилизирует гидравлические характеристики указанных агрегатов.
Управление механизацией компрессора осуществляется в зависимости от приведенной частоты вращения ротора ВД. При реализации этой функции в конструкцию агрегата ДПО-ЗОК включен тахометрический элемент с множительным механизмом и поршнем р, л 176, преобразующий постоянное давление топлива от КПД 164 в командное давление р„0, пропорциональное квадрату приведенной частоты вращения ротора ВД. Датчик ТД-ЗОК через множительный механизм вводит дополнительную корректировку по температуре воздуха Тв на входе в двигатель.
Командное давление р„0 от клапана 170 по каналу в корпусе агрегата ДПО-ЗОК поступает под левый торец командного золотника КПВ 165 и одновременно по внешнему трубопроводу подводится к золотнику чувствительного элемента 148 агрегата РНА-ЗОК-
В начальный момент запуска двигателя командное давление р„0 мало по своей абсолютной величине, и поэтому командный золотник 165 под действием усилия пружины будет находиться в крайнем левом положении. В этом же положении будет находиться и исполнительный золотник КПВ 166, ибо его рабочая полость со стороны левого торца проточкой золотника 165 сообщена со сливной магистралью агрегата. Следовательно, топливо высокого давления по проточке золотника 166 и внешнему трубопроводу через жиклер и топливный фильтр 144 подается в рабочие полости гидроцилиндров 143 управления КПВ. По мере раскрутки ротора ВД до частоты вращения 14% в рабочих полостях гидроцилиндров 143 создается давление (0,784 ± 0,039) МПа, достаточное для открытия КПВ.
Топливо под давлением рпо также используется для управления положением лопаток РВНА КВД в зависимости от приведенных частот вращения ротора ВД в диапазоне от 8000 до 9900 об/мин. Эту задачу выполняют агрегат РНА-ЗОК совместно с цилиндром направляющего аппарата ЦНА-ЗОК- В указанном выше диапазоне частот каждому значению приведенной частоты соответствует определенное положение поршней 145 РНА-ЗОК и 160 ЦНА-ЗОК, которые имеют жесткую связь через силовое кольцо РВНА. При перекладе лопаток РВНА с угла установки — 35° на угол — 5° поршни перемещаются на (48,6 ±0,2) мм, пока поршень 145 не встанет на упор винта 146 положения ВНА —5°.
В процессе запуска двигателя золотник чувствительного элемента 148 под действием пружины обратной связи 158 будет находиться в правом положении, удерживая рычагом 147 ползун 156 гидроусилителя в том же положении. Топливо постоянного давления от КПД 162, поступающее по внешнему трубопроводу к центральной проточке в золотнике 155 гидроусилителя, через открытые ползуном 156 радиальные каналы идет* на слив. Поэтому правая рабочая полость золотника 155 соединяется со сливной полостью агрегата, и под действием пружины 154 золотник 155 будет находиться в крайнем правом положении. В этом положении золотника левые полости цилиндров РНА-ЗОК и ЦНА-ЗОК сообщены со сливом, а в правые через центральную проточку в золотнике 155 будет подаваться топливо постоянного давления от КПД 162. Под действием разности давлений топлива поршни 145 и 160 будут удерживать лопатки РВНА на установочном угле — 35°.
Таким образом, процесс заполнения каналов НР-ЗОКУ, ИМТ-3, ЦР-1-30К, ДПО-ЗОК, ТД-ЗОК, РНА-ЗОК и ЦНА-ЗОК происходит в начальный момент запуска двигателя и завершается в течение времени, необходимого для разгона ротора ВД до частоты вращения 1200... 1500 об/мин. С этого момента фактически вступает в работу основная система управления, которая обеспечивает вывод двигателя на режим малого газа.
14.10.	РАБОТА СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПРИ ЗАПУСКЕ ДВИГАТЕЛЯ
Запуск авиационного газотурбинного двигателя — это неустановившийся режим его работы, характеризуемый процессом раскрутки роторов от состояния покоя или режима авторотации до режима малого газа. Организация процесса запуска должна гарантировать надежный выход двигателя на режим малого газа в заданное время при всех условиях, встречающихся в эксплуатации, исключая явления, которые могут привести к необратимым изменениям в его конструкции.
Если производится запуск двигателя в стартовых условиях на земле, то необходимо раскрутить ротор ВД, подать топливо в камеру сгорания, произвести воспламенение топливовоздушной смеси и обеспечить ее устойчивое сгорание при определенном законе изменения подачи топлива пропорционально расходу воздуха.
156
Рис. 14.13Попливный автомат запуска:
/ — воздушный фильтр; 2— предохранительный клапан; 3— входной жиклер; 4— жиклер корректировки давления pj; 5 — шток анероидов высотного корректора; 6—головка регулировочного винта земной настройки ТАЗ; 7 — упорная втулка; 8— рычаг; 9 —люлечиая пружина; 10, 14, 20, 3/—пружины; // — крышка; 12 — мембрана; 13— шток; 15— седло клапана; 16— корпус; 17— канал слива; 18, 21 — дроссельные пакеты; 19—колпачок; 22 — золотник блокировочного клапана; 23 — канал для подвода топлива; 24 — гильза; 25— золотник клапана автомата запуска; 26— отвод топлива иа слив; 27 — отвод топлива в дренажный бачок; 28 — анероиды; 29 — корпус высотного корректора; 30 — регулировочный винт высотной корректировки ТАЗ; 32 — клапан высотной корректировки
Избыток мощности в процессе запуска определяется совместной работой пускового устройства и ТВД, которая после вступления в работу принимает на себя основную нагрузку по разгону ротора. Этот период запуска является наиболее ответственным, так как определяет не только надежность процесса запуска, н<^ 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 характеристиками лопаток и ограничивается пусковыми характеристиками камеры сгорания и узким, диапазоном устойчивой работы компрессора.
Поэтому для повышения надежности и увеличения ресурса авиационных ГТД ограничивают Г*гта„ 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 77 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 Ар = р*к— ри, что может быть обеспечено в том случае, если чувствительный элемент'ТАЗ будет испытывать воздействие давления воздуха за компрессором и давление окружающей среды.
С этой целью в верхнюю полость мембраны 12 автомата запуска через фильтр 1 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 НО, 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 верхней камере ТАЗ золотник 25 под действием пружины 10 находится в крайнем нижнем положении и разобщает 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 давление, обеспечивающее надежный процесс воспламенения воздушной смеси в камере сгорания.
157
По мере увеличения частоты вращения ротора ВД и давления воздуха в верхней полости мембраны 12 увеличивается усилие, действующее на золотник 25, который преодолевая силу, обусловленную давлением 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:
Gr = f(pl — Р«)-	(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 ± 100) об/мин (59,0 ... 61%) в работу вступает регулятор Gy — 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 регулировочной головкой 111 (см. рис. 14.2) золотника малого газа ПО, на котором регулятор GT = const поддерживает постоянный перепад. Таким образом, расход топлива и частоту вращения ротора ВД на режиме малого газа можно регулировать изменением проходного сечения обводного канала, сохраняя неизменным 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 регулировочного винта 6, изменяющей затяжку пружины 10. При вращении головки против часовой стрелки подача топлива в двигатель на запуске уменьшается, а при вращении по часовой стрелке — увеличивается. 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 корректор. Приближенную коррекцию по ря осуществляет чувствительный элемент корректора, выполненный в виде пакета анероидов 28. С увеличением высоты полета и снижением давления ри 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 = /(/?к — ря) с набором высоты полета достигается дополнительной коррекцией давления в полости пружин. Действительно, анероиды расширяются, смещают ползун с двумя текстолитовыми клапанами 32 вправо и тем самым открывают каналы в направляющей, обеспечивая дополнительный перепуск воздуха из камеры пружин в атмосферу. Давление воздуха в камере снижается и уменьшает силу, действующую на золотник 25 со стороны мембраны 12, 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-ЗОКУ позволяет обеспечить оптимальный процесс запуска как на земле, так и на высоте. Существенным недостатком этого механизма, который 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 форсунок 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. отключает 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 золотнику 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 предохранительный клапан 2, установленный на корпусе воздушного фильтра. В процессе эксплуатации были отмечены случаи «зависания» частот вращения роторов при запуске. Причиной данного дефекта явились повышенные утечки воздуха через предохранительный клапан ТАЗ вследствие выработки сопрягаемых деталей клапана и их коррозии. В настоящее время на всех двигателях предохранительный клапан заменен перек-рывным.
В процессе запуска на частоте вращения РВД 46ОО±25о об/мин (41 ... 44 %) происходит отключение
158
воздушного турбостартера СтВ-ЗТ по команде датчика ГДФЧ. На указанной частоте вращения ротора ВД командное давление р„ достигает значения, достаточного для перемещения командного золотника 90 (см., рис. 14.2) в нижнее положение. Через нижнюю проточку золотника открывается доступ топлива постоянного давления от КПД ИЗ под мембрану переключателя 88. Мембрана прогибается влево и размывает нормально замкнутые контакты концевого переключателя 88 и обесточивает электромагниты заслонки ЗП-44 и заслонки стартера, в результате чего пусковое устройство прекращает работу. Частоту отключения воздушного турбостартера регулируют винтом 89. При вращении винта 89 по часовой стрелке частота отключения пускового устройства увеличивается, а при вращении против часовой стрелки — уменьшается.
На пусковых частотах ЗОВ удерживается в положении отбора воздуха из-за XI ступени КВД топливом 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-ЗОКУ совместно с системой автоматического 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 рассматриваться 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 компрессорами, 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 внешних факторов, требуется непрерывное воздействие на располагаемые мощности турбин. В Д-ЗОКУ это воздействие 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 постоянной 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 пНАУ = (9200 ± 50) об/мин (84... 85%) до взлетного режима.
Такое разделение режимов работы двигателя соответственно на диапазоны ручного и автоматического 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 пнду^*птах, если будет принята минимально допустимая частота вращения лНАУ^ > (0,7 . . . 0,8) nmax;
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 непосредственным 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 характеристики двигателя.
Регуляторы GT = const и пвд = 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 перемещении 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 иа средних и больших высотах замедление темпа перенастройки быстродействующего регулятора лвд = = const исключает опасные превышения Тг, 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 110 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 частоты вращения ротора ВД сохраняет в диапазоне ручного управления настройку, соответствующую частоте (9200 ±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 113 будет поступать в межпоршневую полость 69. В результате на поршне 70 устанавливается перепад давлений, который стремится перевести наклонную шайбу 80 насоса на максимальный угол, что привело бы к повышенной подаче топлива в камеру сгорания и увеличению частоты вращения ротора ВД. Но так как в рассматриваемой системе включен в работу тот регулятор, который стремится создать меньшее значение частоты вращения, то подачу топлива в диапазоне ручного управления будет корректировать регулятор GT = const.
Регулятор GT = const непрямого действия включает в себя дроссельный кран 17, золотник малого газа ПО, замедлитель сброса частоты 109, чувствительный элемент в виде дифференциального клапана 116, сервомеханизм изодромного регулятора частоты вращения с поршнем 70 и наклонную шайбу 80.
Рассмотрим принцип действия регулятора постоянной подачи топлива. Начиная с режима малого газа до режима НАУ подачу топлива в камеру сгорания двигателя корректируют одновременно золотник малого газа ПО, ЗСЧ 109 и дроссельный кран 17. Известно, что расход топлива через указанные элементы определяется по выражению
GT = цДЛио + ЛД л^ртЛрдр ,	(14-4)
где — коэффициент расхода топлива; Лио — площадь проходного сечения на золотнике малого газа ПО; Fi—суммарная площадь проходных сечений на золотниках 101 ЗСЧ и дроссельного крана 17, однозначно определяемая положением РУД; рт — массовая плотность топлива; рлр — р74— Pie— перепад давлений на золотниках ПО, 101 и дроссельном кране 17 (здесь р74— давление перед дроссельным краном, а р\в—давление за дроссельным краном).
Из выражения (14.4) следует, что при фиксированном положении РУД можно обеспечить постоянную подачу топлива к рабочим форсункам, если с определенной точностью поддерживать Дрдр = const. С другой стороны, при Gr=const расход топлива в камеру сгорания будет определяться только положением РУД. Именно на этом принципе и работает регулятор.
Для измерения перепада давлений топлива на золотнике малого газа ПО, золотнике 101 ЗСЧ и дроссельном кране 17 в левую полость дифференциального клапана 116 через жиклер 118 подведено давление pts, а в правую полость—давление рТ4. Если площади левого и правого торцов золотника дифференциального клапана принять равным F, то из условия равновесия следует
p74F = pi6F + Рпр или \рар = Pup/F,	(14.5)
где Рпр — усилие затяжки пружины 117.
160
Так как Рпр = const, то чувствительный элемент регулятора GT = const будет стремиться поддерживать перепад давлений на дроссельном кране постоянным с небольшой статической погрешностью.
В рассматриваемом случае через проточку золотника дифференциального клапана по каналу е осуществляется слив топлива из межпоршневой полости 69, в которую оно поступает через дроссельный пакет 43 от КПД 113, а правый уплотнительный пояс перепускает по каналу д в полость поршня 70 наклонной шайбы топливо высокого давления. Вследствие этого на поршне 70 устанавливается перепад давлений, достаточный для удержания наклонной шайбы 80 насоса в положении, при котором на золотник 101, НО и дроссельном кране 17 будет поддерживаться Ардр = const.
При перемещении РУД от риски МГ до риски НАР золотник дроссельного крана 17 опускается вниз, увеличивая проходное сечение дозирующей части втулки крана. Одновременно с РУД поворачивается против часовой стрелки рычаг 104 ЗСЧ, а вместе с ним кулачок 106. Ролик рычага 105, скользя по кулачку 106, позволит переместиться ползуну 108 под действием пружины 107 вправо, вскрывая радиальный канал в золотнике 101. Камера справа от поршня 98 соединяется со сливом, давление в ней уменьшается, а так как в камеру слева от поршня поступает топливо постоянного давления от КПД 113, то поршень 98 совместно с золотником 101 перемещается вправо до положения закрытия ползуном 108 радиального канала в золотнике 101. Скорость перемещения золотника 101 определяется достаточно высокой пропускной способностью жиклера л, с целью исключения влиянйя ЗСЧ на приемистость двигателя.
В результате увеличения проходных сечений на дроссельном кране 17 и золотнике 101 ЗСЧ давление топлива в канале 74 уменьшается, а в канале 16 возрастает, в результате чего уменьшается перепад давлений Ардр. В конечном итоге нарушается условие равновесия (14.5) и под действием усилия пружины 117 золотник дифференциального клапана 116 перемещается вправо, дросселируя слив топлива из межпоршневой полости 69 по каналу е и подвод топлива из магистрали высокого давления по каналу д под поршень 70. Возникший перепад давлений на поршне 70 обеспечивает перевод наклонной шайбы 80 на больший установочный угол. Производительность насоса возрастает, Ардр увеличивается до заданного значения, а золотник дифференциального клапана занимает равновесное положение, при котором давления топлива в полости 69 и в полости поршня 70 достаточны для удержания наклонной шайбы 80 на данном установочном угле. Так как площади проходных сечений на золотнике 101 ЗСЧ и дроссельном кране 17 увеличились, то произошло увеличение подачи топлива в камеру сгорания двигателя и частот вращения роторов ВД и НД.
При сбросе газа, когда РУД перемещается от риски НАР до МГ, золотник дроссельного крана 17 поднимается вверх и площадь дозирующего окна уменьшается, Это движение РУД через рычаг 104, кулачок 106 и рычаг 105 передается на ползун 108, который смещается влево, закрывая радиальный канал золотника 101. Давление в правой камере ЗСЧ повышается и поршень 98 вместе с золотником 101 под действием силы пружины 97 и разности сил от давления топлива, действующего на разные по величине площади поршня, перемещается влево до момента вскрытия кромкой ползуна 108 радиального канала в золотнике 101. Дозирующее окно ЗСЧ прикрывается золотником 101.
В результате уменьшения площадей проходных сечений на золотнике 101 ЗСЧ и дроссельном кране 17 происходит увеличение перепада давлений и снова нарушается условие равновесия (14.5) дифференциального клапана. Золотник дифференциального клапана 116, сжимая пружину 117, перемещается влево, уменьшая давление в межпоршневой полости 69 и увеличивая давление в полости поршня 70. Производительность насоса вследствие поворота наклонной шайбы 80 на меньший установочный угол снижается, перепад давлений на дозирующих окнах восстанавливается до исходного значения, а частоты вращения роторов ВД и НД уменьшаются.
При переводе РУД на ПМГ дроссельный кран 17 и ЗСЧ 109 одновременно полностью перекрывают доступ топлива в канал 16, поэтому топливо к рабочим форсункам поступает по обводному каналу через золотник малого газа НО, на котором регулятор GT = const поддерживает заданный перепад давлений. Следовательно, поворачивая регулировочную головку ///, можно изменить площадь проходного сечения обводного канала и пропорционально ей расход топлива в камеру сгорания, т. е. частоту вращения ротора ВД на режиме малого газа.
При установке РУД на упор СТОП игла дроссельного крана 17 цилиндрической частью перекрывает подход топлива и по обводному каналу р. В результате этого в канале 74 может возникнуть высокое давление топлива, так как ротор насоса будет продолжать вращаться после останова двигателя за счет выбега ротора ВД или его авторотации. Однако при увеличении давления в канале 74 более 1,18 МПа золотник дифференциального клапана 116 смещается влево и перепускает топливо на слив, выполняя роль предохранительного клапана.
С другбй стороны, на всех режимах, начиная с риски НАР до упора ВЗЛЕТ, перепад давлений на золотниках 101, НО, дроссельном кране в результате специальной их профилировки устанавливается ниже заданного, а поэтому золотник дифференциального клапана 116 под действием пружины 117 садится на упор, как это показано на схеме, и регулятор GT = const выключается из работы.
Для повышения стабильности работы регулятора и уменьшения влияния высокочастотных колебаний давления топлива на работу дифференциального клапана 116 предусмотрен жиклер 118, сообщающий пружинную полость клапана с каналом 16 через осевое отверстие в золотнике дроссельного крана 17.
Итак, дифференциальный клапан регулятора выполняет не только функцию чувствительного элемента,
16J
реагирующего на перепад давлений на золотниках 101, 110 и дроссельном кране 17, но и является усилителем этого регулятора, в то время как РУД представляет собой элемент настройки регулятора.
На рис. 14.14 кривыми 1 — 2—3 и 1' — 2’ — 3' показаны земная и одна из высотных характеристик настройки регулятора GT = const, представляющие зависимости частоты вращения ротора ВД от положения РУД. Характеристики имеют некоторое различие, что накладывает определенные особенности на систему управления двигателем в полете.
Это различие объясняется тем, что в диапазоне ручного регулирования при фиксированном положении РУД регулятор GT = const независимо от внешних условий поддерживает постоянный расход топлива через форсунки двигателя. Однако с увеличением высоты и уменьшением скорости полета из-за уменьшения расхода воздуха через внутренний контур двигателя потребное количество топлива, необходимое для сохранения заданного режима работы, уменьшается, а с уменьшением высоты и увеличением скорости— увеличивается.
Следовательно, по мере набора высоты полета частота ротора ВД самопроизвольно возрастает, а при снижении — уменьшается. Поэтому, если на земле частота вращения ротора ВД изменяется примерно пропорционально перемещению РУД, то на высотах от <хмг до <хНАР (кривая Г — 2'—3') вначале частота вращения ротора ВД интенсивно увеличивается и в точке 3' достигает частоты начала автоматического управления, а затем остается постоянной на участке 3' — 3. Это объясняется тем, что на высо те пНАУ достигается при меньших площадях проходных сечений в дозирующих элементах, чем в земных условиях. Таким образом возникает холостой ход РУД, увеличивающийся с подъемом на высоту. Примерно иа практическом потолке самолета при положении РУД на ПМГ частота вращения ротора ВД достигает пНАУ (кривая а — 3' — 3), поэтому холостой ход на этой высоте равен всему диапазону
ручного управления.
Рис. 14.14. Характеристика настройки системы управления подачей топлива САУ двигателя Д-ЗОКУ
Наличие холостого хода РУД на участке 3 — 4 земной характеристики обусловлено наличием зазоров в МОУ, которые могут быть устранены более точной регулировкой механизма. Таким способом можно полностью исключить холостой ход иа участке 3 — 4 (кривая 1 — 2 — 3 — 5').
При установке РУД на риску НАР происходит автоматическое отключение регулятора GT = const, так как на его дозирующих элементах перепад давлений становится меньше 0,98 МПа, и, по мере дальнейшего перемещения РУД до упора ВЗЛЕТ, расход топлива корректирует регулятор физической частоты вращения ротора ВД непрямого действия с обратной изодромной связью (кривая 3—5' — 5 — 6).
Регулятор пва = const независимо от внешних условий с достаточной точностью поддерживает заданный режим.
В диапазоне автоматического управления топливо будет поступать в канал 16 (см. рис. 14.2) через дроссельный кран 17, ЗСЧ 109 и золотник малого газа НО, перепад давлений на которых для поддержания равновесного режима будет устанавливаться регулятором физической частоты путем изменения положения наклонной шайбы 80 насоса.
Основными элементами регулятора пвд = const являются: центробежный датчик 73, получающий вращение от ротора насоса через зубчатую передачу с передаточным числом 18/17; золотник 72 с двумя дозирующими поясками, тщательно притертыми к поверхности гильзы 77; подвижная гильза 71, образующая с золотником 72 «следящую» пару; пружина 35, величина затяжки которой определяет настройку регулятора на заданный режим; механизм обратной изодромной связи, выполненный в виде рычага 37, связывающего гильзу 7/ с поршнем обратной связи 68 через золотник 39; дроссельный пакет 43, определяющий быстродействие изодрома; поршень 70 наклонной шайбы 80 плунжерного насоса.
Принцип работы регулятора основан на сравнении настройки пружины 35, которую она получает через гидроусилитель при перемещении РУД, с усилием, развиваемым центробежными грузиками датчика 73.
Одним из наиболее важных звеньев регулятора является его чувствительный элемент, который измеряет частоту вращения ротора ВД и в случае ее отклонения от заданного значения приводит
162
Рнс. 14.15. Работа чувствительного элемента регулятора физической частоты вращения ротора ВД:
/, 2, 3, 4, 5 — различные положения золотника при отклонении частоты вращения от установившегося режима; а — при уменьшении частоты вращения ротора ВД; б — при увеличении частоты вращения ротора ВД
регулятор в действие для восстановления исходного режима. Чувствительность измерительного элемента во многом определяет работоспособность всей системы регулирования и точность замера регулируемого параметра. Необходимая чувствительность рассматриваемого измерительного элемента достигнута уменьшением сил трения в механизме благодаря изготовлению гильзы 71 и золотника 72 из коррозионно-стойких материалов, составляющих пару с малым коэффициентом трения, сообщению золотнику вращательного движения относительно гильзы, установке грузиков на осях ротора с помощью бронзовых подшипников скольжения. Все это в совокупности позволило значительно снизить силы трения, которце препятствуют смещению золотника 72 при изменении центробежной силы грузовиков, и тем самым повысить чувствительность измерительного элемента, а также исключить одну из основных причин возникновения автоколебаний в системе управления.
В диапазоне автоматического управления на любом установившемся режиме приведенная центробежная сила грузиков датчика 73 уравновешивается усилием пружины 35, а золотник 72 занимает относительно гильзы 71 нейтральное положение. В этом положении дозирующие пояски золотника 72 обеспечивают одновременный подвод топлива постоянного давления от КПД 113 по каналам а и б в рабочие полости поршня 70 наклонной шайбы и поршня обратной связи 68, компенсируя утечки топлива в сливную полость насоса-регулятора через вентиляционные жиклеры.
Благодаря непрерывному току жидкости предотвращается образование воздушных пробок в гидравлической системе регулятора и преодолевается инертность топлива в начальный момент срабатывания сервомеханизма, что положительно сказывается на его быстродействии.
Остальные элементы регулятора находятся в состоянии равновесия, которое характеризуется следующим:
золотник обратной связи 39 разобщает своими поясками межпоршневую полость 69 с каналами высокого и низкого давлений;
золотник дифференциального клапана 116 находится в крайнем правом положении на упоре, а его левый уплотнительный поясок герметизирует межпоршневую полость 69\
в рабочих полостях поршня обратной связи 68 и поршня 70 наклонной шайбы устанавливается перепад давлений, достаточный для фиксирования наклонной шайбы 80 на заданном установочном угле;
качающий узел насоса обеспечивает расход топлива, необходимый для поддержания заданной частоты вращения ротора ВД.
При изменении высоты и скорости полета самолета происходит самопроизвольное отклонение частоты вращения ротора от заданного значения. Так, например, при уменьшении высоты или увеличении скорости полета увеличивается расход воздуха через внутренний контур двигателя, что при постоянной подаче топлива в камеру сгорания вызывает уменьшение частоты вращения ротора ВД.
Рассмотрим работу регулятора пва = const в процессе восстановления возникшего отклонения.
При уменьшении частоты вращения ротора ВД уменьшается приведенная центробежная сила грузиков датчика 73 и золотник 72 под действием пружины 35 смещается вниз (рис. 14.15, а, положение 2). Перемещение золотника относительно гильзы 71 (см. рис. 14.2) вызывает увеличение площади проходных сечений на пути подвода топлива постоянного давления из канала в в канал б и полость поршня золотника обратной связи 68 и одновременно на пути слива топлива из полости поршня 70 по каналу а. Нарушается равновесие сил, действующих на поршни 68 и 70, которые, как единое целое (так как полость 69 представляет собой замкнутый объем, заполненный топливом) начнут перемещаться вниз, переводя наклонную шайбу 80 на увеличение подачи топлива. Навстречу золотнику 72 перемещается гильза 71, которая с помощью рычага обратной связи 37 и золотника 39 имеет жесткую механическую связ£ с поршнем 68 (см. рис. 14.15, а, положение 3).
Если бы объем межпоршневой полости 69 не изменялся при срабатывании регулятора, то система поршней перемещалась бы как единое целое в сторону увеличения подачи топлива, в ту же сторону передвигалась бы гильза 71 до тех пор, пока благодаря увеличению количества подаваемого топлива в двигатель частота вращения ротора ВД не возросла бы до такого значения, при котором дозирующие пояски золотника 72 заняли бы нейтральное положение относительно отверстий в гильзе 71 (см. рис. 14.2). Таким образом, регулятор пришел бы к новому равновесному положению, которое характеризовалось бы частотой вращения, меньшей исходной из-за ослабления затяжки пружины 35 и смещения вниз золотника с гильзой датчика относительно корпуса регулятора (см. рис. 14.15, а, положение 4).
163
При такой работе регулятора обеспечивалась бы хорошая устойчивость регулирования благодаря стабилизирующему эффекту обратной связи, но не происходило бы восстановления исходной частоты вращения с требуемой точностью. Последнее достигается изменением объема межпоршневой полости 69 (см. рис. 14.2), в чем и проявляется достоинство регулятора с гибкой обратной связью.
В действительности регулятор работает так: вначале рассматриваемого переходного процесса поршни 68 и 70 резко перемещаются вниз в сторону увеличения подачи топлива под действием возникшего перепада давлений в их полостях, а также под действием усилия мощной пружины поршня 68, что в совокупности обеспечивает необходимое быстродействие сервомотора и устраняет опасность превышения допустимой частоты вращения, возникающего в результате запаздывания работы регулятора. Однако быстродействующий регулятор, обеспечивая большие скорости изменения подачи топлива в переходных процессах, может создавать значительные превышения температуры газов перед турбиной. Для устранения превышения температуры на золотнике 39 выполнен специальный упор, который ограничивает темп перемещения поршня 70 в сторону увеличения подачи топлива. Действительно, после установки поршня обратной связи 68 на упор возможно лишь замедленное движение поршня 70 в сторону увеличения подачи вследствие поступления топлива постоянного давления в полость 69 через проточку в золотнике обратной связи 39 по каналу г и дроссельный пакет изодрома 43, представляющий собой большое гидравлическое сопротивление. Таким образом, изодром позволяет без уменьшения быстродействия регулятора, ведущего к ухудшению динамических характеристик САУ, исключить опасность перегрева двигателя при действии на систему внешних возмущений, не связанных с ее перенастройкой.
Резкое на первом этапе переходного процесса, а затем замедленное увеличение производительности насоса обусловливает увеличение частоты вращения ротора ВД. Под действием возрастающей приведенной центробежной силы грузиков датчика 73 золотник 72 начинает перемещаться вверх и, после встречи с гильзой 71, занимает относительно нее нейтральное положение (см. рис. 14.15, а, положение 4) и в следующий момент времени опережает гильзу 71 в своем движении вверх. В результате этого давление в рабочих полостях перераспределяется и поршни 68, 70 начинают двигаться в разные стороны (см. рис. 14.2). Поршень 70 продолжает перемещаться с замедленной скоростью совместно с наклонной шайбой 80 до восстановления заданной частоты вращения ротора ВД, а поршень 68 под действием давления топлива, поступающего в полость 69, будет медленно возвращаться в исходное положение, разобщая нижним уплотнительным поясом золотника 39 межпоршневую полость 69 с каналом в подвода топлива от КПД 113. Одновременно в исходное положение вернутся гильза 71, поскольку она жестко связана рычагом 37 с золотником обратной связи 39, и золотник 72, т. е. регулятор придет в прежнее равновесное состояние (см. рис. 14.15, а, положение 5), за исключением поршня 70, который займет вместе с наклонной шайбой 80 новое положение в результате изменения объема межпоршневой полости 69.
При самопроизвольном отклонении частоты вращения ротора ВД в сторону увеличения, например, при увеличении высоты и уменьшении скорости полета, регулятор работает аналогично. Характерные положения, которые занимает золотниковая пара измерительного элемента в процессе восстановления возникшего превышения частоты вращения, представлены на рис. 14.15, б.
Из вышеизложенного следует, что регулятор физической частоты вращения ротора ВД работает без статической погрешности и изменяет подачу топлива в двигатель при неизменном положении РУД только вследствие автоматического изменения перепада давлений на дроссельном кране. Управление режимами работы двигателя в диапазоне автоматического управления осуществляется с помощью РУД, который изменяет затяжку пружины 35 регулятора с помощью гидроусилителя. ГУ с заранее установленной скоростью независимо от темпа перемещения РУД обеспечивает оптимальный процесс перевода двигателя с одного режима на другой без превышения температуры газа перед турбиной, помпажа компрессора, срыва факела пламени в камере сгорания или других явлений, нарушающих нормальное протекание рабочего процесса. Так, например, при резком перемещении РУД от риски НАР до упора ВЗЛЕТ зубчатое колесо механизма объединенного управления сдвигает вверх муфту с ползуном 34 ГУ (см. рис. 14.2). Ползун ГУ перекрывает сливные отверстия штока 30, слив прекращается, и топливо постоянного давления от КПД 113 через дроссельные пакеты 123 и 125 начинает поступать в нижнюю камеру 31 поршня ГУ. Давление в камере 31 увеличивается и поршень 25, преодолевая усилие пружины 19, будет медленно со скоростью, обусловленной пропускной способностью дроссельных пакетов, перемещаться вверх и рычагом 33 плавно перенастраивать пружины 35 регулятора на новый режим. Перемещение поршня 25 будет происходить до тех пор, пока не вскроются сливные отверстия в штоке 30 и слив топлива через них не сравняется с поступлением через дроссельный пакет 123 прямого хода.
Минимальное и максимальное усилия затяжки пружины 35 определяются соответственно регулировочными винтами 93 и 17. После установки поршня 25 на упор в винт 17 на участке 5 — 6 наблюдается мертвый ход РУД, который может быть назван площадкой максимального режима (см. рис. 14.14).
В случае сброса газа МОУ со скоростью перемещения РУД опускает вниз муфту с ползуном 34 (см. рис. 14.2), который вскрывает сливные отверстия штока 30. Количество сливаемого топлива превышает его поступление через дроссельный пакет 123, давление в камере 31 уменьшается и поршень 25 ГУ под действием усилия пружины 19 смещается вниз, уменьшая усилие затяжки пружины 35 регулятора. Темп обратного хода поршня 25 задается пропускной способностью дроссельного пакета 125.
На любом установившемся режиме выше риска НАР поступление топлива через дроссельный пакет
164
123 равно сливу через частично прикрытые ползуном 34 отверстия в штоке 30, при этом в камере 31 поддерживается давление, необходимое для удержания поршня 25 в равновесном положении.
Во время работы двигателя температура рабочей жидкости в насосе-регулятора НР-ЗОКУ изменяется в достаточно широком диапазоне (от —50 до 4-80°С), а вместе с ней изменяется температура алюминиевых корпусов и стальных деталей кинематической цепи гидроусилитель — регулятор. Вследствие различного температурного расширения деталей происходит самопроизвольная перенастройка пружины 35 золотника датчика регулятора, что приводит к отклонению частоты вращения ротора ВД от заданной. Для того чтобы усилие затяжки пружины 35 регулятора оставалось постоянным при фиксированном положении РУД независимо от рабочей температуры топлива, в конструкции гидроусилителя предусмотрен термокомпенсатор. Термокомпенсатор выполнен в виде пакета биметаллических пластин, один конец которого жестко закреплен на штоке 30 ГУ, а второй установлен относительно штока с радиальным зазором и имеет кинематическую связь с рычагом 33. При увеличении температуры топлива термокомпенсатор расширяется и перемещает левый конец рычага 33 вверх, компенсируя разницу линейных расширений алюминиевых и стальных деталей, сохраняя усилие затяжки пружины 35 неизменным. Аналогично работает термокомпенсатор и при снижении рабочей температуры топлива.
Теперь рассмотрим совместную работу регуляторов пвд = const и GT = const в процессе дросселирования двигателя (см. рис. 14.2 и 14.14). При перемещении РУД от упора ВЗЛЕТ до риски НАР перенастройка регулятора пвд = const на меньшую частоту осуществляется ГУ (участок 6 — 5 — 4) и продолжается до упора штока 30 в регулировочный винт 93, определяющий значение частоты вращения ротора ВД на режиме НАУ. Дальнейшее уменьшение угла установки РУД на настройку регулятора физической частоты вращения не влияет, и она сохраняется равной (9200 ±50) об/мин (84 . . . 85%) (участок а — 4). В точке 3 происходит автоматическое переключение системы с регулятора физической частоты на регулятор постоянной подачи топлива, которое протекает следующим образом.
Как только частота вращения ротора ВД становится меньше (9200 ±50) об/мин, пружина 35 сразу перебрасывает золотник 72 датчика регулятора в крайне нижнее положение и дозирующие пояски золотника обеспечивают интенсивный подвод топлива постоянного давления от КПД 113 по каналу б в полость поршня 68 и одновременно по каналу а слив из полости поршня 70. В результате перераспределения давления поршень 68 опускается вниз и устанавливается на упор, а поршень 70 стремится установить наклонную шайбу 80 в сторону увеличения подачи топлива, в соответствии с командой регулятора физической частоты.
Однако в точке 3 МОУ устанавливает иглу дроссельного крана 17 в такое положение, при котором перепад давлений на золотниках 101, НО и дроссельном кране становится больше 1 МПа. Это вызывает перемещение золотника дифференциального клапана 116 влево, и его дозирующие пояски обеспечивают подвод топлива высокого давления в полость поршня 70 и одновременно слив топлива из межпоршневой 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. Дополнительный подвод топлива высокого давления в рабочую полость поршня 70 через жиклер 115 улучшает динамическую 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 требуемые динамические свойства двигателя при любой скорости перемещения летчиком РУД без чрезмерной раскрутки роторов, без потери устойчивости работы компрессоров, камеры сгорания и перегрева деталей и других вредных или необратимых явлений.
Динамические свойства двигателя оцениваются приемистостью. Количественно приемистость характеризуется 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 двигателя определяется временем разгона или сброса частоты вращения ротора ВД. Для двигателя Д-ЗОКУ 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.
165
Рнс. 14.16. Изменение подачи топлива по частоте вращения ротора ВД при разгоне двигателя: 1 — 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 диапазоне автоматического управления; 4 — при перемещении РУД в диапазоне автоматического управления
Приемистость двигателя будет зависеть от превышения мощности, развиваемой ТВД, над мощностью, затрачиваемой иа привод КВД и агрегатов. Необходимый избыток мощности на роторе ВД в процессе разгона достигается увеличением температуры газов перед турбиной на АТ* в сравнении с температурой на установившихся режимах при каждом мгновенном значении частоты вращения.
На установившихся режимах в соответствии с выбранным законом управления максимальна допустимая 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 Однако увеличение температуры ведет к уменьшению устойчивости компрессора и к уменьшению коэффициента избытка воздуха, что вызывает переобогащение смеси в камере сгорания и явится причиной самовыключения двигателя на больших высотах. Поэтому САУ должна обеспечивать такую подачу топлива в процессе приемистости, чтобы температура Т‘ поддерживалась на максимально возможном уровне с учетом указанных ограничений, что гарантирует максимальное ускорение роторов и минимальное время разгона.
Быстродействующие регуляторы пвд = 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 течении 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 17, что приводит к уменьшению перепада давлений на них и значительному смещению 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 лвд = const с некоторым предварением Алпр по отношению к частоте вращения п = лтах, 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 быстродействующий регулятор GT = const в очень короткий отрезок времени почти при постоянной частоте увеличивает подачу 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 перемещению 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 пва = const уменьшает подачу топлива и выводит двигатель на максимальный режим (точка г) без превышения 77. Однако на высоте в связи со снижением GT разгтахн САУ не может гарантировать разгон без превышения температуры (кривая 3). Аналогичная картина наблюдается при приемистости на режимах обратной тяги.
Таким образом, разгон ротора ВД самостоятельно регуляторами GT = const и пва = const осуществляется со значительным превышением располагаемой подачи топлива над предельно допустимой и сопровождается опасным превышением Т", поэтому в САУ двигателя введены автомат приемистости и гидроусилитель.
Для получения оптимальной приемистости иа 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
(j-T - А^вдРк.КОр,
(14.6)
где К—коэффициент пропорциональности; пвд — частота вращения ротора ВД; р’ КоР — корректированное давление воздуха.
Автомат приемистости включен последовательно в систему каналов для подачи основного топлива насоса-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
Gt — Цд.иТ^д.и ~^2ртАДд.и ,
(147)
где рд.и — коэффициент расхода; гд и — площадь проходного сечения дозирующей иглы; рт— массовая плотность топлива; Ард.„— перепад давлений на дозирующей игле.
Так как рд.„ = const и рт = const, то расход топлива будет корректироваться одновременно изменением £ди и Арди. В САУ двигателя Д-ЗОКУ именно этими двумя параметрами обеспечивается управление подачей топлива в соответствии с принятыми законами в процессе разгона, причем £д и изменяется пропорционально давлению рЁ кор, являющемуся функцией полного давления воздуха за КВД, а Лрд „— квадрату частоты вращения ротора ВД.
АП состоит из следующих основных узлов (рис. 14.17): дозирующей иглы 1 с поршнем 34; механизма изменения площади проходного сечения дозирующей иглы, включающего в себя следующие элементы: 2, 5, 6, 7, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15; механизма поддержания перепада давлений топлива на дозирующей игле, состоящего из элементов 16, 17, 18, 19, 20, 21, 23, 24, 27.
Дозирующая игла 1 представляет собой стальной золотник цилиндрической формы с двумя фрезеров-ками в средней части, образующими профильную зону. Игла перемещается в стальной втулке, которая запрессована в корпусе автомата приемистости. На резьбовой хвостовик иглы установлен стальной диск с армированной двухсторонней манжетой, образующий поршень 34. Под действием перепада давлений топлива в камерах а и б и разности усилий пружин 12 и 35 обеспечивается перемещение дозирующей иглы 1. 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 1 будут зависеть от перепуска ма управления площадью проходного сечения. Клап к нему пластиной из твердого сплава, связанный с того в корпус АП.
Рис. 14.17. Автомат приемистости насоса-регулятора НР-ЗОКУ: / — дозирующая игла автомата приемистости; 2—постоянные жиклеры камеры редуцирования; 3 — канал давления р\, 4—канал давления р’; 5 —сменный жиклер регулировки времени приемистости; 6—рабочий сильфон механизма управления дозирующей иглой; 7 — корпус воздушного фильтра; 8 — канал суфлирования полости механизма управления дозирующей иглой; 9 — вакуумный сильфон механизма управления дозирующей иглой; 10 — регулировочный виит установки рычага механизма управления дозирующей иглой в нейтральное положение; // —пружина обратной связи механизма управления дозирующей иглой; 12—рычаг механизма управления дозирующей иглой; 13— регулировочный виит наклона характеристики механизма управления дозирующей иглой; 14 — регулировочный внит упора дозирующей иглы в положении максимального расхода топлива; 15 — клапан механизма управления дозирующей иглой; 16—клапан нулевого перепада механизма поддержания перепада на дозирующей игле; 17—мембрана клапана нулевого перепада механизма поддержания перепада давлений на дозирующей игле; 18— регулируемый жиклер механизма поддержания перепада давлений иа дозирующей игле; 19 — пружина клапана поддержания перепада давлении на дозирующей игле; 20—регулировочный винт перепада давлений топлива на дозирующей игле; 21 — постоянный жиклер механизма поддержания перепада давлений на дозирующей игле; 22—канал отвода топлива с давлением р„ к агрегату ЦР-1-30К; 23 — гильза клапана поддержания 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 давлением р„ от ГДФЧ; 27—пружина золотника клапана поддержания перепада давлений иа дозирующей игле; 28 — канал подвода топлива из межпоршневой полости; 29 — канал для отвода топлива под поршень иаклоииой шайбы; 30 — канал для подвода топлива от клапана постоянного давления; 31—канал для отвода топлива к распределительному клапану; 32 — канал для подвода топлива от дроссельного крана; 33 — регулировочный винт упора дозирующей иглы автомата приемистости в положении минимального расхода топлива; 34 — поршень дозирующей иглы автомата приемистости; 35 — пружина поршня дозирующей иглы; а, б, в, г, д, е, ж. з — камеры
топлива на слив через клапан 15 механиз-1н 15 состоит из стального диска с припаянной нижним плечом рычага 11, и жиклера, вверну-
167
Давление топлива в камере а задается механизмом изменения площади проходного сечения дозирующей иглы, которйй состоит из следующих основных элементов: клапана 15, управляющего перемещением дозирующей иглы /; рычага 12 с пружиной обратной связи 11 и пружиной регулировочного винта 13', сильфона 6, связанного с камерой редуцирования, в которой поддерживается давление р* 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 1 обеспечивается механизмом поддержания перепада давлений, который включает в себя регулируемый 18 и постоянный 21 жиклеры; мембрану нулевого перепада 17 с клапаном 16, клапан поддержания перепада с мембраной и золотником 24, воздействующий иа сервомеханизм наклонной шайбы насоса.
На мембрану клапана поддержания перепада давлений со стороны камеры з воздействует сила от давления топлива р„, пропорциональная квадрату частоты вращения ротораа ВД. Это топливо подводится 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 дозирующей иглы /. Эта пропорциональность достигается следующим образом.
В полость в перед проходным окном дозирующей иглы 1 от дроссельного крана по каналу ^ поступает топливо высокого давления. Одновременно это топливо подается через регулируемый жиклер 18 в камеру д мембраны нулевого перепада 17, а затем перепускается клапаном 16 через камеру ж и жиклер 21 на слив. Указанные жиклеры включены последовательно в цепь каналов механизма поддержания перепада давлений на дозирующей игле АП, поэтому через них проходит одно и то же количество топлива. На основании этого можно записать следующее равенство:
pie/71вд/2ртАр is = р.21 /721л/2ртАр21 ,	(14.8)
где pie, Ц21—коэффициенты расходов соответственно через жиклеры 18 и 21, Fie, Fn— площади проходных сечений; Apia, Aa2i— перепады давлений; рт — массовая плотность топлива.
Так как коэффициенты расходов и площади проходных сечений — величины постоянные, то, как следует 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 давление 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 1 равен перепаду на регулируемом жиклере 18. Это достигается с помощью мембраны 17 нулевого перепада, в камеру е которой подведено топливо с давлением за дозирующей иглой 1 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 понижению 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 проходное 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 жиклер 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 дозирующей 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 ра.
Если по каким-либо причинам нарушена указанная пропорциональность, например, вследствие увеличения давления в полости ж, то мембрана клапана поддержания перепада давлений прогибается, увлекая золотник 24 влево. Уплотнительные пояски золотника 24 открывают окна подвода топлива высокого давления из канала 32 по каналу 29 под поршень наклонной шайбы и слив топлива из межпоршневой полости по каналу 28. В результате перераспределения давления в полостях поршня 70 (см. рис. 14.2) наклонная шайба 80 устанавливаемся на угол, обеспечивающий меньшую производительность, до восстановления 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 скоростью происходит увеличение площадей проходных сечений на дроссельном кране 17 и золотнике 101 ЗСЧ, обусловливающее уменьшение перепада давлений на них. В связи с этим золотник дифференциального клапана 116 под действием пружины 117 садится на упор, в результате происходит перераспределение 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 р’ за КВД и давление топлива р„. При увеличении р?Кор в камере редуцирования сильфон 42 расширяется и поворачивает рычаг 51 по часовой стрелке, который прикрывает клапан 49, стравливающий топливо из левой полости поршня 40 дозирующей иглы 41. Под действием давления топлива в этой полости и усилия пружины 38 дозирующая игла 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 р„ мембрана 56 прогибается 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 режиме работы двигателя давление р„ 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 поддерживает регулятор пва = const.
В условиях эксплуатации время приемистости регулируют подбором жиклера стравливания из камеры 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 определенное 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 регулятор физической частоты вращения поддерживает на проходных сечениях дроссельного крана и золотников 101 ЗСЧ и 110 малого газа необходимый перепад давлений, снижая его в темпе, заданном ГУ. Действительно, 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 проходного 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-ЗОКУ на нерасчетных режимах предусматриваются 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 создает постоянное давление 1,96_о.19в 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 находится 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 гидроцилиндров 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 КПВ по приведенной частоте вращения ротора ВД в конструкцию ДПО-ЗОК включен тахометрический элемент с множительным механизмом и поршнем ртд 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 золотником, 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 уменьшая 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 р„0, пропорционального приведенной частоте вращения ротора ВД, необходимо вводить дополнительную корректировку по температуре воздуха Тв 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 омывается 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 постоянного 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 подающего 139 сопел и молибденового стержня 138 дилатометрического термоэлемента. Топливо постоянного давления от КПД 135 поступает в подающее сопло 139 и далее — в приемное сопло 137 гидравлического преобразователя.
Давление топлива в приемном сопле определяется положением конца стержня 138 относительно оси сопел. Так, например, при повышении температуры воздуха Тв вследствие разности коэффициентов линейного расширения молибденового стержня 138 (6-Ю-6 1/градус) и стальной трубки 141 (17-10-6 1/градус) конец стержня перемещается вниз, открывая приемное сопло 137, в результате чего возрастает командное давление рт.д- При уменьшении температуры воздуха Т'в происходит обратный процесс.
Гидравлический преобразователь обеспечивает прямолинейную зависимость давления рт д от температуры 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‘а 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 против 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 р„0. При уменьшении температуры воздуха Тв уменьшается давление ртд 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 р„0 возрастает. 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 давление рп0 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 86ОО±25о об/мин (76,5 . . . 80,0 %) командное давление р„0 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 положение и откроет подвод топлива высокого давления в полости гидроцилиндров 143. Поршни гидроцилиндров 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 (8100 ±150) об/мин (73 . . . 76%) командное давление р„0, 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 155 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 горящие сигнальные лампы ВНА —35° и ВНА —5°.
При плавном увеличении режима работы двигателя на приведенной частоте вращения ротора ВД (8100 ± 150) об/мин (73 ... 76 %) командное давление р„0 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 155 влево. Золотник 155 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 сигнальная 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 155 гидроусилителя. Золотник 155 устанавливает в рабочих полостях поршней 145 и 160 перепад давлений, достаточный для фиксирования лопаток РВНА в положении, соответствующем новому значению приведенной частоты вращения 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 ± 150) об/мин (88,5 ... 91,5 %). Когда лопатки станут на угол от —7° до —5°, погаснет сигнальная лампа ВНА —5°, т. е. при положении лопаток РВНА на указанном установочном угле обе сигнальные лампы не горят.
Начало страгивания поршня 145 определяется усилием затяжки пружины ползуна 156 гидроусилителя, которое уточняется регулировочным винтом 159, а ход поршня при определенном изменении командного давления р„0 — 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 98OO±ioo об/мин (86,5... 91,5 %), а приведенная частота окончания перекладки — 81ОО±4оо 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° загорается 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 условиям прочности элементов конструкции. Правильное установление и точное выполнение этих ограничений оказывает непосредственное влияние на надежность работу СУ и безопасность полетов.
В САУ двигателя Д-ЗОКУ входит всережимный предельный регулятор температуры ВПРТ-44, предназначенный для ограничения температуры газов за турбиной Г* от НАУ до взлетного режима на прямой и обратной тягах, а также предельные однорежимные регуляторы ограничения давления воздуха 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 соединительных 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 колодку 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. ТермоЭДС подается на вход в регулятор в элемент сравнения, где сопоставляется с опорным напряжением задатчика. 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 температуры ограничения взлетного режима в диапазоне от 823 до 923 К (при температуре на входе 288 К). Винтом 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 снижении 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 номинального.
По сигналу приемника температуры П-69-2М корректируется уровень настройки ограничения температуры 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 коррекция на 0,8 К по температуре ограничения. Если же температура на входе ниже 288 К, то указанное изменение составляет 0,85 К-
Рис. 14.18. Функциональная схема регулятора температуры РТ12-4МТ
172
Рис. 14.19. Исполнительный механизм
ИМТ-3:
1 — якорь электромагнита; 2 — клапан стравливания воздуха; 3—винт упора клапана;
4 — пружина клапана; 5 — канал для слнва 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 фазочувствительном усилителе—детекторе УТ-7 с одновременным выпрямлением сигнала переменного тока в сигнал постоянного тока. Для компенсации динамической погрешности термопар и увеличения быстродействия системы в усилителе предусмотрен нелинейный корректирующий контур. С помощью корректирующего 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 усиливается с преобразованием постоянного тока в переменный. Сигнал переменного тока дополнительно усиливается и преобразуется в сигнал постоянного тока в двухкаскадном фазочувствительном усилителе—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 управляет 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 уменьшению Гг (рис. 14.19).
Для получения устойчивой работы системы ВПРТ-44 в схеме регулятора температуры применена скважностно-импульсная модуляция релейной системы регулирования за счет внутренних автоколебаний при по.мощи 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 обратной связи, способствующего выключению исполнительного механизма. Сигнал в системе ИОСС пропадает и исполнительный механизм ИМТ-3 снова включается. Описанный процесс циклически повторяется, пока Г? будет превышать заданную температуру, при этом продолжительность включения ИМТ-3 будет увеличиваться с ростом температуры. Отношение времени включения Ti исполнительного механизма к продолжительности цикла (в %) состоящего из суммы времени включения и времени выключения Л, называется скважностью выходного сигнала:
v
Л -----100 .
(14.9)
Скважность сигнала может изменяться от Одо 100%. Частота включения исполнительного механизма при (50 ±2) % скважности равна (20 ±5) Гц. При неисправности регулятора или резком превышении температуры, когда даже сигнал 100% не снижает ее, блок контроля и защиты, включенный в схему регулятора температуры РТ12-4МТ, отключает систему ограничения Тт.
В регуляторе предусмотрена система проверки настройки задатчика с помощью выключателя НАСТРОЙКА, при включении которого регулятор перенастраивается на (100±5)°С 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 Г* достигает температуры ограничения, регулятор РТ12-4МТ подает на электромагнит 122 исполнительного механизма прямоугольные импульсы тока со скважностью примерно равной 50%. Электромагнит преобразует эти импульсы тока в возвратно-поступательное движение якоря 120 с клапаном, который с частотой (20-J-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 увеличивает скважность сигнала, а клапан ИМТ-3 — слив топлива из камеры 31. Давление в камере уменьшается и под действием усилия пружины 19 поршень 25 гидроусилителя начнет перемещаться вниз, перенастраивая 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 температурой 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 я полностью прекращает слив топлива из нижней камеры 31 гидроусилителя.
Значительное влияние на уровень действующих напряжений в деталях и узлах Д-ЗОКУ оказывает не только режим работы двигателя, но и режим полета самолета. В частности, при низких температурах окружающего воздуха Т„ Д- 15°С на малых высотах при увеличении скорости полета интенсивно повышаются аэродинамические нагрузки на лопатках компрессора и турбины, которые характеризуются давлением за компрессором р*к. Универсальность указанного критерия объясняется тем, что при условии Р* — Р*,па< = const для программы регулирования пвд = const и Т?= const одновременно выполняются условия G„ = GBma< = const и Л4кр = Л4кРтах = const.
Для ограничения газовых нагрузок в САУ введен механизм ограничения давления воздуха рк, который состоит из следующих основных элементов (рис. 14.20): клапана /; рычага 14 с пружиной 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, развиваемое 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 усилия 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 наклонной шайбы и одновременно слив топлива из межпоршневой полости 69. Под действием перепада давлений 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.
Рис. 14.20. Механизм ограничения р\:
1 — 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 pZ; 8— рабочий сильфон механизма ограничения; 9—подвод воздуха с давлением рн; 10— корпус воздушного фильтра; //— корпус сильфонов; 12— винт установки рычага в нейтральное положение; 13—вакуумный сильфон механизма; 14 — рычаг; 15—канал для подвода топлива от клапана поддержания перепада давлений на дозирующей игле автомата приемистости
174
Для исключения влияния температуры топлива на настройку механизма ограничения pt в его конструкцию включен термокомпенсатор 64, состоящий из биметаллических пластин и корректирующий усилие затяжки пружины 62.
Настройка механизма ограничения pt осуществляется подбором диаметра стравливающего жиклера 65 и с помощью регулировочной головки 63.
Для ограничения максимальной частоты вращения ротора НД в САУ двигателя введен центробежный регулятор ЦР-1-30К, 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 механизма поддержания перепада давлений на дозирующей игле автомата приемистости.
При частоте вращения ротора НД, равной частоте ограничения, золотник 129 центробежного датчика 128 откроет слив топлива из левой полости мембраны 56 и переведет механизм поддержания перепада 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 золотника клапана 57, в свою очередь дросселируя подвод и слив топлива в полостях поршня 70, установят наклонную шайбу 80 в новое равновесное положение, при котором частота вращения ротора НД не будет превышать 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 положение 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 перекрывает канал к и прекращает доступ топлива к дозирующей игле автомата приемистости. В результате этого давление топлива перед распределительным клапаном уменьшается и при достижении 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-ЗОКУ 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 электромагнит МКТ-372 обесточен и клапан 21 открыт, поэтому все топливо, поступающее через дроссельный пакет 24 по каналу <Л4» из полости перед распределительным клапаном, идет на слив. Под действием усилия пружины 22 золотник 23 будет находится в крайнем нижнем положении и не будет влиять на работу САУ.
Если при переводе двигателя на режимы обратной тяги створки РУ не переместились в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА, то электромашинное реле времени ЭМРВ-27Б-1 через 4 ... 5 с подаст питание 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 повышается 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 сообщается со сливом. Мембрана прогибается влево и перемещает золотник клапана 57 поддержания перепада 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 регулировочного 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 /5 с каналом высокого давления. Под действием усилия пружины и топлива высокого давления РК 32 перемещается влево и перекрывает подачу топлива к форсункам двигателя, а золотник клапана /5, опустившись 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 пружины 22 золотник 23 устанавливается в исходное положение.
14.15.	РЕГУЛИРОВКА АГРЕГАТОВ САУ ДВИГАТЕЛЯ Д-ЗОКУ
Основное регулирование агрегатов НР-ЗОКУ, ДПО-ЗОК, РНА-ЗОК, ЦР-1-30К 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 газа,
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 организациям, а остальные регулировки производятся представителем завода — изготовителя двигателя. О произведенных регулировках делается соответствующая запись в формуляре двигателя и паспорте агрегата.
Регулировочные элементы НР-ЗОКУ, ДПО-ЗОК, РНА-ЗОК и ЦР-1-30К 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. 18; рис. 14.2, поз. 89). При вращении винта по часовой стрелке частота отключения воздушного турбостартера увеличивается, против часовой стрелки — уменьшается. Один оборот винта изменяет частоту отключения стартера на 1,0 ... 1,5 %. Частоту отключения воздушного турбостартера необходимо регулировать на величину 42 . . . 43%. В условиях эксплуатации частота отключения должна быть 41 . . . 44%.
Регулировка частоты вращения ротора ВД иа 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 регулировкой необходимо убедиться в том, что при установке РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ риска флажка 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. 15; рис. 14.2; поз. 111) 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 агрегата 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, в, 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 р* 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 характеристику вращением регулировочной головки «40» против часовой стрелки. Один оборот регулировочной головки 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 рг, в пневмокамере ТАЗ. При увеличении диаметра жиклера темп увеличения частоты вращения снижается, а температура газов за турбиной понижается. Уменьшение диаметра жиклера приводит к обратному эффекту.
Разрешается изменить диаметр жиклера от 1,7 до 2,1 мм (последовательно по 0,1 мм) с последующей 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 заводской регулировки.
Регулировка частоты открытия и закрытия КПВ. Регулировка частоты срабатывания КПВ производится регулировочным винтом «5» (см. рис. 14.4, поз. /; рис. 14.2, поз. 163) агрегата ДПО-ЗОК ла приведенную 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 наружного 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° — одновременно винтами «1» и «6» (см. рис. 14.7, поз. 6; рис. 14.2, поз. 151) агрегата РНА-ЗОК. Замеренные частоты начала страгивания лопаток РВНА с угла —35° и установки на угол —5°, соответствующие приведенным 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 положение — 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 производится по сигнальным лампам ВНА —35° и ВНА —5°. При увеличении режима работы двигателя в момент 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 увеличивается, при вращении против часовой стрелки — уменьшается. Один оборот винта изменяет частоту перекладки 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 ограничения параметров формуляра двигателя плюс 0,15%, а температура газа за турбиной не должна превышать температуру, ограничиваемую системой ВПРТ-44 для данной температуры наружного воздуха.
При температуре наружного воздуха на земле -j- 21°С и выше регулировка ограничения максимальной 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 взлетного 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 ±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, регулируется частота взлетного режима по ограничению максимального давления воздуха р'к, как указано ниже, а затем записывается замеренная частота в данных атмосферных условиях. Отрегулировать частоту ротора ВД, ограничиваемую гидроусилителем на 1,0. . . 1,5% ниже частоты ограничения по максимальному давлению воздуха рк, можно, повернув винт 28 (см. рис. 14.1, в, поз. 28) по часовой стрелке на необходимое число оборотов. На работающем двигателе замеряют фактическую частоту ротора ВД. Затем отворачивают винт 28 на величину, обеспечивающую ограничение максимальной частоты ротора ВД на взлетном 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 турбиной, температуру наружного воздуха и скорость полета.
Регулировка ограничения максимальной частоты вращения ротора ВД по давлению воздуха за компрессором. При температуре наружного воздуха меньше -|-2ГС 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
^ВДзам (^ВДзам + 15 “I” АЛвд)—0.5 »
где пВДзам— замеренная частота вращения ротора ВД на взлетном режиме; пВДзам + |5— частота взлетного режима, записанная в формуляре двигателя для САУ; Апвд— 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 осуществляется дополнительная регулировка частоты головкой «24» (см. рис. 14.1, б, поз. 24; рис. 14.2, поз. 63) механизма 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 -|-2ГС, 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 механизму 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'к;
снять заглушку с штуцера на трубопроводе для подвода воздуха к механизму ограничения давления рк, 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 входе в механизм ограничения давления р*к. По образцовому манометру определить давление, при котором начинает уменьшаться частота вращения ротора ВД;
подсчитать абсолютное давление воздуха Рк.экв.абс. в МПа по формуле
Рк.экв.абс === (Рман “I" 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 рк экв.абс не соответствует давлению, записанному в таблице ограничения параметров с допуском+-’о.о294 МПа, произвести дополнительную регулировку регулировочной головкой «24» с точностью ±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 р*к избыточное давление выше 1,96 МПа.
Регулировка ограничения температуры газа за турбиной. Регулировка системы ВПРТ-44 производится 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 Т*, на взлетном режиме и режиме 9700 об/мин (89%) по ротору ВД. На взлетном режиме система настраивается на температуру, превышающую на 15°С температуру взлетного режима, а на режиме 9700 об/мин (89%)—превышающую на 20°С температуру Т/.о^оо- Эти данные записаны в таблице параметров формуляра двигателя для этих режимов при стандартных атмосферных условиях.
Регулировка ограничения температуры взлетного режима производится на режиме НАСТРОЙКА системы 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 настройки ОСН.НАСТР. и 0,7 НОМ. Определить температуру ограничения на режиме настройки с помощью выражения
Т’т.настр=Л.взл+15+ 15 +(Т„- 15) k-^T-5),	(14.12)
где Л.взл+15—температура газа за турбиной на взлетном режиме при 7’„=15ОС (из формуляра двигателя); -|- 15 — превышение температуры ограничения над температурой взлетного режима; Г„— температура наружного воздуха; 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; АГ—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 Тт.настр zt 2°С, то произвести ее дополнительную регулировку ручкой 0,7 НОМ регулятора РТ12-4МТ в пределах ТУнастр ± 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%) производят на величину, подсчитанную по выражению:
Гт.огр9700 = Тт.огр9700+ 15 + (Тн — 15)£,	(14.13)
где 7*т Огр97оо + 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 1О...15°С выше температуры 7’т.ОГр97оо- Включить питание системы ВПРТ-44, что должно привести к снижению температуры до 7’т.огР97оо с допуском ± 2°С. Если температура газа за турбиной не совпадает с Л.огрэтоо ± 2°С, подрегулировать ее ручкой ОСН. НАСТР регулятора температуры 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 работе двигателя с отбором воздуха на режиме 9700 об/мин (89%) не должна быть выше температуры Л.огр9700 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 взлетном режиме будет ниже 9700 об/мин (89%).	,
После регулировки установить на регулятор РТ12-4МТ крышку, закрепить ее винтами, законтрить и опломбировать.
Регулировка времени приемистости двигателя. Перед регулировкой осуществляется проверка приемистости на прогретом двигателе. Время приемистости на земле, т. е. время от момента начала перемещения 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 наружного воздуха ниже +21°С проверяется соответствие частоты взлетного режима по ограничению максимального 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 регулировочную 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 максимальная частота ротора НД должна быть в пределах от 93,5 до 95,0%. Регулировка производится при замене агрегата ЦР-1-30К 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-1-30К-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 вийта 4 против часовой стрелки установить выступ винта над торцом пробки на величину, указанную в паспорте агрегата ЦР-1-30К, 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 регулировочный винт приспособление А6012-0270 и повернуть винт 4 по часовой стрелке на число оборотов, 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 ограничения 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-ЗОКП
Системы автоматического регулирования двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП аналогичны. Однако на самолете Ил-76Т управление двигателем Д-ЗОКП осуществляется рычагом ГАЗ — РЕВЕРС и рычагом останова двигателя (РОД) в отличие от системы управления двигателем Д-ЗОКУ 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 рычагом управления механизмом останова насоса-регулятора НР-ЗОКП.
Применение такой системы управления двигателем Д-ЗОКП обусловило изменение конструкции насоса-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 выполняет 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 подвода 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) поступает только через золотник / малого газа, на проходном сечении которого золотник 24 дифференциального клапана поддерживает заданный перепад давлений. Количество поступающего топлива в камеру сгорания на режиме малого газа уточняется регулировочной головкой 32 золотника / малого газа.
180
Рис.
0 — вид со стороны рычага управления; б — вид со стороны регули-ровочной головки механизма ограничения давления pt; 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-ЗОКП и ТД-ЗОКП; 4— регулировочный виит НАР; 5—пробка центрального фильтра тонкой очистки топлива; 6 — рычаг управления двигателем; 1—регулировочный винт упора взлетного режима (виит № 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 поддода воздуха из-за компрессора с давлением р\; 13 — пробка жиклера стравливания воздуха из камеры редуцирования автомата приемистости (регулировочный элемент № 13); 14— штуцер для сброса давления воздуха из автомата приемистости иа вход в компрессор; 15— регулировочная головка золотника малого газа (винт № 15); 16 — регулировочный винт максимального режима обратной тяги (винт № 16); 17 — рычаг управления датчиком режимов ДР-4М-2С; 18— фланец подвода топлива к насосу-регулято-
14.21. Насос-регулятор
НР-ЗОКП:
ру; 19— регулировочный винт отключения воздушного турбостартера (вннт № 18); 20 — регулировочный винт перекладки ЗОВ (виит № 19); 21 — штуцер дренажа; 22 — штуцер для подвода воздуха с давлением р* к ТАЗ; 23 — штепсельный разъем цепи отключения воздушного турбостартера; 24 — регулировочная головка механизма ограничения рк (винт № 24); 25 — штуцер для подвода воздуха к механизму ограничения pl; 26—жиклер стравливания давления воздуха из полости механизма ограничения р\; 27—жиклер ТАЗ (регулировочный элемент № 39); 28 — регулировочный винт максимальной частоты вращения на взлетном режиме (винт Ns 28); 29 — дроссельный пакет замедлителя сброса частоты вращения; 30 — дроссельный пакет прямого хода гидроусилителя; 31—дроссельный пакет обратного хода гидроусилителя; 32 — регулировочный вннт перепада давлений толнва на дозирующей игле автомата приемистости; 33 — дроссельный пакет механизма ограничения p'i; 34 — регулировочный вннт высотной корректировки ТАЗ (винт № 35); 35 — штуцер для слива топлива нз коллекторов; 36 — штуцер для отвода топлива к коллектору первого контура форсунок; 37 — штуцер для отвода топлива к коллектору второго контура форсунок; 38 — головка регулировочного винта земной настройки ТАЗ (винт № 40); 39 — электромагнит
Рис. 14.22. Регулятор расхода топлива насос-регулятора НР-30КП:	.
1 — золотник малого газа; 2 — винт; 3— втулка; 4 — канал для отвода 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 частоты; 9—золотник замедлителя сброса частоты; 10 — гильза; // — канал для подвода топлива от КПД; 12 — канал для подвода топлива высокого давления; 13 — канал для отцода топлива нв 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 дифференциального клапана; 25 — гильза золотника дифференциального клапана; 26 — канал для подвода топлива нз межпоршневой полости; 27— канал для отвода топлива под поршень наклонной шайбы; 29— корпус перепускного клапана фильтра тонкой очистки; 31 — фильтрующий элемент; 32 — регулировочная головка золотинка малого газа; 33—корпус регулировочной головки
181
Рис. 14.23. Распределительным клапан, механизм останова и клапан слива насоса-регулятора НР-ЗОКП:
1— рычаг останова двигателя; 2—золотник останова; 3, 6, 10, 22, 25—гильзы; 4, 12, 19 — пружины; 5—исполнительный золотник механизма останова; 7, 18— крышки; 8—втулка клапана слива; 9—поршень; 11 — клапан слива; 13 — седло клапана; 14— канал отвода топлива в дренажный бачок; 15— канал отвода топлива во второй контур форсунок; 16—канал отвода топлива в первый контур форсунок; 17 — регулировочный вннт РК; 20 — стакан; 21 — золотник распределительного клапана; 23 — канал подвода топлива от дозирующей иглы автомата приемистости; 24— опорная нгла; 26 — золотник; 27— колпачок; 28 — упор; 29 — канал подвода топлива от клапана поддержания перепада давлений на дозирующей нгле автомата приемистости; 30—канал слнва топлива; 31 — седло клапана;
32— электромагнит
При перемещении рычага дроссельного крана от риски СПМГ до упора взлетного режима золотник 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 дроссельного 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 режимов обратной тяги количество поступающего в камеру сгорания топлива определяется положением золотников 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 каналу 4 к золотнику блокировки реверсивного устройства, который введен в конструкцию насоса-регулятора 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 ИЗ (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 поворачивает 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 результате 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 поступает 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 -f-3O°C ограничивается расходом топлива, при температурах ниже — 31 °C—максимально допустимым давлением воздуха за компрессором, а при температурах выше -f-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-регулятора НР-ЗОКУ дополнительно оборудован рычагом 1 останова, который комбинированной проводкой связан с РОД в кабине экипажа. Рычаг останова / имеет два положения: ОСТАНОВ и РАБОЧЕЕ ПОЛОЖЕНИЕ. 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 обратной тяги необходимо перевести рычаг 1 в положение ОСТАНОВ. Рычаг поворачивает механически с ним связанный золотник 2 в гильзе 3, который перекрывает канал слива топлива из нижней полости исполняющего золотника 5. Топливо в указанную полость постоянно поступает из канала перед РК через дроссельный пакет. Давление топлива в нижней полости увеличивается и исполняющий золотник 5, преодолевая усилие пружины 4, поднимается вверх и устанавливается на упор. Проточки золотника 5 соединяют следующие полости (см. рис. 14.2):
левую полость мембраны 56 со сливом, в результате чего мембрана прогибается влево, перемещая в ту же сторону золотник клапана 57 поддержания перепада давлений на дозирующей игле АП, который вскрывает своими уплотнительными поясками канал подвода топлива высокого давления в полость поршня 70 наклонной шайбы, а межпоршневую полость 69 — со сливом. Под действием перепада давлений поршень 70 устанавливает наклонную шайбу 80 в положение минимальной подачи топлива;
182
пружинные полости РК и блокировочного клапана 15 с каналом высокого давления перед РК, разобщая их со сливом. Золотник РК 32, перемещаясь влево под действием усилия пружины, перекрывает подачу топлива к форсункам двигателя, а золотник клапана 15 открывает доступ топлива к золотнику 126 ТАЗ;
полость перед РК со сливом;
полость над поршнем клапана слива 27 со сливом, что дает возможность клапану под действием усилия пружины и давления топлива в контурах форсунок открыться и начать слив топлива из контуров в дренаж.
Кроме того, при ручном останове двигателя канал высокого давления перед РК по осевому сверлению в золотнике 5 соединяется со сливом (см. рис. 14.23). После останова двигателя золотник 5 под действием усилия пружины 4 возвращается в исходное положение.
Электромеханизм останова предусмотрен как резервный вариант останова двигателя. Электромеханизм имеет также два положения: ОСТАНОВ и РАБОЧЕЕ ПОЛОЖЕНИЕ. Принцип работы электромеханизма аналогичен электромеханизму насоса-регулятора НР-ЗОКУ.
14.17.	ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ САУ ДВИГАТЕЛЕЙ Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП
Многолетний опыт эксплуатации двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП показал высокую надежность системы автоматического управления. Однако в условиях эксплуатации имели место случаи частичного или полного отка'за двигателей по вине агрегатов этой системы. Основные отказы двигателей из-за неисправностей агрегатов САУ, за исключением отказов, связанных с заправкой самолетов некондиционным топливом, можно классифицировать следующим образом:
зависание частоты вращения ротора ВД в процессе запуска двигателя из-за разрегулировки ТАЗ агрегатов НР-ЗОКУ и НР-ЗОКП. Предложена новая методика регулирования пусковой характеристики ТАЗ, которая предусматривает нахождение «бедной» и «богатой» границ запуска, определение запаса по регулировочному винту ТАЗ и установку его в зависимости от температуры наружного воздуха. Одновременно для обеспечения стабильности запуска повышена частота отключения воздушного турбостартера;
зависание частоты вращения ротора ВД в процессе запуска двигателя из-за негерметичности предохранительного клапана ТАЗ агрегатов НР-ЗОКУ и НР-ЗОКП. В условиях эксплуатации и при ремонте двигателей произведена замена предохранительного клапана ТАЗ перекрывным клапаном с доработанной системой подвода воздуха с давлением рГ,
зависание частоты вращения ротора ВД в процессе запуска двигателя вследствие обледенения жиклера ТАЗ. После удаления льда работоспособность насоса-регулятора восстанавливается;
самовыключение двигателя в полете из-за неправильной регулировки срабатывания КПВ и перекладки лопаток ВНА по гриведенной частоте вращения РВД, а также в результате перетекания воздуха из XI в VI ступень в момент срабатывания ЗОВ. Для предотвращения этого дефекта введены ЗОВ со вставками, исключающие перетекание воздуха между ступенями в момент ее срабатывания;
невозможность выведения двигателя на режим выше 63% по частоте вращения РВД, колебание или снижение частоты вращения.
Указанные отказы возникали вследствие заклинивания дозирующей иглы АП дифференциального клапана или золотника регулятора физической частоты вращения ротора ВД в результате попадания в насос-регулятор посторонних частиц.
ГЛАВА 15
ПРИВОД ПОСТОЯННОЙ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ (ППО)
15.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И СТРУКТУРНАЯ СХЕМА ППО
В электрических системах современных самолетов применяются генераторы переменного тока частотой 400 Гц. Привод этих электрогенераторов непосредственно от ротора двигателя не обеспечивает поддержания постоянной частоту переменного тока вследствие того, что частота вращения ротора двигателя не остается постоянной при изменении режима работы двигателя. В связи с этим для привода генераторов переменного тока на современных авиационных двигателях применяются специальные устройства, получившие название приводов постоянной частоты вращения (ППО).
На двигателях Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП для вращения с постоянной скоростью ротора генератора переменного тока используется ППО дифференциального типа с воздушной турбиной.
Принцип действия и структурные схемы ППО обоих двигателей аналогичны. Однако технические данные генераторов переменного тока и мощность их привода различны.
На рис. 15.1 приведена структурная схема ППО двигателя Д-ЗОКУ.
В комплект ППО входят: воздушная турбина / с центробежным выключателем; регулятор привода постоянной частоты вращения РППО-ЗОК—4; блок дроссельных заслонок 2 с механизмом аварийного отключения турбины 3; дифференциальный редуктор 6, передающий крутящий момент от ротора КВД двигателя к генератору переменного тока; дифференциальный сигнализатор давления СДУ-1,6 — 5.
183
Поддержание постоянной частоты вращения якоря генератора 7 при различных частотах вращения ротора КВД обеспечиваемся благодаря тому, что воздушная турбина / через дифференциальный редуктор 6 в большей или меньшей степени увеличивает частоту вращения выходного вала редуктора по сравнению с частотой вращения указанного вала, обеспечиваемой лишь скоростью вращения ротора КВД.
Частота вращения ротора воздушной турбины изменяется обратно пропорционально частоте вращения ротора высокого давления двигателя, достигая максимального значения при работе двигателя на малом газе и снижаясь до минимального значения при работе двигателя на максимальном режиме.
Топливо от подкачивающего насоса
Слив топлива
Воздух из XI ступени КВД
ПВД
От ротора КВД
В атмосферу
Рис. 15.1. Структурная схема привода постоянной частоты вращения двигателя Д-ЗОКУ:
/ — воздушная турбина; 2— блок дроссельных заслонок; 3 — механизм аварийного отключения турбины ППО; 4— регулятор привода постоянной частоты вращения РППО-ЗОК; 5 — дифференциальный сигнализатор давления ДСД-1,6; 6 — дифференциальный редуктор; 7—генератор переменного топа ГТ-40ПЧ6
Управление воздушной турбиной осуществляет регулятор привода постоянной частоты вращения — РППО-ЗОК, тахометрический датчик которого кинематически связан с выходной шестерней дифференциального редуктора.
РППО-ЗОК управляет регулирующей заслонкой воздушной турбины, увеличивая или уменьшая поступление к ней сжатого воздуха, забираемого за XI ступенью КВД. В качестве рабочего тела в РППО-ЗОК используется топливо, поступающее от подкачивающего насоса ДЦН-44ПЗТ.
При запуске двигателя во избежание чрезмерной раскрутки воздушной турбины ППО должен быть выключен. Это обеспечивается полным закрытием регулирующей заслонки. При необходимости аварийное отключение воздушной турбины производится механизмом аварийного отключения <?, который управляет специальной аварийной заслонкой.
Отключение ППО при переходе двигателя на режимы работы ниже малого газа производится по команде дифференциального сигнализатора давления ДСД-1,6, измеряющего полные давления воздуха за I и II каскадом компрессора.
Совместно с ППО работают следующие блоки, Входящие в электрические цепи и установленные на самолете: блок регулирования частоты БРЧ-62БМ; блок регулирования напряжения БРН-208М7Б; блок защиты и управления БЗУ-376СП; блок трансформаторов тока БТТ-40П.
Для повышения безопасности полетов предусмотрены системы автоматического выключения привода постоянной частоты вращения при достижении предельных частот вращения ротора генератора или ротора воздушной турбины ППО.
15.2.	ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ППО ДВИГАТЕЛЕЙ Д-ЗОКУ И Д-ЗОКП
Наименование	Двигатель	
	Д-ЗОКУ	Д-ЗОКП
Марка генератора переменного тока	ГТ40ПЧ6	ГТ60ПЧ6А
Номинальная постоянная частота вращения ротора генератора, об/мии	6000 ± 1 %	6000 ± 1 %
Диапазон частот вращения ротора	5870 . . .	5870 . . .
высокого давления, при которых ППО поддерживает номинальную частоту вращения генератора, об/ мин	10600	10680
Частота переменного тока генера о-ра, Гц Частота вращения ротора воздушной турбины ППО, об/мии:	400 ±4	400 ±4
рабочий диапазон ограничиваемая центробежным	5000 . . , 34 600	4300... 34 600
выключателем	58 470 ± ± юзо	46 120 ± ± 1030
Наименование	Дви гатель	
	Д-ЗОКУ	д-зокп
Мощность генератора, обеспечиваемая ППО (при costp = 0,8) на всех режимах работы двигателя, кроме малого газа, кВ - А: а) иа земле (Н = 0 км)		
без ограничения по времени кратковременная б) в полете (//=11 км)	30 <50	45
без ограничения по времени кратковременная:	20	45
в течение 5 мин		<60	<90
в течение 5 с	<80	<120
в течение 5% ресурса двигателя	<40	—
в) на режиме малого газа на земле и в полете у земли	—	<50
г) на режиме малого газа в полете (Н = 11 км)	—	<80
184
15.3.	ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ И КОНСТРУКЦИЯ АГРЕГАТОВ ППО ДВИГАТЕЛЯ Д-ЗОКУ
Регулятор привода постоянной частоты вращения РППО-ЗОК предназначен для поддержания постоянной частоты вращения генератора, распределения нагрузок между параллельно работающими генераторами, ручного включения и выключения ППО, а также автоматического выключения ППО при повышении частоты вращения генератора до предельного значения.
Регулятор РППО-ЗОК включает в себя следующие основные элементы (рис. 15.2): тахометрический датчик /; маятниковый механизм 25; сервопоршень 12; двухскоростной изодромный механизм, состоящий из поршня 15, 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 аварийного 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, подается на вход в плунжерный насос 9.
Привод ротора насоса и тахометрического датчика / осуществляется с частотой вращения, пропорциональной 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 /2 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.
Рис. 15.2. Принципиальная схема регулятора привода постоянной частоты вращения РППО-ЗОК:
/ — тахометрический датчик; 2—рычаг аварийного отключения; 3 — клапан слива; 4— одноконтурная форсунка; 5 — двухконтурная форсунка; 6—клапан постоянного давления; Z—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 нзодрома; 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 регулировки номинальной частоты; 29 — рычаг электромеханнзма коррекции; 30 — электромеханизм коррекции частоты; 31 — кулачок элек-тромеханнзма коррекции частоты; 32—винт регулировки предельной частоты вращения; А — дополнительные отверстия в цилиндре нзодрома; Б — левая полость изодрома; В—правая полость изодрома
*	5	6 7
185
При включении ППО на электромагнитный клапан МКТ-372 подается напряжение, клапан закрывается, 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 1 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 15, которая в свою оче'редь, зависит от пропускной способности демпфера 16 и может возрастать при вскрытии двух дополнительных отверстий А, 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 тахометрического датчика. Затяжка внутренней пружины осуществляется винтом 28, а наружной — электромеханизмом 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 поворачивает кулачок настройки 31, который через рычаг 29 изменяет затяжку наружной пружины 26 и обеспечивает 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. Включение и выключение ППО производится вручную тумблером, но дополнительно контролируется с помощью дифференциального сигнализатора давления ДСД-1,6 (см. рис. 15.1). Сигнализатор блокирует тумблер включения в том случае, когда разность полных давлений воздуха за КВД и за КНД меньше (0,16 ±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.
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—клапан для стравливания воздуха; 8—винт регулировки номинальной частоты вращения ротора генератора; 9 — винт регулировки предельной частоты вращения генератора; 10 — штепсельный разъем электромагнита 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 действием тахометрического датчика отклоняется и вступает в контакт с рычагом 2. Рычаг 2 поворачивается 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 самолетный 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 электромагнитного клапана МК.Т-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 11 и быстросъемного хомута. Для управления регулирующей заслонкой используется 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 крепится 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, нижиий 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 зафиксированы 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 вращающиеся детали: лабиринт 12, регулировочное кольцо 14, внутренние обоймы ролико- и шарикоподшипников, 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 центробежного выключателя.
Смазывание роликоподшипника 4 и шарикоподшипника 24 осуществляется маслом, подаваемым под давлением из ЗКП двигателя через-две форсунки, установленные в жиклерном кольце 2. Отрабо-
Рис. 15.4. Турбина ППО:
/ — корпус турбины ППО; 2—кольцо жиклерное; 3 — фиксирующий болт; 4—роликоподшипник; 5— штуцер; 6 — прокладка; 7 — нижний фланец лабиринта; 8— верхний фланец лабиринта; 9—улитка; 10, 22, 31—гайки; //—воздушная полость лабиринтного уплотнения; 12 — лабиринт; 13 — диффузор; 14— регулировочное кольцо; 15— заглушка; 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
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 ± ± Ю30 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 аварийного отключения. Под действием пружины этого механизма шток его быстро переходит в крайнее нижнее 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 включение 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.
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:
Пкол.ш = 0,5278лвд -f- 0,0663пв т.
188
К РППО-ЗОК
водило
Колокольная шестерня
, Сателлит Центральная шестерня фг
Предельная мусрта '/
п8од - ПВД
Яц. Ш ~ ^2.^ 8 Г
/	п кол. ш = пген ~ cons *
Генератор
переменного тона
S)
и планы скоростей диф-работе двигателя на ре-
Рис. 15.6. Кинематическая схема (а) ференциального редук+ора ППО при жиме малого газа (6) и на взлетном режиме (в):
fci и k?— коэффициенты пропорциональности; лцш и Ииш — частота вращения и окружная скорость центральной шестерни; лвод и Увод — частота вращения и окружная скорость водила; лК0Л ш н Укол ш— частота вращения и окружная скорость колокольной шестерни; лвд—
частота вращения ротора высокого давления; лвт— частота вращения ротора воздушной турбины ППО; лген —частота вращения ротора
генератора
Как видно из планов скоростей элементов редуктора, приведенных на рис. 15.6,6 и в, для поддержания постоянной частоты вращения ротора генератора, а значит, и связанной с ним колокольной шестерни пКОл.ш, окружная скорость и частота вращения центральной шестерни (ицш и пи ш) уменьшаются 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-ЗОКП
Как отмечалось, принцип действия ППО двигателя Д-ЗОКП аналогичен ППО двигателя Д-ЗОКУ. Однако в технических данных системы ППО этих двигателей имеются незначительные различия. Мощность генератора переменного тока ГТ60ПЧ6А, устанавливаемого на двигателе Д-ЗОКП, на основных эксплуатационных режимах на 40—50% превышает мощность генератора ГТ40ПЧ6, устанавливаемого на Д-ЗОКУ. Диапазоны частот вращения ротора КВД, при которых ППО обеспечивает привод с заданной частотой вращения генераторов переменного тока незначительно изменены. В связи с этим на двигателе Д-ЗОКП применен регулятор РППО-ЗОКП, отличающийся от описанного выше регулятора РППО-ЗОК только диапазонами настройки регулировочных винтов. Все остальные элементы систем ППО двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП аналогичны.
15.5.	ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ ППО ДВИГАТЕЛЕЙ Д-ЗОКУ И Д-ЗОКП
Наиболее часто встречающиеся в эксплуатации отказы и дефекты ППО двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП перечислены ниже.
/.	Невключение ППО и колебания частоты тока генератора более ±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 соединение.
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 предусмотрено 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. Причиной дефекта является ухудшение или потеря контакта в электрических цепях механизма корректировки частоты МК.Ч-62ТВ.
Для предотвращения указанного дефекта в производстве внедрены мероприятия, направленные
189
иа повышение жесткости выводов в месте пайки'к клеммам штепсельного разъема. В частности, введены пластикатные термоусаживаемые трубки, устанавливаемые иа выводы проводов.
3.	Уменьшение частоты тока генератора с последующим его отключением. При осмотре обнаруживается иесовмещение рисок иа рычаге и лимбе РППО-ЗОК.П. Причиной дефекта является неправильная 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 эксплуатации в зависимости от размера поврежденной зоны производят замену ППО или зачистку и окраску поврежденного покрытия.
5.	Обрыв приводной рессоры агрегата РП ПО-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 сепараторов. 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 эксплуатации 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 меиее 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 иа двигателе и на самолете;
высокая эксплуатационная технологичность и низкие эксплуатационные расходы иа 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, автоматического управления запуском и приборов, контролирующих процесс запуска и параметры двигателя.
Запуск ГТД начинается с нажатия пусковой кнопки, которая включает в работу систему автоматического 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 ni ротор двигателя раскручивается только пусковым устройством. Топливо в камеру сгорания иа этом этапе не подается, температура газа перед турбиной Т* равна температуре воздуха за компрессором Т*к и близка к температуре окружающего воздуха Т’н, поэтому турбина не создает крутящего момента. Динамическое равновесие ротора на данном этапе запуска характеризуется уравнением баланса крутящих моментов
Мет! = Afnpl + Муск1,	(16.1)
где А4СТ|, Л4пр|, Муек1 — соответствующие крутящие моменты иа первом этапе; Мст— крутящий момент . пускового устройства; А4пр — 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 j 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 заканчивается выключением пускового устройства на частоте вращения п3.
При воспламенении топливовоздушной смеси температура Т, скачкообразно увеличивается до 7’*тах, ПРИ этом крутящий момент турбины начинает увеличиваться, но остается меньше момента прокрутки, поэтому уравнение баланса можно представить в виде
Л4стп Ч- AfTii = Afnpii + Л4ускп,	(16.2)
где AfcTii, Afnpii, Му™и— крутящие моменты, такие же, как в уравнении (16.1), но действующие на втором этапе; Мт и — крутящий момент турбины.
При увеличении частоты вращения до ni раскрутка роторов происходит в основном благодаря пусковому устройству, хотя момент Мт быстро растет и турбина начинает участвовать в раскрутке.
При частоте вращения пг момент турбины становится равным моменту прокрутки, но отключать пусковое устройство еще нельзя по следующим причинам:
при частоте вращения пг 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 незначительное ухудшение условий работы двигателя (например, при увеличении противодавления за турбиной 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 превышающей пг, приводит к увеличению времени работы двигателя при высоких температурах Г’тах и недостаточно эффективном охлаждении его деталей.
Рис. 16.1. Пусковая характеристика ТРДД:
1, II, III —этапы запуска; Ма — момент пускового устройства; Мт — момент турбины; Мпр—момент прокрутки; Муск — момент, потребный для ускорения оотора двигателя
На основании этого ротор двигателя после достижения частоты вращения П2 продолжает раскручиваться пусковым устройством совместно с турбиной до п3- На этой частоте вращения момент, развиваемый турбиной, становится достаточным для дальнейшей раскрутки двигателя без участия пускового устройства. Система воспламенения выключается на частоте, меньшей п3 после включения в работу элементов системы автоматического регулирования и рабочих топливных форсунок.
Третий этап запуска начинается с выключения на частоте вращения п3 пускового устройства и системы автоматического управлейия запуском, а заканчивается выходом ротора двигателя на частоту вращения малого газа пмг. Управление раскруткой в диапазоне частот от п3 до пмг осуществляется элементами системы автоматического управления, обеспечивающими запуск.
Динамическое равновесие ротора двигателя на этом этапе характеризуется уравнением
Af-riii = Afnpin -|- Л4ускin-	(16.3)
Увеличение частоты вращения ротора сопровождается увеличением расхода воздуха, что приводит к снижению Т,, но момент турбины все еще остается больше момента сопротивления. Равенство момента турбины на частоте пмг моменту сопротивления означает, что раскрутка ротора прекратилась и момент от инерционных сил равен нулю. При этом создается некоторый запас температуры перед турбиной (ГгМГ < /"’та,), 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 газогенераторы или компрессор работающего двигателя, а в качестве пускового устройства используются воздушные турбостартеры.
Воздушная пусковая система ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП обеспечивает запуск двигателя на земле и в воздухе; холодную прокрутку двигателя; ложный запуск двигателя; прекращение запуска; исключение возможности проведения встречного запуска двигателя; автоматическое отключение пусковой системы при достижении частоты вращения выходного вала пускового устройства пст = 4200^250 об/мин (36,5 — 40,5%), а также в случае несрабатывания электрогидровыключателя пускового устройства, входящего в насос-регулятор.
В пусковую систему двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП входят воздушный турбостартер СтВ-3; автоматическая 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 установлен 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
Рнс. 16.2. Внешний вид воздушного турбостартера СтВ-3
Основные технические данные
Давление воздуха, МПа:
на входе в турбостартер прн закрытой заслонке........
на земле прн открытой заслонке ......................
Температура воздуха на входе в турбостартер (/7 = 0), К Расход воздуха (для сведения), кг/с ...................
Номинальная мощность, развиваемая турбостартером прн частоте вращения выходного вала 3500 об/мнн, давлении 0,258 МПа и температуре воздуха 450 К, кВт ...............
Максимальный пусковой момент на выходном валу стартера, Н • м ..............................................
Давление на входе в сопловой аппарат, МПа . .
Частота вращения выходного вала, ограничиваемая центробежным выключателем, об/мнн ............................
Время свободного выбега ротора турбины, с .............
Время открытия заслонки турбостартера, с...............
Время закрытия заслонки турбостартера, с...............
Смазывание турбостартера ..............................
Сухая масса, кг........................................
0,32 ... 1,163 0,235 ... 0,4 375 .. . 565 0,94 ... 1,64
99,4 ± 7,4
800
0,33 . . . 0,36
5250 +
> 11
3 . . . 6
0,7 .. . 1,5
от масляной системы двигателя
17,5
192
6
JO 29 28 27 26 25 2k 23 22 21 20 19 18
Принципиальна» схема работы заслонки постоянного давления
Вид A
Направление Вращения
Рис. 16.3. Воздушный турбостартер СтВ-3:
/ — электромагнит ЭМТ-707; 2, 3, 43, 48, 56 — пружины; 4—корпус заслонки; 5—ротор турбины; 6—разрезной кожух; 7, 50 — втулки; 8 — корпус; 9, 63—гайки; 10, 19. 20. 23, 42—шарикоподшипники; 11 — зубчатое колесо; 12 — валик-шестерня; 13— шестерня внутреннего зацепления; 14—игольчатый подшипник; 15 — корпус редуктора; 16 — трубка для подвода масла; 17 — муфта; 18 — опора храповой муфты; 21 — корпус перебора; 22 — ведущая шестерня; 24 . 39 . 60 — упоры; 25 — графитовое уплотнение; 26 — сопловой аппарат; 27— опора; 28, 58— плунжеры; 29, 51 — што-
ки, 30— седло; 31 — центробежный выключатель; 32 — заглушка отверстия для заливки масла; 33 — заглушка отверстия для слива масла; 34 — сетка; 35 — наружная обойма храповика; 36 — шестерня; 37 — шарик; 38 — сепаратор; 40 — толкатель; 41 — регулировочное кольцо; 44 — микро* выключатель; 45—корпус; 46—корпус пневморегулятора; 47, 64 — фильтры; 49. 57 — клапаны; 52—вилка штепсельного разъема; 53 — штуцер; 54 — втулка; 55 — регулировочный винт; 59 — угольник; 61 — трубопровод; 62—манжета; 65 — переходник; а. б. в, г—каналы; д, ж, з — отверстия к — полость
стальная втулка алюминиевого плунжера 28, имеющего уплотнение, состоящее из стянутых резьбовой втулкой установочных стальных колец, резинового кольца, фторопластовых манжет н стальной чашки. Шток 29 крепится к плунжеру винтами.
В корпусе заслонки монтируется командный узел, состоящий нз электромагнита / (ЭМТ-707), штока 51 и клапана 49, бронзовых втулок 50 и 54, возвратной пружины 48 и фильтра 47.
Пневморегулятор заслонки состоит из корпуса 46, штуцера с угольником 59, плунжера 58, клапана 57, упора 60, регулировочного винта 55 и пружины 56. Воздушная полость перед сопловым аппаратом турбины соединена с пневморегулятором с помощью угольника 59 и трубопровода 61 через переходник 65 с фильтром 64.
Штуцер 53 служит для подвода воздуха из полости перед сопловым аппаратом турбины к пневморегулятору заслонки.
Турбина турбостартера (рис. 16.4)—активно-реактивного типа. Колесо турбины / имеет лопатки с бандажными полками и выполнено как единое целое с валом методом литья из жаростойкого хромоникелевого сплава.
Ротор турбины вращается на двух шарикоподшипниках 23 (см. рис. 16.3). Масло для смазывания подшипников поступает через отверстия в корпусе подшипников из полости редуктора. Уплотнение передней масляной полости подшипников производится графитовым кольцом 25, которое прижимается пружинной шайбой к упору 24 на валу ротора.
Сопловой аппарат 26 турбины отлит из стали, крепится винтами к корпусу заслонки 4.
Редуктор турбостартера (см. рис. 16.3) состоит из корпуса 15, механизма редукции и центробежного выключателя.
193
Рис. 16.4. Турбина воздушного турбостартера СтВ-3 (разобранная):
/ — колесо турбины; 2, 9, 20 — уплотнительные кольца; 5 —разрез- 14 — подшипник; /5—пружина; /7 —стопорное ной кожух; 4 — контровочная шайба; 5, 7—винты; б—корпус; ладка; 22—шестерня; 23 — замок, 24 — гайка, 8, 16, 18, 21 — втулки; 10, /2 —кольца; // — шайба; 13 — упор;	проволока
кольцо; 19 — прок-25 — контровочная
Корпус редуктора — литой из магниевого сплава, цилиндрической формы с передним и задним фланцами крепления. К переднему фланцу крепятся узел ротора турбины и с помощью корпуса переходника 8 заслонка постоянного давления. Задний фланец корпуса 15 турбостартера крепится хомутом к коробке приводов двигателя. В корпусе имеются два отверстия для заливки и слива масла, которые в рабочем состоянии закрыты заглушками 32 и 33.
Масло из двигателя подводится в стартер по трубке 16, а сливается через окно в корпусе редуктора, закрытое сеткой 34, в коробку приводов двигателя. Смазывание деталей редуктора и опор осуществляется масляным туманом. После установки двигателя на самолет в турбостартер заливается 400 г масла.
Редуктор турбостартера выполнен двухступенчатым с передаточным отношением (от ротора турбины к выходному валу — храповику) 8,14. На рис. 16,5 редуктор турбостартера представлен в разобранном виде.
Кинематическая схема турбостартера представлена на рис. 16.6. Ведущая шестерня 13 с широким зубчатым венцом шлицами соединяется с валом колеса турбины 3 и передает вращение на шесть промежуточных зубчатых колес 4, расположенных в два ряда. Зубчатые колеса 4 и ведущая шестерня 13 составляют первую ступень редуктора с передаточным отношением 1,545. Вторая ступень редуктора состоит из шести валиков-шестерен 5, находящихся в зацеплении с шестерней 11 внутреннего зацепления. Степень редукции этой ступени равна 5,272. Для выравнивания давления на зубьях шестерня внутреннего зацепления 11 свободно устанавливается на шлицах муфты 6 и фиксируется от осевого перемещения стопорным кольцом.
Валики шестерни 12 (см. рис. 16.3) монтируются на сдвоенных шарикоподшипниках 10 и игольчатых подшипниках 14, установленных в корпусе перебора 21, который центрируется в расточке корпуса редуктора 15 и соединен с ним шлицами. Осевое перемещение корпуса перебора в корпусе редуктора ограничивается гайкой 9, контрящейся замком. Муфта 17 вращается на шарикоподшипниках 19 и 20 и связана шлицами с опорой 18 храповой муфты. Опора храповой муфты имеет кольцевые проточки, образующие так называемое «слабое звено» для предупреждения поломки привода. Муфта и опора стянуты болтом. Кроме того опора 18 шлицами соединена с наружной обоймой храповика 35 и зафиксирована в ней стопорным кольцом.
Наружная обойма храповика 35 имеет 12 выступов для сцепления с тремя «собачками» поводка, расположенного в коробке приводов двигателя.
Центробежный выключатель 31 выполнен отдельным узлом и установлен в окне корпуса редуктора 15, на фланце которого он крепится шпильками.
13	/♦ 15
Рис. 16.5. Редуктор воздушного турбостартера (разобранный) :
/ — ротор турбины; 2, 20 — уплотнительные кольца; 3, 5. 15, 26— гайки; 4, 16, 23 — шайбы; 6 — фиксатор; 7 — редуктор; 8, 30 — кольев; 9— муфта; 10, 28 — шарикоподшипники; //, 19—шпильки;
— корпус; 13 — пломба; 14 — контровочная проволока; 17—выключатель; 18 — прокладка; 21 — заглушка; 22 — болт крепления опоры; 24 — обойма; 25 — опора храповой муфты; 27 — замок;
29 — регулировочная шайба
194
Центробежный выключатель состоит из литого корпуса 45, шестерни 36, вилки штепсельного разъема 52 и микровыключателя 44. Вилка штепсельного разъема 52 крепится на фланце корпуса 45, в котором на двух подшипниках 42 установлена полая шестерня 36. Внутри этой шестерни расположен упор 39, сепаратор 38 с тремя шариками 37 и толкатель 40 с пружиной 43 и регулировочным кольцом 41. Толкатель 40 воздействует на микровыключатель при достижении турбостартером предельно допустимой частоты вращения 525О+ 350 об/мин; при этом микровыключатель разрывает электрическую цепь питания электромагнита ЭМТ-707, что сопровождается закрытием заслонки.
Кольцо 41 служит для регулирования предельной частоты вращения изменением затяжки пружины 43. Для предохранения микровыключателя 44 от попадания в него масла он размещен в герметизированном! отсеке корпуса 45. Передаточное отношение от турбины турбостартера к центробежному выключателю составляет 1,0475.
Принцип действия воздушного турбостартера состоит в следующем.
При отсутствии подачи воздуха на вход турбостартера плунжер 28 пружинами 2 и 3 сдвинут в крайнее левое положение, заслонка при этом закрыта. При подаче воздуха заслонка под действием пружин остается закрытой, так как давление воздуха иа плунжер уравновешивается давлением воздуха в полости к плунжера, соединенной с полостью перед плунжером каналами айв.
При подаче питания электромагнит 1 срабатывает и перемещает влево шток 51 и клапан 49.
12 11	10
Рис. 16.6. Кинематическая схема воздушного турбостартера: 1— плунжер; 2— сопловой аппарат; 3—колесо турбины; 4— зубчатое колесо; 5—валик-шестерня; 6—муфта; 7—опора храповой муфты; 8—наружная обойма храповика; 9—микро выключатель, 10—центробежный выключатель; 11, 12 — шестерни; 13—ведущая шестерня
Клапан закрывает доступ воздуха в полость к, а шток открывает канал г, соединяющий полость к. с атмосферой через фильтр 47 и отверстие ж корпуса 4, что обусловливает появление перепада давлений воздуха на плунжере заслонки 28.
Под действием перепада давлений воздуха плунжер 28 медленно передвигается вправо, открывая доступ воздуха к турбине турбостартера и через штуцер 53, трубопровод 61 — к плунжеру 58 пневморегулятора, на который с противоположной стороны через клапан 57 действует сила натяжения пружины 56. Воздух, проходящий по зазору между корпусом 46 и плунжером 58, выходит в отмосферу через отверстие д.
Под воздействием давления воздуха турбина начинает вращаться. Вращение от ротора турбины через редуктор передается с наружной обоймы храповика 35 на поводок с «собачками» механизма сцепления, передающего крутящий момент на вал двигателя.
Давление воздуха перед сопловым аппаратом поддерживается заслонкой совместно с пневморегулятором в пределах от 0,33 до 0,36 МПа. Регулированир^чвлеиия воздуха перед сопловым аппаратом турбины происходит следующим образом.
При давлении воздуха перед сопловым аппаратом турбины (0,35 ± 0,01) МПа плунжер 28 перемещается вправо до упора, открывая полностью заслонку, а при давлении более (0,35 ± 0,01) МПа этот плунжер перемещается влево, прикрывая заслонку. Это происходит следующим образом: при достижении давления (0,36 ±0,01) МПа перед сопловым аппаратом плунжер 58 пневморегулятора, преодолевая усилие пружины 56, открывает клапан 57. При этом воздух под высоким давлением из трубопровода на входе в заслонку поступает по каналу б в корпусе 4 заслонки и отверстию з в корпусе 46 пневморегулятора в полость пружины 56 и фильтра 47, запирая выход воздуха из плунжерной полости к, что вызывает остановку плунжера. При увеличении давления воздуха перед сопловым аппаратом более 0,35 ± 0,01 МПа плунжер 58 под действием возросшего давления преодолевает усилие пружины 56 и еще больше откроет клапан 57. В этом случае воздух из полости фильтра 47 по каналу г в корпусе заслонки через открытый шток 51 и далее по каналу в поступит в полость к, а часть этого воздуха через отверстие ж выйдет в атмосферу. При этом давление в полости к повысится, в результате плунжер переместится влево, что приведет к прикрытию проходного сечения заслонки и снижению давления перед сопловым аппаратом турбины до заданного.
Если давление воздуха перед сопловым аппаратом становится ниже заданного, то процесс регулирования происходит в обратном порядке.
195
Центробежный выключатель вступает в работу при достижении частоты вращения наружной обоймы 35 (см. рис. 16.3) храповика стартера 5250+ззи об/мин. В этом случае шарики 37 в сепараторе 38 под действием центробежных сил расходятся на максимальную величину и передвигают толкатель 40, а через него и шток микровыключателя 44. Микровыключатель отключает электромагнит ЭМТ-707, что приводит к закрытию заслонки и выключению турбостартера.
16.3.	ПЕРЕКРЫВНАЯ ЗАСЛОНКА ЗП-44
Перекрывная заслонка ЗП-44 предназначена для аварийного прекращения подачи воздуха к турбостартеру СтВ-3 и дублирует работу заслонки постоянного давления турбостартера. Перекрывная заслонка установлена на двигателе в магистрали подвода воздуха к двигателю.
Основные технические данные
Давление воздуха на входе в заслонку, МПа:
при закрытой заслонке	1,163
при открытой заслонке.......................................... 0,235 . . . 0,52
Температура воздуха на входе в заслонку, К ......................573
Время открытия заслонки, с.......................................1,5 ... 7
Время закрытия заслонки, с	.....................0,5 ... 1,5
Масса, кг	5.7
Перекрывная заслонка (рис. 16.7) состоит из корпуса, плунжера, опоры с втулками, штуцера с фильтром, командного узла с электромагнитом, обтекателя и патрубка.
Корпус / отлит из алюминиевого сплава и собран вместе с гильзой 15 из хромистой коррозионно-стойкой стали. Корпус в передней части имеет фланец для быстросъемного крепления трубы, подводящей воздух, а в задней—фланец со шпильками для крепления патрубка 11 заслонки. В корпус запрессовано стальное седло 18, на которое под действием возвратных пружин 2 и 3 устанавливаются стальная втулка 17 алюминиевого плунжера 16, имеющего уплотнение, состоящее из стянутых резьбовой втулкой установочных стальных колец, пружинных колец шайбы, резинового кольца, фторопластовых манжет и стальной чашки. К плунжеру 16 винтами крепится стальной шток 12. В передней части корпуса заслонки в резьбовое отверстие ввернут штуцер 4 с фильтром.
Рис. 16.7. Перекрывная заслонка ЗП-44:
/ — корпус; 2, 3, 5 — пружины; 4 — штуцер с фильтром; 6, 8, 17— втул-кн; 7—клапан; 9—электромагнит; 10, 12—штоки; // — патрубок; 13 — опора; 14 — обтекатель; 15 — гильза; 16—плунжер; 18 — седло
В верхней части корпуса перекрывной зслонкн монтируется командный узел, состоящий нз электромагнита 9, штока 10 и клапана 7, бронзовых втулок 6 и 8 и возвратной пружины 5. К корпусу заслонки крепится патрубок //из алюминиевого сплава, имеющий фланец для быстросъемного крепления с трубой, подводящей воздух к турбостартеру.
Если на вход заслонки воздух не подается, то плунжер 16 под действием пружин 2 и 3 будет сдвинут в крайнее левое положение и заслонка будет закрыта. При подаче воздуха на вход заслонки плунжер будет оставаться в закрытом положении, так как давление воздуха на плунжер уравновешивается давлением воздуха в полости к плунжера, соединенной каналами б, в, г и д с полостью перед плунжером.
При подаче питания электромагнит 9 срабатывает и перемещает влево шток 10 и клапан 7. Клапан закрывает доступ воздуха в полость к, а шток 10 открывает каналы гид, соединяющие плунжерную полость к через отверстие в корпусе заслонки с атмосферой, что вызывает появление перепада давлений на плунжере. Под действием перепада давлений воздуха перед заслонкой и в полости к плунжер 16 передвигается вправо, открывая доступ воздуха к турбостартеру СтВ-3.
196
При отключении электромагнита 9 клапан 7 и шток 10 под действием пружины 5 перемещаются вправо. При этом шток закрывает отверстие в корпусе заслонки, соединяющее плунжерную полость к через каналы г и д с атмосферой, а клапан 7 открывает отверстие, сообщающее каналы б, в с каналами г и д, по которым воздух из полости перед заслонкой поступает в плунжерную полость к. Перепад давлений уменьшается и плунжер под действйем возвратных пружин 2 и 3 передвигается влево, перекрывая отверстие. Вследствие этого поступление воздуха на вход в турбостартер прекращается, и он выключается.
16.4.	ВОЗДУШНЫЙ ТУРБОСТАРТЕР СтВ-ЗП
Для исключения раскрутки ротора турбостартера в полете, упрощения конструкции и снижения трудоемкости в производстве для двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП взамен турбостартера СтВ-3 и перек-рывной заслонки ЗП-44 начали выпускать воздушный турбостартер СтВ-ЗП (рис. 16.8) с дублирующей приставкой.
Дублирующая приставка предназначена для перекрытия доступа воздуха к турбине турбостартера в случае самопроизвольного открытия заслонки постоянного давления.
Приставка (рис. 16.9) состоит из патрубка, кожуха, гильзы, пружины и переходника с электромагнитным клапаном ЭМТ-707. Патрубок / изготавливается из алюминиевого сплава, имеет два фланца для быстросъемного крепления приставки к корпусу заслонки турбостартера и крепления трубопровода, подводящего к нему воздух. Гильза 3 имеет радиальные отверстия а для прохода воздуха из полости перед заслонкой к командному узлу и клапану пневморегулятора заслонки турбостартера, а на наружной поверхности — б кольцевую проточку с уступом. При неработающем турбостартере гильза пружиной 10 прижимается к плунжеру 6 заслонки.
В процессе запуска двигателя и подачи питания к электромагниту 5 заслонки турбостартера одновременно включается и электромагнит 14 дублирующей приставки, который перемещает шток 12 переходника //. При появлении перепада давлений на плунжере 6 заслонки плунжер начнет перемещаться вправо (включение заслонки и последующая работа турбостартера СтВ-ЗП протекает аналогично турбостартеру СтВ-3). Вместе с плунжером 6 под действием пружины перемещается вправо и гильза 3 дублирующей приставки до упора наружным уступом в выдвинутый шток 12. При дальнейшем перемещении плунжера между гильзой и плунжером образуется кольцевая щель, через которую воздух подается на лопатки турбины турбостартера и к пневморегулятору.
При выключении турбостартера напряжение с электромагнитов командного узла заслонки турбостартера и дублирующей приставки снимается. Однако шток 12 своим выступом в будет продолжать удерживать гильзу 3, исключая возможность ее перемещения вправо под усилием пружины 10 в сторону уменьшения проходного сечения заслонки, обеспечивая нормальную работу ВСУ при выключении
Рис. 16.8. Воздушный стартер СтВ-ЗП:
/—дублирующая приставка; 2—командный уэ(С>; 3 заслонка пос тояиного давления; 4 — турбина, 5/^редуктор
U.
Рис. 16.9. Дублирующая приставка воздушного турбостартера СтВ-ЗП:
/ — патрубок; 2 —кожух; 3 — гильза; 4 — корпус заслонки; 5, 14 — электромагниты ЭМТ-707; б —плунжер; 7 — сопловой аппарат турбины; 8— опора; 9—возвратная пружина; 10 — пружина; // — переходник; 12 — шток; 13 — чашка; а—отверстие; б—поверхность гильзы; в — выступ штока	у
197
турбостартера. При уменьшении перепада давлений воздуха плунжер 6 заслонки перемещается влево и в конце хода смещает влево гильзу дублирующей приставки, вследствие чего шток /2 под действием пружины занимает исходное положение. Ход штока ограничивается чашкой 13.
16.5.	АГРЕГАТ ЗАЖИГАНИЯ
Для воспламенения топливовоздушиой смеси в жаровых трубах камеры сгорания прн запуске двигателя использована емкостная конденсаторная низковольтная система зажигания, состоящая нз агрегата зажигания СКНА-22-2А и двух свечей поверхностного разряда СП-06ВП-3.
Агрегат зажигания СКНА-22-2А устанавливается иа разделительном корпусе, а свечн СП-06ВП-3.— в жаровых трубах № 2 и 11 камеры сгорания. Агрегат зажигания (рнс. 16.10) состоит нз двух индукционных катушек 8 с прерывателями 3, двух конденсаторов 2 в первичной цепи, двух селеновых выпрямителей 4, двух накопительных конденсаторов 10 с сопротивлением, двух актнвнзаторов 6, двух разрядников Р-22 5, в которых введен радиоактивный изотоп, н двух сопротивлений.
Рис. 16.10. Принципиальная электрическая схема агрегата зажигании СКНА-22-2А:
/ — штепсельный разъем; 2—конденсатор первичной обмотки; 3—прерыватель; 4— выпрямитель; 5—разрядник Р-22; 6—актявязатор; 7—экранированный провод; 8—яидукциоияая катушка; 9, 11—сопротивления; 10, 13 — конденсаторы;	12 — конденсатор
актявязатора; 14— свечя
Агрегат подсоединен к бортовой сети электропитания штепсельным разъемом, а экранированными проводами 7 к нему подсоединяются свечн 14. Каждая индукционная катушка 8 агрегата имеет две обмотки — первичную W1 и вторичную W2.
Первичная двухпроводная цепь катушки для уменьшения нскреиня иа контактах вибраторов имеет параллельно подсоединенные конденсаторы 2. Вторичные обмотки W2 через активизаторы 6 соединены со свечами 14.
Активизатор 6 представляет собой колебательный контур, возбуждающий в процессе разряда конденсатора 10 электрические высокочастотные колебания, что вызывает появление во вторичной обмотке W4 актнвнзатора высокого напряжения, достаточного для пробоя искрового промежутка между электродами свечи.
Защита от действия радиоактивного излучения разрядников Р-22 надежно обеспечивается стеклянным корпусом разрядников и литым алюминиевым корпусом агрегата зажигания.
Работа агрегата зажигания СК.НА-22-2А основана иа заряде и разряде накопительного конденсатора. Заряд накопительного конденсатора 10 производится током от вторичной обмотки W2 через селеновый выпрямитель 4 до тех пор, пока напряжение иа обкладках конденсатора не станет равным
1 2	J
5	4
Рис. 16.11. Свеча СП-06ВП-3:
/ — центральный электрод; 2—изолятор; 3 — сферический буртяк; 4— отверстие для входа охлаждающего воздуха; 5—боковой электрод
198
сумме пробивных напряжений на разряднике 5 и свече 14. Конденсатор 10, разряжаясь, вызывает между электродами свечи поверхностный разряд, повторяющийся с частотой 6...31 Гц. Питание агрегата СКНА-22-2А осуществляется постоянным током напряжением 27 В. При напряжении ниже 15 В искро-образздание не гарантируется, а при напряжении ниже 12 В и выше 29,7 В агрегат может выйти из строя.
Свеча СПН-06ВП-3 поверхностного разряда (рис. 16.11) выполнена экранированной, неразборной с керамической изоляцией. Искровым промежутком служит поверхность керамического изолятора 2, расположенная между центральным 1 и боковым 5 электродами, на которую нанесен полупроводниковый материал. Конструкция свечи обеспечивает удлиненный факел разряда. Для Охлаждения свечи на ее корпусе имеется кожух с прорезью 4 для подвода воздуха из диффузора камеры сгорания к рабочим электродам свечи.
16.6.	СИГНАЛИЗАТОР ДАВЛЕНИЯ МСТ-6
Малогабаритный унифицированный сигнализатор давления МСТ-6 (рис. 16.12) предназначен для выдачи сигнала на закрытие воздушной заслонки турбостартера СтВ-3, исключающего запуск двигателя при давлении воздуха перед воздушным стартером выше допустимого.
Рис. 16.1'2. Сигнализатор давления МСТ-6: 1 — вилка штепсельного разъема; 2— пружина; 3— кожух; 4 — контакт; 5—пластина; 6 — шток; 7 — демпфер; 8 — мембрана; 9 —корпус
Сигнализатор давления представляет собой малогабаритный теплостойкий прибор и состоит из корпуса 9 со штуцером подвода воздуха, кожуха 3 с вилкой штепсельного разъема 1, чувствительного элемента (мембраны 8) и электрических контактов 4, расположенных на пластине 5 и пружине 2. Во входной штуцер установлен демпфер 7 для погашения пульсации давления воздуха.
В зависимости от давления воздуха чувствительный элемент (мембрана 8) сигнализатора прогибается на определенную величину, при этом мембрана перемещает шток 6, который, в свою очередь, через изоляционный наконечник перемещает пружину 2 с контактами. При достижении в мембранной полости сигнализатора давления воздуха (0,6 + 0,04) МПа контакты, установленные на пружине 2 и пластине 5, размыкаются, и цепь питания электромагнита заслонки воздушного турбостартера СтВ-3 разрывается.
16.7.	РАБОТА ПУСКОВОЙ СИСТЕМЫ
Процесс запуска двигателя осуществляется в три этапа.
На первом этапе происходит раскрутка воздушным турбостартером ротора ВД (ротор КВД совместно с ТВД) до частоты вращения, при которой обеспечивается устойчивое горение топлива. При достижении ротором КВД частоты вращения 11... 16,5% (1200... 1800 об/мин) топливо, пода
ваемое насосом-регулятором, воспламеняется в камере сгорания двигателя и турбина начинает работать.
На втором этапе происходит раскрутка ротора ВД воздушным турбостартером совместно с турбиной до частоты вращения 38,5±i.5% (4200±2so об/мин). Отключение турбостартера на этой частоте
вращения производится электрогидровыключателем насоса-регулятора.
На третьем этапе запуска раскрутка ротора ВД осуществляете? турбиной до частоты вращения малого газа 59... 61 % (6550 ± 100 об/мин).
Нормальное время раскрутки ротора двигателя до частоты малого газа составляет 40...80 с. Источниками сжатого воздуха для питания воздушного турбостартера могут служить турбоагрегат ТА-6А, аэродромная энергоустановка и компрессор работающего двигателя, обеспечивающие абсолютное давление воздуха на входе в турбостартер 0,35...0,95 МПа при температуре не более 565 К-
199
Управление воздушным турбостартером и системой зажигания в процессе запуска обеспечивается автоматической панелью запуска АПД-55 по специальной временной программе. Кроме того, при достижении заданной предельной частоты вращения турбостартер отключается по командам от электро-гидравлического выключателя насоса-регулятора, собственного центробежного выключателя, а также сигнализатором давления МСТ-6 при достижении давления воздуха на входе в турбостартер (0,6 + 0,04) МПа.
Запуск на земле. Для осуществления запуска двигателя на земле необходимо включить автоматы защиты сети АЗС, запустить турбоагрегат ТА-6А или наземную энергоустановку, переключатель рода работ поставить в положении ЗАПУСК НА ЗАМЛЕ. Если давление воздуха перед турбостартером составляет не более 0,56 МПа, нажать кнопку ЗАПУСК и через 1 .. .2 с отпустить. При нажатии кнопки ЗАПУСК вступает в работу автоматическая панель запуска АПД-55 и загорается зеленая сигнальная лампа ПАНЕЛЬ ЗАПУСКА РАБОТАЕТ, происходит включение программного механизма автоматической панели запуска, который через соответствующие реле панели запуска выдает следующие команды:
на включение агрегата зажигания СКНА-22-2А. С этого момента вступает в работу система зажигания и подается напряжение на свечи СП-06ВП-3;
на включение электромагнитов ЭМТ-707 перекрывной заслонки ЗП-44 и заслонки постоянного давления воздушного турбостартера СтВ-3. При открытии заслонки постоянного давления турбостартера воздух от источника поступает через сопловой аппарат на рабочее колесо турбины турбостартера, которая через редуктор начинает раскручивать ротор ВД двигателя. При частоте вращения ротора ВД 1200...1500 об/мин с момента поступления топлива происходит воспламенение топливовоздушной смеси в камере сгорания;
на отключение цепи питания кнопки ЗАПУСК НА ЗЕМЛЕ, исключая возможность повторной подачи сигнала на запуск до окончания цикла запуска.
Через 29 с после начала работы программный механизм автоматической панели запуска выключает питание агрегата зажигания.
Через 55 с после начала работы, если ротор ВД не достигает частоты вращения 38,5±2.5% (4200±25о об/мин), программный механизм выключает электромагниты перекрывной заслонки ЗП-44 и заслонки постоянного давления воздушного турбостартера. Вследствие этого перепад давлений воздуха на заслонках снижается и под действием возвратных пружин обе заслонки закрываются. Подача воздуха на турбину турбостартера прекращается, при этом частота вращения выходного вала уменьшается. Храповик обгонной муфты турбостартера выходит из зацепления с подвижными упорами поводка, и турбостартер отключается от привода. На этом работа автоматической системы управления запуском прекращается, а программный механизм переключается на ускоренную доработку цикла, и примерно за 1 с приводит пусковую систему в исходное положение. Электродвигатель программного механизма при этом выключается, а сигнальная лампа ПАНЕЛЬ ЗАПУСКА РАБОТАЕТ гаснет. Цикл работы программного механизма на этом заканчивается. Момент отключения турбостартера контролируется по скачку давления воздуха на манометре и по выключению лампы ПАНЕЛЬ ЗАПУСКА РАБОТАЕТ. Лампа гаснет через 2...3 с после прекращения работы стартера.
Если ротор ВД достигается 38,5±2.5% (42ОО±25о об/мин) до момента выключения программного механизма панели запуска АПД-55, то отключение пусковой системы происходит по сигналу от электро-гидравлического выключателя насоса-регулятора, который разрывает цепь питания панели АПД-55 и агрегата зажигания СКНА-22-2А. Одновременно выключаются электромагниты заслонки ЗП-44 и заслонки турбостартера, в результате чего турбостартер прекращает работу. Программный механизм в течение 2...3 с ускоренно дорабатывает цикл и приходит в исходное положение. В случае неисправности, если отключение пусковой системы при частоте вращения ротора ВД 38,5±2,s% (42ОО±25о об/мин) или по времени (через 56 ± 4) не произойдет, то при достижении выходным валом стартера частоты вращения 5250+ 00 об/мин сработает центробежный выключатель турбостартера и снимет питание с электромагнитов заслонки ЗП-44 и заслонки турбостартера, вследствие чего заслонки закроются и воздушный турбостартер отключится от двигателя. При этом на панели запуска АПД-55 загорается красная сигнальная лампа ОПАСНАЯ ЧАСТОТА ВРАЩЕНИЯ ТУРБОСТАРТЕРА. Загорание сигнальной лампы свидетельствует о том, что не сработал электромагнитный выключатель насоса-регулятора, вследствие чего не произошло отключение турбостартера от двигателя при запуске. Сигнальная лампа гаснет, если частота вращения вала турбостартера становится меньше 525О+ 350 об/мин и размыкаются контакты центробежного выключателя.
Примечание. Работа пусковой системы двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП. оборудованных воздушными турбостйртерамн СтВ-ЗП. аналогична работе пусковой системы, имеющей в своем составе турбостартер СтВ-3 и перекрывную заслонку ЗП-44. Сггличие состоит лишь в том, что при работе автоматической панели запуска АПД-55 после нажатия кнопки «ЗАПУСК» одновременно с заслонкой постоянного давления воздушного турбостартера СтВ-ЗП подается сигнал на включение электромагнита ЭМТ-707 дублирующей приставки.	к
Ложный запуск. Для заполнения и проверки герметичности топливной системы двигателя производится его ложный запуск, т. е. раскрутка двигателя турбостартером без включения агрегата зажигания СКНА-22-2А. Для выполнения ложного запуска переключатель рода работ ставится в положение ЛОЖНЫЙ 'ЗАПУСК и нажимается кнопка запуска на земле. При этом работа автоматических устройств пусковой системы происходит в соответствии с циклом запуска двигателя на земле, за исклю
200
чением того, что не включается система зажигания. Топливовоздушная смесь при ложном запуске не поджигается. Продолжительность цикла ложного запуска составляет (56 ±4) с.
Холодная прокрутка. В некоторых случаях при техническом обслуживании, а также после неудавшегося запуска или при длительной стоянке двигателя требуется произвести его холодную прокрутку, т. е. произвести раскрутку двигателя трубостартером без включения системы зажигания и без подачи топлива к рабочим форсункам. Для осуществления этого необходимо переключатель рода работ поставить в положение ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА и нажать кнопку запуска на земле.
Процесс включения и отключения агрегатов системы и работа схемы аналогичны процессу запуска двигателя на земле, за исключением того, что при холодной прокрутке не включается система зажигания. При этом через 27 с после начала цикла холодной прокрутки программный механизм автоматической панели запуска АПД-55 переключается на ускоренную доработку цикла и в течение 3 с приводит систему в исходное положение. Продолжительность цикла холодной прокрутки составляет (30 ± 3) с. В течение этого времени отключается воздушный турбостартер. При холодной прокрутке топливо в двигатель не подается.
Запуск в полете. Запуск двигателя в полете производится на частоте авторотации ротора ВД не менее 11,0% до высоты полета 4000 м и не менее 14,0% на высоте полета выше 4000 м. Для запуска двигателя необходимо нажать кнопку ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ на 1 ... 2 с и отпустить. При этом загорается сигнальная лампа ПАНЕЛЬ ЗАПУСКА РАБОТАЕТ и через панель запуска АПД-55 включается система зажигания, которая работает в течение (29 ± 2) с. Через 5. . .8 с после нажатия кнопки РУД переводится из положения СТОП в положение МАЛЫЙ ГАЗ, после чего в коллектор первого контура форсунок поступает топливо, происходит воспламенение топливовоздушной смеси и двигатель выходит автоматически на режим малого газа. Через 29 с после начала запуска панель запуска АПД-55 выключает систему зажигания, а программный механизм панели переключается на ускоренную доработку цикла и примерно через 3 с переходит в исходное положение.
Следует помнить о том, что при установке РУД в положение, соответствующее режиму малого газа, частота вращения малого газа будет тем выше, чем больше высота полета. Выход на требуемый режим работы двигателя разрешается производить не ранее чем через 1 мин работы на малом газе.
Прекращение запуска. Прекращение запуска двигателя производится в следующих случаях: стартер не отключился при частоте вращения ротора ВД 40,5% или по истечении 60 с после начала запуска;
медленное увеличение частоты вращения ротором ВД и резкое увеличение температуры газов за турбиной или при температуре газов за турбиной выше 550°С в течение более 4 с;
прекращение увеличения частоты вращения ротора на запуске;
отсутствие нарастания давления масла на входе в двигатель;
выдача сигнала о наличии стружки в масле.
загорание табло ОПАСНАЯ ВИБРАЦИЯ;
загорание сигнальной лампы ПОЖАР В ДВИГАТЕЛЕ или ПОЖАР В ГОНДОЛЕ; самопроизвольное закрытие створок реверсивного устройства или открытие замка створок; другие неисправности в работе двигателя, обнаруженные во время запуска.
Для прекращения запуска РУД необходимо перевести в положение СТОП и нажать кнопку ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА. При этом панель запуска АПД-55 отключает все агрегаты, участвующие в запуске, программный механизм панели переключается на ускоренную доработку цикла и через 3... 4 с приходит в исходное положение.
Повторный запуск разрешается производить после останова ротора ВД, выявления и устранения причин неудавшегося запуска.
16.8.	ОПЫТ ЭКСПЛУАТАЦИИ ПУСКОВОЙ СИСТЕМЫ
В процессе эксплуатации двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП имели место случаи отказа пусковой системы. Ниже приводятся наиболее характерные отказы пусковой системы и конструктивные доработки, проведенные для исключения этих отказов.
1.	Разрушение турбины воздушного турбостартера СтВ-3 (СтВ-ЗП). Разрушение турбины сопровождается зависанием частоты вращения ротора ВД при запуске двигателя.
В результате исследований было установлено, что разрушение турбины происходит вследствие раскрутки ротора турбостартера до недопустимо высокой частоты вращения. При этом раскрутка ротора происходит из-за поломки зубьев центральной шестерни при повторных попытках запуска после среза «слабого звена» храповой муфты. Срез «слабого звена» муфты связан с конструктивными недостатками храповой муфты радиального 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 отложение продуктов коксования масла на штоке плунжера заслонки и резиновых уплотнительных кольцах, а также попадание частиц покрытия в зазоры деталей заслонки и пневморегулятора стартера. На заводе-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 электромагнитных 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. Установлено, 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, изменилась с 46 250+1иии об/мин на 42 000+luuu об/мин, а частота вращения выходного вала стартера при срабатывании центробежного выключателя изменилась с 5250+ 50 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 герметичности 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 герметизация 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП 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 1 и одного прибора 3, показывающего 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), пропорциональная 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:
1 — датчики аибрации МВ-25Б-В; 2 — двухканальный электронный блок БЭ-6-6; 3—показывающий прибор ИВ-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 неподвижного постоянного магнита и тока, проходящего по рамке, помещенной в поле, создаваемое магнитом. Рамка соединена со стрелкой таким образом, что чем больше будет ток, проходящий через рамку, тем больше будет отклонение показывающей стрелки. Шкала показывающего прибора проградуирована 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 1 устанавливаются на специальных кронштейнах в местах контроля вибрации двигателя. Электронный блок, сигнальные лампы, показывающий прибор и переключатель устанавливаются на самолете.
17.2.	КОНТРОЛЬНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ АППАРАТУРА
Контроль за работой двигателя Д-ЗОКУ осуществляется датчиками замера параметров и сигнализаторами, расположение которых на двигателе показано на рис. 17.2.
Параметры, контролируемые на двигателе, перечислены ниже.
Частота вращения роторов низкого и высокого давления измеряется датчиками 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 термоэлектродных 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 температуры 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 назревании горячего спая на концах термопары вследствие возникновения термоэлектродвижущей силы (термоЭДС) появляется напряжение, которое меняется соответственно изменению температуры 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 термоЭДС и компенсирующего напряжения усиливается в электронном усилителе и подается на реверсивный двигатель, перемещающий движок потенциометра до момента выравнивания напряжения и термоЭДС.
203
ьэ о
/ — датчик ИДТ-8 давления масла на входе в двигатель; 2 — сигнализатор МСТВ-2,2 минимального давления масла на входе в двигатель; 3—центробежный регулятор ЦР-1-30К (ЦР-7-ЭОКП); /—центробежный воздухоотделитель ЦВС-30; 5— топлнвно-масляный радиатор 484j>T; 6—штуцер консервации I703A-T топливной, системы двигателя; 7 —дренажный бачок (передний); S—топливиый фильтрующий пакет 8Д2.966.070-1; 9—датчик расходомера топлива ДРТМС-10Т; /0 —приемник П-63 температуры масла на входе в двигатель; 11— подкачивающий топливный насос ДЦН44-ПЗТ; 12'— поршневой насос НП25-5 реверсивного устройства; 13 — датчик приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК; 14 — поршневой насос НП25-5 самолетной гидросистемы; 15 — датчик режимов ДР-4МТ (2 серия); 16 — центробежный суфлер ЦС-ЭОК; 17— датчик ДП-П системы сигнализации о пожаре; 18 — откачивающий масляный насос МНО-ЗОК; /9 —датчик ДТЭ-5Т частоты вращения ротора ВД; 20 — топливный насос-регулятор НР-ЭОКУ (НР-ЭОКП); 21 — воздушный турбостартер СтВ-ЗТ; 22— перекрывиая заслонка ЗП-44; 23'— автомат разгрузки ГА121М-3 насоса; 24'— распределительный край .КР-40 управления реверсивным устройством; 25*— гидравлический аккумулятор C58I4-I0; 26', 27', 28' — сигнализаторы положения рычага распределительного крана КР-40, положения замка и створок реверсивного устройства; 29’ — разъемный клапан манометра
Рис. 17.2. Расположение иа двигателе агрегатов, сигнализаторов и датчиков:
4H553I-0; Зи—гидравлический фильтр 8Д2.966.018-2; 31' — зарядный штуцер азотной системы реверсивного устройства; 32' — перепускной кран масла КП-40 реверсивного устройства; 33' — корпус обратных клапанов; 34’ — гидравлический фильтр 8Д2.066.016-2; 35‘ — термический клапан ГА 133-I00-4K; 36 — дренажный бачок (задний); 37 — турбина ППО; 38—регулятор привода постоянной частоты вращения РППО-ЗОК, (РППО-ЗОКП); 39 — сигнализатор МСТ-8А положения клапанов перепуска воздуха за V и VI ступенями КВД; 40— сигнализатор МСТ-6 максимально допустимого давления воздуха перед воздушным турбостартером; 41 — запасной привод ППО; 42 — генератор ГТ40ПЧ6 (ГТ60ПЧ6А); 43' — обратный клапан 671700Б; 44—основной масляный насос ОМН-ЭО; 45 — регулятор направляющего аппарата РНА-ЗОК; 46 — агрегат зажигания СКНА-22-2А; 47 —сигнализатор ДСД-1,6 перепада давлений за КВД и КНД; 48 — датчик ИДТ-100 давления топлива в первом контуре форсунок; 49 — основной масляный фильтр МФС-30; 50—передняя коробка приводов; 51 — датчик ДТЭ--5Т частоты вращения ротора НД; 52—температурный датчик ТД-ЗОК; 53 — сигнализатор обледенения ДО-206 серия 2; 54 — приемник П-69-2М температуры воздуха на входе в двигатель; 55 — датчик ИДТ-4 давления топлива на входе в насос-регулятор; 55 — фланец подвода воздуха иа обогрев воздухозаборника самолета; 57—масляный бак масляной системы
двигателя; 58 — датчик ДТПР уровня масла в масляном баке; 59 — кронштейн передней боковой подвески; 60 — передний верхняя подвеска двигателя; 61 — цилиндр направляющего аппарата ЦНА-ЗОК; 62 — задняя подвеска двигателя; 63 — датчик вибраций МВ-25Б-В; 64 — термопары Т-99-3 измерения температура выходящих газов; 65 — распределительная заслонка ПОС; 55—свеча зажигания СП-06-ВП-3; 57 —сигнализаторы положения лопаток ВНА КВД; 68' — гидробак системы управления РУ; 69 — электро-заслонка ЭЛЗ-7 ПОС; 70— штуцера подвода огнегасящей смеси; 71—щиток штепсельных разъемов; 72—фланец для отбора воздуха на самолетные нужды; 73—электромагнит ЭМТ-171 аварийной заслонки ППО; 74 — блок дроссельных заслонок ППО; 75 — фланец для подвода воздуха к воздушному турбостартеру СтВ-ЗТ; 76 — штуцер для подвода топлива к подкачивающему насосу ДЦН44-ПЗТ; 77 — сигнализатор СгДФР-IT перепада давлений иа топливных фильтрах; 78 — сигнализатор МСТВ-1,6 минимального давлении топлива на входе в насос-регулитор; 79 — исполнительный механизм ИМТ-3; 80—задняя коробка приводов
Примечания: I. Индексом * обозначены агрегаты и датчики, устанавливаемые на двигателях с РУ.
2. В скобках приведены агрегаты, устанавливаемые на двигателях Д-ЗОКП.
205
Рис. 17.3. Внешний вид сигнализатора положения:
1 — корпус; 2—крышка; 3—патрубок* 4—штепсельный разъем; 5—шланг с проводами; 6 — шток мнкровыключателя; 7—микровыключатель А812К
Рис. 17.4. Датчик расходомера ДРТМС-ЮТ и датчик плотномера ДПЕЗ-1Т:
1 — хомут; 2— кожух датчика расходомера; 3—патрубок приемный; 4 — датчик расходомера, 5 —датчик плотномера
Таким образом, каждому значению измеряемой термоЭДС, а следовательно, и измеряемой температуры соответствует .определенное положение движка, механически связанного со стрелкой показывающего прибора. Шкала этого прибора отградуирована в градусах Цельсия по термоэлектрической характеристике термопары.
Температура масла на входе в двигатель замеряется приемником П-63, представляющим собой приемник сопротивления. Приемник П-63 входит в комплект трехстрелочного электрического индуктивного индикатора ЭМИ-ЗРТИ и монтируется в патрубке, закрепленном на трубе для подвода масла в двигатель.
Давление масла на входе в двигатель измеряется датчиком ИДТ-8 (с демпфером Д59-4), входящим в комплект индикатора ЭМИ-ЗРТИ.
Давление топлива в I контуре рабочих форсунок измеряется датчиком ИДТ-100 (с демпфером Д59-2), входящим в комплект индикатора ЭМИ-ЗРТИ и установленным на щитке эксплуатационных замеров.
Давление топлива на входе в топливный насос-регулятор НР-ЗОКУ (НР-ЗОКП) измеряется датчиком ИДТ-4 (с демпфером Д59-4), входящим в комплект индуктивного унифицированного манометра 2ДИМ-4Т.
Минимальное давление масла на входе в двигатель измеряется сигнализатором МСТВ-2,2, сигнал от которого подается на соответствующую лампу.
Минимальное давление топлива на входе в насо с-р егулятор НР-ЗОКУ (НР-ЗОКП) регистрируется сигнализатором МСТВ-1,6 по загоранию сигнальной лампочки.
Контрольно-измерительная аппаратура включает в себя также следующие приборы.
Приемник температуры П-69-2М, входящий в систему ВПРТ-44 ограничения температуры газа за турбиной и предназначенный для коррекции температуры газа за турбиной в зависимости от температуры окружающей среды. Приемник П-69-2М крепится к кронштейну, установленному на заднем фланце переходника входного корпуса КНД с левой стороны двигателя.
Сигнализаторы положений лопаток ВНА КВД; рычага распределительного крана КР-40; замка створок и створок РУ.
Каждый сигнализатор состоит из микровыключателя А812К 7 (рис. 17.3), установленного в корпусе 1, патрубка 3, соединительного шланга с проводами 5 и штепсельного разъема 4.
Сигнализаторы имеют следующую маркировку:
штепсельный разъем сигнализатора положения лопаток ВНА на угле—35° — букву Э;
штепсельный разъем сигнализатора положения лопаток ВНА на угле — 5° — буква Я;
штепсельный разъем сигнализатора замка створок реверсивного устройства — буква 3;
штепсельный разъем сигнализатора положения створок реверсивного устройства — буква Т.
Кроме того, в контрольно-измерительную аппаратуру входят следующие приборы:
дифференциальный сигнализатор СгДФР-1Т контролирует состояние топливного фильтра ТМР выдачей команды на включение сигнальной лампы при достижении перепада давлений топлива на фильтре, равного 0,04±o;oos5 МПа;
дифференциальный сигнализатор давления ДСД-1,6 выдает сигнал на включение или выключение ППО при достижении заданного перепада давлений воздуха за КНД и КВД;
малогабаритный унифицированный сигнализатор давления МСТ-6 с демпфером Д-59-2 выдает сигнал на закрытие воздушной заслонки стартера СтВ-3 при превышении предельного давления воздуха, поступающего к стартеру;
малогабаритный унифицированный сигнализатор давления МСТ-8А с демпфером Д-59-2 контролирует положение клапанов перепуска воздуха за V и VI ступенями КВД по давлению топлива в гидроцилиндрах управления этими клапанами. При достижении в гидроцилиндрах давления (0,8 ± 0,04) МПа контакты МСТ-8А включают сигнальную лампу, что соответствует открытому положению клапанов перепуска воздуха;
расходомер топлива РТМСВ7-25АТ—мгновенно суммирующий весовой с автоматической коррекцией по плотности и системой автоматизированного контроля, предназначен для дистанционного измерения в весовых единицах (кг/ч) часового расхода топлива двигателя и остатка (запаса) топлива (кг) в топливных баках самолета.
В комплект расходомера входят показывающий прибор (РТМСВ-25АТ), шасси с блоками (ШБЗБТ) и датчик расходомера (ДРТМС-10т) с датчиком плотномера (ДПЕЗ-1Т). Датчик расходомера с датчиком плотномера (рис. 17.4) смонтирован на кронштейне, установленном на разделительном корпусе двигателя. Остальные элементы располагаются на самолете.
Принцип действия расходомера РТМСВ-25АТ заключается в том, что топливо при своем движение приводит во вращение крыльчатку, скорость вращения которой пропорциональна часовому расходу топлива, а частота вращения — количеству протекающего через датчик топлива в объемных единицах.
Датчик плотномера ДПЕЗ-1Т осуществляет коррекцию показания расходомера в зависимости от изменения плотности топлива;
масло мер МЭС-2247Д—электрический рычажно-поплавковый, осуществляет дистанционное измерение уровня масла в баках двигателей; а также сигнализацию аварийного остатка масла (5 л). В комплект масломера МЭС-2247Д входят: двухстрелочный датчик ДТПР — 2 шт. и указатель ЛД-49 (1 шт.).
206
Один комплект масломера МЭС-2247Д обслуживает два двигателя. Датчики ДТПР устанавливаются в баках масляной системы двигателей, а указатели — в кабине экипажа.
Принцип действия масломера основан на преобразовании неэлектрической величины (переменной высоты уровня масла) в электрическую, т. е. в переменное активное сопротивление, меняющееся в соответствии с изменением уровня масла в баке. При изменении уровня масла в баке поплавок следует за изменением уровня и через механическую передачу перемещает движок потенциометра, что вызывает изменение величины токов, протекающих по рамкам показывающего прибора.
Датчик ДТПР при достижении в баке минимально допустимого уровня масла (6 ± 1) л (без учета 8 л масла в отсеке отрицательной перегрузки) выдает команду на включение сигнальной лампы красного цвета.
17.3.	СИГНАЛИЗАЦИЯ КРИТИЧЕСКИХ РЕЖИМОВ
Сигнализация критических режимов в работе двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП приведена в табл. 17.1.
Таблица 17.1
Контролируемый параметр	Датчик	Условие загорания сигнальной лампы
Повышенная вибрация корпуса двигателя	МВ-25Б-В	Лампа ПРЕВЫШЕНИЕ НОРМЫ загорается, если виброскорость превышает 65 мм/с
Опасная вибрация корпуса двигателя	МВ-25Б-В	Лампа ОПАСНАЯ ВИБРАЦИЯ загорается, если виброскорость превышает 90 мм/с
Минимальное давление топлива иа входе в насос-регулятор	МСТВ-1,6	Лампа загорается при снижении давления топлива до (0,16 ±0,03) МПа
Минимальное давление масла иа входе в двигатель	МСТВ-2,2	Лампа загорается при снижении давления масла в нагнетающей магистрали до (0,22 ± 0,045) МПа
Наличие металлической стружки в масле	Фильтр-сигиализа-тор агрегата ЦВС-30	Лампа загорается при появлении металлической стружки в масле
Минимальное количество масла в баке	ДТПР	Лампа загорается при уменьшении количества масла в баке до (6 ± 1) л
Перепад давлений иа топливном фильтре	СгДфР-1Т	Лампа загорается при засорении топливного фильтра и возрастании перепада давлений иа нем до 0,04±?ioo5o МПа
Положение клапанов перепуска воздуха за V и VI ступенями КВД	МСТ-8А	Лампа загорается при давлении топлива в гидроцилиндрах клапанов перепуска воздуха выше 0,8 МПа
Положение лопаток ВНА компрессора ВД	Концевой	Лопатки ВНА установлены иа угол —35°— горят обе лам-
(-35°)	выключатель	пы. При страгивании лопаток иа углах от —35° до —33° при увеличении режима гаснет одна лампа (при уменьшении режима лампа загорается)
Положение лопаток ВНА компрессора ВД ( —5°)	Коицевон выключатель	При установке лопаток на углы от —7° до —5° при увеличении режима гаснет вторая лампа (при уменьшении режима лампа загорается) При положении лопаток на угле —5° обе лампы не горят
Реверсивное устройство включено	Два концевых выключателя	Лампа загорается при установке РУР в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА и открытии створок реверсивного устройства
Открытие замка реверсивного устройства	Коицевон выключатель	Лампа загорается при открытии замка без перевода РУР в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА Лампа горит (4. . .6 с) при переводе створок реверсивного устройства из положения ОБРАТНАЯ ТЯГА в положение ПРЯМАЯ ТЯГА
Работа панели АПД-55 запуска двигателя	Сигнальная лампа	Лампа загорается при включении системы автоматического управления запуском и гаснет при отработке
Пожар внутри двигателя	Два датчика ДП-11	Лампы загораются при повышении температуры двигателя до 550+150оС
Обледенение входного канала двигателя	ДО-206 серии 2	Лампа загорается периодически при иаличии обледенения в месте установки сигнализатора
Работа противообледеиительион системы двигателя	Сигнальная лампа	Лампа загорается при включении противообледенительной системы двигателя
Опасная частота вращения ротора турбины воз-	Центробежный	Лампа загорается, если турбостартер не отключается на час-
душного турбостартера	выключатель воздушного турбостартера с микровыключателем	тоте вращения ротора КВД выше 46+J% (5000+об/мин)
Максимальная температура масла, откачиваемого от шарикоподшипника КВД	Термосигиализатор	Лампа загорается при достижении температуры масла, откачиваемого от шарикоподшипника, + 162 . . . +170°С
207
ГЛАВА 18
ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ
Противопожарная система двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП выполняется по единой схеме и включает в себя систему сигнализации о пожаре 2С7К и системы внутреннего и наружного пожаротушения. Система наружного пожаротушения является частью самолетной противопожарной системы.
Система сигнализации о пожаре 2С7К предназначена для выдачи сигнала в кабину экипажа в случае возникновения пожара в защищаемых полостях двигателя и автоматического включения системы пожаротушения двигателя.
Система сигнализации обслуживает одновременно два двигателя и состоит из четырех датчиков ДП-11 (по два на двигатель) и одного блока-реле 2С7К-БР.
Датчики 13 (рис. 18.1) устанавливаются совместно с демпферами на фланцах труб, суфлирующих полость между кожухом вала и внутренним корпусом камеры сгорания с полостью наружного контура. Датчики предназначены для выдачи сигнала блоку-реле 6 о том, что в защищаемой полости температура достигла предельного значения (500...750°С).
Принцип работы датчика ДП-11 (рис. 18.2) основан на термоэлектрическом эффекте. В нем имеется термобатарея, состоящая из трех последовательно соединенных термопар. Горячие спаи 1 термопар выполнены в виде тонких лепестков, а холодные 5—в виде дугообразных трубок.
Термопары предохраняются от контактов с металлическим корпусом 2 с помощью стеклянных изоляторов. Выводы термобатареи соединены с контактами штепсельного разъема 4, закрепленного на корпусе 2 по фланцу 3, в котором имеются окна для прохода воздуха, охлаждающего холодные спаи. Места выводов термоэлектродов запаяны твердым припоем. Для предохранения головок горячих спаев от механических повреждений в датчике имеется колпачок с окнами для прохода к спаям горячего воздуха.
Подключение датчиков к блоку-реле производится с помощью жгута, на конце которого имеется розетка штепсельного разъема.
Блок-реле 2С7К-БР системы 2С7К устанавливается на самолете и выполняет следующие функции: принимает сигнал от датчиков; включает сигнальные лампочки при возникновении пожара в контролируемых полостях двигателей; подает напряжение на вход автоматического включения системы пожаротушения двигателя, от которого получен сигнал; обеспечивает контроль исправности и готовности системы сигнализации.
Блок-реле 2С7К-БР включает в себя четыре поляризованных реле РПС-5 (по одному на каждый датчик), два электромагнитных реле РЭС-9 (по одному на каждую пару датчиков), сопротивления, переключатели, штепсельные разъемы и т. д.
При возникновении пожара в контролируемой полости термоЭДС батареи термопар датчика достигает значения, достаточного для включения в блоке-реле соответствующего поляризованного реле РПС-5.
Рис. 18.1. Принципиальная схема пожаротушения внутри двигателя:
1— баллон с огнегасящнм составом; 2—сигнальное очко са-мозарядки огнетушителя; 3—тумблер включения подачи огнегасящего состава; 4—сигнальная лампочка; 5—тумблер контроля датчиков ДП-Н (для одного двигателя); 6 — блок-реле 2С7К-БР (для двух двигателей); 7—штепсельный разъем; 8, 10, 12 — трубопровод для подвода огнегасящего состава; 9 — диафрагма; 11 — труба суфлирования ^юлости кожуха вала с полостью разделительного корпуса; 13—датчик сигнализации о пожаре ДП-Н; А — полость кожуха вала; Б — полость между кожухом вала и внутренним корпусом камеры сгорания
Рис. 18.2. Датчик ДП-11;
1 — горячий спай; 2—корпус; 3—фланец крепления ШР; 4 — штепсельный ^разъем; 5—холодный спай
208
Контакты этого реле используются для подвода напряжения бортовой сети постоянного тока в обмотку электромагнитного реле РЭС-9. Реле РЭС-9 при срабатывании подает напряжение на сигнальную лампу и на вход цепи автоматического включения системы внутреннего пожаротушения двигателя, от которого поступил сигнал.
Исправность системы сигнализации о пожаре проверяется переключателями контроля. При включении переключателя и при исправности всей системы загорается соответствующая сигнальная лампа, но напряжение на вход автоматического включения системы пожаротушения не подается.
Внутренняя система пожаротушения (см. рис. 18.1) состоит из баллона 1 с огнегасящим составом — фреон 114В-2 (масса заправляемого фреона 2,725 кг), трубопровода 8 подвода огнегасящего состава к двигателю, трубопровода 10 для подвода огнегасящего состава в полость кожуха вала (жиклер диаметром 2,5 мм), трубопровода 12 для подвода огнегасящего состава в полость между кожухом вала и внутренним корпусом камеры сгорания (жиклер диаметром 3 мм), диафрагм 9, установленных в трубопроводах 10 и 12.	-у
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 бортовой сети на сигнальную лампу и на вход автоматического включения системы пожаротушения. Огнегасящий состав под давлением подается по трубопроводу 8, прорывает диафрагмы 9 и по трубопроводам 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 электрогенератор 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-ЗОКУ
Техническое обслуживание двигателей регламентируется руководством по эксплуатации конкретного двигателя и включает в себя оперативное и периодическое обслуживание. Виды технического обслуживания целесообразно рассмотреть на примере двигателя Д-ЗОКУ.
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 обеспечению стоянки.
По форме А выполняются работы перед каждым вылетом самолета, если не требуется выполнения 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 ие 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,' 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 ВЦП;
при выкатывании самолета на грунт за пределы ВПП;
при посадке самолета весом больше максимального посадочного;
209
Таблица 19.1
Перечень работ; выполняемых прн оперативном техническом обслуживании двигателя по формам А, Б и В
Содержание работ	Форма оперативного технического обслуживания		
	А	Б	В
1. Ознакомиться с замечаниями Экипажа о работе двигателя и его систем. Устранить все обнаруженные неисправности и выяснить причины отказов	+	+	+
2. Осмотреть снаружи гондолу двигателя. Убедиться в отсутствии ее повреждения и подтекания топлива, масла и гидросмеси	+	+	+
3. Проверить уровень масла в маслобаке двигателя и рабочей жидкости в баке гидросистемы управления РУ	+	+	+
4. Сравнить показания мерной линейки маслобака с показаниями масломера	—	+	—
5. Осмотреть входной канал двигателя. Убедиться 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. Установить РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ и убедиться в том, что риска флажка рычага управления дроссельным краном агрегата НР-ЗОКУ совмещается со средней риской площадки малого газа		+	
8. При открытых створках и люках гондолы осмотреть двигатель, агрегаты, коммуникации всех систем, тяги н рычаги управления двигателем и реверсивным устройством. Убедиться в том, что нет внешних повреждений, подтеканий топлива, масла гидросмеси, а также в надежной контровке соединений трубопроводов тяг; рычагов, элементов креплеиия агрегатов		+	
9. Осмотреть лопатки VI ступени турбины, реактивное сопло и РУ. Убедиться в отсутствии механических повреждений	+	+	+
10. Снять Для осмотра и промывки маслофильтр МФС-30	—	+	—
11. Снять для осмотра и промывки сигнализирующую вставку фильтра-сигиализатора	—	+	—
Содержание работ
Форма оперативного технического обслуживания
А Б В
агрегата ЦВС-30 (без разборки сигнализирующего элемента). При этом проверить тестером, что между каждой парой секций сигнализирующего элемента нет замыкания. Замыкание между секциями не допускается
12.	Снять для осмотра и промывки топливные — + — фильтры ТМР. Проверку чистоты фильтров производить с помощью прибора ПКФ- Осмотр и проверку фильтров ТМР производить через одно техническое обслуживание по форме Б
Примечание. При выполнении работ, перечисленных в пп. 10, 11 и 12, необходимо убедиться в герметичности уплотнений, а также в отсутствии металлических частиц, повреждений, загрязнений.
13.	Проверить надежность контровок ШР элек- — + — трических агрегатов и накидных гаек, экранированных проводок к свечам и агрегату зажигания
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 салфеткой, смоченной керосином, а затем смазать их смазкой ЦИАТИМ-201
17.	Произвести подготовку к запуску и оцро- + + + боваиие двигателя
Примечание. Опробование двигателя производить перед вылетом самолета, если после последней работы двигателя прошло более 72 ч. При опробовании двигателя по п. 17 необходимо проверить герметичность установленных фильтров, а также топливных и масляных коммуникаций. Проверку герметичности производить на работающем двигателе на режиме 0,7 номинального.	1
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 неисправности, обнаруженные экипажем в полете и инженерно-техническим составом при техническом обслуживании.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. При проведении работ по РУ, при осмотре сопла и турбины, а также при установке заглушка 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 гидросистеме следует включить и выключить рычагом РУР реверс тяги, при этом створки не должны перекладываться.
2. Все виды работ по техническому обслуживанию следует производить только инструментом из бортового чемодана, прилагаемого к двигателю.
19.2. ПЕРИОДИЧЕСКОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ Д-ЗОКУ
Периодическое техническое обслуживание двигателя производится через определеииое 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 турбостартера 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 жидкости 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 проверки.
После опробования двигателя выполняются работы по форме Б оперативного технического обслуживания (см. пп. 1—9, табл. 19.1).
Периодическое техническое обслуживание двигателя Д-ЗОКУ по.форме 2. Периодическое обслуживание по форме 2 осуществляется через каждые (600 ± 60) ч наработки двигателя, при этом необходимо 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 заряженных гидроаккумуляторах и заполненной жидкостью системе должно быть 12... 14 л, а при разряженных 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 регламентных 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-ЗОКУ и Д-ЗОКП не имеет отличий.
Подготовка двигателя Д-ЗОКУ к запуску. При подготовке двигателя к запуску необходимо выполнить 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 волосяными 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 обслуживании 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-ЗО. После стравливания воздуха из масляной системы необходимо произвести холодную прокрутку двигателя.
Стравливание воздуха из топливной и масляной систем следует производить до появления непрерывной струи жидкости.
5.	Снять заглушки с входного устройства и реактивного сопла. Осмотреть входной канал и убедиться, 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 постоянного 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 необходимо включить переключатель контроля датчиков ДП-11. При нормальной работе цепи датчиков ДП-11 должна загораться сигнальная лампа ПОЖАР В ДВИГАТЕЛЕ. После проверки выключить переключатель контроля;
включить систему контроля вибраций ИВ-200К и прогреть ее в течение 5 мин, при этом необходимо убедиться, что стрелки показывающих приборов находятся на нулевой отметке. После прогрева системы включить кнопку контроля уровня вибраций. При исправной системе должны загореться сигнальные 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 (КПВ) за V и VI ступенями 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 иа угол —35°;
проверить исправность сигнализаций минимальных давлений масла и топлива. При исправной сигнализации на неработающем двигателе должны гореть красные лампочки. При включении самолетного 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 работающего двигателя также будет зависеть от температуры окружающего воздуха. 3hy частоту можно
212
Рис. 19.1. Зависимость давления воздуха иа входе в стартер СтВ-3 при запуске от температуры окружающего воздуха: / — минимально допустимое давление; 2—максимально допустимое давление; 3— рекомендуемое
Рис. 19.2. Зависимость рекомендуемой частоты вращения ротора КВД от температуры окружающего воздуха (при отборе воздуха от КВД для запуска другого двигателя)
определить по графику, представленному на рис. 19.2. При отсутствии такого графика можно руководствоваться 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 ± 0,04) МПа двигатель не запустится, так как датчик МСТ-6 разорвет цепь питания панели 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% срабатывает 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 перевести РУД в положение СТОП и выключить подачу воздуха в турбостартер.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. Во время запуска запрещается производить корректировку подачи топлива 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 выключить стартер нажатием на кнопку прекращения запуска, РУД перевести в положение СТОП и выключить подачу воздуха в турбостартер. Выяснить причину неотключения турбостартера на частоте вращения ротора КВД 36,5.. . 40,5%, устранить неисправность и только после этого произвести последующий 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 произвести холодную прокрутку двигателя.
3.	При выходе двигателя иа режим малого газа необходимо следить за давлением масла и топлива. При давлении масла (0,22 ± 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/см2).
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 иа 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 трубопроводов 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 обнаружена 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 прокрутки 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 разрабатывается и постепенно уточняется программа проверки работы двигателя. 3>га программа представляется 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, характеризующая 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±1м об/мии). На этом режиме проработать еще 1 мин. В процессе прогрева двигателя следует обращать внимание на показания приборов, контролирующих работу двигателя. При работе на малом газе частота вращения ротора КВД при рИ — 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
70...75о	О JO с
взлетный аи-П5...96% Номинальный Йц-яр...3^,
3,7наминала ли'86.0,^% 0.6поминали a^-eV)...^
Малый гиз пад~5Ца...б10%
Режим настройки 8ПР-99
ill
7 23^ 567 8970 77
Минимальная о5потная тяга
72 13 79 75 г, мин
8... 70 с
ляяов1мин______________
\Д>паск но частоту ----вращения ротора Т
6800
670D	на обратной
тягебЗКоЦмин А
^%Ггтй
6600
6500 -
6W0
6300\
<jf\750
УС у 720 730~
	
Л8Л%
63
6Z
61
60
59
56
57
-60 ~<Ю~20 О 20 90 60 t°C
В

}7Ш№МК11К\

11

I

Рис. 19.3. График прогрева и опробования двигателя Д-ЗОКУ
Рис. 19.4. Зависимость изменения частоты вращения ротора ВД при работе двигателя иа земле иа режиме малого газа от атмосферных условий
Окончательная проверка частоты вращения ротора КВД производится в конце опробования двигателя.
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 ± 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 допускё к эксплуатации двигателя 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; температура газов за турбиной; давление и температура масла в масляной системе; давление топлива на входе в иасос-регулятор НР-ЗОКУ, на входе в форсунки камеры сгорания.
Опробование двигателя производится в,соответствии с техническими условиями перед взлетом самолета, если двигатель ие 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 предельного 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 t„ = 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 ± 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. вал 4- 15 + 15 + (/„ - 15)к - (А/ - 5),	(19.1)
где /г «астр—температура настройки; /г вал + 15—температура газов за турбиной на взлетном режиме при = + 15°С (из формуляра двигателя); t„ — температура окружающего воздуха, °C; к — коэффициент коррекции ограничиваемой температуры газов за турбиной, который для /„ = + 15°С и выше равен 0,8; для /„ < + 15°С равен 0,85; (А/ —5)°С— величина, на которую отличается температура, ограничиваемая иа режиме НАСТРОЙКА, от температуры, ограничиваемой на взлетном режиме с учетом поправки — 5°С на статическую ошибку системы ВПРТ-44. Значение А/ указано в паспорте регулятора РТ12-4М.
215
то
частота Орошения ротора вл по формупярд при 1ц 6ыше->15°С
200
470
взз
300
то
Зп ад, об/мин
-г
-6
-в
-ю
-it
Рис. 19.5. Поправка иа частоту вращения ротора ВД при работе двигателя иа земле иа номинальном режиме и крейсерских режимах при температуре наружного воздуха ниже + 15°С
ЗП. % о
1900
-60-00 -20 0 201„у
1 о
-1 -г
-3 -ч
-5 -6 -7 -в
-9 -10 -п -1Z -13 -19
%ingtof/MUH
100  О -т -200 .-300. -ООО .-500 -600 -ЮР -800 -9U/ то -поо -1200 4300 1900 чяю
ЗЛнд, об/мин т о
-100 -200 -300
-МО -500 -600
-700
Ij,
760
'Рн-770мнрт.ст
....................а=^|‘7*1' % Но дпоре гидра S g S усилителя ир-зоку ' Соответствует ~ „...
чаапоте Hi.no
+2 О -2 -4
Пнд~(пНАффДЛпНд)-\/_' 12Jfy (ограничение по pl) '
10 П
'-60 -50 -90 -30 -20 Ю О Ю 20 30 90 50 t^C
6
-90
-80
420
469
-ТОО
730
750
И г ° О 90
- для хны ограниче -\ния ла гадродсипите-. люСт~9г.8м-не*Л9т> но
__ неОше./тлф. по ВОРТ- 49
\рн=710ммрл1ап. , J 730
. Для зоны ГТ: J । ограничения ла давлению ; , '^звдла
•на не выше t т.оп>. по впрт- уч-	
_\Для хны огрониченл ~]Х Хвлению ЛиЙ/ка ' — ('’елвмно'^'^-и^
.Для гены ограничения по гибриден- J лителю л^д-п^^е. со.25,нонеВышеЯ7°р, Максимально допусти но я .
Ит— температураза турбиной. ----921—ограничиваемая
60 50 90 30 20 10 О Ю 20 30 90 50 601ц°С
Рнс. 19.7. Зависимость изменения максимально допустимой температуры газов за турбиной и частоты вращения ротора ВД от атмосферных условий при работе иа земле иа взлетном режиме

Рис. 19.6. Зависимость изменения приращения частоты вращения ротора НД иа взлетном режиме от атмосферных условий при работе иа земле
После проверки работы ВПРТ-44 в соответствии с графиком опробования двигателя плавным перемещением РУД установить номинальный режим (частота вращения ротора КВД пвд = 92,0 — 94,0% при /н = + 15°С) и проработать на нем 60 с, а затем на взлетном режиме 10—15 с (пвд = 94,5 — 96,0%). Далее необходимо для охлаждения двигателя перевести РУД иа режим малого газа и проработать на этом режиме 2 мин.
При этом обеспечивается подготовка к проверке приемистости двигателя. После работы на малом газе в течение 2 мин необходимо плавно за 1 .. .2 с перевести РУД на взлетный режим, при этом двигатель должен перейти за 7— 10 с на взлетный режим. На взлетном режиме нужно проработать 8... 10 с и за 1...2 с перевести РУД на режим малого газа.
Время приемистости следует отсчитывать от начала перевода РУД до достижения ротором КВД частоты вращения, меньшей на 1,1% частоты вращения на взлетном режиме для данных атмосферных условий.
При проверке приемистости температура газов за турбиной не должна превышать температуру газов на взлетном режиме.
При опробовании двигателя следует проверить на всех режимах частоту вращения ротора КВД пвд, температуру газов за турбиной, давление и температуру масла на входе в двигатель, вибрацию двигателя и частоту переменного тока генератора. Показания приборов должны соответствовать данным, приведенным в табл. 3.1. При изменении параметров окружающей среды (температура окружающего воздуха, атмосферное давление, влажность) изменяются частота вращения КВД и температура газов за турбиной, поэтому перед опробованием двигателя эти величины следует определить по графикам (рис. 19.5—19.7), а затем сравнить их с полученными при опробовании двигателя. Расхождения при этом не допускаются.
Частота тока генератора на установившихся режимах работы двигателя должна быть (400 ±4) Гц.
При опробовании двигателя также проверяется работа регулирующих устройств; своевременность открытия и закрытия КПВ; поворот лопаток ВНА КВД с угла установки лопаток ВНА — 5° на угол — 35°; частота вращения КВД, при которой срабатывает ЗОВ.
Проверку срабатывания КПВ, а также перекладку лопаток ВНА и срабатывание ЗОВ за VI и IX ступенями следует производить во время прогрева и опробования двигателя при увеличении и снижении режимов.
Контроль закрытия и открытия КПВ производится по сигнальной лампе. При закрытии КПВ сигнальная лампа гаснет, при открытии — загорается. Закрытие и открытие КПВ происходят при постоянной приведенной частоте вращения ротора КВД, т. е. прн пВДпр1|В = const Но так как физическая частота вращения ротора КВД зависит от температуры окружающего воздуха, то частоту вращения ротора КВД, при которой происходит срабатывание КПВ, следует определять по графику, приведенному на рис. 19.8.
При /„ = + 15°С приведенная частота вращения ротора КВД совпадает с физической частотой вращения, и эту частоту можно считать за определяющую, при которой срабатывают КПВ
216
Так, при увеличении режима работы двигателя пВдпри» закрытия КПВ равна 77,7—80,0%; при плавном снижении частоты вращения пВДпри, открытия КПВ составит 76,5... 80,0%; при резком снижении частоты вращения ротора КВД пВдприв должна быть не менее 73,5%.
Для определения частоты вращения ротора КВД, при которой происходит перекладка лопаток ВНА, также следует использовать график, приведенный на рис. 19,8. При этом необходимо учитывать следующее:
Срабатывание КПВ должно происходить при постоянной приведенной частоте вращения ротора КВД.
Начало перекладки лопаток ВНА с угла — 35° на угол — 5° происходит:
при плавном увеличении режима при пВДп„ив = 73,0... 75,5%;
при проверке приемистости — 73,0 ... 77,5%.
Окончание перекладки лопаток ВНА с угла — 35° на угол — 5° должно быть при nacTQTe вращения ИВДприв*	*
при плавном увеличении режима лВДприв = 88,5 — 91,5%; при проверке приемистости — 88,5—93,0%.
Начало перекладки лопаток ВНА с угла —5° на угол — 35° происходит:
при плавном снижении режима работы двигателя пВДприв = 86,5.. .91,5%;
при резком снижении режима — 85,5 .. .91,5%.
Окончание перекладки лопаток ВНА с угла — 5° на угол — 35° произойдет при плавном снижении режима при пВДприв = 71,0 .. . 75,5%;
при резком снижении режима — 70,0... 85,5%.
Рис. 19.8. Зависимость изменения замеренной частоты вращения ротора ВД, при которой происходит открытие и закрытие КПВ и начало стра-гиваиия и установки лопаток ВНА в положение — 35° и — 5°, от температуры окружающего воздуха при плавном увеличении и уменьшении частоты вращения ротора ВД
Конечное положение лопаток ВНА контролируется по загоранию сигнальных ламп. В положении лопаток ВНА на угле — 35° горят обе сигнальные лампы. В процессе увеличения режима при стра-гивании лопаток на углах от — 35° до — 33° гаснет сигнальная лампа положения лопаток ВНА на угле — 35°. Во время установки лопаток ВНА на углах от — 7° до — 5° гаснет вторая сигнальная лампа. В положении лопаток ВНА на угле — 5° обе лампы не горят. При снижении-режима сигнальные лампы загораются в обратной последовательности.
При увеличении частоты вращения ротора КВД происходит переключение ЗОВ на обогрев воздухозаборника, кока и лопаток ВНА КНД.
При частоте вращения ротора КВД 78,5...81,0% при увеличении режима переключается отбор воздуха с XI на VI ступень КВД.
При частоте вращения ротора КВД 77,5...91,0% при снижении режима происходит переключение отбора воздуха с VI ступени КВД на XI ступень. При резком снижении режима перекладка ЗОВ должна произойти на частоте вращения ротора КВД не менее 70,5%.
Перекладку ЗОВ можно заметить по кратковременному изменению давления топлива перед насосом-регулятором НР-ЗОКУ (по резкому отклонению стрелки указателя УИ2-4).
По графику опробования двигателя можно проверить также работу двигателя на режиме обратной тяги.
После проверки приемистости и работы двигателе на малом газе в течение 80 с следует перевести РУР за 1 . . .2 с в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА. При зтом вступит в работу система управления РУ и произойдет перекладка его створок в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА и загорится сигнальная лампа РЕВЕРС ТЯГИ ВКЛЮЧЕН. Далее следует установить режим минимальной обратной тяги, проработать на нем 8.. . 10 с и перевести РУР за 1 . . .2 с в положение ПРЯМАЯ ТЯГА. В этом случае створки РУ перекладываются на прямую тягу, а сигнальная лампа РЕВЕРС ТЯГИ ВКЛЮЧЕН гаснет. При перекладке створок на прямую тягу допускается кратковременное загорание сигнальной лампы ЗАМОК РЕВЕРСА ОТКРЫТ.
217
После проверки работы РУ следует на 2 мин установить режим малого газа, а затем выключить двигатель.
В ряде случаев возникает необходимость проверки исправности РУ на неработающем двигателе. Обычно эту операцию проводят сразу же после выключения двигателя, когда в гидросистеме РУ имеется давление. Если же давление в гидросистеме стравлено, или требуется повторно проверить РУ, то необходимо запусить двигатель, проработать на малом газе 1 мин для создания давления в гидросистеме РУ и остановить двигатель. Для проверки РУ следует РУР перевести в положение ОБРАТНАЯ ТЯГА, при этом створки РУ перекладываются на обратную тягу и загорается сигнальная лампа РЕВЕРС ТЯГИ ВКЛЮЧЕН. Время перекладки створок должно быть не более 2 с. Эго время контролируется по загоранию сигнальной лампы. При переводе РУР в положение ПРЯМАЯ ТЯГА створки РУ перекладываются на прямую тягу и гаснет сигнальная лампа РЕВЕРС ТЯГИ ВКЛЮЧЕН. При этом допустимо кратковременное загорание сигнальной лампы ЗАМОК РЕВЕРСА ОТКРЫТ.
Проверку РУ на неработающем двигателе следует производить один раз, так как на повторую проверку емкость гидроаккумуляторов гидросистемы не рассчитана и створки РУ могут оказаться в промежуточном положении.
В любом случае РУР следует после проверки РУ установить в положение ПРЯМАЯ ТЯГА, при этом при последующем запуске створкн установятся на прямую тягу.
После проведения монтажных работ или на вновь установленном двигателе проверку РУ проводят от аэродромного источника давления. С этой целью аэродромный источник давления подключается к клапанам всасывания и нагнетания гидросистемы РУ.
После присоединения источника давление следует повышать постепенно для обеспечения плавной перекладки створок РУ и проверки правильности монтажа.
Останов двигателя. В соответствии с графиком опробования двигателя после проверки режима обратной тяги необходимо проработать на малом газе 2 мни для охлаждения и уменьшения температурных напряжений в деталях горячей части двигателя и затем выключить двигатель. Предварительно перед остановом необходимо выключить ППО тумблером включения генератора. Для останова двигателя РУД следует перевести в положение СТОП.
Выключение двигателя и его останов являются ответственным важным процессом с точки зрения проверки равномерности свободного вращения роторов двигателя. Свободное вращение или выбег роторов должно происходить без посторонних шумов в двигателе, плавно. Время выбега роторов следует замерять с 9,0% частоты вращения ротора КВД. Для ротора КНД оно составляет не менее 80 с, а для ротора КВД — не менее 60 с.
Прн опробовании двигателя выбег ротора КВД определяют по вращению ротора генератора переменного тока, во всех остальных случаях—по указателю частоты вращения ротора КВД ИТЭ-2Т. В этих случаях время выбега исчисляют с 9,0% до окончания плавного снижения частоты вращения по стрелке указателя. Это время должно быть нс менее 40 с.
Выбег ротора КНД следует определять по вращению I ступени компрессора или последней ступени турбины.
После останова роторов двигателей необходимо закрыть пожарный кран и выключить подкачивающий насос. Далее следует выключить питание приборов, пусковой системы и автоматики двигателя.
Выключение двигателя закрытием пожарного крана, т. е. прекращением подачи топлива к насосу-регулятору НР-ЗОКУ категорически запрещается, так как такой метод остановки двигателя может привести к сухому трению плунжерных пар насоса-регулятора НР-ЗОКУ и вызвать поломку топливных агрегатов. Если же такое выключение двигателя производилось, то решение о дальнейшей эксплуатации двигателя должно приниматься совместно с представителем поставщика.
В процессе опробования двигателя может возникнуть необходимость в экстренном останове двигателя, причиной которого может явиться резкое снижение давления масла на входе в двигатель, появление пожароопасной течи топлива или маслд; резкое повышение температуры газов за турбиной сверх допустимого предела; появляенне вибрации, опасной для работы двигателя; появление факела сверх допустимого предела; появление вибрации, опасной для работы двигателя; появление факела или сильного искрения на выходе из сопла; обледенение входного канала; возникновение пожара; щення ротора КВД, меньшей на 3,5% нижнего лредела допустимой частоты вращения, прн которой должны открываться КПВ, и другие случаи ненормальной работы двигателя.
Экстренное выключение производится при работе двигателя на любом режиме, при возникновении любой нз указанных причин. Для экстренного останова двигателя необходимо быстро перевести РУД в положение СТОП, закрыть пожарный кран и выключить отбор воздуха на наддув кабины от остановленного двигателя.
При самопроизвольном включении РУ на любом режиме необходимо немедленно перевести РУД на площадку малого газа и произвести нормальный останов двигателя.
После экстренного останова двигателя необходимо выяснить причину, его вызвавшую, и принять решение о дальнейшей эксплуатации двигателя совместно с представителем завода-изготовителя.
Если экстренный останов производился по причинам, независящим от двигателя (случайный останов, неожиданное движение самолета и др.), а также при появлении быстроустранимых дефектов, то не позднее чем через 15 мин после останова двигатель следует запустить, поработать 2 мин на
218
режиме малого газа, 1 мин на режиме 0,7 номинального и продолжать опробование двигателя или произвести нормальный останов. После этого разрешается дальнейшая эксплуатация двигателя.
После останова двигателя необходимо выполнить следующие работы: осмотреть входной канал и реактивное сопло двигателя, обратив особое внимание на лопатки компрессора и последней ступени турбины для обнаружения их повреждений; осмотреть двигатель снаружи и убедиться в том, что нет подтеканий масла, топлива, внешних повреждений в агрегатах и узлах двигателя. Если стоянка предполагается более 1 ч, необходимо поставить заглушки на входной канал и реактивное сопло. В случае вращения ротора КНД от ветра необходимо установить заглушки независимо от времени стоянки самолета. На входной канал ставятся заглушки сразу же после остановки двигателя, а на реактивное сопло через 10—15 мин после его выключения.
При снегопаде, граде, дожде, обледенении, метели, сильном ветре заглушки на входной канал я и реактивное сопло устанавливаются сразу же после выключения двигателя.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Во избежание несчастных случаев перед осмотром реактивного сопла и турбины, а также перед установкой заглушки в сопло, необходимо стравить давление рабочей жидкости в гидросистеме РУ. Для этого нужно снять с рукоятки перепускного крана КП-40 контровочную булавку, отжать рукоятку крана в верхнее положение и удерживать ее в этом положении не менее 1 мин. После этого рычагом РУР включить и выключить РУ, при этом створки РУ не должны перекладываться.
19.4. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ДВИГАТЕЛЕЙ Д-ЗОКУ И Д-ЗОКП В РАЗЛИЧНЫХ КЛИМАТИЧЕСКИХ УСЛОВИЯХ
Самолеты Ил-62 и Ил-76 эксплуатируются в различных климатических условиях. В зависимости от этих условий в регламентах по техническому обслуживанию предусмотрены мероприятия, обеспечивающие нормальную эксплуатацию в этих случаях.
При отрицательной температуре окружающего воздуха (ниже 0) и повышенной влажности может произойти обледенение входного канала и лопаток ВНА. При этом следует иметь в виду, что при осадках в виде моросящего мелкого дождя или мокрого снега и температуре окружающего воздуха, близкой к нулю, опасность обледенения особенно велика. В таких условиях при подготовке к запуску двигателя следует обращать особое внимание на лампу сигнализации обледенения. Запуск двигателей разрешается только с включенной ПОС двигателя и воздухозаборника входного канала гондолы, и, кроме того, перед запуском обязательно следует вручную провернуть ротор КНД для исключения запуска двигателя в случае примерзания рабочих лопаток КНД к корпусу компрессора. Если такое примерзание обнаружено, то его следует устранить прогревом двигателя горячим воздухом от наземных средств, при этом температура горячего воздуха не должна превышать 80°С.
При снижении температуры окружающей среды до — 30°С, заправке двигателей маслом МК-8А и условии, что стоянка самолета была более 2 ч, перед запуском двигатель необходимо прогреть горячим воздухом, температура которого не превышает 80°С. При прогреве горячий воздух следует направлять на агрегаты масляной и топливной систем, а также на агрегаты пусковой системы и автоматического регулирования работы двигателя.
На двигателях с РУ при температуре окружающего воздуха — 40°С следует также подогреть бак и поршневой насос НП25-5 гидросистемы РУ.
Низкие температуры окружающей среды оказывают влияние на работу двигателя.
Так, из графика (см. рис. 19.7) следует, что при работе двигателя на земле при температуре окружающего воздуха менее + 21 °C и дальнейшем понижении температуры, частота вращения ротора КВД и температура газов за турбиной на взлетном режиме понижаются в результате выхода двигателя на ограничение по максимальному давлению воздуха за КВД.
В полете с включенной ПОС и работающей системой ограничения подачи топлива ВПРТ-44 необходимый режим работы двигателя следует поддерживать перемещением РУД.
Если двигатель работает на номинальном режиме и температура газов за турбиной более 600°С, то время непрерывной работы двигателя при таких условиях должно быть не более 15 мин. Такой режим работы двигателя учитывается как взлетный.
Особое внимание в зимнее время нужно обращать на качество топлива. При отрицательных температурах возможно выпадение влаги, находящейся в топливе, в виде кристаллов, что может привести к засорению фильтра и к прекращению подачи топлива в двигатель, поэтому перед запуском двигателей необходимо слить отстой топлива в прозрачную посуду для обнаружения в нем кристаллов воды. Для устранения выпадения кристаллов воды в зимнее время в топливо примешивают в необходимой пропорции специальную жидкость «И».
При обнаружении в топливе кристаллов воды топливо нужно заменить. После выключения двигателей при снегопаде необходимо сразу же поставить заглушки во входной канал во избежание попадания снега в двигатель.
219
ГЛАВА 20
ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ДВИГАТЕЛЕЙ Д-ЗОКУ И Д-ЗОКП
20.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
В процессе эксплуатации Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП могут встретиться неисправности их отдельных узлов и функциональных систем. 3>ги неисправности возникают вследствие нарушения требований, изложенных в «Руководстве по эксплуатации и техническому обслуживанию» и в других документах. Указанные неисправности могут привести к различного рода летным происшествиям, вынужденным посадкам, а в некоторых случаях и к более тяжелым последствиям.
Для устранения обнаруженных неисправностей, а также их предупреждения в будущем, издаются специальные бюллетени, в которых находят отражение конструктивные, технологические и эксплуатационные. мероприятия, направленные на устранение и предупреждение неисправностей, а также излагаются особенности эксплуатации, вызванные изменением или доработкой конструкции. Бюллетени подразделяются на эксплуатационные (Э), ремонтные (Р), бюллетени по изменению конструкции (ИК) и доработочные. Бюллетени являются обязательными руководящими документами при эксплуатации и техническом обслуживании двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП.
Своевременное обнаружение неисправностей двигателей обеспечивается высоким уровнем подготовки инженерно-технического состава, а также эффективной системой контроля технического состояния двигателей в процессе их эксплуатации.
Система контроля технического состояния двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП предусматривает возможность замера параметров, характеризующих работу двигателей как в полете, так и на земле при техническом обслуживании бортовыми и наземными средствами контроля.
При техническом обслуживании на земле осуществляется визуальный осмотр двигателей, их агрегатов и устройств, доступных для внешнего осмотра; периодический осмотр масляных фильтров и магнитных пробок для обнаружения стружки.
Для выявления неисправностей в масляных полостях двигателей в масляных системах установлены фильтры-сигнализаторы стружки и термосигнализаторы шарикоподшипников ротора II каскада компрессора.
Бортовой измерительной аппаратурой предусмотрен замер следующих параметров двигателя: частоты вращения ротора КНД, частоты вращения ротора КВД; температуры газа за турбиной, виброскорости; давления топлива перед форсунками, давления масла; давления топлива на входе в насосы-регуляторы НР-ЗОКУ и НР-ЗОКП; часовой расход топлива.
Кроме измерения параметров двигателя в процессе его работы производится сигнализация (загораются сигнальные лампочки) при достижении некоторыми параметрами предельных значений. К этим параметрам относятся минимальное давление масла на входе в двигатель; минимальное количество масла в баке; минимальное давление топлива на входе в насосы-регуляторы; перепад давлений на топливном фильтре ТМР; опасная частота вращения воздушного турбостартера. Сигнальные лампочки загораются также и в случае повышенных и опасных вибраций; пожара в двигателе, обледенения входного устройства и появления стружки в масле.
Систематическая регистрация указанных параметров и последующий их анализ могут быть использованы для оценки и прогнозирования технического состояния двигателя.
В настоящее время основным видом контроля состояния двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП при техническом обслуживании являются визуальный осмотр доступных зон двигателя, осмотр масляных фильтров и магнитных пробок и периодический замер параметров. Кроме того, для обнаружения повторяющихся дефектов отдельных узлов, приводящих к отказу двигателя, производится контроль их с помощью специальных приспособлений.
Для выявления неисправности в эксплуатации используются также различные признаки их проявления в полете и при работе двигателя на земле (например, тряска двигателя, посторонний шум в двигателе, тугое вращение роторов, появление запаха гари в кабине самолета и др.).
При увеличении наработки двигателя возрастает вероятность возникновения отказов двигателя, вызванных износом трущихся деталей и узлов двигателя. Поэтому при техническом обслуживании двигателей с большой наработкой необходимо обращать особое внимание на накопление продуктов износа в масле, изменение измеряемых в полете параметров двигателя: виброскорости, частоты вращения роторов, температуры газа, давления топлива перед форсунками, давления и расхода масла. С этой целью необходимо указанные параметры регистрировать в каждом полете, подвергать их анализу и на его основе делать заключение об исправности двигателя.
Как правило, возникновение той или иной неисправности приводит к отклонению показаний прибора, контролирующего работу того или иного узла или агрегата двигателя. Однако отклонение показаний прибора от нормальных значений может вызываться неисправностью самого прибора. Поэтому прежде чем приступить к устранению неисправности, обнаруженной по показанию прибора, необходимо убедиться в исправности самого прибора.
На каждый двигатель заведен специальный формуляр, к которому прикладываются паспорта
220
агрегатов, установленных на двигателе. В формуляр и паспорта в обязательном порядке вносятся все работы по устранению несправностей, а также производятся записи о выполняемых регулировках.
Возможные неисправности двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП, возникающие в процессе эксплуатации, их причины и способы устранения приведены ниже.
20.2. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ
Причина неисправности
Метод устранения
Причина ненсправностн , I	Метод устранения
Неисправности пусковой системы двигателей
При нажатии кнопки ПУСК ДВИГАТЕЛЯ воздушный турбостартер не вступает в работу или отключается на первых секундах
При запуске падает давление топлива на входе в агрегат НР-ЗОКУ или НР-ЗОКП, загорается сигнальная лампочка повышенного перепада давлений на фильтрах ТМР
Неисправна электрическая цепь пнтаиня панели АПД-55 нли мнкровыключателя А-812 агрегата НР-ЗОКУ илн НР-ЗОКП
Неисправна панель АПД-55 или мнкровыключатель А-812
Не открылась перекрывная заслонка ЗП-44 или заслонка СтВ-3 из-за неисправности электрических цепей управления заслонками
Ненсправиа электрическая цепь сигнализации ОПАСНЫЕ ОБОРОТЫ СТАРТЕРА (сигнальная лампочка горнт)
Отсутствует передача крутящего момента от СтВ-3 ЗКП двигателя нз-за среза слабых звеньев опоры храповой муфты н стягивающего болта СтВ-3
Неисправен СтВ-3
Во время запуска загорается сигнальная лампочка ОПАСНЫЕ ОБОРОТЫ СТАРТЕРА
Нарушена регулировка механизма отключения СтВ-3
Центробежный выключатель СтВ-3 выдает команду на отключение при частоте вращения ротора ВД ниже 46% по ИТЭ-2Т
Не расцепляется храповая муфта СтВ-3 с двигателем
При запуске двигатель зависает на частоте вращения ниже малого газа без увеличения давления топлива и температуры газов за турбиной
Флажок рычага управления дроссельным краном агрегата НР-ЗОКУ нлн НР-ЗОКП не устанавливается на пло щадку малого газа
Нарушена герметичность воздушного клапана нлн трубопровода тюдвода воздуха к автомату запуска агрегата НР-ЗОКУ илн НР-ЗОКП
Проверить электроцепь питания панели АПД-55 и микровыключателя А-812 агрегатов НР-ЗОКУ нли НР-ЗОКП. Обнаруженные ненсправности устранить
Проверять последовательно работу панели АПД-55 н мнкровыключателя А-812. Прн обнаружении ненсправностн заменить панель АПД-55
Проверить электрические цепи управления заслонками и устранить неисправность
Проверить электрическую цепь сигнализации ОПАСНЫЕ ОБОРОТЫ СТАРТЕРА н устранить неисправность
Выясннть причину среза слабых звеньев н устранить неисправность. Произвести прокрутку ротора КВД вручную н заменить опору, наружную обойму храповика, стягивающий болт опоры, шайбы н кольцо СтВ-3. Осмотреть поводок с собачкамн ЗКП н проверить, нет лн заедания собачек
Заменить СтВ-3
Отрегулировать вращения СтВ-3
Заменить СтВ-3
Снять СтВ-3 н осмотреть храповую муфту. Прн необходимости заменить СтВ-3
Отрегулировать положение флажка рычага дроссельного крана по средней риске площадки малого газа
Проверить герметичность воздушного клапана н трубопровода подвода воздуха к автомату запуска. Прн необходимости заменить клапан нлн устранить негерметичность трубопровода
Засорены топливные фильтры ТМР
Неисправен подкачивающий насос ДЦН44-ПЗТ
Нет подачи топлива при запуске
Воздушная пробка в топливной системе
Не воспламеняется топливо в камере сгорания двигателя при запуске
Мало напряжение в цепи питания агрегата зажигания
Повреждена проводка цепи питания агрегата зажигания
Неисправны	свечн
СП-06ВП-3 илн агрегат
СКНА-22-2А
частоту
Время выхода двигателя на режим малого газа превышает 80 с
Засорен фильтр подвода воздуха к автомату запуска
Нарушена герметичность соединений трубопровода подвода воздуха к автомату запуска
Нарушена регулировка пусковой характеристики автомата запуска
Неисправности системы регулирования, управления и сигнализации двигателя Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП, возникающие при работе двигателей на различных режимах
Колебание частоты вращения роторов двигателей и частоты тока генераторов ГТ40ПЧ6 на установившемся режиме работы
Попал воздух в агрегаты топливной автоматики
Снять н осмотреть топливные фильтры ТМР. При необходимости фильтры промыть
Убедиться в исправности топливного насоса ДЦН44-ПЗТ. Прн необходимости насос заменить
Стравить воздух нз топливной системы через стравливающие клапаны агрегатов ТМР. ИМТ-3, ЦНА-ЗОК и РППО-ЗОК
Проверить напряжение в цепи питания агрегатов запуска. Напряжение должно быть 27 ± ±2,7 В
Проверить цепь питания агрегата зажигання. Неисправность устранить
Снять с двигателя свечи и проверить нскрообразование. Прн отсутствии искры проверить проводники, идущие к свечам. При необходимости заменить свечи новымн и проверить нскрообразование. Прн отсутствии искры заменить агрегат зажигания СКНА-22-2А
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ.
Производить проверку работы системы зажигания при отсоединенных свечах запрещается.
Промыть бензином нли керосином фильтр подвода воздуха к автомату запуска. Перед установкой фильтр продуть сжатым воздухом
Проверить герметичность соединений трубопровода подвода воздуха к автомату запуска. Неисправность устранить
Отрегулировать запуск двигателя
Стравить воздух из агрегатов ТМР. ИМТ-3. ЦНА-ЗОК, РППО ЗОК
221
Продолжение
Причина неисправности
Метод устранения
' Причина неисправности
Метод устранения
Велика проливка дроссельного пакета обратного хода гидроусилителя агрегатов НР-ЗОКУ или НР-ЗОКП
Установить дроссельный пакет обратного хода гидроусилителя с меньшей проливкой, но не менее 55 cmj/c
Превышение допустимой частоты вращения ротора КНД при наборе высоты
Не отрегулирован агрегат	Отрегулировать ограничение
ЦР-1-30К	частоты вращения ротора КНД
Мала или велика частота вращения ротора КВД подрежиме малого газа
Неисправна система управления насосом НР-ЗОКУ или НР-ЗОКП
Неисправен датчик или измеритель частоты вращения ротора КВД
Нарушена регулировка частоты вращения ротора КВД на режиме малого газа
Проверить положение флажка рычага дроссельного крана НР-ЗОКУ или НР-ЗОКП. Флажок должен находиться на средней риске ПМГ
Проверить датчик'й измеритель частоты вращения ротора КВД. Неисправный датчик или измеритель заменить
Отрегулировать частоту вращения ротора КВД на режиме малого газа
Система ВПРТ-44 не ограничивает температуру газов за турбиной на режимах паазам = 9700 об/мин и на режиме <Настройка*
Неисправны термопары
Т-99-3
Мало время выбега роторов при останове двигателей
Выход из строя какого-либо подшипника роторов двигателей, приводов или агрегатов
Произвести прокрутку роторов двигателей вручную. Если вращение плавное, произвести холодную прокрутку. Осмотреть маслофильтры МФС-30 и фильтр-сигнализатор агрегатов ЦВС-30. При вращении роторов с заеданием или наличии металлической стружки на фильтрах необходимо выяснить причину и решить вопрос о дальнейшей эксплуатации двигателей
Не гаснет одна из сигнальных ламп срабатывания лопаток ВНА
Неисправен приемник температуры П-69-2М
Сбита установка сигнализаторов положения лопаток ВНА
Попал воздух в систему управления и поворота лопаток ВНА
Нарушена регулировка угла поворота лопаток ВНА по частоте вращения
Проверить установку сигна лнзаторов лопаток ВНА
Стравить воздух из системы через клапаны стравливания агрегата ЦНА-ЗОК
Отрегулировать угол поворота лопаток ВНА по частоте вращения
Неисправен агрегат ИМТ-3 или провода, идущие от него к регулятору температуры РТ12-4М
Неисправен регулятор температуры РТ12-4М
Не гаснет или не загорается сигнальная лампа клапанов КПВ при плавном повышении или снижении режима на частоте закрытия или открытия клапанов
Нарушена электрическая цепь сигнализации КПВ
Неисправен сигнализатор
МСТ-8А
Нарушена регулировка агрегата ДПО-ЗОК
Проверить электрическую цепь сигнализации КПВ
Проверить и при необходимости заменить сигнализатор МСТ-8А
Отрегулировать частоту закрытия и открытия КПВ
Время приемистости двигателя не соответствует ТУ (меньше 7 с или больше 10 с)
Негерметичны воздушные трубопроводы механизма дозирующей иглы агрегата НР-ЗОКУ или НР-ЗОКП
Неправильно отрегулирована приемистость жиклером корректировки давления рк в автомате приемистости агрегата НР-ЗОКУ или НР-ЗОКП
Проверить герметичность трубопроводов механизма дозирующей иглы
Снять жиклер и проверить его диаметр
Отрегулировать время приемистости изменением диаметра жиклера
Проверить крепление термопар иа двигателе, надежность контактов, чистоту отверстий для прохода газов. Замерить сопротивление проводов до указателя УТ-7А с подключенными термопарами Т-99-3 и колодкой ПК-9Б, которое должно быть (26± 1) Ом, и сопротивление проводов к регулятору температуры РТ12-4М с подключенными термопарами и колодкой ПК-9Г, которое должно быть (15,5 ± 0,1) Ом. Проверить, нет ли замыкания между блоками термопар, идущих к регулятору и к указателю. Проверить сопротивление изоляции каждого блока термопар, которое должно быть не менее 20 000 Ом. Проверить сопротивление проводов термопар и убедиться в том, что нет замыкания между блоками термопар. Проверить сопротивление изоляции при отсоединенных ШР регулятора и указателя
Проверить исправность проводки и приемника температуры П-69-2М; прн неисправности приемника заменить его
Проверить исправность агрегата ИМТ-3
При необходимости заменить агрегат. Проверить, нет ли обрыва проводов, идущих от регулятора РТ12-4М к агрегату ИМТ-3. Обнаруженные неисправности устранить
Если при указанных выше проверках дефектов не обнаружено, Тогда необходимо заменить регулятор температуры РТ12-4М
При выключенной системе отбора воздуха для самолетных нужд температура газов за турбиной на взлетном режиме на земле и в полете превышает требуемую для данного двигателя
Негерметична система отбора воздуха для самолетных нужд
Неисправна система замера температуры газов за турбиной
Проверить герметичность системы отбора воздуха для самолетных нужд
Проверить и протариро-вать указатель с термопарами и проводами
При работе двигателя на всех режимах температура газов за турбиной выше формулярных данных
Неисправна система заме- Проверить и протарировать ра температуры газов за указатель с термопарами и турбиной	проводниками
222
Продолжение
Причина неисправности
Метод устранения
Причина неисправности
Метод устранения
Не переключается ЗОВ с XI на VI ступень
Негерметнчны соединения трубопроводов отбора воздуха на двигателе илн самолете
Для проверки переключения ЗОВ к штуцеру на трубе отбора воздуха от ЗОВ подсоединить манометр с пределом измерения от 0 до 2,5 МПа. При плавном увеличении режима на частоте вращения 78,5 — 81,5% в момент переключения заслонки должно произойти резкое понижение давления в трубе отбора воздуха от ЗОВ. Если ЗОВ не переключается, заменить ее
Проверить герметичность соединений трубопроводов и устранить утечки воздуха
Попал воздух на вход в I Стравить воздух из насоса иасос ОМН-ЗО	ОМН-ЗО через клапан страв-
I ливаиия воздуха
Масло перетекает из бака в двигатель на неработающем двигателе
Под клапан попали посторонние частицы или негерме-тнчно уплотнительное кольцо корпуса обратного клапана масляного насоса ОМН-ЗО
Сиять и проверить обратный клапан. При необходимости заменить узел обратного клапана
Увеличен уровень масла в баке
Ненсправностн мвслппой системы двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП
Давление масла на входе в двигатель не соответствует ТУ
Попадание керосина в масло из-за негерметичности фильтра ТМР или нарушение уплотнений валиков приводов агрегатов
Нарушена регулировка насоса ОМН-ЗО
Заедает редукционный клапан насоса ОМН-ЗО
Отрегулировать давление масла на входе в двигатель редукционным клапаном насоса ОМН-ЗО
Снять и осмотреть редукционный клапан. В случае заедания редукционного клапана разрешается место заедания зачистить и притереть
Проверить герметичность ТМР и сальниковых уплотнений валиков приводов агрегатов РПП-ЗОК, НР-ЗОКУ нли НР-ЗОКП, ДЦН44-ПЗГ, ДПО ЗОК, ПР-1-30К- Обнаруженную неисправность устранить. Произвести анализ масла из масляной системы двигателя для определения температуры вспышки масла. Если температура вспышки ниже 135°С, заменить масло, произвести опробование двигателя и снова проверить температуру вспышки масла
223
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Авиационный двухкоитуриый турбореактивный двигатель Д-ЗОКУ. Техническое описание. М.: Машиностроение. 1975. 189 с.
2.	Авиационный двухкоитуриый турбореактивный двигатель Д-ЗОКУ. Руководство по эксплуатации 40ИЭ-14. М.: Машиностроение, 1975. 183 с.
3.	Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-ЗОКУ. Иллюстрированный каталог деталей. 1979. 650 с.
4.	Авиационный двухконтурный двигатель Д-ЗОКУ. Руководство по эксплуатации и техническому обслуживанию. М.: Авиаэкспорт, 1976. 709 с.
5.	Авиационный двухкоитуриый двигатель Д-ЗОКП. Руководство по технической эксплуатации. М.: Авиаэкспорт, 1974. 946 с.
6.	Авиационный двигатель Д-30 11 серин/Л. П. Лозицкий, А. А. Иваненко, М. Д. Авдошко и др. М.: Машиностроение, 1980. 483 с.
224
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Введение....................................................................... 3
Глава 1. Основные положения теории авиационных двухкоитурных турбореактивных двигателей .................................................................... 5
1.1.	Схема и принцип действия авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя ................................................................ 5
1.2.	Изменение	параметров	газового	потока................................. 6
1.3.	Рабочий процесс	в двухкоитуриом турбореактивном двигателе	7
1.4.	Основные параметры и коэффициенты полезного действия ТРДД ....	10
1.5.	Влияние параметров рабочего процесса и степени двухконтурности иа удельные параметры ТРДД ....................................................... И
1.6.	Дроссельные, высотные и скоростные характеристики ТРДД.............. 13
Глава 2. Надежность авиационных двигателей ................................... 15
2.1.	Основные определения надежности	  15
2.2.	Количественные показатели надежности ............................... 16
2.3.	Надежность двигателей в эксплуатации ............................... 17
Глава 3. Общие сведения о двигателях Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП.......................... 18
3.1.	Конструктивные особенности	18
3.2.	Основные технические данные ТРДД Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП.................... 20
3.3.	Эксплуатационные режимы работы двигателей........................... 25
3.4.	Эксплуатационные характеристики двигателей.......................... 27
Глава 4. Компрессор двигателя................................................. 29
4.1.	Принцип работы осевого компрессора.................................. 29
4.2.	Неустойчивая работа (помпаж) компрессора и способы ее предотвращения 31
4.3.	Основные узлы компрессора. Действующие иа них нагрузки.............. 34
4.4.	Компрессор низкого давления......................................... 35
4.5.	Компрессор высокого давления ....................................... 43
4.6.	Опыт эксплуатации компрессора....................................... 54
Глава 5. Разделительный корпус ............................................... 55
5.1.	Описание кинематической схемы приводов ............................. 55
5.2.	Разделительный корпус............................................... 56
5.3.	Центральный привод.................................................. 57
5.4.	Передняя коробка приводов .......................................... 59
5.5.	Задняя коробка приводов ............................................ €0
Глава 6. Камера сгорания ..................................................... 63
6.1.	Краткие сведения о рабочем процессе в камере сгорания............... 63
6.2.	Общая характеристика узла камеры сгорания........................... 64
6.3.	Конструкция камеры сгорания......................................... 66
6.4.	Опыт эксплуатации узла камеры сгорания.............................. 70
Глава 7. Турбина.............................................................  71
7.1.	Краткие сведения о рабочем процессе в турбине....................... 71
7.2.	Общая характеристика конструкции узла турбины....................... 72
7.3.	Турбина высокого давления .......................................... 76
7.4.	Турбина низкого давления............................................ 78
7.5.	Узел задней опоры двигателя......................................... 79
7.6.	Опыт эксплуатации узла турбины ..................................... 81
Глава 8. Реверсивные устройства двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП.................... 82
8.1.	Общие сведения о реверсивных устройствах............................ 82
8.2.	Корпус реверсивного устройства...................................... 84
8.3.	Створки, обтекатели реверсивного устройства и противопожарная перегородка .................................................................. 84
8.4.	Силовые балки и рычаги с тягами	....................... 86
8.5.	Силовые гидроцилиндры реверсивного устройства....................... 89
8.6.	Механический замок створок ......................................... 90
8.7.	Особенности конструкции узла реверсивного устройства двигателя Д-ЗОКП 91
225
8.8.	Система управления, блокировки и сигнализации реверсивного устройства 91
8.9.	' Особенности системы управления, снгналнзацни и блокировки реверсивного устройства двигателя Д-ЗОКП........................................ 103
8.10.	Опыт эксплуатации реверсивных устройств двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП 104
Глава 9. Силовые корпуса двигателе* Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП. Крепление двигателей 105
9.1.	Схема силового корпуса............................................. 105
9.2.	Узлы крепления двигателя Д-ЗОКУ.................................... 106
9.3.	Особенности крепления двигателя Д-ЗОКП............................. 108
Глава 10. Воздушная и противообледенительная системы двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП ....................................................................... НО
10.1.	Общие сведения о воздушной системе ................................ НО
10.2.	Отбор воздуха для наддува лабиринтных уплотнений полостей опор ро-
тора ................................................................... 111
10.3.	Отбор воздуха для работы турбины ППО.............................. 111
10.4.	Отбор воздуха для самолетных нужд................................ 111
10.5.	Отбор воздуха в дренажную систему двигателя....................... 112
10.6.	Отбор воздуха для перепуска за V и VI ступенями	КВД........... 112
10.7.	Отбор воздуха к автоматическим устройствам иасоса-регулятора ...	112
10.8.	Отбор воздуха для охлаждения деталей турбины	............. 112
10.9	Противообледенительная система .................................... 112
Глава 11. Система смазки и суфлировании двигатели............................ 115
11.1.	Принцип работы системы смазки ...................................  115
11.2.	Масляный бак...................................................... 117
11.3.	Топливно-масляный радиатор 4845Т	  119
11.4.	Основной масляный насос ОМН-ЗО.................................... 120
11.5.	Откачивающий масляный насос МНО-1................................. 121
11.6.	Откачивающий масляный насос МНО-ЗОК............................... 122
11.7.	Центробежный воздухоотделитель с фильтрои-сигиализатором ....	123
11.8.	Центробежный суфлер ЦС-ЗОК........................................ 125
11.9.	Масляный фильтр МФС-30 ........................................... 125
11.10.	Териосигнализатор................................................ 126
11.11.	Опыт эксплуатация системы смазки................................. 126
Глава 12. Основные аоложеиия, лежащие в основе теории автоматического управлении двигателями Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП ........................................... 127
12.1.	Программа управления ТРДД иа максимальном режиме работы . .	127
12.2.	Законы управления ТРДД при дросселировании........................ 130
12.3.	Регулирование ТРДД на неустановнвшнхся режимах.................... 132
12.4.	Общая схема управления............................................ 133
Глава 13. Система тоиливоиодачи ............................................. 135
13.1.	Схема топлнвоподачн .............................................. 135
13.2.	Подкачивающий топливный насос ДЦН44-ПЗТ........................... 137
13.3.	Топливная форсунка ФР-40ДСМ ...................................... 141
Глава 14. Система управлении двигателими Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП..................... 144
14.1.	Общие сведения ................................................... 144
14.2.	Насос-регулятор НР-ЗОКУ........................................... 144
14.3.	Исполнительный механизм ИМТ-3	  147
14.4.	Датчик приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК....................... 147
14.5.	Температурный датчик ТД-ЗОК....................................... 148
14.6.	Регулятор направляющего аппарата РНА-ЗОК.......................... 149
14.7.	Цилиндр направляющего аппарата ЦНА-ЗОК............................ 149
14.8.	Центробежный регулятор ЦР-1-30К	  150
14.9.	Заполнение топливом системы каналов агрегатов НР-ЗОКУ, ИМТ-3, ДПО-ЗОК, ТД-ЗОК, РНА-ЗОК, ЦНА-ЗОК и ЦР-1-30К в начальный момент запуска двигателя ...................................................... 150
14.10.	Работа системы автоматического управления прн запуске двигателя 156
14.11.	Работа системы автоматического управления двигатели на установившихся режимах .......................................................... 159
14.12.	Работа	системы	автоматического	управления	на	переходных режимах	165
14.13.	Работа	системы	автоматического	управления	иа	режимах ограничения	171
14.14.	Работа	системы	автоматического	управления	при останове двигателя	175
14.15.	Регулировка агрегатов САУ двигателя Д-ЗОКУ................. 176
14.16.	Особенности системы автоматического регулирования двигателя Д-ЗОКП 180
14.17.	Опыт эксплуатации САУ двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП................. 183
Глава 15. Привод постоянной частоты вращении (ППО)........................... 183
15.1.	Назначение и структурная схема ППО................................ 183
15.2.	Основные технические данные ППО двигателей	Д-ЗОКУ	и Д-ЗОКП	184
15.3.	Принцип действия и конструкция агрегатов	ППО двигателя Д-ЗОКУ 185
15.4.	Особенности конструкции элементов ППО двигателя Д-ЗОКП............ 189
15.5.	Опыт эксплуатации ППО двигателей Д-ЗОКУ и	Д-ЗОКП ......... 189
Глава 16. Пусковая система двигатели......................................... 190
16.1.	Общие сведения ................................................... 190
16.2.	Воздушный турбостартер СтВ-3...................................... 192
16.3.	Перекрывная заслонка ЗП-44........................................ 196
16.4.	Воздушный турбостартер СтВ-ЗП..................................... 197
16.5.	Агрегат зажигания ................................................ 198
226
16.6	Сигнализатор давления МСТ-6 ....................................... 199
46.7. Работа пусковой системы............................................ 199
16.8. Опыт эксплуатации пусковой системы.................................201
Глава 17. Контрольно-измерительная	аппаратура ................................202
17.1.	Аппаратура контроля вибрации корпуса двигателя.................... 202
17.2.	Контрольно-измерительная	аппаратура »..............................203
17.3.	Сигнализация критических	режимов ..................................207
Глава 18. Противопожарная система	двигателя .................................208
Глава 19. Основные особенности технического обслуживания и эксплуатации двигателей .....................................................................  209
19.1. Оперативное техническое обслуживание двигателя Д-ЗОКУ...............209
19.2. Периодическое техническое обслуживание двигателя Д-ЗОКУ.............210
193. Проверка работы двигателя на земле...................................211
19.4. Особенности эксплуатации двигателей Д-ЗОКУ н Д-ЗОКП в различных климатических условиях ...................................................219
Глава 20. Возможные иеисвравиости двигателей Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП...................220
20.1. Общие сведения	 220
20.2. Возможные неисправности.............................................221
Список литературы .............................................................223
227