AJk. Иноземцев, В.Л. Сандрацкий
1

ГАЗОТУРБИННЫЕ
,,	-1
ДВИГАТЕЛИ
© ОАО «Авиадвигатель
г.Пермь 2006 г.

Предисловие
А.А.Иноземцев, В.Л.Сандрацкий
Газотурбинные двигатели
ОАО «Авиадвигатель», 2006 г.
Эта книга посвящена начальному этапу процесса создания газотурбинного двигателя (ГТД) - проек-
тированию - и содержит информацию, в том числе о достижениях последних лет: по схемам, конструкции
двигателя и его узлов; по системам, обеспечивающим его функционирование; по газодинамическим, теп-
ловым, прочностным расчётам, сопровождающим процесс разработки конструкции, а также по автомати-
зации этого процесса.
Книга предназначена, в первую очередь, в качестве учебника для студентов, обучающихся по спе-
циальности «Авиационные двигатели и энергетические установки», но может быть полезна и молодым
специалистам, пришедшим работать в опытные конструкторские бюро; специалистам, занимающимся
эксплуатацией, обслуживанием газотурбинной техники.
В подготовке «Учебника» принимало участие большое количество специалистов опытного конст-
рукторского бюро ОАО «Авиадвигатель», чьи имена приведены ниже. Работа такого большого коллекти-
ва специалистов была бы невозможна без организационной поддержки Н.Л.Кокшарова. Общее оформле-
ние книги выполнено И.М.Соколовой с участием В.К Ощепкова, Л.М.Кислухиной, О.Е.Пековой,
Ю.А.Никулина, И.Ю.Вагановой. Особая благодарность Alexia Attali из Communication Divisions Snecma
Moteurs, приславшей материалы по двигателю М88; Cynthia Durnal из Honeywell product information за
иллюстрации по двигателям Honeywell и Margaret Fletcher Jet Engine Administrator Rolls-Royce pic за лю-
безное разрешение использовать иллюстрации из отличной книги Rolls-Royce pic «The Jet Engine», а так-
же коллегам из ГУНПП «Завод им. В.Я.Климова за иллюстрации по двигателям ТВЗ-117 и 2500.
Учебник состоит из 18 глав.
В главе 1 приведены общие сведения о газотурбинных двигателях (ГТД). Рассмотрены одна из воз-
можных классификаций, основные типы авиационных ГТД, области их применения, история развития,
деление на «поколения». Значительное внимание уделено наземным ГТД, объектам их применения.
Глава 2 посвящена основным параметрам и требованиям к ГТД, содержит некоторые, необходимые
для лучшего понимания «напоминания» из теории ГТД и термодинамики. Подробно рассмотрены мето-
дологические вопросы обеспечения ресурса, надёжности, технологичности, экономических и экологи-
ческих требований, методология проектирования в целом, а также - сертификация ГТД.
В главе 3 приведены конструктивные схемы авиационных ГТД и ГТД наземного применения. Все
три главы подготовлены под общим руководством А.А.Пожаринского, а разделы 1.2.3 и 2.3.1 - им непос-
редственно. Разделы 1.1, 1.2, 1.3, 1.4, 1.6, 2.1, 2.2, 2.3.2, 2.3.4, 2.3.6, 2.4.2, 2.5.2, 2.8, 3.1, .3.2, 3.4 подготов-
лены С.В.Торопчиным с участием (разделы 1.1, 1.2, 3.1, 3.2) В.А.Кузнецова. Разделы!.5, 2.7, 3.3 подготов-
лены М.Г.Зубковой, 2.3.5 -А.В. Кимом, 2.3.7 - Б.В.Трегубовым, 2.3.8 - А. Л .Мурыгиным, 2.3.9 и 2.5.1 -
Ю.Н.Сорокиным, 2.3.12 -В.И.Черемных, 2.4.1 -В.М.Роговым, 2.6 -В.И.Баландиным и Ю.А.Паньковым.
В оформлении материалов глав 1,2,3 участвовали К.Э.Терентьева и Н.В.Кобанова.
Глава 4 посвящена силовым схемам ГТД. Рассмотрены усилия, действующие в двигателе и в его
элементах. Подробно представлены схемы, конструкции опор, вопросы их проектирования, а также схе-
мы и конструкции подвески. Глава подготовлена Ю.Н.Сорокиным с участием М.Д.Галямова, А.А.Цели-
щева, В.Е.Анисимова, К.В.Ульяновского, В.О.Рубинова, Н.Е.Брагиной, Ю.А.Берендорфа, Л.В.Шайхут-
диновой. В оформлении главы 4 принимал участие А.В.Живилов.
В главе 5 рассмотрены различные типы компрессоров, вопросы их аэродинамического проектирова-
ния, теплового состояния, конструктивные и силовые схемы. Представлены конструкции роторов и ста-
торов. Отдельно рассмотрены вопросы регулирования компрессоров, противообледенительной защиты и
защиты от попадания посторонних предметов. Также отдельный раздел посвящён особенностям комп-
рессоров ГТД наземного применения. Материалы главы подготовлены С.А.Хариным и О.Г.Миллером
с участием Е.Т.Гузачёва (разделы 5.1, 5.2, 5.2.1, 5.2.1.1, 5.2.2, 5.2.2.1, 5.2.2.2, 5.2.2.3, 5.2.2.4, 5.2.2.5, 5.2.2.6,
5.2.2.7), А.В.Михайлова (разделы 5.2.1.2, 5.10), А.В.Карнаухова (разделы 5.2.3, 5.2.3.1, 5.2.4), А.Е.Увина
1
Предисловие
(разделы 5.4.3, 5.4.3.1, 5.4.3.2, 5.4.3.3), В.Н.Климова (раздел 5.5.2), В.А.Катаева (раздел 5.7), Д.Н.Ташлы-
кова (раздел 5.8, 5.8.1, 5.8.2, 5.8.3), Л.Г.Красинского (раздел 5.9), В.А.Волкова (разделы 5.12, 5.12.1, 5.12.2).
В оформлении материалов принимали участие И.Р.Каминский, Н.Н.Миллер, В.С.Пермяков, Н.И.Рокка.
Глава 6 посвящена камерам сгорания ГТД. Рассматриваются вопросы их проектирования, конструк-
тивные элементы и системы. Отдельные разделы посвящены экспериментальной доводке камер сгора-
ния, особенностям камер ГТД наземного применения. Материалы главы подготовлены под общим руко-
водством А.В.МедведеваН.А.Андрюковым, ктн А.Н.Васильевым, ктн А.С.Беловым, ктн В.А.Ташкиновым
с участием А.И.Булатова и М.С.Хрящикова. В оформлении материалов принимали участие О.А.Делец,
С.В.Норин, С.Н.Васильев, А.В.Белоногов, В.В.Кобелева.
В главе 7 рассматриваются вопросы проектирования форсажных камер сгорания, их конструктив-
ные элементы и системы. Материалы главы подготовлены под общим руководством А.В.Медведева
А.В.Серовым с участием В.А.Ташкинова, В.И.Максина. В оформлении принимали участие И.Л.Степа-
ненко и Е.В.Климова.
Глава 8 посвящена проектированию авиационных и промышленных газовых турбин. Преимуществен-
ное внимание уделено авиационным турбинам, в которых в первую очередь применяются передовые техни-
ческие решения. Рассмотрены требования, конструктивные схемы и методология проектирования турбин.
Большое внимание уделено аэродинамическому проектированию, вопросам теплового состояния и охлаж-
дения. Представлены конструкции роторов и корпусов, рабочих и сопловых лопаток и сопловых аппаратов.
Рассмотрены вопросы управления радиальными зазорами, герметизации проточной части. Отдельный раз-
дел посвящён особенностям турбин двигателей наземного применения. Значительное внимание уделено
перспективам развития конструкций и методов проектирования турбин. Материалы главы подготовлены
под общим руководством и редакцией В.К.Сычёва В.А.Белкановым с участием С.В.Бажина (разделы 8.3,
8.6), ктн В.Г.Латышева (раздел 8.3), Ф.Х.Низамутдинова (раздел 8.3), В.А.Трубникова (раздел 8.10). В офор-
млении принимали участие А.А.Швырёв, М.Ю.Грязных, Е.К.Сероваева, А.Е.Швырёва, С.Е.Ширинкина.
Глава 9 посвящёна выходным устройствам (ВУ) ГТД. Рассмотрены различные виды ВУ: сопла, диф-
фузоры, реверсивные устройства (РУ). Представлены материалы как по нерегулируемым, так и регулиру-
емым соплам (PC) - осесимметричным и плоским, соплам с управляемым вектором тяги и с уменьшенной
«заметностью». Подробно описана конструкция PC двигателя Д30-Ф6. В разделе РУ также подробно рас-
смотрена конструкция РУ двигателя ПС-90 А. Отдельный раздел посвящён приводам ВУ. В приложениях
представлены материалы по одной из проблем PC - обеспечению аэродинамической устойчивости (При-
ложение 1) и теории работы диффузорных ВУ (Приложение 2). Разделы 9.1, 9.2 подготовлены А.Я.Баян-
диным, Г.М.Ефремовой и ктн В.Л.Сандрацким, разделы 9.3, 9.4, 9.5 - В.М.Шкалябиным и ктн В.Л.Санд-
рацким, разделы 9.6, 9.7 -В.Г.Булатовым, Б.А.Ремезовским, В.С.Андреевым, раздел 9.8 - Д.Б.Бекуриным
и В.Ю.Смирновым. Приложение 1 написано ктн В.Л.Сандрацким, Приложение 2- Д.Б.Бекуриным. Ил-
люстративный материал подготовлен О.А.Умпелевой, В.В.Вагановым, А.В.Чудиновым, М.Ю.Пашковой,
В.В.Махнутиным, М.А.Гринёвым, А.Ю.Ждановым. Материалы главы подготовлены под руководством
А.П.Ведерникова.
Глава 10 посвящена зубчатым передачам и муфтам в ГТД. В частности, рассмотрены вопросы про-
ектирования зубчатых передач центрального привода, коробок приводов агрегатов, редукторов ТВД и вер-
толётов. Отдельный раздел посвящён муфтам, используемым в ГТУ Материалы главы подготовлены
Н.П.Трушниковым с участием Р.К.Хисматулиной и Л.А.Сацкого. Иллюстрации подготовлены Д.Н.Внут-
ских, А.В.Ермаковым, Н.А.Пичужкиным, В.Е.Хроминым, Р.З.Хасановым и Я.Ю.Сажиным.
Глава 11 посвящена пусковым устройствам. Рассмотрены различные типы пусковых устройств, их
характеристики и конструкция, а также конструкция их узлов: заслонок, редукторов, муфт. Отдельный раз-
дел посвящён особенностям пусковых устройств ГТД наземного применения. Материалы главы подготов-
лены М.В.Чепкасовым с участием В.Н.Веселова. Подготовка иллюстраций выполнена А.Б.Рыжовым.
Глава 12 посвящена системам ГТД.
В разделе 12.1 рассматриваются назначение, состав, работа, выбор системы автоматического управ-
ления и контроля, а также её элементов. Рассмотрена бортовая система контроля и диагностики авиаци-
онного ГТД. В отдельном разделе представлены системы автоматического управления и контроля назем-
ных ГТД.
В разделе 12.2 приведены назначение, состав, основные характеристики, работа, выбор элементов
системы топливопитания ГТД. В отдельном разделе рассмотрена система топливопитания наземных ГТД.
Материалы глав 12.1 и 12.2 подготовлены под общим руководством ктн Ю.А.Трубникова. Глава 12.1 -
2
Предисловие
О.Р.Акмаловым (12.1.1.1... 12.1.1.5), Т.И.Давыдовой (12.1.1.6), Ю.И.Тимкиными А.И.Полуляхом(12.1.2).
Глава 12.2 - О.Р.Акмаловым (12.2.1) и Ю.И.Тимкиным (12.2.2) с участием ктн В.М.Полушкина (12.2.1.6,
12.2.1.7).В оформлении материалов принимали участие А.В.Карпова и Д.А.Лызлов.
Раздел 12.3 посвящён системам диагностирования ГТД, их структуре, видам, задачам, регламенту.
Отдельно представлены системы диагностирования механизации ГТД, САУ, топливопитания, смазки и суф-
лирования. Описаны системы диагностирования по параметрам вибрации, по газодинамическим пара-
метрам, инструментальными методами. Заключительный раздел посвящён особенностям диагностирова-
ния ГТД наземного применения. Раздел 12.3 подготовлен В.Ф.Халиуллиным с участием ктн А.Л.Полянина
(12.3.1, 12.3.5), дтн С.Ф.Минацевича (12.3.1, 12.3.6), ктн В.Л.Ступникова (12.3.2), В.Н.Надежкина (12.3.3),
В.П.Макарова (12.3.3), А.И.Горбунова (12.3.3), Ф.И.Мухутдинова (12.3.4). В подготовке материалов и офор-
млении принимали участие А.В.Торопов, А.Н.Субботин, Д.Х.Хайруллина.
Раздел 12.4 содержит материалы по назначению, составу пусковой системы ГТД. Описан процесс
запуска и его характеристики. Отдельные подразделы посвящены выбору стартёра, системе зажигания,
особенностям запуска двигателей двухроторных схем, а также особенностям пусковой системы назем-
ных ГТД. Раздел подготовлен под руководством ктн Ю.А.Трубникова В.Г.Ипполитовым с участием в офор-
млении А.В.Карповой.
В разделе 12.5 рассматриваются воздушные системы (ВС), называемые также системой вторичных
воздушных потоков. Приведены функции ВС, требования к ним. Описана работа таких локальных ВС,
как ВС охлаждения турбин, наддува и охлаждения опор, противообледенительная система, кондициони-
рования, активного управления зазорами, внешнего охлаждения и обогрева. Отдельные разделы посвя-
щены подготовке воздуха для ВС и особенностям ВС наземных ГТУ. Раздел подготовлен В.О.Рубиновым.
В разделе 12.6 рассматриваются схемы систем смазки и суфлирования ГТД, а также авиационных
редукторов и редукторов наземных ГТУ. В отдельной главе описаны агрегаты маслоситем, примеры их
конструкций и схемы работы. Раздел подготовлен Н.П.Трушниковым, Р.К.Хисматулиной и Л.А.Сацким.
В подготовке и оформлении материалов принимали участие В.Е.Хромин, РЗ.Хасанов и Я.Ю.Сажина.
Раздел 12.7 посвящён системам гидравлического привода ГТД и, в частности, привода реверсивных
устройств. Раздел подготовлен Н.П.Трушниковым, Р.К.Хисматулиной и Л.А.Сацким с участием в оформ-
лении Д.Н.Внутских, А.В.Ермаковой и Н.А.Пичужкина.
В разделе 12.8 рассматриваются дренажные системы, их основные схемы, принцип действия, про-
блемы обеспечения работоспособности. Показаны также особенности конструкции одного из основных
элементов системы - дренажного бака. Раздел подготовлен ктн В.М.Полушкиным.
Глава 13 посвящёна трубопроводным и электрическим коммуникациям В газотурбинном двигателест-
роении эти коммуникации называются «обвязкой». Рассмотрены составляющие элементы обвязки: трубы,
провода, элементы их соединения, компенсирующие устройства, узлы крепления... В обвязку могут вхо-
дить, и приведены, элементы крепления агрегатов и датчиков. Большое внимание уделено проектированию
обвязки, натурному и электронному макетированию. Отдельный раздел посвящён особенностям обвязки
наземных ГТД. Глава подготовлена ктн В.М.Полушкиным с участием в оформлении разделов по трубопро-
водным коммуникациям Н.В.Боговаровой, С.Д.Владимировой, С.З.Миняшева, А.А.Шишкина, Е.В.Костаре-
вой. Раздел по электрическим коммуникациям подготовлен В.С.Наговицыным с участием в предваритель-
ном редактировании В.И.Леготкина и в оформлении - С.В.Белявского и А.Е.Малаховой.
Глава 14 посвящёна вопросам динамики и прочности ГТД. Рассмотрены теоретические основы, без
которых было бы затруднено понимание дальнейших разделов статической прочности и долговечности
лопаток, дисков; колебаний и вибрационной прочности лопаток осевых компрессоров и турбин; динами-
ки роторов и вибраций ГТД, прочности корпусов и подвески двигателя. Глава подготовлена ктн И.Л.Ан-
дрейченко (разделы 14.5, 14.6), дтн М.А.Нихамкиным (разделы 14.1, 14.4) и Л.Б.Полатиди (разделы 14.2,
14.3). В подготовке материалов и оформлении принимали участие: И.Л.Гладкий, ктн В.Н.Кашин, ктн
Р.Х.Муратов, Д.А.Вятчанин, С.В.Санчелова, Ю.А.Берендорф, В.М. Лимонова, И.В.Карпман, Н.И.Растор-
гуева, Г.А.Ельцова.
Глава 15 посвящена проблеме обеспечения одного из экологических требований к ГТД - уровня
шума. Рассмотрены источники шума, влияние параметров процесса и конструктивной схемы на его уро-
вень, методы оценки акустических характеристик. Представлены методы снижения шума и их конструк-
тивная реализация. Глава подготовлена В.А.Чурсиным (разделы 15.1.. .15.4, 15.5) с участием А.Г.Григо-
рьева (разделы 15.4, 15.5), А.П.Ведерникова (раздел 15.4.3), В.Ю.Смирнова (раздел 15.4.5) и М.М.Якуниной
(оформление).
3
Предисловие
Глава 16 посвящена ГТД наземного применения, используемым, в первую очередь, в качестве си-
лового привода для газоперекачивающих агрегатов и электростанций. Рассматриваются особенности
их конструкции, отличия от авиационных. Отдельные разделы посвящены ГТД, используемым в каче-
стве силовых (энергетических) установок кораблей и судов, а также танков. Рассмотрены примеры ком-
поновок ГТД на разных объектах применения. Глава подготовлена А.В.Черненко (разделы 16.1 и 16.4)
и В.О.Рубиновым (разделы 16.2, 16.3, 16.5, 16.6) с участием в оформлении Ю.А.Пашкова, С.С.Малыги-
на, Ю.В.Шилова и В.Е.Симонова.
Глава 17 посвящена автоматизации проектирования и поддержки жизненного цикла ГТД. Проблема
автоматизации уже давно не рассматривается отдельно для какой-либо части жизненного цикла (в том
числе и для проектирования), поскольку только комплексный подход может дать необходимый эффект
в повышении качества и сокращения сроков создания двигателя. Глава подготовлена В.Е.Абрамчуком (раз-
делы 17.1... 17.12) и А.В.Дурягиным (раздел 17.13). Оформлена глава А.В.Дурягиным и Т.С.Чудиновой.
Учтены ценные советы и замечания Д.В.Леванова, Н.А.Пичужкина и И.А.Паздникова.
Глава 18 посвящена уплотнениям и в какой-то степени дублирует материалы, приведенные по дан-
ной теме в других разделах. Сделано это для удобства пользования. В этой главе помещены данные по
уплотнениям неподвижных соединений. Подробно описаны уплотнения подвижных соединений: лаби-
ринтные, щёточные, газостатические, газодинамические. Даны сравнительные данные по их эффектив-
ности. Приведены примеры уплотнений газового тракта. Рассмотрены также уплотнения масляных поло-
стей опор роторов, редукторов. Материалы главы подготовлены ктн Ю.А.Пыхтиным. Оформление -
И.М.Соколовой с участием Г.А.Ельцовой и Н.Е.Брагиной.
Настоящая книга является собственностью ОАО «Авиадвигатель». Никакая ее часть ни в каких целях не мо-
жет быть воспроизведена в какой бы то ни было форме и какими бы то ни было средствами, будь то электрон-
ное или механическое, включая фотокопирование и запись на магнитный носитель, если на это нет письмен-
ного разрешения ОАО «Авиадвигатель».
4
Preface
AA. Inozemtsev, V.L. Sandratsky
Gas Turbine Engines
Aviadvigatel Open Joint Stock Company, 2006
The book describes the first step of gas turbine engine making - gas turbine engine design, and also contains
the information on the last years achievements: on engine and its modules configurations and structure; systems,
maintaining its operation; gas dynamics, thermal and durability analysis as a part of the design process and its
automation as well.
First of all the book is intended to be used as an textbook for the students taking the «Aircraft Engines and
Power Installations» course, though it would be also useful for young specialists of experimental design bureaus
and specialists involved in the gas turbines operation and maintenance.
The book was prepared with the assistance of many «Aviadvigatel» OJSC experimental design bureau
specialists. Due to the practical support of N.L. Koksharov the co-work of such a huge team became possible.
Special thanks to: Alexia Attali (Communication Divisions Snecma Moteurs) for the M88-engine documents;
Cynthia Durnal (Honeywell Product Information) for the Honeywell engines illustrations; Margaret Fletcher (Jet
Engine Administrator, Rolls-Royce pic) for being so kind to permit the authors to use the illustrations from the
brilliant Rolls-Royce pic book «The Jet Engine»; our colleagues from the «Plant named after V. J. Klimov» Federal
Unitary Scientific Production Enterprise for the TV3-117 and 2500 engines illustrations. The overall design of
the book is performed by I.M. Sokolova.
The book is the property of the Aviadvigatel Joint Stock Company. Any form of reprinting of any part of the book, by
any means, either electronic or mechanical, including photocopying and tape recording, for any purpose is forbidden
without Aviadvigatel’s expressed written permission.
5
Предисловие
6
Содержание
СОДЕРЖАНИЕ
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях (ГТД)...........................23
1.1.	Введение.......................................................................23
1.2.	Газотурбинные ВРД - основные двигатели современной авиации ....................25
1.2.1.	Основные типы авиационных ГТД, объекты и области применения..............25
1.2.1.1.	Турбореактивные двигатели..........................................25
1.2.1.2.	Турбовинтовые двигатели и вертолетные ГТД..........................27
1.2.1.3.	Двухконтурные турбореактивные двигатели............................29
1.2.1.4.	Двигатели для самолетов вертикального взлета и посадки.............33
1.2.1.5.	Комбинированные двигатели для больших высот и скоростей полета.....35
1.2.1.6.	Вспомогательные авиационные ГТД и силовые установки................36
1.2.2.	Авиационные силовые установки............................................37
1.2.3.	История развития авиационных ГТД.........................................39
1.2.3.1.	Россия.............................................................39
1.2.3.2.	Германия...........................................................44
1.2.3.3.	Англия ............................................................47
1.3.	ГТД наземного и морского применения............................................51
1.3.1.	Область применения наземных и морских ГТД................................51
1.3.1.1.	Механический привод промышленного оборудования.....................51
1.3.1.2.	Привод электрогенераторов..........................................51
1.3.1.3.	Морское применение.................................................53
1.3.2.	Основные типы наземных и морских ГТД.....................................53
1.3.2.1.	Стационарные ГТД...................................................54
1.3.2.2.	Наземные и морские ГТД, конвертированные	из авиадвигателей.........55
1.3.2.3.	Микротурбины.......................................................57
1.4.	Основные мировые производители ГТД.............................................57
1.4.1.	Основные зарубежные производители ГТД....................................57
1.4.2.	Основные российские производители ГТД....................................60
1.5.	Англо-русский словарь-минимум..................................................61
1.6.	Перечень использованной литературы.............................................62
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД.....................................63
2.1.	Основы рабочего процесса ГТД...................................................63
2.1.1.	ГТД как тепловая машина..................................................63
2.1.1.1.	Простой газотурбинный цикл.........................................63
2.1.1.2.	Применение сложных циклов в ГТД....................................66
2.1.2.	Авиационный ГТД как движитель............................................67
2.1.3.	Полный к п д и топливная эффективность (экономичность) ГТД...............68
2.2.	Параметры ГТД..................................................................69
2.2.1.	Основные параметры авиационных ГТД.......................................69
2.2.2.	Основные параметры наземных и морских приводных ГТД......................73
2.3.	Требования к авиационным ГТД...................................................75
2.3.1.	Требования к тяге (мощности).............................................75
2.3.2.	Требования к габаритным и массовым характеристикам.......................76
2.3.3.	Возможность развития ГТД по тяге (мощности)..............................77
2.3.4.	Требования к используемым горюче-смазочным материалам....................78
2.3.4.1.	Топлива авиационных ГТД............................................78
2.3.4.2.	Авиационные масла..................................................80
2.3.4.3.	Авиационные гидравлические жидкости................................82
2.3.5.	Надежность авиационных ГТД...............................................83
2.3.5.1.	Основные показатели................................................83
2.3.5.1.1 Показатели безотказности, непосредственно влияющие на безопасность
функционирования двигателя.............................................83
2.3.5.1.2. Показатели безотказности, характеризующие технико-экономическое
совершенство двигателя.................................................83
7
Содержание
7.4.2 Вихревые ФК...............................................................356
7.4.3 ФК с аэродинамической стабилизацией.......................................356
7.5	Основные элементы ФК............................................................357
7.5.1	Смеситель.................................................................358
7.5.2	Диффузоры.................................................................359
7.5.3	Фронтовые устройства......................................................359
7.5.4	Корпусы и экраны..........................................................362
7.6	Управление работой ФК...........................................................363
7.6.1 Розжиг ФК.................................................................363
7.6.2 Управление ФК на режимах приемистости и сброса............................365
7.6.3 Управление ФК на стационарных режимах.....................................365
7.7	Англо-русский словарь-минимум...................................................366
7.8	Перечень использованной литературы..............................................366
Глава 8 - Турбины ГТД ..............................................................367
8.1	Общие вопросы проектирования турбин.............................................368
8.1.1 Требования, предъявляемые к конструкции турбин............................375
8.1.2 Конструктивные схемы турбин...............................................376
8.1.2.1 Классификация газовых турбин.......................................376
8.1.2.2 Основные факторы, определяющие конструкцию турбины.................378
8.1.2.3 Наиболее успешные конструкции газовых турбин.......................379
8.1.2.4	Конструкции газовых турбин с двухступенчатыми	ТВД..................380
8.1.2.5	Конструкции газовых турбин с одноступенчатыми	ТВД..................387
8.1.2.6	Конструкции газовых турбин трехвальной схемы.......................393
8.1.2.7	Конструкции стационарных газовых турбин............................395
8.1.3 Методология проектирования турбин..........................................397
8.1.3.1 Проектирование на целевую себестоимость турбины.....................398
8.1.3.2 Проектирование на целевую стоимость обслуживания турбины............398
8.1.3.3 Минимизация риска проекта...........................................399
8.1.3.4 Ключевые технологии в разработке турбины ..........................401
8.1.3.5 Эффективная организация процесса проектирования....................401
8.1.4 Перечень использованной литературы........................................402
8.2	Аэродинамическое проектирование турбины.........................................404
8.2.1 Этапы и ключевые технологии аэродинамического проектирования..............404
8.2.2 Технология одномерного проектирования турбины.............................405
8.2.3 Одномерное моделирова-ние потерь в лопаточном венце.......................412
8.2.4 2D/3D-моделирование невязкого потока в проточной части турбины............413
8.2.5 2В/ЗВ-моделирование вязкого потока в турбине..............................416
8.2.6 Синтез геометрии профилей и лопаточных венцов.............................421
8.2.7 Одномерное проектирование турбины.........................................423
8.2.7.1 Выбор количества ступеней ТВД.......................................423
8.2.7.2 Выбор количества ступеней ТНД.......................................425
8.2.7.3 Аэродинамическое проектирование и к.п.д. турбины...................426
8.2.8 Аэродинамическое проектирование лопаточных венцов.........................428
8.2.9 Методы управления пространственным потоком в турбине......................431
8.2.10 Экспериментальное обеспечение аэродинамического проектирования...........434
8.2.11 Перечень использованной литературы.......................................436
8.3	Охлаждение деталей турбины......................................................438
8.3.1 Тепловое состояние элементов турбин.......................................438
8.3.1.1 Принципы охлаждения................................................438
8.3.2 Конвективное, пленочное и пористое охлаждение.............................440
8.3.3	Гидравлический расчет систем охлаждения...................................444
8.3.4 Методология расчета температур основных деталей турбин....................449
8.3.5	Расчет полей температур в лопатках........................................452
8.3.6	Перечень использованной литературы........................................455
8.4	Роторы турбин...................................................................456
12
Содержание
8.4.1 Конструкции роторов........................................................456
8.4.1.1 Диски турбин........................................................456
8.4.1.2 Роторы ТВД..........................................................458
8.4.1.3 Роторы ТНД и СТ.....................................................463
8.4.1.4 Примеры доводки и совершенствования роторов.........................467
8.4.1.5 Предотвращение раскрутки и разрушения дисков .......................469
8.4.2 Рабочие лопатки турбин.....................................................470
8.4.2.1 Соединение рабочих лопаток с диском.................................474
8.4.3 Охлаждение рабочих лопаток.................................................476
8.4.4 Перечень использованной литературы.........................................483
8.5	Статоры турбин...................................................................484
8.5.1 Корпусы турбин.............................................................484
8.5.2 Сопловые аппараты..........................................................486
8.5.3 Аппараты закрутки..........................................................492
8.5.4 Перечень использованной литературы.........................................493
8.6	Радиальные зазоры в турбинах.....................................................494
8.6.1 Влияние радиального зазора на к.п.д. турбины...............................494
8.6.2 Изменение радиальных зазоров турбины в работе..............................494
8.6.3 Управление радиальными зазорами............................................495
8.6.4 Выбор радиального зазора при проектировании................................497
8.6.5 Перечень использованной литературы.........................................499
8.7	Герметизация проточной части.....................................................499
8.7.1 Герметизация ротора и статора от утечек охлаждающего воздуха...............499
8.7.2 Уплотнения между ротором и статором........................................500
8.7.3 Перечень использованной литературы.........................................502
8.8	Материалы основных деталей турбины...............................................503
8.8.1 Диски и роторные детали турбины............................................503
8.8.2 Сопловые и рабочие лопатки.................................................504
8.8.3 Покрытия лопаток...........................................................506
8.8.4 Корпусы турбин.............................................................507
8.8.5 Перечень использованной литературы.........................................507
8.9	Особенности конструкции турбин двигателей наземного применения...................508
8.9.1 Перечень использованной литературы.........................................512
8.10	Характерные дефекты в турбинах и пути их предотвращения.........................512
8.10.1 Прогары и трещины лопаток ТВД.............................................513
8.10.2 Усталостная поломка рабочих лопаток.......................................515
8.10.3 Недостаточный циклический ресурс и поломки роторных деталей...............518
8.10.4 Устранение дефектов турбины в ходе доводки................................519
8.10.5 Перечень используемой литературы..........................................520
8.11	Перспективы развития конструкций и методов проектирования турбин................521
8.11.1 2В-аэродинамика: эффективные охлаждаемые лопатки ТВД......................521
8.11.2	2В-аэродинамика: сокращение количества лопаток............................522
8.11.3	Противоположное вращение роторов ТВД и ТНД................................524
8.11.4	2В-аэродинамика: эффективные решетки профилей	ТНД.......................524
8.11.5	ЗВ-аэродинамика: эффективные формы лопаточных	венцов......................527
8.11.6	Новые материалы и покрытия для лопаток и дисков...........................527
8.11.7 Совершенствование конструкций охлаждаемых лопаток.........................529
8.11.8 Оптимизированные системы управления радиальными зазорами..................529
8.11.9 Развитие средств и методов проектирования.................................530
8.11.10 Перечень использованной литературы.......................................532
8.12	Англо-русский словарь-минимум...................................................533
Глава 9 - Выходные устройства ГТД....................................................535
9.1	Нерегулируемые сопла.............................................................537
9.2	Выходные устройства ТРДД.........................................................539
9.2.1 Выходные устройства со смешением потоков...................................540
13
Содержание
9.2.2 Выходные устройства ТРДД с раздельным истечением потоков..................543
9.3	Регулируемые сопла...............................................................545
9.3.1 Осесимметричные регулируемые сопла........................................545
9.3.1.1 Регулируемое сопло двигателя Д30-Ф6.................................548
9.3.2 Плоские сопла.............................................................556
9.3.3 Осесимметричные сопла с управляемым вектором тяги.........................561
9.3.3.1 Осесимметричное сопло с поворотным узлом............................562
9.3.3.2 Осесимметричные сопла с управляемым вектором тяги в сверхзвуковой части.563
9.4	Выходные устройства двигателей самолетов укороченного и вертикального
взлета-посадки.......................................................................566
9.5	«Малозаметные» выходные устройства...............................................568
9.6	Реверсивные устройства...........................................................570
9.6.1 Реверсивные устройства ковшового типа.....................................574
9.6.2 Реверсивные устройства створчатого типа...................................574
9.6.3 Реверсивные устройства решетчатого типа...................................575
9.6.3.1 Гидравлический привод реверсивного устройства.......................580
9.6.3.2 Механизм управления и блокировки реверсивного устройства............580
9.6.3.3 Механический замок фиксации положения реверсивного устройства.......583
9.7	Приводы выходных устройств.......................................................586
9.7.1 Пневмопривод..............................................................587
9.7.2 Пневмомеханический привод.................................................587
9.8	Выходные устройства диффузорного типа............................................587
9.8.1 Конические диффузоры......................................................589
9.8.2 Осекольцевые диффузоры....................................................589
9.8.3 Улитки....................................................................589
9.8.4 Соединения с выхлопными шахтами...........................................593
9.8.5 Выходные устройства вертолетных ГТД.......................................595
9.9	Приложение 1. Проблемы выходных устройств с широким диапазоном изменения 7Г(*.
Обеспечение аэродинамической устойчивости............................................595
9.10	Приложение 2. Принцип работы выходных устройств диффузорного типа...............597
9.11	Англо-русский словарь-минимум...................................................598
9.12	Перечень использованной литературы..............................................599
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД....................................боо
10.1.	Привод агрегатов ГТД...........................................................603
10.1.1.	Центральный привод......................................................603
10.1.2.	Коробки приводов агрегатов..............................................603
10.2.	Редукторы ГТД..................................................................605
10.2.1.	Редукторы ТВД...........................................................605
10.2.1.1.	Общие требования, кинематические схемы............................605
10.2.1.2.	Конструкция редукторов ТВД........................................607
10.2.2.	Редукторы привода несущего и рулевого винтов вертолетов.................610
10.2.2.1.	Редукторы привода несущего винта..................................610
10.2.2.1.1.	Кинематические схемы главных редукторов вертолетов..........610
10.2.2.1.2.	Конструкция главных редукторов вертолетов...................613
10.2.2.2.	Редукторы хвостовые и промежуточные...............................617
10.2.3.	Редукторы ГТУ...........................................................618
10.2.3.1.	Конструкция редукторов............................................618
10.3.	Муфты приводов ГТД и ГТУ.......................................................622
10.3.1.	Требования к муфтам ....................................................622
10.3.2.	Конструкция муфт .......................................................623
10.4.	Проектирование приводов агрегатов ГТД..........................................631
10.4.1.	Проектирование центрального привода.....................................632
10.4.1.1.	Конструкция центрального привода..................................632
10.4.2.	Проектирование коробок приводов агрегатов...............................637
10.4.2.1.	Конструкция коробки приводов агрегатов ...........................640
14
Содержание
10.5.	Проектирование редукторов .......................................................644
10.5.1.	Особенности проектирования редукторов ТВД..................................644
10.5.2.	Особенности проектирования вертолетных редукторов..........................645
10.5.3.	Особенности проектирования редукторов ГТУ..................................645
10.6.	Приложение. Зубчатые передачи ГТД. Общие сведения................................647
10.6.1.	Требования к зубчатым передачам............................................648
10.6.2.	Классификация зубчатых передач.............................................648
10.6.3.	Исходный производящий контур...............................................649
10.6.4.	Нагруженность зубчатых передач.............................................650
10.6.5.	Конструктивные параметры зубчатых передач..................................651
10.6.5.1.	Конструкции зубчатых колес .........................................652
10.6.6.	Материалы зубчатых колес, способы упрочнения...............................656
10.7.	Англо-русский словарь-минимум....................................................657
10.8.	Перечень использованной литературы...............................................659
Глава 11 - Пусковые устройства.........................................................661
11.1.	Общие сведения...................................................................661
11.1.1.	Основные типы пусковых устройств современных ГТД...........................661
11.1.2.	Технические характеристики пусковых устройств современных ГТД..............662
11.2.	Электрические пусковые устройства ГТД............................................662
11.3.	Воздушные пусковые устройства ГТД................................................667
11.3.1.	Воздушно, турбинные пусковые устройства ГТД................................667
11.3.2.	Регулирующие и отсечные воздушные заслонки.................................671
11.3.3.	Струйное пусковое устройство ГТД...........................................676
11.4.	Турбокомпрессорные пусковые устройства ГТД.......................................677
11.4.1.	Классификация ТКС ГТД......................................................677
11.4.2.	Принцип действия ТКС.......................................................677
11.4.3.	Одновальный ТКС............................................................678
11.4.4.	ТКС со свободной турбиной..................................................680
11.4.5.	Особенности систем ТКС.....................................................683
11.4.5.1.	Системы турбокомпрессорного стартера ТКС-48, принцип работы.........684
11.5.	Гидравлические пусковые устройства ГТД...........................................687
11.5.1.	Конструкция гидравлических стартеров.......................................688
11.6.	Особенности пусковых устройств ГТД наземного применения..........................689
11.6.1.	Электрические пусковые устройства..........................................690
11.6.2.	Газовые пусковые устройства................................................690
11.6.3.	Гидравлические пусковые устройства.........................................692
11.7.	Редукторы пусковых устройств.....................................................692
11.8.	Муфты свободного хода пусковых устройств.........................................693
11.8.1.	Муфты свободного хода роликового типа......................................693
11.8.2.	Муфты свободного хода храпового типа.......................................694
11.9.	Системы смазки пусковых устройств................................................697
11.10.	Англо-русский словарь-минимум...................................................698
11.11.	Перечень используемой литературы................................................698
Глава 12 - Системы ГТД.................................................................699
12.1.	Системы автоматического управления и контроля....................................700
12.1.1.	Системы автоматического управления и контроля авиационных ГТД..............700
12.1.1.1.	Назначение САУ......................................................700
12.1.1.2.	Состав САУ..........................................................703
12.1.1.3.	Основные характеристики САУ.........................................708
12.1.1.4.	Работа САУ..........................................................711
12.1.1.5.	Выбор САУ и её элементов............................................713
12.1.1.5.1.	Выбор САУ.....................................................713
12.1.1.5.2.	Порядок разработки САУ........................................713
12.1.1.5.3.	Основные принципы выбора варианта САУ в процессе проектирования .. 714
15
Содержание
12.1.1.5.4.	Структурное построение САУ........................................715
12.1.1.5.5.	Программы управления ГТД..........................................716
12.1.1.5.6.	Расчет и анализ показателей надежности............................721
12.1.1.5.7.	Особенности САУ в связи с усложнением схем
двигателей и форсированием их параметров.....................................723
12.1.1.6.	Особенности системы контроля и диагностики авиационного двигателя........726
12.1.2.	САУ наземных ГТУ...............................................................728
12.1.2.1.	Назначение САУ...........................................................728
12.1.2.2.	Выбор САУ ГТУ и ее элементов.............................................728
12.1.2.3.	Состав САУ ГТУ...........................................................730
12.1.2.4.	Основные характеристики САУ..............................................730
12.1.2.5.	Работа САУ ГТУ...........................................................732
12.1.2.6.	Блок управления двигателем (БУД).........................................733
12.1.2.7.	Особенности системы контроля и диагностики наземных ГТД..................737
12.1.3.	Англо-русский словарь-минимум..................................................738
12.1.4.	Перечень использованной литературы.............................................738
12.2.	Топливные системы ГТД.................................................................740
12.2.1.	Топливные системы авиационных ГТД..............................................740
12.2.1.1.	Назначение топливной системы.............................................740
12.2.1.2.	Состав топливной системы.................................................740
12.2.1.3.	Основные характеристики топливной системы................................742
12.2.1.4.	Работа топливной системы.................................................744
12.2.1.5.	Выбор топливной системы и ее элементов...................................746
12.2.1.5.1.	Выбор топливной системы...........................................746
12.2.1.5.2.	Выбор насосов топливной системы...................................746
12.2.1.5.3.	Определение подогревов топлива в топливной системе................747
12.2.1.5.4.	Обеспечение температурного состояния топливной системы............748
12.2.1.5.5.	Математическая модель топливной системы...........................748
12.2.1.6.	Гидроцилиндры............................................................748
12.2.1.7.	Топливные фильтры........................................................751
12.2.2.	Особенности топливных систем ГТУ...............................................754
12.2.2.1.	Назначение топливной системы.............................................754
12.2.2.2.	Выбор топливной системы и ее элементов...................................754
12.2.2.3.	Основные характеристики топливной системы................................756
12.2.2.4.	Работа топливной системы.................................................756
12.2.3.	Англо-русский словарь-минимум..................................................757
12.2.4.	Перечень использованной литературы.............................................757
12.3.	Системы диагностики...................................................................758
12.3.1.	Общие вопросы диагностирования.................................................758
12.3.1.1.	Задачи диагностирования ГТД..............................................758
12.3.1.2.	Оптимальная контроле-пригодность ГТД - основа эффективного
диагностирования..................................................................760
12.3.1.3.	Диагностируемые системы ГТД..............................................761
12.3.1.4.	Виды наземного и бортового диагностирования ГТД..........................762
12.3.1.5.	Структура систем диагностики.............................................762
12.3.1.6.	Регламент диагностирования ГТД...........................................762
12.3.1.7.	Регистрация параметров ГТД...............................................762
12.3.2.	Диагностирование системы механизации ГТД, САУ и ТП ГТД.........................763
12.3.3.	Диагностирование работы маслосистемы и состояния узлов ГТД,
работающих в масле.....................................................................765
12.3.3.1.	Неисправности маслосистемы и узлов ГТД, работающих в масле...............765
12.3.3.2.	Диагностирование по параметрам маслосистемы..............................765
12.3.3.3.	Контроль содержания в масле частиц износа (трибодиагностика).............767
12.3.4.	Контроль и диагностика по параметрам вибрации ГТД..............................773
12.3.4.1.	Параметры вибрации и единицы изменения...................................773
12.3.4.2.	Статистические характеристики вибрации...................................774
16
Содержание
12.3.4.3.	Причины возникновения вибрации в ГТД.................................776
12.3.4.4.	Датчики измерения вибрации...........................................779
12.3.4.5.	Вибрационная диагностика ГТД.........................................780
12.3.5.	Диагностирование ГТД по газодинамическим параметрам........................784
12.3.5.1.	Неисправности проточной части ГТД....................................784
12.3.5.2.	Требования к перечню контролируемых параметров.......................784
12.3.5.3.	Алгоритмы диагностирования проточной части ГТД.......................784
12.3.6.	Обеспечение диагностирования ГТД инструментальными методами................786
12.3.6.1.	Виды неисправностей, выявляемых инструментальными методами...........786
12.3.6.2.	Методы и аппаратура инструментальной диагностики ....................787
12.3.6.2.1.	Оптический осмотр проточной части ГТД..........................787
12.3.6.2.2.	Ультразвуковой метод диагностирования..........................790
12.3.6.2.3.	Вихретоковый метод диагностирования............................790
12.3.6.2.4.	Капиллярный метод диагностирования с применением
портативных аэрозольных наборов............................................791
12.3.6.2.5.	Диагностирование состояния проточной части ГТД
перспективными методами....................................................791
12.3.7.	Особенности диагностирования технического состояния ГТД
наземного применения на базе авиационных двигателей.................................795
12.3.7.1.	Особенности режимов эксплуатации....................................796
12.3.7.2.	Общие особенности диагностирования наземных ГТУ.....................796
12.3.7.3.	Особенности диагностирования маслосистемы...........................797
12.3.7.4.	Особенности диагностирования вибросостояния наземных ГТД............798
12.3.7.5.	Особенности диагностирования проточной части........................799
12.3.8.	Англо-русский словарь-минимум..............................................799
12.3.9.	Перечень используемой литературы...........................................800
12.4.	Пусковые системы..................................................................802
12.4.1.	Пусковые системы авиационных ГТД...........................................802
12.4.1.1.	Назначение...........................................................802
12.4.1.2.	Общие требования.....................................................802
12.4.1.3.	Состав пусковых систем...............................................802
12.4.1.4.	Область эксплуатации	двигателя, область запуска......................802
12.4.1.5.	Описание процесса запуска двигателя, особенности процесса запуска
в полете......................................................................802
12.4.1.6.	Надежность запуска...................................................803
12.4.1.7.	Характеристики запуска...............................................803
12.4.1.8.	Выбор типа и параметров стартера.....................................805
12.4.1.9.	Особенности запуска двигателей двухроторных схем.....................807
12.4.1.10.	Системы зажигания...................................................807
12.4.1.11.	Обеспечение характеристик запуска на разгоне........................807
12.4.1.12.	Регулирование компрессора на пусковых режимах.......................808
12.4.2.	Особенности пусковых систем наземных ГТУ...................................809
12.4.3.	Англо-русский словарь-минимум..............................................810
12.4.4.	Перечень использованной литературы.........................................811
12.5.	Воздушные системы ГТД.............................................................812
12.5.1.	Функции ВС ................................................................812
12.5.2.	Основные требования к ВС...................................................814
12.5.3.	Общие и локальные ВС ГТД...................................................815
12.5.4.	Работа локальных ВС........................................................815
12.5.4.1.	ВС охлаждения турбин ГТД.............................................817
12.5.4.2.	ВС наддува и охлаждения опор.........................................820
12.5.4.2.1.	Работа ВС наддува и охлаждения опор............................822
12.5.4.2.2.	Типы ВС наддува и охлаждения опор..............................824
12.5.4.2.3.	Построение общей схемы ВС наддува и охлаждения опор............827
12.5.4.3.	Противообледенительная система (ПОС).................................835
12.5.4.4.	Система кондиционирования воздуха....................................836
17
Содержание
12.5.4.5.	Система активного управления зазорами.............................838
12.5.4.6.	Системы внешнего охлаждения ГТД...................................838
12.5.4.7.	Системы внешнего обогрева ГТД.....................................838
12.5.5.	Подготовка воздуха для ВС ГТД............................................839
12.5.6.	Особенности ВС наземных ГТУ..............................................841
12.5.7.	Агрегаты ВС..............................................................841
12.5.8.	Англо-русский словарь-минимум............................................845
12.5.9.	Перечень использованной литературы.......................................845
12.6.	Системы смазки и суфлирования ГТД..............................................846
12.6.1.	Общие требования.........................................................846
12.6.2.	Схемы маслосистем ГТД....................................................847
12.6.2.1.	Маслосистема с регулируемым давлением масла.......................848
12.6.2.2.	Маслосистема с нерегулируемым давлением масла.....................849
12.6.2.3.	Маслосистемы ГТД промышленного применения.........................851
12.6.3.	Маслосистемы редукторов..................................................852
12.6.3.1.	Маслосистемы авиационных редукторов...............................852
12.6.3.2.	Маслосистемы редукторов ГТУ.......................................855
12.6.4.	Особенности проектирование маслосистем...................................855
12.6.5.	Агрегаты маслосистемы....................................................857
12.6.5.1.	Бак масляный......................................................857
12.6.5.2.	Насосы масляные...................................................860
12.6.5.3.	Теплообменники....................................................862
12.6.5.4.	Фильтры и очистители..............................................863
12.6.5.5.	Воздухоотделители и суфлеры.......................................865
12.6.6.	Перспективы развития маслосистем.........................................867
12.6.7.	Англо-русский словарь-минимум............................................867
12.6.8.	Перечень использованной литературы.......................................868
12.7.	Гидравлические системы ГТД.....................................................869
12.7.1.	Гидросистемы управления реверсивным устройством..........................869
12.7.1.1.	Централизованная гидросистема управления реверсивным устройством..869
12.7.1.2.	Автономная гидросистема управления реверсивным устройством........872
12.7.1.3.	Порядок проектирования гидросистем................................872
12.7.2.	Англо-русский словарь-минимум............................................874
12.7.3.	Перечень использованной литературы.......................................874
12.8.	Дренажные системы..............................................................875
12.8.1.	Назначение и классификация систем........................................875
12.8.2.	Характеристика объектов дренажа..........................................875
12.8.3.	Основные схемы и принцип действия систем.................................876
12.8.4.	Основные требования к дренажным системам.................................878
12.8.5.	Обеспечение работоспособности дренажных систем...........................878
12.8.6.	Особенности конструкции дренажных баков..................................879
12.8.7.	Англо-русский словарь-минимум............................................880
12.8.8.	Перечень использованной литературы.......................................880
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД...................................................881
13.1	. Общая характеристика обвязки..................................................881
13.2	. Конструкция обвязки ..........................................................883
13.2.1.	Трубопроводные коммуникации..............................................883
13.2.1.1.	Основные сведения.................................................883
13.2.1.2.	Трубы и патрубки..................................................883
13.2.1.3.	Соединения........................................................883
13.2.1.4.	Компенсирующие устройства.........................................884
13.2.1.5.	Соединительная аппаратура.........................................888
13.2.1.6.	Узлы крепления....................................................888
13.2.1.7.	Неисправности трубопроводов.......................................889
13.2.2.	Электрические коммуникации...............................................890
18
Содержание
13.2.2.1.	Общие сведения....................................................890
13.2.2.2.	Конструкция элементов.............................................890
13.2.2.2.1.	Электрические жгуты.........................................890
13.2.2.2.2.	Электрические провода.......................................891
13.2.2.2.3.	Электрические соединители...................................891
13.2.2.2.4.	Материалы для изготовления электрических жгутов.............892
13.2.2.3.	Неисправности электрических коммуникаций..........................894
13.2.3.	Узлы крепления агрегатов и датчиков......................................895
13.2.4.	Механическая проводка управления.........................................897
13.3	. Проектирование обвязки........................................................898
13.3.1.	Требования к обвязке.....................................................898
13.3.2.	Основные принципы и порядок проектирования обвязки.......................899
13.3.3.	Методы отработки конструкции обвязки.....................................901
13.3.3.1.	Натурное макетирование............................................901
13.3.3.2.	Электронное макетирование обвязки.................................903
13.3.4.	Размещение агрегатов, датчиков и проектирование узлов крепления..........907
13.3.5.	Проектирование трубопроводных коммуникаций ..............................909
13.3.6.	Проектирование электрических коммуникаций................................911
13.3.6.1.	Требования к электрическим коммуникациям..........................911
13.3.6.2.	Порядок проектирования электрических коммуникаций.................912
13.3.6.3.	Разработка электрических схем.....................................915
13.3.6.4.	Разработка монтажных схем.........................................916
13.3.6.5.	Разработка чертежей электрических жгутов..........................917
13.4	. Особенности конструкции и проектирования обвязки наземных	ГТД.................917
13.5	. Англо-русский словарь-минимум.................................................917
13.6	. Перечень использованной литературы............................................919
ГЛАВА 14 - ДИНАМИКА И ПРОЧНОСТЬ ГТД..................................................920
14.1	Теоретические основы динамики и прочности ГТД...................................920
14.1.1 Напряженное состояние, тензор напряжений..................................921
14.1.2 Уравнения равновесия......................................................922
14.1.3 Перемещения в деформируемом твердом теле. Тензор деформаций...............923
14.1.4 Уравнения совместности деформаций.........................................925
14.1.5 Обобщенный закон Гука.....................................................926
14.1.6 Краевая задача теории упругости. Граничные условия. Методы решения
краевых задач теории упругости...................................................928
14.1.7 Плоская задача теории упругости...........................................929
14.1.8 Пластическая деформация материала. Простое и сложное нагружение..........931
14.1.9 Модели упруго-пластических деформаций. Метод переменных параметров упругости .933
14.1.10 Поведение конструкций при разгрузке. Остаточные напряжения..............935
14.1.11 Ползучесть. Релаксация напряжений. Длительная прочность.................937
14.1.12 Усталостное разрушение элементов конструкций ...........................940
14.1.13 Малоцикловая усталость. Термическая усталость...........................944
14.1.14 Накопление повреждений при нестационарном нагружении....................946
14.1.15 Закономерности развития трещин в элементах конструкций..................947
14.1.16 Свободные колебания системы с одной степенью свободы....................951
14.1.17 Вынужденные колебания системы с одной степенью свободы..................953
14.1.18 Колебания системы с вязким сопротивлением. Демпфирование колебаний......954
14.1.19 Вынужденные колебания системы с одной степенью свободы под действием
произвольной периодической возмущающей силы .....................................956
14.1.20 Колебания системы с несколькими степенями	свободы........................958
14.1.21 Колебания системы с распределенной массой................................961
14.1.22 Концепция метода конечных элементов......................................964
14.1.23 Реализация метода конечных элементов в инженерных расчетах...............966
14.1.24 Пример анализа напряженного состояния тела в трехмерной постановке
методом конечных элементов. Концентрация напряжений в упругом и
19
Содержание
упруго-пластическом теле........................................................968
14.2	Статическая прочность и циклическая долговечность лопаток......................971
14.2.1 Нагрузки, действующие на лопатки. Расчетные схемы лопаток................971
14.2.2 Напряжения растяжения в профильной части рабочей лопатки от центробежных сил.... 974
14.2.3 Изгибающие моменты и напряжения изгиба от газодинамических сил...........976
14.2.4 Изгибающие моменты и напряжения изгиба от центробежных сил.
Компенсация напряжений изгиба от газодинамических сил напряжениями изгиба
от центробежных сил.............................................................979
14.2.5 Суммарные напряжения растяжения и изгиба в профильной части лопатки......980
14.2.6 Температурные напряжения в лопатках......................................982
14.2.7 Особенности напряженного состояния широкохордных рабочих лопаток.........985
14.2.8 Оценка прочности и циклической долговечности лопаток.....................985
14.2.9 Расчет соединения рабочих лопаток с дисками..............................987
14.2.10 Расчет на прочность антивибрационных (бандажных) полок и
удлинительной ножки лопатки.....................................................989
14.2.11 Особенности расчета на прочность лопаток статора........................991
14.2.12 Методика расчета на прочность лопаток в трехмерной постановке...........991
14.2.13 Анализ трехмерных полей напряжений и деформаций в лопатках..............995
14.3	Статическая прочность и циклическая долговечность дисков.......................998
14.3.1 Расчетные схемы дисков...................................................998
14.3.2 Расчет напряжений в диске в плоской оссесимметричной постановке.........1000
14.3.3 Общие закономерности напряженного состояния дисков......................1004
14.3.4 Пластические деформации в дисках. Автофретирование дисков...............1007
14.3.5 Критерии статической прочности дисков. Запас прочности диска по
разрушающей частоте вращения...................................................1009
14.3.6 Запас прочности диска по циклической долговечности......................1012
14.3.7 Подтверждение циклического ресурса дисков на основе концепции
допустимых повреждений.........................................................1015
14.3.8 Расчет роторов барабанного типа.........................................1018
14.3.9 Расчет дисков радиальных турбомашин.....................................1019
14.3.10 Оптимальное проектирование дисков. Равнопрочный диск...................1020
14.3.11 Расчет осесимметричного напряженно-деформированного состояния
роторов методом конечных элементов.............................................1022
14.3.12 Расчет трехмерного напряженно-деформированного состояния дисков методом
конечных элементов.............................................................1026
14.3.13 Оптимизация конструкции дисков по результатам трехмерного анализа
напряженно-деформированного состояния..........................................1028
14.4	Колебания и вибрационная прочность лопаток осевых компрессоров и турбин.......1032
14.4.1 Свободные и вынужденные колебания лопаток. Собственные частоты и формы
колебаний лопаток..............................................................1032
14.4.2 Приближенный расчет собственных частот колебаний лопаток.................1035
14.4.3 Трехмерные модели колебаний лопаток.....................................1038
14.4.4 Влияние конструктивных и эксплуатационных факторов на собственные частоты
колебаний лопатки..............................................................1041
14.4.5 Нестационарные газодинамические силы, действующие на лопатку............1042
14.4.6 Автоколебания лопаток...................................................1044
14.4.7 Демпфирование колебаний лопаток.........................................1046
14.4.8 Вынужденные колебания лопаток. Резонансная диаграмма....................1049
14.4.9 Математическое моделирование вынужденных колебаний лопаток..............1052
14.4.10 Экспериментальное исследование колебаний лопаток.......................1054
14.4.11 Коэффициент запаса вибрационной прочности лопаток, пути его повышения...1055
14.4.12 - Колебания дисков.....................................................1057
14.5	Динамика роторов. Вибрация ГТД............................................... 1061
14.5.1 Критическая частота вращения ротора. История вопроса....................1061
14.5.2 Динамика одномассового ротора. Поступательные перемещения................1063
14.5.3 Динамика одномассового ротора. Угловые перемещения.......................1066
20
Содержание
14.5.4 Динамика одномассового несимметричного ротора..........................1071
14.5.5 Ротор с распределенными параметрами....................................1075
14.5.6 - Особенности колебаний системы роторов и корпусов.....................1084
14.5.7 Демпфирование колебаний роторов........................................1091
14.5.7.1 Конструкция и принцип действия демпферов колебаний роторов......1091
14.5.7.2 Расчет параметров демпфирования.................................1094
14.5.7.3 Особенности гидромеханики реальных демпферов....................1097
14.5.8 Вибрация ГТД ..........................................................1098
14.5.8.1 Источники возмущающих сил и спектр вибрации.....................1098
14.5.8.2 Изменение вибрации под действием внешних и внутренних факторов.....1100
14.5.8.3 Статистические характеристики вибрации.............................1102
14.5.8.4 Измерение и нормирование вибрации..................................1104
14.6	Прочность корпусов и подвески двигателя..................................... 1107
14.6.1 Силовая схема корпуса. Условия работы силовых корпусов ................1107
14.6.2 Расчет напряжений в корпусных деталях двигателя на основе модели
осесимметричных оболочек......................................................1109
14.6.3 Расчет напряженно-деформированного состояния корпусов с помощью метода
конечных элементов............................................................1113
14.6.4 Устойчивость корпусных деталей.........................................1115
14.6.5 Расчет корпусов на непробиваемость.....................................1118
14.6.6 Расчет элементов подвески..............................................1120
14.7	Англо-русский словарь-минимум............................................... 1122
14.8	Перечень использованной литературы.......................................... 1122
Глава 15 - Шум ГТД................................................................1124
15.1	Источники шума ГТД.......................................................... 1124
15.2	Влияние параметров рабочего процесса и конструк-тивной схемы на шум ТРДД.... 1126
15.3	Методы оценки акустических характеристик.................................... 1126
15.4	Снижение шума ГТД............................................................... 1127
15.4.1 Методология проектирования систем шумоглушения.........................1127
15.4.2 Шумоглушение в выходных устройствах авиационных ГТД....................1128
15.4.3 Конструкция звукопоглощающих узлов авиационных ГТД.....................1129
15.4.4 Глушители шума в наземных ГТУ...........................................ИЗО
15.4.5 Конструкция глушителей шума наземных ГТД...............................1131
15.5	Обеспечение акустических характеристик компрессоров и	вентиляторов.......... 1132
15.6	Англо-русский словарь-минимум............................................... 1133
15.7	Список использованной литературы............................................ 1133
Глава 16 - Газотурбинные двигатели как силовой привод.............................1134
16.1	ГТД в силовом приводе ГТЭС и ГПА ........................................... 1134
16.2	ГТД в силовых (энергетических) установках кораблей и судов.................. 1138
16.3	ГТД в силовых установках танков............................................. 1142
16.4	Компоновка ГТД в ГТЭС и ГПА..................................................... 1142
16.5	Компоновка корабельных и судовых ГГТД....................................... 1144
16.6	Компоновка ГТД в силовой установке танка.................................... 1146
16.7	Англо-русский словарь-минимум............................................... 1148
16.8	Перечень использованной литературы.......................................... 1148
Глава 17 - Автоматизация проектирования и поддержки жизненного
цикла ГТД.........................................................................1149
17.1	Проектирование и информационная поддержка жизненного цикла ГТД (идеология CALS). 1149
17.2	Жизненный цикл изделия. Обзор методов проектирования........................ 1152
17.3	Программные средства проектирования......................................... 1152
17.4	Аппаратные средства систем проектирования................................... 1153
17.5	PDM-системы: роль и место в организации проектирования...................... 1153
17.6	Организация производства и ERP-системы...................................... 1155
21
Содержание
17.7	Параллельный инжиниринг. Интеграция эскизного и технического проектирования... 1156
17.8	Переход на безбумажную технологию............................................. 1156
17.9	Взаимодействие CAD/CAM- и САЕ-систем...........................................1158
17.10	ИПИ-технологии и эксплуатация изделий........................................ 1161
17.11	ИПИ-технологии и управление качеством........................................ 1162
17.12	Анализ и реинжиниринг бизнес-процессов....................................... 1162
17.13	Основы трехмерного проектирования............................................ 1163
17.13.1 Общие принципы трехмерного проектирования...............................1164
17.13.1.1 Способы создания геометрических моделей..........................1164
17.13.1.2 Основные термины объемной геометрической модели..................1165
17.13.1.3 Принцип базового тела............................................1166
17.13.1.4 Основные термины при проектировании геометрической модели детали..1167
17.13.2 Управляющие структуры...................................................1168
17.13.3 Принцип «Мастер-модели».................................................1170
17.13.4 Накопление опыта конструирования в CAD/CAM-системах. Мастер-процессы....1170
17.13.5 Моделирование сборок....................................................1171
17.14	Англо-русский словарь-минимум................................................ 1173
17.15	Перечень использованной литературы........................................... 1175
Глава 18 - Уплотнения в ГТД.........................................................1176
18.1	Уплотнение неподвижных соединений............................................. 1176
18.2	Уплотнения подвижных соединений............................................... 1180
18.2.1 Гидравлический расчет уплотнений подвижных соединений....................1182
18.3	Уплотнение газового тракта между ротором и статором ГТД....................... 1184
18.3.1	Лабиринтные уплотнения...................................................1185
18.3.2	Щеточные уплотнения......................................................1188
18.3.3	Скользящие сухие уплотнения газодинамические.............................1191
18.3.4	Скользящие сухие уплотнения газостатические .............................1191
18.3.5 Сравнение эффективностей уплотнений газового тракта между ротором и
статором ГТД....................................................................1194
18.4	Примеры уплотнений	газового тракта ГТД....................................... 1197
18.4.1 Пример 1.................................................................1197
18.4.2 Пример 2. Уплотнение статорной и роторной частей турбины.................1197
18.5	Уплотнения масляных полостей опор роторов, редукторов, коробок приводов........1201
18.6	Англо-русский словарь-минимум..................................................1203
18.7	Перечень использованной литературы.............................................1203
22
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Глава 1 — Общие сведения о
газотурбинных двигателях
1.1 — Введение
В современной технике разработано и ис-
пользуется множество различных типов двигате-
лей. В данном пособии рассматривается лишь
один тип - газотурбинные двигатели (ГТД), т.е.
двигатели, имеющие в своем составе компрессор,
камеру сгорания и газовую турбину. Наибольшее
внимание при этом уделено авиационным ГТД.
Что касается ГТД, используемых в качестве сило-
вого привода в наземных и морских условиях, то
у них рассматривается лишь особенности, отли-
чия от авиационных.
ГТД широко применяются в авиационной,
наземной и морской технике. На Рис. 1.1 1 пока-
заны основные объекты применения современных
ГТД.
В настоящее время в общем объеме мирового
производства ГТД в стоимостном выражении авиа-
ционные двигатели составляют около 70 %, назем-
ные и морские - около 30 %. Объем производства
наземных и морских ГТД распределяется следую-
щим образом:
-	энергетические ГТД ~ 91 %;
-	ГТД для привода промышленного оборудо-
вания и наземных транспортных средств ~ 5 %;
-	ГТД для привода судовых движителей ~ 4 %.
В современной гражданской и военной авиа-
ции ГТД практически полностью вытеснили пор-
шневые двигатели и заняли доминирующее поло-
жение. Их широкое применение в энергетике,
Рисунок 1.1_1 - Классификация ГТД по назначению и объекты применения
23
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
промышленности и транспорте стало возможным
благодаря более высокой энергоотдачи, компактно-
сти и малому весу по сравнению с другими типа-
ми силовых установок.
Высокие удельные параметры ГТД обеспечи-
ваются особенностями конструкции и термодина-
мического цикла. Цикл ГТД, хотя и состоит из тех
же основных процессов, что и цикл поршневых дви-
гателей внутреннего сгорания, имеет существен-
ное отличие. В поршневых двигателях процессы
происходят последовательно, один за другим,
в одном и том же элементе двигателя - цилиндре.
В ГТД эти же процессы происходят одновременно
и непрерывно в различных элементах двигателя.
Благодаря этому в ГТД нет такой неравномернос-
ти условий работы элементов двигателя, как в пор-
шневом, а средняя скорость и массовый расход ра-
бочего тела в 50...100 раз выше, чем в поршневых
двигателях. Это позволяет сосредоточить в мало-
габаритных ГТД большие мощности [1.6.1].
Авиационные ГТД по способу создания тяго-
вого усилия относятся к классу реактивных двигате-
лей, классификация которых показана на Рис. 1.12.
Среди реактивных двигателей можно выде-
лить две основные группы.
Первую группу составляют ракетные двига-
тели. Они создают тяговое усилие за счет уско-
рения рабочего тела, запасенного на борту лета-
тельного аппарата (ЛА). В настоящее время
наибольшее распространение получили жидко-
стные ракетные двигатели (ЖРД) и ракетные дви-
гатели твердого топлива (РДТТ). Первые из них ис-
пользуют двухкомпонентное жидкое топливо -
размещенные в разных емкостях горючее и окис-
литель. А вторые - твердое топливо, которое со-
держит горючие и окисляющие компоненты и це-
ликом размещается в камере сгорания. Ракетные
двигатели применяются, в основном, в ракетах
различного назначения, и могут использоваться для
полетов в безвоздушном пространстве (в космосе),
т.к. для создания силы тяги им не требуется окру-
жающая среда.
Ко второй группе относятся воздушно-реак-
тивные двигатели (ВРД), для которых атмосфер-
ный воздух является основным компонентом ра-
бочего тела, а кислород воздуха используется как
Рисунок 1.1_2 - Классификация реактивных двигателей
24
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
окислитель. Задействование воздушной среды по-
зволяет значительно сократить запас рабочего тела
на борту ЛА, повысить экономичность и дальность
полета.
В свою очередь ВРД подразделяются на две
основные подгруппы.
1. Бескомпрессорные ВРД, включающие пря-
моточные (ПВРД) и пульсирующие (ПуВРД) дви-
гатели. В прямоточных ВРД воздуха сжимается за
счет скоростного напора. Двигатели могут приме-
няться для сверхзвуковых скоростей полета при
Мп> 2...3 (СПВРД) и гиперзвуковых скоростей
(ГПВРД, Мп>6...7). Однако, прямоточные ВРД не
имеют стартовой тяги. Этот органический недоста-
ток ПВРД можно исправить переходом к пульси-
рующему процессу подачи воздуха и сжиганию
топлива при постоянном объеме. Такой процесс
реализован в пульсирующих ВРД (ПуВРД). В них
сжатие воздуха происходит без использования
скоростного напора и компрессора. ПуВРД ис-
пользовались в Германии в конце второй мировой
войны на крылатых ракетах «V-1», но дальнейше-
го развития не получили. В последнее время инте-
рес к пульсирующим ВРД возобновился. Активно
изучаются так называемые импульсные детонаци-
онные двигатели, в которых тяга дискретно созда-
ется за счет ударных волн, образующихся в резуль-
тате детонационного (взрывного) сгорания топлива
в камере сгорания.
2. Газотурбинные ВРД , получившие свое на-
звание из-за наличия турбокомпрессорного агре-
гата, имеющего в своем составе газовую турбину
как основной источник механической энергии.
Классификация авиационных ГТД показана на
Рис. 1.12, характеристика основных типов авиа-
ционных ГТД приведена в разделе 1.2.
ВРД отдельных типов могут быть конструк-
тивно объединены друг с другом или с ракетными
двигателями в единой двигательной установке.
Такие комбинированные двигатели совмещают
в себе положительные качества исходных двигате-
лей. Например, в турбопрямоточном двигателе со-
четаются возможность самостоятельного старта
ТРД и работоспособность при высоких сверхзву-
ковых скоростях полета СПВРД. Группа комбини-
рованных двигателей может включать большое
число схем и вариантов, наиболее характерные из
которых показаны на Рис. 1.12- турбопрямоточ-
ный, ракетно-прямоточный, ракетно-турбинный.
Реактивные двигатели, в которых вся полез-
ная работа цикла затрачивается на ускорение ра-
бочего тела, называются двигателями прямой ре-
акции. К ним относятся ракетные двигатели всех
типов, комбинированные двигатели, прямоточные
и пульсирующие ВРД, а из группы ГТД — турбо-
реактивные двигатели (ТРД) и двухконтурные тур-
бореактивные двигатели (ТРДД) (см. Рис. 1.1 2).
Если же основная часть полезной работы цикла
в виде механической работы на валу двигателя пе-
редается специальному движителю, например, воз-
душному винту, то такой двигатель называется дви-
гателем непрямой реакции. Примерами двигателей
непрямой реакции являются турбовинтовой дви-
гатель (ТВД) и вертолетный ГТД. Классическим
примером двигателя непрямой реакции может слу-
жить также поршневая винтомоторная установ-
ка. Качественного отличия по способу создания
тягового усилия между ней и турбовинтовым дви-
гателем нет.
Применение ГТД в военной и гражданской
авиации, начавшееся после второй мировой вой-
ны, позволило совершить качественный скачок
в развитии авиации: освоить большие высоты по-
лета и сверхзвуковые скорости с числом Маха до
3,0...3,3, значительно повысить грузоподъемность
и дальность.
1.2 — Газотурбинные ВРД -
основные двигатели современной
авиации
1.2.1 — Основные типы авиационных
ГТД, объекты и области применения
1.2.1.1 — Турбореактивные двигате-
ли (ТРД)
Наиболее простым и по этой причине первым
получившим широкое применение в авиации яв-
ляется ТРД, состоящий из компрессора, камеры
сгорания, турбины и реактивного сопла (см.
Рис. 1.2.1.1 1). Турбокомпрессорный агрегат слу-
жит для повышения давления и температуры ра-
бочего тела (газа) перед соплом по сравнению с дав-
лением и температурой на входе в двигатель. Этим
обеспечивается последующее ускорение рабочего
тела в сопле и создание реактивной тяги. ТРД обыч-
но устанавливаются на самолетах с околозвуковы-
ми максимальными скоростями полета, но при вы-
сокой температуре газа перед турбиной они могут
применяться и до скоростей, соответствующих
Мп > 2 (см. Рис. 1.2.1.3 4).
На военных самолетах с большой потребной
тяговооруженностью и большими скоростями по-
лета (до Мп = 3...3,3), а также на сверхзвуковых
25
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
пассажирских самолетах применяются ТРД с фор-
сажной камерой (ТРДФ). Форсажная камера (ФК)
представляет собой дополнительную камеру сго-
рания (см. Рис. 1.2.1.1 2), расположенную между
турбиной и соплом. В ФК к потоку газа вновь под-
водится тепло при сжигании дополнительного
(форсажного) топлива. Отсутствие за ФК вращаю-
щихся деталей позволяет реализовать в ней высо-
кие температуры, достигающие при афК = 1,1... 1,2
значений Т* = 2000...2100 К, и значительно повы-
ф	’
сить тягу двигателя (от ~40 % при Мп = 0 до 100 %
и более при Мп > 2.5).
Основное достоинство ТРД и ТРДФ - значи-
тельный рост тяги с увеличением скорости полета,
в большей степени проявляющийся в ТРДФ, а основ-
ной недостаток - низкая экономичность, особенно
на дозвуковых скоростях полета. В настоящее время
ТРД и ТРДФ эксплуатируются на устаревших типах
военных самолетов (дозвуковых и сверхзвуковых):
МИГ-21, МИГ-23, F-4 и др. В 1950-х... 1970-х годах
ТРД эксплуатировались также на некоторых типах
гражданских дозвуковых самолетов (ТУ-104, «Ка-
равелла»), а ТРДФ в 1970-х.. .2000-х г.г. - на сверх-
звуковых пассажирских самолетах (СПС) ТУ-144
и «Конкорд». В октябре 2003 г. СПС «Конкорд» со-
вершил последний коммерческий рейс. ТУ-144 снят
с эксплуатации еще раньше. Эксплуатация этого типа
самолетов была прекращена по причине высоких эк-
сплуатационных затрат, вызванных, в том числе,
и большим расходом топлива ТРДФ.
Рисунок 1.2.1.1_1 - Конструктивная схема ТРД (Avon) (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1 - компрессор; 2 - камера сгорания; 3 - турбина; 4 - реактивное сопло
Рисунок 1.2.1.1_2 - Конструктивная схема ТРДФ (РИФ-300)
1 - компрессор; 2 - камера сгорания; 3 - турбина; 4 - форсажная камера;
5 - регулируемое реактивное сопло.
26
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
1.2.1.2 — Турбовинтовые двигатели
и вертолетные ГТД
На малых дозвуковых скоростях полета
(ЛГ < 0,7) наиболее экономичным в настоящее
время является ТВД. Схема простейшего одно-
вального ТВД показана на Рис. 1.2.1.2 1. В отли-
чие от ТРД, его конструкция характеризуется на-
личием более мощной многоступенчатой турбины,
в которой расширение газа осуществляется до
давления лишь незначительно выше атмосферно-
го. Избыточная мощность турбины передается
через понижающий редуктор специальному дви-
жителю - воздушному винту. Экономичность ТВД
обусловлена именно высокой эффективностью
винта, как движителя, создающего тяговое уси-
лие за счет большого расхода воздуха при его не-
значительном ускорении, а значит — при малых
потерях энергии. Тяга сопла ТВД составляет не-
значительную часть общей тяги силовой установ-
ки (СУ).
По принципу создания тяги ТВД аналоги-
чен винтомоторной СУ с поршневым двигателем.
Однако, благодаря значительно более высокой
энерговооруженности ГТД весовые показатели
ТВД значительно совершеннее, что позволило со-
здать самолеты с ТВД со скоростью полета до
850...900 км/час. Пример — российский стратеги-
ческий бомбардировщик ТУ-95 с турбовинтовым
двигателем НК-12 разработки «СНТК им. Н.Д.Куз-
нецова» (г. Самара), оснащенным высокоэффектив-
ным двухрядным соосным винтом изменяемого
шага (ВИШ).
При скорости полета Мп > 0,7 к.п.д. винта
начинает интенсивно падать (см. Рис. 1.2.1.2 2),
а удельный расход топлива ТВД - увеличиваться.
Некоторое расширение зоны экономичной
эксплуатации ТВД возможно при применении спе-
циально спроектированных многолопастных
стреловидных ВИШ (одно- или двухрядных). Та-
кие ВИШ (с уменьшенным диаметром винта) име-
ют повышенную нагрузку на ометаемую площадь
и сохраняют относительно высокий к.п.д. до
Мп = 0,8... 0,85 (см. Рис. 1.2.1.2 2). Этот винт обыч-
но называется винтовентилятором (ВВ), а двига-
тель - турбовинтовентиляторным (ТВВД) с откры-
тым ВВ. Примером ТВВД с открытым ВВ может
служить двигатель Д-27 разработки КБ «Прогресс»
(г. Запорожье, Украина) для военно-транспортно-
го самолета АН-70 (см. Рис. 1.2.1.2 3).
В начальный период развития авиационных
ГТД (в 1950-х... 1970-х г.г.) ТВД широко применя-
Рисунок 1.2.1.21 - Конструктивная схема и общий вид одновального ТВД (АИ-20)
1 - редуктор; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - турбина
27
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.1.2_2 - Зависимость к.п.д. винта от скорости полета
лись на региональных и ближнемагистральных
пассажирских самолетах, в военно-транспортной
авиации, а также на небольших частных и служеб-
ных самолетах благодаря высокой экономичности
и хорошим взлетным характеристикам ТВД. Но
из-за существенных недостатков ТВД они в насто-
ящее время активно вытесняются ТРДД. К этим
недостаткам относятся:
-	повышенная вибрация и шум в салоне и на
местности;
-	опасность повреждения планера при нелока-
лизованном разрушении лопасти винта;
-	худшие возможности размещения СУ с ТВД
под крылом и на фюзеляже.
Основное применение новейших и вновь про-
ектируемых ТВД военно-транспортные самолеты
и небольшие региональные и частные самолеты.
Высокая энерговооруженность и низкая
удельная масса позволили успешно применить ГТД
на вертолетах. Конструктивно вертолетные двига-
тели аналогичны самолетным ТВД. Вертолетные
ГТД характеризуются полным срабатыванием сво-
бодной энергии цикла в турбине двигателя для пе-
редачи максимальной мощности на несущий винт.
Вертолетные ГТД обычно выполняются по
схеме со свободной силовой турбиной. Передача
мощности на винт осуществляется через пони-
жающий редуктор, отличающийся значительно
большей степенью редукции, чем у редуктора
ТВД (из-за меньшей частоты вращения несуще-
го винта) и имеющий, поэтому, большие габари-
ты и массу, чем ТВД.
двухрядный вшповентилятор
Рисунок 1.2.1.23 - Общий вид и конструктивная схема ТВВД (Д-27)
28
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
1.2.1.3 — Двухконтурные турборе-
активные двигатели (ТРДД)
С конца 1950-х — начала 1960-х годов нача-
лось широкое применение в авиации ТРДД
и ТРДДФ. ТРДД можно определить как ТРД, в ко-
тором часть свободной энергии термодинамичес-
кого цикла, осуществляемого во внутреннем кон-
туре, передается компрессору наружного контура
(вентилятору). Эта энергия используется для по-
вышения давления атмосферного воздуха, посту-
пающего в наружный контур, с целью увеличения
общей тяги по сравнению с одноконтурным ТРД
с такими же параметрами (см. Рис. 1.2.1.3 1). По-
токи воздуха и газа в контурах ТРДД всегда энер-
гетически взаимодействуют через ротор турбовен-
тилятора, а также могут иметь дополнительное
взаимодействие путем смешения потоков. ТРДД
могут иметь ФК в одном или обоих контурах или
общую ФК после смешения потоков [1.6.2].
Вследствие более сложного по сравнению
с ТРД принципа работы и наличия дополнитель-
ных элементов, конструктивный облик ТРДД до-
пускает большее количество различных схем, ко-
торые отличаются расположением вентилятора,
количеством роторов, схемой газовоздушного трак-
та и пр. Схемы будут рассмотрены в разделе 3.1.
В настоящее время ТРДД являются домини-
рующим типом ГТД в дозвуковой и сверхзвуковой
авиации, практически вытеснив одноконтурные
ТРД и значительно сузив область применения ТВД.
Такое положение ТРДД обусловлено рядом реша-
ющих преимуществ перед ТРД и ТВД:
-	значительное снижение удельного расхода
топлива по сравнению с ТРД на дозвуковых ско-
ростях полета и по сравнению с ТВД на около-
звуковых скоростях. Улучшение экономичности
ТРДД достигается одновременным совершен-
ствованием двигателя как тепловой машины
(улучшение термического к.п.д.) и повышением
его эффективности как движителя (повышение
полетного к.п.д), что принципиально невозмож-
но в одноконтурном ТРД. Повышение полетного
к.п.д. достигается увеличением степени двухкон-
турности (/и) по мере форсирования параметров
термодинамического цикла;
-	значительно меньшее вредное воздействие на
окружающую среду и планер (снижение уровня
шума на местности и в салоне самолета, снижение
эмиссии вредных веществ и дыма на единицу тяги);
-	возможность эффективного применения
ТРДДФ в широком диапазоне скоростей полета
с обеспечением высокой экономичности на дозву-
ковых скоростях и высоких тяг на сверхзвуковых
Рисунок 1.2.1.31 - Конструктивная схема ТРДД (ПС-90А)
1 - вентилятор; 2 - разделительный корпус; 3 - канал наружного контура; 4 - реверс
тяги; 5 -турбина вентилятора (низкого давления); б - смеситель; 7 - общее сопло;
8 - подпорные ступени на валу вентилятора; 9 — компрессор высокого давления; 10 - ка-
мера сгорания; 11 - турбина высокого давления
29
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
скоростях. Это придает ТРДДФ важное качество
- многорежимность использования;
-	возможность значительного форсирования
двигателя по тяге путем увеличения степени двух-
контурности;
-	сокращение относительной длины и удель-
ной массы ТРДД из-за большей компактности внут-
реннего контура;
-	возможность использования новой методоло-
гии проектирования двигателей различной тяги
и назначения на базе унифицированного или мо-
делируемого газогенератора.
ТРДДФ имеет принципиальную возможность
освоения больших сверхзвуковых скоростей поле-
та (до Мп ~ 4) без кардинальных конструктивных
изменений. При этом, начиная с Мп > 3, газотур-
бинная часть двигателя выключается, а двигатель
с работающей ФК переходит на прямоточный
принцип работы. Авторотирующий ротор венти-
лятора может использоваться для привода агрега-
тов самолета [1.6.3].
Основное направление совершенствования
дозвуковых ТРДД - повышение степени двухкон-
турности при одновременном повышении парамет-
ров цикла внутреннего контура - объективно ве-
дет к увеличению размеров наружного контура
и повышению доли тяги, создаваемой в наружном
контуре. С повышением степени двухконтурнос-
ти увеличивается диаметр вентилятора, снижают-
ся его оптимальная степень сжатия и окружная
скорость. При увеличении степени двухконтурно-
сти свыше т > 9... 10 может оказаться выгодным
применение редукторного привода вентилятора.
Это позволит значительно сократить число ступе-
ней турбины и снизить общую массу двигателя при
сохранении оптимальной частоты вращения вен-
ТРДД с низкой степенью
двухконтурности m 0.3...3,0
'ГР/ О'Т, Д-30 III серии (ш — 0.8)
ТРДД с высокой степенью
двухконтурности m 4.0...9,0
ТРДД CFM56-3 (т 5,0)
ТРДД GL90 (m 8,4)
ТРДД со сверхвысокой степенью
двухконтурности m '= 9,0...12.0
ТРДД PW8000 (проект m = 10... 11)
Рисунок 1.2.1.3_2а - Классификация гражданских ТРДД по степени двухконтурности
30
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
тилятора и турбины. Кроме того, для согласования
и оптимизации характеристик двигателя во взлет-
ных и крейсерских (высотных) условиях может по-
требоваться применение поворотных рабочих ло-
паток вентилятора, особенно при т > 11... 12, а для
повышения к.п.д. и производительности вентиля-
тора он может быть выполнен двухрядным без
спрямляющего аппарата.
Вентилятор ТРДД со сверхвысокой степенью
двухконтурности т > 11... 12 с поворотными рабо-
чими лопатками принято называть закапотирован-
ным ВВ, а такой ТРДД, соответственно - ТВВД с за-
капотированным ВВ. Данный тип авиационных ГТД
имеет много общего с двигателями непрямой реакции
(ТВД и ТВВД с открытыми ВВ), т.к. винтовентилятор
и наружный контур закапотированного ТВВД можно
рассматривать как самостоятельный движитель, ана-
логичный винту ТВД или открытому ВВ ТВВД, но
имеющий наружную обечайку (закапотированный
винт).
На Рис. 1.2.1.3 2а и Рис. 1.2.1.3 26 показа-
но развитие гражданских ТРДД . Принято выде-
ТВВДс закапотированным ВВ m -12,0...20,0
ТВВД НК-93 с двухрядным ВВ
(ш = 16)
ТВВД ADP с однорядным ВВ
(проект m = 14)
ТВВД Д-27 с двухрядным ВВ (ш ~ 50)
ТВВД с открытым ВВ ш = 30,0...50.0
Рисунок 1.2.1.326 - Классификация гражданских ТРДД по степени двухконтурности
31
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
лять ТРДД с низкой степенью двухконтурности
(т = 0,3... 3,0), ТРДД с высокой степенью двухконтур-
ности (т = 4...9), ТРДД со сверхвысокой степенью
двухконтурности (т = 9... 12) и ТВВД с закапотиро-
ванным ВВ (однорядным и двухрядным) с т = 12.. .20.
ТРДД с низкой степенью двухконтурности раз-
рабатывались, в основном, в 1960-х и широко экс-
плуатировались в 1960-х... 1980-х г.г. на магистраль-
ных пассажирских самолетах (двигатели семейств
Д-20П, Д-30, АИ-25, JT3D, JT8D, «Конуей», «Спей»,
«Тей»). С начала 1970-х г.г. началась эксплуатация
ТРДД с высокой степенью двухконтурности на всех
типах магистральных самолетов, в первую очередь
— на дальнемагистральных (двигатели семейств
TF39, CF6, JT9D, RB211, Д-36, Д-18Т). А с середи-
ны 1980-х г.г. уже эксплуатируются более совершен-
ные по параметрам цикла и экономичности ТРДД се-
мейств CFM56, PW2000, CF6-80, PW4000, V2500,
ПС-90А и др. В 1990-х г.г. вводятся в эксплуатацию
мощные ТРДД со степенью двухконтурности
т = 6.. .8 в классе тяги 300.. .400 кН—GE90, TRENT,
PW4084. Эти двигатели имеют диаметр вентиля-
тора 2,4...3,1 м. В настоящее время разрабатыва-
ются и вводятся в эксплуатацию новейшие ТРДД
в классе тяги 250...520 кН (TRENT500, TRENT900,
GP7000, GE90-115B, GenX, TRENT 1000) со степе-
нью двухконтурности т = 8...11 и высокой степе-
нью сжатия %* = 40.. .50.
ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтур-
ности и ТВВД с закапотированным ВВ в настоящее
время находятся на стадии проектных проработок,
изготовления и испытаний опытных и демонстра-
ционных образцов, например:
-	проект ТРДД PW8000 с редукторным приво-
дом вентилятора в классе тяги 110... 160 кН (т = 11),
-	опытные ТРДД с безредуктоным приводом
вентилятора в классе тяги 260...310 кН для перс-
пективного высокоэффективного магистрального
самолета Boeing 787 (т = 10... 11);
-	опытные ТВВД с закапотированным ВВ —
НК-93 с двухрядным ВВ и ADP с однорядным ВВ.
ТВВД с закапотированным ВВ по экономич-
ности приближаются к ТВВД с открытым ВВ, но
не имеют недостатков, присущих винтовым дви-
гателям. Применение данного типа ГТД в ближай-
шей перспективе на магистральных пассажирских
самолетах более вероятно при условии решения
технических и технологических проблем создания
надежных и высокоресурсных редукторов и меха-
низмов поворота лопастей ВВ, наличия благопри-
ятной рыночной конъюнктуры и, в т.ч., преодоле-
ния психологического барьера эксплуатантов по
отношению к редукторным двигателям.
В военной боевой авиации используются
ТРДД и ТРДДФ с низкой степенью двухконтурно-
сти т =0,25...2. На Рис. 1.2.1.3 3 показан ТРДД
EJ200, предназначенный для европейского много-
целевого истребителя «Тайфун».
Максимальное значение т = 2,0 имеет ТРДДФ
F101 (см. Рис. 2.5.2.3 2), устанавливаемый на аме-
риканском стратегическом сверхзвуковом бомбар-
дировщике В-1В.
Для истребителей-перехватчиков и многоце-
левых истребителей оптимальными являются по-
ниженные значения т = 0,2...0,5. Такая степень
двухконтурности обеспечивает максимально высо-
Рисунок 1.2.1.3_3 - Военный ТРДДФ EJ200 (т = 0,4)
32
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.1.34 -Военный ТРДДФ Д-30Ф6 (т=0,57)
кие удельные тяги как на форсированных режимах,
таки на бесфорсажных, в т.ч. для возможности осу-
ществления экономичного сверхзвукового крейсер-
ского полета на бесфорсажном режиме.
Для истребителей с длительным патрулиро-
ванием и ударных самолетов оптимальной может
быть степень двухконтурности т = 0,5... 1,1. Это
позволит реализовать высокую степень форси-
рования (высокую тягу) на взлете и в сверхзву-
ковом полете в сочетании с высокой экономич-
ностью на дозвуковых крейсерских режимах.
В качестве примера многорежимного ТРДДФ на
Рис. 1.2.1.3 4 показан двигатель Д-30Ф6 разработ-
ки ОАО «Авиадвигатель» (г. Пермь), установлен-
ный на российском сверхзвуковом дальнем ис-
требителе-перехватчике МиГ-31. Схема ТРДД
с т = 0,57 и общей ФК после смешения потоков
обеспечивает необходимую экономичность при
длительном патрулировании на дозвуковых скоро-
стях и высокие тяговые характеристики на сверх-
звуковых режимах перехвата. Двигатель рассчитан
на максимальную скорость полета, соответствую-
щую числу Мп = 2,83 (F = 3000 км/час), которая до
настоящего времени является рекордно высокой
для современных серийных ТРДДФ.
В отличие от гражданских ТРДД, совершен-
ствование военных ТРДДФ идет в направлении фор-
сирования параметров цикла внутреннего контура
(Т*САи	При этом сохраняются указанные выше
значения степени двухконтурности для повышения
удельной и лобовой тяги, а так же для снижения
удельной массы, габаритов и объема двигателей.
Изучается применение бесфорсажных ТРДД
со степенью двухконтурности т =1,5.. .2,0 для пер-
спективных сверхзвуковых служебных и пасса-
жирских самолетов. Такая степень двухконтурно-
сти является оптимальной для крейсерского
сверхзвукового полета на высоте Н = 15... 18 км со
скоростью, соответствующей/Ип =2,0.
Области применения ВРД различных типов
показаны на Рис. 1.2.1.3 5.
1.2.1.4 — Двигатели для самолетов
вертикального взлета и посадки
Специфическим типом авиационных ГТД яв-
ляются подъемные и подъемно-маршевые двига-
тели, используемые на самолетах вертикального
взлетай посадки (СВВП) и самолетах укорочен-
ного взлета и вертикальной посадки (СУВВП).
Для обеспечения вертикального взлета и воз-
можности маневрирования в вертикальном направ-
лении тяговооруженность СВВП (отношение тяги
двигателей к взлетной массе самолета) должна
быть больше единицы: ^L/CB3JI = 1,2. Это несколь-
ко превышает тяговооруженность большинства го-
ризонтально взлетающих сверхзвуковых самолетов
и в 4.. .5 раз больше тяговооруженности дозвуковых
транспортных самолетов. В связи с этим СУ СВВП
в целом существенно больше по размерам и массе
33
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
1 - Вертолетные ГТД: 2 - ТВД и ГВВД 3 - ТРДД; 4 - ТРД: 5 - ТРДФ и ТРДДФ;
6 - ТПД, СПВРД; 7 - ГПВРД
Рисунок 1.2.1.35 - Области применения ВРД [1.6.2]
СУ самолета обычного типа [1.6.2].
К настоящему времени разработаны различ-
ные схемы СУ для СВВП и СУВВП, создающих
вертикальную тягу при взлете. Одна из таких схем
- СУ с поворотными маршевыми двигателями,
расположенными на крыле, которые для созда-
ния вертикальной тяги поворачиваются на 90° со-
вместно с крылом или отдельно на поворотных
узлах своих подвесок. По последней схеме вы-
полнен СВВП Bell-Boeing V-22 Osprey (см.
Рис. 1.2.1.4 1) с двумя поворотными ТВД, рас-
положенными на концах крыла. Используемые
в данной схеме ТВД принципиально не отлича-
ются от ТВД обычных самолетов.
Для боевых дозвуковых и сверхзвуковых
СВПП и СУВВП используются различные схемы
СУ с подъемными и подъемно-маршевыми дви-
гателями, расположенными внутри фюзеляжа.
Подъемные ГТД это двигатели, которые исполь-
зуются только во время взлета и посадки для
создания вертикальной тяги, и выключаются во
время крейсерского (горизонтального) полета.
Подъемно-маршевые двигатели работают во
время взлета, горизонтального полета и посадки
направление вектора тяги изменяется с помощью
поворотного сопла или системы поворотных сопел
(см. Рис. 1.2.1.4 1)
К СУ с подъемными и подъемно-маршевыми
ГТД предъявляются следующие основные требо-
вания:
-	минимально возможная удельная масса
и максимальная компактность СУ;
-	высокая надежность процессов вертикаль-
ного взлета и посадки;
-	низкий удельный расход топлива на марше-
вых режимах и режимах взлета-посадки;
-	обеспечение стабилизации и управления
самолетом при взлете, посадке, режиме висения
и перехода к горизонтальному полету, когда аэро-
динамические рули самолета малоэффективны.
Конструктивные схемы подъемных и подъем-
но-маршевых двигателей и возможные конфигура-
ции СУ боевых СВВП и СУВВП, включающие дан-
ные двигатели, будут рассмотрены в разделе 3.1.
34
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
CBBI1 Be1l-Boeing V-22 «Osprey» с поворот чыми ТВД на концах крыла
Подъемно-маршевый двигатель «Pegasus»	СВВП «Harrier» с подъемно-марптевым двигателем «Pegasus»
с поворотными соплами
Рисунок 1.2.1.41 - СВВП с различными схемами силовых установок
1.2.1.5 - Комбинированные двигате-
ли для больших высот и скоростей
полета
Для повышения высотности и скорости поле-
та ЛА различного назначения необходимы СУ, эф-
фективно работающие в широком диапазоне обла-
сти полета и обладающие автономным стартом.
Этим требованиям могут удовлетворять, в пер-
вую очередь, составные СУ, представляющие собой
механическую комбинацию двигателей различных
типов, каждый из которых обладает удовлетвори-
тельными характеристиками в ограниченной обла-
сти режимов полета (например, ТРД + ЖРД). Одна-
ко, такие СУ обладают рядом существенных
недостатков. При одновременной работе двигате-
лей, образующих составную СУ, невозможно обес-
печить оптимальные условия работы каждого из них
на всех режимах работы. При последовательной же
работе двигателей ухудшаются массовые показа-
тели СУ, т.к. на различных участках полета вместе
с полезным грузом транспортируется неработаю-
щий двигатель.
Отмеченных недостатков в известной степени
лишены комбинированные двигатели, представля-
ющие собой органичное сочетание различных ти-
пов реактивных двигателей (воздушно-реактивных
или ракетных) в общей двигательной установке.
К настоящему времени предложено большое
количество схем комбинированных двигателей.
Некоторые из них прошли экспериментальное ис-
следование.
К комбинированным двигателям, являющим-
ся комбинаций различных типов ВРД (ПВРД
и ТРДФ) относится турбопрямоточный двигатель
(ТПД). Схема ТПД представлена на Рис. 1.2.1.5 1.
В этом двигателе ФК ТРДФ является одновремен-
но и камерой сгорания ПВРД. ПВРД образуется
отключением турбокомпрессорного контура специ-
альным механизмом перекрытия, соединением ка-
нала прямоточного контура с входным воздухоза-
борником и подачей топлива непосредственно
в камеру сгорания ПВРД.
Возможна также схема ТПД с использовани-
ем ТРДД вместо ТРД. Такой ТПД может иметь
меньшую длину и более высокую эффективность
как на малых, так и на больших скоростях полета.
Как отмечалось выше, свойствами комбинирован-
ных двигателей обладают и обычные ТРДДФ —
при отключении внутреннего контура на больших
скоростях (АГ >3), переводе вентилятора на режим
авторотации и подачи топлива только в ФК.
Примером комбинированных двигателей, со-
четающих свойства ВРД и РД, может служить ра-
кетно-турбинный двигатель (РТД). В таком двига-
теле энергия продуктов сгорания топлива РД
35
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.1.5_1 — Схема ТПД на базе однокон-
турного ТРДФ
1 - канал прямоточного кон-
тура; 2 - компрессор; 3 - ка-
мера сгорания ТРДФ; 4 - тур-
бина; 5 - механизм пере-
крытия прямоточного кон-
тура; 6 - стабилизаторы;
7 - форсажная камера сгора-
ния ТРДФ (ПВРД); 8 - регули-
руемые створки реактивного
сопла
Рисунок 1.2.1.5 2 — Схема РТД
1 - компрессор; 2 - газогенера-
тор; 3 - турбина; 4 - стабили-
заторы; 5 - камера сгорания;
6 - регулируемое реактивное
сопло; 7 - редуктор; г-горю-
чее; о — окислитель
Рисунок 1.2.1.5_3 —РТД комбинированного типа
1 - компрессор РТД; 2 - газоге-
нератор РТД; 3 - турбина
РТД; 4-ЖРД
передается атмосферному воздуху, который сжи-
мается в компрессоре и сгорает затем в смеси с про-
дуктами сгорания РД в общей камере сгорания
(РТД со смешением потоков) или в самостоятель-
ной камере сгорания (РТД без смешения потоков).
Схема РТД со смешением потоков показана на
Рис. 1.2.1.5 2.
Примером двигателя, способного работать в ат-
мосфере и в безвоздушном пространстве может быть
РТД комбинированного типа. Он представляет со-
бой комбинацию РТД и ЖРД, которые смонтирова-
ны в едином двигателе и образуют блочную конст-
рукцию (см. Рис. 1.2.1.5 3). Такая интеграция двух
двигателей в единый блок позволяет, минимизируя
массу и объем СУ, обеспечить широкий диапазон
режимов работы СУ. Это достигается путем включе-
ния РТД или ЖРД и варьирования их параметрами
при различных условиях полета. РТД комбинирован-
ного типа может рассматриваться как вероятный тип
СУ воздушно-космического самолета (ВКС) — при
работе РТД в атмосфере и ЖРД в космосе.
Более подробно с конструктивными схемами и
теорией работы различных типов комбинированных
двигателей и двигателей для ВКС можно ознако-
миться в специальной литературе, например [1.6.4].
1.2.1.6 - Вспомогательные
авиационные ГТД и СУ
ГТД, которые устанавливаются на ЛА не с це-
лью создания силы тяги, а в качестве генераторов
мощности и сжатого воздуха, называются вспомо-
гательными двигателями. Вспомогательные двига-
тели используются для пуска основных двигателей,
питания воздухом системы кондиционирования,
привода электрогенераторов и другого вспомога-
тельного оборудования. Вспомогательный ГТД,
объединенный в единый конструктивный модуль
с агрегатами, обеспечивающими отбор воздуха и
мощности, называется вспомогательной силовой
установкой (ВСУ).
Применение бортовых ВСУ обеспечивает не-
зависимость самолета или вертолета от наземных
источников питания и, как следствие, оператив-
ность наземного обслуживания, надежный пуск
основных двигателей и возможность кондициони-
рования салонов при неработающих основных
двигателях. В полете ВСУ может быть использо-
вана в качестве аварийного источника энергии, что
повышает безопасность полета.
Конструктивно вспомогательный ГТД пред-
ставляет собой малоразмерный двигатель одно-
вальной схемы или со свободной силовой турби-
ной. В качестве источника сжатого воздуха может
36
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.1.61 — Конструктивная схема турбостартера ТКС-48
1 - электростартер; 2 - входное устройство; 3 - компрессор; 4 - камера сгорания;
5 - турбина; 6 - выходное устройство; 7 - редуктор
использоваться компрессор ГТД, который в этом
случае выполняется несколько переразмеренным,
или специальный дополнительный компрессор,
приводимый от ГТД.
К числу вспомогательных ГТД относятся так-
же турбостартеры. Турбостартеры выполняются по
схеме со свободной силовой турбиной, которая че-
рез систему зубчатых передач раскручивает ротор
запускаемого двигателя. На Рис. 1.2.1.6 1 показа-
на конструктивная схема турбостартера ТКС-48,
предназначенного для запуска двигателей самоле-
та МИГ-31.
1.2.2 - Авиационные СУ
Наряду с такими элементами, как фюзеляж,
крыло, вертикальное и горизонтальное оперение,
шасси и т.д., СУ является одним из конструктив-
ных модулей самолета или вертолета, Основное
назначение СУ — создание тягового усилия, необ-
ходимого для осуществления полета, а в ряде
случаев — и подъемной силы (на вертолетах,
СВВП и СУВВП).
Авиационная СУ обычно включает в себя сле-
дующие элементы:
-	собственно двигатель (двигатели) с установ-
ленными на нем двигательными и самолетными аг-
регатами (насосы, генераторы и т.д.) и системами
обеспечения (управления, запуска, реверса тяги,
отборов воздуха, противопожарная и пр.);
-	входное устройство дозвукового или сверхзву-
кового типа с противообледенительной системой;
-	выходное устройство (элементы сопла и об-
текатели, не включенные в собственно двигатель);
-	средства шумоглушения;
-	редуктор, если он выполнен отдельным мо-
дулем, нацример: выносной редуктор ТВД, верто-
летный редуктор;
-	узлы крепления и подвески;
-	воздушный винт или открытый винтовенти-
лятор;
-	мотогондола, если двигатель расположен вне
фюзеляжа или крыла.
СУ может располагаться в специальных отсе-
ках фюзеляжа или крыла, или в отдельной мото-
гондоле. Мотогондола предназначена для установ-
ки и интеграции двигателя и других перечисленных
выше элементов СУ, и представляет собой аэроди-
намически обтекаемую конструкцию (обечайку).
НаРис. 1.2.2. 1аи 1.2.2. 16 показаны примеры СУ
с ТРДД, установленных в мотогондолы.
Конфигурация мотогондолы должна обеспе-
чить минимальные аэродинамические сопротивле-
ния СУ и в целом самолета, а так же минимальные
потери тяги двигателя для получения максималь-
ной эффективной тяги СУ. Для удобства обслужи-
вания двигателя и агрегатов мотогондола обору-
дуется открывающимися капотами и лючками.
СУ с ТРДД современных региональных, ма-
гистральных пассажирских и транспортных само-
летов устанавливаются, как правило, на пилонах
под крылом самолета или по бокам хвостовой час-
ти фюзеляжа. Пилонами называются специальные
силовые балки крепления. В самолетах разработ-
ки 1960... 1980 г.г. СУ размещались внутри хвос-
товой части фюзеляжа (ТУ-154, ЯК-42, Boeing 727,
L-1011) или в мотогондоле, интегрированной с вер-
тикальным оперением (ДС-10, МД-11). Примеры
размещения СУ пассажирских самолетов показа-
ны на Рис. 1.2.2. 2.
СУ современных и вновь проектируемых бо-
евых самолетов размещаются, как правило, внут-
37
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.2_1а — Примеры компоновки СУ с ТРДД в мотогондоле. СУ с ТРДД без смешения (PW4084)
1 - воздухозаборник; 2 -узлы крепления; 3 - пилон; 4 - агрегаты;
5 - сопло наружного контура; 6 - сопло внутреннего контура
Рисунок 1.2.216 — Примеры компоновки СУ с ТРДД в мотогондоле. СУ с ТРДД со смешением (V2500)
1 - воздухозаборник; 2 - пилон; 3 - агрегаты; 4 - реверс; 5 - кольцевой смеситель;
6 - общее сопло
38
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.2_2 — Примеры размещения СУ
пассажирских самолетов
ри фюзеляжа. Такая компоновка позволяет снизить
радиолокационную и инфракрасную заметность
самолета и повышает живучесть СУ.
1.2.3 - История развития авиацион-
ных ГТД
ГТД во второй половине XX века стали доми-
нирующими в военной и гражданской авиации.
Они обеспечили значительно большие отношения
тяги к массе двигателя, лобовые мощности и ло-
бовые тяги по сравнению с предшествовавшими
поршневыми двигателями.
Применение ГТД позволило совершить каче-
ственный скачок в грузоподъемности авиации,
высоте и скорости полета, освоить сверхзвуковые
полеты с числом Маха до 3,0...3,3.
Хотя принципиальные схемы ТВД и ТРД
и были предложены в ряде стран еще в первой
четверти XX века, реализация их как эффективных
и надежных двигателей стала возможной лишь
в результате синтеза достижений и в аэродина-
мическом совершенстве лопаточных машин,
и в металлургии.
Речь идет о достаточных КПД компрессоров
и турбин и длительной термопрочности конструк-
ционных материалов, которая допускает достаточ-
но высокий уровень температуры газа перед тур-
биной. Условие существования ТРД [1.6.5]:
К-1 'Р
(П —Т)	)	>71 к  —
V /сж /расш'шт к rrt
* Г
показывает, что при я*, = 5 и »7СЖ = 77РЛС||[ < 0,7,
нацример, температура газа перед турбиной дол-
жна быть более Т = 930 К.
Наиболее серьезными новыми проблемами, ко-
торые пришлось преодолевать всем конструкторам-
первопроходцам при создании ТРД были также:
-	организация горения;
-	вибропрочность лопаток компрессоров и тур-
бин;
-	попмаж компрессора;
-	высокий удельный расход топлива;
-	психологический фактор недоверия.
Создание ТРД различных схем нельзя припи-
сать одному изобретателю или одной стране. Их
создание является результатом исследований и эк-
спериментов, начатых почти одновременно в ряде
развитых государств.
1.2.3.1 - Россия
Не умаляя роли передовых промышленных
стран, таких как Германия и Англия, следует отме-
тить достойный вклад русских ученых и инжене-
ров в создание и развитие авиационной газотурбин-
ной техники.
Основополагающими теоретическими разра-
ботками в области реактивного движения и лопа-
точных машин были еще дореволюционные труды
ученых И.В.Мещерского, Н.Е.Жуковского, К.Э.Ци-
олковского. К началу XX века относятся первые
проекты ГТД русских инженеров: П.Кузьминско-
го (1900 г.), В.Караводина (1908 г.), Н.Герасимова
(1909 г.), А.Горохова (1911 г.), М.Никольского
(1914 г.). Изготовление опытного турбовинтового
(турборакетного) двигателя мощностью 160 л.с. по
проекту М.Никольского (см. Рис. 1.2.3.11а) было
начато в 1914 году на Русско-Балтийском заводе для
замены немецкого поршневого двигателя «Аргус»
мощностью 140 л.с. на самолете «Илья Муромец».
Однако в дореволюционной России не появились
какие-либо серийные авиационные двигатели соб-
ственной разработки (даже поршневые).
39
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
После 1917 года развитию авиации со сторо-
ны государства уделялось повышенное внимание.
После организации ЦАГИ (1 декабря 1918 г.) НТО
ВСНХ 4 декабря 1918 г. выделил Аэродинамичес-
кому институту 212 650 рублей на окончание ра-
бот 1918 года.
В 1918 г. ВСНХ РСФСР была организована
научная автомобильная лаборатория (позднее пре-
образованная в НАМИ) с отделением авиационных
двигателей.
22 мая 1919 г. в ЦАГИ создано винтомотор-
ное отделение во главе с инженером-механиком
Б.С. Стечкиным. Уже в 1929 г. Б.С. Стечкин разра-
ботал и опубликовал теорию ВРД, получившую
всеобщее признание в нашей стране и за рубежом.
В 1923 г. инженер-конструктор В.И. Базаров
подал заявку на вполне современную схему одно-
вального ТРД с центробежным компрессором (см.
Рис. 1.2.3.1 16)
В 1925 г. преподаватели МВТУ Н.Р. Бриллинг
и В.В. Уваров обосновали возможность создания
мощного авиационного ТВД.
В 1926 г. в НАМИ организована группа, зани-
мавшаяся изучением циклов и схем ГТД, а также
процессами горения. Руководство группой осуще-
ствляет Н.Р. Бриллинг. В 1929 г. работу этой груп-
пы при ВТИ возглавил В.В.Уваров, сосредоточив-
шийся на создании высокопараметрических ТВД
и газотурбинных установок (ГТУ). Так называемой
«Газовой группе» В.В. Уварова было поручено
спроектировать экспериментальные стационарную
ГТУ и авиационный ТВД мощностью 1500 л.с.
В 1933 г. ГТУ-1 была спроектирована, а в 1935 г.
- собрана и испытана на Коломенском машиностро-
ительном заводе. Общее время испытаний ГТУ-1
при температуре 1120... 1370 К составило 21 час.
В 1935 г. разработан первый проект высоко-
параметрического авиационного ТВД ГТУ-3 (см.
Рис. 1.2.3.1 2) с расчетной мощностью 1500 л.с.,
испытания которого проходили в 1937... 1939 гг.
ГТУ-3 имел три центробежные ступени ком-
прессора с = 8 и двухступенчатую осевую
турбину. Турбина охлаждалась дистиллированной
водой, так как расчетная температура газа перед
ней была 1470 К. Применение пароводяного ох-
лаждения позволяло выдерживать забросы фак-
тической температуры на испытаниях до 1870 К
и длительно работать до 1620 К, используя самый
жаропрочный материал того времени ЭИ-69 (с ра-
бочей температурой не выше 920...970 К). Сум-
марная наработка ГТУ-3 составила 57 часов, од-
нако заданная мощность не была достигнута,
и горячие испытания ГТУ-3 в 1941 году были пре-
кращены.
Рисунок 1.2.3.1_1а — Конструктивная схема ТВД
М.Н Никольского
Рисунок 1.2.3.1_1б - Конструктивная схема ТРД
ВМ.Базарова
3 декабря 1930 г. на базе винтомоторного от-
дела ЦАГИ и авиамоторного отдела НАМИ был
создан ЦИАМ (Центральный институт авиацион-
ного моторостроения), и в 1940 г. группу В.В.Ува-
рова из ВТИ перевели в ЦИАМ.
В 1943 г. в отделе № 8 ЦИАМ спроектирован
ив 1945 г. испытан ТВД Э-30-80 (см. Рис. 1.2.3.13)
с расчетной температурой газа перед турбиной
1520 К.
В 1947 г. работы по заданной теме переводят-
ся на завод № 41, выпускавший поршневые дви-
гатели М-11, а В.В.Уваров назначается главным
конструктором завода. Здесь были созданы моди-
фикации Э-30-80-2с, Э-30-80А, Э-30-80М, которые
прошли 25-часовые испытания, но затем в 1948 г.
работы были прекращены.
40
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.3.1_2 - Схема ТВД ГТУ-3 конструкции В.В. Уварова
Рисунок 1.2.3.1_3 - Схема ТВД Э-30-80 конструкции В.В. Уварова
В это же время в ЦИАМ были разработаны
ТВД Э-30-81А мощностью 3500 л.с. по той же схе-
ме, но с воздушным охлаждением и с использова-
нием более жаропрочного никелевого сплава типа
Нимоник (ЭИ-437), которые в количестве пяти
штук прошли частичные испытания.
В 1949 г. все работы по ТВД схемы В.В.Ува-
рова были прекращены в связи с успехами в про-
ектировании ТВД с осевыми компрессорами в дру-
гих ОКБ. В.В.Уваров перешел в МВТУ и возглавил
созданную им кафедру газовых турбин.
Работы над проектированием и созданием ТРД
не имевших винта и способных обеспечить в нес-
колько раз большие чем ТВД скорости полета, на-
чал в 1937 годуА.М. Люлька. Сотрудник Харьковс-
кого авиационного института Люлька—специалист
по паротурбинной технике. Он в инициативном по-
рядке разработал проекты ТРД как с центробежным
одно и двухступенчатым компрессором (РТД-1,
1937 г., см. Рис. 1.2.3.14), таки с осевым компрес-
сором (РД-1, 1938 г., см. Рис. 1.2.3.1 4). Рабочие чер-
тежи выбранного ТРД РД-1 с осевым компрессором
и с тягой 500 кгс были сданы в производство на Ки-
ровский завод в Ленинграде в 1940 году. Двигатель
имел шестиступенчатый компрессор с я* = 3,2 и от-
носительно невысокую температуру газа перед тур-
биной Т*г = 923 К.
В 1941 г. началась сборка двигателя РД-1, при-
остановленная началом Великой Отечественной
войны. В 1942 году узлы РД-1 и документация были
вывезены в ЦИАМ. Работы в ЦИАМ по ТРД под
руководством А.М. Люльки возобновились только
в 1943 году (А.М. Люлька некоторое время работал
на танковом заводе в Челябинске и в КБ Болхови-
тинова). Двигатель был модернизирован его тяга
увеличилась до 1200 кгс, и получил обозначение
С-18 (стендовый). В марте 1944 г. было получено
задание от Наркомата на изготовление пяти экзем-
пляров С-18, а коллектив А.М. Люльки был пере-
веден в НИИ-1, где сосредотачивались все работы
41
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.3.1_4 - Схемы ТРД РТД-1 и РД-1 конструкции А.М. Люльки
по реактивной технике. В сентябре 1944 г. двига-
тель С-18 был собран и испытан. В процессе пер-
вых испытаний выявилось большое количество де-
фектов, наиболее разрушительным из которых был
помпаж компрессора. К концу войны в НИИ-1 по-
явились трофейные немецкие двигатели Юмо-004
и BMW-003 с тягой 900 и 800 кгс, однако доводка
и развитие ТРД С-18 были продолжены, и на его
базе был спроектирован ТРД ТР-1 с тягой 1350 кгс.
Копирование ТРД Юмо и BMW было поручено дру-
гим ОКБ.
После успешного испытания двигателя С-18
в конце 1945 г. работы по ТР-1 форсировались. К их
изготовлению малой серией был подключен за-
вод № 45 (ММПП «Салют») и было организо-
вано новое конструкторское бюро ОКБ-165, ко-
торое возглавил А.М. Люлька. В августе 1946 г.
ТР-1 поставлен на испытания. В феврале 1947 г.
проведены государственные испытания — полу-
чена тяга 1290 кгс и ресурс 20 часов. В течение
1948... 1950 гг. создается ряд модификаций с пос-
ледовательно увеличивающейся тягой, вплоть до
тяги 5000 кгс на двигателе TP-ЗА, названном АЛ-5.
Двигатели изготовлялись малой серией и устанав-
ливались на опытных самолетах Ильюшина, Сухо-
го, Лавочкина.
В 1950-е годы под руководством А.М. Люль-
ки был создан ряд ТРД типа АЛ-7Ф с 7Г*КХ = 9... 10
и Т* = 1200... 1250 К в классе тяг 6500.. .10000 кгс.
СА
В 1966 г. появились высокопараметрические
одновальные ТРД типа АЛ-21 Ф с 7Г*КХ = 12,5... 15
и Т*сд= 1380 К в классе тяг 8900... 11400 кгс, ус-
тановленные на самолетах Су-17М, МиГ-23Б,
Су-24М.
В 1985 г. создан один из лучших военных дви-
гателей АЛ-31Ф с тягой 12500 кгс. Он имел очень
высокие параметры цикла: = 23, Т*СА =1670 К,
а главное — был двухконтурным при наличии ФК
(степень двухконтурности m = 0,6).
Так, через 44 года было реализовано собствен-
ное изобретение А. М. Люльки - ТРДД. На это
изобретение Люлька получил авторское свидетель-
ство № 312328/25 от 22 апреля 1941г.
Следует отметить, что первые отечественные
двухконтурные двигатели начали создаваться
в 1950-х годах в других ОКБ. Это двигатели Д-20
конструкции П.А. Соловьева и НК-6 конструкции
Н.Д. Кузнецова, представлявшие собой двухваль-
ные ТРДД со степенью двухконтурности 1,5 и 2,0
и с форсажем в наружном контуре. Двигатели Д-20
и НК-6 не производились серийно, но они послу-
жили базой для создания многих широко извест-
ных ТРДД и ТРДДФ различного назначения, вы-
пускавшихся большими сериями: Д-20П, Д-30,
Д-30КУ/КП, Д-30Ф6, НК-8, НК-86, НК-144-22,
НК-32.
Первым отечественным серийным ТРДД был
двухвальный Д-20П конструкции П.А.Соловьева,
прошедший 100-часовые испытания в декабре
1959 г. и оснащавший самолет ТУ-124.
Выдвинутая еще в предвоенные годы техничес-
кая идея А.М. Люльки во второй половине XX века
была широко реализована во всем мировом авиадви-
гателестроении — ТРДД стали доминирующими как
в гражданской, так и в военной авиации.
Бесспорно, что российские ученые и конструк-
торы, и прежде всего — Б.С. Стечкин, В.В. Уваров,
А.М. Люлька, В.Я. Климов, С.К. Туманский,
В.А. Добрынин, Н.Д. Кузнецов, П.А. Соловьев,
С.П.Изотов внесли выдающийся вклад в разви-
тие современного мирового газотурбинного ави-
адвигателе строения.
В послевоенные годы развитие отечественной
газотурбинной авиационной техники, опираясь на
42
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
собственные предшествующие исследования и раз-
работки, а также на изучение трофейных немец-
ких и закупленных английских ТРД, шло широким
фронтом и высокими темпами во многих двигате-
лестроительных КБ.
Наряду с развитием ТРД отечественных кон-
струкций в конце 1940-х годов стали серийно вы-
пускаться ТРД с осевыми и центробежными комп-
рессорами:
-	РД-10 (Юмо-004) с тягой 920 кгс - выпускался
в Уфев 1946...49 гг. для истребителей Як-15, -17, -19;
Ла-150,-152, -156; Су-9;
-	РД-20 (BMW-003) с тягой 800 кгс - выпускал-
ся в Казани в 1945... 54 гг. для истребителей МиГ-9,
И-300, И-301Т;
-	РД-500 (ДервентУ) с тягой 1590 кгс -выпус-
кался в Москве на заводе № 500 (ММП им.Черны-
шева) в 1947...50 гг. и в Запорожье в 1956 г. для
самолетов Ла-15, Як-23, Су-13, Ла-180, Ту-14;
-	РД-45 и РД-45Ф (Нин-1 и Нин-2) стягами
2040 и 2270 кгс - выпускались в Уфев 1947...55 г.
ив Запорожье в 1953...58 гг. для самолетов МиГ-15,
Су-15, Ла-168, -176, И-20 (КБ Микояна).
В один и тот же день, 27 апреля 1946 г. совер-
шили первые полеты реактивные истребители Як-15
и МиГ-9. В конце 1947 г. первый полет совершил
знаменитый истребитель МиГ-15 с двигателем
РД-45 Ф.
В 1949 году под руководством В.Я. Климова
на базе двигателей Нин-1 и Нин-2 создан ТРД ВК-1
с тягой 2700 кгс, а в 1951 г. - ТРДФ ВК-1Ф с тягой
3380 кгс. Суммарный выпуск этих двигателей в пе-
риод с 1949 по 1958 г.г. составил 20000 штук.
В период 1945... 1946 г.г. на территории Вос-
точной Германии под руководством советского
представителя Н.М. Олехновича дорабатывались
и развивались модификации двигателей BMW-003
и Юмо-004. Это был ТВД BMW-109-028 (начало
проектирования - 1940 г.) с двенадцатиступенча-
тым осевым компрессором, четырехступенчатой
турбиной, с редуктором и двухрядным винтом про-
тивоположного вращения мощностью 7940 л.с.,
а также ТРД BMW-109-018с трехступенчатой тур-
биной и тягой 3400 кгс.
С конца 1946 года на заводе № 2 в Куйбыше-
ве (Самара) с участием переведенных в ноябре
1946 г. немецких специалистов испытывались и до-
рабатывались два основных двигателя: ТРД
BMW-018 с тягой 3400 кгс и ТРД Юмо-012 с тя-
гой 3000 кгс (см. Рис. 1.2.3.2 4). Первоначально
эти двигатели разрабатывались и испытывались
в 1946 г. в Германии в г. Штасфурт (главный кон-
структор К. Престель) и в г. Дессау (главный кон-
структор А. Шайбе).
Если BMW-018 использовался как экспери-
ментальный и учебный, то Юмо-012 развивался
и стал базой для создания ТВД ТВ-022 мощнос-
тью 5100 л.с. На двигателе ТВ-022 были сконцент-
рированы все силы завода № 2, после того, как при-
бывший в мае 1949 г. из Уфы новый Главный
конструктор Н.Д. Кузнецов сменил на этом посту
Н.М. Олехновича.
В 1950 году прошел 200-часовые испытания
ТВД ТВ-022, получивший позднее обозначение
ТВ-2. В 1951 г. он был форсирован до 6250 л.с. и наз-
ван ТВ-2Ф. С двумя спаренными ТВ-2Ф опытный
дальний тяжелый бомбардировщик Ту-95-1 выпол-
нил шестнадцать полетов до катастрофической по-
ломки редуктора 11 мая 1953 года.
В ноябре 1953 года немецкие специалисты вер-
нулись в ГДР в г. Пирна, где до 1960 года под руко-
водством д-ра Р. Шейноста создали ряд модифика-
ций: ТРД Пирна-014, -020 и ТВД Пирна-018
(с тягами 3160...3730 кгс и мощностью 3680 л.с.).
В связи с катастрофой ТВД ТВ-2Ф было ус-
корено создание нового, самого мощного в мире
ТВД НК-12. Он имел мощность 12500 л.с., четыр-
надцатиступенчатый компрессор на я* = 9,5 и пя-
тиступенчатую турбину с Т* = 1150 К. НК-12
прошел 100-часовые Государственные испытания
25 декабря 1954 г. А 19 июня 1956 г. прошла госис-
пытания модификация ТВД НК-12М мощностью
15000 л.с. Двигатели НК-12 и НК-12М устанавли-
вались на самолеты Ту-95, Ту-126, Ту-142, Ту-114,
Ан-22 («Антей») и экраноплан.
Такова история создания первых опытных
и серийных отечественных авиационных ТРД и
ТВД.
В середине 1950-х годов создаются двигатели
второго поколения. Из них наиболее выдающиеся
ТРД и ТРДФ — РД-9Б, АЛ-7Ф, Р11-300, РД-ЗМ,
В Д-7, ТВД — НК-12, АИ-20.
В 1960-е и в начале 1970-х годов в эксплуата-
ции появляются ТРДД - это Д-20П, Д-30, Д-30КУ/
КП, НК-8-4, НК-8-2У, НК-144 и высокопараметри-
ческие ТРДФ АЛ-21Ф и Р27, -29-300. Все эти дви-
гатели относятся к двигателям третьего поколе-
ния с относительно высокими параметрами цикла
Я*КЕ = 12... 20, Т*ск= 1350... 1430 К и охлаждаемой
турбиной.
С середины 1970-х годов по 1990-е годы в СССР
созданы ряд выдающихся двигателей четвертого
поколения — первые двигатели с большой степенью
двухконтурности Д-36, Д-18, ПС-90А, а также воен-
ные ТРДДФ Д-30Ф6, НК-32, РД-33 и АЛ-31Ф, ха-
рактеризующиеся высокими параметрами цикла:
Я*КЕ = 20...37 и Г*(Д = 1500...1670 К, освоением
новых технологий и материалов.
43
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
В середине 1980-х годов начато создание дви-
гателей пятого поколения — ТВВД НК-93 и Д-27
(с капотированным и открытым вентилятором)
и ТРДДФ АЛ-41Ф, доводка которого продолжа-
ется. Более подробно параметры и конструктив-
ный облик поколений ГТД приведен в таблице
1.2.3.3 3.
1.2.3.2 - Германия
Пионерами развития турбореактивного ави-
адвигателестроения в Западной Европе были
Фрэнк Уиттл (1907-1996 г.г.) в Англии и Ганс фон
Охайн (1911-1998 г.г.) в Германии. Ф. Уиттл при-
(см.Рис.1.2.3.2 2). Несмотря на это Г. фон Охайну
так и не удалось создать массовый серийный ТРД.
Наибольших успехов при создании первого
массового серийного реактивного двигателя
(Юмо-004, см. Рис. 1.2.3.2 3) добился другой не-
мецкий конструктор австрийского происхождения
- Анслем Франц (1900-1994 г.г.). Он получил об-
разование в Техническом университете г. Граца,
а затем в докторантуре Берлинского университета.
В 1936 году А.Франц поступил в двигательную
фирму Юнкере (г. Дессау). Он возглавлял отдел на-
гнетателей, когда в 1939 г. его назначили руково-
дителем проекта ТРД Юмо-004.
Рисунок 1.2.3.2_1 - Схемы ТРД из патентов Ф. Уиттла и Г фон Охайна
близительно на пять лет раньше Г. фон Охайна
начал оформление концептуальной идеи ТРД
(см.Рис. 1.2.3.2 1) и ее патентование. Однако, ис-
пытания первых двигателей-демонстраторов HeS 1
и W.U.-1 начались приблизительно в одно и то же
время —в марте и апреле 1937 г.
Общим для обоих энтузиастов, создававших
первые в мире работающие ТРД, было то, что пер-
вые расчеты и проекты они сделали еще в сту-
денческие годы — Ф. Уиттл в возрасте 22 лет на
четвертом курсе колледжа Королевских ВВС в
Крэнуэлле, а затем на курсах инструкторов летной
школы в Уиттеринге (1928.. .29 г.г.), а Г. фон Охайн,
также в возрасте 22 лет, при окончании Геттинген-
ского университета (1933...34 г.г.).
Г. фон Охайна с 3 апреля 1936 г. работал по
контракту с Э. Хейнкелем. И первый полет толь-
ко на реактивной тяге был совершен на самоле-
те Не-178 с двигателем его конструкции 27 ав-
густа 1939 г. — двигатель HeS3B с тягой 450 кгс
Рисунок 1.2.3.2_2 - Самолеты Э. Хейнкеля Не-178 с
двигателем HS3B-2 и Не-162У-1
с двигателем BMW-003
44
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.3.23 - Конструктивная схема ТРД Юмо-004
В отличие от проектов Ф. Уиттла и Г. фон
Охайна, основанных на применении центробеж-
ных компрессоров, для двигателя Юмо-004 была
выбрана осевая схема компрессора, имеющая вы-
игрыш по лобовой производительности и КПД.
Аэродинамика восьмиступенчатого комп-
рессора на расход воздуха 21,2 кг/с и я*к = 3,14
была основана на работах Института Аэродина-
мики в г.Геттингене. Компрессор проектировал
доктор Энке. Наивысший КПД компрессора со-
ставлял 82 %, а в рабочих точках — 75.. .78 %. Тур-
бина с КПД 79...80 % создавалась на основе опы-
та разработки паровых турбин в AEG (г. Берлин).
Признавая превосходство кольцевой камеры сго-
рания, А. Франц выбрал камеру с жаровыми тру-
бами для ускорения доводки.
Первый запуск Юмо-004А состоялся весной
1940 г., а в январе 1941 г. двигатель был выведен
на полные обороты п = 9000 об/мин с тягой 430 кгс.
Тяга 1000 кгс была получена лишь в декабре 1941 г.
Летные испытания опытного Юмо-004А начались
Рисунок 1.2.3.2_4 - Самолеты Ме-262А с двигате-
лями Юмо-004 и Arado-234 с
двигателями BMW-003 или
Юмо-004
15 марта 1942 г. на летающей лаборатории Me-100.
Первый полет (только на реактивной тяге) состо-
ялся 18 июля 1942 г. на самолете Ме-262 с двумя
двигателями Юмо-004А.
При доводке Юмо-004 были преодолены две
большие проблемы:
-	в первой половине 1941 г. повышенные виб-
рации и поломки лопаток СА компрессора,
-	во второй половине 1943 г. повышенные виб-
рации и поломки рабочих лопаток турбины.
Первая проблема была вызвана консольной
конструкцией лопаток СА компрессора, изготов-
ленных из листа, а вторая резонансным воз-
буждением рабочих лопаток турбины шестью
жаровыми трубами и тремя толстыми стойками за
турбиной. Каждая проблема решалась в течение
полугода с помощью известного специалиста по
вибрациям лопаток доктора Макса Бентеле.
Массовая поставка серийного варианта
Юмо-004В с тягой 900 кгс началась в марте 1944 г.
Всего в Германии их было изготовлено 6424 шт.
Двигатели устанавливались на истребителях
Ме-262 (1400 шт.), бомбардировщиках Ю-287
и Арадо 234В (см Рис. 1.2.3.2 4).
После войны двигатель получил дальней-
шее развитие (Юмо-012) с участием немецких
и советских специалистов в Восточной Германии
и в ОКБ завода №2 г.Куйбышев (г.Самара) (см.
Рис. 1.2.3.2 5).
Одновременно в Германии на фирмах BMW
и Bramo (г.Шпандау) создавался другой ТРД
BMW-003 (см. Рис. 1.2.3.2 6). Он был близок по
конструкции Юмо-004, но имел кольцевую ка-
меру сгорания и несколько меньшую тягу —
800 кгс. Руководил разработкой Герман Ойстрих.
BMW-003 был выпущен значительно меньшей
серией, чем Юмо-004 и устанавливался на само-
летах Не-162 и Аг-234. Герман Ойстрих в послед-
ствии (с 1946 г.) работал на французской фирме
Snecma и вместе со 120 специалистами фирмы
BMW создал там ТРД Atar-101.
45
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.3.2 5 - Конструктивные схемы дальнейшего развития двигателя Юмо (Юмо-012Б)
Рисунок 1.2.3.2_6 - Конструктивная схема ТРДBMW-003
Рисунок 1.2.3.2_7- Конструктивные схемы дальнейшего развития двигателя BMW (BMW-109-028)
46
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
В 1949 году первый двигатель BMW был за-
пущен. Но он выдал тягу всего 260 кгс. Тягу
460 кгс BMW-003 показал на испытаниях на са-
молете Ме-262 только в ноябре 1941 г. Ме-262
имел, кроме этого носовой поршневой двигатель.
Испытания были неудачными. Уже при взлете
были поломаны лопатки компрессора. Это спо-
собствовало тому, что в дальнейшем предпочтение
было отдано двигателю Юмо-004.
Первый серийный BMW-003A-0 был испытан
в полете в октябре 1943 г. Всего в Германии было
построено около 700 шт. различных модификаций
BMW-003. В 1940 г. фирма BMW начала проекти-
ровать также ТВД BMW-109-028 мощностью
7900 л.с. ( см.Рис. 1.2.3.2 6). Опыт проектирова-
ния этого двигателя был использован после войны
в г. Куйбышеве (г. Самара) в ОКБ завода № 2.
1.2.3.3 - Англия
Начатую Ф. Уиттлом в инициативном поряд-
ке программу создания и развития английских ТРД
можно считать (как и немецкую программу
Юмо-004) весьма успешной. Уиттл принял удач-
ную концептуальную идею разработки ТРД — цен-
тробежный компрессор с я*к = 4 и двухсторонним
входом. Это позволило значительно повысить ло-
бовую тягу двигателя.
От первого запуска экспериментального ТРД
Ф. Уиттла W.U. (Whittle Unit), состоявшегося
12 апреля 1937 г., до первого полета однодвига-
тельного реактивного самолета Глостер Е28/39
(см. Рис. 1.2.3.31) с ТРД W.1 ( см. Рис. 1.2.З.З. 2)
15 мая 1941 г. прошло четыре года. За это время ре-
шалось много проблем. Но главной была проблема
создания надежной камеры сгорания, которая пре-
терпела ряд изменений — от кольцевой до трубча-
той противоточной, а затем и до трубчатой прямо-
точной. После разрушения турбины на W.U.-3
Рисунок 1.2.3.3_2 - Конструктивные схемы ТРД
Ф. Уиттла W.1 и W.2B
(«Велланд 1»)
в феврале 1941 г. был внедрен новый никелевый
сплав фирмы Монд Никель, названный Нимоник 80.
Объединенными усилиями трех фирм - Пау-
эр Джетс, Ровер и Роллс-Ройс был создан опыт-
ный двигатель W.2B ( см. Рис. 1.2.3.3 1), ставший
прототипом двигателей «Велланд», а затем «Дер-
вент» и «Нин» (уже с прямоточными трубчатыми
камерами сгорания). 5 марта 1943 г. двухдвигатель-
47
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.2.3.3_3 - Конструктивная схема ТРД Метрополитен Викерс F2
ный истребитель Глостер «Метеор-1» с двумя дви-
гателями W.2B («Велланд 1») тягой по 770 кгс со-
вершил первый полет. А в июле 1944 г. он посту-
пил в широкую эксплуатацию (см. Рис. 1.2.3.3 2).
Всего в Европе в период с 1943 по 1954 г.г. было
построено 3875 «Метеоров» различных модифи-
каций.
Первым британским двигателем с осевым ком-
прессором был Метрополитен Викерс F2 (см.
Рис. 1.2.3.3 3), созданный А. ГриффитомиХ. Кон-
стантом и впервые испытанный на стенде в 1940 г.
В ноябре 1943 г. два таких двигателя тягой по
975 кгс были установлены на «Метеор F2/40» и со-
вершили первый полет.
Роллс-Ройс продолжила разработку ТРД с цен-
тробежным компрессором, включая Дервент
(1943 г.), Нин (1944 г.) и Дарт (1947 г.), а в 1950-е
годы перешла на ТРД с осевыми компрессорами
(типа Эйвон) и ТРДД (Конуэй, Спей и т.д.)
Сравнение основных данных первых опытных
и серийных ТРД СССР, Англии и Германии дано в
таблице 1.2.3.3 1.
Сравнительная хронология ряда важнейших
событий при создании первых газотурбинных и тур-
бореактивных двигателей в СССР, Англии и Герма-
нии дана в таблице 1.2.3.3 2.
Таблица 1.2.3.31
Основные данные первых опытных и серийных ТРД
Параметры	РД-1 проект 1938г.	ТР-1 проект 1944г.	He-S8	Велланд W.2B (Роллс-Ройс)	Юмо-004В1	BMW-003
	(А. М. Люлька)					
R, кгс	530	1350	550	770	900	800
Си, кг/кгс ч	1,43	1,315	1,30	1,12	1,40	1,40
Gbo, кг/с	-	31,5	-	-	21,2	19
« а К	3,2	3,16	-	4,0	3,14	3,10
Пк	-	-	-	0,75	0,78	-
Дт	-	-	-	0,87	0,795	-
	 4- т г ,к	940	1050	-	-	1048	1023
ZKOMnpeccopa	6	8	1+1 (осе- центробежный)	1 (центробежный)	8(осевой)	7(осевой)
Ziypliinii.r	1	1	1	1	1	1
Камера сгорания	кольцевая	кольцевая	кольцевая	трубчатая	трубчатая	трубчатая
Масса, кг	-	856	490	410	745	660
Диаметр макс., мм	-	851	790	-	760	690
Длина, мм	-	3860	2700	-	3860	3640
Удельная масса, кг/кгс	-	0,634	0,89	0,53	0,83	0,825
Дата первого полета реактивного самолета	-	май 1946г. (Су-11)	30 марта 1941г. (Не-280)	5 марта 1943г. (Глостер Метеор 1)	18 июля 1942г. (Ме-262А)	6 декабря 1944г. (He-162V-l)
48
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Таблица 1.2.3.32
Хронология создания первых турбореактивных двигателей
Годы	СССР	Англия	Германия	
	ТВД В.В.Уварова ТРД А.М.Люльки	ТРД Ф. Уиттла	ТРД Г.фон Охайна	ТРД А. Франца (Юмо) ТРД Г. Ойстриха (BMW)
1923	Заявка на современную схему ТРД (ТВД) В.И.Базарова (9 нюня)			
1929	Задание ГУ АП на высотный ТВД мощностью 1500 л.с. Образование в ВТИ «Газовой группы» под руководством В .В .У варова для изучения ГТД. Статья Б.С.Стечкина «Теория воздушно-реактивного двигателя»	Идея нспользовання турбины для реактивного двигателя Ф. Унттла.		
1930		Патент на ТРД Ф.Унттла (от 16 января)		
1933	Проект первой высокотемпературной экспериментальной ГТУ-1 В.В. Уварова		Идея создания ТРД (Г. фон Охайн)	
1935	Собрана ГТУ-1 Проект ТВД ГТУ-3 мощностью 1500 л.с. В.В. Уварова	Начало создания первого экспериментального ТРД W.U. (Whittle Unit)	Патент на ТРД с центробежным компрессором н центростремительной турбиной Г.фон Охайна	
1936	Начало испытаний ГТУ-1 (1 января)	Образование фирмы «Пауэр Джетс Лтд.» (март)	Испытание работающего макета ТРД. Начало работ по проектированию ТРД Г.фон Охайна на фирме Э.Хейнкеля.	
1937	Начало испытаний ТВД ГТУ-3. Проект первого ТРД РТД-1 с центробежным компрессором (А.М. Люлька)	Начало испытаний ТРД W.U. 1-й модели (12 апреля)	Начало испытаний демонстратора ТРД Г.фон Охайна на тягу 600 кгс (начало марта)	Разработка ТРД с центробежным компрессором фирмой BMW в Мюнхене
1938	Начало проектирования ТРД РД-1 с осевым компрессором (А.М. Люлька)	Начало испытаний ТРД W.U. 3-й модели (конец октября)	Испытания HeS3B-l налетающей лаборатории Не-118 (нюнь)	Начало работ над проектами ТРД на фирме Юнкере под рук. Г.Вагнера н А.Франца
1939			Первый полет однодвигательного Не-178 с двигателем HeS3B-2 (27 августа)	Начало проектирования ТРД Юмо- 004 А.Францем
1940	Рабочие чертежи первого ТРД РД-1 на тягу 500 кгс переданы на Кировский завод в Ленинграде. Группа В.В.Уварова переведена нз ВТИ в ЦИАМ	Испытания на стенде ТРД с осевым компрессором Метрополнтен- Внкерс F2 с тягой 975 кгс (констр. А.Грнффнт н X.Констант)	Начало проектирования ТРД HeS8 с осецентробежным компрессором Г.фон Охайном н ТРД HeS30 с осевым компрессором группой М.Мюллера на фирме Хейнкель	Испытания ТРД BMW-109-003 с осевым компрессором с тягой 800 кгс на заводе Шпандау (констр. Г.Ойстрих). Начало проектирования ТВД BMW-109-028 на мощность 7900 л.с.
1941	Закончены горячие испытания ТВД ГТУ-3 В.В.Уварова.А.М.Люлька получил патент на двухконтурный ТРДД (заявка от 22 апреля)	Первый полет однодвигательного «Глостер Е28/39» с ТРД W1 с тягой 563 кгс (констр. Ф. Унттл) (15 Man)WlX отправлен в США на фирму Дж. Электрик	Первый полет двухдвнгательного «Хейнкель Не 280» с ТРД HeS8 (30 марта)	Первый полет двухдвнгат. Ме262А с одним Юмо-004 (18 апреля)Первый полет Ме-262 с двумя BMW-003 (ноябрь)
1942		В США совершил первый полет самолет ХР-59А Эйракомет с ТРД W1X (1-А)(октябрь)	На HeS30 получена тяга 900 кгс. Получен заказ на ТРД «109-011» 2- го поколения с днагонально-осевым компрессором (1+3)с 7T*kZ=4..5, с 2- ст. турб., на тягу 1300.. .1600 кгс (декабрь)	Первый полет Ме-262А с двумя двигателями Юмо-109-004-0 с тягой 840 кгс (18 июля)
1943	В ЦИАМ спроектирован ТВД Э-30- 80 на мощность 1400 л.с.А.М.Люлька возобновил работы по ТРД на базе РД-1 на тягу 1200 кгс	Первый полет двух-двнгательного «Глостер Метеор 1» с ТРД W2B (Welland) с тягой 770 кгс (5 марта)н «Метеор F2/40» с двнг. Метрополитен Викерс (ноябрь)	Изготовлен первый ТРД «109-011» (констр. Г.фон Охайн н М. Бентеле)	Летные испытания BMW-003A-0 (октябрь). Поломка рабочей лопатки турбины ВД Юмо-004 от резонансных внбронапряженнй, вызванных 6 гармоникой (по числу жаровых труб) (нюнь 1943... начало 1944). Начало разработки BMW-011 тягой 1362кгс (март)
1944	Сборка н первый запуск ТРД С-18 (стендовый вариант ТРД ТР-1 конструкции А.М. Люльки)	Начало массовой эксплуатации «Метеор 1» (июль). Проектирование н испытание ТРД «Ннн» с тягой 2270 кгс н «Дервент» с тягой 1600 кгс на фирме Ролле Ройс (май-октябрь)	На ТРД «109-011» получены тяга 1300 кгс	Массовая поставка серийных Юмо- 004 на истребитель Ме-262 н бомбардировщики Арадо 234В н Ю- 287. Всего изготовлено около 6400 двнгат. Юмо-004. 1-й полет Не- 162V-1 с одним ТРД BMW-003 (6 декабря)
49
О
Поколения авиационных ГТД
Таблица 1.2.3.33
Поколения	Назначение самолетов	Схема двигателя	Компрессор	Турбина	m	Mmax
I с 1943 - 1945 гг. по 1949 - 1952 гг.	Военные	ТРД, ТРДФ, ТВД,	Одновальный осевой или центробежный 71ке=3...5,5	Неохлаждаемая Тса—1000...1150 К (охлаждение при использовании сварных конструкций)	-	<1
II с 1950 - 1953 гг. по 1958 - 1960 гг.	Военные	ТРДФ, ТРД, ТВД	Осевой одновальный с регулируемыми НА или двухвальный 71kz=7 ... 13	Неохлаждаемая (полые лопатки первого СА) Тс,—1 150... 1250 К	-	2...2,3
	Гражданские	ТВД, ТРД			-	<1
III с 1958 - 1960 гг. по 1967 - 1970 гг.	Гражданские	ТРДД	Осевой двухвальный или одновальный 71kz=1O...15 (ТРД) Лкх=16...2О (ТРДД)	С внутренним конвективным охлаждением лопаток Т<\—1 3 00... 145 0 К	0,5...2,5	<1
		ТРД(Ф), ТРДДФ(СПС)			-	2...2,2
	Военные	ТРДФ			-	2,5...3,2
		ТРДД, ТРДДФ			0,7...1,5	3
IV с 1967 - 1970 гг. до начала 1980 гг.	Военные	ТРДДФ, ТРДД у=0,155. ..0,122	Zk=(3...5)+(7...10) Осевой двухвальный или трехвальный 71kz=20...30 Zkb д-9 ... 16	Zt=(1...2)+(1...2) С конвективно-пленочным охлаждением лопаток Тс ..-| 450... 1650 К Zt=(1...2)+(3...5)	0,4...2,0 6...8	3 <1
	Гражданские	ТРДД			4...6	<1
IV+ с конца 1970-х гг. до середины 1990 гг.	Военные	ТРДДФ у=0,130. ..0,104	Лкх-27,.,34 Zk=3+(7...10)	Т, ,-1650... 1750 К Zt=(1...2)+(1...2)	0,2...0,5	2,0...2,5
	Гражданские	ТРДД	ЛК1-ЗО...ЗХ Zkba=9. .. 14	Т, ,-1550... 1640 К Zt=(1...2)+(4...5)	4,3... 6,6	<1
V с начала 1980 гг.	Военные	ТРДДФ у=0,120. ..0,100	TIks—24... 35 Zk=(2...3)+(5..,6)	Т, ,-! 750... 1850 К Zt=1+1	0,2...0,5	2,0...2,5
	Гражданские	ТРДД	71ks=32...45 Zkbj-6... 12	Т, ,-1610... 17X0 К Zt=(1...2)+(3...7)	6...9 11...17	<1
VI позднее 2003 года	Военные (целевой облик)	ТРДДФ у=0,080... 0,050	71kz=25...4O Zk=(1...2)+(1...5)	Т,.;с -2100.. .2350 К Zt=1+1	0,2... 0,6	<2,5
	Гражданские	ТРДД	71ks=50. . .60 Zkba=6	Т„(-1900... 2000 Kzi —14	10...11	0,95
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
1.3 - ГТД наземного и морского
применения
Параллельно с развитием авиационных ГТД
началось применение ГТД в промышленности и на
транспорте. В 1939 г. швейцарская фирма A.G.
Brown Bonery ввела в эксплуатацию первую элект-
ростанцию с газотурбинным приводом мощностью
4 МВт и к.п.д. 17,4 %. Эта электростанция и в нас-
тоящее время находится в работоспособном состо-
янии. В 1941 г. вступил в строй первый железно-
дорожный газотурбовоз, оборудованный ГТД
мощностью 1620 кВт (2200 л.с.) разработки этой же
фирмы. С конца 1940-х г.г. ГТД начинают приме-
няться для привода морских судовых движителей,
а с конца 1950-х г.г. в составе газоперекачивающих
агрегатов (ГПА) на магистральных газопроводах для
привода нагнетателей природного газа. Таким об-
разом, постоянно расширяя область и масштабы
своего применения, ГТД развиваются в направлении
повышения единичной мошности, экономичности,
надежности, автоматизации эксплуатации, улучше-
ния экологических характеристик.
Быстрому внедрению ГТД в различные отрас-
ли промышленности и транспорта способствова-
ли неоспоримые преимущества этого класса теп-
ловых двигателей перед другими энергетическими
установками - паротурбинными, дизельными и др.
К таким преимуществам относятся:
-	большая мощность в одном агрегате;
-	компактность, малая масса (см. Рис. 1.3 1);
-	уравновешенность движущихся элементов;
-	широкий диапазон применяемых топлив;
-	легкий и быстрый запуск, в т.ч. при низких
температурах;
-	хорошие тяговые характеристики;
-	высокая приемистость и хорошая управляе-
мость.
4902 ллм
2286 мм
Рисунок 1.31 - Сравнение габаритных размеров
ГТД и дизельного двигателя
мощностью 3 МВт
Основным недостатком первых моделей на-
земных и морских ГТД была относительно низкая
экономичность. Однако, эта проблема достаточно
быстро преодолевалась в процессе постоянного
совершенствования двигателей, чему способство-
вало опережающее развитие технологически близ-
ких авиационных ГТД и перенос передовых тех-
нологий в наземные двигатели.
1.3.1 - Области применения
наземных и морских ГТД
1.3.1.1 -Механический привод
промышленного оборудования
Наиболее массовое применение ГТД механичес-
кого привода находят в газовой промышленности.
Они используются для привода нагнетателей природ-
ного газа в составе ГПА на компрессорных станци-
ях магистральных газопроводов, а также для приво-
да агрегатов закачки природного газа в подземные
хранилища (см. Рис. 1.3.1.1 1). К примеру, толь-
ко в ОАО «Газпром» к настоящему времени эксп-
луатируются около 3100 ГТД суммарной установ-
ленной мощностью свыше 36000 МВт. ГТД
используются также для привода насосов,
технологических компрессоров, воздуходувок на
предприятиях нефтяной, нефтеперерабатываю-
щей, химической и металлургической промыш-
ленности. Мощностной диапазон ГТД от 0,5 до
50 МВт.
Основная особенность перечисленного приво-
димого оборудования - зависимость потребляемой
мощности N от частоты вращения п (обычно близ-
кая к кубической: Л~и3), температуры и давления
нагнетаемых сред. Поэтому ГТД механического при-
вода должны быть приспособлены к работе с пере-
менными частотой вращения и мощностью. Этому
требованию в наибольшей степени отвечает схема
ГТД со свободной силовой турбиной. Различные
схемы наземных и морских ГТД будут рассмотре-
ны ниже).
1.3.1.2 - Привод электрогенераторов
ГТД для привода электрогенераторов (см.
Рис. 1.3.1.2 1) используются в составе газотурбин-
ных электростанций (ГТЭС) простого цикла и кон-
денсационных электростанций комбинированного
парогазового цикла (ПГУ), вырабатывающих «чи-
стую» электроэнергию, а также в составе когене-
рационных установок (в российской литературе
они часто называются «ГТУ-ТЭЦ»), производящих
совместно электрическую и тепловую энергию.
51
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Рисунок 1.3.1.11 - Применение ГТД для прямого привода нагнетателя природного газа
1 - ГТД; 2 - трансмиссия; 3 - нагнетатель
Современные ГТЭС простого цикла, имею-
щие относительно умеренный электрический к.п.д.
г?эл = 25.. .40 %, в основном, используются в пико-
вом режиме эксплуатации - для покрытия суточ-
ных и сезонных колебаний спроса на электроэнер-
гию. Эксплуатация ГТД в составе пиковых ГТЭС
характеризуется высокой цикличностью (большим
количеством циклов «пуск - нагружение - работа
под нагрузкой - останов»). Возможность ускорен-
ного пуска является важным преимуществом ГТД
при работе в пиковом режиме.
Электростанции с ПГУ используются в ба-
зовом режиме (постоянная работа с нагрузкой,
близкой к номинальной, с минимальным количе-
ством циклов «пуск-останов» для проведения рег-
ламентных и ремонтных работ). Современные
ПГУ, базирующиеся на ГТД большой мощности
(7V > 150 МВт), достигают к.п.д. выработки элект-
роэнергии г]эл = 58...60 % .
В когенерационных установках тепло выхлоп-
ных газов ГТД используется в котле- утилизаторе для
производства горячей воды и (или) пара для техно-
логических нужд или для использования в системах
централизованного отопления. Совместное произ-
водство электрической и тепловой энергии значи-
тельно снижает её себестоимость. Коэффициент
использования тепла топлива в когенерационных
установках достигает 90%. Электростанции с ПГУ
и когенерационные установки являются наиболее
эффективными и динамично развивающимися со-
временными энергетическими системами. В насто-
ящее время мировое производство энергетических
ГТД составляет около 12000 штук в год суммарной
мощностью около 76000 МВт.
Основная особенность ГТД для привода элек-
трогенераторов постоянство частоты вращения
выходного вала на всех режимах (от холостого хода
до максимального), а также и высокие требования
Рисунок 1.3.1.21 - Применение ГТД для привода генератора (через редуктор)
1 - ГТД; 2 - трансмиссия; 3 - редуктор; 4 - генератор
52
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
к точности поддержания частоты вращения, от ко-
торой зависит качество вырабатываемого тока.
Этим требованиям в наибольшей степени соответ-
ствуют одновальные ГТД поэтому они широко ис-
пользуются в энергетике. ГТД большой мощности
(7V > 60 МВт), работающие, как правило, в базо-
вом режиме в составе мошных электростанций, вы-
полняются исключительно по одновальной схеме.
В энергетике используется весь мощностной
ряд ГТД от нескольких десятков кВт до 350 МВт.
1.3.1.3 - Морское применение
В морских условиях ГТД применяются
в составе силовых агрегатов гражданских морских
судов и боевых кораблей различного класса: от
быстроходных ракетных и патрульных катеров во-
доизмещением -500 т до авианосцев и кораблей
сопровождения водоизмещением до 50000 т (см.
Рис. 1.3.1.3 1).
Газотурбинный силовой агрегат обычно вклю-
чает один или несколько ГТД и редуктор для по-
нижения частоты вращения и передачи мощности
на гребной винт. При этом ГТД могут быть различ-
ной мощности. В этом случае двигатель меньшей
мощности используется как маршевый для эконо-
мичного крейсерского хода, а большей мощности -
как форсажный для обеспечения максимального
боевого хода при совместной работе с маршевым
двигателем. Применяются также силовые агрега-
ты смешанного типа с использованием в качестве
маршевого двигателя дизеля.
К ГТД морского применения могут быть отне-
сены также двигатели, предназначенные для приво-
да промышленного и энергетического оборудования,
но работающие в морских условиях - на морских
платформах добычи нефти и газа или в прибрежной
полосе. Такие ГТД должны удовлетворять ряду спе-
цифических требований в связи с тем, что работа-
ют они в агрессивной морской среде. Класс мощно-
сти морских ГТД - от 0,5 до 50 МВт.
Кроме перечисленных выше основных объек-
тов, ГТД применяются также как двигатели назем-
ных транспортных средств (локомотивов, автомо-
билей) и боевой техники (танков, бронемашин).
Прорабатывается применение ГТД для городс-
ких трамваев.
Дополнительным эффектом использования ГТД
может быть выработка сжатого воздуха, инертных
газов, охлажденного воздуха (в системах кондицио-
нирования и промышленных холодильниках).
1.3.2 - Основные типы наземных
и морских ГТД
Наземные и морские ГТД различного назна-
чения и класса мощности можно разделить на три
основных технологических типа:
-	стационарные ГТД;
-	ГТД, конвертированные из авиадвигателей
(авиапроизводные);
-	микротурбины.
Морской силовой агрегат с Г1Д равной мощности
Морской силовой агрегат с ГТД различной мощности
Рисунок 1.3.1.31 - Применение ГТД в составе морского силового агрегата
53
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
1.3.2.1 - Стационарные ГТД
Двигатели этого типа разрабатываются и произ-
водятся на предприятиях энергомашиностроительно-
го комплекса согласно требованиям, предъявляемым
к энергетическому оборудованию:
-	высокий ресурс (не менее 100000 час) и срок
службы (не менее 25 лет);
-	высокая надежность;
-	ремонтопригодность в условиях эксплуатации;
-	умеренная стоимость применяемых конст-
рукционных материалов и ГСМ для снижения сто-
имости производства и эксплуатации;
-	отсутствие жестких габаритно-массовых ог-
раничений, существенных для авиационных ГТД.
Перечисленные требования сформировали
облик стационарных ГТД, для которых характер-
ны следующие особенности:
-	максимально простая конструкция;
-	использование недорогих материалов с отно-
сительно низкими характеристиками;
-	массивные корпуса, как правило, с горизон-
тальным разъемом для возможности выемки и ре-
монта ротора ГТД в условиях эксплуатации;
-	конструкция камеры сгорания, обеспечива-
ющая возможность ремонта и замены жаровых
труб в условиях эксплуатации;
-	использование подшипников скольжения.
Типичный стационарный ГТД показан на
Рис. 1.3.2.11. В настоящее время ГТД стационар-
ного типа используются во всех областях приме-
нения наземных и морских ГТД в широком диапа-
зоне мощности от 1 МВт до 350 МВт.
На начальных этапах развития в стационар-
ных ГТД применялись умеренные параметры цик-
ла. Это объяснялось некоторым технологическим
Рисунок 1.3.2.11 - Стационарный ГТД (модель M501F фирмы Mitsubishi Н. I. мощностью 150 МВт
54
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
отставанием от авиационных двигателей из-за от-
сутствия мощной государственной финансовой
поддержки, которой пользовалась авиадвигателе-
строительная отрасль во всех странах-производи-
телях авиадвигателей. С конца 1980 г.г. началось
широкое внедрение авиационных технологий при
проектировании новых моделей ГТД и модерниза-
ции действующих. К настоящему времени мощные
стационарные ГТД по уровню термодинамическо-
го и технологического совершенства вплотную
приблизились к авиационным двигателям при со-
хранении высокого ресурса и срока службы.
1.3.2.2 - Наземные и морские ГТД,
конвертированные из авиадвигате-
лей
ГТД данного типа разрабатываются на базе
авиационных прототипов на предприятиях авиадви-
гателе строительного комплекса с использованием
авиационных технологий. Промышленные ГТД,
конвертированные из авиадвигателей начали разра-
батываться в начале 1960 г.г., когда ресурс граждан-
ских авиационных ГТД достиг приемлемой вели-
чины (2500...4000 ч.). Первые промышленные
установки с авиаприводом появились в энергетике
в качестве пиковых или резервных агрегатов.
Дальнейшему быстрому внедрению авиапро-
изводных ГТД в промышленность и транспорт спо-
собствовали :
-	более быстрый прогресс в авиадвигателест-
роении по параметрам цикла и повышению надеж-
ности, чем в стационарном газотурбостроении;
-	высокое качество изготовления авиационных
ГТД и возможность организации их централизован-
ного ремонта;
-	возможность использования авиадвигателей,
отработавших летный ресурс, с необходимым ре-
монтом для эксплуатации на земле;
-	преимущества авиационных ГТД - малая мас-
са и габариты, более быстрый пуски приемистость,
меньшая потребная мощность пусковых устройств,
меньшие потребные капитальные затраты при стро-
ительстве объектов применения.
При конвертации базового авиационного дви-
гателя в наземный или морской ГТД в случае не-
обходимости заменяются материалы некоторых
деталей холодной и горячей частей, наиболее под-
верженных коррозии. Так, например, магниевые
сплавы заменяются на алюминиевые или стальные,
в горячей части применяются более жаростойкие
сплавы с повышенным содержанием хрома. Каме-
ра сгорания и система топливопитания модифици-
руются для работы на газообразном топливе или под
многотопливный вариант. Дорабатываются узлы,
системы двигателя (запуска, автоматического управ-
ления (САУ), противопожарная, маслосистема и др.)
и обвязка для обеспечения работы в наземных
и морских условиях. При необходимости усилива-
ются некоторые статорные и роторные детали.
Объем конструктивных доработок базового
авиадвигателя в наземную модификацию в значи-
тельной степени определяется типом авиационно-
го ГТД. Например, при использовании ТРД обяза-
тельна разработка свободной силовой турбины (СТ)
или подстановка дополнительных ступеней к суще-
Рисунок 1.3.2.21 - ГТД, конвертированный из авиадвигателя (модель LM2500 фирмы General Electric
мощностью 23 МВт на базе ТРДД CF6-6)
55
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
ствуютцей турбине. При использовании ТРДД, име-
ющих, как минимум, по два каскада компрессора
и турбины, возможна конвертация в наземные
и морские ГТД различных схем: с однокаскадным
газогенератором и свободной СТ; с двухкаскадным
двухвальным газогенератором и свободной СТ; со
«связанным» КНД. В первом и последнем вариан-
тах возможно использование турбины вентилято-
ра базового авиадвигателя в качестве силовой.
Пример конвертированного ГТД показан на
Рис. 1.3.2.2 1, а сравнение конвертированного ГТД
и ГТД стационарного типа одного класса мощнос-
ти показано на Рис. 1.3.2.2 2.
Авиационные ТВД и вертолетные ГТД функци-
онально и конструктивно более других авиадвигате-
лей приспособлены для работы в качестве наземных
ГТД. Они фактически не требуют модификации тур-
бокомпрессорной части (кроме камеры сгорания).
LM2500
Рисунок 1.3.2.22 - Сравнение типичных конструкций ГТД, конвертированного из авиадвигателя и ГТД
стационарного типа одного класса мощности (25 МВт, фирма GE)
1 - тонкие корпуса; 2 - подшипники качения; 3 - выносные КС; 4 - массивные корпуса;
5 - подшипники скольжения; 6 - горизонтальный разъем
56
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Первым массовым конвертированным ГТД
стал ТРД «Avon» фирмы Rolls-Royce, устанавли-
вавшийся на самолетах «Каравелла». С 1964 г.
«Avon» используется как газогенератор для ста-
ционарной СТ производства фирмы «Cooper
Bessemer». По аналогичной схеме впоследствии
был конвертирован двухвальный газогенератор
ТРДД RB211-24G. Мощность ГТУ, получивших
обозначение Coberra 2000 и Coberra 6000, соста-
вила 14,5 и 27 МВт соответственно.
В СССР в 1970-е годы был разработан назем-
ный ГТД НК-12СТ на базе одновального авиаци-
онного ТВД НК-12, который эксплуатировался на
самолетах ТУ-95, ТУ-114 и АН-22. Конвертирован-
ный двигатель НК-12СТ мощностью 6,3 МВт был
выполнен со свободной СТ и работает в составе
многих ГПА и по сей день.
В настоящее время конвертированные авиа-
ционные ГТД различных производителей широ-
ко используются в энергетике, промышленности,
в морских условиях и на транспорте. Мощностной
ряд - от нескольких сотен киловатт до 50 МВт.
Данный тип ГТД характеризуется наиболее
высоким эффективным к.п.д. при работе в прос-
том цикле, что обусловлено высокими параметра-
ми и эффективностью узлов базовых авиадвигате-
лей. ГТД LM6000PC фирмы General Electric
и TRENT фирмы Rolls-Royce имеют эффективный
к.п.д. навалу СТ Т]е = 42,8 %. ГТД TRENT к насто-
ящему времени является наиболее мощным дви-
гателем данного типа А = 52,6 МВт.
1.3.2.3 - Микротурбины
В 1990-е годы за рубежом начали интенсивно
разрабатываться энергетические ГТД сверхмалой
мощности (от 30 до 200 кВт), названные микро-
турбинами. {Примечание: необходимо иметь в ви-
ду, что в зарубежной практике терминами «тур-
бина», «газовая турбина», обозначается как
отдельный узел турбины, так и ГТД в целом).
Особенности микротурбин обусловлены их
исключительно малой размерностью и областью
применения. Микротурбины используются в ма-
лой энергетике в составе компактных когенераци-
онных установок (ГТУ-ТЭЦ) как автономные ис-
точники электрической и тепловой энергии.
Микротурбины имеют максимально простую кон-
струкцию - одновальная схема и минимальное ко-
личество деталей (см. Рис. 1.3.2.3 1). Используют-
ся одноступенчатый центробежный компрессор
и одноступенчатая центростремительная турбина,
выполненные в виде моноколес. Частота враще-
ния ротора из-за малой размерности достигает
40000... 120000 об/мин, поэтому применяются ке-
рамические и газостатические подшипники. Ка-
мера сгорания выполняется многотопливной и мо-
жет работать на газообразном и жидком топливе.
Конструктивно ГТД максимально интегрируется
в энергетическую установку - ротор ГТД объеди-
няется на одном валу с ротором высокочастотно-
го электрического генератора.
К.п.д. микротурбин в простом цикле состав-
ляет 14... 18%. Для повышения эффективности ча-
сто используются регенераторы тепла выхлопных
газов. К.п.д. микротурбины в регенеративном цик-
ле достигает 28...32%.
Относительно низкая экономичность мик-
ротурбин объясняется малой размерностью
и невысокими параметрами цикла, которые при-
меняются в данном типе ГТД для упрощения
и удешевления установок. Поскольку микротур-
бины работают в составе когенерационных ус-
тановок (ГТУ-ТЭЦ), то низкая экономичность
ГТД компенсируется повышенной тепловой
мощностью, вырабатываемой мини «ГТУ-ТЭЦ»
за счет тепла выхлопных газов. Коэффициент
использования тепла топлива в этих установках
достигает 80%.
1.4	- Основные мировые
производители ГТД
В данном разделе дается краткий обзор круп-
нейших зарубежных и российских разработчиков,
производителей авиационных, наземных и морс-
ких ГТД. Указываются марки наиболее массовых
моделей ГТД и перспективные проекты, многие из
которых приводятся в качестве примеров в этом
пособии.
1.4.1 - Основные зарубежные
производители ГТД
General Electric, США. Компания General
Electric (GE) - крупнейший мировой производи-
тель авиационных, наземных и морских ГТД. От-
деление компании General Electric Aircraft Engines
(GE AE) в настоящее время занимается разработ-
кой и производством авиационных ГТД различных
типов - ТРДД, ТРДДФ, ТВД и вертолетных ГТД.
Диапазон тяг и мощностей этих двигателей очень
широк: ТРДД от 40 до 512 кН, ТРДДФ от 80 до
190 кН, ТВД и вертолетные ГТД от 900 до 3500 кВт.
GE АЕ участвует в совместных программах. Так,
с французской компанией Snecma разрабатывает-
ся и производится семейство ТРДД CFM56, с фир-
мой Pratt & Whitney действует программа ТРДД
57
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Автономная мини-ГТУ-ТЭЦ
на базе микротурбины
Рогор микро гурбины
Энергетическая усЩювка
с микротурбиной
Рисунок 1.3.2.31 - Микротурбина (модель ТА-60 фирмы Elliot Energy Systems мощностью 60 кВт)
GP7000, с компанией Honeywell - программа ТРДД
CFE738.
К наиболее массовым серийным авиационным
двигателям и перспективным проектам можно от-
нести:
-	ТРД - J85, J79;
-	ТВД и вертолетные ГТД - СТ7, Т58, Т700;
-	ТРДД - TF39, CF6-6, CF6-50, CF6-80C2,
GE90, CF34, CFM56 (совместно с Snecma);
-	ТРДДФ - F101, F110, F404, F414, F120 (дви-
гатель 5 поколения с элементами ДИЦ).
Отделение компании General Electric Energy
разрабатывает и производит авиапроизводные ста-
ционарные ГТД для энергетического, механичес-
кого и морского привода в диапазоне мощности от
2 до 300 МВт. Также это отделение осуществляет
маркетинг и поставки всех типов наземных и мор-
ских ГТД фирмы GE.
Промышленные и морские ГТД представлены
следующим рядом моделей:
-	ГТД, конвертированные из авиадвигателей -
LM500, LM1600, LM2000, LM2500, LM2500+,
LM5000, LM6000;
-	стационарные ГТД - PGT5, PGT10, PGT25,
MS5000, MS6000, MS7000, MS9000.
Pratt & Whitney, США. Фирма Pratt & Whitney
(PW) входит в состав компании United Technologies
Corporations (UTC). В настоящее время PW зани-
мается разработкой и производством авиационных
ТРДД средней и большой тяги: гражданских ТРДД
тягой от 70 до 440 кН и военных ТРДДФ в классе
тяги 100... 170 кН. PW участвует в международной
программе ТРДД V2500, совместно с GE в прог-
рамме ТРДД GP7000.
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
-	ТРД(Ф) -J57, J75, J58;
-	ТРДД - J52, JT3D, JT8D, JT9D, PW2000,
PW4000, PW6000 (опытный), PW8000 (проект ТРДД с
редуктором и сверхвысокой степенью двухконтурно-
сти), ADP (опытный ТВВД с закапотированным ВВ);
-	ТРДДФ - TF30, F100, F119, PW7000 (перс-
пективный проект на базе программы IHPTET),
подъемно-маршевый ТРДДФ F135.
Отделение фирмы Pratt & Whitney Power
Systems производит конвертированные наземные
58
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
и морские ГТД на базе авиадвигателей PW и PWC
мощностью от 0,4 до 28 МВт.
Наземные и морские ГТД представлены сле-
дующим рядом моделей: ST5, ST6L, ST 18A, ST30,
ST40, FT8.
Pratt & Whitney Canada, (Канада). Фирма
Pratt & Whitney Canada (PWC) также входит в сос-
тав компании UTC в группу PW. PWC занимается
разработкой и производством малоразмерных
ТРДД, ТВД и вертолетных ГТД. Большинство
ТРДД находятся в классе тяги 10...33 кН. Проект
новейшего ТРДД PW800 рассчитан на класс тяги
44...84 кН. Разработаны и разрабатываются ТВД
и вертолетные ГТД мощностью от 400 до 3800 кВт.
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
-	TP^~JT15D,PW300,PW500,PW800 (проект
ТРДД с редукторным приводом вентилятора);
-	ТВД и вертолетные ГТД-РТ6А, PW100, PW200.
Ряд конвертированных из базовых ТВД и вер-
толетных ГТД промышленных двигателей мощно-
стью 400...4000 кВт.
Rolls-Royce (Великобритания). Компания
Rolls-Royce (RR) в настоящее время разрабатыва-
ет и производит широкий спектр ГТД авиацион-
ного, наземного и морского применения - граждан-
ские ТРДД в диапазоне тяг от 60 до 420 кН, ТВД
и вертолетные ГТД мощностью от 600 до 4500 кВт,
а также подъемно-маршевые двигатели семейства
Pegasus в классе тяги 95... 106 кН.
RR принимает долевое участие во многих ев-
ропейских и международных программах:
-	в разработке и производстве военных ТРДДФ
RB199, EJ200, подъемного вентилятора для СУ ис-
требителя JSF;
-	ТВД и вертолетных ГТД семейства RTM 322
в классе мощности 1500...2200 кВт совместно с фир-
мой Turbomeca.
Ранее RR совместно с компанией Snecma раз-
рабатывала и производила ТРДФ «Олимп» тягой
140...170 кН для сверхзвукового пассажирского
самолета «Конкорд».
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
-	ТРД - Derwent, Nene, Avon, Viper;
-	ТВД и вертолетные ГТД - Dart, Gazelle, Gem,
Gnome, Tyne;
-	ТРДД - Conway, Spey, RB211-24/524/535, Tay,
Trent 500/700/800/900;
-	ТРДДФ - Adour, RBI99, EJ200 (совместно
с европейскими фирмами);
-	подъемно-маршевый ТРДД - Pegasus.
Широким спектром моделей для механическо-
го, энергетического и морского привода представ-
лены ГТД наземного применения. Эти двигатели
мощностью от4 до 58 МВт- 501,601,Avon, Coberra,
Trent 50 - созданы конвертацией авиационных про-
тотипов.
Honeywell (США). Компания Honeywell за-
нимается разработкой и производством авиацион-
ных ГТД - ТРДД и ТРДДФ в малом классе тяги
15...40 кН, ТВД и вертолетных ГТД в классе мощ-
ности 450...2100 кВт.
Наиболее массовые авиационные двигатели:
-	ТВД и вертолетные ГТД -Т53, Т55, LTS101,
LTP101, ТРЕ331, Т800;
-	ТРДД - ALF502, AS900, ATF3, LF507, TFE731;
-	ТРДДФ-ТРЕ1042.
Snecma (Франция). Компания Snecma за-
нимается разработкой и производством авиаци-
онных ГТД - военных ТРДДФ в классе тяги
75... 90 кН и гражданских ТРДД совместно с ком-
панией GE (семейства ТРДД CFM56 и GE90).
Совместно с фирмой Turbomeca участвует в прог-
рамме ТРДД Larzac в классе тяги 14 кН. Совмест-
но с фирмой Rolls-Royce разрабатывала и произ-
водила ТРДФ «Олимп».
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
-	ТРДФ - Atar;
-	ТРДД -CFM56-2/3/5/7 и GE90 (совместно с GE
АЕ), Larzac (совместно с фирмой Turbomeca), пер-
спективный ТРДД в рамках программы Tech56;
-	ТРДДФ -М53, М88.
Turbomeca (Франция). ФирмаTurbomecaв ос-
новном разрабатывает и выпускает ТВД и вертолет-
ные ГТД малой и средней мощности от 400 до
1600 кВт. Совместно с компанией RR участвует
в программе ГТД RTM322 в классе мощности
1500...2200 кВт.
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
-	ТВД и вертолетные ГТД - Arriel, Arrius,
Artouste, Astazou, В as tan, Makila, TM 333.
Siemens (ФРГ). Профилем этой крупной фир-
мы являются стационарные наземные ГТД для
энергетического и механического привода и морс-
кого применения в широком диапазоне мощности
от 4 до 300 МВт.
Основные марки разрабатываемых и выпус-
каемых ГТД:
-	Typhoon, Tornado, Tempest, Cyclone, GT35,
GT 10B/C, GTX100, V64.3A, V94.2, V94.2A, V94.3A,
W501D5A, W501F, W501G.
Alstom (Франция, Великобритания). Компа-
ния Alstom разрабатывает и производит стационар-
ные одновальные энергетические ГТД в диапазо-
не мощности 50...270 МВт.
Основные марки ГТД - GT8C2, GT11N2,
GT13E2, GT24, GT26.
59
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
Solar (США). Фирма Solar входит в состав ком-
пании Caterpillar и занимается разработкой и про-
изводством стационарных ГТД малой мощности от
1 до 15 МВт для энергетического и механического
привода и морского применения.
Основные марки ГТД - Saturn 20, Centaur 40/
50, Taurus 60/70, Mars 90/100, Titan 130.
ГП «ЗМКБ «Прогресс» им. А.Г. Ивченко»
(Украина, г. Запорожье). Государственное пред-
приятие «Запорожское машиностроительное кон-
структорское бюро «Прогресс» имени академика
А.Г. Ивченко» специализируется на разработке,
изготовлении опытных образцов и сертификации
авиационных ГТД - ТРДД в диапазоне тяги
17...230 кН, самолетные ТВД и вертолетные ГТД
мощностью 1000.. .10000 кВт, а также промышлен-
ные наземные ГТД мощностью от 2,5 до 10000 кВт.
Двигатели разработки «ЗМКБ «Прогресс» серий-
но выпускаются в ОАО «Мотор Сич» (Украина,
г. Запорожье).
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
-	ТВД и вертолетные ГТД - АИ-20, АИ-24, Д-27
(ТВВД с открытым ВВ);
-	ТРДД - АИ-25, ДВ-2, Д-36, Д-18Т, Д-436Т1/
Т2/ТП.
Наземные ГТД:
-	Д-336-1/2, Д-336-2-8, Д-336-1/2-10.
НИИ «Машпроект» (Украина, г. Николаев).
Научно-производственное предприятие «Зоря-
Машпроект» (Украина, г. Николаев) разрабатыва-
ет и производит ГТД для морских СУ, а также на-
земные ГТД для энергетического и механического
привода. Наземные двигатели являются модифи-
кациями моделей морского применения. Класс
мощности ГТД: 2. ..30 МВт. С 1990 г.г. НПП«Зоря-
Машпроект» разрабатывает также стационарный
одновальный энергетический двигатель UGT-110
мощностью 110 МВт.
Основные модели ГТД:
-	UGT-2500, UGT-3000, UGT-6000, UGT-10000,
UGT-15000, UGT-160000, UGT-250000, UGT-110 (со-
вместно с НПО «Сатурн», Россия).
1.4.2 - Основные российские произ-
водители ГТД
Ниже приведены основные российские пред-
приятия-разработчики ГТД, расположенные в ал-
фавитном порядке.
ОАО «Авиадвигатель» (г.Пермь). Разрабаты-
вает, изготавливает и сертифицирует авиационные
ГТД - гражданские ТРДД в классе тяги 52.. .200 кН
для магистральных самолетов, военные ТРДДФ
в классе тяги 152... 194 кН, вертолетные ГТД, а так-
же авиапроизводные наземные промышленные
ГТД для механического и энергетического приво-
див классе мощности 2,5... 30 МВт. Серийное про-
изводство ТРДД разработки ОАО «Авиадвигатель»
осуществляет ОАО «Пермский моторный завод»
(ОАО ПМЗ, г.Пермь) и ОАО«НПО Сатурн» (г. Ры-
бинск). Промышленные ГТД серийно выпускают-
ся на ОАО ПМЗ.
ОАО «Авиадвигатель» и ОАО ПМЗ составля-
ют ядро созданного в конце 2003 г. «Пермского
центра авиадвигателестроения» во главе с управ-
ляющей компанией «Пермский моторостроитель-
ный комплекс».
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
-	ТРДД - Д-20П, Д-30, Д-30КУ/КП, Д-30КУ-
154, Д-ЗО-ВЮ, ПС-90А, ПС-90А2, ПС-90А12 (про-
ект), ПС-12 (проект ТРДД 5 поколения);
-	ТРДДФ - Д-30Ф6;
-	вертолетные ГТД - Д-25В.
ГТД наземного применения представлены
широким спектром моделей для механического
и энергетического привода. Наземные двигатели,
созданные конвертацией авиационных двигателей
Д-30 и ПС-90А - ГТУ-2,5П, ГТУ-4П, ГТУ-6П, ГТУ-
10П, ГТУ-12П, ГТУ-16П, ГТУ-25П, ГТЭ-180 (про-
ект совместно с ОАО ЛМЗ).
ГУНПП «Завод имени В.Я.Климова»
(г.Санкт-Петербург). Государственное унитар-
ное научно-производственное предприятие «Завод
им.В.Я.Климова» в последние годы специализи-
руется на разработке и производстве авиационных
ГТД. Номенклатура разработок широка - военные
ТРДДФ в классе тяги 81...98 кН, самолетные ТВД
и вертолетные ГТД в классе мощности
1200...2600 кВт; танковые ГТД в классе мощнос-
ти 700...900 кВт, а также конвертированных про-
мышленных ГТД на базе ТВД и вертолетных ГТД
в классе мощности 0,8... 2,5 МВт.
Наиболее массовые серийные авиационные
и наземные двигатели и перспективные проекты:
-	ТРД(Ф) -ВК-1,ВК-1Ф;
-	ТРДДФ - РД-33, РД-133;
-	ТВД и вертолетные ГТД -ГТД-350, ТВ2-117,
ТВЗ-117, ТВ7-117, ВК-3500;
-	танковые ГТД - ГТД-ЮООТ/ТФ, ГТД-1250;
-	наземные энергетические ГТД: ГТП-0,8;
ГТП-1,25; ГТП-1,6; ГТП-2,5.
ОАО «ЛМЗ» (г. Санкт-Петербург). ОАО «Ле-
нинградский Металлический завод» разрабатыва-
ет и производит стационарные энергетические ГТД
в классе мощности 100... 180 МВт.
Основные марки ГТД - ГТЭ-100 (двигатель
сложного цикла с промежуточным охлаждением
и промежуточным подогревом), ГТЭ-150, ГТЭ-180
60
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
(проект совместно с ОАО «Авиадвигатель»).
ФГУП «Мотор» (г. Уфа). Федеральное госу-
дарственное унитарное предприятие «Научно-про-
изводственное предприятие «Мотор» занимается
разработкой военных ТРД и ТРДФ для истребите-
лей и штурмовиков.
Основные авиационные ГТД - Р13-300, Р25-300,
Р95Ш, Р195.
В 1990-е годы на базе двигателя Р195 разра-
ботана энергетическая установка ГТЭ-10/95 мощ-
ностью 10 МВт.
«Омское МКБ» (г. Омск). АО «Омское мото-
ростроительное конструкторское бюро» занимает-
ся разработкой малоразмерных ГТД и вспомога-
тельных СУ.
Основные двигатели разработки «Омского
МКБ»:
-	вспомогательные ГТД - В СУ-10, ВГТД-43;
-	ТВД-ТВД-10, ТВД-20;
-	вертолетные ГТД - ГТД-3, ТВ-0-100;
-	ТРДД - ТРДД-50 (проект).
ОАО «НПО «Сатурн» (г. Рыбинск). ОАО
«Научно-производственное объединение «Сатурн»
в последние годы разрабатывает и производит во-
енные ТРДДФ в классе тяги 122... 175 кН, ТВД
и вертолетные ГТД мощностью 1000... 1100 кВт,
а также конвертированные наземные ГТД мощно-
стью от 4 до 20 МВт. Совместно с НПО «Машпро-
ект» (Украина) участвует в программе энергетичес-
кого одновального ГТД мощностью 110 МВт.
Совместно с компанией Snecma разрабатывает
ТРДД для региональных самолетов в классе тяги
50.. .70 кН. Серийное производство военных ТРДДФ
осуществляется на серийных заводах - в уфимском
ОАО «УМПО» и московском ФНПЦ «Салют»
Наиболее массовые серийные авиационные
двигатели и перспективные проекты:
-	ТРД(Ф) - АЛ-7Ф, АЛ-21Ф, ВД-7, РД-36-41,
РД-36-51;
-	ТРДДФ - АЛ-31Ф, АЛ-41Ф (опытный дви-
гатель 5 поколения);
-	ТРДД - SM146 (совместный проект с компа-
нией Snecma);
-	ТВД и вертолетные ГТД - РД-600, ТВД-1500.
Наземные ГТД - АЛ-31 СТ, АЛ-31СТЭ, ГТД-4,
ГТД-6, ГТД-8, ГТД-6,3 (проект), ГТД-10 (проект),
ГТД-110 (совместно с НПО «Машпроект»).
ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова». ОАО «Са-
марский научно-технический комплекс им. Н.Д.Куз-
нецова» разрабатывает и выпускает авиационные
ГТД (ТВД, ТРДД, ТРДДФ) и наземные ГТД, кон-
вертированные из авиадвигателей. Предприятие
имеет самый большой опыт среди российских
предприятий в разработке наземных ГТД для га-
зовой промышленности. Продукция этого предпри-
ятия серийно эксплуатируется с 1974 года. В послед-
ние годы ведется доводка ТВВД НК-93 с двухрядным
закапотированным ВВ, а также разработка новых
моделей наземных ГТД.
Основные авиационные ГТД разработанные
ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова»:
-	ТВД - НК-12МВ, НК-4;
-	ТРДД -НК-8-4, НК-8-2/2У, НК-86,НК-88 (на
криогенном топливе);
-	ТРДДФ - НК-22, НК-25, НК-144, НК-32;
-	ТВВД - НК-93 (опытные двигатели).
Наземные ГТД - НК-12СТ, НК-16СТ, НК-36СТ,
НК-38СТ, НК-14СТ (Э).
АМНТК «Союз» (г. Москва). ОАО «Авиамо-
торный научно-технический комплекс «Союз» раз-
рабатывает и изготавливает авиационные ГТД -
ТРД, ТРДФ, подъемно-маршевые ТРДДФ.
Основные авиационные ГТД:
-	ТРД - АМ-3 (РД-3), АМ-5;
-	ТРДФ - РД-9, Р11-300, Р15-300, Р27-300;
-	ТРДДФ - Р7 9 (подъемно-маршевый двига-
тель для СВВП Як-141).
Тушинское МКБ «Союз» (г. Москва). Государ-
ственное предприятие «Тушинское машинострои-
тельное конструкторское бюро «Союз» занимается
доводкой и модернизацией военных ТРДФ - Р27-300,
Р35-300, Р29-300. В 1992 г. на базе Р29-300 разра-
ботана ГТУ 55СТ-20 мощностью 20 МВт для при-
вода электрогенераторов.
1.5	- Англо-русский словарь-
минимум
[air] inlet - воздухозаборник
aeroderivative gas turbine - ГТД наземного приме-
нения, конвертированный из АД
augmentor - форсажная камера
auxiliary power unit (APU) - вспомогательная си-
ловая установка
booster - подпорные ступени
combustor - камера сгорания
compressor - компрессор
engine - двигатель
air-breathing е. - воздушно-реактивный д.
combustion е. - ГТД наземного применения
gas-turbine е. - газотурбинный д.
lift е. - подъемный д.
piston е. - поршневой д.
varied cycle е - д. изменяемого цикла
exit nozzle - реактивное сопло
fan - вентилятор
fan duct - канал наружного контура
frame (industrial) gas turbine - стационарный ГТД
61
Глава 1 - Общие сведения о газотурбинных двигателях
gas turbine - ГТД наземного и морского примене-
ния
gearbox - редуктор, коробка приводов
marine gas turbine - морской ГТД
mechanical drive - механический привод
mixer - смеситель
nacelle - мотогондола
power generating set - электроагрегат (на базе ГТД)
powerplant - силовая установка
ramjet - прямоточный двигатель
thrust reversor - реверс тяги
turbine - турбина
turbofan - двухконтурный двигатель (ТРДД)
turbojet - турбореактивный двигатель
turboprop - турбовинтовой двигатель
turbo-ramjet - турбопрямоточный двигатель
turboshaft - турбовальный двигатель
1.6	- Перечень использованной
литературы
1.6.1.	В.А. Кириллин и др. Техническая термодина-
мика. - М.: Энергоатомиздат, 1983 г.
1.6.2.	С.М. Шляхтенко и др. Теория воздушно-ре-
активных двигателей. - М.: Машиностроение,
1975 г.
1.6.3.	С.М. Шляхтенко и др. Теория двухконтурных
турбореактивных двигателей. - М.: Машиностро-
ение, 1979 г.
1.6.4.	Р.И. Курзинер. Реактивные двигатели для
больших сверхзвуковых скоростей полета. - М.:
Машиностроение, 1989 г.
1.6.5.	А.Л.Клячкин Теория воздушно-реактивных
двигателей. - М.: Машиностроение, 1969 г.
62
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Глава 2 - Основные
параметры и требования
к ГТД
2.1 - Основы рабочего процесса
ГТД
2.1.1 - ГТД как тепловая машина
При определении эффективности авиационного
ГТД его необходимо оценивать с двух точек зрения.
Во-первых, как и любой иной тепловой двига-
тель, авиационный ГТД необходимо рассматривать
как машину, предназначенную для преобразования
выделяющейся в камере сгорания тепловой энергии
в механическую работу. В зависимости от типа
авиационного ГТД механическая работа получает-
ся в следующих формах:
-	в ТРД и ТРДД - в форме приращения кинети-
ческой энергии струи рабочего тела (воздуха и газа);
-	в вертолетных ГТД - в виде работы на валу
турбины;
-	в ТВД - в виде суммы работы на валу и при-
ращения кинетической энергии.
В этом случае эффективность авиационного
двигателя оценивается как эффективность тепло-
вой машины.
Во-вторых, авиационный ГТД необходимо оце-
нивать как средство преобразования полученной
механической работы в полезную работу силы тяги
по перемещению летательного аппарата. В этом
случае эффективность двигательной установки оце-
нивается как эффективность движителя.
Эффективность ГТД наземного и морского
применения, предназначенных для производства
мощности на выходном валу, может оцениваться
только как эффективность тепловой машины.
При рассмотрении ГТД как тепловой маши-
ны можно отвлечься от конкретного типа и назна-
чения двигателя, т.к. в большинстве рассмотренных
выше схем ГТД реализуется одинаковый термоди-
намический цикл, обычно называемый простым
газотурбинным циклом или циклом Брайтона.
2.1.1.1 - Простой газотурбинный цикл
Реальный простой газотурбинный цикл пока-
зан на Рис. 2.1.1.11 в Т-S диаграмме. В диаграм-
ме наглядно отображаются работа цикла, подведен-
ное и отведенное тепло и внутрицикловые потери
(в процессах сжатия, расширения и течения рабо-
чего тела по тракту ГТД).
Простой цикл состоит из следующих термо-
динамических процессов (см. Рис. 2.1.1.11):
-	адиабатическое сжатие рабочего тела (возду-
ха) в воздухозаборнике (отрезок Н-В на диаграмме)
и в компрессоре (отрезок В-К) от атмосферного дав-
ления Ри до давления Р*к. В авиационных ГТД при
скорости полета равной нулю (F = 0) и в наземных
ГТД динамическое сжатие в воздухозаборнике от-
сутствует и весь процесс сжатия осуществляется
в компрессоре;
-	подвод тепла при постоянном давлении к по-
току рабочего тела в камере сгорания (КС) за счет
сгорания топлива (отрезок К-Г). Фактически дав-
ление в КС несколько снижается от Р* до Р*Т из-
за гидравлических и тепловых потерь;
-	адиабатическое расширение продуктов сго-
рания в турбине (отрезок Г-Т) и сопле (Т-С) от дав-
ления Р*Т до атмосферного Р . Для вертолетных
и наземных ГТД точки Т и С практически совпа-
дают, т.к. расширение газа в турбине происходит
до атмосферного давления;
-	отвод тепла к внешнему источнику (в атмос-
феру) при постоянном давлении Рк (отрезок С-Н).
Реальный газотурбинный цикл является ра-
зомкнутым циклом - в дальнейшем выхлопные
газы не участвуют в периодически совершаемой
работе и не попадают на вход в двигатель. Цикл
осуществляется рабочим телом с переменной теп-
лоемкостью и химическим составом. Является пе-
площадь 2KI 32 - тепло, но (не доп юс топливом (Q1);
площадь 1НС41 - тепло, отведенное в *ггмосферу (Q2k
плоишь 1НК21 - потери работы в процессе сжатия:
площадь ЗГС42 - потери работы п процессе расширения.
Работа цикла = QI - Q2 = площадь НК1 ( Н -
-площадт 11LK21 - площадь 3ft43
Примечание: При V'n — 0 точки Н и 11 совпадают
Рисунок 2.1.1.11 - Простой газотурбинный цикл в
Т-S диаграмме
63
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
ременным и расход рабочего тела из-за добавки
массы топлива в камере сгорания во время цикла.
Также влияние на объем рабочего тела оказывает
система вторичных потоков внутри ГТД.
Основными показателями цикла являются
удельная работа £уд (работа, отнесенная к 1 кг ра-
бочего тела) и эффективный к.п.д. г], равный от-
ношению работы цикла £ц к количеству теплоты
Q подведенному с топливом к камере сгорания:
ij
Параметрами реального цикла, определяющи-
ми уровень его показателей (£уд и Г]е) являются тем-
пература газа перед турбиной (как правило,
используется температура перед первым рабочим
колесом - Т*СА), суммарная степень сжатия (тг*д),
уровень аэродинамического совершенства лопаточ-
ных машин и гидравлических потерь по тракту,
а также расход циклового воздуха на охлаждение
турбины.
Важнейшим параметром, определяющим со-
вершенство цикла и ГТД в целом, как теплового
двигателя, является температура газа перед турби-
ной. С увеличением температуры пропорциональ-
но увеличивается удельная работа цикла, а также
повышается эффективный к.п.д. Зависимость по-
казателей цикла от степени сжатия более сложная:
с увеличением удельная работа и эффективный
к.п.д. цикла сначала увеличиваются, а затем, дос-
тигнув максимума при = Я*ЕОРТ, снижаются.
Оптимальная степень сжатия по к.п.д. значитель-
но выше оптимальной степени сжатия по удель-
ной работе: я*ЮРТ1?> Я*ЕОР1Ъ(см. Рис. 2.1.1.12).
Перечисленные выше особенности газотур-
бинного цикла определяют пути его совершенство-
вания, постоянно реализуемые на практике. Для по-
вышения удельной работы и эффективного к.п.д.
в любом случае целесообразно иметь максималь-
но возможную температуру перед турбиной. Бо-
лее высокая Т*СА помимо непосредственного по-
вышения £уд. и Г]е позволяет применять более
высокую степень сжатия, повышающую экономич-
ность цикла.
Для любого типа ГТД повышение температу-
ры перед турбиной означает улучшение удельных
параметров двигателя:
-	повышение удельной тяги ТРД и ТРДД;
-	повышение удельной мощности и экономич-
ности ТВД, вертолетных ГТД, наземных и морс-
ких ГТД;
-	снижение удельной массы всех типов ГТД;
-	повышение лобовой тяги ТРД и ТРДД.
Максимально достижимая температура (сте-
хиометрическая) определяется из условия полно-
го использования в процессе горения кислорода
воздуха (коэффициент избытка воздуха в камере
сгорания акс = 1). Для углеводородного топлива эта
температура зависит от температуры в конце сжа-
тия и составляет Т*Л,Д = 2200...2800 К.
СА МАХ
Степень сжатия
кп.д умеренные
кп.д. высокие
Рисунок 2.1.1.12 - Зависимость эффективного к.п.д. простого цикла и удельной работы цикла от
суммарной степени сжатия, температуры газа перед турбиной и к.п.д. узлов
64
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Фактическая величина применяемых 7* в сов-
ременных ГТД ограничивается, в основном, техноло-
гическими возможностями. Это - свойства турбинных
материалов, эффективность систем охлаждения, а так-
же экономические и экологические ограничениями.
Развитие авиационных и наземных ГТД в части
повышения 7* по годам показано на Рис. 2.1.1.13.
Наибольшие температуры 7* = 1850... 1870 К дос-
тигнуты на новейших военных ТРДДФ и гражданс-
ких ТРДД сверхвысокой тяги (7?взл > 40 тс), а также
мощных энергетических ГТД (7V> 150 МВт), в основ-
ном, применяемых в ПГУ. У ТРДД меньшей размер-
ности для региональных и ближнемагистральных са-
молетов параметры цикла (7*сд и 7Г*.) относительно
более низкие - для снижения покупной цены двига-
теля и затрат на техническое обслуживание.
В реализуемых в настоящее время в США и Ев-
ропе перспективных программах развития авиацион-
ных ГТД (IHPTET, UEET, АМЕТ) разрабатываются
технологии и испытываются опытные двигатели,
обеспечивающие работу с максимальной температу-
рой газа перед турбиной 7* мах = 2000.. .2200 К.
Активное использование новейших авиацион-
ных технологий в проектировании и производстве
наземных ГТД, а также реализация сложных сис-
тем охлаждения турбины с использованием теп-
лообменников и водяного пара в качестве охла-
дителя позволило наземным ГТД постепенно
преодолеть технологическое отставание от авиа-
двигателей. Новейшие модели мощных энергети-
ческих ГТД достигли рабочей температуры газа
перед турбиной 7* = 1700... 1800 К. При этом
ресурс наиболее нагруженных деталей турбины
составляет не менее 25000 часов.
Как указывалось, повышение 7* позволяет
применять более высокие степени сжатия, опти-
мальные значения которых увеличиваются с рос-
том 7*сд. В связи с этим, одновременное повы-
шение температуры перед турбиной и степени
сжатия является наиболее эффективным способом
повышения к.п.д. и удельной работы цикла. На
Рис. 2.1.1.14 показана такая зависимость к.п.д.
простого цикла от 7Г*Х и 7*сд, рассчитанная для
наземных ГТД. Здесь же показана статистическая
зависимость эффективного к.п.д. реальных про-
мышленных ГТД от степени сжатия. Необходимо
иметь ввиду, что обычно ГТД с более высокими
имеют и более высокие 7*,„. Степень сжатия
Е	СА
Рисунок 2.1.1.13 - Эволюция температуры газа перед турбиной
65
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
компрессора в современных наземных ГТД просто-
го цикла достигает я*к = 30.. .35. В авиационных же
двигателях я*к = 40.. .45 и имеет тенденцию к даль-
нейшему повышению.
Выбор оптимальной степени сжатия ГТД за-
висит от назначения двигателя, режимов эксплуа-
тации, размерности. Например, высокая степень
сжатия приводит к уменьшению размеров проточ-
ной части последних ступеней компрессора и пер-
вых ступеней турбины. А это неблагоприятно ска-
зывается на к.п.д. этих узлов, и выигрыш к.п.д.
цикла от повышения может быть сведён на нет
уменьшением к.п.д. компрессора и турбины. По-
этому, как правило, более высокие 71* применя-
ются в ГТД больших размерностей.
Выбор степени сжатия является одной из задач
оптимизации параметров ГТД с целью обеспечения
наилучших характеристик двигателя и объекта его
применения (летательного аппарата, промышленно-
го оборудования, электростанции и т.д.) при мини-
мальной стоимости жизненного цикла.
Значительным резервом для совершенствова-
ния цикла и улучшения параметров ГТД является
снижение внутрицикловых потерь - повышение
к.п.д. лопаточных машин, снижение потерь и уте-
чек по тракту ГТД и расхода воздуха на охлажде-
ние. В настоящее время благодаря развитию мето-
дик трехмерного моделирования процессов в узлах
ГТД, достигнут значительный прогресс в повыше-
нии их характеристик.
2.1.1.2 - Применение сложных
циклов в ГТД
Рассмотренные выше направления совер-
шенствования простого цикла ограничиваются
технологическими возможностями, имеющими-
ся в данный момент времени. Другим возможным
направлением улучшения характеристик ГТД яв-
ляется применение усложненных схем для реали-
зации так называемых сложных циклов.
Обычно сложным циклом называют цикл ГТД,
содержащий дополнительные термодинамические
процессы, не входящие в простой цикл:
-	промежуточный подогрев в процессе расши-
рения,
-	промежуточное охлаждение в процессе сжатия,
-	утилизация тепла выхлопных газов,
-	увлажнение циклового воздуха и др.
Утилизация отводимого из цикла тепла может
быть реализована различными способами:
-	подогревом выхлопными газами циклового
воздуха перед камерой сгорания (регенеративный
цикл);
66
-	производством перегретого пара высокого
давления и впрыском его в камеру сгорания и тур-
бину ГТД (цикл STIG) или срабатыванием пара
в отдельной паровой турбине (комбинированный
парогазовый цикл);
-	использованием тепла выхлопных газов для
повышения теплотворной способности топлива
(химическая регенерация);
-	утилизация тепла выхлопных газов в допол-
нительном утилизационном цикле (воздушном или
с использованием низкокипящей жидкости).
Для значительного улучшения характеристик
ГТД перечисленные процессы и способы утилизации
тепла могут применяться в различных сочетаниях.
Поскольку в наземных и морских ГТД нет
характерных для авиадвигателей жестких огра-
ничений по габаритам и массе, то для таких ГТУ
сложные циклы используются чаще. В авиацион-
ных ГТД для повышения тяги широко применя-
ется цикл с промежуточным подогревом в про-
цессе расширения (цикл ТРДФ и ТРДДФ).
Дополнительный теплоподвод после расширения
газа в турбине осуществляется в форсажной ка-
мере (ФК), где рабочее тел подогревается до тем-
пературы Т*ф= 2000...2200 К (при оу = 1,1... 1,2).
Промежуточный подогрев значительно повыша-
ет работу цикла и, соответственно, скорость ис-
течения газов из сопла и удельную тягу двигате-
ля (в 1,5...2 раза).
Однако, к.п.д. цикла существенно снижается
из-за подвода дополнительного тепла при более
низком давлении. Удельный же расход топлива дви-
гателя значительно увеличивается как вследствие
ухудшения к.п.д. цикла, так и из-за снижения по-
летного к.п.д. (увеличения скорости истечения).
Из-за низкой экономичности форсажный режим
обычно используется в критических условиях эк-
сплуатации - на взлете (для сокращения длины
ВПП), для ускоренного разгона самолета, для пре-
одоления звукового барьера и т.д. Применение фор-
сажа в сверхзвуковом крейсерском полете обычно
стремятся избежать из-за значительного снижения
дальности полета.
В 1940... 1960 г.г. были созданы опытные об-
разцы ТВД с регенератором. Этим применение ре-
генеративного цикла в авиационных ГТД ограни-
чилось и не получило дальнейшего развития по
причине значительного веса и габаритов теплооб-
менника и его низкой надежности. Однако в насто-
ящее время вновь проявляется интерес к примене-
нию регенерации тепла. Так, в рамках европейской
программы CLEAN прорабатываются перспектив-
ные ТВД и ТРДД с рекуператором (в ТРДД - в соче-
тании с промежуточным охлаждением).
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
В наземных ГТД регенеративный цикл при-
меняется достаточно широко. Утилизация тепла
осуществляется в теплообменниках-рекуперато-
рах и позволяет повысить к.п.д. цикла на 20.. .30%
(относительных.). При этом удельная работа не-
сколько снижается из-за гидравлических потерь
в рекуператоре. Очевидно, что регенерация тепла
возможна, если температура выхлопных газов су-
щественно выше температуры воздуха за компрес-
сором, т.е. при небольшой степени сжатия
Я*К = 4...1О.
В настоящее время регенеративный цикл ис-
пользуется в ГТД небольшой размерности (мощно-
стью до ~16 МВт) и в микротурбинах, для которых
применение высокой степени сжатия ограничивает-
ся малой размерностью лопаточных машин.
Энергетические наземные ГТД широко ис-
пользуются в составе ПТУ в комбинированном па-
рогазовом цикле, который является комбинацией
простого газотурбинного цикла и парового цикла
Репкина. В ПТУ тепло выхлопных газов ГТД ис-
пользуется в котле-утилизаторе для производства
перегретого пара и выработки дополнительной
мощности в конденсационной паровой турбине.
Увеличение мощности и к.п.д. установки состав-
ляет ~50 %.
Уровень к.п.д. современных ПТУ, базирую-
щихся на ГТД с высокими параметрами цикла
(Т*СА = 1600... 1700 К, тг*к = 16...23) достигает
58...60 %.
Достаточно часто в энергетических ГТД ис-
пользуется также цикл с впрыском пара в камеру
сгорания и турбину (цикл STIG). В отличие от ПТУ,
в этом случае нет необходимости в паровой тур-
бине, поэтому установки с впрыском пара значи-
тельно проще и дешевле. Однако и прирост мощ-
ности и к.п.д. в таких установках меньше, чем
в ПТУ. Очевидным недостатком цикла является
потеря большого количества специально подготов-
ленной воды (парогазовая смесь после расшире-
ния в турбине и охлаждения в котле выбрасывает-
ся в атмосферу).
Цикл с промежуточным подогревом в назем-
ных ГТД имеет ограниченное применение из-за
отрицательного влияния на эффективный к.п.д.
Такой цикл в настоящее время используется толь-
ко в энергетических ГТД GT24 и GT26 фирмы
ALSTOM. Эти ГТД предназначены для работы
в составе ПТУ и имеют мощность 180 и 260 МВт.
В ГТД имеется вторая камера сгорания, располо-
женная после первой ступени пятиступенчатой
турбины. Для компенсации снижения к.п.д. цикла
в GT24 и GT26 применена повышенная степень
сжатия тг*к = 30...32.
В наземных ГТД используются также циклы:
-	с промежуточным охлаждением;
-	с промежуточным охлаждением и промежу-
точным подогревом;
-	с промежуточным охлаждением и регенера-
цией;
-	с промежуточным охлаждением, промежу-
точным подогревом и регенерацией;
-	с впрыском пара в камеру сгорания с после-
дующим его извлечением на выхлопе при помощи
контактного конденсатора;
-	циклы с увлажнением воздуха и др.
Однако, реализующие перечисленные циклы
установки не нашли пока широкого применения
и являются либо опытными образцами, либо вы-
пущены небольшой серией.
В рамках зарубежных программ развития
энергетики прорабатываются перспективные уста-
новки, объединяющие ГТД сложных циклов с раз-
личными технологическими процессами. Но дан-
ные установки по сути уже не являются ГТД
в классическом его понимании, а представляют со-
бой сложные технологические системы по совме-
стному производству различных видов энергии
(электрической, механической, тепловой, холода)
и химических продуктов, экологически чистые
и безотходные.
2.1.2 - Авиационный ГТД как движитель
При реализации термодинамического цикла
авиационного ГТД получается механическая рабо-
та. Она должна быть преобразована в полезную
работу силы тяги, с помощью которой осуществ-
ляется движение летательного аппарата.
Как отмечалось выше, ТРД и ТРДД относятся
к двигателям прямой реакции - они одновременно
выполняют функции двигателя и движителя.
У этих двигателей нет специального устройства
(движителя), который преобразует эффективную
мощность реактивной струи в работу силы тяги.
Для получения достаточной тяги необходимо
иметь избыток скорости истечения из сопла Wc над
скоростью полета V . Однако, этот же избыток ско-
рости обуславливает потерю части кинетической
энергии. Совершенство ТРД и ТРДД как движите-
ля характеризует полетный к.п.д., равный отноше-
нию тяговой мощности Атяг к располагаемой эф-
фективной мощности TVpAcn:
_ ^тяг _	RVn
N ~ W2 V2
' расп Z2 с _ Z2 г п
г 2 в 2
67
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
где R — тяга, Н;
GT - массовый расход газа на срезе сопла, кг/с;
GB - массовый расход воздуха на входе в дви-
гатель, кг/с;
Wc - скорость истечения из сопла, м/с;
Vn - скорость полета, м/с.
Упрощенное выражение полетного к.п.д впер-
вые получено Б. С. Стечкиным. Оно справедливо
для любого ВРД с одним воздухозаборным устрой-
ством и одним реактивным соплом и имеет вид:
2(КП/ЖС)
1+ВД)
Основной особенностью полетного к.п.д. яв-
ляется его падение с увеличением скорости исте-
чения из сопла. Причиной такого падения является
рост абсолютной скорости отброса рабочего тела
W - Vn и увеличение потерь энергии с выходной
скоростью. Поэтому применение одноконтурных
ТРД с высокой свободной энергией (с высокими
параметрами цикла) при дозвуковых скоростях по-
лета невыгодно. В этом случае высокое значение
эффективного к.п.д. цикла сочетается с низким по-
летным к.п.д. В то же время повышение полетного
к.п.д. путем снижения скорости истечения из ТРД
не дает эффекта, поскольку падает к.п.д. цикла.
В ТРДД наличие наружного контура позволяет
при высоких параметрах цикла снизить скорости
истечения за счет увеличения расхода воздуха и со-
четать высокий к.п.д. цикла с высоким полетным
к.п.д. Это обуславливает значительное снижение
удельного расхода топлива, что и является одним из
важнейших свойств и преимуществ ТРДД [2.8.1].
В авиационных ГТД непрямой реакции (ТВД
и вертолетных ГТД) основным движителем явля-
ется винт, поэтому полетный к.п.д. практически
равен к.п.д. винта:
И = И
п 'в
2.1.3 - Полный к.п.д. и топливная
эффективность (экономичность) ГТД
Для авиационной СУ с ГТД общая эффектив-
ность преобразования химической энергии топли-
ва в полезную работу передвижения ЛА определя-
ется полным (или общим) к.п.д. Т]о. Полный К.И.Д.
равен произведению эффективного к.п.д. цикла
и полетного к.п.д.:
И = И И
•о	*п
Величина полного к.п.д. определяет удельный
расход топлива СУ, т.е. её экономичность. Удель-
ный расход топлива определяется по следующим
формулам.
Для ТРД и ТРДД удельный расход топлива на
единицу тяги, кг/кН*ч:
с	И„3600
'	л ^(H.+Vu2/2)
При Ги < 1000 м/с:
с = К 3600
R По#и
Для ТВД удельный расход топлива на едини-
цу эквивалентной мощности, кг/кВт-ч:
с = ^тчас Т]в3600
‘	?\0Ни
где GT ЧАС - часовой расход топлива, кг/ч
Ни - низшая теплота сгорания топлива, кДж/кг
Ип - скорость полета, м/с
Уэкв ~ эквивалентная мощность ТВД (сумма
мощности на валу винта и условной
мощности, развиваемой за счет прямой
реакции двигателя), кВт
R - тяга, кН.
Заметим, что удельный расход топлива ТРД
и ТРДД зависит не только от общего к.п.д., но и от
скорости полета. Для ТВД зависимость экономич-
ности от скорости полета проявляется неявно - че-
рез к.п.д. винта.
Для авиационных ГТД зависимость удельно-
го расхода топлива от эффективного и полетного
к.п.д., а также от температуры газа перед турби-
ной в условиях Н = 11 км, М = 0,8 показана на
Рис. 2.1.3 1 и 2.1.3 2.
Для наземных ГТД окончательным полезным
эффектом является мощность на выходном валу.
Поэтому экономичность наземных ГТД оценива-
ется эффективным к.п.д. а удельный расход топ-
лива определяется (кг/кВт-ч):
3600
— г»
^Ни
68
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Рисунок 2.1.31 - Зависимость удельного расхода
топлива от эффективного (i)J
и полетного КПД
2.2 - Параметры ГТД
2.2.1 - Основные параметры авиаци-
онных ГТД
Параметры, характеризующие ГТД, можно
разделить на две группы.
Первая группа это параметры, выражаю-
щиеся абсолютной величиной и зависящие от раз-
мерности двигателя. Важнейшие из них:
-	реактивная тяга для двигателей прямой
реакции (ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ),
-	мощность на выходном валу - для ГТД не-
прямой реакции (ТВД и вертолетных ГТД);
-	расход топлива;
-	расход воздуха на входе в двигатель;
-	сухая масса;
-	габаритные размеры.
Тяга, мощность, расход топлива и расход воз-
духа зависят от многих факторов - режима работы
ГТД, скорости и высоты полета, атмосферных ус-
ловий, принятой программы регулирования. Поэто-
му эти параметры обычно указываются при стан-
дартных атмосферных условиях для основных
важнейших режимов и условий полета - на взлет-
ном режиме при Н = 0 и Л/ = 0 и в высотно-скоро-
стных условиях, наиболее характерных для конк-
ретного типа ГТД.
Рисунок 2.1.32 - Теоретически достижимые мини-
мальные значения удельных расхо-
дов топлива в зависимости от тем-
пературы газа перед турбиной
Например, для ТРДД магистральных граж-
данских и военно-транспортных самолетов это,
как правило, режим набора высоты (номиналь-
ный) и максимальный крейсерский режим на вы-
соте Н = 11 км при скорости полета, соответству-
ющей числу Л/ = 0,8 (Еп = 850 км/ч), а также
максимальный режим при Н = 0 при скорости от-
рыва самолета от ВПП (Л/ = 0,2...0,25).
Для военных ТРДФ и ТРДДФ в земных услови-
ях обычно указывается параметры на взлетном ре-
жиме, как без использования форсажа, так и с вклю-
ченной ФК (полный форсаж).
В зависимости от назначения двигателя вели-
чина тяги и мощность авиационных ГТД (размер-
ность двигателя) изменяются в широких пределах.
Они определяют расход воздуха, расход топлива,
габаритные размеры и массу ГТД. Указанные аб-
солютные параметры используются при проекти-
ровании летательного аппарата для определения
его летно-технических характеристик.
Тяга современных ТРД и ТРДД изменяется
в широких пределах - от нескольких килоньюто-
нов до нескольких сотен килоньютонов. В настоя-
щее время максимальная тяга достигнута на ТРДД
GE90-115B фирмы General Electric (GE). Этот
двигатель предназначен для двухдвигательного
69
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
дальнемагистрального самолета Boeing 777. Во
время испытаний двигатель развивал тягу 569 кН
(58000 кгс) при сертификационной взлетной тяге
512 кН (52200 кгс). Среди форсажных двигателей
наибольшую взлетную тягу 7?ф = 245 кН (25000 кгс)
имеет ТРДДФ НК-32, разработанный в СССР в КБ
«Труд» (в настоящее время - ОАО «СНТК имени
Н.Д.Кузнецова», г. Самара), и применяемый на
стратегическом бомбардировщике ТУ-160.
Мощность современных ТВД и вертолетных
ГТД составляет от нескольких сотен до несколь-
ких тысяч киловатт. Максимальную мощность
Ne = 11030 кВт (15000 л.с.) имеет двигатель НК-12
самарского КБ «Труд» для самолетов ТУ-95, ТУ-
114, АН-22. Двигатель прошел государственные
испытания в 1956 г. и в течение полувека являет-
ся рекордсменом-долгожителем, продолжая экс-
плуатацию на стратегическом бомбардировщике
ТУ-95 и военно-транспортном самолете АН-22.
Наиболее мощным вертолетным ГТД явля-
ется двигатель Д-136 мощностью 8400 кВт
(11400 л.с.), созданный в СССР в КБ «Прогресс»
(г. Запорожье, ныне Украина) для тяжелых верто-
летов МИ-26.
Столь широкий диапазон тяги и мощности
ГТД обуславливает значительные различия в кон-
струкции и параметрах двигателей в зависимости
от их размерности. Поэтому, при анализе конструк-
тивных особенностей и параметров ГТД обычно
условно делят на классы тяги или мощности (бо-
лее узкие диапазоны). Входящие в один класс дви-
гатели имеют относительно близкую размерность
и, соответственно, значительно большую общность
параметров и конструктивных решений. Это позво-
ляет более объективно оценивать и сравнивать сте-
пень совершенства ГТД и его отдельных узлов.
Например, для современных гражданских
ТРДД можно условно выделить следующие клас-
сы тяги:
-	10...30 кН (1000...3000 кгс) - ТРДД для
небольших служебных и региональных самолетов;
-	30...60 кН (3000...6000 кгс) - ТРДД для
двухдвигательных дальних служебных самоле-
тов и для региональных самолетов вместимос-
тью 50...70 пассажиров;
-	60...90 кН (6000...9000 кгс) - ТРДД для
двухдвигательных региональных самолетов вмес-
тимостью 70... 120 пассажиров;
-	90... 140 кН (9000... 14000 кгс) - ТРДД для
двухдвигательных ближне- и среднемагистральных
самолетов вместимостью 120... 180 пассажиров;
-	140... 200 кН (14000... 20000 кгс) - ТРДД для
двухдвигательных ближне- и среднемагистраль-
ных самолетов вместимостью 180...250 пассажи-
ров и для четырехдвигательных дальнемагист-
ральных самолетов вместимостью 300...350 пас-
сажиров;
-	200...350 кН (20000...35000 кгс) ТРДД для
двухдвигательных ближне- и среднемагистраль-
ных самолетов вместимостью 200...300 пассажи-
ров и для четырехдвигательных дальнемагист-
ральных самолетов вместимостью 350...600
пассажиров;
-	свыше 350 кН ( > 35000 кгс) - ТРДД для
двухдвигательных дальнемагистральных самоле-
тов вместимостью свыше 300 пассажиров.
Для военных ТРД(Ф) и ТРДД(Ф) можно вы-
делить следующие классы тяги:
-	до 10 кН ( < 1000 кгс) - малоразмерные
ТРД и ТРДД для летающих мишеней, крылатых
ракет, беспилотных ЛА;
-	10...50 кН (1000...5000 кгс) - двигатели для
учебно-тренировочных самолетов, легких истреби-
телей и ударных самолетов;
-	50... 150 кН(5000... 15000 кгс)-двигателидля
средних и тяжелых одно- и двухдвигательных бое-
вых самолетов (истребители и ударные самолеты);
-	свыше 150 кН (> 15000 кгс) - для тяжелых
истребителей и ударных самолетов с высокой тяго-
вооруженностью, а также сверхзвуковых тяжелых
стратегических бомбардировщиков.
ТВД и вертолетные ГТД можно условно раз-
делить на двигатели малой (< 1000 кВт), средней
(1000...3000 кВт) и высокой(> 3000 кВт) мощно-
сти. ГТД малой мощности применяются на лег-
ких турбовинтовых самолетах и вертолетах (слу-
жебных и частных). ГТД средней мощности
применяются на транспортных и пассажирских
двух- и четырехдвигательных турбовинтовых са-
молетах и вертолетах среднего класса. ГТД высо-
кой мощности применяются на тяжелых транспор-
тных самолетах и бомбардировщиках (АН-22,
Ту-95) и тяжелых вертолетах (МИ-26).
Необходимо отметить, что такое деление дви-
гателей на классы носит условный характер. В за-
висимости от конкретных целей сравнения и ана-
лиза классы тяги и мощности ГТД могут быть
сужены или расширены.
Расход воздуха современных авиационных
ГТД изменяется в широких пределах: от ~ 1 кг/с
в вертолетных и самолетных ГТД малой мощнос-
ти до ~ 1500 кг/с в мощных ТРДД с высокой степе-
нью двухконтурности.
Для сравнительной оценки уровня техническо-
го совершенства ГТД используются удельные пара-
метры, не зависящие от размерности двигателя:
-	удельная тяга /?у [ - отношение тяги ТРД(Ф)
и ТРДД(Ф) к расходу воздуха (7?уд = 7?/GB);
70
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
-	удельная мощность 7Ууд - отношение мощ-
ности на валу ТВД или вертолетных ГТД к расхо-
ду воздуха (7Ууд = NJ GB);
-	удельный расход топлива - отношение ча-
сового расхода топлива к тяге или мощности (для
ТРД и ТРДД CR = GR, для ТВД и вертолетных
ГТД С = GT/7V);
-	удельная масса у - отношение сухой массы
к тяге или мощности ( для ТРД и ТРДД у= М IR,
для ТВД и вертолетных ГТД у = Мдв/7Уе ). В зару-
бежной литературе часто используется обратная
величина отношение тяги к массе;
-	лобовая тяга Т?Л0Б - отношение тяги к пло-
щади входа в двигатель (R^ = R/F\.
Удельной тягой и мощностью (Ry[ , А^уд) на-
зывают тягу или мощность, получаемые с одного
килограмма расхода воздуха через двигатель. При
заданной тяге или мощности повышение удельных
показателей означает снижение потребного расхо-
да воздуха через двигатель и, как следствие - умень-
шение габаритов и массы ГТД.
К настоящему времени на военных ТРДДФ
с низкой степенью двухконтурности т = 0,25... 0,5
достигнута наибольшая величина удельной тяги.
Она составляет 120.. .130 дН/кг/с и имеет тенден-
цию к дальнейшему увеличению в перспективных
проектах. Высокая удельная тяга для современных
военных двигателей помимо снижения массы и га-
баритов обеспечивает возможность сверхзвуково-
го крейсерского полета без включения форсажной
камеры.
Удельная тяга гражданских ТРДД имеет тен-
денцию к некоторому снижению даже несмотря
рост температуры газа перед турбиной. Это явля-
ется следствием постоянного повышения степени
двухконтурности (расхода воздуха) для улучшения
экономичности и снижения шума.
Совершенствование цикла ГТД - повышение
Т*Т, я* аэродинамической эффективности узлов
- позволяет на современных самолетных и верто-
летных двигателях достигать удельной мощности
7Ууд = 300...350 кВт/кг/с. И эта величина не явля-
ется предельной.
Удельный расход топлива (CR) характеризует
топливную эффективность (экономичность) ГТД.
Для современных гражданских ТРДД в условиях
крейсерского полета степенью двухконтурности
т = 1.. .2,5. Новейшие ТРДД с высокой и сверхвы-
сокой степенью двухконтурности (т = 5... 16) име-
ют удельный расход топлива 0,6...0,5 кг/дП-ч. На
Рис.2.2.1 1 показана зависимость удельного расхо-
да топлива от уровня тяги для современных ТРДД.
Удельный расход топлива современных ТВД
и вертолетных ГТД (С ) составляет:
-	0,25...0,3 кг/кВт-ч для ГТД мощностью бо-
лее 1000 кВт;
-	0,3...0,35 кг/кВт-ч для ГТД малой мощнос-
ти до 1000 кВт.
Снижение удельного расхода топлива значи-
тельно уменьшает прямые эксплуатационные рас-
ходы и позволяет увеличить дальность полета воз-
душных судов. Поэтому улучшение экономичности
гражданских ТРДД, ТВД и вертолетных ГТД - важ-
нейшее направление их совершенствования.
Для военных ТРД(Ф) и ТРДД(Ф) экономич-
ность также является важным фактором, во мно-
гом определяющим радиус боевого действия и сто-
имость жизненного цикла двигателя. Для данного
типа двигателей стремление к повышению удель-
ной тяги входит в противоречие с необходимостью
снижения удельного расхода топлива. Поэтому при
выборе параметров военных ТРДД, особенно пред-
назначенных для многорежимных самолетов,
ищется оптимальный компромисс, который бы
удовлетворял требования высоких тяговых харак-
теристик и приемлемой экономичности.
Сочетание высокой удельной тяги на сверх-
звуковых режимах и низкого удельного расхода
топлива на дозвуковых крейсерских режимах мо-
жет быть обеспечено применением различных схем
двигателей с изменяемым циклом (ДИЦ). Такие
двигатели обеспечивают оптимальное изменение
степени двухконтурности и степени сжатия на раз-
личных режимах.
Удельная масса ГТД является комплексным по-
казателем, который характеризует параметрическое,
конструктивное и технологическое совершенство
ГТД. При проектировании ГТД, его узлов и агрега-
тов применяются различные способы, направленные
на снижение удельной массы.
Основные из этих способов:
-	совершенствование цикла ГТД - повышение
параметров цикла, снижение внутрицикловых по-
терь, применение сложных циклов позволяет уве-
личить удельную работу цикла и, при заданной
тяге, снизить потребный расход воздуха через
ГТД, а значит и его размерность;
-	аэродинамическое и конструктивное совер-
шенствование основных узлов ГТД - увеличение
аэродинамической нагрузки ступеней компрессо-
ра и турбины, а также конструктивные и схемные
мероприятия позволяют снизить число ступеней и,
следовательно, снизить массу;
-	современные конструкционные материа-
лы - применение более жаропрочных, с высокими
механическими свойствами, в том числе компози-
ционных материалов как в «горячих», так и в «хо-
лодных» узлах ГТД, позволяет снизить массу ос-
71
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
со
0 63
0 62
0.61
Ь
ф
II
t
ОБ
Ф
св
ф
%
0.59
0.58
0.57
о
х
%
0.56
св

0.55
0.54
3
ф
0 53
ф
Ф
0.52
0.51
с м»- >|
RB2f1-535E4
CFM56-5B
Ф - Дню aiicjiK^ СфГи[рнцир. 1 Наннfле 1. ,.|9К9 Г.1'._
9 -двигатели, сертш| ицирснанкие в ’99H..199S г.г.
S - лвидтвлн, ссрл4- с'круглые лосл^ 2000 т_ _
Q -префекты
фПС-904
IIC-90A12
J25D&-A
ЬДЪ-ЬТз
CF6-E0C2
CplVI66-5C
ПС-12
Д-1 ST
ИГМОб?
PW4168
TRENT 700
PW4084
PWH098
TRENT 800
TRENT 500 I- GE90-7pB/98R
GP 7
TRENT 900
GEOMHB
0.5
5000	1000Э 15000 20000 25000 30000 35000 40000 450О0 50000 550J
Взлетная тяга, кв с
Рисунок 2.2.11 - Зависимость удельного расхода топлива от уровня тяги для современных ТРДД
новных деталей ротора и статора при сохранении
запасов длительной и циклической прочности;
-	применение перспективных технологий из-
готовления - моноколеса типа «blisk» и «bling»,
передовые методы сварки роторов и корпусов, тер-
мозащитные покрытия деталей, наиболее подвер-
женных воздействию высоких температур, и др.
Более детально эти способы снижения массы
будут рассмотрены в разделах, посвященных про-
ектированию основных узлов ГТД.
Отметим, что удельная масса авиационного
ГТД зависит от его размерности - тяги или мощнос-
ти. Это объясняется следующим. При сохранении
геометрического подобия, механической напряжен-
ности и температурного состояния масса двигателя
должна была бы зависеть от куба диаметра, напри-
мер, диаметра на входе в компрессор. По зависи-
мости, близкой к кубической, изменяются, напри-
мер, массы роторов ГТД. Однако, для таких
деталей как корпуса, сопла, входные устройства,
агрегаты с коммуникациями зависимость массы от
диаметра ближе к квадратичной. Поэтому масса
двигателя Мдв пропорциональна диаметру D в сте-
пени и, где 2 < и < 3. Для оценочных расчетов мож-
но принимать и = 2,6, т.е. Мдв~7)2’6.
Тяга двигателя R пропорциональна расходу
воздуха G , который в свою очередь зависит от
площади на входе в компрессор, т.е. от квадрата
диаметра: R GvD2. Тогда удельная масса ГТД
может быть выражена как:
М D"
Y /? о2
Поскольку п > 2, то при уменьшении D (раз-
мерности двигателя) / тоже уменьшается.
Однако, это утверждение справедливо лишь до
некоторой предельной тяги, примерно равной 10 кН
(1000 кгс). При дальнейшем снижении тяги удель-
ная масса будет возрастать, т.к. размеры значитель-
ного количества деталей при малой размерности
ГТД определяются уже не условиями их нагрузки,
а технологическими возможностями [2.8.2].
Таким образом, чтобы корректно сравнить
удельные массы различных двигателей для оцен-
ки их совершенства, сравнение необходимо про-
водить для ГТД близкого класса тяги (мощности),
одного типа и назначения.
72
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Удельная масса современных гражданских
ТРДД находится в пределах 0,16...0,21. Для воен-
ных ТРДДФ - в пределах 0,1... 0,15. В перспектив-
ных программах планируется снижение удельной
массы ТРДДФ до значений 0,05...0,08.
Лобовой тягой называют тягу, которую мож-
но получить с единицы (1 м2) входного сечения
ГТД. Лобовая тяга характеризует возможность по-
лучения заданной тяги при габаритных ограниче-
ниях максимального диаметра двигателя.
При фиксированном диаметре на входе в ком-
прессор лобовую тягу можно повысить за счет
увеличения удельной тяги или производительно-
сти компрессора (расхода воздуха). Повышение
расхода воздуха можно достичь увеличением
скорости воздуха на входе в компрессор, а также
уменьшением втулочного диаметра на входе в ком-
прессор.
В однотипных двигателях увеличение лобо-
вой тяги также косвенно говорит об улучшении их
весовых характеристик.
2.2.2 - Основные параметры назем-
ных и морских приводных ГТД
В отличие от авиационных двигателей, в на-
земных и морских ГТД свободная энергия полно-
стью срабатывается на турбине и передается потре-
бителю в виде механической работы на выходном
валу двигателя. По способу использования свобод-
ной энергии наиболее близким авиационным ана-
логом для наземных и морских ГТД является вер-
толетный ГТД.
К основным параметрам наземных и морских
ГТД относятся эффективная мощность и эффектив-
ный к.п.д. на выходном валу. Также важными пара-
метрами являются расход воздуха, расход и темпе-
ратура газов на выхлопе, располагаемая тепловая
мощность на выхлопе, расход топлива. Эти пара-
метры используются при проектировании ГТУ и объ-
ектов применения ГТД.
Масса и габариты для наземных и морских
ГТД имеют второстепенное значение. Исключение
составляют транспортные ГТД, в т.ч. и морские,
используемые для привода судовых движителей.
Для транспортных двигателей габариты (объем)
имеют важное значение, поскольку пространство
для их размещения на объектах применения зачас-
тую ограничено.
Параметры ГТД обычно даются в стандарт-
ных условиях ISO 2314:
-	температура атмосферного воздуха+15 °C;
-	давление атмосферного воздуха 760 мм рт.ст.;
-	относительная влажность воздуха 60 %;
-	без учета потерь давления во всасывающем
и выхлопном устройствах объекта применения ГТД,
- с учетом потерь на всасе и выхлопе собствен-
но ГТД - во входном корпусе компрессора и вых-
лопном тракте ГТД за турбиной, включающем
стойки задней опоры, диффузор и улитку.
Мощность наземных и морских ГТД изменя-
ется в широких пределах - от десятков киловатт
в микротурбинах до сотен мегаватт в крупных ста-
ционарных энергетических ГТД. К настояще-
му времени создано множество моделей ГТД, до-
статочно равномерно заполняющих мощностной
ряд от 30 кВт до 350000 кВт (350 МВт).
Мощностной ряд ГТД можно условно разде-
лить на четыре класса:
-	микротурбины - имеют мощность 30 кВт до
250 кВт, применяются обычно в составе автоном-
ных энергоагрегатов для выработки электроэнер-
гии или совместного производства электрической,
тепловой энергии и ряде случаев для производства
холода;
-	ГТД малой мощности - от 250 кВт до 10 МВт
для механического и морского привода, привода
электрогенераторов в составе ГТЭС простого цик-
ла и в когенерационных установках для совместно-
го производства электрической и тепловой энергии;
-	ГТД средней мощности - от 10 МВт до
60 МВт для механического и морского привода,
в составе ГТЭС простого и комбинированного па-
рогазового цикла и в когенерационных установках;
-	ГТД большой мощности - от 60 до 350 МВт,
используются в составе ГТЭС комбинированного
парогазового цикла и в когенерационных установ-
ках; значительно реже - в простом цикле.
Важнейшими удельными параметрами, опре-
деляющими степень технического совершенства
наземных и морских ГТД, являются удельная мощ-
ность и эффективный к.п.д. на выходном валу.
Удельная мощность (аналогично ТВД и вер-
толетным ГТД) представляет собой мощность,
приходящуюся на единицу (1 кг/с) расхода возду-
ха G и численно равна удельной работе цикла
(кДж/кг), кВт/кг/с.
^УД = %
Современные наземные и морские ГТД посто-
янно развиваются в сторону повышения удельной
мощности за счет увеличения температуры газа
перед турбиной, совершенствования аэродинами-
ки лопаточных машин и систем охлаждения. В на-
стоящее время особенно значителен прогресс в по-
вышении параметров мощных одновальных
энергетических ГТД. Это объясняется интенсивным
73
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
заимствованием авиационных технологий в облас-
ти трехмерной аэродинамики, применением мно-
гослойных теплозащитных покрытий (ТЗП)
и эффективных систем охлаждения турбины, ис-
пользованием теплообменников для снижения тем-
пературы охлаждающего воздуха и водяного пара-
в качестве охладителя.
Удельная мощность новейших серийных
энергетических ГТД достигает 400.. .450 кВт/кг/с
при освоенной температуре газа перед турбиной
Т* = 1700 К (при работе в базовом режиме с меж-
ремонтным ресурсом 25000 часов). Разрабатыва-
ются опытные модели энергетических ГТД с тем-
пературой газа перед турбиной Т*сд = 1783 К.
ГТД малой и средней мощности удельная
мощность достигает значений 300...350 кВт/кг/с
при максимальной температуре газа на номиналь-
ном режиме Т*СА = 1500... 1600 К.
Важнейшим удельным параметром наземны-
х и морских ГТД является эффективный к.п.д. (??с).
Он характеризует топливную эффективность и пред-
ставляет собой отношение эффективной мощности
на валу Ne к мощности, подведенной с топливом
N
топл
, кВт:
С1 FT
ДГ = часд 1
топл “ 3600
N„ _Ne36QQ
Т1 =	-
1е дг С* ТТ ’
’ топл V7T4ac'f‘£ и
где GT4AC - часовой расход топлива ГТД, кг/ч;
Ни низшая теплота сгорания, кДж/кг.
Учитывая, что отношение G^.JN является
удельным расходом топлива С, выражение для
эффективного к.п.д. ГТД можно записать также
в виде:
3600
Пе" сн
Повышение эффективного к.п.д. важнейшее
направление развития ГТД достигается повыше-
нием параметров цикла Т* и тг*к в оптимальном
соотношении, а также уменьшением внутрицикло-
вых потерь за счет совершенствования аэродинами-
ки лопаточных машин, систем охлаждения и сни-
жения потерь по тракту ГТД.
Эффективный к.п.д. зависит также и от
класса мощности - у ГТД меньшего класса мощ-
ности к.п.д., как правило, ниже (см. Рис. 2.2.2 1).
Эта зависимость проявляется через фактор раз-
мерности. В ГТД меньшей мощности более уме-
ренные параметры цикла, т.к. сложнее получить
высокий к.п.д. на малоразмерных лопаточных
Пи
%
20
45
40
35
30
25
Конвертируемые мин ой
и средней мощности и
стационарные r^L
малой mouwouiw
10000
100000
Сггац'7очар^ь<€
большой мощности
с чоямыч приводом ЭГ
Стационарные Д
средней мощности________________
с ребуктооным приводом ЭГ
1000
1000033


Мощность, кВт
Рисунок 2.2.21 - Зависимость эффективного к.п.д. (г}) наземных ГТД от мощности
74
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
машинах. Параметры цикла, кроме этого, влия-
ют и на удельную стоимость ГТД. Эффективный
к.п.д. современных ГТД простого цикла состав-
ляет Г]е = 0,18... 0,43.
Удельная стоимость ГТД — экономический
параметр, характеризующий стоимость 1 кВт ус-
тановленной мощности ГТД в определенной стан-
дартной комплектации. Например, если ГТД при-
меняется для механического привода, в состав
оборудования входят: системы запуска, управле-
ния, противообледенительная и противопожарная,
входное и выходное устройства, редуктор и неко-
торые др. С ростом мощности ГТД существенно
снижается его удельная стоимость. Так, например,
удельная стоимость ГТД для механического при-
вода составляет от 400.. .450 $/кВт (для ГТД клас-
са мощности~1 МВт) до 170... 180 $/кВт(дляГТД
мощностью 30...40 МВт).
2.3 - Требования к авиационным ГТД
К авиационным ГТД предъявляются следую-
щие требования:
-	общие технические требования, изложенные
в нормативных документах,
-	технические требования к конкретному раз-
рабатываемому двигателю с учетом его установки
на конкретный летательный аппарат.
В числе важнейших технических требований
к конкретному двигателю - технические характе-
ристики, надежность, ресурс, живучесть и безопас-
ность, производственная и эксплуатационная тех-
нологичность, экологические характеристики,
экономические показатели.
2.3.1 - Требования к тяге (мощности)
Тяга и удельный расход топлива - важнейшие
характеристики двигателя, определяющие размеры
и основные внутренние параметры (Т*ск, я* т).
Тяга авиационного двигателя должна обеспе-
чивать необходимую тяговооруженность летатель-
ного аппарата в различных условиях полета. Тяго-
вооруженность (7?) - это отношение суммарной
тяги всех установленных на самолете двигателей
(7?„o„v), к взлетной массе самолета
BJJ12Z '	v CAM.doJI7
Для транспортных дозвуковых самолетов тяга
задается исходя из следующих условий.
Первое - обеспечение необходимой тяговоо-
руженно сти на взлетном режиме (с ограничением
времени работы двигателей). Тяговооруженность
должна обеспечивать нормальный взлет при задан-
ной взлетной дистанции, безопасный взлет и на-
бор высоты при отказе двигателя, уход на второй
круг при снижении и посадке, а также минималь-
ное акустическое воздействие при взлете и проле-
те. Тяговооруженно сть современных транспортных
самолетов в зависимости от числа двигателей на-
ходится в пределах 0,25...0,35. Меньшее значение
относится к четырехдвигательным самолетам,
большее - к двухдвигательным.
Второе - получение необходимой тяговоору-
женности (избытка тяги) для набора высоты по за-
данной траектории Н=ДЬ) с постоянной приборной
скоростью (nnp=const) и с оптимально-минималь-
ным временем набора крейсерского эшелона
(т= 30 мин), который определяется навигационны-
ми и экономическими факторами (расход топлива).
Третье - получение необходимой тяговоору-
женности на максимальном крейсерском режиме
(предельный режим с неограниченным временем
работы), для обеспечения устойчивого полета с под-
держанием оптимальных заданных скорости (Af )
и эшелона (Я) крейсерского полета. Самый выгод-
ный по расходу топлива полет совершается по ста-
тическому потолку - с набором высоты по мере вы-
горания топлива. Однако, такой режим непригоден
для пассажирских маршрутов.
При недостаточной тяговооруженности на
взлетном режиме допускается применение мак-
симального взлетного режима (ЧР, APR) с очень
ограниченным суммарным временем работы
(т~ 5.. .30 мин). Такое может происходить при от-
казе двигателя на взлете и других чрезвычайных
ситуациях. При отказе двигателя в высотном поле-
те используется так называемый «промежуточный
режим». Для поддержания безопасной высоты по-
лета такой режим имеет меньшие параметры, чем
взлетный режим, но большие, чем режим набора
высоты.
Поддержание заданной тяги на режимах про-
изводится, как правило, до температуры атмос-
ферного воздуха t = (МСА+15 °C) при взлете
и ZH=(MCA+10 °C) на режимах набора высоты
и крейсерских. Поскольку скоростные характери-
стики двигателей с разной удельной тягой (раз-
личной степенью двухконтурности т) отличают-
ся, то, как правило, дополнительно задается также
тяга на взлетном режиме при скорости отрыва са-
молета от взлетно-посадочной полосы (ВПП),
обычно соответствующей Мп=0,20... 0,24.
Дополнительным к сверхзвуковым транспор-
тным самолетам предъявляется требование высо-
кой тяговооруженности при М = 0,95... 1,15 для
преодоления звукового барьера на возможно боль-
шей высоте (Н> 9... 11 км) и нриМп = 2,0...2,2 на
75
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
высоте крейсерского полета (И = 17... 18 км).
Специфические требования по тяговооружен-
ности предъявляются к двигателям боевых само-
летов (истребителей). Требуется в 3.. .4 раза боль-
шая тяговооруженность на взлете и в большей
части так называемой области полетов Н =ДМ),
чтобы обеспечить:
-	максимальную скороподъемность, мини-
мальное время разгона и минимальную длину
взлетной полосы;
-	максимальный избыток тяги для ведения воз-
душного боя на виражах без потери высоты;
-	сверхзвуковой крейсерский полет при
Мп = 1,6... 1,8 на большой высоте (для истребите-
лей 5-го поколения - без включения ФК).
Двигатели для боевых самолетов (истреби-
тели) для экономии ресурса материальной части
в мирное время могут иметь боевые и учебные ре-
жимы, меньшие по тяге на 10... 15 %.
Требования к тягам гражданских и военных
ТРДД приведены в таблице 2.3.1 1.
Требования к тяге авиацион
2.3.2 - Требования к габаритным
и массовым характеристикам
Требования к габаритным размерам авиацион-
ных ГТД обусловлены возможностью и удобством
размещения СУ на самолете. Важнейшее значение
имеет максимальный диаметр двигателя, посколь-
ку во многом от него зависит диаметр мотогондо-
лы. Максимальный диаметр мотогондолы зависит
также и от рациональной компоновки двигатель-
ных и самолетных агрегатов и трубопроводов об-
вязки, размещаемых снаружи двигателя.
Диаметр мотогондолы имеет особенно важное
значение при размещении СУ под крылом самоле-
та. При такой компоновке необходимо обеспечить
минимально допустимое расстояние от поверхно-
сти ВПП до нижней кромки мотогондолы. Это рас-
стояние определяется исключением возможнос-
ти попадания посторонних предметов в двигатель
с поверхности ВПП, а также безопасностью посад-
Таблица 2.3.11
ГТД на различных режимах
Тип ЛА	Условия полета	Режим	Требования к тяге
Дозвуковые транспортные самолеты	нп=0 Мп=0; Ш=+30 °C	Максимальный взлетный (чрезвычайный режим, ЧР)	Ктах=(1Д  1,15)Rb3ji
		Взлетный	Квзл=(0 Д5.. ,0,35)Свзл.сам/пдВ
		Максимальный продолжительный	R=(0,8...0,9)RB3JI
		Малый газ	Км.г. - (0,04...0,06)RB3JI
		Реверс тяги	RpEB - ОДК-ВЗЛ
	Нп=11 км Мп=0,8 МСА+10 °C	Промежуточный	(1,05... 1,1) Rma, |ц>
		Максимальный продолжительный (набор)	(1,07... 1,1) RmaXKPEftc.
		Максимальный крейсерский	(0,19...0,22) RB3H(H=0,M=0) или ОвЗЛ.САМ /(KcAM x пдв), где Kcam=17...19
		Полетный малый газ	ПВД - ПАГР
Боевые самолеты (истребители)	нп=о мп=о MCA	Боевые режимы: -полный форсаж -максимальный (б/ф)	Rboeb форс=(Г.. 1,25)GB3JI Кбоев=(Д6-"0,7)Кбоев форс
		Учебные режимы: -полный форсаж -максимальный (б/ф)	К-у.р.форс =(0,85...0,90)RBOEB Ry.p.=(0,6...0,7) Ry.p.®opc
	Нп=18 ...20 км Мп=2...2,5 MCA	Боевой режим	Согласно требованиям ТЗ
		Учебный режим	
	2 д Ч а о о	Крейсерские режимы	Согласно требованиям ТЗ
	Нп= 11 км; Мп=0,8; 1,8		Согласно требованиям ТЗ
76
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
ки самолета с креном при полностью обжатой ос-
новной стойке шасси со стороны крена. Для удов-
летворения указанных требований мотогондолы
могут быть выполнены с некруглым сечением, не-
сколько обжатым в нижней части (например, мо-
тогондолы ТРДД семейства CFM56, устанавлива-
емых на самолетах Boeing 737). Уменьшение
диаметральных габаритов двигателя и мото го идо-
лы имеет также важное значение для снижения
аэродинамического сопротивления СУ и самоле-
та в целом.
Малая длина двигателя также относится к важ-
ным показателем его качества, т.к. способствует
уменьшению объема двигателя, длины мотогондо-
лы или двигательного отсека, если СУ располага-
ется внутри фюзеляжа. В последнем случае умень-
шение длины двигателя способствует повышению
полезного объема внутри самолета. При размеще-
нии СУ на пилоне под крылом уменьшение длины
двигателя и мотогондолы облегчает задачу опти-
мальной компоновки системы «крыло- пилон-мо-
тогондола» с целью минимизации вредного воз-
действия интерференции (дополнительного
аэродинамического сопротивления, связанного
с взаимодействием реактивной струи сопла (со-
пел) и потоков воздуха, обтекающих крыло, пи-
лон и мото гондолу).
Современная тенденция развития ТРДД в сто-
рону увеличения степени двухконтурности и, соот-
ветственно, увеличения диаметров вентилятора
и мотогондолы усложняет размещение и компонов-
ку СУ под крылом самолета и требует согласован-
ной проработки данного вопроса совместно с раз-
работчиком самолета.
Требования к массе проектируемого двигате-
ля задаются проектировщиком летательного аппа-
рата. Для гражданских ТРДД регламентируется
сухая масса двигателя (ГОСТ 17106-90), а также
отдельно масса реверсивного устройства, которое
считается самолетным агрегатом, но разрабатыва-
ется обычно двигателе строительным или специа-
лизированным предприятием. Если предприятие-
проектировщик двигателя проектирует всю СУ,
включая мотогондолу, то может быть задана масса
всей СУ.
Удельная масса проектируемого двигателя, как
правило, не должна превышать удельной массы
лучших двигателей аналогичного типа и класса
тяги (мощности). Снижение массы достигается
выбором рациональной конструктивной схемы
двигателя и его основных узлов, использованием
конструкционных материалов с большей удельной
прочностью и рациональным конструированием
всех деталей и элементов двигателя.
2.3.3 - Возможность развития ГТД по
тяге (мощности)
Требование развития ГТД по тяге связано с су-
ществующей в настоящее время практикой создания
семейств самолетов на основе базовой модели. Как
правило, после разработки базовой модели самоле-
та создаются модификации с укороченным и удли-
ненным фюзеляжем, соответственно - с понижен-
ной и повышенной пассажировместимостью,
а также модификации с увеличенной дальностью
полета и грузовые варианты.
Варианты базового самолета с увеличенными
пассажировместимостью и дальностью полета,
имеют увеличенный взлетный вес и требуют про-
порционального повышения тяги двигателей для
сохранения тяговооруженности и летно-техничес-
ких характеристик. Поэтому конструкция базовой
модели двигателя должна допускать развитие дви-
гателя в сторону повышения тяги. При использо-
вании самолетов на высокогорных аэродромах или
в условиях постоянного жаркого климата может
потребоваться расширение условий эксплуатации.
Например, поддержание взлетной тяги до + 45 °C,
а не до + 30 °C, что равносильно повышению тяги
в стандартных условиях.
Повышение тяги до 10 % обеспечивается без
изменения конструкции двигателя. Путем регули-
ровки САУ повышают частоту вращения турбоком-
прессора (возрастает температур газа перед тур-
биной) в пределах существующих запасов по
температуре. Форсирование двигателя осуществ-
ляется обычно после накопления определенного
опыта эксплуатации базовой модели и устранения
первоначальных дефектов. При необходимости
могут применяться более эффективные ТЗП лопа-
ток турбины.
Модификация двигателя с повышением тяги
до 20 % без изменения габаритных диаметров дви-
гателя может повлечь за собой значительное изме-
нение конструкции и повышение параметров. На-
пример, может потребоваться увеличение числа
подпорных ступеней, повышение расхода воздуха
и степени сжатия вентилятора за счет увеличения
частоты вращения ротора НД, если имеется запас
по производительности вентилятора. Или возник-
нет необходимость перепрофилирования лопаток
вентилятора, применение более жаропрочных ма-
териалов в турбине и последних ступенях компрес-
сора, интенсификация охлаждения турбины.
Повышение тяги свыше 20 % может потребо-
вать увеличения диаметра вентилятора для значи-
тельного повышения расхода воздуха. А это озна-
чает фактически разработку нового двигателя на
77
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
базе существующего газогенератора, новой мото-
гондолы, реверса и т.д.
Создание модификаций ГТД различной тяги
(мощности) на базе единого газогенератора рас-
сматривается в разделе 2.5.2.
2.3.4 - Требования к используемым
горюче-смазочным материалам
К горюче-смазочным материалам (ГСМ) от-
носятся используемые в двигателе топлива, масла
и гидравлических жидкостей.
2.3.4.1 - Топлива авиационных ГТД
Топливо один из важнейших компонентов
в системе летательного аппарата и его СУ, являю-
щийся основным источником получения энергии.
Основными требованиями, предъявляемыми
к топливу авиационных ГТД являются:
-	высокие теплотворная способность и удель-
ный вес, обеспечивающие повышенную дальность
полета при фиксированной емкости топливных
баков;
-	безопасность эксплуатации: безвредность
топлива и продуктов сгорания для человека и ок-
ружающей среды;
-	возможность применения в широком диапа-
зоне окружающих температур (от -60 °C до
+ 60 °C);
-	высокая химическая и термическая стабиль-
ность - низкое коксообразование и нагарообразова-
ние в топливной системе и камере сгорания; обла-
дание высоким хладоресурсом при использовании
в качестве поглотителя тепла в системах охлажде-
ния масла, воздуха и элементов конструкции;
-	удобство использования продуктов сгорания
в качестве рабочего тела двигателя;
-	наличие в большом количестве в природе
при экономически рациональных способах добы-
чи и переработки;
-	экономичность и безопасность наземной
инфраструктуры доставки, хранения и заправки.
В настоящее время в качестве реактивных топ-
лив наиболее распространены авиационные кероси-
ны. Они как удовлетворяют большинство указанных
требований. Авиационный керосин является продук-
том прямой перегонки сырой нефти и имеет в своем
составе, в основном, керосиновые фракции (с добав-
лением более легких - лигроиновых) и различные
присадки. Авиационный керосин состоит из угле-
водородов метанового ряда СпН2п+2, нафтенового
ряда СпН2п, ароматического ряда СпН2п 6. и содержит
в среднем 85 % углерода и 15 % водорода.
78
Марки отечественных авиационных кероси-
нов, применяемых в качестве рабочего, дублиру-
ющего и резервного топлива приведены в таблице
2.3.4.1 1.
Таблица 2.3.4.11
Марки авиационных керосинов
Вид топлива	Марка топлива		
Основное	ТС-1	РТ	Т-6
Дублирующее	PT, Т-8В	Т-8В, ТС-1	Т-8В, РТ
Резервное	Т-6, Т-2	Т-2, Т-6	ТС-1
Основные топлива предназначены для посто-
янной эксплуатации ГТД и должны обеспечивать
работу в полном соответствии с предъявленными
к ним требованиями. Дублирующие топлива при-
меняются при отсутствии основных и должны
обеспечивать работу ГТД с учетом некоторых ого-
воренных ограничений. Резервные топлива исполь-
зуются в неотложных случаях при отсутствии ос-
новных и дублирующих с учетом ограничений,
в т.ч. по ресурсу.
Рекомендации по применению топлив, неко-
торые свойства топлив и рекомендованные ЦИАМ
зарубежные заменители приведены в таблице
2.3.4.12.
Для предотвращения образования кристаллов
льда при низких температурах к топливам могут
добавляться специальные противокристаллизаци-
онные присадки: этилцеллозольв технический
(жидкость И), спирт тетрагидрофурфуриловый
(жидкость И-М).
В связи с ограниченностью мировых запасов
нефти в будущем планируется применение так на-
зываемых альтернативных топлив - синтетическо-
го керосина (продукт переработки каменных уг-
лей), природного газа (метана) и водорода.
Основные теплофизические свойства альтернатив-
ных топлив в сравнении со свойствами авиацион-
ного керосина ТС-1 приведеныв таблице2.3.4.13.
Необходимо отметить, что водород и метан
имеют пониженную плотность в жидкой фазе и, как
следствие, пониженную по сравнению с керосином
объемную теплоту сгорания (метан - в 1,4 раза;
водород - в 4 раза), несмотря на значительно боль-
шую массовую теплоту сгорания. Так как водород
и метан являются криогенными топливами, их при-
менение требует установки на летательном аппа-
рате теплоизолированных криогенных топливных
баков и криогенной топливной аппаратуры (тепло-
обменник-газификатор, криогенный насосный аг-
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Таблица 2.3.4.12
Рекомендации по применению топлив
Марка топлива	Температура топлива в системе двигателя, °C не выше	Применение	Зарубежный заменитель
ТС-1 ГОСТ 10227-86	100, кратковременно 120	На двигателях дозвуковой авиационной техники (с небольшой продолжительностью сверхзвукового полета). Имеет средний уровень термической стабильности и испаряемости	JET А-1; JP-8; ATF type JET А-1; Turbo Fuel А-1
Т-2 ГОСТ 10227-86	100, кратковременно 120	На двигателях дозвуковой и сверхзвуковой авиационной техники в качестве резервного топлива	JP-4
РТ ГОСТ 10227-86		На двигателях дозвуковой авиационной техники и сверхзвуковой (с небольшой продолжительностью сверхзвукового полета). Имеет высокий уровень термической стабильности, улучшенные противоизносные свойства и средний уровень испаряемости	JET А-1; PT; N3;PL-6
Т-6 ГОСТ 12308-89	300	На двигателях сверхзвуковой авиационной техники. Имеет высокий уровень термической стабильности и низкий уровень испаряемости. Обладает меньшей коррозионной активностью. При отрицательных температурах имеет плохие пусковые свойства	
Т-8В ГОСТ 12308-89	250	На двигателях сверхзвуковой авиационной техники в качестве дублирующего топлива. Лучшие противоизносные свойства. Более термостабильно.	
Таблица 2.3.4.13
Свойства альтернативных топлив
Параметры	Топлива				
	керосин ТС-1	бутан (С4Н10)	пропан (СЗН8)	метан (СН4)	водород (Н2)
Плотность, кг/л	0,788	0,601	0,582	0,424	0,071
Температура кипения (при атмосферном давлении), °C	-410	-0,5	-42	-162	-253
Низшая теплота сгорания: массовая, кДж/кг объемная, кДж/л	43300 34120	45640 27430	46380 26990	50060 21220	121020 8590
Содержание в топливе: углерода, % водорода, %	85 15	82,7 17,3	81,7 18,3	75 25	100
79
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
регат и др.), а также и системы обеспечения пожа-
ро-взрывобезопасности на двигателе.
Практическое использование криогенных
топлив в гражданском ГТД впервые было осуще-
ствлено в «СНТК имени Н.Д.Кузнецова» (г. Сама-
ра). В 1988 г. на летающей лаборатории ТУ-155
был испытан опытный двигатель НК-8 8 с исполь-
зованием в качестве топлива жидкого водорода, а
в 1989 г. с использованием сжиженного природ-
ного газа.
Высокий хладоресурс криогенных топлив де-
лает привлекательным их применение для двига-
телей летательных аппаратов, рассчитанных на
высокие сверхзвуковые скорости полета.
2.3.4.2 - Авиационные масла
Смазочные масла применяются в авиацион-
ных ГТД и редукторах для обеспечения надежной
и долговечной работы узлов, в которых имеются
пары трения, в первую очередь подшипников и зуб-
чатых передач.
К основным функциям смазочных масел от-
носятся:
-	уменьшение трения движущихся относи-
тельно друг друга деталей;
-	снижение износа трущихся поверхностей;
-	отвод выделяющегося при трении тепла, а
в подшипниковых узлах роторов ГТД также отвод
тепла, поступающего посредством теплопередачи
от более нагретых деталей и от горячего воздуха
или газа, проникающего в опору через уплотнения;
-	защита деталей ГТД от коррозии.
Энергия давления масла может использовать-
ся для управления агрегатами двигателя и воздуш-
ного винта.
Для выполнения перечисленных функций со-
временные авиационные масла должны удовлет-
ворять следующим основным требованиям:
-	хорошие смазывающие свойства во всем ди-
апазоне рабочих температур, обеспечивающие вы-
сокую несущую способность масляной пленки
(пленка не должна исчезать при максимальных
Таблица 2.3.4.21
Основные марки авиационных минеральных масел
Марка масла	Максимальная рабочая температура масла, °C	Применение	Зарубежные аналоги- заменители
МС-8РК ТУ38 1011181-88	150	Для эксплуатации и консервации авиационных ГТД. Вырабатывается на основе масла МС-8П, содержит дополнительно ингибитор коррозии и повышенное количество антиокислительной и антикоррозионной присадки	Aeroshell Turbine Oil 3SP; Turbonycoil 321; Mobil Turbo 319A-2
МС-8П ОСТ38.01163-78	150	Для теплонапряженных авиационных турбореактивных двигателей. Вырабатывается из сернистых нефтей, содержит антиокислительные, противоизносную и антикоррозионную присадки. Обеспечивает легкий запуск при минус 40 °C	HP-8
МН-7,5у ТУ38 101722-85	150	Масло на загущенной основе, содержит антиокислительную, противоизносную и антикоррозионную присадки. Для турбовинтовых двигателей и редукторов	
МС-8ГП ТУ38.301-19-59-95	150	Для использования в ГТУ для ГПА. Уступает маслу МС-8П по низкотемпературным свойствам	
МС-20 ГОСТ 21743-76	250	Высоко вязкое масло. Вырабатывается из малосернистых нефтей, без присадок. Применяется в смеси с маслом МС-8П на редукторах энергоустановок	
80
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
нагрузках);
-	пологая вязкостно-температурная характери-
стика, обеспечивающая достаточную вязкость мас-
ла при максимальных рабочих температурах и на-
именьшее увеличение вязкости при отрицательных
температурах для обеспечения надежного запуска
двигателя;
-	высокая термо стабильность;
-	малая испаряемость при рабочих температурах;
-	отсутствие коррозионного воздействия на
металлы и резинотехнические изделия;
-	отсутствие в составе масла токсичных ве-
ществ;
-	совместимость с другими маслами;
-	приемлемая стоимость.
Используемые в авиационных ГТД масла мож-
но разделить на две основные группы - минераль-
ные и синтетические.
Таблица 2.3.4.2_2
Основные марки авиационных синтетических масел
Марка масла	Максим. рабочая температура масла, °C	Наличие присадок	Применение	Зарубежные аналоги- заменители
ИПМ-10 ТУ38 1011299-90	200	Антиокислительные, противоизносная и антикоррозионная	Для теплонапряженных авиационных турбореактивных двигателей. Обладает хорошими вязкостно- температурными свойствами.	Turbonycoil 210А; Mobil Turbo 319А-2
ВНИИ НИ 50-1-4ф ГОСТ 13076-86	200	Антиокислительная, противоизносная	Имеет хорошие низкотемпературные характеристики. Уступает маслу ИПМ-10 по термоокислительной стабильности и смазывающей способности	Turbonycoil 210A; Mobil Turbo 319A-2; Aeroshell Turbine Oil 390
ВНИИ НИ 50-1-4у ТУ38.401-58-12-91	200	Комплекс присадок	Для авиационных ГТД. Вырабатывается на основе масла ВНИИ НИ 50-1-4ф, имеет улучшенные характеристики	Castrol AERO 325; Exxon Turbo Oil 2389; Ayrex S Turbo 256; Mobil Jet Oil 11; Exxon Turbo Oil 2380; Aeroshell Turbine Oil 560; Turbonycoil 525-2A; Turbonycoil 600
Л 3-240 ТУ301-04-010-92	175		Для газотурбинных и других специальных двигателей и редукторов	
Б-ЗВ ТУ38 101295-85	175	Антиокислительная, противоизносная	Для ГТД вертолетов, в редукторах	
ВТ-301 ТУ38 101657-85	250	Антиокислительная	Для ГТД. Обладает хорошими вязкостно-температурными свойствами	
ПТС-225 ТУ38.401-58-1-90	225	Комплекс присадок	Для ГТД, имеет повышенную вязкость при низких температурах.	
Петрим ТУ38.401-58-245-99	175	Комплекс присадок	Для газоперекачивающих агрегатов с приводом от авиационных двигателей	
81
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Минеральные масла вырабатываются путем
перегонки мазута при пониженном давлении. По-
лученные масляные фракции очищаются различ-
ными способами для удаления нежелательных при-
месей асфальто-смолистых веществ, органических
кислот, высокоплавких парафиновых углеводоро-
дов и т.п. Для улучшения рабочих свойств в мине-
ральные масла могут добавляться различные анти-
окислительные, противоизносные и антикоррозийные
присадки.
В настоящее время минеральные масла при-
меняются, в основном, в низкотемпературных ГТД
устаревших моделей. В этих двигателях макси-
мальная рабочая температура масла не превышает
150 °C. Основные марки и рабочие температуры
отечественных минеральных масел, а также импор-
тные аналоги-заменители приведены в таблице
2.3.4.21.
В современных высокотемпературных ГТД
применяются синтетические масла. Синтетичес-
кие масла вырабатываемые на основе полиальфа-
олефинов, сложных эфиров двухосновных органи-
ческих кислот, эфиров неопентилполиолов,
силоксанов, орто силоксанов и др. с добавлением
антиокислительных, антикоррозионных, противо-
износных и противозадирных присадок. Синтети-
ческие масла значительно превосходят минераль-
ные по термической и термоокислительной
стабильности, огнестойкости, испаряемости и по
ряду других специальных требований. Марки и ра-
бочие температуры современных синтетических
масел, а также импортные аналоги-заменители
и рекомендации по применению масел приведены
в таблице 2.3.4.2 2.
2.3.4.3 - Авиационные гидравличес-
кие жидкости
В гидросистемах летательных аппаратов
и СУ в качестве рабочей жидкости применяются
специальные гидравлические жидкости. В совре-
менных самолетах гидравлические жидкости при-
меняются в агрегатах шасси, тормозной системы,
системы управления. В авиационных СУ гидрав-
лические жидкости могут применяться в силовых
узлах гидросистем управления реверсом, соплом,
поворотных лопаток компрессора и др. Необходи-
мо отметить, что в системах управления сопла
и поворотных лопаток в качестве рабочей жидко-
сти широко используется также авиационное топ-
ливо (керосин).
К гидравлическим жидкостям предъявляют-
ся следующие основные требования [2.8.3]:
-	оптимальная вязкость, обеспечивающая до-
статочно быструю реакцию гидроустройств и плав-
ное движение деталей гидросистемы, отсутствие
перетеканий и потерь жидкости через уплотнения;
-	широкий интервал рабочих давлений и тем-
ператур;
-	хорошие смазочные свойства;
-	отсутствие легкокипящих составных частей
для предотвращения образования паровых пробок
в гидросистеме;
-	жидкость не должна разлагаться, расслаи-
ваться, выделять какие-либо вещества, способные
засорить каналы гидросистемы;
-	нетоксичность и взрывопожаробезопасность.
Основные марки и свойства авиационных гид-
равлических жидкостей на минеральной и синте-
тической основе приведены в таблице 2.3.4.31.
Таблица 2.3.4.31
Основные марки и свойства гидравлических жидкостей
Марка жидкости	Состав	Применение
Масло АМГ-10 ГОСТ 6794-75	Маловязкая нефтяная фракция, загущенная виниполом ВБ-2. Содержит антиокислительную присадку альфанафтол	Основная марка гидравлической жидкости общего назначения для авиационной техники, работающей в интервале температур -60... + 150 °C. Огнеопасна
Рабочая жидкость НГЖ-4у ТУ38 101740-80	Эфир фосфорной кислоты на загущенной основе, с антиокислительной и антикоррозионной присадками	В гидравлических устройствах, работающих в интервале температур -55... + 125 °C. Взрывопожаробезопасная. Свыше 200 °C разлагается
Рабочая жидкость НГЖ-5у ТУ38.401-58-57-93	Смесь эфиров фосфорной кислоты с присадками, улучшающими антиокислительные, антикоррозионные и антиэрозионые свойства	В гидравлических устройствах, работающих в интервале температур -60... + 150 °C. Взрывопожаробезопасная.
82
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
2.3.5 - Надежность авиационных ГТД
2.3.5.1 - Основные показатели
Требования к надежности ГТД определяются
показателями безотказности, основными из кото-
рых являются следующие:
-	показатели, непосредственно влияющие на
безопасность работы двигателя,
-	показатели, характеризующие технико эко-
номическое совершенство двигателя.
Рассмотрим обе группы подробнее.
2.3.5.1.1 - Показатели безотказности,
непосредственно влияющие на
безопасность работы двигателя
Коэффициент частоты нелокализованных
отказов на 100000 часов наработки; средняя на-
работка на нелокализованный отказ (К100000).
Численное значение коэффициента частоты
нелокализованных отказов определяется по фор-
муле:
K10000(i	= 1000007V	/Г,
НЛД	НЛД С'
где Л'1[ЛД - число нелокализованных отказов (нело-
кализованных разрушений, нелокали-
зованных пожаров) в рассматривае-
мый период эксплуатации;
t - суммарная наработка парка двигателей
в рассматриваемый период эксплуата-
ции, ч.
Величина средней наработки на нелокализо-
ванный отказ, ч:
Гитгя = 100000/кюоооо^.
нлд	нлд
Требования к величине коэффициента К100000
определяются условиями безопасности полетов
и устанавливаются Нормами летной годности
(НЛГ). По Авиационным правилам НЛГ (АП-25,
АП-33) этот коэффициент не должен превышать
0,03 (гнлд >3,3 МЛН.Ч).
Коэффициент частоты отказов, приводящих
к неустранимому в полете выключению двигателя
на 1000 часов наработки (К1000ПВ). Средняя
наработка на отказ, приведший к неустранимому
в полете выключению двигателя (ТПВ).
Численное значение коэффициента К1000иъ
определяется по формуле:
К1000 = 10007V /Г,
Но	По С'
где 7VnB - количество отказов, приведших к неус-
транимому в полете выключению дви-
гателя в рассматриваемый период эксп-
луатации;
t - суммарная наработка двигателей в рас-
сматриваемый период эксплуатации, ч.
При этом средняя наработка на отказ, привед-
ший к неустранимому в полете выключению равна:
Гпв= 1000 / КЮОООО^.
Требования к уровню коэффициента частоты
отказов, приводящих к неустранимому в полете
выключению двигателя, задаются из условия обес-
печения практической невероятности выключения
двух двигателей (полной потери тяги для двухдви-
гательных самолетов).
В настоящее время значение коэффициента
К1000]т задается на уровне не менее 0,02 незави-
симо от числа двигателей на самолете.
2.3.5.1.2 - Показатели безотказности,
характеризующие технико-экономи-
ческое совершенство двигателя
Коэффициент частоты съемов двигателей
с самолета на 1000 часов наработки для отправки
в ремонт при эксплуатации по техническому
состоянию с управлением ресурсами по второй
стратегии (К1000СДр).
Численное значение коэффициента определя-
ется по формуле:
K1000r=	/ tr,
СДг	СДг С
где 7Усдр - количество снятых двигателей для отправ-
ки в ремонт в рассматриваемый период
эксплуатации;
t -суммарная наработка двигателей в рас-
сматриваемый период эксплуатации, ч.
Коэффициент К1000 Р близок к показателю
К1000,,применяемому зарубежными фирмами.
Средняя наработка на съем двигателей для отправ-
ки в ремонт, Т , ч.
Значение показателя Т определяется по
формуле:
Т = 1000 / К1000гт>
СДг	СДг
Этот показатель характеризует среднюю про-
должительность использования двигателя на само-
лете («на крыле») между отправками в ремонт. Зна-
чения определяется технико-экономическим
83
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
анализом и обеспечением экономической конку-
рентоспособности двигателя и носят рекоменда-
тельный характер.
Коэффициент надежности вылетов, Кзв.
Кзъ характеризует уровень обеспечения бес-
перебойной эксплуатации, предполагающий пре-
дотвращение отказов двигателя, которые приводят
к задержкам вылетов. Численное значение коэффи-
циента определяется по формуле:
Л’зв = (1-^зв/^выл)100°/о
где 7V3B - количество задержек вылетов из аэропор-
та на 15 минут и более за рассматривае-
мый период эксплуатации по причинам,
связанным с двигателем;
7VBbIJI - количество вылетов за рассматриваемый
период эксплуатации.
Коэффициент А- задают исходя из обеспече-
ния конкурентоспособности двигателя по данно-
му признаку. Значения на уровне 99,98% считают-
ся конкурентоспособными.
2.3.5.2 - Методология обеспечения
надежности
Надежность двигателя обеспечивается целым
комплексом работ на всех этапах жизненного цик-
ла (ЖЦ) двигателя.
2.3.5.2.1 - Этап проектирования
Первым этапом является этап проектирова-
ния, на котором определяется конструктивный об-
раз двигателя. Для обеспечения надежности дви-
гателя уже на этом самом первом этапе необходимо
выполнить анализ целого комплекса данных, на-
копленных в ходе эксплуатации.
Выполняются следующие работы:
-	формирование согласованных требований
к надежности двигателя и определение требований
к надежности покупных комплектующих изделий;
-	анализ материалов по отказам изделий-про-
тотипов и формирование перечня основных мероп-
риятий по их устранению на разрабатываемом дви-
гателе;
-	разработка мероприятий по повышению эк-
сплуатационной технологичности, контролепри-
годности, ремонтопригодности;
-	анализ материалов о производственно тех-
нологических неисправностях и стабильности тех-
нологических процессов двигателя прототипа;
-	разработка мероприятий по увеличению ре-
сурса и календарного срока службы;
84
-	анализ и оценка влияния хранения, консер-
вации, упаковки, транспортировки, погрузо раз-
грузочных работ на надежность двигателя (по ма-
териалам использования двигателя-прототипа);
-	разработка регламента технического обслу-
живания двигателя;
-	оценка ожидаемых уровней показателей бе-
зотказности по материалам технического проекта,
подготовленного для представления макетной ко-
миссии;
-	разработка мероприятий по надежности дви-
гателя по замечаниям макетной комиссии;
-	проверка надежной работы двигателя путем
проведения стендовых испытаний;
-	проверка надежной работы изделия путем
проведения испытаний на летающей лаборатории;
-	оценка показателей безотказности двигате-
ля по результатам стендовых испытаний для полу-
чения заключения о возможности первого вылета
самолета;
-	обеспечение проведения заводских наземных
и летных испытаний самолета;
-	разработка «Руководства по эксплуатации
двигателя»;
-	разработка программы увеличения ресурса
двигателя и обеспечение перехода на эксплуатацию
по техническому состоянию;
-	организационное обеспечение устранения
дефектов, выявленных в процессе доводочных ра-
бот, разработка мероприятий по их устранению,
предотвращению;
-	обеспечение исследования отказов и повреж-
дений, выявленных в процессе доводочных работ;
-	разработка номенклатуры и количественно-
го состава запчастей для восстановления двигате-
ля в процессе эксплуатации и при ремонте;
-	оценка показателей безотказности на этапе
завершения Государственных стендовых испыта-
ний двигателя.
2.3.5.2.2 - Этап производства серий-
ного двигателя, его эксплуатации и
ремонта
На данном этапе выполняются работы по
обеспечению, поддержанию заданных уровней
надежности:
-	обеспечение информирования конструктор-
ских подразделений о дефектах изделий;
-	обеспечение своевременной разработки ме-
роприятий по устранению, предотвращению де-
фектов двигателя;
-	обеспечение анализа и оценки показателей
безотказности серийных изделий;
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
-	проведение авторских надзоров на заводе
изготовителе, ремонтном заводе по качеству изго-
товления и ремонта двигателя;
-	проведение авторских надзоров в местах эк-
сплуатации;
-	проведение периодического анализа дефек-
тов, проявившихся в эксплуатации, выпуск планов
по повышению надежности, ресурса, обеспечение
контроля их выполнения;
-	проведение оперативных, периодических
оценок показателей безотказности двигателя по
результатам серийной эксплуатации.
2.3.6 - Ресурс авиационных ГТД
Под ресурсом двигателя и его основных де-
талей, разрушение которых может привести к опас-
ным для самолета последствиям, понимается ус-
тановленная и подтвержденная всеми требуемыми
видами исследований и испытаний суммарная на-
работка, при достижении которой эксплуатация
основных деталей или двигателя должна быть пре-
кращена. Ресурс относится к основным показате-
лям качества двигателя, которые характеризуют
степень совершенства двигателя и в значительной
мере определяют экономическую эффективность
его эксплуатации.
От правильного назначения ресурса зависит
безопасность полетов, поэтому НЛГ устанавлива-
ют требования к подтверждению ресурса самолета.
Процедура подтверждение ресурсов одна из самых
дорогостоящих в процессе производства и сертифи-
кации двигателя. В то же время ресурс двигателя
значительно влияет на стоимость эксплуатационных
расходов. Поэтому по мере изменения технических
и экономических условий производства и эксплуа-
тации двигателей постоянно совершенствуются
и методики управления ресурсом.
2.3.6.1 - Методология обеспечения
ресурса
В настоящее время в практике мирового и оте-
чественного двигателестроения сложились три
основных метода (стратегии) управления ресурса-
ми авиационных ГТД. Традиционная методология
обоснования ресурсов предполагает установление
и подтверждение фиксированного времени и чис-
ла полетных циклов (ПЦ) между ремонтами дви-
гателя до окончания его эксплуатации. Двигатель
в эксплуатацию передается с невысоким значени-
ем подтвержденного начального ресурса, как пра-
вило — часового. Затем в течение всего периода
эксплуатации по мере проведения ресурсных ис-
пытаний представителей парка двигателей по экс-
плуатационным программам на стендах завода-
изготовителя или на основе результатов летных
испытаний ресурс периодически увеличивается.
Такой метод подтверждения ресурса известен как
стратегия 1 управления ресурсом.
Стратегия 1 широко использовалась при уп-
равлении ресурсом двигателей первых поколений.
У этих двигателей межремонтные и полные ре-
сурсы были невелики, а прочность и долговеч-
ность деталей практически однозначно опреде-
лялась параметрами несущей способности
и длительной прочности. Цикличность нагруже-
ния также была невелика. Выявляемые в эксплу-
атации дефекты устранялись при относительно
частых ремонтах.
У двигателей последующих поколений цик-
личности нагружения возросли и основным по-
вреждающим фактором стала малоцикловая уста-
лость материала деталей. Это привело к тому, что
разрушения (поломки) деталей стали происходить
от действия циклического нагружения с высоким
уровнем знакопеременных напряжений при ограни-
ченном (до 105) числе циклов. Это явление связано
с наличием в деталях так называемых концентра-
торов напряжений (критических зон). В концентра-
торах напряжений действующие номинальные на-
пряжения, как правило знакопеременные, локально
возрастают — создаются условия для быстрого раз-
вития дефектов и последующего разрушения дета-
ли. Возникла необходимость подробного исследо-
вания поведения материала в критических зонах
и определения прогнозируемого ресурса деталей,
который связан с их наличием.
В рамках стратегии 1 традиционные ресурс-
ные испытания полноразмерных двигателей стали
проводиться по эквивалентно циклическим про-
граммам. Эти программы учитывали и отрабатыва-
ли все переменные режимы двигателя, характерные
для его работы в ПЦ. Одновременно развивались
и усложнялись расчетные методики определения
напряженно-деформированного состояния деталей
в критических зонах.
Развивается производство двигателей, ресурсы
которых исчисляются десятками тысяч циклов и ча-
сов, и методика обоснования ресурса путем прове-
дения эквивалентно циклических испытаний пол-
норазмерных двигателей требует огромных затрат
времени и средств. А для подтверждения полного
ресурса такого двигателя с необходимыми норматив-
ными запасами по циклической долговечности нуж-
ны многие годы и чрезвычайно большое количество
топлива. Поэтому в мировой практике в последние
годы разработаны новые подходы к управлению
85
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
ресурсами авиационных двигателей. Особеннос-
тью новых подходов является самое пристальное
внимание, уделяемое ресурсу двигателя с самого
начала создания двигателя, т.е. осуществляется
процесс ресурсного проектирования. Одновремен-
но с проектированием двигателя решаются вопро-
сы о системе увеличения его ресурса, которая ис-
пользуется в процессе эксплуатации.
Основное положение новой методологии уп-
равления ресурсом двигателей состоит в том, что-
бы эксплуатировать двигатель по техническому
состоянию его основных деталей. В современном
понимании эксплуатация по техническому состо-
янию не требует испытаний полноразмерного
двигателя для подтверждения возрастающего ре-
сурса. Ресурс увеличивается на основе большего
объема проверок технического состояния двига-
теля и его основных деталей после отработки раз-
личных этапов ресурса, а также на основе опыта
предыдущей эксплуатации, эксплуатации прото-
типов, назначенного циклического ресурса основ-
ных деталей. Ресурс основных деталей в свою
очередь определяется путем опережающих цик-
лических испытаний на стендах поузловой довод-
ки вне двигателя (стратегия 2) или расчетным
путем на базе развитого банка данных по меха-
ническим свойствам материалов деталей (стра-
тегия 3).
2.3.6.2 - Количественные показатели
ресурса
Для эксплуатирующихся по стратегии 1 авиа-
ционных ГТД первых поколений устанавливает-
ся полный (назначенный) и межремонтный ресурс
в часах. При проектировании современных дви-
гателей учитывается то, что эксплуатироваться
они будут по техническому состоянию. Поэтому
по стратегии 2 и 3 управления ресурсом для них
устанавливается ресурс для деталей «горячей»
и «холодной» части, который определяется коли-
чеством ПЦ.
Типовой ПЦ двигателя включает в себя уста-
новившиеся и переменные режимы — запуск на
земле перед полетом, полет, посадка и руление (до
выключения двигателя). Исходными данными для
тепловых и прочностных расчетов деталей и узлов
являются режимы ПЦ. Для этого ПЦ задается на-
бором расчетных режимов двигателя и распреде-
лением времени наработки на этих режимах. При
распределении времени наработки необходимо
учитывать режимы с отклонением параметров ат-
мосферы от стандартных, ухудшение параметров
двигателя с увеличением наработки («новый дви-
86
гатель» и двигатель «в конце ресурса»), а также
возможный разброс параметров по причинам про-
изводства («плохой» двигатель и «средний» дви-
гатель). Кроме этого, двигатель может иметь не-
сколько типовых ПЦ (например, при установке на
различные типы самолетов).
В качестве примера приведены значения
требуемых показателей ресурса типового ТРДД
пятого поколения — для перспективного ближне
среднемагистрального самолета, длительность об-
общенного ПЦ 2,5 часа.
1.	На этапе развитой эксплуатации ТРДД:
-	ресурс основных деталей «холодной» части
двигателя >30000 ПЦ (75000 час);
-	ресурс основных деталей «горячей» части
двигателя >15000 ПЦ (37500 час);
-	календарный срок службы в пределах ресур-
са основных деталей «холодной» части двигателя
>25 лет;
2.	К началу эксплуатации подтвержденные эк-
вивалентно — циклическими испытаниями (с не-
обходимыми запасами) начальные ресурсы:
-	основных деталей «холодной» части двига-
теля >7500 ПЦ (18750 час);
-	основных деталей «горячей» части двигате-
ля >5000 ПЦ (12500 час).
2.3.7 - Требования производственной
технологичности
Одним из требований при проектировании
и конструировании ГТД является обеспечение тех-
нологичности конструкции. Технологичность кон-
струкции двигателя — это совокупность свойств
конструкции, которые определяют ее приспособ-
ленность к достижению оптимальных затрат при
производстве, техническом обслуживании и ремон-
те при заданном качестве, объеме выпуска и усло-
виях выполнения работ.
Конструкция двигателя может считаться тех-
нологичной при выполнении следующих условий:
-	простота конструкции основных узлов и дви-
гателя в целом, легкость изготовления, удобство при
сборке и эксплуатации;
-	элементы конструкции по возможности уни-
фицированы и стандартизированы;
-	при изготовлении деталей и узлов макси-
мально использованы типовые, групповые и прог-
рессивные технологические процессы, в том чис-
ле обработка на станках с ЧПУ;
-	ограничена номенклатура используемых ма-
териалов и их типоразмеров;
-	при изготовлении минимизированы затраты
материальных и людских ресурсов;
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
-	конструкции обладает конструктивной и тех-
нологической преемственностью, что позволяет
сократить сроки изготовления и освоения двигате-
ля в производстве;
-	обеспечивается надежность двигателя в эк-
сплуатации.
Производственная технологичность конструкции
двигателя отрабатывается особенно эффективно, ког-
да есть тесное взаимодействие конструкторов и тех-
нологов на всех стадиях проектирования изделия.
Руководящими документами при отработ-
ке конструкции на технологичность являются
ГОСТ14.201 — 83, ГОСТ14.205 — 83.
2.3.8 - Требования эксплуатационной
технологичности
2.3.8.1 - Эксплуатационная техноло-
гичность - показатель совершенства
ГТД
Эксплуатационная технологичность (ЭТ) яв-
ляется важным технико-экономическим показате-
лем совершенства авиационных ГТД.
ЭТ двигателя — совокупность свойств дви-
гателя и его узлов (например, проектные харак-
теристики, конструктивные решения, новые ма-
териалы и прогрессивные технологии), которые
позволяют выполнять его техническое обслужи-
вание ограниченным количеством исполнителей
средней квалификации с применением простых
средств для технического обслуживания и мини-
мальными затратами. Современные двигатели
проектируются с учетом требований ЭТ. Двига-
тель должен иметь такую конструкцию, которая
может сохранять или восстанавливать пригодное
к эксплуатации состояние на протяжении всего
периода эксплуатации.
Опыт разработки, производства и эксплуа-
тации авиационных двигателей свидетельству-
ет о том, что в решающей степени ЭТ заклады-
вается на этапе разработки двигателя. Но на всех
других этапах ЭТ должна оцениваться и подт-
верждаться. Обеспечить требования ЭТ на са-
мых ранних этапах проектирования позволяют
современные трехмерные графические програм-
мы. Они широко применяются при проектиро-
вании ГТД. В дальнейшем ЭТ отрабатывается
и подтверждается на макетах двигателя. Конст-
рукторы получили возможность видеть работу
проектируемых деталей во всей системе в целом.
Это позволяет избежать ситуаций, когда крепеж
деталей, часто обслуживаемые элементы или аг-
регаты располагаются в труднодоступных мес-
тах, или когда для демонтажа того или иного бло-
ка необходимо снять несколько смежных. Такой
подход уже на этапах проектирования и доводки
нового двигателя позволяет свести к минимуму
возможные конструктивные изменения по при-
чине ЭТ, а значит — снизить стоимость эксплуа-
тации двигателя.
Самый совершенный двигатель и самолет бу-
дет бесполезен и неинтересен эксплуатанту, если
из-за плохой ЭТ его техническое обслуживание
или ремонт потребует средств и времени едва ли
не больше, чем на эксплуатацию.
2.3.8.2 - Основные качественные
характеристики ЭТ
Качество ЭТ двигателя определяется его при-
способленностью к техническому обслуживанию
и ремонту (ТО и Р) с минимальными затратами.
К основным качественным характеристикам ЭТ
относятся:
1)	модульность — возможность простой за-
мены некоторых основных секций двигателя в эк-
сплуатации без отправки двигателя в ремонт (на-
пример, рабочее колесо вентилятора, коробка
приводов), возможность разборки на модули при
ремонте двигателя;
2)	ремонтопригодность — приспособленность
конструкции двигателя к восстановлению работос-
пособности двигателя, его характеристик и пара-
метров с помощью ремонтных технологий и заме-
ны деталей, агрегатов и модулей;
3)	контролепригодность — приспособлен-
ность конструкции двигателя для контроля меха-
нического состояния, характеристики параметров
двигателя, достаточных для обнаружения ранних
признаков неисправности или разрушения, а так-
же для проведения наземного анализа и контроля
текущего технического состояния;
4)	доступность — свободный доступ к систе-
мам, узлам, агрегатам, контрольным элементам
и деталям двигателя, требующим регламентного
обслуживания, проверки, регулировки или частой
замены, без снятия других деталей или узлов и без
разборки двигателя;
5)	легкосъемность — приспособленность кон-
струкции к снятию и установке узлов, агрегатов
и деталей с минимальными трудозатратами;
6)	взаимозаменяемость — свойство конструк-
ции, обеспечивающее возможность замены без
подгонки одноименных деталей, узлов, агрегатов
и модулей с сохранением заданных характеристик
двигателя;
87
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
7)	восстанавливаемость после эксплуатацион-
ных повреждений без отправки двигателя в ремонт;
8)	простота технологических процессов при
ТО и Р — возможность выполнения ТО и Р огра-
ниченным количеством обслуживающего персона-
ла средней квалификации с минимальными затра-
тами;
9)	регулируемость — свойство конструкции
двигателя, обеспечивающее возможность и удоб-
ство регулирования при ремонте и испытаниях для
поддержания заданных параметров и работоспо-
собности. При этом объем необходимых регули-
ровочных работ при ТО в эксплуатации должен
быть сведен к минимуму;
10)преемственность — приспособленность
конструкции двигателя к применению стандартно-
го ручного инструмента для проведения обслужи-
вания, регулировок, сборки и разборки. Возмож-
ность применения специального инструмента,
испытательного оборудования, контрольно-прове-
рочной аппаратуры и технологических процессов,
которые существуют и используются для обслужи-
вания двигателей других типов, находящихся в эк-
сплуатации. Потребность в новых специальных
инструментах, контрольно-проверочной аппарату-
ре и технологических процессах должна быть све-
дена к минимуму, и обосновываться технико-эко-
номической эффективностью их применения.
2.3.8.3 - Количественные показатели
ЭТ
Количественные показатели ЭТ определяют-
ся на основе статистических данных по затратам
времени, труда и средств расходуемых на ТО и Р,
хранение и транспортирование. Количественные
показатели ЭТ характеризуют достигнутые кон-
структивно технологические свойства и совершен-
ство конструкции двигателя, а также совершенство
применяемых методов ТО и Р, хранения и транс-
портирования.
Основной параметр количественной оценки
ЭТ — количество затраченных на ТО и Р челове-
ке часов, отнесенное на один час работы двигате-
ля в полете.
Уровень ЭТ двигателя оценивается как в сос-
таве воздушного судна, так и отдельно на двига-
тель. Для оценки достигнутой ЭТ составляется
паспорт на двигатель с расчетом ЭТ, которая в даль-
нейшем подтверждается на этапе Государственных
испытаний и эксплуатации.
2.3.9 - Экономические требования
к авиационным ГТД
2.3.9.1 - Себестоимость производства
В настоящее время жесткая конкуренция на
мировом рынке авиадвигателей вынуждает про-
ектировщиков при создании новой техники не
только закладывать технически совершенные ха-
рактеристики узлов и модулей, но и заранее ре-
шать вопросы экономической эффективности дви-
гателей. В частности планируется максимально
допустимая себестоимость двигателя в серийном
производстве - проектирование на «заданную сто-
имость». Для этого уже на этапе проектирования
принимаются необходимые технические (по кон-
струкции двигателя) и производственно-техноло-
гические решения.
Интересным и перспективным направлением
является проектирование двигателя на заданный
уровень эксплуатационных расходов, хотя это
и значительно более сложная задача прежде всего
из-за более сложной структуры эксплуатационных
затрат.
2.3.9.2 - Стоимость ЖЦ двигателя
Наиболее распространенным в мировой прак-
тике методом оценки экономической эффективно-
сти эксплуатации двигателя является расчет сто-
имости ЖЦ. В стоимость ЖЦ включаются затраты
на закупку нового двигателя и эксплуатационные
расходы на обеспечение бесперебойной эксплуа-
тации одной СУ летательного аппарата (ЛА) в те-
чение времени, равном ресурсу планера. Как пра-
вило, сравнительная оценка величины стоимости
ЖЦ для различных вариантов производится через
показатель затрат на один летный час эксплуата-
ции:
С =С It
Ч ЖЦ пл
где Сч - стоимость ЖЦ двигателя, приходящаяся
на один час эксплуатации;
Сжц - стоимость ЖЦ суммарные затраты на
обеспечение обслуживание одной СУ
в течение назначенного ресурса планера;
<	- назначенный ресурс планера.
На стадии проектирования или начальной ста-
дии эксплуатации назначенный ресурс планера f
принимается в соответствии с техническим зада-
нием на самолет. Для самолетов гражданской авиа-
ции назначенный ресурс планера составляет
40000...60000 часов.
88
Глава 2 - Основные параметры и требования
Стоимость ЖЦ Сжц — это комплексный по-
казатель, включающий в себя следующие затраты:
С = С + С
ЖЦ ЗАК ЭКСПЛ
где СЗАК - затраты на закупку двигателей;
Сэкспл  затРатЬ1> связанные с обеспечением
эксплуатации одной СУ ЛА.
Стоимость закупок СЗАК — стоимость нового
двигателя (или двигателей), обеспечивающих бес-
перебойную работу СУ в течение назначенно-
го ресурса <пл.
Для двигателей, имеющих фиксированный
назначенный ресурс f :
^ЗАК ~ ( ^ПЛ^ДЗ^ОБ^ДВ ’
где t - назначенный ресурс двигателя;
К0Б - коэффициент оборота двигателей, учи-
тывающий необходимость наличия ре-
зервных двигателей (для подмены сни-
маемых и отправляемых в ремонт ). Как
правило К0Б = 1,1... 1,3;
Сдв - стоимость нового двигателя.
Для двигателей, эксплуатирующихся по тех-
ническому состоянию с заменой выработавших
ресурс основных деталей при текущих ремонтах:
'"'ЗАК ЛОб'"'ДВ‘
Эксплуатационные затраты С )1<(1[Л — затраты
авиакомпаний непосредственно на эксплуатацию
двигателей:
С = С + С + С + с
ЭКСПЛ РЕМ АГР ЭКС.ОБС. ТОПЛ ’
где СрЕМ - стоимость ремонтов двигателя
(двигателей) на ремонтном предпри-
ятии за время наработки СУ, равное
^ПЛ’
САГр - стоимость агрегатов двигателя,
заменяемых по выработке назначен-
ного ресурса в процессе эксплуата-
ции;
Сэкс 0БС- - стоимость обслуживания двигателя
в аэропортах за время f ;
СТОпл  стоимость топлива, вырабатыва-
емого двигателем за время t .
Стоимость обслуживания в аэропортах опре-
деляется по формуле:
С = С + С + С + с
ЭКС.ОБС’	ЗАР ПЛ’	ОБОР ОБС.ОБОР’ АПТ’
ГТД
где СЗАРПЛ.	- затраты на заработную плату пер-
сонала, обслуживающего двигате-
ли в эксплуатации, отнесенные к -
одной СУ;
СОБор - стоимость оборудования и расход-
ных материалов для обслуживания
двигателей в эксплуатации, отне-
сенные к одной СУ;
СОбслобор’  стоимость технического обслужи-
вания оборудования указанного
выше, отнесенная к одной СУ;
САПТ - стоимость технической аптечки
(комплекта запасных частей и
агрегатов для оперативных замен
в эксплуатации), отнесенная к
одной СУ.
Стоимость топлива определяется по формуле:
С = С t
ТОПЛ ЧАС ПЛ
где СЧАС - средний часовой расход топлива на один
двигатель (определяется расчетом по
типовому ПЦ или опытно-эксперимен-
тальным путем).
2.3.10 - Экологические требования
2.3.10.1 - Требования к эмиссии авиа-
ционных двигателей гражданской
авиации
Основным международным органом, регули-
рующим вопросы защиты окружающей среды от
воздействия авиации, является Международная
организация гражданской авиации — ИКАО. Она
объединяет 185 государств, в том числе Российс-
кую Федерацию. ИКАО — специализированное
отделение ООН, на которое возложена ответствен-
ность за разработку стандартов, рекомендуемой
практики и инструктивного материала по различ-
ным аспектам деятельности международной
гражданской авиации.
Международные стандарты по эмиссии вредных
веществ от авиационных двигателей гражданской
авиации существуют в виде тома II «Эмиссия авиа-
ционных двигателей» Приложения 16 к Конвенции
о международной гражданской авиации. В пределах
Российской Федерации эмиссия вредных веществ
регулируется АП-34 «Охрана окружающей среды.
Нормы эмиссии для авиационных двигателей»
[2.8.4]. В соответствии с международными и отече-
ственными стандартами в настоящее время норми-
руется эмиссия оксидов азота (NOx), оксида угле-
рода (СО), несгоревших углеводородов (НС) и дыма
89
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
(SN). Нормируемым параметром эмиссии газообраз-
ных вредных веществ является условный валовый
выброс каждого вещества, отнесенный к тяге дви-
гателя на взлетном режиме. Эмиссия дыма норми-
руется по максимальному измеренному значению
условного числа дымности SN.
Методика определения эмиссии авиационных
двигателей и нормируемые значения эмиссии соглас-
но требованиям норм ИКАО изложены в главе 6.
2.3.10.2 - Ограничения по шуму
Международные стандарты и рекомендуемая
практика по решению проблемы авиационного
шума впервые были разработаны и официально
изданы Советом ИКАО в 1971 г. в виде Приложе-
ния 16 (глава 2) к Конвенции о международной
гражданской авиации и начали действовать с 6 ян-
варя 1972 г. Прогресс в развитии гражданской авиа-
ции, в частности, применение ТРДД высокой сте-
пени двухконтурности с развитой системой
шумоглушения, обусловили появление в 1978 г.
новых, более жестких норм на уровни шума само-
летов на местности. Эти нормы известны сегодня
как нормы главы 3 тома 1 Приложения 16. В 2001 г.
на 33 й Ассамблее ИКАО были утверждены новые
нормы на уровни шума самолетов — нормы гла-
вы 4 со сроком введения в действие с 1 января
2006 г. Нормы главы 4 в сумме на 10 EPN дБ жест-
че норм главы 3. При этом отменяется правило ком-
пенсации, и запас относительно главы 3 по сумме
в любых двух контрольных точках должен быть не
менее 2 EPN дБ.
Для дозвуковых реактивных самолетов уро-
вень шума, регламентируемый нормами ИКАО,
определяется в трех контрольных точках.
1.	Шум при разбеге и взлете на расстоянии
450 метров от ВПП, измеряемый микрофонами в пя-
ти точках.
2.	Шум при наборе высоты, измеряемый на
продолжении оси ВПП на расстоянии 6500 метров
от начала разбега. Допустимый уровень шума во
второй контрольной точке нормируется в зависи-
мости от количества двигателей на самолете. Этим
учитывается возможность двух и трехдвигатель-
ных самолетов, имеющих более высокую тяговоо-
руженно сть, взлетать по более крутой траектории,
чем четырехдвигательные. Поэтому для четырех-
двигательных самолетов допускается более высо-
кий предельный уровень шума в данной точке.
3.	Шум при посадке, измеряемый в точке про-
должения оси ВПП на расстоянии 2000 метров от
посадочного торца ВПП на высоте 120 метров.
Нормы шума в каждой контрольной точке
определяются индивидуально для каждого типа
самолета по линейному закону в зависимости от
логарифма взлетного веса.
Графики зависимости предельного допусти-
мого уровня шума от взлетной массы самолета для
трех контрольных точек в соответствии с нормами
главы 3 приведены на Рис. 2.3.10.2 1.
Основная информация об источниках шума
ГТД, природе его возникновения и способах сни-
жения, а также методики оценки и контроля изло-
жены в главе 15
Рисунок 2.3.10.21 —Нормы главы 3 стандарта ИКАО
90
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
2.3.11 - Некоторые специфические
требования к авиационным ГТД
в зависимости от их применения
(незаметность в инфракрасном
и радиолокационном диапазонах
длин волн)
К ЛА военного назначения предъявляются
требования по обеспечению низких уровней замет-
ности в радиолокационном (РЛ) и инфракрасном
(ИК) диапазонах длин волн.
Впервые концепция малой заметности ЛА
и конкретные требования к уровням демаскирую-
щих признаков в РЛ и ИК диапазонах спектра
были разработаны в США в 70-х годах прошлого
столетия, и послужили толчком к развертыванию
широкомасштабных работ в рамках программы
«Stealth» («Стеле»), Суть концепции — самолет
должен иметь минимальную заметность для сис-
тем обнаружения и наведения оружия зенитно ра-
кетных комплексов и истребителей перехватчиков.
Исходя из этой концепции были созданы «самоле-
ты невидимки» F 117А и В 2, которые находятся
на вооружении ВВС США и принимали участие
в боевых действиях.
При разработке требований к уровням замет-
ности ЛА учитываются следующие факторы:
-	предназначение ЛА, его цели и задачи;
-	потребные летно технические характеристи-
ки ЛА, характеристики навигационно прицельного
оборудования и вооружения;
-	технический уровень систем обнаружения
и наведения оружия и боевые возможности
средств поражения ЛА, имеющихся на вооруже-
нии противника;
-	состав и характеристики систем бортового
комплекса обороны ЛА (система предупреждения
об облучении и пусках ракет, системы постановки
активных и пассивных помех в различных диапа-
зонах спектра);
-	имеющиеся научно технические разработки
в области техники и технологии малозаметности;
-	экономический потенциал страны разработ-
чика.
Общие требования к уровням заметности ЛА
в РЛ и ИК диапазонах спектра включают в себя:
-	перечень типов ЛА и их массовые характе-
ристики;
-	условия полета ЛА и режим работы СУ;
-	диапазоны длин волн в РЛ и ИК-диапазонах
спектра и потребные уровни заметности в различ-
ных угловых зонах передней и задней полусферы.
На основе общих требований к заметности
ЛА устанавливаются требования к системам и эле-
ментам ЛА, формирующим его РЛ и ИК -сигнату-
ру. Установлены такие требования и к двигателю
ЛА. Они содержат данные о требуемых уровнях
РЛ контрастности (эффективной площади рассе-
яния, м2) и ИК контрастности (силе излучения,
Вт/ср) двигателя в различных угловых зонах пе-
редней и задней полусферы на режимах малой за-
метно сти. В качестве примера использования
средств уменьшения РЛ и ИК заметности на
Рис. 2.3.11 1 показан проект перспективного
ТРДДФ (6 поколения) с криволинейными входным
устройством и плоским регулируемым соплом.
2.3.12 - Соответствие требованиям
летной годности
По классификации Авиационного Регистра
Межгосударственного Авиационного Комитета
(МАК) воздушной судно включает в себя компо-
ненты I, II и III класса.
К компонентам I класса относятся:
-	авиационный маршевый двигатель (АМД);
Рисунок 2.3.111 — Перспективный ТРДДФ со средствами подавления заметности
91
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
-	воздушный винт (ВВ);
-	вспомогательный двигатель (ВД).
К компонентам II класса относятся части кон-
струкции планера воздушного судна, работоспо-
собность которых влияет налетную годность (фю-
зеляж, крыло, секции механизации крыла, шасси,
механическая система управления и др.).
К компонентам III класса относятся комплек-
тующие изделия (КИ), которыми являются любые
готовые изделия (механизмы, агрегаты, приборы,
блоки и др.), устанавливаемые на воздушное суд-
но, АМД, ВВ, ВД.
Для обеспечения безопасности полетов к воз-
душному судну и его компонентам предъявляется
комплекс требований по обеспечению летной год-
ности. НЛГ авиационных двигателей приведены
в АП-33 [2.8.4]. Они содержат требования к про-
ектированию и конструированию узлов и систем
двигателя по обеспечению прочности, надежнос-
ти и безопасности, а также комплекс стендовых
и летных испытаний по проверке выполнения тре-
бований НЛГ.
Кроме требований летной годности воздушные
суда и их компоненты должны выполнять требова-
ния по охране окружающей среды согласно действу-
ющим ограничениям выбросов вредных веществ
в атмосферу (окиси углерода СО, несгоревших уг-
леводородов НС, окислов азота NOX, а также дыма
CN) и уровня шума, создаваемого самолетом на
местности во время взлета и посадки.
Работы по установлению соответствия воз-
душного судна и его компонентов требованиям по
обеспечению летной годности и охране окружаю-
щей среды называются сертификацией. Компонен-
ты воздушного судна сертифицируются либо в его
составе (компоненты III класса), либо на началь-
ном этапе самостоятельно, а затем — в составе
воздушного судна (компоненты I и II класса).
Сертификации также подвергаются предпри-
ятия и организации, разрабатывающие и произво-
дящие авиационную технику.
Государственным компетентным органом,
осуществляющим нормирование летной годности,
процедуры сертификации и выдающим соответ-
ствующие сертификаты на образцы авиационной
техники является Авиационный Регистр МАК, ко-
торый действует на территории государств учре-
дителей МАК: в Азербайджане, Армении, Белару-
си, Грузии, Казахстане, Кыргызстане, Молдове,
Таджикистане, Узбекистане, Российской Федера-
ции, Туркменистане и Украине.
Процедуры сертификации авиационной тех-
ники приведены в АП 21.
После проведения сертификации двигателя
Разработчик получает от Авиационного Регистра
МАК Сертификат типа на двигатель.
2.4 - Особенности требований к ГТД
наземного применения
В данном разделе рассматриваются особенно-
сти требований к наземным ГТД, используемым
в качестве привода нагнетателей природного газа
в составе ГПА и для привода электрогенераторов
в составе ГТЭС различного типа.
Энергетика и механический привод являются
важнейшими областями применения наземных
ГТД: в суммарном объеме мирового производства
наземных и морских ГТД энергетические ГТД со-
ставляют около 91 %, приводные ГТД - около 5 %
(по стоимости). В России основной потребитель
ГТД - газотранспортные подразделения ОАО «Газ-
пром», однако и в энергетике в последнее время
наблюдается быстрый рост спроса на газотурбин-
ные приводы.
2.4.1 - Особенности требований
к приводным ГТД для ГПА
2.4.1.1 - Требования к характеристи-
кам ГТД
Основными характеристиками ГТД, опреде-
ляющими его размерность и техническое совер-
шенство являются номинальная мощность на вы-
ходном валу (У ном) и эффективный к.п.д. (??е) на
режиме номинальной мощности.
7V ном - это максимальная длительная мощ-
ность в определенных стандартных условиях (см.
ниже), при которой обеспечиваются заявленные
показатели ресурса, надежности и экономичности.
Ne ном и t] определяются для двух условий: усло-
вий по ISO 2314 и станционных условий.
Условия ISO 2314 (ГОСТ 20440-75):
1)	параметры воздуха на входе (в плоскости
входного патрубка компрессора): полное давление
0,1013 МПА, полная температура+15 °C, относи-
тельная влажность 60 %;
2)	параметры на выхлопе (в плоскости вых-
лопного патрубка турбины или на выходе из реге-
нератора, если используется регенеративный цикл):
статическое давление 0,1013 МПА;
3)	сопротивление входного и выхлопного
трактов ГПА не учитывается.
Параметры ГТД в условиях ISO используют-
ся для определения технического уровня двигате-
92
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
ля и сравнения его с ближайшими аналогами.
Станционные условия отличаются от условий
ISO учетом потерь полного давления во входном
и выхлопном устройствах ГПА, которые обычно
не превышают 1000 Па (100 мм вод.ст.).
Номинальная мощность должна обеспечи-
ваться до температуры атмосферного воздуха
+25 °C (это требование может быть изменено для
конкретного двигателя).
Максимальная мощность ГТД - это предель-
ная рабочая мощность, развиваемая при больших
отрицательных температурах атмосферного возду-
ха. Максимальная мощность должна быть до 20 %
выше номинальной.
Номинальный к.п.д. проектируемых ГТД дол-
жен соответствовать современному техническому
уровню или быть выше. Значения к.п.д. современ-
ных серийных ГТД для различных классов мощ-
ности приведены в таблице 2.4.1.1 1 [2.8.5].
Примечание: показатели относятся к серийной
товарной продукции мирового рынка простого
и регенеративного цикла и не относятся к уста-
новкам сложных и комбинированных циклов.
Перспективные разработки и прототипы могут
иметь к.п.д. на 1,5...2 % (абсолютных) выше.
Нагрузочная характеристика двигателя ГПА
(зависимость мощности от частоты вращения си-
ловой турбины при постоянном режиме газогене-
ратора) должна быть пологой — не более 5 % сни-
жения мощности при частоте вращения СТ 70 %
от номинальной.
Минимальная мощность, при которой допус-
кается длительная эксплуатация ГТД, может со-
ставлять до 50 % от номинальной мощности.
Конструкция ГТД должна допускать возмож-
ность отбора сжатого воздуха из-за компрессора
на станционные нужды и в противообледенитель-
ную систему. При этом соответственно снижают-
ся мощность и К.П.Д.
Двигатели ГПА работают на земле, в услови-
ях запыленности, поэтому в процессе эксплуатации
мощность снижается из-за загрязнения газовоздуш-
ного тракта двигателя (в основном, проточной час-
ти компрессора). Для восстановления мощности
выполняют промывку газовоздушного тракта. При
промывке на вход в двигатель при помощи промы-
вочных устройств подаются специальные моющие
растворы. Промывку выполняют на рабочем режи-
ме или на режиме холодной прокрутки. Отличие
промывки на рабочих режимах от промывки на хо-
лодной прокрутке заключается в расходах промы-
вочной жидкости — на холодной прокрутке пода-
ется значительно больше моющей жидкости.
Рекомендуемая периодичность промывки:
-	на рабочем режиме - через 300.. .1000 часов
работы;
-	на режиме холодной прокрутки - через
3000...5000 часов работы.
Промывки могут производиться и чаще в слу-
чае значительного снижения мощности ГТД при
сильной загрязненности воздуха.
2.4.1.2 - Требования к ресурсам
и надежности
Класс использования ГТД для ГПА, как пра-
вило, базовый:
-	время работы свыше 6000 час/год,
-	число пусков не менее 20 в год,
-	время непрерывной работы — более 300 час/
пуск.
Срок службы ГТД - не менее 20 лет.
Ресурсы:
-	назначенный — не менее 100000 час;
-	межремонтный — 20000.. .25000 час.
Назначенный ресурс газогенератора ГТД, кон-
вертированного из авиадвигателя, должен быть не
менее 50000 час.
Надежность ГТД для ГПА определяется сле-
дующими основными показателями:
а)	наработка на отказ по причинам, связанным
с двигателем, ч:
Таблица 2.4.1.11
Современный уровень к.п.д. ГТД
Класс мощности, МВт	К.п.д., % (в станционных условиях)		
	Авиапроиз- водные ГТД простого цикла	Стационарные ГТД простого цикла	Стационарные ГТД регенератив' ного цикла
2...4	27...28	26...27,5	—
4...8	29...33,5	28...32,5	32...34
10... 12,5	31...34,5	29...33	32...35
16...25	34...38	32...35	34,5...36,5
93
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Т = т / Ч
ОТКАЗ Р ОТКАЗ’
где Гр - суммарное время работы парка двига-
телей, ч;
^отказ “ количество отказов.
Нормируемое значение Т > 3500 час.
б)	коэффициент надежности пусков:
А'ии Л'/^ОБЩ’
где П - количество удавшихся пусков;
П|>щ _ общее количество пусков с учетом
неудавшихся.
Нормируемое значение A'I[H> 0,95.
в)	коэффициент готовности:
К= Т / (Т + Т )
Г Р v Р прост7
где Гр - суммарное время работы парка двига-
телей, ч;
^прост ~ суммарное время вынужденных про-
стоев, связанное с устранением отка-
зов, ч.
Нормируемое значение К > 0,98.
г)	коэффициент технического использования:
К = Т / (Т + Т + Т 1
Лти	v-'p YBOCCT 'fTOP75
где Тр - суммарное время работы парка двига-
телей, ч;
Гдосст “ суммарное время восстановления, свя-
занное с устранением отказов, ч;
Г|ор - время простоев на плановое техни-
ческое обслуживание и ремонт, зап-
ланированный на время простоев,ч.
Нормируемое значение А- > 0,9.
Фактически показатели надежности оценива-
ются по результатам эксплуатации и должны быть
подтверждены по истечении пяти лет эксплуата-
ции двигателей.
2.4.1.3 - Требования к габаритам
и весовым характеристикам
В отличие от авиационных, к ГТД наземного
применения предъявляются менее жесткие требо-
вания по габаритам и массе.
Основными ограничениями являются габари-
ты контейнеров для транспортировки и хранения
двигателей. ГТД должны транспортироваться обыч-
94
ными транспортными средствами с применением
распространенных грузоподъемных механизмов.
При проектировании промышленных двигателей
для ГПА нет необходимости вводить в конструкцию
элементы, снижающие массу деталей: выборки,
проточки, отверстия и т.п. Также не следует приме-
нять без особой необходимости дорогостоящие лег-
кие сплавы — (титановые, алюминиевые, магние-
вые) и высоколегированные стали.
2.4.1.4 - Используемые ГСМ
В качестве топлива для ГТД ГПА в основном
используется природный газ, отбираемый из транс-
портных газопроводов. Состав и характеристики
топливного газа регламентируются отраслевым
стандартом. При проектировании ГТД, особенно
деталей камеры сгорания, лопаток и дисков турби-
ны, следует учитывать, что в состав природного
газа входят сероводород и меркаптановая сера. Эти
компоненты газа при высоких температурах вызы-
вают оксидно сернистую коррозию деталей. По-
вышенным содержанием сероводорода отличает-
ся природный газ, откачиваемый из подземных
хранилищ газа. В некоторых случаях в качестве
топлива могут использоваться попутные нефтяные
газы.
Транспортируемый газ, используемый в каче-
стве топлива, проходит на компрессорных станци-
ях через специальные блоки подготовки В этих бло-
ках газ доводится до требований стандарта по
чистоте, содержанию влаги и температуре.
Во многих случаях транспортируемый природ-
ный газ используется и в качестве рабочего тела для
турбостартеров двигателя - так называемый пуско-
вой газ. Пусковой газ также подается к стартеру дви-
гателя из блоков подготовки газа компрессорной
станции.
В системах смазки ГТД для ГПА используют-
ся минеральные масла типа МС-8П, в некоторых
двигателях используется масло турбинное типа
ТП-22е. В высокотемпературных ГТД, конверти-
рованных из авиадвигателей, применяются синте-
тические масла при условии минимизации потерь
масла.
2.4.1.5 - Требования экологии
и безопасности
Существуют допустимые нормы содержания
окислов азота и углерода в выхлопных газах при-
водных ГТД ГПА.
Содержание окислов азота (в сухих продук-
тах сгорания при температуре 0 °C, давлении
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
0,1013 МПА и условной концентрации кислорода
15 %):
-	для вновь проектируемых ГТД - не более
50 мг/нм3;
-	для модернизируемых ГТД - не более
150 мг/нм3;
Содержание оксидов углерода — не более
100 мг/нм3.
Компрессорные станции магистральных газо-
проводов являются объектами повышенной пожа-
ровзрывоопасности. Поэтому к ГТД для ГПА
предъявляются особые требования по обеспечению
безопасности работы. Конструкция двигателя в це-
лом, его составных частей, агрегатов, трубной
и электрической обвязки должны гарантированно
исключать новообразование, утечку топливного
газа, нелокализованные разрушения роторов. В кон-
струкции должны применяться датчики и агрега-
ты взрывобезопасного исполнения, корпуса комп-
рессоров, турбин следует проектировать более
прочными. Двигатели необходимо оборудовать
системой автоматической защиты от раскрутки
роторов, а в случае ее отказа разрушение лопаток
должно предшествовать разрушению дисков.
В отличие от авиационных двигателей, ГТД
для ГПА устанавливаются в специальных укрыти-
ях, закрываются шумотеплоизолирующими кожу-
хами. Кроме того, в составе самих ГПА предусмот-
рены шумоглушащие устройства во входной шахте
и в системе выхлопа. Поэтому в конструкции соб-
ственно двигателя не предусматриваются какие
либо устройства для снижения уровня шума.
2.4.1.6 - Требования производствен-
ной и эксплуатационной техноло-
гичности
Требования производственной и эксплуатаци-
онной технологичности для промышленных ГТД
в целом аналогичны требованиям к авиационным
ГТД.
2.4.2 - Особенности требований
к ГТД энергетических установок
2.4.2.1 - Требования к характеристи-
кам ГТД
Основными характеристиками энергетичес-
ких ГТД, также как и ГТД механического привода,
Ne ном и Т/ на режиме номинальной мощности, ко-
торые обычно указываются в стандартных услови-
ях ISO (см. раздел 2.4.1). При проектировании кон-
кретных энергетических объектов используются
параметры ГТД в станционных условиях с учетом
потерь полного давления на входе и выхлопе, от-
боров воздуха и мощности на нужды станции со-
гласно требований заказчика.
Энергетические ГТД могут работать в различ-
ных условиях в соответствии с классами исполь-
зования, которые отличаются суммарным време-
нем работы и числом запусков в течение года.
Выделяемые по ГОСТ 29328 классы использова-
ния энергетических ГТД представлены в таблице
2.4.2.11 [2.8.6].
Класс использования ГТД, определяющий ко-
личество циклов «запуск - нагружение - работа под
нагрузкой - разгружение - останов», должен учи-
тываться при проектировании ГТД и определении
его ресурса.
ГТД должен надежно работать с мощностью
до 20 % выше номинальной при больших отрица-
тельных температурах атмосферного воздуха, но
без превышения номинальной температуры газа
перед турбиной.
В периоды резкого возрастания потребности
в электроэнергии ГТД может работать в так назы-
ваемом «пиковом» режиме (не путать с пиковым
классом использования). Пиковый режим допус-
кает превышение номинальной мощности до 10%
за счет некоторого увеличения температуры газа
перед турбиной выше номинального значения.
Допустимая величина превышения номинальной
мощности в пиковом режиме, время работы и со-
ответствующее снижение ресурса ГТД согласовы-
вается с заказчиком и оговаривается в техническом
задании (ТЗ) на двигатель.
В процессе эксплуатации ГТД в течение меж-
ремонтного периода допускается снижение мощ-
ности до 4 %, а к.п.д. до 2 % (относительных).
Таблица 2.4.2.11
Классы использования ГТД
Класс использования ГТД	Показатели использования	
	Время работы, час/год	Число пусков, пуск/год
Базовый	свыше 6000	не более 100
Полупиковый	свыше 2000 до 6000 включительно	свыше 100 до 200 включительно
Пиковый	свыше 500 до 2000 включительно	свыше 200 до 500 включительно
Оперативный резерв	до 500 включительно	свыше 500
95
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
2.4.2.2 - Используемые ГСМ
Энергетические ГТД должны работать на га-
зообразном или жидком виде топлива или на обо-
их видах топлива. Вид и состав топлива, условия
перехода двигателя с одного топлива на другое ого-
вариваются в ТЗ на ГТД.
В качестве газообразного топлива обычно ис-
пользуется природный газ. Могут использоваться
также попутный газ нефтяных месторождений,
синтетический газ, низкокалорийные газы (биогаз,
доменный газ и др.). В качестве жидкого топлива
используется дизельное топливо (ГОСТ 305) или
газотурбинное топливо (ГОСТ 10433). Газообраз-
ное и жидкое топливо перед подачей в камеру сго-
рания ГТД должно быть подготовлено.
Требования к используемым маслам не отли-
чаются от аналогичных требований для ГТД меха-
нического привода (см. раздел 2.4.1).
2.4.2.3 - Требования к ресурсам
и надежности
Ресурсы ГТД согласно ГОСТ 29328 должны
быть не менее указанных в таблице 2.4.2.31.
Ресурсы энергетических ГТД учитываются,
как правило, в эквивалентных часах. При расчете
Таблица 2.4.2.31
Ресурсы энергетических ГТД
Показатели	Класс использования	
	Базовый	Пиковый
Средний ресурс между капитальными ремонтами	Не менее 25000 час	1000 пусков или 4000 час работы под нагрузкой
Ресурс до списания	100000 час	5000 пусков
Таблица 2.4.2.3_2
Определение эквивалентной наработки
энергетических ГТД.
Условия работы	Коэффициент при определении эквивалентной наработки, экв. час
Работа на пиковом режиме	4...6
Работа на дизельном топливе	1,5
Работа на золосодержащем	2...4
Работа с впрыском воды для	1.5...2,0
Нормальный запуск	5...10
Ускоренный запуск	20
Отключение с полной	10...130
наработки ГТД в эквивалентных часах за эталон-
ный режим обычно берется номинальный режим
при работе на природном газе (т.е., один час рабо-
ты на данном режиме равен одному эквивалентно-
му часу). При нерасчетных условиях работы каж-
дый час наработки рассчитывается с определенным
повышающим коэффициентом, который учитыва-
ет повышенную повреждаемость деталей ГТД при
работе в нерасчетных условиях (см. таблицу
2.4.2.3 2) [2.8.7].
Конкретные значения указанных в таблице ко-
эффициентов определяет разработчик ГТД в про-
цессе проектирования и доводки.
В течение межремонтного периода показате-
ли надежности ГТД должны составлять:
1)	средняя наработка на отказ:
-	в пиковом классе использования - не менее
800 час;
-	в базовом классе использования - не менее
3500 час;
2)	коэффициент надежности пусков - не ме-
нее 0,95;
3	) коэффициент готовности - не менее 0,98;
4)	коэффициент технического использования:
- для стационарных ГТД - не менее 0,92;
- для авиапроизводных ГТД - не менее 0,95.
2.4.2.4 - Требования к экологии
и безопасности
Как правило, энергетические объекты распо-
лагаются внутри населенных пунктов или в их не-
посредственной близости. Это определяет жесткие
требования к экологическим характеристикам
энергетических ГТД и их контроль. Содержание
оксидов азота в отработавших газах ГТД при ра-
боте с нагрузкой от 0,5 до 1,0 номинальной не дол-
жна превышать 50 мг/м3 на газообразном топливе
и 100 мг/м3 на жидком топливе.
Требования к безопасности, в основном, ана-
логичны рассмотренным выше требованиям к ГТД
механического привода.
2.4.2.5 - Требования к контролепри-
годности, ремонтопригодности и др.
Конструкция ГТД должна обеспечивать мак-
симально возможный визуальный и инструмен-
тальный контроль критических и наиболее ответ-
ственных элементов и узлов без разборки или при
незначительной разборке.
Конструкция ГТД должна обеспечивать мак-
симально-возможный объем ремонтно восстано-
96
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
вительных работ без демонтажа двигателя в усло-
виях электростанции. Мощные энергетические
ГТД обязательно выполняются с полным горизон-
тальным разъемом для возможности выемки и ре-
монта ротора ГТД в условиях эксплуатации.
К габаритным и массовым характеристикам
энергетических ГТД, как правило, не предъявля-
ется жестких требований. В основном эти ограни-
чения связаны с необходимостью транспортиров-
ки ГТД и его элементов обычными транспортными
средствами, а также с использованием для монта-
жа двигателя на месте эксплуатации обычных гру-
зоподъемных механизмов.
2.5 - Методология проектирования
2.5.1 - Основные этапы проектиро-
вания ГТД
Разработка новых изделий в современном
авиационном двигателе строении, как правило,
выполняется в несколько этапов:
-	разработка технического задания (ТЗ);
-	разработка технического предложения;
-	выполнение эскизного проекта;
-	выполнение технического проекта;
-	разработка конструкторской документации.
2.5.1.1 - Техническое задание
ТЗ - это конструкторский документ, в кото-
ром представлена совокупность технических, эко-
номических, экологических требований к вновь
создаваемому изделию.
ТЗ состоит из следующих основных разделов:
-	наименование и назначение двигателя;
-	основные технические характеристики дви-
гателя;
-	требования по экологическим показателям
(эмиссия, шум);
-	технико-экономические требования;
-	показатели надежности;
-	требования по ресурсам основных деталей;
-	состав двигателя, требования к отдельным
модулям и узлам;
-	требования к системам и комплектующим
изделиям;
-	требования к сертификации двигателя и его
систем;
-	требования к материалам (климатическому
исполнению двигателя);
-	требования по ЭТ, удобству ТО и Р, удобству
хранения;
-	требования по консервации, сроку хранения
и службы;
-	требования по транспортировке готовых дви-
гателей.
На базе ТЗ разрабатывается техническое пред-
ложение и осуществляются этапы эскизного и тех-
нического проекта. Государственная или ведом-
ственная приемка готового изделия проводится
с целью проверки соответствия изделия заявлен-
ным в ТЗ требованиям.
2.5.1.2 - Техническое предложение
Техническое предложение - это совокупность
конструкторских документов, которые должны
содержать технические и технико-экономические
обоснования целесообразности разработки доку-
ментации двигателя на основании:
-	анализа ТЗ заказчика;
-	анализа различных вариантов возможных
решений;
-	сравнительной оценки решений с учетом кон-
структивных и эксплуатационных особенностей
разрабатываемого и существующих двигателей;
-	патентных исследований.
Техническое предложение после согласования
и утверждения в установленном порядке является
основанием для разработки эскизного проекта. В об-
щем случае при разработке технического предло-
жения выполняют следующие работы:
-	разработку вариантов возможных конст-
руктивных решений, установление особенностей
вариантов (принципов действия, размещения
функциональных составных частей и т.п.), их кон-
структорскую проработку. Глубина такой прора-
ботки должна быть достаточной для сравнитель-
ной оценки вариантов;
-	проверку вариантов на патентную чистоту
и конкурентоспособность, оформление заявок на
изобретения;
-	проверку соответствия вариантов экологи-
ческим требованиям;
-	сравнительную оценку вариантов. Сравне-
ние проводится по показателям качества изделия,
например: надежности, техническим, экономичес-
ким, эргономическим параметрам. Сопоставление
вариантов может проводиться также по показате-
лям технологичности (ориентировочной удельной
трудоемкости изготовления, ориентировочной
удельной материалоемкости и др.), стандартизации
и унификации. При этом следует учитывать кон-
структивные и эксплуатационные особенности
разрабатываемого и существующих двигателей,
тенденции и перспективы развития отечественно-
97
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
го и зарубежного авиадвигателестроения;
-	выбор оптимального варианта двигателя,
обоснование выбора;
-	установление требований к двигателю (тех-
нических характеристик, экологических показате-
лей и др.) и к последующей стадии разработки дви-
гателя (определение необходимого объема работ,
варианты возможных решений, которые следует
рассмотреть на последующей стадии и др.).
2.5.1.3 - Эскизный проект
Эскизный проект совокупность конструк-
торских документов, которые должны содержать
принципиальные конструктивные решения, даю-
щие общее представление о составе и особеннос-
тях работы двигателя и его узлов, а также данные,
определяющие назначение, основные параметры
и габаритные размеры разрабатываемого изделия.
Эскизный проект после согласования и утвержде-
ния в установленном порядке служит основанием
для разработки технического проекта или рабочей
конструкторской документации.
В эскизном проекте выполняют:
-	разработку и анализ вариантов возможных
решений, определение технических характеристик
вариантов, их конструкторскую проработку. Глу-
бина проработки должна быть достаточной для
сопоставления рассматриваемых вариантов;
-	разработку и обоснование технических ре-
шений, направленных на обеспечение показателей
надежности, установленных техническим задани-
ем и техническим предложением;
-	оценку двигателя на технологичность и пра-
вильность выбора средств и методов контроля (ис-
пытаний, анализа, измерений);
-	оценку двигателя в отношении его соответ-
ствия требованиям эксплуатационной технологич-
ности;
-	проверку вариантов технических решений на
патентную чистоту и конкурентоспособность,
оформление заявок на изобретения;
-	проверку соответствия вариантов экологи-
ческим требованиям, требованиям техники безо-
пасности;
-	сравнительную оценку рассматриваемых ва-
риантов двигателя. При этом следует учитывать
конструктивные и эксплуатационные особенности
разрабатываемого и существующих двигателей,
тенденции и перспективы развития отечественно-
го и зарубежного авиадвигателестроения;
-	выбор оптимального варианта из предложен-
ных технических решений, обоснование выбора;
принятие принципиальных решений;
-	подтверждение (или уточнение) предъявля-
емых к двигателю требований, установленных тех-
ническим заданием и техническим предложением,
и определение технико-экономических характери-
стик и показателей, не установленных техническим
заданием и техническим предложением;
-	выявление на основе принятых принципи-
альных решений новых составных частей, комп-
лектующих изделий и материалов, которые долж-
ны быть разработаны другими предприятиями
(организациями), составление технических требо-
ваний к этим изделиям и материалам;
-	составление перечня работ, которые следу-
ет провести на последующей стадии разработки,
в дополнение или уточнение работ, предусмотрен-
ных техническим заданием и техническим поло-
жением;
-	проработку основных вопросов технологии
изготовления для внедрения новых технологичес-
ких процессов(оборудования);
-	предварительное решение вопросов упаков-
ки и транспортирования двигателя.
2.5.1.4 - Технический проект
Технический проект совокупность конструк-
торских документов, которые должны содержать
окончательные технические решения, дающие пол-
ное представление об устройстве разрабатываемого
двигателя, и исходные данные для разработки ра-
бочей документации. Технический проект после
согласования и утверждения в установленном по-
рядке служит основанием для разработки рабочей
конструкторской документации.
Перечень работ, выполняемых на стадии тех-
нического проекта:
-	разработка конструктивных решений двига-
теля и его основных составных частей;
-	проведение необходимых расчетов, в том
числе подтверждающих технико - экономические
показатели, установленные техническим заданием;
-	выполнение необходимых принципиальных
схем, схем соединений и др.;
-	оценка двигателя по экологическим характе-
ристикам;
-	анализ конструкции деталей, сборочных
единиц и двигателя в целом на технологичность
с учетом предложений предприятий-изготовите-
лей в части обеспечения технологичности в ус-
ловиях данного конкретного производства, в том
числе по использованию имеющегося на пред-
приятии оборудования, а также учета в данном
98
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
проекте требований нормативно-технической
документации, действующей на предприятии-из-
готовителе; выявления необходимого для произ-
водства изделий нового оборудования (обосно-
вание разработки или приобретения); разработку
метрологического обеспечения (выбор методов
и средств измерения);
-	разработка, изготовление и испытание опыт-
ных образцов двигателя и его составных частей;
-	оценка изделия в отношении его соответ-
ствия экономическим требованиям;
-	оценка транспортирования, хранения, а так-
же монтажа двигателя на самолете;
-	оценка эксплуатационной технологичности
двигателя (взаимозаменяемости, удобства обслужи-
вания, ремонтопригодности, устойчивости против
воздействия внешней среды, возможности быстро-
го устранения отказов, контроля качества работы
изделия, обеспеченность средствами контроля тех-
нического состояния и др.);
-	окончательное оформление договоров на раз-
работку и изготовление новых комплектующих
изделий, в том числе средств измерения и матери-
алов, применяемых в разрабатываемом двигателе;
-	оценка уровня стандартизации и унифика-
ции изделия;
-	проверка двигателя на патентную чистоту
и конкурентоспособность, оформление заявок на
изобретения;
-	выявление номенклатуры покупных изделий,
согласование применения покупных изделий;
-	согласование габаритных, установочных
и присоединительных размеров двигателя с заказ-
чиком (потребителем);
-	частичная разработка чертежей сборочных
единиц и деталей, двигателя для ускорения выда-
чи задания на разработку специализированного
оборудования для их изготовления или выдачи за-
даний по получению специальных заготовок;
-	проверка соответствия принимаемых реше-
ний требованиям техники безопасности и произ-
водственной санитарии;
-	составление перечня работ, которые следует
провести на стадии разработки рабочей докумен-
тации, в дополнение и (или) уточнение работ, пре-
дусмотренных техническим заданием, техничес-
ким предложением и эскизным проектом.
2.5.1.5 - Разработка конструкторской
документации
К конструкторским документам (далее - до-
кументы) относят графические и текстовые доку-
менты, которые в отдельности или в совокупнос-
ти определяют состав двигателя и содержат необ-
ходимые данные для его изготовления, контроля,
приемки, эксплуатации и ремонта.
Документы подразделяют на виды, указанные
в табл. 2.5.1.5 1.
С целью обеспечения удобства пользования
конструкторская документация авиационных
двигателей оформляется в единой системе, ко-
торая носит название ЕСКД (единая система кон-
структорской документации). Единые правила
выпуска конструкторской документации описа-
ны в ряде нормативных документов ЕСКД го-
сударственных стандартах (ГОСТ), которые обя-
зательны для применения на всей территории
Российской Федерации.
2.5.2 - Разработка конструкций ГТД
на основе базовых газогенераторов
2.5.2.1 - Газогенератор - базовый
узел ГТД
Под газогенератором ГТД сложных схем
(ТРДД, ТРДДФ, многовальных ТВД, вертолетных
и наземных ГТД) обычно понимают каскад высо-
кого давления, состоящий из компрессора, камеры
сгорания и турбины. В трехвальном ТРДД в каче-
стве газогенераторной части двигателя можно рас-
сматривать двухвальный турбокомпрессор, кото-
рый объединяет каскады среднего и высокого
давления. Понятие газогенератора возникло с по-
явлением авиационных ТРДД, а впоследствии ста-
ло широко использоваться и для других типов мно-
говальных многокаскадных ГТД.
Газогенератор является наиболее ответствен-
ным агрегатом ГТД, непосредственно определяю-
щим параметры и характеристики двигателя. Га-
зогенератор является также наиболее напряженной
частью двигателя в отношении прочности, тепло-
стойкости, эксплуатационной надежности. Он
включает узлы и системы, работающие при наи-
больших температуре и давлении в тракте двига-
теля и наибольших же окружных скоростях (ком-
прессор, камера сгорания, турбина, трансмиссия).
Поэтому в газогенераторе сосредоточены самые
передовые и дорогостоящие технологии и матери-
алы, используемые при производстве ГТД. Значи-
тельная часть технических проблем, возникающих
при создании и доводке новых двигателей, а так-
же финансовых и временных затрат также связана
с газогенераторной частью.
99
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
В настоящее время при разработке ГТД для
сокращения сроков создания и снижения техни-
ческого и финансового рисков широко практику-
ется опережающая разработка и доводка ключе-
вых узлов и технологий. В дальнейшем эти узлы
и технологии используются в коммерческих про-
ектах - этим сводятся к минимуму различные
риски. Как правило, этот процесс идет при фи-
нансовой поддержке государства. Такой подход
в полной мере применяется при разработке газо-
генератора, как наиболее сложного и дорогосто-
ящего агрегата ГТД, определяющего техническое
совершенство двигателя в целом.
Таблица 2.5.1.51
Виды докуменгтов
Вид документа	Определение
Чертеж детали	Документ, содержащий изображение детали и другие данные, необходимые для ее изготовления и контроля
Сборочный чертеж	Документ, содержащий изображение сборочной единицы и другие данные, необходимые для ее сборки (изготовления) и контроля. К сборочным чертежам также относят чертежи, по которым выполняют монтаж, агрегатов и обвязки
Чертеж общего вида	Документ, определяющий конструкцию двигателя, расположение основных агрегатов, взаимодействие его составных частей и поясняющий принцип работы изделия
Теоретический чертеж	Документ, определяющий геометрическую форму (обводы) изделия и координаты расположения составных частей
Габаритный чертеж	Документ, содержащий контурное (упрощенное) изображение изделия с габаритными, установочными и присоединительными размерами
Электромонтажный чертеж	Документ, содержащий данные, необходимые для выполнения монтажа электрообвязки изделия
Монтажный чертеж	Документ, содержащий контурное (упрощенное) изображение изделия, а также данные, необходимые для его установки (монтажа) на месте применения
Упаковочный чертеж	Документ, содержащий данные, необходимые для выполнения упаковывания изделия
Схема	Документ, на котором показаны в виде условных изображений или обозначений составные части изделия и связи между ними
Спецификация	Документ, определяющий состав сборочной единицы, комплекса или комплекта
Ведомость спецификаций	Документ, содержащий перечень всех спецификаций составных частей изделия с указанием их количества и входимости
Ведомость ссылочных документов	Документ, содержащий перечень документов, на которые имеются ссылки в конструкторских документах изделия
Ведомость покупных изделий	Документ, содержащий перечень покупных изделий, примененных в разрабатываемом изделии
Ведомость разрешения	Документ, содержащий перечень покупных изделий, разрешенных к применению
Ведомость технического	Документ, содержащий перечень документов, вошедших в техническое предложение
Ведомость эскизного	Документ, содержащий перечень документов, вошедших в эскизный проект
Ведомость технического	Документ, содержащий перечень документов, вошедших в технический проект
Пояснительная записка	Документ, содержащий описание устройства и принципа действия разрабатываемого изделия, а также обоснование принятых при его разработке технических и технико-экономических решений
Технические условия	Документ, содержащий требования (совокупность всех показателей, норм, правил и положений) к изделию, его изготовлению, контролю, приемке и поставке
Программа и методика испытаний	Документ, содержащий технические данные, подлежащие проверке при испытании изделий, а также порядок и методы их контроля
Таблица	Документ, содержащий в зависимости от его назначения соответствующие данные, сведенные в таблицу
Расчет	Документ, содержащий расчеты параметров и величин, например, расчет размерных цепей, расчет на прочность и др.
Э кс плу атаци онные документы	Документы, предназначенные для использования при эксплуатации, обслуживании и ремонте изделия в процессе эксплуатации
Ремонтные документы	Документы, содержащие данные для проведения ремонтных работ на специализированных предприятиях
Инструкция	Документ, содержащий указания и правила, используемые при изготовлении изделия (сборке, регулировке, контроле, приемке и т.п.)
100
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
2.5.2.2 - Основные параметры
и конструктивные схемы газогене-
раторов ГТД
Рассмотрим понятие размерность газогенера-
тора. Размерность газогенератора характеризует-
ся приведенным расходом воздуха на входе в ком-
прессор GK0 и на выходе из компрессора (?првых.
Приведенный расход (кг/с)на выходе опреде-
ляется по формуле:
^првых
Т*к .	*
т* Якгг
1 вх
В приближенных оценках можно пользовать-
ся упрощенной формулой:
G = G /л * 5/6
првых ко кгг
Приведенный расход воздуха на входе в ком-
прессор газогенератора GK0 характеризует площадь
и диаметр на входе в компрессор (при определен-
ной приведенной скорости на входе Хвх и втулоч-
ном отношении d ).
Приведенный расход воздуха по выходу из
компрессора Gnp вых характеризует площадь и ди-
аметр (высоту лопатки) на выходе из компрессора.
Этим параметром удобно пользоваться при оцен-
ке достижимого уровня мощности (тяги) ГТД, со-
здаваемых на базе газогенератора. Более высокая
размерность газогенератора (Gnp ) при фиксиро-
ванной суммарной степени сжатия компрессора
позволяет иметь больший физический расход воз-
духа через двигатель и, соответственно, большую
мощность (или тягу).
Gnp вых не зависит от «наддува» (наличия ком-
прессора низкого давления (КПД)) на входе, также
как и от подстановки ступеней впереди компрес-
сора. Добавление ступеней за компрессором умень-
шает (?првых (размерность газогенератора) и тре-
бует более радикального изменения конструкции
газогенератора.
Необходимо иметь в виду, что для ГТД с осе-
вым компрессором может существовать ограниче-
ние минимальной размерности газогенератора при
(?Првых < 2...2,5 кг/с. Это связано с уменьшением
высоты лопаток последних степеней компрессора
до Г], < 16... 18 мм, вызывающим значительное па-
дение к.п.д. из-за увеличения относительных зазо-
ров и неблагоприятного влияния числа Рейнольд-
са. Этот предел может быть несколько уменьшен,
если применить понижающуюся форму проточной
части компрессора или установить на выходе цен-
тробежную ступень. Газогенераторы с осецентро-
бежными и центробежными компрессорами часто
применяются в малоразмерных авиационных и на-
земных ГТД.
Газогенератор характеризуется термодинами-
ческими параметрами'.
-	максимальной температурой газа перед турбиной;
-	степенью сжатия в компрессоре;
-	расчетной степенью расширения в турбине;
-	к.п.д. компрессора и турбины.
Эти параметры в решающей степени опреде-
ляют параметры цикла и основные данные ГТД.
К.п.д. узлов газогенератора, как основного произ-
водителя свободной энергии, имеют повышенное
влияние натягу (мощность) и экономичность дви-
гателя по сравнению с к.п. д. других узлов ГТД (на-
пример, турбокомпрессора низкого давления).
Также важны геометрические и аэродинами-
ческие параметры узлов газогенератора:
-	приведенная окружная скорость компрессора;
-	втулочные соотношения компрессора на вхо-
де и выходе;
-	форма проточной части;
- аэродинамическая нагрузка ступеней комп-
рессора и турбины (коэффициент теоретического
напора компрессора Hz и параметр нагруженности
турбины У) определяют количество ступеней ком-
прессора и турбины и влияют на конструктивный
облик и выбор силовой схемы газогенератора.
Поиск оптимального сочетания геометричес-
ких и аэродинамических параметров, обеспечива-
ющих высокие к.п.д. компрессора и турбины, проч-
ность основных деталей и минимальную массу
газогенератора для ГТД различных схем и назначе-
ния сложная оптимизационная задача, решаемая
на этапе проектирования газогенератора и ГТД.
Газогенераторы ГТД малой размерности вы-
полняются с осецентробежными или центробеж-
ными (одно- и двухступенчатыми) компрессорами.
Турбины газогенератора даже при малой размер-
ности, как правило, выполняются осевыми. Кон-
структивные схемы газогенераторов различной
размерности показаны на Рис. 2.5.2.21. Парамет-
ры газогенераторов некоторых современных ГТД
даны в таблице 2.5.2.2 1.
Основные тенденции развития газогенерато-
ров современных ГТД:
-	повышение аэродинамической нагруженно-
сти ступеней компрессора и турбины для сокраще-
ния количества ступеней газогенератора и соответ-
ствующего снижения стоимости производства
и ремонта;
101
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Газогенератор ТРДД GE90
G,. -90 кг/с;
К/1
КК =21.2:
'А так —23}:
О^првых 7,0 кг/с
1 - KJ-ступенчатый осевой компрессор с регулируемыми BI1A и НА 2... 5 ступеней;
2 - 2-ярусная камера сгорания: 3 - 2-ступенчатая осевая турбина; 4 - подшипники
GK0= 10.9 кг/с:
= 6,6;
Ракшах — 9,3);
Сг — 25 кг/с
'J пр ВЫХ	7 ГчТ/V
1 - осецентробежный компрессор (6 ос. + 1 ц/б); 2 - противоточная камера сгорания;
3- 2-ст\ пенчатая осевая турбина; 4- подшипники
Газогенератор ТВД TPF 351-20
G,.. = 6,35 кг/с;
КО
= 13,3:
Впрвых — 0,73 кг/с
1 - 2-ступенчатый осецентробежный компрессор: 2 - противоточная камера сгорания
3- 2-ступенчатая осевая турбина; 4- подшипники
Рисунок 2.5.2.21 - Конструктивные схемы газогенераторов различной размерности
102
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Таблица 2.5.2.21
Основные параметры газогенераторов некоторых современных ТРДД
Параметры	Пко, ном./ макс. кр. кг/с	ном./ макс, кр.	ZK	Dr, ММ	^ВТ9 вх/вых	Г ко, ном./ макс. кр. м/с	Лк* ном./ макс, кр	Лк пол, НОМ./ макс, кр	Тса*, к	7Г|	Лт*	zT
CFM-56-5C2	27,9/27,4	12,5/12,2	9	615	0,70/ 0,92	420/413	0,86/0,861	0,9/0,901	1635	4,2	0,882	1
V2500-A1	32,1/30,8	16...18 /15	10	567	0,53/ 0,92		0,861/ 0,867	0,904/ 0,908	1592	4,8	0,896	2
ПС-90А	47,6/47,1	16,2/15,9	13	648	0,488/ 0,905	363,5/ 361	0,834/ 0,838	0,885/ 0,888	1640	5,1	0,888	2
PW 2037	41,0/40,2	13,0/12,5	12	660	0,63/ 0,91	/348	0,868/ 0,87	0,906/ 0,907	1593	4,1	0,905	2
CF6-80C2	58,2/	11,9/	14	750	0,48/ 0,895	346/	0,876/	0,91/	1638	4,0	0,929	2
PW 4084		10/	11	850	0,66/ 0,875	366/	0,861/	~0,9/	1780	3,9	0,91	2
GE90-90B	/94	/22,8	10	965	0,53/ 0,92	/~440	АО,86	/0,906	1750	5,1	0,924	2
-	повышение максимальной температуры газа
перед турбиной;
-	уменьшение размерности газогенератора для
ГТД фиксированной тяги (мощности) в связи с об-
щей тенденцией повышения температуры газа пе-
ред турбиной и степени двухконтурности (для
гражданских ТРДД);
-	улучшение эмиссионных характеристик ка-
меры сгорания: снижение вредных выбросов NOx,
СО, CN, дымности;
-	применение передовых технологий: колес
типа «blisk» и «bling» в компрессоре, многослой-
ных ТЗП и эффективных систем охлаждения в тур-
бине и др.
Необходимо отметить, что сокращение коли-
чества ступеней газогенератора наиболее актуаль-
но для авиационных ГТД — в первую очередь для
боевых ТРДДФ, поскольку этим повышается ком-
пактность и снижается масса. Также это очень
важно и для двигателей региональных и ближне-
магистральных самолетов. Для них снижение по-
купной цены, стоимости ремонта и обслуживания
имеет большее влияние на снижение прямых экс-
плуатационных расходов, чем экономичность дви-
гателя.
Для наземных, в особенности для энергети-
ческих ГТД, компактность и малый вес имеют вто-
ростепенное значение. Решающими являются тре-
бования экономичности и надежности. Для этих
ГТД обычно используются умеренные окружные
скорости и аэродинамические нагрузки, обеспечи-
вающие максимально высокие к.п.д. лопаточных
машин и экономичность ГТД, а также снижающие
эрозионный износ лопаток при работе в более за-
пыленном и загрязненном воздухе по сравнению
с авиационными ГТД.
2.5.2.3 - Создание ГТД различного
назначения на базе единого газоге-
нератора
Стоимость создания полностью нового ГТД,
например, ТРДД класса тяги 100...400 кН, (при
проектировании «с осевой линии») достигает 1... 3
миллиарда долларов США и приближается к сто-
имости разработки планера самолета. Поэтому га-
зогенератор вновь созданного двигателя целесооб-
разно использовать для разработки на его базе
модификаций большей или меньшей тяги или со-
здания ГТД другого назначения. Кроме значитель-
ной экономии финансовых средств, использование
доведенного газогенератора позволяет существен-
но снизить технический риск и сроки создания но-
вых ГТД, а также обеспечить более высокий уро-
вень начальной надежности двигателей, что
повышает их конкурентоспособность.
Конструктивно создание ГТД различных схем
на базе единого газогенератора осуществляется
надстройкой газогенератора необходимыми допол-
нительными узлами и системами (Рис. 2.5.2.3 1).
Например, при разработке ТРД газогенератор до-
полняется входным устройством и соплом. При
создании ТРДД газогенератор надстраивается кас-
кадом низкого давления (вентилятором и турбиной
низкого давления (ТНД)), наружным контуром
и выхлопной системой, которая может быть вы-
полнена с раздельными соплами внутреннего
и наружного контуров или с общим соплом. При
103
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
ТРД
Рисунок 2.5.2.31 — Схема создания различных ГТД на базе общего газогенератора
ТРДД
вертолетный ГТД.
наземный ГТД
ин 1М
н* hi
создании промышленных ГТД разрабатывается
узел СТ, а при необходимости значительного по-
вышения мощности газогенератор может быть
надстроен каскадом НД для увеличения расхода
воздуха.
При разработке ГТД необходимо учитывать
конструктивные и прочностные ограничения газо-
генератора, которые определяют возможный пре-
дел повышения тяги (мощности) двигателя.
При наличии на входе газогенератора КПД,
т.е. когда газогенератор работает при повышенных
давлении (Р*вх )и температуре (Т*вх) на входе, про-
порционально Р*вх и Т*вх повышаются давление
и температура по тракту газогенератора, а также
увеличиваются физическая частота вращения
и расход воздуха. Повышение указанных парамет-
ров возможно до определенных максимальных зна-
чений, на которые рассчитан газогенератор из ус-
ловия обеспечения нормированных запасов
прочности основных деталей и работоспособнос-
ти трансмиссии.
Важным конструктивным параметром явля-
ется внутренний диаметр подшипников газогене-
ратора, ограничивающий максимальный диаметр
вала каскада НД, который проходит внутри вала
газогенератора. Повышение мощности и крутяще-
го момента на валу каскада НД (например, при
увеличении степени двухконтурности ТРДД) при
фиксированном диаметре вала НД может вызвать
трудности с обеспечением прочности вала. Уве-
личение же диаметра подшипников газогенерато-
ра ограничивается величиной параметра О *п, оп-
ределяющего долговечность подшипников,
а также прочностью дисков турбины газогенера-
тора при увеличении диаметра внутреннего отвер-
стия диска.
Для снятия такого рода прочностных и конст-
руктивных ограничений может потребоваться ра-
дикальная модернизация газогенератора: изменение
конструкции, использование новых материалов,
керамических подшипников или применение редук-
тора для привода вентилятора.
Использование базового газогенератора ши-
роко применяется в практике газотурбостроения.
Например, в Советском Союзе в КБ «Труд» (г. Куй-
бышев, ныне Самара) в 1960... 1970 г.г. на базе га-
зогенератора опытного двигателя НК-6 было раз-
работано семейство ТРДД НК-8 (7?взл=93... 103 кН)
для магистральных самолетов ИЛ-62 иТУ-154
и ТРДД НК-86 с 7?взл= 127 кН для самолета ИЛ-86,
а также ТРДДФ НК-144 для пассажирского сверх-
звукового самолетаТУ-144 с7?ф= 172 кНи ТРДДФ
НК-22 с R(,	196 кН для сверхзвукового дальнего
бомбардировщика ТУ-22М.
Еще одним примером успешной в техничес-
ком и коммерческом плане разработки авиацион-
ных ГТД различного назначения на основе едино-
го газогенератора является создание американской
фирмой General Electric двух различных семейств
авиационных ГТД на базе газогенератора военно-
го ТРДДФ F101 тягой 133 кН, предназначенного
для стратегического бомбардировщика В-1В
(Рис. 2.5.2.32).
Совместно с французской фирмой Snecma
было разработано семейство ТРДД CFM56 с вы-
сокой степенью двухконтурности т = 4,9...6,6
104
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
ТРДДФ F110-GE-100 (Яф = 125 кН. in 0,8)
ТРД ДФ F101 (Яф = 133 кН. ш = 2)
Семейство военных ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности
Семейство ТРДД высокой степенью двухконтурнос! и Cl VT56
Подсемейства:
CFM56-2;
CFM56-3;
CFM56-5A;
CFM56-5B;
CFM56-5C;
CFM56-7:
Рисунок 2.5.2.32 - Семейства ТРДДразличного назначения на базе единого газогенератора
105
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
в классе тяги 82... 152 кН, включающее большое
количество модификаций, для магистральных са-
молетов Boeing737, Airbas А320 и А340 и др. Дви-
гатели выполнены по двухвальной схеме с подпор-
ными ступенями на валу вентилятора. В процессе
развития CFM56 с 1977 г. по 2001 г. было разрабо-
тано и введено в эксплуатацию шесть базовых под-
семейств, отличающихся диаметром вентилятора
и количеством подпорных ступеней. Это позволи-
ло CFM56 закрыть широкий диапазон тяги от 82 до
152 кН и эксплуатироваться на 20 моделях самоле-
тов. За 20 лет развития семейства CFM56 базовый
газогенератор также был значительно модернизи-
рован в части совершенствования аэродинамики
и конструкции компрессора и турбины, а также
улучшения экологических характеристик камеры
сгорания. Это позволило уменьшить удельный рас-
ход топлива последних моделей ТРДД более чем
на 10 % при близких параметрах цикла.
Вторым семейством ГТД на базе газогенерато-
ра F101 стало семейство военных ТРДДФ F110,
предназначенных для истребителей F-14, F-15
и F-16. По сравнению с базовым двигателем F101
(см. Рис. 2.5.2.3 2) была снижена степень двухкон-
турности с 2,0 до 0,8 и применен трехступенчатый
КПД с повышенной степенью сжатия и умень-
шенным диаметром на входе. Были созданы че-
тыре модификации двигателя в диапазоне тяги
7?ф= 19... 151 кН, а также бесфорсажный вариант F118
для стратегического бомбардировщика В-2А.
Также на базе конвертированных газогенера-
торов авиадвигателей возможна разработка назем-
ных ГТД различных схем. Пример создания семей-
ства промышленных ГТД в классах мощности 10,
12, 16 и 25 МВт на базе ТРДД ПС-90А разработки
ОАО «Авиадвигатель» показан на Рис. 2.5.2.3 3.
Базовый авиационный двигатель представляет со-
бой экономичный малошумный ТРДД с высокими
параметрами цикла: Т*СА тах= 1640 К, 7Г*Ктах= 38,
т = 4,5, эксплуатирующийся на самолетах типа
ИЛ-96, ТУ-204 и ИЛ-76. Конструктивно двигатель
выполнен по двухвальной схеме с двумя подпор-
ными ступенями на валу вентилятора и со смеше-
нием потоков внутреннего и наружного контуров.
Газогенератор базового двигателя представ-
ляет собой высоконапорный одновальный турбо-
компрессор, включающий тринадцатиступенча-
тый компрессор со степенью сжатия тг*к = 16,
трубчато-кольцевую камеру сгорания с двенадца-
тью жаровыми трубами и двухступенчатую тур-
бину высокого давления (ТВД). Размерность га-
зогенератора характеризуется приведенным
расходом воздуха на входе GB0 = 47 кг/с и по вы-
ходу G„„„„TTV=4,6 кг/с. В системе базового ТРДД
ПС-90А газогенератор работает с «наддувом» от
вентилятора и подпорных ступеней и, поэтому
рассчитан на высокие температуру и давление по
газовоздушному тракту и повышенную физичес-
кую частоту вращения.
Первой моделью наземного ГТД стал двига-
тель газотурбинной установки ГТУ-12П в классе
мощности 12 МВт с к.п.д. 34,6 %. Он представлял
собой конвертированный газогенератор базового
ТРДД и вновь спроектированную двухступенчатую
силовую турбину (СТ) с номинальной частотой
вращения ист=6500 об/мин.
Примечание', термин «газотурбинная уста-
новка» — ГТУ — часто употребляется в назем-
ном газотурбостроении. ГТУ включает помимо
двигателя подмоторную раму, САУ и ряд других
систем обеспечения двигателя. Состав оборудо-
вания, включаемый в ГТУ, может быть различным
в зависимости от применения, однако, когда идет
речь об основных данных и параметрах ГТУ, име-
ются в виду параметры и основные данные дви-
гателя, например: мощность и к.п.д. на валу, рас-
ход воздуха, степень сжатия и т.д.
В дальнейшем на базе газогенератора ПС-90А
был разработан двигатель для установки ГТУ-10П
мощностью 10 МВт с высокооборотной СТ
(ист = 9000 об/мин) для привода компрессоров за-
качки природного газа в подземные хранилища.
В связи с отсутствием наддува от КПД, физичес-
кая частота вращения газогенератора и температу-
ра перед турбиной ГТУ-12П и ГТУ-10П значитель-
но ниже, чем на базовом ПС-90А.
Для создания ГТД в классе мощности 16 МВт
базовый газогенератор был модифицирован —
спереди компрессора была установлена дополни-
тельная ступень для увеличения расхода воздуха
и степени сжатия. Поскольку при этом, как отме-
чалось ранее, приведенный расход воздуха по
выходу практически не изменился, то доработка
камеры сгорания и ТВД не потребовалась. Вслед-
ствие «наддува» базового компрессора от допол-
нительной ступени на входе частота вращения мо-
дифицированного газогенератора повысилась.
Была разработана также новая трехступенчатая
СТ. Увеличение расхода воздуха до GB0 = 57 кг/с
и степени сжатия до тг*к = 20 в сочетании с повы-
шением температуры газа перед турбиной обес-
печило увеличение мощности до 116,5 МВт
и к.п.д. до 37 % (в условиях ISO).
Наиболее мощная модификация — ГТУ-25П
в классе мощности 25 МВт — была создана путем
надстройки базового газогенератора каскадом низ-
кого давления для значительного повышения рас-
хода воздуха и степени сжатия. СТ разработана
106
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
rLl 500(1 об мин.
Рисунок 2.5.2.33 - Семейство наземных ГТД на базе газогенератора ТРДД ПС-90А
107
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
ТРДД R= 12,5 тс m = 5,5
Рисунок 2.5.2.34 -Пример проектирования семейства ТРДД на базе унифицированного газогенератора
Я	=	Я 11, Jf =0.8
R - 12500кгс	2600ХЛ-
Ся = 0346 ™	0,585— -
дат ч	кгс ч
Gsc = 405кг/с	427кг/<г
т 5,5	5,48
71»-1 = 28	30
n‘t. 1,62	1,65
71 -г — 21-8 Г..ВД	г	3,0
Т£Л = 1620Л"	1365Л"
Н = 0, М = 0	Н =11. И - 0,8
R = 187(Хк'гс	35и0кге
кг	кг
Ск = 0,29		0,541	
ЯЛ? - А/	кгс' ч
= = 697кг с	742кг с
т = 9,0	9,0
=32	34,5
л; = 1,48	1,49
л ЛТИ = 3-2	3,55
ТГЛ = 17 ЗОЛ"	1450F
Я==0, W =0	Я =11,4/= 0,8
R = 2201 Юка-	35ООкге
кг	
С_ =0,25		0,513
KZC  Ч	кгс ч
Gjj,, = 916кг/ е	922кг/с
т =11,6	12,0
Hj^. =32,6	32,7
л' =1,345	1,40
л jfftT =	3.30
= 1660Л	1430Л'
F„ = +15%	
108
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
вновь на базе СТ ГТУ-16П. Турбокомпрессор НД
включает трехступенчатый КНД ПС-90А со сре-
занной наружной частью лопаток вентилятора и но-
вую одноступенчатую ТНД. В конструкции
ГТУ-25П в наибольшей степени используется па-
раметрический и прочностной потенциал базово-
го авиадвигателя ПС-90А, а высокие параметры
цикла: Т*СА = 1512 К, я*КЕ = 28 обеспечивают вы-
сокий уровень эффективного к.п.д. = 40 %.
Очевидно, что использование общего газоге-
нератора в семействе ГТД различного назначения
может привнести некоторые отклонения от опти-
мумов для конкретных типов ГТД и соответствую-
щие компромиссы. Для обеспечения работоспособ-
ности узлов в различных применениях (особенно
в ТРДДФ на сверхзвуковых режимах) может потре-
боваться ряд конструктивных изменений газогене-
ратора, замена материалов, улучшение охлажде-
ния, пересогласование рабочих точек компрессора.
Однако, при двойном или тройном применении
общего газогенератора достигается значительная
экономия времени и средств на трудоемкую аэро-
динамическую и прочностную доводку лопаточ-
ных машин, а именно: получение к.п.д., запасов
устойчивости, частотной отстройки деталей ком-
прессора и турбины от опасных вибронапряже-
ний, обеспечение долговечности роторных дета-
лей и подшипниковых узлов.
Пример проектирования ТРДД различного
класса тяги на базе общего газогенератора пока-
зан на Рис. 2.5.2.3 4. Представлено семейство
гражданских ТРДД в широком диапазоне тяги
(7? = 90...220 кН) со степенью двухконтурности
5... 12, в т.ч. с редукторным приводом вентиля-
тора.
2.5.2.4 - Использование геометри-
ческого моделирования при проек-
тировании ГТД
В практике проектирования ГТД наряду с ис-
пользованием полноразмерных базовых газогене-
раторов находит широкое применение геометри-
ческое моделирование газогенераторов, отдельных
узлов ГТД и ступеней лопаточных машин.
Отношение сходных линейных размеров кон-
структивных узлов моделируемого и базового ГТД
называется коэффициентом моделирования. Для
определения коэффициента моделирования узла
или ступени чаще всего используется характерный
диаметр. Например, для компрессора - это наруж-
ный диаметр первого рабочего колеса:
^МОД ^НАР / D НАР БАЗ-
Таблица 2.5.2.41
Примеры ГТД, созданных моделированием базовых газогенераторов
ГТД с моделированным газогенератором (фирма - разработчик)	Величина изменения линейных размеров при моделировании Кмод	Исходный ГТД (фирма - разработчик)	Год начала работы
Авиационные ТРДД			
Д-З ОКУ/КП (ОАО «Авиадвигатель») R=103...118 кН	1,11	Д-30 (ОАО «Авиадвигатель») R=66...68 кН	1967
АЛ-31Ф (ОАО «Сатурн») R=123 кН	1,13	РД-33 (ГУНПП «Завод им. Климова») R=81..,86 кН	1975
BR710.715 (Rolls-Royce) R=66...93 кН	0,9	V2500 (IAE) R=98... 147 кН	1993
Trent 900 (Rolls-Royce) R=303...374 кН	0,9	Trent 800 (Rolls-Royce) R=332...463 кН	1996
GP 7000 (Engine Alliance) R=298...362 кН	0,86	GE90 (General Electric) R=340.. .512 кН	1996
Trent 500 (Rolls-Royce) R=236...249 кН	0,8	Trent 800 (Rolls-Royce) R=332...463 кН	1997
CF34-10 (General Electric) R=80...82 кН	0,915	CFM56-5 (CFMI) R=98... 151 кН	2001
Промышленные наземные ГТД			
Tempest (Siemens) Кэл = 7,7 МВт	1,25	Typhoon (Siemens) \эл 4.3... 5,2 МВт	1994 (ввод В ЭКСПЛ.)
Titan 130 (Solar) Ne = 13,3 МВт	1,36	Taurus 70 (Solar) Ne=7,2 МВт	1998 (ввод В ЭКСПЛ.)
MS 9000H (General Electric) Non » 320 МВт	3,1	ТРДД CF6-80C2 (General Electric)	1999
109
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
БАЗОРЫИ КОМПРЕССОР
1959 г
Z=B
Применение ТРДЗД.2СЛ
'ipUM*m «и* ТРДДД-М.	2-11
ТТУ-2Г5П П>-4П	Применение ТРДД/иОЧУ-КП,-151
серийный
серийный
Применение ГТУ-16П
Применение 1-аальныи ^HecieniueeKiu гтд Ил ISO VВт
Рисунок 2.5.2.41 - Использование геометрического моделирования при создании компрессоров
ОАО «Авиадвигатель»
Моделирование может производиться как в сто-
рону увеличения размеров (ЛГМОД >1), так и в сторо-
ну уменьшения (ЛГМОД < 1). В моделированных узлах
ГТД все линейные размеры прямо пропорциональны
коэффициенту моделирования - расход воздуха (газа)
и мощность (тяга) прямо пропорциональны квадра-
ту К , а объем и масса прямо пропорциональны
кубуЯ’мод-
Моделирование узлов ГТД основано на гид-
родинамической теории подобия, основные поло-
жения которой рассматриваются в курсе «Теории
ГТД». Если в геометрически подобных конструкци-
ях выдерживается равенство гидродинамических
критериев подобия (относительных скоростей по-
тока в осевом и окружном направлении -Ан Л
чисел Рейнольдса (Re), Пекле (Ре), Фруда (Гг) и по-
110
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
казателей адиабаты (к = СJCV ) в сходственных
точках), то возможно распространение результа-
тов аэродинамического и прочностного проекти-
рования и испытаний базового узла на моделиру-
емый узел. Это означает, что при идентичных
параметрах цикла (Т*СА и тг*к) и внешних услови-
ях в модельном узле сохраняются аэродинамика
потока, температуры и давления по тракту, исход-
ное количество лопаток, напряжения и запасы
прочности, вибро со стояние деталей, запасы по
критической частоте вращения. Поэтому, исполь-
зование стратегии проектирования ГТД, основан-
ной на моделировании, значительно снижает объе-
мы проектных работ и технические риски, а так-
же делает возможным применение результатов
испытаний и опыта эксплуатации существующих
ГТД при разработке моделируемых.
В таблице 2.5.2.4 1 даны примеры ГТД, со-
зданных с использованием моделирования базо-
вых газогенераторов. На Рис. 2.5.2.4 1 и 2.5.2.4 2
показаны примеры разработки компрессоров
ОАО «Авиадвигатель» и фирмы Solar (США) с ис-
пользованием моделирования базовых компрессо-
ров и отдельных ступеней. На Рис. 2.5.2.4 3 пока-
заны лопатки турбины модельных ГТД фирмы
Solar: Titan 130 и Taurus 70.
11 ступеней
CENTAUR 40
N-3,5 В ЯК=Ю,3
Моделирование
TAURUS 60
Ne=5,7 В
12 ступеней
>4
о
е
?	7Ск=11,5
MARS 100
Н.2В
15 ступеней
Як=17,4
3 новые
ступени
TAURUS 70
Н=7Д В
Мо хелирование
14 ступеней
14 ступеней
TITAN 130
Лк=16
Моделирование 13 ступени
Ne=13.3 В
1 - 13
ступени
Л ,=16
2
Мо цедирование
Рисунок 2.5.2.4_2 - Пример разработки компрессоров ГТД фирмы Solar с использованием моделирования
каскадов компрессора и отдельных ступеней
111
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Рисунок 2.5.2.43 - Рабочие и сопловые лопатки турбины модельных ГТД Titan 130 и Taurus 70 фирмы Solar
Необходимо отметить, что на практике при
моделировании невозможно точно выдержать все
критерии и граничные условия. Так, при изменении
линейных размеров пропорционально изменяются
критерии подобия (Re, Ре, Fr), могут не выдержи-
ваться относительные радиальные зазоры, относи-
тельные радиусы кромок лопаток, сопряжений и т.д.
Поэтому при проектировании ГТД, и в особеннос-
ти авиационных, чаще используется принцип «ма-
лого моделирования». По этому принципу доведен-
ный по аэродинамике и прочности газогенератор
или узел моделируется в малом диапазоне измене-
ния линейных размеров - приблизительно ±20 %.
Это позволяет с относительно небольшой доводкой
сохранить все аэродинамические и прочностные ха-
рактеристики турбокомпрессора.
При разработке наземных ГТД используются
и более значительное моделирование (см. табли-
цу 2.5.2.4 1). Так, например, при разработке ком-
прессора энергетического ГТД MS9000H фирмы
General Electric коэффициент моделирования ба-
зового компрессора авиационного двигателя
CF6-80C2 составил Кмод=3,1. В данном случае
моделировалась только проточная часть (профили
лопаток), а конструкция компрессора разрабатыва-
лась заново в соответствии с принципами энерге-
тического турбомашиностроения. Это позволило
сэкономить значительные средства за счет прове-
дения испытаний и снятия характеристик компрес-
сора на малоразмерной модели.
2.6 - Сертификация авиационных
ГТД, ГТУ для ГПА и ГТЭС, их
производства и систем
менеджмента качества этого
производства
2.6.1 — Общие положения
2.6.1.1 — Общие положения по
авиационным ГТД
Находясь в воздушном пространстве воздуш-
ное судно с пассажирами и (или) грузом становит-
ся потенциально опасным для человека и приро-
ды объектом.
Любой отказ (разрушение или просто потеря
работоспособности) какого-либо жизненно важно-
го элемента конструкции планера или другого ком-
понента воздушного судна (в первую очередь авиа-
ционного маршевого двигателя) может привести
к авиационному происшествию, аварии или даже
катастрофе. В результате может быть нанесен вред
(ущерб) здоровью людей, находящихся на борту
воздушного судна и (или) на земле, порча и (или)
потеря имущества: воздушного судна, багажа пас-
сажиров, груза и (или) имущества третьих лиц,
находящихся на земле в районе аварии или катаст-
рофы, вред и ущерб природной среде в месте ава-
рии или катастрофы воздушного судна.
112
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Различного видаизносы, вызванные длитель-
ной эксплуатацией воздушного судна и приводя-
щие к ухудшению технических характеристик и па-
раметров авиационных двигателей ухудшают
экологические характеристики этих двигателей и,
как следствие, отрицательно воздействуют на ок-
ружающую среду.
Учитывая общественную и государственную
значимость необходимости защиты жизни и здо-
ровья граждан РФ, государственного и муници-
пального имущества, имущества физических
и юридических лиц, а также охраны окружающей
среды, жизни и здоровья животных и растений,
в РФ создана, зарегистрирована в Госстандарте
и функционирует Система сертификации авиа-
ционной техники и объектов гражданской авиа-
ции (СС АТ и ОГА). В рамках этой системы обяза-
тельной сертификации подлежит, в частности,
типовая конструкция авиационных двигателей
воздушных судов транспортной категории, осуще-
ствляющих перевозки пассажиров, багажа, почты
и (или) груза в интересах гражданской и (или) го-
сударственной авиации и производство авиацион-
ных двигателей. Также в рамках этой системы
Авиарегистром МАК проводится сертификация
типовой продукции авиационного двигателя и его
производства на соответствие требованиям Авиа-
ционных правил.
В данном разделе в качестве объектов серти-
фикации рассматриваются:
-	авиационный маршевый ГТД основных СУ
воздушных судов транспортной категории, исполь-
зуемых для пассажирских и (или) грузовых перево-
зок в эксплуатирующих организациях гражданской
и (или) государственной авиации,
-	ГТУ на базе авиационных двигателей, рабо-
тающие на природном газе, для привода генерато-
ров (в ГТЭС) или нагнетателей (в ГПА),
-	производство авиационных ГТД и система
менеджмента качества (СМК) разработки и изго-
товления ГТУ.
Термины и их определения, а также приня-
тые сокращения и обозначения приведены в раз-
деле 2.6.2. Органы регулирования деятельности
в области гражданской авиации и ГТУ наземно-
го применения приведены в разделе 2.6.1.4. За-
конодательные и иные нормативные документы,
регламентирующие сертификацию типовой кон-
струкции авиационных ГТД, сертификацию про-
изводства авиационных ГТД и СМК, приведены
в разделах 2.8.8, 2.8.9.
2.6.1.2 — Общие положения по
сертификации наземной техники
Наземная техника отличается от авиационной
особенностями эксплуатации и различными ведом-
ственными подходами к процессу сертификации.
Поэтому для наземной техники приняты отличаю-
щиеся от авиационных правила сертификации.
Цель сертификации наземной техники:
-	создание условий для деятельности юриди-
ческих лиц на едином товарном рынке РФ;
-	создание условий для участия в международ-
ном экономическом, научно-техническом сотруд-
ничестве и международной торговле;
-	содействие потребителям в компетентном
выборе продукции;
-	защита потребителя от недобросовестности
изготовителя (продавца, исполнителя);
-	контроль безопасности продукции для окру-
жающей среды, жизни, здоровья и имущества;
-	подтверждение показателей качества продук-
ции, заявленных изготовителем.
2.6.1.3 — Общие положения по сер-
тификации производства и СМК
Производство авиационных ГТД в обязатель-
ном порядке сертифицируется специально упол-
номоченным органом по сертификации АР МАК
в соответствие с АП-21 (разделы F и G). При этом
Изготовитель авиационных ГТД может получить
документ, подтверждающий соответствие произ-
водства, в виде Одобрения производства или в ви-
де Сертификата серийного производства - в зави-
симости от готовности производства при наличии
сертификата типа на авиационный ГТД.
Сертификация СМК производства наземных
ГТУ производится в добровольном порядке аккре-
дитованным в ГОССТАНДАРТе РФ сертифициру-
ющим органом в соответствии с выбранной систе-
мой сертификации СМК. Сертификация СМК ГТУ
осуществляется, как правило, на соответствие тре-
бованиям ГОСТ Р ИСО 9001 -2001 (ИСО 9001 -2000)
«Системы менеджмента качества. Требования»
[2.8.10].
2.6.1.4 — Органы регулирования де-
ятельности
2.6.1.4.1 —Авиационная техника
Органами регулирования деятельности в об-
ласти гражданской авиации являются:
113
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
-Международная организация гражданской
авиации (ИКАО).
-	Совет по авиации и использованию воздуш-
ного пространства. Образован станами СНГ уча-
стниками Минского соглашения.
-	Межгосударственный авиационный комитет
(МАК). Постоянно действующий исполнительный
орган Совета по авиации и использованию воздуш-
ного пространства.
-	Авиационный регистр Межгосударственно-
го авиационного комитета (Авиарегистр МАК).
Компетентный постоянно действующий орган
Межгосударственного авиационного комитета.
Осуществляет сертификацию изделий авиацион-
ной техники (АТ), сертификацию предприятий
авиационной промышленности, осуществляющих
разработку, изготовление и ремонт АТ.
-	Российское авиационно-космическое агент-
ство (Росавиакосмос). Управление авиационной
промышленности Федерального агентства по про-
мышленности. Осуществляет на предприятиях
авиационной промышленности лицензирование
деятельности по разработке, производству, испы-
танию и ремонту АТ.
-	Государственная служба гражданской авиа-
ции (Росавиация). Федеральная служба по надзо-
ру в сфере транспорта (Ространснадзор). Осуще-
ствляет контроль и надзор за соблюдением
законодательства РФ и международных договоров
РФ о Гражданской авиации (ГА), лицензирование
следующих видов деятельности на объектах ГА:
ремонт АТ, деятельность по техническому обслу-
живанию воздушных судов, деятельность по ре-
монту воздушных судов. Проводит сертификацию
юридических лиц, осуществляющих техническое
обслуживание и ремонт АТ.
-	Независимая инспекция Авиарегистра
МАК. Функции Независимой инспекции (по упол-
номочию Авиарегистра МАК) по надзору и конт-
ролю процесса создания (разработки и сертифика-
ции) авиационного двигателя исполняет Военное
представительство Минобороны России в Органи-
зации Разработчике этого двигателя.
-	ГОССТАНДАРТ РФ. Федеральное агентство
по технческому регулированию и метрологии (Рос-
технадзор).
-	ГОСГОРТЕХНАДЗОР РФ, ГОСЭНЕРГО-
НАДЗОР РФ, Госкомитет по охране окружающей
среды РФ. Федеральная служба по экологическо-
му, технологическому и атомному нодзору (Ростех-
надзор).
-	УГПС МВД МЧС РФ. Главное управление
Государственной противопожарной службы Мини-
стерства РФ по делам гражданской обороны, чрез-
вычайным ситуациям и ликвидации последствий
стихийных бедствий ( ГУ ГПС МЧС РФ).
2.6.1.4.2 — Органы регулирования
деятельности по сертификации
производства и СМК
Органами регулирования деятельности по сер-
тификации производства и СМК являются АР МАК
и ГОССТАНДАРТ РФ.
2.6.2 — Термины и определения
2.6.2.1 —Авиационная техника
АВИАЦИОННАЯ ДЕЯТЕЛЬНОСТЬ. Органи-
зационная, научная, техническая, производствен-
ная, эксплуатационная и иная деятельность, на-
правленная на удовлетворение нужд экономики,
юридических и (или) физических лиц в воздушных
перевозках и авиационных работах и услугах,
а также на поддержку и развитие авиации, в том
числе на создание (разработку), производство и эк-
сплуатацию объектов авиационной техники.
АВИАЦИОННАЯ ПРОМЫШЛЕННОСТЬ.
Отрасль промышленности, в которой осуществля-
ются разработка, производство, реализация, пос-
лепродажное обслуживание, ремонт или утилиза-
ция объектов авиационной техники.
АВИАЦИОННАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ. Юриди-
ческое лицо, имеющее в своей собственности (или
на другом законном основании) единый имуще-
ственный производственный комплекс (предприя-
тие), используемый для осуществления авиацион-
ной деятельности, основной целью деятельности
которого являются разработка, производство, реа-
лизация, послепродажное обслуживание, ремонт
или утилизация авиационной техники.
АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА. Воздушные
суда, их маршевые и вспомогательные двигатели,
бортовое оборудование и агрегаты, вооружение,
средства спасения, тренажеры, наземные средства
управления воздушным движением, навигации,
посадки и связи, а также средства наземного обслу-
живания воздушных судов.
ВОЗДУШНОЕ СУДНО. Самолет или винток-
рылый аппарат (вертолет) транспортной категории,
используемый в целях гражданской, государствен-
ной и (или) экспериментальной авиации.
АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ. Маршевый
или вспомогательный двигатель воздушного суд-
на транспортной категории.
ВОЗДУШНЫЕ ПЕРЕВОЗКИ. Перевозки пас-
сажиров, багажа, грузов и почты на коммерческой
114
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
(за плату) или безвозмездной (бесплатно) основе,
выполняемые на воздушных судах гражданской
и (или) государственной авиации. Воздушные пе-
ревозки могут быть как внутренними (в воздуш-
ном пространстве над территорией РФ), так и меж-
дународными (в воздушном пространстве двух
и более государств).
ГОСУДАРСТВЕННОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ.
Система правового, технического и (или) экономи-
ческого регулирования авиационной деятельнос-
ти Организаций авиационной промышленности по
удовлетворению потребностей физических и юри-
дических лиц в воздушных перевозках в целях за-
щиты их прав на безопасные и качественные воз-
душные перевозки (на безопасность полетов
и экологическую безопасность воздушных судов).
БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТОВ. Обеспечен-
ность регулярных воздушных трасс воздушными
судами, в полной мере удовлетворяющими требо-
ваниям к летной годности воздушных судов и их ком-
понентов, в том числе и авиационных двигателей.
ЭКОЛОГИЧЕСКАЯ БЕЗОПАСНОСТЬ. Ми-
нимально вредное воздействие на людей и приро-
ду от деятельности в области авиации, в том чис-
ле и в первую очередь: (а) от вредного воздействия
шума на местности от работающих двигателей
в районах взлета и посадки воздушного судна и (б)
от вредного воздействия эмиссии выходящих из
двигателей газов.
ЛЕТНАЯ ГОДНОСТЬ. Соответствие воздуш-
ного судна и его компонентов, в том числе и авиа-
ционных двигателей, действующим в РФ требова-
ниям к летной годности гражданских воздушных
судов и охране окружающей среды (экологическим
требованиям по шуму и эмиссии газов).
СЕРТИФИКАЦИЯ. Составная часть государ-
ственного регулирования авиационной деятельно-
сти. Сертификацией устанавливается и удостове-
ряется соответствие типовой конструкции объекта
авиационной техники (а также его производства)
требованиям к летной годности и охране окружа-
ющей среды.
АВИАЦИОННЫЕ ПРАВИЛА. Свод проце-
дур, правил, норм и стандартов, выполнение кото-
рых признается в качестве обязательного условия
обеспечения безопасности полетов и охраны окру-
жающей среды от вредного воздействия авиации
(обеспечения летной годности).
НОРМЫ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ. Часть Авиаци-
онных правил, которая содержит требования к типо-
вой конструкции, параметрам и летным качествам
воздушных судов и их компонентов, в том числе
и авиационных двигателей, направленные на обес-
печение безопасности полетов.
ТИПОВАЯ КОНСТРУКЦИЯ. Конструкция
объекта авиационной техники (включая его лет-
ные характеристики и эксплуатационные ограни-
чения ограничения в ожидаемых условиях эксп-
луатации), соответствие которой требованиям
Норм летной годности, применимых для данного
типа авиационной техники, устанавливается по
результатам сертификации этого типа.
2.6.2.2 — Наземная техника
БЕЗОПАСНОСТЬ продукции, процессов про-
изводства, эксплуатации, хранения, перевозки, ре-
ализации и утилизации - состояние, при котором
отсутствует недопустимый риск, связанный с при-
чинением вреда жизни или здоровью граждан, иму-
ществу физических или юридических лиц, госу-
дарственному или муниципальному имуществу,
окружающей среде, жизни или здоровью живот-
ных и растений.
ДЕКЛАРИРОВАНИЕ СООТВЕТСТВИЯ -
форма подтверждения соответствия продукции
требованиям технических регламентов.
ДЕКЛАРАЦИЯ О СООТВЕТСТВИИ - доку-
мент, удостоверяющий соответствие выпускаемой
в обращение продукции требованиям технических
регламентов.
ПОДТВЕРЖДЕНИЕ СООТВЕТСТВИЯ - до-
кументальное удостоверение соответствия продук-
ции или иных объектов, процессов производства,
эксплуатации, хранения, перевозки, реализации
и утилизации, выполнения работ или оказания ус-
луг требованиям технических регламентов, поло-
жениям стандартов или условиям договоров.
РИСК - вероятность причинения вреда жизни
или здоровью граждан, имуществу физических или
юридических лиц, государственному или муници-
пальному имуществу, окружающей среде, жизни
или здоровью животных и растений с учетом тя-
жести этого вреда.
СЕРТИФИКАТ СООТВЕТСТВИЯ - документ,
удостоверяющий соответствие объекта требовани-
ям технических регламентов, положениям стандар-
тов или условиям договоров.
ЗНАК ОБРАЩЕНИЯ НА РЫНКЕ - обозна-
чение, служащее для информирования приоб-
ретателей о соответствии выпускаемой в обра-
щение продукции требованиям технических
регламентов.
КОНТРОЛЬ (надзор) за соблюдением требо-
ваний технических регламентов - проверка выпол-
нения юридическим лицом или индивидуальным
предпринимателем требований технических регла-
ментов к продукции, процессам производства, эк-
115
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
сплуатации, хранения, перевозки, реализации
и утилизации и принятие мер по результатам про-
верки.
ТЕХНИЧЕСКОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ - право-
вое регулирование отношений в области установ-
ления, применения и исполнения обязательных
требований к продукции, процессам производ-
ства, эксплуатации, хранения, перевозки, реали-
зации и утилизации, а также в области установле-
ния и применения на добровольной основе
требований к продукции, процессам производ-
ства, эксплуатации, хранения, перевозки, реали-
зации и утилизации, выполнению работ или ока-
занию услуг и правовое регулирование отношений
в области оценки соответствия.
ТЕХНИЧЕСКИЙ РЕГЛАМЕНТ - документ,
который принят международным договором РФ,
ратифицированным в порядке, установленном за-
конодательством РФ, или федеральным законом,
или указом Президента РФ, или постановлением
Правительства РФ и устанавливает обязательные
для применения и исполнения требования к объ-
ектам технического регулирования (продукции,
в том числе зданиям, строениям и сооружениям,
процессам производства, эксплуатации, хранения,
перевозки, реализации и утилизации).
ФОРМА ПОДТВЕРЖДЕНИЯ СООТВЕТ-
СТВИЯ - определенный порядок документально-
го удостоверения соответствия продукции или
иных объектов, процессов производства, эксплуа-
тации, хранения, перевозки, реализации и утили-
зации, выполнения работ или оказания услуг тре-
бованиям технических регламентов, положениям
стандартов или условиям договоров.
ЗАЯВИТЕЛЬ - физическое или юридическое
лицо, обратившееся с заявкой на проведение сер-
тификации или аккредитации.
СИСТЕМА СЕРТИФИКАЦИИ - совокуп-
ность правил выполнения работ по сертификации,
ее участников и правил функционирования систе-
мы сертификации в целом.
СЕРТИФИКАЦИЯ - форма осуществляемого
органом по сертификации подтверждения соответ-
ствия объектов требованиям технических регла-
ментов, положениям стандартов или условиям до-
говоров.
СЕРТИФИКАЦИЯ ПРОДУКЦИИ - процеду-
ра подтверждения соответствия, посредством кото-
рой независимая от изготовителя (продавца, испол-
нителя) и потребителя (покупателя) организация
удостоверяет в письменной форме, что продукция
соответствует установленным требованиям.
СЕРТИФИКАТ СООТВЕТСТВИЯ доку-
мент, удостоверяющий соответствие объекта тре-
бованиям нормативных документов, указываю-
щий, что обеспечивается необходимая уверенность
в том, что должным образом идентифицированная
продукция соответствует конкретному стандарту
или другому нормативному документу.
ОРГАН ПО СЕРТИФИКАЦИИ юридичес-
кое лицо, аккредитованное в установленном поряд-
ке на независимость и техническую компетент-
ность, для выполнения работ по сертификации.
ИДЕНТИФИКАЦИЯ ПРОДУКЦИИ - уста-
новление тождественности характеристик продук-
ции ее существенным признакам.
ОЦЕНКА СООТВЕТСТВИЯ прямое или
косвенное определение соблюдения требований,
предъявляемых к объекту.
ПОДТВЕРЖДЕНИЕ СООТВЕТСТВИЯ до-
кументальное удостоверение соответствия продук-
ции, процессов производства, эксплуатации, хра-
нения, перевозки, реализации и утилизации,
выполнения работ или оказания услуг требовани-
ям нормативных документов.
2.6.2.3 Производство и СМК
ОРГАН ПО СЕРТИФИКАЦИИ юридичес-
кое лицо или индивидуальный предприниматель,
аккредитованные в установленном порядке для
выполнения работ по сертификации.
ОЦЕНКА СООТВЕТСТВИЯ прямое или
косвенное определение соблюдения требований,
предъявляемых к объекту.
ПОДТВЕРЖДЕНИЕ СООТВЕТСТВИЯ до-
кументальное удостоверение соответствия продук-
ции или иных объектов, процессов производства,
эксплуатации, хранения, перевозки, реализации
и утилизации, выполнения работ или оказания ус-
луг требованиям технических регламентов, поло-
жениям стандартов или условиям договоров.
СЕРТИФИКАЦИЯ - форма осуществляемо-
го органом по сертификации подтверждения соот-
ветствия объектов требованиям технических рег-
ламентов, положениям стандартов или условиям
договоров.
СЕРТИФИКАТ СООТВЕТСТВИЯ доку-
мент, удостоверяющий соответствие объекта тре-
бованиям технических регламентов, положениям
стандартов или условиям договоров.
СИСТЕМА СЕРТИФИКАЦИИ - совокуп-
ность правил выполнения работ по сертификации,
ее участников и правил функционирования систе-
мы сертификации в целом.
СЕРТИФИКАЦИЯ ПРОИЗВОДСТВА уста-
новление соответствия производства у Изготови-
теля требованиям Авиационных Правил, а имен-
116
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
но его способности изготавливать каждое серийное
изделие с соблюдением того, что оно соответству-
ет типовой конструкции и находится в состоянии,
обеспечивающем безопасность эксплуатации,
а также выполнению им предписанных действий
по поддержанию летной годности.
ОБЯЗАТЕЛЬНАЯ СЕРТИФИКАЦИЯ - фор-
ма подтверждения соответствия объекта требова-
ниям, установленным в регламентирующих норма-
тивных и правовых документах, требующих
обязательного исполнения.
ДОБРОВОЛЬНАЯ СЕРТИФИКАЦИЯ фор-
ма подтверждения соответствия объекта установ-
ленным требованиям в добровольном порядке.
Термины и определения по сертификации
СМК изложены в ГОСТ РИСО 9000-2001 «Систе-
мы менеджмента качества. Термины и словарь»
[2.8.11].
2.6.2.4 — Принятые сокращения
и обозначения
МАК - Межгосударственный авиационный
комитет;
АВИАРЕГИСТР МАК Авиационный регистр
Межгосударственного авиационного комитета;
ВС - воздушное судно;
АД - авиационный двигатель;
АМД - авиационный маршевый двигатель;
АВД авиационный вспомогательный дви-
гатель;
АП авиационные правила;
НЛГ - нормы летной годности;
СЗИ - сертификационные заводские испытания;
СКИ сертификационные контрольные испы-
тания.
2.6.3 — Порядок и процедура серти-
фикации авиационной техники
2.6.3.1 —Основные этапы создания
авиационных ГТД
Сертификация типовой конструкции авиаци-
онного двигателя занимает особое место во всем
процессе создания (разработки и сертификации)
любого двигателя нового типа.
Процесс создания авиационного двигателя
схематично можно разбить на следующие основ-
ные этапы:
1)	маркетинговые исследования мирового
рынка воздушных перевозок. Определение востре-
бованного рынком (с учетом на перспективу) но-
вого типа авиационного двигателя с конкретными
техническими параметрами и характеристиками.
Формирование конструктивного облика нового
двигателя с учетом научно-технического опыта
и технического потенциала (технического «заде-
ла») конкретной Авиационной организации Раз-
работчика двигателя нового типа;
2)	документальное оформление Технического
предложения на разработку двигателя нового типа.
Предложение потенциальному Заказчику варианта
возможного применения двигателей предлагаемо-
го типа в связке «Воздушное судно Авиационный
маршевый двигатель», то есть поиск возможного
Заказчиканаразработку предложенного двигателя,
готового финансировать этот проект;
3)	проектирование (разработка) конструкции
основных (ключевых) составных частей двигате-
ля, его узлов и систем. Разработка компоновок
ключевых узлов. Выпуск рабочих чертежей дета-
лей и сборочных единиц этих узлов. Изготовле-
ние, сборка и испытания ключевых узлов двига-
теля в целях подтверждения обоснованности
выбора основных (ключевых) параметров и харак-
теристик двигателя;
4)	получение от Заказчика оформленного Тех-
нического задания на разработку авиационного
двигателя нового типа и оформление (заключение)
с ним соответствующего хозяйственного Догово-
ра на финансирование проекта. Начало финанси-
рования Заказчиком проекта создания двигателя
нового типа;
5)	разработка полных комплектов рабочей кон-
структорской и технологической документации
(комплектов РКД и комплектов РТД) на изготов-
ление двигателей как в опытном, так и в серийном
производстве. Изготовление, сборка и контроль
партии опытных двигателей. Специальные и дово-
дочные испытания опытных двигателей. Опреде-
ление типовой конструкции двигателя, обеспечи-
вающей заданные параметры и характеристики.
Корректирование документации комплектов РКД
и РТД по результатам доводочных испытаний и оп-
ределения (утверждения Разработчиком) типовой
конструкции двигателя;
6)	сертификационные заводские испытания
(СЗИ) опытного двигателя (двигателя, изготовлен-
ного в опытном производстве Разработчика)
и полностью соответствующего по его конструк-
ции типовой конструкции двигателя, определен-
ной и утвержденной Разработчиком. Испытания
проводятся под полным надзором и контролем Не-
зависимой инспекции Военного представитель-
ства Минобороны России у Разработчика, упол-
номоченного Авиарегистром МАК на исполнение
117
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
этих функций. Корректирование комплектов РКД
и РТД по результатам испытаний. Окончательное
утверждение Разработчиком типовой конструкции
двигателя. Принятие решения о предъявлении
двигателя на сертификационные контрольные ис-
пытания (СКИ);
7)	сертификационные контрольные испыта-
ния (СКИ) двигателя, изготовленного в серийном
производстве Производителя (потенциального Из-
готовителя новых и ремонтных двигателей ново-
го типа) и полностью соответствующего по его
конструкции окончательно утвержденной Разра-
ботчиком типовой конструкции. Испытания про-
водятся под полным надзором и контролем комис-
сии Авиарегистра МАК, имеющей в этом случае
статус Государственной комиссии. Корректирова-
ние комплектов РКД и РТД по результатам испы-
таний. Принятие Авиарегистром МАК типовой
конструкции двигателя сертифицированного типа.
Выдача Авиарегистром МАК и получение Разра-
ботчиком Сертификата типа на вновь созданный
и сертифицированный двигатель нового типа;
8)	принятие решения о постановке созданно-
го (разработанного и сертифицированного) двига-
теля нового типа на производство (изготовление
новых и ремонтных двигателей), на эксплуатацию
(пассажирские перевозки Эксплуатирующими
организациями на регулярных маршрутах) и на
ремонт (производство ремонтных двигателей в Ре-
монтных организациях авиационной промышлен-
ности и гражданской авиации).
2.6.3.2 — Этапы процесса сертифи-
кации авиационных ГТД
При конструировании авиационного двигате-
ля наряду с обеспечением заявленных и заданных
технических параметров и характеристик необхо-
димо в безусловном порядке обеспечить соответ-
ствие типовой конструкции двигателя (а следова-
тельно и любой его составной части) требованиям
к летной годности и к охране окружающей природ-
ной среды, изложенным в АП-33, АП-34 и АП-36,
по процедурам согласно АП-21. Это должен иметь
в виду каждый участник процесса создания двига-
теля и его составных частей до «самого мелкого
винтика». В первую очередь Конструктор.
Поэтому в целях обеспечения требований к лет-
ной годности и охране окружающей среды Кон-
структор и (или) любой иной Участник процесса
создания двигателя нового типа при конструиро-
вании (выполнении расчетов и компоновок), раз-
работке рабочей конструкторской документации
(выпуске рабочих детальных и сборочных черте-
118
жей, спецификаций, ведомостей, программ, ме-
тодик, инструкций и иных конструкторских до-
кументов) и при дальнейшей доводке типовой
конструкции «своей» составной части двигателя
(с корректированием конструкторской документа-
ции соответствующей части) должен и просто обя-
зан в безусловном порядке:
1)	конструктивно обеспечить должный уровень
летной годности и при необходимости экологических
характеристик «своей» составной части двигателя;
2)	подготовить и оформить в установленном
АП порядке все сертификационные доказательные
документы, подтверждающие летную годность
и экологическую безопасность этой части в соста-
ве сертифицированного двигателя;
3)	убедительно продемонстрировать Авиаре-
гистру МАК соответствие созданной конструкции
нормируемым требованиям в составе сертифици-
рованного двигателя и в дальнейшем в составе
сертифицированного воздушного судна совмест-
но с данным сертифицированным двигателем.
Сертификация типа авиационных двигателей,
разрабатываемых в целях их использования в сос-
таве воздушных судов транспортной категории,
применяемых в гражданской авиации для воздуш-
ных перевозок пассажиров и (или) грузов, после-
довательность ее этапов и (или) ключевых момен-
тов регламентированы Авиарегистром МАК, Часть
21 (АП-21).
Схематично весь процесс сертификации ти-
повой конструкции двигателя можно разбить на
следующие этапы.
Первый этап. Организация - разработчик дви-
гателя подает Заявку в Авиарегистр МАК на полу-
чение Сертификата типа разрабатываемого двига-
теля. Необходимо иметь в виду, что Заявку можно
(и нужно) подавать только тогда, когда определен
конструктивный облик двигателя, или определены
другие источники финансирования (в том числе за-
емные средства или собственные финансовые ре-
сурсы). Решение о подаче Заявки (и о сроках ее по-
дачи) принимает Руководитель организации -
разработчика этого двигателя. Так как срок действия
Заявки в отношении авиационных двигателей огра-
ничен тремя годами, этап создания (разработки
и сертификации) двигателя, в период проведения
которого необходимо подавать Заявку, выбирается
и утверждается Руководителем организации с уче-
том необходимости синхронизации (совмещения)
срока окончания работ по доводке конструкции
и сертификации двигателя и срока действия Заяв-
ки. Приняв Заявку, Авиарегистр МАК определяет
(и информирует об этом Разработчика) Сертифика-
ционные центры и другие Организации, принима-
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
ющие участие в работах по сертификации типовой
конструкции конкретного двигателя.
Второй этап. Разработка и утверждение
Авиарегистром МАК Сертификационного бази-
са двигателя (комплекса требований к летной год-
ности и охране окружающей среды применитель-
но к типовой конструкции данного двигателя).
Кроме требований как таковых (конкретных пун-
ктов АП-33, АП-34, АП-36, а также пунктов АП-25),
в Сертификационном базисе приводятся сертифи-
кационные работы, участники этих работ (Сер-
тификационные центры и иные Организации)
и виды сертификационных доказательных доку-
ментов, обеспечивающих получение от Авиаре-
гистра МАК Сертификата типа.
Третий этап. Проведение этапа макета об-
разца (двигателя) вместе с его компонентами (аг-
регатами и иными покупными комплектующими
двигателя изделия) в одном «пакете» системы
«Воздушное судно авиационный маршевый дви-
гатель», рассматриваемый как конечный продукт,
«потребляемый» пассажиром.
На данном этапе осуществляется «привязка»
двигателя к воздушному судну конкретного типа,
оснащение двигателя агрегатами и иными покуп-
ными комплектующими изделиями (в том числе
агрегатами для так называемых «самолетных
нужд») и параллельно и «полным ходом» прово-
дится комплекс доводочных и сертификационных
работ (в том числе и испытаний) по сертифици-
руемому двигателю с выпуском и оформлением
в установленном порядке соответствующих сер-
тификационных доказательных документов.
Дополнительно необходимо отметить, что уже
на этом этапе должен быть определен Изготови-
тель серийных экземпляров вновь разрабатываемо-
го двигателя и должны начаться работы по подго-
товке и освоению серийного производства. Это
связано и с тем, что уже на СКИ (на пятом этапе
сертификации двигателя), то есть еще до заверше-
ния работ по сертификации и постановке двигате-
ля на серийное производство, должен быть
предъявлен Авиарегистру МАК экземпляр серти-
фицируемого двигателя, поставляемый Изготови-
телем (изготовленный серийным производством на
этапе его подготовки и освоения) и соответствую-
щей типовой конструкции, установленной по ре-
зультатам СЗИ (четвертого этапа сертификации
двигателя).
Четвертый этап. Этап испытаний Заявите-
ля - Разработчика сертифицируемого двигателя.
Подготовка, предъявление и проведение Сертифи-
кационных заводских испытаний (СЗИ) экземпля-
ра опытного двигателя .
Для СЗИ выбирается один экземпляр из
партии опытных двигателей, полностью соответ-
ствующий типовой конструкции, утвержденной
Генеральным конструктором по результатам дово-
дочных работ. Двигатель после предъявительских
испытаний разбирается, комплектуется, дефекти-
руется и предъявляется Независимой инспекции
Авиарегистра МАК - Военному представитель-
ству Минобороны России у Разработчика серти-
фицируемого двигателя. Испытания, как и весь
комплекс сертификационных доказательных ра-
бот, проводятся по оформленной в установленном
порядке и одобренной Авиарегистром МАК Про-
грамме СЗИ под надзором и полным контролем
представителей Независимой инспекции и прово-
дятся в целях:
а)	доведения конструкции двигателя, его па-
раметров и характеристик, обеспечивающих тре-
бования Технического задания на разработку дви-
гателя;
б)	установления типовой конструкции двига-
теля, обеспечивающей должный уровень летной
годности и охраны окружающей среды;
в)	определения условий предъявления двига-
теля на СКИ.
По результатам СЗИ корректируется (при не-
обходимости) комплект РКД, оформляется Акт
доводочных и сертификационных работ, включая
СЗИ как таковые, и принимается Решение о предъ-
явлении двигателя на СКИ.
Пятый этап. Этап испытаний Авиарегистра
МАК, проводимых под его руководством Комис-
сией (имеющей статус «Государственной комис-
сии»). Подготовка, предъявление и проведение
Сертификационных контрольных испытаний
(СКИ) экземпляра двигателя, изготовленного се-
рийным производством Изготовителя на этапе его
подготовки и освоения и соответствующего типо-
вой конструкции, установленной по результатам
СЗИ (четвертого этапа сертификации двигателя).
Поставленный (полученный) от Изготовителя
экземпляр двигателя после предъявительских испы-
таний разбирается, дефектируется и предъявляет-
ся Комиссии Авиарегистра МАК - Государствен-
ной комиссии. СКИ двигателя (как и его СЗИ)
обеспечиваются Заявителем, то есть проводятся на
производственной площадке Организации Разра-
ботчика двигателя и за счет его средств, заложен-
ных в проект «Разработка двигателя». Испытания,
как и весь комплекс сертификационных доказатель-
ных работ, проводятся по оформленной в установ-
ленном порядке Программе СКИ (разработанной
Сертификационным центром, утвержденной Пред-
седателем комиссии и согласованной с Заявителем),
119
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
одобренной Авиарегистром МАК. Испытания про-
водятся под надзором и полным контролем Комис-
сии Авиарегистра МАК.
Испытания проводятся в целях:
а)	контрольной проверки и подтверждения
соответствия параметров и характеристик двигате-
ля требованиям Технического задания на его раз-
работку и требованиям, обеспечивающим должный
уровень летной годности и охраны окружающей
среды;
б)	окончательного установления (уточнения
при необходимости) и утверждения типовой кон-
струкции двигателя;
в)	принятия решения о выдаче Разработчи-
ку Сертификата типа на вновь разработанный
и сертифицированный двигатель и решения
о возможности постановки на производство (под-
готовку и освоение) и на само производство как
таковое (изготовление новых и ремонтных дви-
гателей) в условиях серийного производства кон-
кретного Изготовителя, а также на эксплуатацию
(пассажирские перевозки) и ремонт двигателей
сертифицированного типа в условиях конкрет-
ных авиационных Эксплуатирующих и Ремонт-
ных организаций.
Шестой этап. Анализ результатов сертифи-
кации (работ по доведению конструкции двигате-
ля до типового, доводочных и иных сертификаци-
онных испытаний, результатов СЗИ и СКИ
двигателя, корректирования рабочей конструктор-
ской документации по результатам испытаний),
принятие решения и выдача Авиарегистром МАК
Сертификата типа на вновь созданный двигатель.
На данном этапе Комиссией Авиарегистра
МАК - Государственной комиссией оформляет-
ся согласованный с Разработчиком двигателя Акт
по результатам СКИ, который в окончательном
виде утверждается Авиарегистром МАК. После
утверждения Акта Разработчик направляет в Ави-
арегистр МАК Представление на получение со-
ответствующего Сертификата типа, к которому,
в частности, прилагается Уведомление Заявите-
ля Разработчика двигателя и потенциального
Изготовителя - Производителя серийных двига-
телей данного типа, согласованное с Независимы-
ми инспекциями в этих Организациях, о том, что
Комплект РКД в подлинниках на изготовление,
послепродажное обслуживание (в эксплуатации,
при хранении и транспортировании), ремонт
и утилизацию откорректирован по результатам
сертификационных работ, в полной мере отража-
ет типовую конструкцию двигателя, пригоден для
серийного производства, послепродажного обслу-
живания в эксплуатации и ремонта, является соб-
ственностью Разработчика Автора типовой
конструкции, хранится у Разработчика и может
быть передан Изготовителю по Лицензионному
соглашению. По результатам рассмотрения
Представления принимается Решение о выдаче
Разработчику Сертификата типа, определяются
и оформляются имущественные права Разработ-
чика Автора конструкции на типовую конструк-
цию вновь созданного двигателя как объекта ин-
теллектуальной промышленной собственности.
Одновременно принимается Решение о Произво-
дителе серийных двигателей и об условиях их се-
рийного производства.
На этом процесс сертификации (как состав-
ной и неотъемлемой части процесса создания)
авиационного двигателя можно считать завершен-
ным с учетом следующего. В дальнейшем Разра-
ботчик Автор типовой конструкции двигателя
несет всю полноту ответственности за соответ-
ствие этой типовой конструкции действующим
Нормам летной годности и охраны окружающей
среды на всех этапах жизненного цикла этого типа,
включая этапы разработки, производства, эксплу-
атации, ремонта и модификации вплоть до списа-
ния и утилизации.
2.6.4 — Порядок и процедуры
выполнения работ по сертифика-
ции наземной техники
Сертификация наземной техники в зависимо-
сти от вида продукции имеет обязательный или
добровольный характер. Правовые основы обяза-
тельной и добровольной сертификации, права, обя-
занности и ответственность участников сертифи-
кации определены Законом «О сертификации
продукции и услуг» [2.8.12].
Применительно к газотурбинной технике на-
земного применения согласно российскому зако-
нодательству [2.8.13] определены следующие тре-
бования об обязательной сертификации приводных
и энергетических газотурбинных установок на со-
ответствие требованиям:
-	ГОСТ 29328-92 «Установки газотурбинные
для привода турбогенераторов. Общие техничес-
кие условия».
-	ГОСТ 28775-90 «Агрегаты газоперекачива-
ющие с газотурбинным приводом».
-	ГОСТ Р ИСО 11042-1-2001 «Установки га-
зотурбинные. Методы определения выбросов вред-
ных веществ»[2.8.14].
Сертификация наземной техники включает:
-	подачу заявки на сертификацию конкретного
120
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
вида продукции с указанием реквизитов организа-
ции-заявителя, кода продукции по ОКП; информа-
ции о соответствии требований нормативных доку-
ментов, схемы сертификации;
-	принятие решения по заявке, в том числе
выбор схемы сертификации;
-	отбор, идентификацию образцов продукции
и их испытания;
-	оценку производства (если это предусмотре-
но схемой сертификации);
-	анализ полученных результатов и принятие
решения о выдаче (об отказе в выдаче) сертифика-
та соответствия (далее - сертификат);
-	выдачу сертификата;
-	осуществление инспекционного контроля за
сертифицированной продукцией (если это предус-
мотрено схемой сертификации);
-	корректирующие мероприятия при наруше-
нии соответствия продукции установленным тре-
бованиям и неправильном применении знака соот-
ветствия;
-	информация о результатах сертификации.
Сертификацию продукции проводят специ-
ально уполномоченные и аккредитованные органы
по сертификации, имеющие соответствующие ли-
цензии и Аттестат аккредитации в системе серти-
фикации ГОСТ Р.
Сертификация проводится на условиях дого-
воров между заявителем, органом по сертификации
и, в ряде случаев, испытательной лабораторией.
Заявитель вправе выбрать любой орган по сер-
тификации, любую испытательную лабораторию
исходя из экономических, территориальных, ведом-
ственных, конъюнктурных соображений.
При сертификации ГТУ проверяются характе-
ристики (показатели) продукции в конкретном объе-
ме требований, установленных согласно [2.8.15].
При этом, для приводных ГТУ (предназначен-
ных для привода нагнетателей ГПА) проверяются
обязательные требования (характеристики) в объ-
еме требований [2.8.15, 2.8.16], а для энергетичес-
ких ГТУ (предназначенных для привода турбоге-
нераторов ГТЭС) [2.8.12, 2.8.16].
Порядок проведения сертификации продук-
ции, рекомендуемые схемы, форма заявки, форма
решения органа по сертификации, форма сертифи-
ката соответствия, правила заполнения бланка сер-
тификата приведены в [2.8.16].
Добровольная сертификация проводится по
инициативе заявителей (изготовителей, продавцов,
исполнителей) в целях подтверждения соответ-
ствия продукции требованиям стандартов, техни-
ческих условий и других документов, определяе-
мых заявителем.
В соответствии с российским законодатель-
ством для ГПА и ГТЭС, которые включают в свой
состав соответственно приводные и энергетичес-
кие ГТУ, возможна процедура только доброволь-
ной сертификации.
На основании [2.8.17] юридически однознач-
но определена номенклатура продукции, подтвер-
ждение соответствия требованиям нормативных
документов которых осуществляется путем офор-
мления декларации о соответствии.
2.6.5 — Сертификация производства
и СМК
Этапы работ по сертификации СМК:
1.	Организация работ (Заявка на сертифика-
цию предприятия Разработчика или Изготовителя
в сертифицирующий орган, подготовка комплекта
документов по СМК Заявителем, формирование
комиссии).
2.	Анализ документов СМК проверяемой орга-
низации Заявителя.
3.	Подготовка к аудиту (проверке) «на месте».
4.	Проведение аудита (проверки) «на месте»
и подготовка акта по результатам аудита.
5.	Завершение сертификации, выдача и реги-
страция сертификата.
6.	Инспекционный контроль сертифицирован-
ной системы менеджмента качества [2.8.18,
2.8.19].
2.6.6 — Закон о техническом
регулировании
2.6.6.1 —Авиационная техника
АП составная часть системы технического
регулирования РФ, регламентируемой федераль-
ным законом «о техническом регулировании»
Государственное правовое и техническое ре-
гулирование в области установления, применения
и исполнения обязательных требований к продук-
ции авиационных организаций Авиационным
двигателям, а также к процессам их разработки,
производства, реализации, послепродажного об-
служивания, эксплуатации, хранения, транспорти-
рования, ремонта, списания и утилизации осуще-
ствляется в полном соответствии с требованиями,
нормами, правилами и стандартами АП, действу-
ющих на правовой территории Государств СНГ
участников Минского соглашения 1991 года, в том
числе на территории РФ инициатора и участни-
ка этого Соглашения.
121
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Учитывая, что с 1 июля 2003 года вступает в -
силу Федеральный закон № 184-ФЗ от 27.12.2002 г.
«О техническом регулировании» [2.8.20], которым
определено, что в целях:
а)	защиты жизни и здоровья граждан (физи-
ческих лиц);
б)	защиты имущества физических и юриди-
ческих лиц, государственного и (или) муниципаль-
ного имущества;
в)	охраны окружающей природной среды,
в том числе жизни и (или) здоровья животных и ра-
стений от потенциально опасных объектов (в на-
шем случае от авиационного двигателя в составе
воздушного судна) устанавливаются технические
регламенты - обязательные для применения и ис-
пользования требования к объектам технического
регулирования, вышеуказанным Законом установ-
лено, что такие Регламенты должны иметь статус
«Федеральных законов» и вводиться в действие
также Федеральными законами.
АП, имеющие статус «Международного до-
говора», введены в действие на правовой террито-
рии РФ Постановлением Правительства РФ. Сле-
довательно, АП фактически являются составной
частью Воздушного законодательства РФ и по су-
ществу являются дополнением к Воздушному ко-
дексу РФ.
В целях гармонизации Воздушного законода-
тельства РФ со вновь введенным Законом «О тех-
ническом регулировании» необходима законода-
тельная легализация АП, в том числе и в первую
очередь Частей 21, 23, 33, 34, 36, 145 и 183(АП-21,
АП-25, АП-33, АП-34, АП-36, АП-145 иАП-183)
[2.8.21, 2.8.22], определяющих правила, нормы,
требования и процедуры сертификации авиацион-
ных двигателей.
2.6.6.2 — Закон «О техническом
регулировании» применительно
к наземной технике
Закон «О техническом регулировании» (Закон)
[2.8.23] - это базисный документ для производ-
ственников. Он предусматривает, что в течение
семи лет будут разработаны и установлены техни-
ческие регламенты, в которых будут прописаны
требования к выпускаемой продукции, процессам
ее производства, эксплуатации, хранения и утили-
зации.
Основная идея Закона исходит из необходимо-
сти введения нового, отвечающего рыночной эконо-
мике и международной практике подхода к вопросам
установления и применения обязательных и рекомен-
дуемых (добровольных) требований к продукции,
процессам ее производства и обращения, работам
и услугам и заключается:
-	во введении в практику обязательных техни-
ческих регламентов;
-	в установлении добровольного статуса наци-
ональных стандартов;
-	в предоставлении производителю возможно-
сти выбора различных схем оценки соответствия
продукции и услуг установленным требованиям
в зависимости от степени потенциальной опасно-
сти продукции и услуг;
-	в отделении функций государственных кон-
трольных и надзорных органов от функций орга-
нов по сертификации;
-	в создании единой информационной систе-
мы технического регулирования.
Техническое регулирование осуществляется
в соответствии с принципами:
-	применения единых правил установления тре-
бований к продукции, процессам производства, эк-
сплуатации, хранения, перевозки, реализации и ути-
лизации, выполнению работ или оказанию услуг;
-	соответствия технического регулирования
уровню развития национальной экономики, разви-
тия материально - технической базы, а также уров-
ню научно - технического развития;
-	независимости органов по аккредитации,
органов по сертификации от изготовителей, про-
давцов, исполнителей и приобретателей;
-	единой системы и правил аккредитации;
-	единства правил и методов исследований
(испытаний) и измерений при проведении проце-
дур обязательной оценки соответствия;
-	единства применения требований техничес-
ких регламентов независимо от видов или особен-
ностей сделок;
-	недопустимости ограничения конкуренции
при осуществлении аккредитации и сертификации;
-	недопустимости совмещения полномочий
органа государственного контроля (надзора) и ор-
гана по сертификации;
-	недопустимости совмещения одним органом
полномочий на аккредитацию и сертификацию;
-	недопустимости внебюджетного финансиро-
вания государственного контроля (надзора) за со-
блюдением требований технических регламентов.
Технические регламенты принимаются в целях:
-	защиты жизни или здоровья граждан, иму-
щества физических или юридических лиц, государ-
ственного или муниципального имущества;
-	охраны окружающей среды, жизни или здо-
ровья животных и растений;
-	предупреждения действий, вводящих в заб-
луждение приобретателей.
122
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Принятие технических регламентов в иных
целях не допускается.
Технические регламенты с учетом степени
риска причинения вреда устанавливают мини-
мально необходимые требования, которые обес-
печивают:
-	безопасность излучений;
-	биологическую безопасность;
-	взрывобезопасность;
-	механическую безопасность;
-	пожарную безопасность;
-	промышленную безопасность;
-	термическую безопасность;
-	химическую безопасность;
-	электрическую безопасность;
-	ядерную и радиационную безопасность;
-	электромагнитную совместимость в части
обеспечения безопасности работы приборов и обо-
рудования;
-	единство измерений.
Содержащиеся в технических регламентах
обязательные требования являются исчерпываю-
щими, имеют прямое действие на всей территории
РФ и могут быть изменены только путем внесения
изменений и дополнений в соответствующий тех-
нический регламент. Невключенные в технические
регламенты требования не могут носить обязатель-
ный характер.
Технические регламенты могут быть двух видов:
-	общие технические регламенты;
-	специальные технические регламенты.
Требования общего технического регламента
обязательны для применения и соблюдения в от-
ношении любых видов продукции, процессов про-
изводства, эксплуатации, хранения, перевозки, ре-
ализации и утилизации.
Требованиями специального технического
регламента учитываются технологические и иные
особенности отдельных видов продукции, процес-
сов производства, эксплуатации, хранения, пере-
возки, реализации и утилизации, степень риска
причинения вреда которыми выше степени риска
причинения вреда, учтенной общим техническим
регламентом.
Обязательные требования определяются сово-
купностью требований общих и специальных тех-
нических регламентов.
Обязательные требования, касающиеся вопро-
сов безопасности продукции, защиты окружающей
среды, предупреждения действий, вводящих в заб-
луждение приобретателей, содержащиеся в настоя-
щее время в различных ведомственных нормативных
актах, в том числе в государственных стандартах,
выносятся в технические регламенты.
Создается прозрачная двухуровневая структу-
ра нормативных и нормативно-правовых докумен-
тов: верхняя ступень - технические регламенты,
нижняя гармонизированные с техническими рег-
ламентами добровольные стандарты.
Стандарты призваны помочь производителю
правильно понять и выполнить требования регла-
ментов.
Принцип добровольного применения стандар-
тов говорит о волеизъявлении любого лица -
субъекта хозяйственной деятельности - применять
или не применять конкретные стандарты.
Закон предусматривает два вида стандартов:
национальные стандарты, которые принимают-
ся и национальным органом по стандартизации,
и стандарты организаций. Существующие в на-
стоящее время отраслевые стандарты не предус-
мотрены законом, и они должны быть переведе-
ны либо в ранг национальных стандартов, либо
в стандарты организаций, либо в технические до-
кументы.
Предполагается, что сохранится привычная
аббревиатура «ГОСТ» для национальных стандар-
тов. Разработку стандартов, как и технических рег-
ламентов, может осуществлять любое лицо при ус-
ловии соблюдения всех необходимых требований,
установленных законом. Решение о принятии или
отклонении того или иного проекта национально-
го стандарта принимается национальным органом
по стандартизации. Если производитель принял
добровольное решение о применении конкретно-
го стандарта, то с данного момента соблюдение
всех требований становится для него обязатель-
ным.
Технические регламенты и стандарты, преж-
де всего, должны базироваться на международных
стандартах. При этом в национальных стандартах
должны устанавливаться, как правило, эксплуата-
ционные, потребительские характеристики про-
дукции, но не требования к конструкции и дизай-
ну. Это сделано для того, чтобы у производителей
была возможность самим выбирать технические,
технологические и эргономические решения - эко-
номически наиболее целесообразные.
Стандартизация, подтверждение соответствия,
аккредитация и государственный надзор - это эле-
менты технического регулирования. Испытания,
сертификация, декларирование - инструменты, по-
зволяющие государству оградить и защитить своих
граждан от потребления опасной и ненадлежащего
качества продукции. Подтверждение соответствия
- финальная часть оценки соответствия, докумен-
тальное свидетельство того, что продукция или ус-
луга соответствуют установленным требованиям,
123
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
завершается либо выдачей сертификата, либо пода-
чей декларации о соответствии.
Правительством ежегодно уточняется пере-
чень продукции, для которой требуется обязатель-
ное подтверждение соответствия, а также допол-
няется перечень отдельных видов продукции,
в отношении которых обязательная сертификация
заменяется декларированием соответствия. Гос-
стандарт утверждает перечни продукции с ука-
занием, каким конкретным требованиям эта про-
дукция должна соответствовать. Когда будет
разработан технический регламент, такие требо-
вания должны будут указываться в технических
регламентах. Техническими регламентами будут
определены и формы подтверждения соответ-
ствия (декларация либо сертификат), а также воз-
можные схемы (предусматривающие возможность
выбора производителем наиболее предпочтитель-
ного из нескольких вариантов) по которым обяза-
тельное подтверждение соответствия может осу-
ществляться.
Подтверждение соответствия может носить
добровольный или обязательный характер. Добро-
вольное подтверждение соответствия осуществля-
ется в форме добровольной сертификации.
Обязательное подтверждение соответствия
осуществляется в формах:
-	принятия декларации о соответствии (далее
- декларирование соответствия);
-	обязательной сертификации.
Обязательное подтверждение соответствия про-
водится только в случаях, установленных соответ-
ствующим техническим регламентом, и исключи-
тельно на соответствие требованиям технического
регламента. Декларация о соответствии и сертифи-
кат соответствия имеют равную юридическую силу
независимо от схем обязательного подтверждения со-
ответствия и действуют на всей территории Россий-
ской Федерации. Предполагается, что более широко
будет использоваться декларирование соответствия.
Обязательная сертификация будет применяться, как
правило, для наиболее опасных видов продукции.
Продукция, соответствие которой требованиям тех-
нических регламентов подтверждено в порядке, пре-
дусмотренном настоящим Законом, маркируется зна-
ком обращения на рынке.
Указанные процедуры по отношению к про-
дукции проводятся на дорыночной стадии. На ста-
дии обращения на рынке соответствие продукции
требованиям технических регламентов будет про-
веряться путем проведения государственного кон-
троля (надзора) уполномоченными в соответствии
с законодательством РФ федеральными органами
исполнительной власти.
При выявлении в результате проведения кон-
трольно-надзорных мероприятий несоответствия
продукции установленным требованиям органы
государственного контроля (надзора) применяют
законодательно предусмотренные меры по недо-
пущению причинения вреда потребителю. В их
числе приостановка производства, запрет переда-
чи продукции, приостановление или прекращение
действия декларации о соответствии или сертифи-
ката соответствия, отзыв продукции с рынка, а так-
же меры, предусмотренные административным
законодательством.
Технические регламенты должны быть при-
няты в течение семи лет со дня вступления в силу
настоящего Федерального закона. Обязательные
требования к продукции, процессам производства,
эксплуатации, хранения, перевозки, реализации
и утилизации, в отношении которых технические
регламенты в указанный срок не были приняты,
прекращают действие по истечении семилетнего
срока.
2.7	- Англо-русский словарь-
минимум
air flow - расход воздуха на входе в двигатель
air humidification - увлажнение воздуха
bypass ratio (BPR) - степень двухконтурности
core [engine] - газогенератор
cycle - цикл
thermodynamic с. - термодинамический ц.
simple с. простой ц.
combined с. комбинированный ц.
open с. разомкнутый ц.
closed с. - замкнутый ц.
topping с. внутренний цикл
bottoming с. внешний цикл
dry weight - сухая масса
efficiency - коэффициент полезного действия
thermal е. - эффективный КПД
propulsion е. - полетный (тяговый) КПД
overall е. - общий (полный) КПД двигателя
shaft е. - эффективный КПД (на выходном
валу ГТД)
envelope dimensions - габаритные размеры
fuel - топливо
fuel flow - расход топлива
gas generator - газогенератор
heat addition - подвод тепла
heat removal (heat extraction) - отвод тепла
intercooling - промежуточное охлаждение
kerosene - керосин
lube oil - смазочное масло
124
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
natural gas - природный газ
overall pressure ratio (OPR) - суммарная степень
сжатия
power - мощность
gross р. - полная мощность
net р. - полезная мощность
[output] shaft р. - эффективная мощность
(на выходном валу ГТ Д)
specific р. - удельная мощность
scaling - геометрическое моделирование
(up - в сторону увеличения размеров)
(down - в сторону уменьшения размеров)
sequential combustion - промежуточный подогрев
specific fuel consumption (SFC) - удельный расход
топлива
specific thrust - удельная тяга
specific work - удельная работа
steam (water) injection - впрыск пара (воды)
thrust - тяга
tubine rotor inlet temperature (TRIT) - температура
газа перед турбиной
2.8	- Перечень использованной
литературы
2.8.1.	С. М. Шляхтенко и др. «Теория двухконтур-
ных турбореактивных двигателей». - М.: Машино-
строение, 1979 г.
2.8.2.	Г.С. Скубачевский «Авиационные газотур-
бинные двигатели. Конструкция и расчет деталей».
- М. Машиностроение, 1981 г.
2.8.3.	М.Е.Резников «Авиационные и ракетные
топлива и смазочные материалы». - М.: Воениздат,
1960 г.
2.8.4.	Авиационные правила. Межгосударственный
авиационный комитет.
2.8.4.1.	Часть 21 «Процедуры сертификации авиа-
ционной техники». Разделы А, В, С, D, Е, F, G.
1999 г.
2.8.4.2.	Часть 33 «Нормы летной годности двига-
телей воздушных судов». 1994 год.
2.8.4.3.	Часть 34 «Охрана окружающей среды. Нор-
мы эмиссии для авиационных двигателей». 1999 г.
2.8.4.4.	Часть 36 «Сертификация воздушных судов
по шуму на местности». 1994 г.
2.8.5.	ГОСТ 28775-90 «Агрегаты газоперекачива-
ющие с газотурбинным приводом».
2.8.6.	ГОСТ 29328-92 «Установки газотурбинные
для привода турбогенераторов. Общие техничес-
кие условия».
2.8.7.	Журнал «Теплоэнергетика» №1, 1999 г.
2.8.8.	Воздушный кодекс Российской Федерации.
Федеральный закон № 60-ФЗ от 19.03.1997.
2.8.9.	Федеральный закон № 10-ФЗ от 08.01.1998
«О государственном регулировании развития авиа-
ции».
2.8.10.	ГОСТ Р ИСО 9001-2001 (ISO 9001-2000)
Системы менеджмента качества. Требования
2.8.10. ГОСТ Р ИСО 9001-2001 (ISO 9001-2000)
Системы менеджмента качества. Термины и сло-
варь
2.8.12.	Федеральный закон о сертификации про-
дукции и услуг от 10.06.93г № 5151-1 (в редакции
Федеральных законов от 27.12.95г., № 211-ФЗ, от
02.03.98, № ЗО-ФЗ, от 31.07.98, № 154-ФЗ).
2.8.13.	Постановление Госстандарта РФ от
30.06.2002г. № 64 «Номенклатура продукции и ус-
луг (работ), в отношении которых законодательны-
ми актами Российской Федерации предусмотрена
их обязательная сертификация)» Введено в дей-
ствие с 1 декабря 2002 года (см. письмо Госстан-
дарта РФ от 18.11.2002г. № ИК-11-23/3791).
2.8.14.	ГОСТ Р ИСО 11042-1-2001 «Установки га-
зотурбинные. Методы определения выбросов вред-
ных веществ».
2.8.15.	Постановление Госстандарта РФ от
21.09.1994г. № 15 (редакции 11.07.2002г) «Поря-
док сертификации продукции в Российской Феде-
рации»
2.8.16.	Постановление Госстандарта РФ от
17.03.1998 №12, «Система сертификации ГОСТ Р.
Формы основных документов, применяемых в си-
стеме»
2.8.17.	Постановление Госстандарта РФ от
31.12.2002 № 127, «Номенклатура продукции, со-
ответствие которой может быть подтверждено дек-
ларацией о соответствии».
2.8.18.	Руководство 21.2С по сертификации и над-
зору за производством изделий авиационной тех-
ники. АР МАК. Москва. 2004 год.
2.8.19.	Р 50.3.005-2003. Временный порядок сер-
тификации СМК на соответствие ГОСТ Р ИСО
9001-2001 (ИСО 9001:2001).
2.8.20.	Федеральный закон № 184-ФЗ от 27.12.2002
«О техническом регулировании».
2.8.21.	АП-145. Авиационные правила, часть 145.
Ремонтные организации, 1999.
2.8.22.	АП-183. Авиационные правила, часть 183.
Представители Авиационного регистра, 1999.
2.8.23.	Статья «Мировые стандарты для России»,
Е. Полякова, Российская бизнес-газета от 01 июля
2003 года №25.
125
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Глава 3 - КОНСТРУКТИВНЫЕ
СХЕМЫ ГТД
3.1 - Конструктивные схемы
авиационных ГТД
3.1.1 - Турбореактивные двигатели
Конструктивные схемы ТРД можно классифи-
цировать по следующим основным признакам:
-	по типу компрессора - с центробежным или
осевым компрессором;
-	по количеству роторов турбокомпрессора -
одновальные и двухвальные;
-	по наличию или отсутствию ФК.
ТРД первого поколения проектировались как
с центробежными, так и с осевыми компрессора-
ми. Конструктивная схема ТРД с центробежным
компрессором показана на Рис. 3.1.1 1, а с осе-
вым компрессором - на Рис. 3.1.1 2 и 3.1.1 3.
При ограниченных диаметральных габаритах для
увеличения расхода воздухаприменяются центро-
бежные компрессоры с двухсторонним входом (см.
Рис. 3.1.1 1).
Из-за значительно большего миделевого се-
чения центробежного компрессора по сравнению
с осевым, и соответственно, меньшей лобовой тяги
ТРД с центробежными компрессорами не получи-
ли дальнейшего развития, за исключением мало-
размерных двигателей.
ТРД и ТРДФ второго и третьего поколений раз-
рабатывались с осевыми компрессорами. В процес-
се совершенствования двигателей степень сжатия
в однокаскадных осевых компрессорах достигла
7Г*К = 12... 15 при количестве ступеней ZK = 14... 17.
Для обеспечения устойчивой работы и высо-
кого к.п.д. однокаскадных высоконапорных комп-
рессоров на нерасчетных режимах входной направ-
ляющий аппарат (ВНА) и направляющие аппараты
(НА) нескольких передних ступеней выполняют-
ся поворотными (см. Рис. 3.1.1 2). В ТРД АЛ-21Ф
разработки НПО «Сатурн» в 14-ступенчатом ком-
прессоре со степенью сжатия тг*к = 14,7 поворот-
ными были выполнены направляющие аппараты не
только пяти первых, но и пяти последних ступе-
ней.
Преимуществами ТРД одновальной схемы
можно считать простоту трансмиссии (минималь-
ное количество валов, опор и подшипников), а так-
же хорошую приемистость двигателя, которая обес-
печивается за счет высокой частоты вращения
ротора ГТД на режиме малого газа при «закрытом»
положении регулируемых НА. К недостаткам схе-
мы можно отнести развитую механизацию комп-
рессора, которая усложняет конструкцию и трудо-
емкость изготовления.
Рисунок 3.1.11 - Конструктивная схема ТРД с центробежным компрессором (ВК-1)
1 - центробежный компрессор с двухсторонним входом; 2 - трубчатая камера сгорания;
3 - одноступенчатая осевая турбина; 4 - реактивное сопло; 5 - диффузор компрессора с
направляющими лопатками; б - опоры с подшипниками; 7 - агрегаты
126
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Рисунок 3.1.12 - Конструктивная схема 1-вального ТРД с осевым компрессором
(ТРДФ J79 фирмы General Electric)
1 - 17-ступенчатый компрессор с поворотными ВНА и НА 1...6 ступеней;
2 - трубчато-кольцевая камера сгорания; 3 - трехступенчатая турбина; 4 - ФК;
5 - регулируемое сопло; б - опоры с подшипниками
Рисунок 3.1.13 - Конструктивная схема двухвального ТРД с осевым компрессором
(турбокомпрессор ТРДФ РИФ-300)
1 - трехступенчатый КНД; 2 - трехступенчатый КВД; 3 - камера сгорания;
4 - одноступенчатая ТВД; 5 - одноступенчатая ТНД; 6 - вал турбокомпрессора ВД;
7 - вал турбокомпрессора НД; 8 - подшипники
В двухвальных ТРД (см. Рис. 3.1.13) компрес-
сор состоит из двух каскадов - компрессора низко-
го давления (КНД) и компрессора высокого давле-
ния (КВД), которые приводятся, соответственно,
турбинами низкого и высокого давления (ТНД
и ТВД). КВД и ТВД образуют турбокомпрессор
высокого давления (ВД), а КНД и ТНД образуют
турбокомпрессор низкого давления (НД). Ротора
турбокомпрессоров ВДи НД кинематически не свя-
заны и имеют возможность вращаться с различной
(оптимальной для каждого каскада) частотой.
Повышенная частота вращения турбокомпрес-
сора ВД позволяет сократить число ступеней КВД,
общее число ступеней двухкаскадного компрессора
и его длину по сравнению с однокаскадным комп-
рессором с той же степенью сжатия. Меньшая дли-
на роторов обеспечивает их повышенную жесткость.
Недостатком двухвальных ТРД можно считать
усложнение трансмиссии (увеличение числа валов,
опор, подшипников, уплотнений), повышенные
требования к точности изготовления сопловых ап-
паратов турбин (т.к. изменение площади сопловых
аппаратов вызывает изменение скольжения рото-
ров и запасов устойчивости КНД), а также связан-
ные со скольжением роторов некоторые трудности
обеспечения высокой приемистости
127
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
3.1.2 - Двухконтурные турбореак-
тивные двигатели
ТРДД в настоящее время является основным
типом авиационных газотурбинных двигателей для
гражданских и военных самолетов. Более сложный
принцип работы по сравнению с ТРД и наличие
в связи с этим дополнительных конструктивных
элементов обуславливает большое количество воз-
можных конструктивных схем ТРДД.
ТРДД можно классифицировать по следую-
щим основным конструктивным признакам.
По типу выхлопной системы:
-	с раздельными соплами внутреннего и на-
ружного контуров;
-	с общим соплом (со смешением потоков
внутреннего и наружного контуров).
По числу роторов (валов):
-	одновальные,
-	двухвальные;
-	трехвальные.
По расположению вентилятора:
-	передним расположением;
-	задним расположением.
По наличию или отсутствию подпорных сту-
пеней на валу вентилятора.
По типу привода вентилятора:
-	с прямым приводом;
-	с приводом через редуктор.
По наличию или отсутствию ФК.
По расположению ФК:
-	во внешнем контуре;
-	в обоих контурах ;
-	с общей ФК после смешения потоков.
Современные ТРДД с высокой степенью двух-
контурности выполняются как с раздельным исте-
чением, так и с общим соплом.
Смешение потоков дает существенное улуч-
шение экономичности ТРДД, максимум которого
реализуется при умеренной степени двухконтур-
ности т = 2...3 (ДСд= -4%), но сохраняется и при
высоких значениях т = 8... 10 (АСв~-2%). Для ре-
ализации максимального выигрыша по удельному
расходу топлива применяются специально профи-
лированные лепестковые смесители. Такие смеси-
тели обеспечивают высокую степень смешения
потоков и выравнивания поля температур и скоро-
стей на срезе сопла. Применяются также конструк-
тивно более простые и технологичные кольцевые
смесители, имеющие минимальное гидравлическое
сопротивление, но и меньший выигрыш по удель-
ному расходу топлива. ТРДД с лепестковым смеси-
телем показан на Рис. 1.2.1.3 1, а ТРДД с кольце-
вым смесителем - на Рис. 3.1.2 1.
ТРДД с общим соплом имеют преимущества
в акустических характеристиках - более низкий
уровень шума. Это достигается как за счет вырав-
нивания поля скоростей на срезе сопла, так и бла-
годаря возможности использования звукопоглоща-
ющих панелей большей площади из-за более
Рисунок 3.1.21 - ТРДД с кольцевым смесителем (RB211)
1 - общее сопло; 2 - кольцевой смеситель
128
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
длинной наружной обечайки двигателя.
На режимах реверсирования ТРДД с общим
соплом обеспечивают более высокую обратную
тягу При расположении реверса тяги в наружном
контуре это происходит благодаря значительному
снижению прямой тяги внутреннего контура из-за
перерасширения потока газа в общем сопле (см.
верхнюю часть Рис. 1.2.1.3 1). А при расположении
реверса за смесителем - за счет использования по-
токов обоих контуров для создания обратной тяги.
Примеры конструкции реверсивных устройств раз-
личных типов приведены в главе 9.
ТРДД с общим соплом имеют более длинный
канал наружного контура и мотогондолу (см.
Рис. 1.2.2 1) и, соответственно, несколько боль-
шую массу. При высокой и сверхвысокой степе-
ни двухконтурности более длинная мотогондола
с общим соплом при установке под крылом мо-
жет иметь повышенное сопротивление интерфе-
ренции.
ТРДД с раздельным истечением (без смеше-
ния) имеют более короткий канал наружного кон-
тура. СУ с таким ТРДД имеет характерную ступен-
чатую конфигурацию (см. Рис. 1.2.2 1), образуемую
соплами наружного и внутреннего контуров. Более
короткая обечайка наружного контура облегчает
компоновку СУ на пилоне под крылом с минималь-
ным сопротивлением интерференции, а также спо-
собствует снижению ее массы.
С увеличением степени двухконтурности эти
факторы приобретают все большее значение. Новей-
шие серийные и разрабатываемые ТРДД с т = 8... 11
(GE90, TRENT800, TRENT500, TRENT900, GP7000,
проекты ТРДД для Boeing 7Е7) выполняются без
смешения потоков. Выбор схемы с раздельным ис-
течением для ТРДД со сверхвысокой степенью двух-
контурности определяется также и тем, что с уве-
личением степени двухконтурности облегчается
обеспечение нормируемого уровня шума и необхо-
димого уровня обратной тяги на режиме реверсиро-
вания.
Современные ТРДД с умеренно высокой степе-
нью двухконтурности т = 4.. .7 выполняются с вых-
лопной системой как со смешением, так и без сме-
шения потоков. Выбор типа выхлопной системы
является компромиссным решением, учитываю-
щим перечисленные факторы и характеристик
ТРДД, а также способ установки двигателя на кон-
кретный тип самолета. Например, для дальнема-
гистрального пассажирского самолета понижен-
ный удельный расход топлива для ТРДД с общим
соплом может иметь решающее значение.
По числу роторов современные ТРДД разде-
ляются на одно-, двух- и трехвальные.
Очевидным преимуществом одновальной схе-
мы является относительная простота конструкции
- минимальное количество валов, опор, подшип-
ников, уплотнений. Но практическое использова-
ние одновальной схемы возможно лишь при низ-
кой степени двухконтурности, когда вентилятор
и КВД имеют близкие по величине диаметры и ча-
стоты вращения и могут быть объединены на од-
ном валу.
Существенными недостатками одновальной
схемы являются:
-	ограниченные возможности повышения сте-
пени сжатия при приемлемом количестве ступеней
компрессора,
-	худшая приемистость,
-	необходимость более мощного пускового
устройства.
ТРДД одновальной схемы не получили широ-
кого применения. Единственным серийным одно-
вальным двухконтурным двигателем является
ТРДДФ М53 фирмы Snecma тягой 95 кН, приме-
няемый на французском сверхзвуковом истребите-
ле Мираж 2000 (см. Рис. 3.1.2 2).
Двухвальная схема в настоящее время стала
классической и применяется как в гражданских
ТРДД с высокой и сверхвысокой степенью двухкон-
турности (см. Рис. 3.1.2 3), так и в военных ТРДД
и ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности.
Вентилятор, работающий на наружный и внут-
ренний контуры, подпорные ступени на валу вен-
тилятора и ТНД, расположенные во внутреннем
контуре, образуют турбокомпрессор НД, называе-
мый часто турбовентилятором. КВД и ТВД образу-
ют турбокомпрессор ВД, который вместе с камерой
сгорания (КС) образует газогенератор. Турбокомп-
рессоры НД и ВД имеют только газодинамическую
связь, кинематически они не связаны и имеют раз-
ную частоту вращения.
Важная роль газогенератора, как наиболее
напряженного и технологически сложного узла
ТРДД, его параметры и конструктивные особенно-
сти были рассмотрены в разделе 2.5.2.
Вентиляторы современных ТРДД и ТРДДФ,
имеющих низкую степень двухконтурности и сте-
пень сжатия тг*к = 2,0...5,0, выполняются много-
ступенчатыми (Z =2...5). А вентиляторы ТРДД
с высокой и сверхвысокой степенью двухконтур-
ности - одноступенчатыми.
На валу вентилятора во внутреннем контуре
часто устанавливаются дополнительные ступени,
называемые подпорными или бустерными. Они
предназначены для увеличения расхода воздуха
через внутренний контур и повышения мощности
газогенератора (см. Рис. 3.1.2 3). Количество
129
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Рисунок 3.1.22 - Общий вид и схема турбокомпрессора одновального ТРДДФ (М53)
1 - трехступенчатый КНД; 2 - 5-ступенчатый КВД; 3 - канал наружного контура;
4 - КС; 5 - двухступенчатая турбина; 6 - опоры с подшипниками
подпорных ступеней в современных ТРДД варьи-
руется от одной до семи. При фиксированной тяге,
степени двухконтурности и степени сжатия уста-
новка подпорных ступеней позволяет снизить раз-
мерность, массу и стоимость газогенератора, а зна-
чит - и двигателя в целом. Изменением количества
подпорных ступеней и диаметра вентилятора (при
фиксированной размерности газогенератора) может
быть создано семейство ТРДД с различной тягой на
базе единого (унифицированного) газогенератора.
Примеры создания ГТД различного назначения и тя-
ги (мощности) рассмотрены в разделе 2.5.2.
Серийные трехвальные ТРДД (или ТРДД
с двухвальным газогенератором) впервые были
разработаны в конце 1960-х...начале 1970-х г.г.
фирмой Rolls-Royce (Великобритания). Это было
семейство ТРДД RB211 с высокой степенью двух-
контурности в классе тяги 200 кН для магистраль-
ных пассажирских самолетов (см. Рис. 3.1.2 4).
Двухвальная схема газогенератора при уме-
ренной степени сжатия так же, как и в двухваль-
ных ТРД, позволяла сократить количество ступе-
ней компрессора и обеспечить газодинамическую
устойчивость без применения механизации. Одна-
ко, в настоящее время для новейших ТРДД
(л*^ = 40...45 в трехвальных ТРДД) с увеличени-
ем общей степени сжатия приходится применять
регулирование НА компрессора.
Достоинствами трехвальной схемы ТРДД
считаются большая жесткость коротких роторов
и стабильность радиальных зазоров в эксплуата-
ции. Очевидный недостаток трехвальной схемы
высокая сложность трансмиссии с большим ко-
личеством валов, опор, подшипников и уплотне-
ний.
Развитие по тяге трехвальных ТРДД осуще-
ствляется аналогично ТРДД двухвальной схемы -
добавляются ступени на входе в КНД и увеличи-
вается диаметр вентилятора. Первые ступени от-
носительно быстроходных КНД трехвальных дви-
гателей имеют значительно большую напорность,
чем подпорные ступени двухвального ТРДД, кото-
рые находятся на тихоходном валу вентилятора.
Поэтому, для одинакового увеличения расхода воз-
духа через внутренний контур в трехвальном дви-
гателе требуется меньшее количество дополнитель-
ных ступеней, что можно считать преимуществом
трехвальной схемы.
С другой стороны, добавление ступеней на
входе КНД по сути является модернизацией двух-
130
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Рисунок3.1.23 -Конструктивная схема двухвального ТРДД(CFM56-5B)
1 - вентилятор с антивибрационными полками; 2 - подпорные ступени;
3 - разделительный корпус; 4 - девятиступенчатый КВД; 5 - КС;
6 - одноступенчатая ТВД; 7 - четырехступенчатая ТНД; 8 - опоры с подшипниками;
9 - вал турбокомпрессора НД; 10 - вал турбокомпрессора ВД; 1
11 - спрямляющий аппарат вентилятора; 12 - коробка приводов
вального газогенератора. Это в итоге может быть
технически более рискованным, трудоемким и фи-
нансово затратным мероприятием, чем добавление
большего количества низконапорных подпорных
ступеней на валу вентилятора в двухвальном ТРДД
с сохранением унифицированного газогенератора.
В целом же трехвальная схема является тех-
нически более сложной, поэтому по такой схеме
выполнено меньше моделей двигателей, чем по
двухвальной. Это гражданские ТРДД с высокой
степенью двухконтурности семейства RB211
и Trent фирмы Rolls-Royce, Д-36 , Д-436 иД-18
ЗМКБ «Прогресс» (Украина), а также военные
ТРДДФ RB199 (объединение европейских фирм),
НК-25 и НК-32 «СНТК им. Н.Д.Кузнецова» (г. Са-
мара, Россия).
При увеличении степени двухконтурности
свыше т = 9... 11 может оказаться выгодным ре-
дукторный привод вентилятора, который обеспе-
чивает вращение вентилятора и турбины НД с раз-
личной частотой. Эта выгода объясняется следую-
щими обстоятельствами.
1. С увеличением степени двухконтурности
снижаются оптимальные степень сжатия и приве-
денная окружная скорость вентилятора. Соответ-
ственно снижается и оптимальная частота враще-
ния, в то время как мощность, потребляемая
вентилятором, увеличивается. В результате значи-
тельно возрастает крутящий момент на валу тур-
бовентилятора. Для обеспечения необходимой
прочности требуется увеличение наружного диа-
метра вала и применение специальных сверхпроч-
ных материалов. Увеличение диаметра вала НД,
проходящего внутри вала газогенератора, в свою
очередь требует увеличения диаметров подшипни-
ков газогенератора и отверстий в дисках ТВД
и КВД. Увеличение диаметра подшипников огра-
ничивается параметром (Dm), определяющим их
131
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
13	14	10	11	12
Рисунок 3.1.24 - Конструктивная схема трехвального ТРДД (RB211-535E4)
1 - широкохордный вентилятор; 2 - шестиступенчатый КНД; 3 - канал наружного
контура; 4 - шестиступенчатый КВД; 5 - RC; 6 - одноступенчатая ТВД;
7 — одноступенчатая ТСД; 8 - трехступенчатая ТНД; 9 - опоры с подшипниками;
10 - вал турбокомпрессора ВД; 11 - вал турбокомпрессора СД; 12 - вал турбокомпрессора
НД; 13 - спрямляющий аппарат вентилятора; 14 - коробка приводов
долговечность, а увеличение диаметров отверстий
в дисках - прочностью и массой дисков.
2. Снижение частоты вращения турбовенти-
лятора и повышение его мощности (особенно при
наличии на валу вентилятора большого количества
подпорных ступеней) требует увеличения числа
ступеней ТНД для сохранения приемлемого к.п.д.
В современных ТРДД с т = 6...9 число ступеней
ТНД достигает Z|H| = 7, что усложняет конструкцию,
увеличивает число деталей, длину, массу и стоимость
ТНД и двигателя в целом. При отсутствии редукто-
ра выбор частоты вращения турбовентилятора (при-
веденной окружной скорости вентилятора) и коли-
чества ступеней ТНД всегда является компромиссом,
обеспечивающим максимальное значение произве-
дения к.п.д. вентилятора и к.п.д. ТНД (JJ*B, ^*тнд)-
Этот параметр определяет эффективность турбовен-
тилятора в целом при минимально возможном ко-
личестве ступеней ТНД. При проектировании на
«заданную стоимость» двигателя или летного часа
при выборе ZTHfl учитываются также и экономичес-
кие показатели (стоимость изготовления, ремонта
и технического обслуживания).
Применение редуктора позволяет независимо
оптимизировать частоты вращения и другие пара-
метры вентилятора и турбины с обеспечением мак-
симального к.п.д. и низкого уровня шума вентиля-
тора, максимального к.п.д. и малого числа ступеней
ТНД, прочности вала турбовентилятора при умень-
шенном диаметре. Привод подпорных ступеней для
сокращения их числа можно осуществить от вы-
сокооборотного вала ТНД.
Разработка компактных и легких авиацион-
ных редукторов большой мощности с высоким
к.п.д. для ТРДД и ТВВД является сложной техни-
ческой задачей. Так в ТРДД с = 120...240 кН
и т = 11... 15 мощность турбовентилятора состав-
ляет 18000. ..33000 кВт. Для создания редукторов
такой мощности необходимо обеспечить работоспо-
собность зубчатых передач при высоких контактных
132
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
напряжениях, долговечность высоконагруженных
подшипников, разработать эффективную систему
смазки редуктора и систему охлаждения масла.
Даже при высоком к.п.д. редуктора (0,99...0,995),
который обеспечивается высокоточным оборудова-
нием при изготовления зубчатых колес, для указан-
ного класса тяги мошность теплоотдачи в масло со-
ставит jVteidi = 90...330 кВт. Конструктивная схема
ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности
с редукторным приводом вентилятора показана на
Рис. 3.1.2 5.
Редукторный привод вентилятора в настоящее
время практически применяется в некоторых мо-
делях серийных ТРДД малой размерности тягой
/?|!3[ = 15...35 кН с умеренно высокой т = 4...6.
Мощность турбовентилятора таких двигателей на
порядок меньше указанных выше значений (см.
Рис. 3.1.2 6).
Создание мощных редукторных ТРДД со
сверхвысокой степенью двухконтурности и ТВВД
с закапотированным ВВ в классе тяги R > 100 кН
находится в настоящее время на стадии проектных
проработок или создания опытных и демонстраци-
онных образцов. На Рис. 3.1.2 7 показана конструк-
тивная схема опытного ТВВД НК-93 в классе тяги
180...200 кН разработки «СНТК им. Н.ДКузнецо-
ва» (г. Самара) с двухрядным закапотированным
ВВ. ТВВД трехвальный с двухвальным газогенера-
тором, оснащен двухрядным ВВ с поворотными
лопастями, обеспечивающими оптимальные харак-
теристики ТВВД на различных режимах при пря-
мой тяге, а также реверсирование тяги за счет по-
ворота лопастей. ВВ приводится во вращение
трехступенчатой ТНД через планетарно- дифферен-
циальный редуктор мощностью свыше 22000 кВт.
Одной из возможных схем ТРДД со сверхвы-
сокой степенью двухконтурности без использова-
ния редуктора может быть схема с задним располо-
жением вентилятора (см. Рис. 3.1.2 8). Двухрядный
вентилятор с противовращением рабочих колес при-
водится биротативной ТНД имеющей два враща-
ющихся в противоположные стороны ротора. Пер-
вый ротор образуют рабочие лопатки, а второй -
сопловые, которые в данной конструкции также
становятся рабочими. Биротативная турбина может
быть выполнена с существенно меньшим количе-
ством ступеней. Данную концепцию ТРДД со
сверхвысокой степенью двухконтурности прораба-
тывала фирма Rolls-Royce в 1980-х г.г. в проекте
«Contrafan» (/?взл = 230...270 кН, т = 15,6).
Безредукторный привод двухрядного вентиля-
тора с помощью биротативной турбины возможен
и при переднем расположении вентилятора (см.
Рис. 3.1.2 9). В показанной схеме используется раз-
Рисунок 3.1.2_5 - Конструктивная схема ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности и редукторным
приводом вентилятора (проект)
1 - редуктор; 2 - подпорные ступени на высокооборотном валу НД
133
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Рисунок 3.1.26 - Конструктивная схема ТРДД малой размерности с редукторным приводом вентилятора
(ALF 507)
1 - редуктор; 2 - подпорные ступени на низкооборотном валу
Рисунок 3.1.2_7 - Конструктивная схема опытного ТВВДНК-93
1 - двухрядный винтовентилятор с поворотными лопастями;
2 - механизм поворота лопасти; 3 - редуктор
134
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Рисунок 3.1.28 -Конструктивная схема ТРДД с задним расположением вентилятора (концепция
«Contrafan» фирмы Rolls-Royce)
1 - двухвальный газогенератор; 2 - биротативная ТНД; 3 - двухрядный
вентилятор
Рисунок 3.1.29 - Конструктивная схема ТРДД с развернутым газогенератором и биротативной
турбиной НД (проект)
1 - двухрядный вентилятор; 2 - биротативная турбина вентилятора; 3 - газогенератор;
4 - смеситель; 5 - поворот потоков воздуха и газа на 180°
вернутый на 180° (против полета) газогенератор
и поворот потоков воздуха и газа внутри двигателя
на 180 °. Благодаря этому валы биротативной тур-
бины вентилятора не проходят через газогенератор
и отсутствуют связанные с этим проблемы. Схема
позволяет выполнять смешение потоков при корот-
кой наружной обечайке, характерной для ТРДД без
смешения, которая обеспечивает пониженное со-
противление от интерференции с крылом. Анало-
гичная схема двигателя, но с обычным однорядным
135
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
вентилятором применялась на малоразмерном
ТРДД ATF3 фирмы Honywell с 1?взл = 24 кН и уме-
ренной степенью двухконтурности т = 2,8.
Современные военные ТРДДФ с низкой сте-
пенью двухконтурности выполняются по двух-
вальной схеме с общей ФК после смешения по-
токов наружного и внутреннего контуров. На
Рис. 3.1.2 10 показан ТРДДФ поколения 4+ F100-
PW229 фирмы Pratt & Whitney тягой Кф = 130 кН
и ТРДДФ 5 поколения М88-2 фирмы Snecma
(Франция) с Нф = 75 кН, используемый на истре-
бителе «Рафаль».
Основные конструктивные особенности но-
вейших ТРДДФ:
-	малое число ступеней компрессора и тур-
бины с повышенной аэродинамической нагрузкой
(у ТРДДФ пятого поколения ZB = 3, ZKBfl = 5...6,
Z||y[ = 1,Z	= 1; для двигателей шестого поколе-
ния прорабатывается возможность снижения коли-
чества ступеней до ZB = 2(1) и ZKBfl = 3...4);
-	применение противовращения роторов для
повышения к.п.д. турбины и снижения нагрузок от
гироскопических моментов;
-	применение материалов и технологий и ис-
пользование компоновок СУ, снижающих инфра-
красную и радиолокационную заметность.
Одним из перспективных направлений разви-
тия ТРДД является разработка двигателей изменя-
емого цикла (ДИЦ), в которых в зависимости от
режима полета меняется степень двухконтурно с-
ТРДДФ 4+ поколения F ] 00-PW229
ТРДДФ 5 поколения М88-2
Рисунок 3.1.210 - Общий вид и конструктивная схема ТРДДФ с общей форсажной камерой
1 - трехступенчатый КНД; 2 - шестиступенчатый КВД; 3 - одноступенчатая ТВД;
4 - одноступенчатая ТНД; 5 - ФК; б - регулируемое сопло
136
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Рисунок 3.1.211 - Конструктивная схема двигателя- демонстратора изменяемого цикла (ДИЦ) фирмы
General Electric
1 - первый блок вентилятора; 2 - перепускной кольцевой канал;
3 - второй блок вентилятора; 4 - газогенератор; 5 - поворотный СА ТНД;
б - регулируемый смеситель; 7 - регулируемое сопло с центральным телом
ти т. Изменение степени двухконтурности явля-
ется одним из требований современных многоце-
левых (многорежимных) боевых самолетов. Регу-
лирование m может потребоваться и для двигателей
перспективных сверхзвуковых пассажирских и ад-
министративных самолетов, в том числе для сни-
жения шума при взлете.
На Рис. 3.1.2 11 показана конструктивная
схема демонстрационного ДИЦ, испытанного
фирмой General Electric (США). Для возможнос-
ти регулирования степени двухконтурности вен-
тилятор двигателя разделен на два блока. Первый
двухступенчатый блок приводится турбиной НД,
а второй блок (одноступенчатый) газогенерато-
ром. Оба блока имеют регулируемые В НА и НА
для согласования расходов воздуха. Между бло-
ками расположен кольцевой перепускной канал
с клапанами. Клапаны закрыты при работе в ре-
жиме обычного ТРДД и открываются при работе
в режиме «двойной степени двухконтурности»,
что позволяет перепускать часть воздуха за пере-
дним блоком вентилятора в наружный контур.
Перепускной канал заканчивается регулируемы-
ми створками для эффективного смешения двух
потоков воздуха в наружном контуре. Для пере-
распределения мощности между ТВД и ТНД при
регулировании степени двухконтурности ТНД
имеет регулируемый сопловой аппарат (СА). Ка-
нал наружного контура заканчивается регулируе-
мым смесителем для согласования степени двух-
контурности и нагрузки вентилятора.
Такая схема позволяет регулировать степень
двухконтурности в диапазоне т = 0,25...0,6. Это
дает снижение удельного расхода топлива на крей-
серском режиме примерно на 8 %. Из-за сложной
конструкции с большим количеством регулируе-
мых элементов, в т.ч. и в горячей части двигателя,
ДИЦ пока не получили практического применения.
Однако, внедрение отдельных конструктивных эле-
ментов на боевых ТРДД следующих поколений
вполне возможно.
3.1.3 - Турбовинтовые и вертолетные
ГТД
Принципиальная особенность турбовинтовых
и вертолетных двигателей состоит в том, что ос-
новное тяговое усилие создается специальным дви-
жителем - винтом, а доля реактивной тяги, созда-
ваемой проходящим через двигатель потоком газа,
относительно мала. Основное назначение ГТД это-
го типа - производство мощности на валу двигате-
ля для привода воздушного винта СУ. Для того,
чтобы эффективно сработать большой теплопере-
пад, турбины ТВД и вертолетных ГТД выполняют
многоступенчатыми, а выхлопное устройство дви-
гателя - в виде диффузора. Винт приводится через
редуктор, т.к. частота вращения вала ГТД значи-
тельно выше требуемой частоты вращения винта.
ТВД и вертолетные ГТД можно классифици-
ровать по нескольким конструктивным признакам.
По кинематической схеме:
-	одновальные;
-	со свободной турбиной (ГТД со свободной
турбиной могут быть выполнены с одно- и двух-
вальным газогенератором);
-	со «связанным» КНД, привод которого про-
изводится силовой турбиной (СТ).
По расположению редуктора:
-	со встроенным редуктором;
-	с выносным редуктором.
По расположению винта ТВД:
-	с тянущим винтом;
-	с толкающим винтом.
Двигатели одновальной схемы наиболее про-
сты по конструкции и поэтому, широко применяются
во всех классах мощности. По одновальной схеме
выполнен, например, наиболее мощный в настоящее
время ТВД НК-12МВ (Ne = 11030 кВт) разработки
СНТК им. Н.Д. Кузнецова (г. Самара), показанный
на Рис. 3.1.3 1. Двигатель имеет встроенный од-
норядный дифференциальный редуктор, переда-
ющий избыточную мощность от пятиступенчатой
137
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Рисунок 3.1.3_1 - Конструктивная схема одновального ТВД (НК-12МВ)
1 - двухрядный винт; 2 - редуктор; 3 - входное устройство; 4 - 14-ступенчатый осевой
компрессор; 5 - кольцевая КС; 6 - пятиступенчатая турбина; 7 — опоры с подшипниками
турбины на двухрядный винт изменяемого шага
(ВИШ) диаметром 5,6 м. Достоинством одноваль-
ных двигателей является высокая приемистость -
на режиме малого газа поддерживается высокая
частота вращения (близкая к взлетной), при этом
угол установки лопастей винта обеспечивай ми-
нимальное потребление мощности. Повышение
мощности (тяги винта) выполняется подачей топ-
лива в КС при одновременном увеличении угла ус-
тановки («затяжелении») винта таким образом,
чтобы обеспечивалась максимальная тяга. Недоста-
ток одновальных двигателей - сложность согласо-
вания работы компрессора, турбины и винта.
Широкое распространение получила также
схема со свободной турбиной, расположенной на
отдельном валу и служащей только для привода
винта. Компрессор, КС и ТВД (турбина компрес-
сора) образует отдельный модуль - газогенератор,
который имеет с СТ только газодинамическую
связь. ТВД и вертолетные ГТД со свободной тур-
биной более гибки в применении. Они требуют
меньшую мощность пусковых устройств, чем од-
новальные двигатели, но отличаются худшей при-
емистостью. Обычно по такой схеме выполняются
ГТД для вертолетов.
На Рис. 3.1.3 2 а, б, в показаны конструктив-
ные схемы ГТД со свободной турбиной.
Турбовинтовой двигатель ТВ7-117 разработ-
ки ГУНПП «Завод им. В.Я.Климова» (г. Санкт-
Петербург). Двигатель имеет мощность 2000 кВт
и эксплуатируется на самолете ИЛ-114. Двигатель
с одновальным газогенератором, с осецентробеж-
ным компрессором и встроенным соосным редук-
тором.
Вертолетный ГТД ТВЗ-117 разработки ГУНПП
«Завод им. В.Я. Климова» для боевых вертолетов
семейств МИ-17, МИ-24, КА-28, КА-32, КА-50/52.
Двигатель мощностью 1600 кВт с осевым компрес-
сором. Вал СТ выходит назад и соединяется с вер-
толетным редуктором.
Турбовинтовой двигатель ТВЗ-117ВМА-
СБМ1 для регионального самолета АН-140, явля-
ется модификацией вертолетного ГТД ТВЗ-117.
Двигатель имеет оригинальную трансмиссию при-
вода винта, разработанную для сохранения без из-
менений конструкции базового вертолетного дви-
гателя (см. Рис. 3.1.3 2). Мощность СТ передается
главному выносному редуктору привода винта с по-
мощью заднего промежуточного редуктора и вала-
рессоры, проходящего сверху двигателя. Благодаря
такой схеме трансмиссии нет необходимости пропус-
кать силовой вал свободной турбины через газоге-
нератор при «естественном» расположении двигате-
ля «по полету».
Применяется также расположение двигателя
в мотогондоле «против полета». В этом случае нет
необходимости в длинной трансмиссии, редуктор
может быть выполнен встроенным, но требуются
повороты на 180 ° потоков воздуха и выхлопных
газов (см. Рис. 3.1.3 3). Недостатками схемы яв-
ляются трудности согласования характеристик ком-
прессора и воздушного винта и обеспечение устой-
чивой работы КНД, частота вращения которого
определяется частотой вращения винта.
По схеме со «связанным» КНД выполнен ТВД
Tyne (Rolls-Royce) мощностью 2600 кВт. На
Рис. 3.1.3 4 в качестве примера показан проект
ТВД Ml38 в классе мощности 6000.. .9000 кВт кон-
сорциума европейских фирм. Этот двигатель стал
прототипом разрабатываемого в настоящее время
ТВД ТР400 для перспективного европейского во-
енно-транспортного самолета А400М. Для ТР400
138
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
а)	1 - вал винта; 2 -редуктор; 3 - осецентробежный компрессор (5 осевых +1 центробежная ступень);
4 - противоточная КС; 5 - двухступенчатая турбина газогенератора; 6 - двухступенсатая СТ;
7 - вал газогенератора; 8 - вал СТ
б)	1 - 12-ступенчатый осевой компрессор; 2 - кольцевая КС; 3 - двухступенчатая турбина газогенератора;
4 - двухступенчатая СТ; 5 - вал газогенератора; б - вал СТ
ТВДТВЛ117ЕМЛСБМ1
в)	1 - 12-ступенчатый осевой компрессор; 2 - кольцевая КС; 3 - двухступенчатая турбина газогенератора;
4 - двухступенчатая СТ; 5 - вал газогенератора; 6 - вал СТ; 7 - промежуточный редуктор;
8 - трансмиссия; 9 - вал винта; 10- основной редуктор; 11 - воздухозаборник; 12 - выхлопной диффузор
Рисунок 3.1.32 - Конструктивные схемы ГТД со свободной турбиной
139
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
выбрана схема со свободной турбиной с приводом
КНД от отдельной турбины
Для передачи мощности от СТ воздушному
винту используются встроенные и выносные ре-
дукторы. Схемы ТВД со встроенным редуктором
показаны на Рис. 3.1.3 1, 3.1.3 3, 3.1.3 4. Общий
вид ТВД с выносным редуктором показан на
Рис. 3.1.3 5.
СУ вертолетов также выполняются с вынос-
ными редукторами. Вертолетные редукторы зна-
Рисунок 3.1.33 - Общий вид ТВД с поворотом потоков воздуха и выхлопных газов на 180° (Walter М601-Е)
1 - входное устройство с поворотом потока на 180 °; 2 — осецентробежный компрессор;
3 - КС; 4 - турбина газогенератора; 5 - СТ; б - редуктор;
7 - выхлопное устройство с поворотом потока газа на 180 °; 8 - вал винта
Рисунок 3.1.3 4 - Общий вид ТВД с поворотом потоков воздуха и выхлопных газов на 180 ° (Walter М601-Е)
1 - винт изменяемого шага; 2 - редуктор; 3 - КНД на высокооборотном валу НД; 4 -КВД;
5 - кольцевая КС; 6 - турбина ВД; 7 - турбина НД (СТ); 8 - вал ВД; 9 - вал НД
140
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
чительно превышают по габаритам редукторы
ТВД, поскольку имеют большее передаточное чис-
ло из-за более низкой частоты вращения несущего
винта. СУ вертолетов для повышения безопаснос-
ти эксплуатации, как правило, включают два ГТД,
которые передают мощность на винт через общий
редуктор.
На самолетах с ТВД обычно переднее располо-
жение винта (относительно двигателя и мотогондо-
лы), который в данном случае является «тянущим».
Существуют СУ с ТВД и с задним расположением
винта («толкающий» винт). Конструктивная схема
ГТД и общий вид СУ с ТВД и «толкающим» винтом
показаны на Рис. 3.1.3 6.
Необходимо отметить, что привод двухрядно-
го толкающего винта может быть осуществлен
и без редуктора - с помощью биротативной турби-
ны. Схема ТВД в этом случае аналогична схеме
ТРДД с задним расположением двухрядного вен-
тилятора и биротативной турбиной, показанной на
Рис. 3.1.2 8, но без обтекателя наружного конту-
ра. Опытный ТВВД GE36 фирмы General Electric,
выполненный по данной схеме, проходил летные
испытания в 1986 г.
Рисунок 3.1.35 - Общий ТВД с выносным редуктором (СТ7 фирмы GE АЕ)
1 - вал винта; 2 - элементы крепления; 3 - двигатель; 4 - выносной редуктор;
5 - трансмиссия
Рисунок 3.1.36 - Общий и конструктивная схема ТВД с толкающим винтом (TPF351-20)
1 - «толкающий» винт; 2 - входное устройство; 3 - двухступенчатый центробежный
компрессор; 4 - противоточная КС; 5 - двухступенчатая турбина газогенератора;
6 - трехступенчатая свободная турбина; 7 — выхлопное устройство;
8 - редуктор; 9 - вал винта; 10 - привод агрегатов
141
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
3.1.4 - Подъемные и подъемно-мар-
шевые ГТД
В качестве основных компонентов СУ верти-
кально взлетающих самолетов используются сле-
дующие типы двигателей:
-	подъемные двигатели, работающие только
при взлете и посадке;
-	подъемно-маршевые двигатели с устройства-
ми для поворота реактивной струи, работающие
при взлете-посадке и в крейсерском полете;
-	подъемно-маршевые двигатели с подъемным
вентилятором, приводимым от двигателя при взле-
те и посадке и отключаемым в крейсерском полете.
СВВП и СУВВП могут иметь различные схе-
мы с использованием указанных типов двигателей.
К настоящему времени практическое применение
получили три типа СУ:
1)	СУ, состоящая из одного подъемно-марше-
вого двигателя (ТРДД), расположенного вблизи
центра масс самолета и имеющего поворотные со-
пла внутреннего и наружного контуров. Двигатель
обеспечивает вертикальную тягу и стабилизацию
самолета на режимах взлета-посадки и горизон-
тальную тягу в крейсерском полете. Такая схема
используются на СУВВП «Harrier» с подъемно-
маршевым двигателем «Pegasus»;
2)	СУ, состоящая из нескольких подъемных
двигателей и подъемно-маршевого двигателя. По
данной схеме выполнены СУ российских СУВВП
ЯК-38 и ЯК-141;
3)	СУ с подъемно-маршевым двигателем
и подъемным вентилятором. Такой тип СУ исполь-
зуется в опытном СУВВП F-35 фирмы Lockheed
Martin, разрабатываемом по программе JSF.
Схемы и параметры различных СУ для СВВП/
СУВВП приведены на Рис. 3.1.4 6.
Подъемные двигатели предназначены для
создания вертикальной тяги на этапах взлета
и посадки. Так как в горизонтальном полете эти
двигатели не используются, они должны иметь
минимальный вес и объем, чтобы уменьшить от-
рицательное влияние на характеристики самоле-
та. В качестве подъемных двигателей обычно
применяются ТРД. Для уменьшения эрозионно-
го воздействия на аэродромное покрытие рас-
сматривается использование ТРДД, имеющих
более низкую скорость истечения и температуру
выхлопных газов, но и значительно большие га-
бариты.
Удельная масса подъемных ТРД достигает
величины у= 0,07...0,05. Низкая масса обеспечи-
вается простотой конструкции двигателя и его си-
стем, а также широким использованием легких
конструкционных материалов, в том числе компо-
зиционных.
Конструкция подъемного двигателя должна
обеспечивать его работоспособность в вертикаль-
ном положении. Так как двигатель работает очень
короткое время, возможно максимальное упроще-
ние топливной системы или ее объединение с топ-
ливной системой маршевого двигателя. Маслосис-
тема подъемного двигателя может быть расходного
типа, когда масло из маслосистемы выбрасывается
за борт. Агрегаты маслосистемы могут быть разме-
щены в коке компрессора. Двигатель может быть
оснащен поворотным соплом, чтобы обеспечить
определенное управление вектором тяги. Запуск
подъемного двигателя может производиться пода-
чей сжатого воздуха от маршевого двигателя непос-
Рисунок 3.1.41 - Подъемный ТРД (РД-38)
1 - агрегаты двигателя в коке
компрессора; 2 - нерегулируемый
шестиступенчатый компрессор;
3 - короткая камера сгорания со
встроенным топливным коллек-
тором; 4 - охлаждаемая турбина
с диском из титанового сплава;
5 - двухпозиционное поворотное
сопло
142
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
редственно на турбину. На Рис. 3.1.4 1 показана
конструктивная схема подъемного ТРД РД-38 раз-
работки НПО «Сатурн».
Подъемно-маршевые двигатели обеспечивают
горизонтальную и вертикальную тягу посредством
изменения вектора тяги. Для этого предназначена
специальная отклоняющая система, состоящая из
одного, двух или четырех поворотных сопел. Так,
например, подъемно-маршевый ТРДД «Pegasus»
для СВВП «Harrier» (см. Рис. 3.1.4 2) имеет четы-
ре поворотных сопла - по два в каждом контуре
двигателя. Сопла обеспечивают устойчивость са-
молета при взлете-посадке без использования до-
полнительных подъемных двигателей.
Недостатком такого типа СУ, состоящей из
одного двигателя, является необходимость значи-
тельного переразмеривания двигателя для обеспе-
чения потребной тяговооруженности самолета при
вертикальном взлете. Как результат - в горизонталь-
ном крейсерском полете подъемно-маршевый дви-
гатель работает на глубоких дроссельных режимах
с повышенным удельным расходом топлива.
Улучшение экономичности подъемно-марше-
вого двигателя на крейсерских режимах может
быть достигнуто двумя способами. Первый - уста-
новка перед поворотными соплами ФК, включае-
мых при вертикальном взлете (при этом уменьша-
ется потребная размерность двигателя и степень
Рисунок 3.1.42 - Схема работы и общий вид подъемно-маршевого ТРДД (Pegasus)
1 - вентилятор; 2 — поворотные сопла наружного контура; 3 - поворотные сопла
внутреннего контура; 4 - КВД; 5 - КС; 6 - ТВД; 7 - ТНД
143
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
дросселирования в крейсерском полете). Второй -
применением СУ с подъемными двигателями, со-
здающими часть вертикальной тяги [3.4.1].
На Рис. 3.1.4 3 показаны подъемно-маршевые
двигатели R-27B-300 с двумя поворотными сопла-
ми для СВВП ЯК-38 и R-79B-300 с одним поворот-
ным соплом для первого в мире сверхзвукового
СУВВП ЯК-141. СУ самолетов ЯК-38 и ЯК-141
состоят из двух подъемных и одного подъемно-
маршевого двигателя. Особенности устройства по-
воротных сопел подъемно-маршевых двигателей
будут рассмотрены в главе 9.
На Рис. 3.1.4 4 показана СУ с подъемно-мар-
шевым двигателем и подъемным вентилятором,
разработанная для СУВВП F-35. Двухступенчатый
биротативный вентилятор (см. Рис. 3.1.4 5) имеет
механический привод от турбокомпрессора НД
подъемно-маршевого двигателя. Трансмиссия при-
вода включает вал, фрикционную муфту для плав-
ного подключения вентилятора и конический редук-
тор для раздачи мощности на оба вала вентилято-
ра. Подъемный вентилятор имеет регулируемые
ВНА и НА и регулируемое сопло с возможностью
отклонения вектора тяги.
Подъемно-маршевые двигатели должны обес-
печивать стабилизацию и управление самолетом при
взлете, на режиме висения и при малых скоростях
движения, когда аэродинамические рули самолета
не эффективны. Для этих целей применяют систе-
мы реактивного управления самолетом - управле-
ние с помощью изменения вертикальной тяги самих
подъемных и подъемно-маршевых двигателей, и уп-
равление с помощью сжатого воздуха, отбираемого
за компрессором двигателей и выпускаемого через
специальные реактивные сопла, расположенные на
концах крыльев и фюзеляжа [3.4.2].
По.гьемно-мнри евый ГРДДс [BJ ми поворсгными соплами (Р27В-300)
Рисунок 3.1.43 - Подъемно-маршевые ТРД и ТРДД
144
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
СУВВП F-35 (] .uckheed Martin)
Рисунок 3.1.44 - Силовая установка с подъемно-маршевым двигателем и подъемным вентилятором
для СУВВП (F-35)
1 - подъемный вентилятор; 2 - муфта; 3 - трансмиссия; 4 - рукава отбора воздуха
в систему стабилизации самолета; 5 - поворотное сопло в положении вертикальной
тяги; б - подъемно-маршевый двигатель
Рисунок 3.1.4 5 - Силовая установка с подъемно-
маршевым двигателем и подъем-
ным вентилятором для СУВВП
(F-35)
1	- подъемный вентилятор;
2	- муфта; 3 - трансмиссия;
4	- рукава отбора воздуха в сис
тему стабилизации самолета;
5	- поворотное сопло в положе-
нии вертикальной тяги;
б	- подъемно-маршевый двига-
тель
145
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
	Двигатель				Схема силовой установки		Самолет	Начало эксплуатации
1 поколение	ТРДД "Пегас" 2 11 R = 5000 .9750 кгс т=135. 1.55 Ъ=1260 151 ОК GBl = 162 198 кг/с к;£=11 14 G^= 1412	1470 кг				"Пегас" 11 Г» =	мм ГТГтг—1 I			“Кестрел"... Хэрриер II AV-8B с "Пегас" 11	
							7взимай^ 13500 КГ Gri.w= 8700 кг G = 6800 7250 кг GioBaineF 5780 кг 1074 км/ч	1959 1974 г
								
	TPJ Р27-В-300 R = 6570 кгс m = 0 Тсд= 1400 К GeZn= 100 кг/с Я>10 6др= 1350 кг	ц АЛ-21 8080 кгс 0 1263 К 104 кг/с 14,6 1845 кг	И 780^		РД-38	Р27-В-300 йбСТ		ЯК-38М *3«*»и= 11700 кг Смпнр,. = 7500 . 8400 кг Gпю. «.= 3600 кг VMKl= 1009 км/ч	1976 г
					fSraier Г=2хЫЙс	14CT 3CT Т.>=1370К	ДП-21 Ges=45.2Kr/C	MJIZI Я7:е= 5.2 Gjh~ 226 кг			
II поколение	ТРДДФ Р-79В-300 R = 15500 кгс (14000 кгс гл = 0,8	с отбором) Тгд= 1620 К Gbe<t 180 кг^с 7Г,'Е=22 Gjtip— 2750 кг			F Ci 790 1	Д-41(-48)	Р-79В-300		ЯК-141 Gui»= 19500 кг G^,= 10800 кг М„= 1,7	1988 г
					1	Ш>7<я	'W/M			
					£	&й.	I niil-Miiiik—4ЛГ	!w		
					S	з£ Нет 2*2 R- 2*4100 кгс Т(А= 1460 К GBt<= 53.5 кг/с л; =6.3 Эде” 290 кг			
Варианты JSF
ТРДДФ
YF120-FX
С отбором газа и воздуха
на привод вентилятора
гп = 0 2 0,6
35
Gez = 181,4 кг/с -
для YF120(GAR)
ТРДДФ
F119
R*= 15900 кгс
Rb»= 10500 кгс
т = 0.45
1^=1800 К
G- = 127 кг/с
Я^=35
I вариант
Макдоннел - Дуглас
О. “970 мм
Вентилятор и турбина
от двигателя F110
II вариант
GEA-FXL
R = 7270 кгс
YF120-FX
0в= 1143 ...1270 ни
, YF120(GAR)
Испытания для JSF-в 1999 2003г
Макдоннел - Дуглас
F119 (SE615)
G,» — = 22500 кг
Gnj^s 10000 . 11000 кг
Grane*BBe= 7700 кг
G-п^вя,ирт.= 5800 кг
1,5
(Требования МО США)
Проекты 1994 г
ТРДДФ
F119
+
ГЩ типа
R В-162
Нортроп - Грумман
типа RB-162
(от "Трайдент'1 ЗВ)
R = 6730 6160 (ГС
ТРДДФ
F119-JSF
Кф= 18000 КГС
Re.01= 13600 кгс
т= 0,6
GBEe* 178,3 КГ/С
Боинг
JSF Боинг
Х-32
G^,= 9070 кг (для КМП)
М„„= 1.6
Первый полет
18 сект. 2000 г
£
го
3
Cl
ГО
ш
ТРДДФ
F135
(JSF119 - 611
с приводным
вентилятором)
R „ = 19500 иге
RCTS,17280 кгс
R 17870 кгс
т = 0,5& 0.51
Лй,= 28 29
2,25
Geid= 233 КГ/С
Локхид - Мартин
De= 1270 мм
ЕЙ 2ст
R = 9070 кгс
Вентилятор фирмы
RR и Аллисон
JSF Локхид- Мартин
D„ = 1170 мм
Муфта сцепления
Ч = 2ШЮл.о.
R = 7120 кгс
F-35STOVL
(СУВВП):
М = 1.4
Радиус боевого
действия 835 км
Дл1кнз взлетной
полосы 108 м
Первый полет Х-35
(опытный образец)
24 октября 2000 г.
Первый полет
серийного
самолета
2006 г Начало
эксплуатацю
2007 2009 гг
Рисунок 3.1.46 - Схемы и параметры различных силовых установок для СВВП/СУВВП
146
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
3.2 - Конструктивные схемы
наземных и морских ГТД
Рассмотренные в главе 1 типы наземных
и морских ГТД могут быть выполнены с помощью
различных конструктивных схем.
3.2.1 - Одновальные ГТД
Одновальная схема является классической для
наземных ГТД и применяется во всем диапазоне мощ-
ности от 30 кВт до 350 МВт. По одновальной схеме
могут быть выполнены ГТД простого и сложного
циклов, в том числе и парогазовые установки (ПГУ).
Конструктивно одновальный наземный или
морской ГТД аналогичен одновальным авиацион-
ным ТВД и вертолетным ГТД и включает компрес-
сор, КС и турбину (см. Рис. 3.2.1 1).
Расширение газа в турбине одновального на-
земного ГТД происходит практически до атмос-
ферного давления, поэтому мощность турбины
значительно больше мощности компрессора, а из-
быточная мощность с вала ГТД передается потре-
бителю. Вал отбора мощности может быть выпол-
нен как со стороны компрессора, так и со стороны
турбины (см. Рис. 3.2.1 1). Это обеспечивает боль-
шую гибкость при компоновке ГТД в составе раз-
личных объектов применения.
Одновальная схема проста по конструкции -
она имеет минимальное количество опор, подшип-
ников, уплотнений. В одновальных промышлен-
ных ГТД нет дорогостоящих узлов СТ и задней
опоры, газовода между турбиной газогенератора
и СТ (см. Рис. 3.2.24), что существенно снижает
стоимость ГТД.
Недостатки схемы обусловлены соединением
вала турбокомпрессора ГТД и приводимого обору-
дования. При загрузке с переменной частотой вра-
щения линии рабочих режимов компрессора одно-
вального ГТД зависят от характера функции
«мощность загрузки - частота вращения» (TV
а также от температуры на входе в ГТД. Это вызы-
вает трудности регулирования ГТД, поддержания
необходимых запасов устойчивости компрессора
и приемлемого температурного состояния двига-
теля. Недостатком одновальной схемы является
также большая потребная мощность стартера.
По причине указанных особенностей одно-
вальные ГТД в настоящее время практически не
применяются для механического привода. В конце
1950-х...начале 1960-х г.г. они использовались на
газопроводах, но затем были полностью заменены
на ГТД со свободной турбиной. Основное приме-
нение ГТД одновальной схемы - это привод элект-
рогенераторов с постоянной частотой вращения.
Важнейшим преимуществом энергетических ГТД
одновальной схемы является высокая точность
поддержания частоты вращения, определяющая
высокое качество электроэнергии. Запуск ГТД мо-
жет осуществляться от приводимого генератора,
работающего во время запуска в режиме электро-
двигателя.
При работе одновального ГТД в составе ПГУ
или ГТУ-ТЭЦ выполняется регулирование (при-
крытие) ВНА компрессора на дроссельных режи-
мах для поддержания постоянной температуры га-
зов на выхлопе ГТД, что благоприятно сказывается
на к.п.д. парового контура и энергетической уста-
новки в целом.
3.2.2 - ГТД со свободной силовой
турбиной
Схема ГТД со свободной СТ показана на
Рис. 3.2.2 1. В этой схеме турбина разделена на два
каскада. Первый каскад - ТВД - используется для
привода компрессора, а второй каскад - свободная
СТ - приводит нагрузку (нагнетатель, электроге-
нератор, насос и т.д.) ТВД и СТ механически не
связаны и имеют возможность вращаться с различ-
ной частотой. Компрессор, КС и ТВД образуют
единый конструктивный модуль - газогенератор
(турбокомпрессор ВД), который служит для пода-
чи рабочего газа с заданными параметрами на сво-
бодную СТ. Частота вращения газогенератора оп-
ределяется потребным расходом воздуха для
обеспечения заданной мощности ГТД. Частота вра-
щения СТ определяется нагрузкой.
Независимость частот вращения газогенера-
тора и СТ обуславливают основные преимущества
данной схемы:
-	универсальность применения ГТД для приво-
да различных нагрузок как с постоянной, так и с пе-
ременной частотой вращения;
-	стабильность протекания линии рабочих ре-
жимов на характеристике компрессора при изме-
нении условий загрузки СТ и атмосферных усло-
вий;
-	меньшая потребная мощность пускового ус-
тройства.
Основными недостатками схемы со свободной
СТ является усложнение и удорожание конструк-
ции по сравнению с одновальной схемой (см.
Рис. 3.2.2 4). А в случае привода электрогенерато-
ра - также и меньшая точность поддержания час-
тоты вращения СТ при резких колебаниях загруз-
ки и на переходных режимах.
147
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Рисунок 3.2.1_1 - Одновальные ГТД
а) принципиальная схема одновального ГТД; б) Одновальный ГТД V84.3A фирмы Siemens
мощностью 180 МВт; в) одновальный ГТД PG9171(E) фирмы General Electric мощностью
123 МВт
1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - КС; 4 - турбина; 5 - выхлопной диффузор;
б - вал отбора мощности
148
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
1 - входной корпус; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - ТВД; 5 - СТ; 6 - задняя опора; 7 - вал отбора
мощности
воздух
газ
в)
г)
силовая гурбина
1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - ТВД; 5 - СТ; 6 - задняя опора; 7 - выхлоп-
ной диффузор; 8 - вал отбора мощности
Рисунок 3.2.21 - ГТД с СТ и однокаскадным турбокомпрессором
а) принципиальная схема ГТД с СТ с выходом силового вала назад; б) двигатель ГТУ-16П
ОАО «Авиадвигатель» мощностью 16 МВт; в) принципиальная схема ГТД с СТ и выхо-
дом силового вала вперед; г) Двигатель ГТУ-4П ОАО «Авиадвигатель» мощностью 4 МВт
149
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
в)
Рисунок 3.2.2 2 -ГТД с СТ и двухкаскадным турбокомпрессором
а)принципиальная схема ГТД с СТ с двухкаскадным турбокомпрессором; б) двигатель ГТУ-
25П ОАО «Авиадвигатель» мощностью 25 МВт; в) ГТД Coberra 6000 фирмы Rolls-Royce
мощностью 24...32 МВт; г) ГТД LM1600 фирмы General Electric мощностью 14 МВт
1 - входное устройство; 2 - КНД; 3 - КВД; 4 - КС; 5 - ТВД; 6 - ТНД; 7 - СТ; 8 - задняя
опора; 9 - выхлопной диффузор; 10 - вал отбора мощности
150
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
На Рис. 3.2.2 1 показан двигатель ГТУ-16П
разработки ОАО «Авиадвигатель» мощностью
16 МВт, выполненный по схеме с СТ с выходом
силового вала назад. Двигатель имеет высокона-
порный однокаскадный компрессор со степенью
сжатия тг*Кшах = 23 в четырнадцати ступенях и трех-
ступенчатую консольную свободную СТ. На этом
же рисунке показан аналогичный по схеме двига-
тель ГТУ-4П мощностью 4 МВт с выходом сило-
вого вала вперед в сторону компрессора.
В связи с общей тенденцией развития ГТД
в направлении повышения степени сжатия, а так-
же сложностью разработки однокаскадных высо-
конапорных компрессоров, в настоящее время га-
зогенератор (турбокомпрессор) часто выполняют
двухвальным, аналогично двухвальному газогене-
ратору ТРДД. Для промышленных ГТД со свобод-
ной СТ более точным будет использование термина
«двухвальный турбокомпрессор», т.к. значительное
количество наземных ГТД, конвертированных из
авиационных ТРДД, созданы на базе одновального
газогенератора и модифицированного каскада низкого
давления (КНД и ТНД) базового двигателя с добав-
лением вновь спроектированной СТ.
На Рис. 3.2.2 2 показаны примеры ГТД с двух-
каскадным турбокомпрессором и СТ:
-	двигатель ГТУ-25П мощностью 25 МВт раз-
работки ОАО «Авиадвигатель», созданный на базе
высоконапорного газогенератора и КНД граждан-
ского ТРДД ПС-90А.
-	ГТД Coberra 6000 в классе мощности
24...32 МВт, созданный на базе двухвального га-
зогенератора трехвального гражданского ТРДД
RB211-24G фирмы Rolls-Royce;
-	ГТД LM1600 мощностью 14 МВт, созданный
на базе газогенератора и модифицированного кас-
када низкого давления военного ТРДДФ F404 фир-
мы General Electric;
На базе трехвальных авиационных ТРДД воз-
можно создание наземных ГТД со свободной СТ,
имеющих трехвальный турбокомпрессор. На
Рис. 3.2.2 3 показана принципиальная схема
и продольный разрез единственного в мировой
практике серийного промышленного ГТД, выпол-
l аз
силовая
турбина
Рисунок 3.2.23 - ГТД с СТ и трехкаскадным турбокомпрессором
а) принципиальная схема ГТД с СТ с трехкаскадным турбокомпрессором; б) ГТД НК-36СТ
«СНТК им. Кузнецова» мощностью 25...30 МВт
1 - входное устройство; 2 - КНД; 3 - КСД; 4 - КВД; 5 - КС; 6 - ТВД; 7 - ТСД; 8 - ТНД;
9 - СТ; 10 - задняя опора; 11 - вал отбора мощности
151
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
ненного по данной схеме. Это российский двига-
тель НК-36СТ в классе мощности 25.. .30 МВт, раз-
работанный в «СНТК им. Кузнецова» (г. Самара) на
базе трехвального ТРДДФ НК-32.
Отмеченные выше существенные недостатки
схемы ГТД со свободной СТ в энергетическом при-
менении вынуждают разработчиков ГТД создавать
для привода электрогенераторов одновальные мо-
дификации двигателей путем исключения узла СТ
с задней опорой и подстановки дополнительной
ступени к турбине газогенератора. Одновальную
и двухвальную модификации имеют ГТД фирмы
Solar (США) в классе мощности 2... 13 МВт (мо-
дели Centaur 40, Taurus 60, Taurus 70, Titanl30)
и фирмы Siemens (ФРГ) в классе мощности
4.. .7 МВт (модели Typhoon, Tornado). Схема подоб-
ной модернизации показана на Рис. 3.2.2 4 на при-
мере проекта одновального ГТД ОАО «Авиадви-
гатель» на базе двигателя ГТУ-12П, выполненного
по схеме со свободной турбиной.
Схема со свободной турбиной (с одноваль-
ным и двухвальным газогенератором) широко
применяется в ГТД различного назначения. Она
часто используется в ГТД, разработанных на базе
авиационных, как правило многовальных, про-
тотипов. По данной схеме выполнено большое
количество моделей ГТД в классе мощности от
0,5 до 51 МВт. Наибольшая мощность 51 МВт
реализована в энергетическом ГТД фирмы
General Electric LM5000STIG, работающем по
циклу с впрыском пара.
3.2.3 - ГТД со «связанным» КНД
Схемы ГТД со «связанным» КНД показаны на
Рис. 3.2.3 1. В отличие от рассмотренных выше схем
со свободной турбиной, в которых количество кас-
кадов турбины всегда на единицу больше, чем ко-
личество каскадов компрессора, в схеме со «связан-
ным» КНД количество каскадов компрессора
и турбины одинаково. Для привода КНД использу-
ется СТ, а ТНД отсутствует. Данная схема позволя-
ет существенно удешевить многовальные ГТД из-за
исключения одного каскада турбины, уменьшения
количества опор, подшипников и уплотнений.
Схема со «связанным» КНД удобна для кон-
версии многовальных авиационных ТРДД с высо-
кой степенью двухконтурности в промышленные
ГТД, поскольку позволяет максимально исполь-
зовать материальную часть базовых двигателей.
В данном случае используется не только газогене-
ратор, но и каскад НД базового двигателя с транс-
миссией. КНД базового ТРДД (вентилятор и под-
порные ступени) модифицируются для наземного
применения, а турбина вентилятора используется
и как силовая, и как привод КНД. Высокая степень
унификации с базовым авиадвигателем позволяет
дополнительно удешевить ГТД за счет увеличения
серийности производства значительной части де-
талей или использования деталей базовых авиадви-
гателей, отработавших летный ресурс.
Схема со «связанным» КНД имеет возмож-
ность привода нагрузки как со стороны компрессо-
Рисунок 3.2.24 - Пример модернизации ГТД с СТ в ГТД одновальной схемы
1 - компрессор; 2 - КС; 3 - ТВД; 4 - дополнительная ступень турбины; 5 - СТ;
б - задняя опора; 7 - вал отбора мощности
152
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Рисунок 3.2.31 - ГТД со «связанным» КНД
а)принципиальная схема ГТД со «связанным» КНД с двухкаскадным турбокомпрессором;
б) ГТД LM6000 фирмы General Electric мощностью 43 МВт; 1- входное устройство;
2 - КНД; 3 - корпус перепуска воздуха из-за КНД; 4 - КВД; 5 - КС; 6 - ТВД; 7 - СТ (ТНД);
8 - задняя опора; 9 - вал отбора мощности;
в) принципиальная схема ГТД со «связанным» КНД с трехкаскадным турбокомпрессо-
ром;
г) ГТД Trent фирмы Rolls-Royce мощностью 52 МВт; 1- входное устройство; 2 - КНД;
3 - КСД; 4 - КВД; 5 - КС; 6 - ТВД; 7 - ТСД; 8 - СТ (ТНД); 9 - задняя опора; 10- вал отбора
мощности
153
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
ра, так и со стороны турбины. Как привод электро-
генератора данная схема по точности поддержания
частоты вращения СТ занимает промежуточное
положение между схемами со свободной СТ и од-
новальной схемой.
Недостатки схемы - это необходимость со-
гласования характеристик КНД и загрузки, слож-
ность обеспечения устойчивости КНД, особенно
при работе СТ с постоянной частотой вращения
в энергетическом применении. Для обеспечения
устойчивости применяются поворотные ВНА и НА
КНД и перепуск воздуха из-за КНД в атмосферу.
На Рис. 3.2.3 1 показаны ГТД со «связанным»
КНД - двухвальный ГТД LM6000 фирмы General
Electric мощностью 43 МВт и трехвальный ГТД
TRENT фирмы Rolls-Royce мощностью 52 МВт,
созданные конверсией базовых ТРДД по описан-
ной схеме. LM6000 имеет возможность привода
нагрузки как со стороны турбины, так и со сторо-
ны компрессора.
Схема со «связанным» КНД может быть ис-
пользована для модернизации (увеличения мощно-
сти) ГТД, выполненных по схеме со свободной тур-
биной путем подстановки КНД перед имеющимся
компрессором. Привод КНД в этом случае будет
от существующей свободной СТ. Конструкция ба-
зового ГТД должна иметь возможность пропуска
вала привода КНД внутри вала газогенератора,
а СТ должна допускать работу с увеличенным рас-
ходом газа или иметь возможность подстановки до-
полнительной ступени на выходе. На Рис. 3.2.3 2
показан пример подобной модернизации промыш-
ленного ГТД 601-К9 мощностью 6,5 МВт фирмы
Rolls-Royce в более мощную модификацию 601 -
КП мощностью 8 МВт путем подстановки КНД
к базовому ГТД с приводом его от СТ.
Базовый ГТД 601-К9 фирмы Rolls-Royce мошчост ью 6.5 МВт
Рисунок 3.2.32 - Пример увеличения мощности ГТД (схема со свободной СТ) путем подстановки КНД
с приводом его от СТ (схема ГТД со «связанным» КНД)
154
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
3.2.4 - Конструктивные особенности
наземных ГТД различного назначения
В основном, ГТД механического привода в на-
стоящее время выполняются по схемам со свобод-
ной турбиной, и, значительно реже по схеме «со
связанным» КНД. Для привода электрогенерато-
ров используются все рассмотренные выше схе-
мы. Однако, мощные энергетические ГТД
(N > 60 МВт), которые используются на электро-
станциях, для поддержания частоты тока в сети
в базовом режиме, как правило, выполняются по
одновальной схеме.
Конструкция собственно двигателя, предназ-
наченного для механического и энергетического
привода, практически идентична. Отличия могут
быть в конструкции трансмиссии, соединяющей
ГТД с нагрузкой, в узлах крепления ГТД, в систе-
ме топливопитания (если предусматривается рабо-
та на различных видах топлива), в составе и рас-
положении некоторых агрегатов систем двигателя,
в программном обеспечении САУ.
ГТД, используемые в составе силовых агре-
гатов морских гражданских судов и военных кораб-
лей, выполняются, в основном, по схемам со сво-
бодной СТ. Реже - со «связанным» КНД. В морс-
ких условиях используются как ГТД стационарно-
го типа, так и ГТД, конвертированные из авиадви-
гателей. Конструкция морских ГТД должна
удовлетворять ряду специфических требований:
-	стойкость к коррозии в условиях агрессив-
ной морской среды;
-	способность выдерживать большие ударные
нагрузки (для ГТД боевых кораблей);
-	возможность работы на низкосортном жид-
ком топливе;
-	высокая экономичность не только на номи-
нальном режиме, но и на глубоких дроссельных
режимах (0,2.. .0,3 от А’иом)-
Возможно также требование реверсирования
направления вращения свободной СТ.
В ГТД для морского применения использу-
ются коррозионностойкие материалы и покры-
тия, усиленные опоры и подшипниковые узлы.
При работе на низкосортных сортах жидкого топ-
лива используются системы топливоподготовки
для удалений примесей ванадия, натрия, кальция,
серы и др. Морские ГТД должны быть оборудо-
ваны эффективными системами очистки (про-
мывки) газовоздушного тракта от солевых отло-
Рисунок 3.2.41 - Общий вид танкового ГТД с рекуператором (AGT1500 фирмы Honeywell)
Фотография любезно предоставлена компанией Honeywell
155
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
жений. При необходимости реверсирования направ-
ления вращения, СТ выполняется с двухярусными
лопатками. Реверсирование осуществляется пере-
ключением потока газа за турбокомпрессором на
внешний ярус СТ, лопатки которого спрофилиро-
ваны для обеспечения обратного вращения СТ.
Недостатком реверсивных турбин является сни-
жение к.п.д. СТ и ГТД в целом на вентиляцион-
ные потери при прямом вращении ротора СТ.
Для удовлетворения требований экономично-
сти на дроссельных режимах используются ГТД
сложных циклов, например, с регенерацией тепла
или с промежуточным охлаждением и регенераци-
ей. Высокая экономичность на дроссельных режи-
мах достигается поддержанием постоянно высокой
температуры газа перед рекуператором путем по-
ворота («прикрытия») соплового аппарата свобод-
ной СТ или ВНА компрессора (в одновальной схе-
ме ГТД).
В СУ железнодорожных локомотивов ГТД
чаще используются для привода электрогенерато-
ров, питающих тяговые электродвигатели. Значи-
тельно реже - для механического привода колес
локомотива. В последнем случае используются
ГТД со свободной СТ. Локомотивные ГТД могут
быть стационарного и конвертированного типа,
а их конструктивное исполнение не обладает осо-
бой спецификой, за исключением некоторых вспо-
могательных систем [3.4.2].
ГТД, наряду с дизельными двигателями, при-
меняются для привода наземной боевой техники -
танков, командно-штабных бронемашин и пр. Ос-
новная конструктивная особенность танковых
ГТД - наличие мощной системы пылеочистки цик-
лового воздуха, системы удаления пылевых отло-
жений. Например, российский танковый двигатель
ГТД-1000T/TФ мощностью 740... 810 кВт разработ-
ки ГУНПП им. Климова (г. Санкт-Петербург) обо-
рудован специальными пневмоударниками, которые
позволяют двигателю пропустить за свой ресурс
около 500 кг пыли без обслуживания воздухоочис-
тителя. СТ ГТД-1000Т/ТФ выполнена с поворотным
сопловым аппаратом для улучшения динамических
характеристик ГТД, повышения экономичности на
дроссельных режимах, а также для возможности
работы СТ в режиме потребителя мощности (при
торможении танка). Для повышения экономично-
сти танковые ГТД могут выполняться с регенера-
торами тепла (см. Рис. 3.2.4 1).
Применение ГТД в автомобильном транспорте
не нашло пока широкого применения из-за низкой
экономичности на всех режимах (даже при исполь-
зовании регенерации тепла) и худшей приемистос-
ти, несмотря на преимущества компактности, ма-
лого веса, многотопливности и др. по сравнению
с традиционными карбюраторными и дизельными
двигателями. Как правило, автомобильные ГТД вы-
полняются по схеме со свободной СТ. Из-за малой
размерности (А < 300 кВт) в конструкции широко
используются радиальные турбомашины, а для по-
вышения экономичности - регенераторы тепла.
3.2.5 - Конструктивные особенности
ГТД сложных циклов
Из-за наличия дополнительных специфичес-
ких узлов конструктивный облик ГТД сложных
циклов существенно отличается от ГТД простого
цикла. К таким узлам относятся - промежуточные
охладители, теплообменники-рекуператоры, до-
полнительные КС, системы впрыска воды и пара
в газовоздушный тракт ГТД и др.
ГТД регенеративного цикла имеет доста-
точно сложную систему трубопроводов подвода
и отвода воздуха и газа к рекуператору. Кроме
этого меняется конструкция узла КС - вводятся
фланцы отвода и подвода воздуха. ГТД регенера-
тивного цикла достаточно широко применялись
в 1950... 1970 г.г. в классе мощности до 25 МВт.
Поскольку ГТД первых поколений имели относи-
тельно низкую степень сжатия, применение реге-
нерации тепла позволяло повысить их экономич-
ность до 25%,. Регенеративный цикл используется
в современных и перспективных малоразмерных
ГТД - в них сложно реализовать высокую степень
сжатия с высоким к.п.д. На Рис. 3.2.5 1 показан
новейший одновальный энергетический ГТД с ре-
куператором мощностью 4,6 МВт фирмы Solar
(США). Двигатель Mercury 50 имеет оригиналь-
ную компоновку узлов, обеспечивающую мини-
мальную длину трубопроводов циклового возду-
ха, и выносную КС.
На Рис. 3.2.5 2 показан ГТД WR-21 мощнос-
тью 25 МВт фирмы Rolls-Royce с традиционной
компоновкой узлов и системы отвода и подвода
воздуха к рекуператору. Двигатель работает по бо-
лее сложному циклу с промежуточным охлажде-
нием и регенерацией тепла. WR-21 разработан для
ВМФ США, имеет высокую экономичность не
только на номинальном, но и на глубоких дроссель-
ных режимах. Такая экономичность обеспечивает-
ся поддержанием постоянной температуры перед
рекуператором при снижении мощности за счет
регулирования («прикрытия») СА свободной СТ.
Промежуточный охладитель выполнен в виде ком-
пактного воздушно-жидкостного теплообменника,
расположенного между КНД и КВД по периметру
вокруг двигателя.
156
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Принципиальная схема одновального
ГТД с рекуператором
Рисунок 3.2.5_1 - Конструктивная компоновка перспективного одновального ГТД с рекуператором
Mercury 50 фирмы Solar мощностью 4,6 МВт
1 - рекуператор; 2 - канал подвода газа от турбины к рекуператору; 3 - канал подвода
воздуха от рекуператора к КС; 4 - выносная КС; 5 - турбина; 6 - входное устройство;
7 - компрессор; 8 - трубопроводы подвода воздуха от компрессора к рекуператору
Промежуточное охлаждение может быть
осуществлено также при впрыске воды за КНД
- происходит отбор тепла от воздуха при испа-
рении капель воды в канале между КНД и КВД
и в первых ступенях КВД. Для быстрого испа-
рения система распыла должна обеспечивать
дробление капель до размера менее 20 мкм. По-
добный цикл осуществлен в ГТД LM6000 фир-
мы General Electric, получившем обозначение
LM6000 SPRINT. На Рис. 3.2.5 3 показана систе-
ма распыла воды в канале между КНД и КВД.
Впрыск воды осуществляется обычно при высо-
ких температурах атмосферного воздуха и позво-
ляет значительно повысить мощность ГТД при
некотором росте эффективного к.п.д. Так, при
t = +30°С мощность увеличивается на 20 %.
На Рис. 3.2.5 4 показан энергетический ГТД,
работающий по циклу с промежуточным охлаж-
дением - проект LMS100 фирмы General Electric
мощностью 100 МВт. Охлаждение воздуха за КНД
осуществляется в воздушно-жидкостном или в воз-
духо-воздушном теплообменнике.
ГТД, работающие по циклу’ с промежуточным
подогревом в процессе расширения, включают до-
полнительную КС, расположенную после части
ступеней турбины. На Рис. 3.2.5 5 показан одно-
вальный энергетический ГТД GT26 мощностью
260...280 МВт фирмы Alstom, выполненный по
данной схеме. Дополнительная (вторая) КС распо-
ложена после первой ступени турбины. Для ком-
пенсации снижения к.п.д. цикла в GT26 примене-
на повышенная степень сжатия я*к = 30...32,
реализованная в 22-ступенчатом однокаскадном
компрессоре.
Двигатели, работающие по циклу’ с впрыском
пара, оборудуются системой подачи пара в КС и,
в ряде случаев, в тракт турбины. Часть пара, впрыс-
киваемого в КС, подается непосредственно в зону
горения через объединенные топливно-паровые фор-
сунки для снижения эмиссии окислов азота (NOx).
Это так называемый экологический впрыск, вели-
чина которого примерно равна расходу топлива. Ос-
новная часть пара впрыскивается обычно в диффу-
зор КС и называется энергетическим впрыском.
157
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Принципиальная схема ГТД
с пром.охлаждением и рекуператором
2
Рисунок 3.2.5 2 - ГТД с промежуточным охлаждением и регенерацией WR-21 фирмы Rolls-Royce
мощностью 25 МВт
1 - входное устройство; 2 - КНД; 3 - КВД; 4 - ТВД; 5 - ТНД; 6 - СТ; 7 - КС;
8 - теплообменник-охладитель; 9 - рекуператор; 10 - вал отбора мощности
Рисунок 3.2.5 3 - Система промежуточного охлаждения впрыском воды за КНД в ГТД LM6000 SPRINT
фирмы General Electric
1 - КНД; 2 - воздушный коллектор; 3 - водяной коллектор; 4 - форсунки мелкого распыла
воды; 5 - отбор воздуха за 8 ступ. КВД для системы распыла воды; б - КВД
158
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
Принципиальная схема Г ГД с
пром, охлаждением
Рисунок 3.2.54 - ГТД с промежуточным охлаждением воздуха в теплообменнике (проект LMS100 фирмы
General Electric мощностью 100 МВт)
1 - входное устройство; 2 - КНД; 3 - коллектор отвода воздуха к пром, охладителю;
4 - коллектор подвода воздуха от пром, охладителя; 5 - КВД; 6 - КС; 7 - ТВД; 8 - ТНД;
9 - СТ; 10 - выхлопной диффузор
Принципиальная схема ГТД
с пром, подогревом
Рисунок 3.2.55 - ГТД с промежуточным подогревом GT26 фирмы Alstom мощностью 260 МВт
1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - первая (основная) КС; 4-1 ступень турбины;
5 - вторая (дополнительная) КС; 6 - 2...5 ступени турбины; 7 — вал отбора мощности
159
Глава 3 - Конструктивные схемы ГТД
3.3	- Англо-русский словарь-
минимум
architecture - схема (двигателя)
counter-rotational fan - биротативный вентилятор
direct fan drive - прямой привод вентилятора
engine - двигатель
bare engine - изолированный двигатель
combustion engine - ГТД наземного приме-
нения
installed engine - установленный двигатель
mixed flow engine - двигатель со смешением
потоков
separate flow engine - двигатель с раздельным
истечением
single-shaft engine - одновальный двигатель
twin-shaft (two-shaft) engine - двухвальный
двигатель
twin-spool core engine - двухкаскадный тур-
бокомпрессор
two-spool engine - двухкаскадный двигатель
varied cycle engine - двигатель изменяемого
цикла
free (power) - turbine свободная (силовая) турбина
gas turbine - ГТД наземного применения
geared fan drive - редукторный привод вентилято-
ра
heat exchanger - теплообменник
jopping combustor - выносная камера сгорания
recuperator - рекуператор
single-rotation fan - однорядный вентилятор
turbofan - ТРДД
turbofan with augmentor (afterburner) - ТРДДФ
turbojet - ТРД
turbojet with augmentor (afterburner) - ТРДФ
turboprop - турбовинтовой двигатель
turboshaft - турбовальный двигатель
3.4	- Перечень использованной
литературы
3.4.1.	С.М.Шляхтенко и др. «Теория воздушно-ре-
активных двигателей». - М.: Машиностроение,
1975 г.
3.4.2.	В.А.Шварц «Конструкции газотурбинных
установок». - М.: Машиностроение, 1970 г.
160
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Глава 4 — Силовые схемы
ГТД
При работе ГТД все его детали и узлы ис-
пытывают воздействие разнообразных нагрузок
- газовых, центробежных, инерционных, вибра-
ционных, акустических, от температурных дефор-
маций, от крутящих и изгибающих моментов
и др. Усилия от этих нагрузок передаются от де-
тали к детали. В итоге усилия суммируются и пе-
редаются на внешнюю подвеску двигателя или
взаимно компенсируются («уничтожаются») без
передачи на наружные элементы ГТД. Детали
и узлы, которые воспринимают основные внут-
ренние усилия и по которым осуществляется их
дальнейшая передача, называют силовыми. Со-
вокупность силовых деталей и узлов определяет
силовую схему двигателя.
Для удобства анализа работы деталей и узлов
ГТД, входящих в силовую схему, применяется ее
упрощенное графическое изображение. Обычно
для таких схем используют условные изображения
деталей и узлов, но обязательно показывают их
взаимное расположение и наличие всех существу-
ющих связей между отдельными элементами. Си-
ловая схема двигателя во многом зависит от конст-
руктивных особенностей его узлов - компрессора,
камеры сгорания и турбины, сопла, опор ротора,
а также от выбора схемы крепления двигателя к са-
молету или к раме (наземные ГТУ). Как правило,
при прочностных расчетах силовые схемы корпу-
сов и роторов рассматривают отдельно.
При анализе работы деталей, входящих в си-
ловую схему ГТД, необходимо учитывать их тем-
пературное состояние. Часть деталей нагрета до
высокой температуры и, следовательно, темпера-
турные деформации этих деталей могут являться
дополнительными нагружающими факторами.
Силовая схема ГТД позволяет представить
общую картину взаимодействия отдельных сило-
вых элементов двигателя, помогает определить
усилия, действующие на конкретную деталь, что
необходимо для оценки прочности и жесткости
конструкции.
4.1 - Усилия, действующие в ГТД
В ряде случаев усилия, действующие на де-
тали ГТД, замыкаются внутри детали и внешне не
проявляются. Это прежде всего относится к дета-
лям, работающим в поле центробежных сил (дис-
ки, валы, рабочие лопатки компрессора и турби-
ны). Такие усилия называются внутренними.
Усилия в узлах ГТД, в основном, передаются на
соседние элементы силовой схемы, частично замы-
каются внутри двигателя, а частично передаются
через детали системы подвески на самолет. Так сила
тяги передается на самолет как равнодействующая
осевых составляющих сил, действующих на элемен-
ты силовой схемы двигателя. Усилия, не замыкаю-
щиеся внутри двигателя называют свободными.
Основные нагрузки можно разделить на три
группы по природе возникновения:
-	газовые - обусловлены перепадом давления
в газовом тракте двигателя и изменением скорос-
ти и направления газового потока;
-	массовые (силы инерции и инерционные
моменты) - возникают при вращении роторов дви-
гателя, при эволюциях самолета, при взлете и по-
садке, при наличии статического и динамического
дисбалансов роторов;
-	температурные - возникают из-за неравно-
мерного нагрева и/или охлаждения деталей, раз-
личного коэффициента линейного расширения их
материалов, а также при стеснении температурных
деформаций.
Силы и моменты, действующие на узлы и де-
тали двигателя, можно разделить на несколько ви-
дов по характеру деформации:
-	растягивающие или сжимающие силы - воз-
никают вследствие давления газов на детали дви-
гателя и от действия центробежных сил вращаю-
щихся масс;
-	изгибающие моменты - возникают от газо-
вых сил, масс узлов и деталей, а также от инерци-
онных сил;
-	крутящие моменты - возникают в роторах от
действия воздуха и газов на рабочие лопатки ком-
прессора и турбины и в корпусных деталях от дей-
ствия воздуха и газов на направляющие лопатки
компрессора и сопловые лопатки турбины.
В зависимости от направления действия нагруз-
ки могут быть разделены на осевые и поперечные,
действующие в вертикальной и горизонтальной
плоскостях. Моменты различного происхождения
могут действовать вокруг всех трех осей - продоль-
ной (совпадающей с осью двигателя), вертикальной
и горизонтальной.
4.1.1 — Осевые газовые силы
Осевое усилие Р возникающее на элементах
конструкции двигателя от газовых сил, определя-
ется как сумма сил статических Рс и динамичес-
ких Рд:
PO = PC+PR	(4.1.1-1)
161
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Статические силы возникают из-за изменения
статического давления Рс газа во входном и выход-
ном сечении элемента. Газодинамические силы
возникают из-за изменения импульса газа (возду-
ха) при прохождении его через рассматриваемый
элемент конструкции.
В общем случае усилие от статического дав-
ления определяется как:
Pc=pF,	(4.1.1-2)
где р - статическое давление в рассматриваемом
сечении;
F - площадь рассматриваемого сечения.
Динамическое усилие от изменения импуль-
са газа определяется как:
PR = m(V2-Vl),	(4.1.1-3)
где т - расход газа (воздуха);
V и F - скорость газа (воздуха) во входном
и выходном сечениях рассматривае-
мого элемента.
Рассмотрим определение осевых сил в отдель-
ных узлах и деталях ГТД.
За положительное направление сил примем
направление движения воздуха (газа) в проточной
части двигателя.
Динамическая составляющая лпределяется по
формуле 4.1.1-3.
Кроме того, на внешнюю стенку входного ус-
тройства действует осевая сила Р получающаяся
от давления Р|!И|||| воздуха на наружную стенку
обтекателя (определяется расчетом или продувкой
входного устройства в аэродинамической трубе).
Таким образом, суммарная осевая сила, дей-
ствующая на входное устройство двигателя рассчи-
тывается следующим образом:
Р =P+P+P=Pf-Pf + т(У - V )+Р ,
OBJ' С Д В l-'l 2-'2	"‘У' 2 V В’
(4.1.1.1-3)
Рис.	- Схема действия статических сил
во входном устройстве
4.1.1.1 — Входное устройство двига-
теля
Определяем усилие на внутреннюю стенку
входного устройства (см.Рис. 4.1.1.1 1)..
Выбраны два сечения I-I входное и П-П
выходное. Из газодинамического расчета в сечени-
ях известны скорости воздуха (F, Г2)и статичес-
кие давления (Р|; Р2).
Равнодействующая сил статического давления
равна:
РС = РД-РД2, (4.1.1.1-1)
где f и f - площади входного и выходного сече-
ний.
В нашем случае:
f=(n/4)di,
(4.1.1.1-2)
f=(n/4)(d2-d*).
4.1.1.2 — Осевой компрессор дис-
кового типа
Для осевого компрессора дискового типа при-
ложенная к ротору осевая сила определяется
(см.Рис. 4.1.1.2 1):
РН-ЕРС11, (4.1.1.2-1)
где Рст. - осевая сила, действующая на каждое
рабочее колесо.
Осевая сила, действующая на отдельное ра-
бочее колесо определяется следующим образом:
Р =РГ +РЛ.,	(4.1.1.2-2)
где Р - сумма статических давлений, действую-
щих на рабочее колесо (т.е. на лопатки и
диски);
Р - газодинамическое усилие, вызванное
изменением импульса воздуха при про-
хождении через лопатки.
162
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рис. 4.1.1.21 - Схема осевого компрессора
дискового типа
1 - диски; 2 - рабочие лопатки;
3 - лабиринтные уплотнения
Рис. 4.1.1.2_2 - Схема действия статических сил
на рабочее колесо осевого компрес-
сора
В нашем примере рассмотрен вариант расче-
та более сложного по конструкции рабочего коле-
са КВД с двухступенчатым лабиринтным уплотне-
нием за рабочим колесом. Необходимо отметить,
что в современных ГТД давление воздуха за комп-
рессором достигает значительных величин - свы-
ше 30 кгс/см2. Поэтому для минимизации утечек
воздуха из проточной части применяются лабирин-
тные уплотнения из нескольких ступеней. Есте-
ственно, для рабочих колес промежуточных сту-
пеней, где отсутствуют лабиринтные уплотнения,
расчет суммы сил статических давлений значитель-
но проще и представляет частный случай рассмат-
риваемого примера.
Сумма сил статических давлений, действую-
щих на рабочее колесо (см. Рис. 4.1.1.2 2), будет
равна:
P=Pll?i/4(D^-d^) + ря/щ^-ад -
- p3.n/4(D32-d32)- p2n/4(d32-dB2) -
~Р^/4(аД- dBl2) -p^/4(dB2- dB2)
(4.1.1.2-3)
Динамическая составляющая осевого усилия
для рабочего колеса:
РД=т(С2с~С^ (4.1.1.2-4)
где т - расход воздуха;
С21.и С - осевые составляющие скорости воздуха
на входе и выходе из рабочего колеса.
Таким образом, осевое усилие на отдельном
рабочем колесе осевого компрессора определяем
как:
+ P^(dB2-dB2) -
-p3in/4(D32-d32) - p2n/4(d32-dB2) -
-p3n/4(dB2- dB2) - pp/4(dB2- dB2) +
+ m (С2Г~СД
(4.1.1.2-5)
Конструктивно изменяя диаметральное распо-
ложение лабиринтов, можно довольно в широких
пределах варьировать величину осевой силы, дей-
ствующей на диск. Таким методом широко пользу-
ются при отстройке суммарного осевого усилия,
передаваемого на опору ротора (раздел 4.1.1.6).
Осевое усилие, действующее на лопатки НА
компрессора осевого типа, определяется аналогич-
ным способом.
163
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рис. 4.1.1.2_3 - Схема действия статических сил на
лопатку направляющего аппарата
осевого компрессора
Осевая сила, действующая на проточную
часть НА i ступени (см. Рис. 4.1.1.2 3), определя-
ется так же, как и для рабочего колеса, по следую-
щей формуле:
Ргт. = » (D2-d2) п/4-pJD2-d2) п/4 +
+ т(С21.-СД,	(4.1.1.2-6)
гдеp p3j, С ,C - статические давления и осе-
вые скорости на средних ради-
усах лопатки перед и за рабо-
чим колесом;
D f dm, D3j, d3.	- наружный и внутренний
диаметры входной и выходной
кромки лопатки;
т	- расход воздуха.
Осевые силы на рабочие лопатки и НА комп-
рессора действуют в сторону входа и достигают ве-
личин, в несколько раз превышающих тягу двига-
теля. Их определение необходимо для расчета на
прочность и деформацию элементов конструкции
роторов, корпусов осевого компрессора и опор.
Осевые силы вызывают растяжение ротора
компрессора и корпуса. Усилия растяжения возра-
стают от первой ступени к последней, т.к. проис-
ходит сложение осевых сил ступеней.
Определение осевых усилий для осевых ком-
прессоров барабанного типа (см. Рис. 4.1.1.2 4)
производится по этой же методике, но оно упро-
щено, т.к. для средних ступеней компрессора нет
необходимости определять перепады статических
давлений на дисках.
Рис. 4.1.1.2 4 - Схема осевого компрессора
барабанного типа
1 - диски; 2 - рабочие лопатки;
3 - лабиринтные уплотнения;
4 - барабан ротора
4.1.1.3 — Камера сгорания
Осевые усилия, действующие на КС, опреде-
ляются как сумма приложенных к ней статических
и динамических усилий.
Для КС, изображенной на Рис. 4.1.1.3 1, осе-
вая сила, действующая на внутренние поверхнос-
ти, будет равна:
Р = т V - т V + Р (D 2 - d 2) п/4 -
ОКС В 1	Г 2	1 ' П П7
-P2(D32-d32)n/4	(4.1.1.3-1)
где Р I7, Р V - статические давления и скорос-
ти воздуха и газа на входе и
выходе из КС;
/ив	- расход воздуха на входе в КС;
тТ	- расход газа на выходе из КС;
Dn, z/n, D., d3 - геометрические размеры КС на
входе и выходе.
Учитывая, что расход газа на выходе из КС
больше расхода воздуха на входе в нее всего на
164
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рис. 4.1.1.3_1 - Схема действия осевых сил на КС
1...2 %, эту формулу можно упростить, т.е.:
Лжс = ™в(^- УД+п/4(РДР)^) -
-P2(D32-d32)),	(4.1.1.3-2)
Осевая сила КС действует в сторону компрес-
сора и достигает величины значительно превыша-
ющей величину тяги двигателя.
4.1.1.4 — Турбина
Осевое усилие от газовых сил, действующее
на рабочее колесо и сопловые аппараты турбины,
определяется точно так же, как и для компрессора,
при этом осевая сила турбины всегда направлена
в сторону сопла.
4.1.1.5 — Сопло
Осевое усилие, действующие на сопло, опре-
деляется как сумма осевых составляющих стати-
ческих сил, действующих на разные элементы со-
пла, и динамических усилий потока воздуха (газа).
В наиболее сложном случае двухконтурного
двигателя с внутренним смешением потоков осевая
сила может быть определена следующим образом
(для простоты расчетов примем, что смешение по-
токов воздуха наружного контура и газа внутрен-
него контура происходит мгновенно в плоскости
смешения):
Р0С = £Р0С+£Р0Д	(4.1.1.5-1)
где PQC - суммарное осевое усилие, дейст-
вующее на сопло;
ЦР0С - сумма осевых составляющих ста-
тических усилий, действующих на
разные элементы сопла;
£ Р(.л - сумма динамических усилий потока
воздуха и газа.
В свою очередь:
У Р	= Р -Р -р +р +р +р
ОСТ ОВХ ОСР ОК овн о см ок
(4.1.1.5-2)
Определим величину каждой из составляю-
щих.
Осевая равнодействующая сил статического
давления на входе:
РОВХ = РНАР (DBX - dtt^) П/4 -
- PBH( J|!XI[2- d 2)n/4,	(4.1.1.5-3)
где PHAp - статическое давление воздуха
наружного контура на входе в
сопло;
Р|!И - статическое давление газа
внутреннего контура на входе
в сопло;
D </вхн - диаметральные размеры канала
наружного контура на входе
в сопло;
Рис. 4.1.1.5_1 - Схема действия сил на реактивное сопло двухконтурного двигателя с внутренним
смещением потоков
165
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
dBXB - внутренний диаметр канала внутрен-
него контура на входе в сопло.
Для упрощения расчетов наружный диаметр
внутреннего контура на входе в сопло принимаем
равным внутреннему диаметру канала наружного
контура.
Осевая равнодействующая сил статического
давления на выходе из сопла:
Роср= Pcdc2n/4 ,	(4.1.1.5-4)
где Рс - статическое давление газа на срезе сопла;
dc - диаметр сопла.
рок = ркв/V л/4 ,	(4.1.1.5 5)
где Ркв - статическое давление газа на срезе сопла;
</к - диаметр сопла.
Осевая равнодействующая сил статического
давления на наружную стенку сопла:
Л,1!И= Лшб^вх2- ЛДк/4-
-	PB(DBX2 - d2)n/4	(4.1.1.5-6)
где Рнв - среднее внутреннее статическое давление
воздуха на наружную стенку сопла (для
упрощения примем Рнв = (РНАР +Рс)/2
Рн - статическое наружное давление (часто это
давление принимается равным
атмосферному, т.е. Рн = РАТМ).
Таким образом:
Р = n/4(D 2 - d 2)(Р +Р - 2Р )/2
ОВН	' ВХ С/' НАР С	ATM'
(4.1.1.5-7)
Аналогично определяется осевая составляю-
щая сил статического давления на стенку смесите-
ля:
Лэсм = n/4(dBXH2 - DCM2)(Pm +PCM)/2 -
-	^4(dBXB2- Dcm2)(PB№+PcJ2
(4.1.1.5-8)
где Рн	- статическое давление
в камере смешения;
£>м	- диаметр смесителя;
(Р +Рсм)/2 - среднее внутреннее статичес-
кое давление на стенку
смесителя;
(РНАР + РС№)/2 - среднее наружное статичес-
кое давление на стенку
смесителя.
После преобразований получим:
Р = lt/4(d 2 - D 2)(Р - Р )/2
ОСМ	' ВХН СМ'1 вн НАР'
(4.1.1.5-9)
Осевая составляющая сил статического дав-
ления на внутренний корпус сопла:
Р = lt/4(d 2 - d2)P -
- n/4(rfBXH2 - d//)(P +Р )/2
(4.1.1.5-10)
где (Р +Ркв)/2 - среднее наружное статическое
давление на корпус сопла.
После преобразований получим:
Рок= n/4(d 2 - d 2)(P -Р )/2
(4.1.1.5-11)
Сумма динамических усилий от потока воз-
духа и газа через сопло составит:
^P-(mBHAp+ «*rBH)Fc - ^вндр^лдр тгвн Гвн
(4.1.1.5-12)
где тв НАр - расход воздуха через наружный
контур;
тгвн - расход газа через внутренний контур;
Vc - скорость газа на срезе сопла;
F “ скорость воздуха в наружном контуре
на входе в сопло;
FBH - скорость газа во внутреннем контуре
на входе в сопло.
Осевая сила, действующая на сужающееся
реактивное сопло, всегда имеет направление «на-
зад» (т.е. против полета для авиационных двигате-
лей). На расширяющуюся часть сопла Лаваля осе-
вое усилие имеет направление «вперед»
Предложенная выше модель расчета осевых
сил, действующих на сопло, предназначена для от-
носительно конструктивно сложного двухконтурно-
го авиационного ГТД. Определение осевых сил для
других конструкций сопла может рассматриваться
как частный случай приведенной методики.
4.1.1.6 — Осевая сила
В газотурбинных двигателях вал турбины свя-
зан с валом компрессора, благодаря чему осевая
166
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
сила компрессора в значительной степени уравно-
вешивается осевым усилием турбины, а неуравно-
вешенная часть осевого усилия воспринимается
упорным подшипником ротора и передается через
силовые элементы опоры на корпусные детали дви-
гателя. Величина осевой силы, характер ее изме-
нения от запуска до максимального режима рабо-
ты двигателя является важным параметром,
влияющим на работоспособность подшипника.
С целью контроля расчетных величин осевой силы
проводят замер фактической осевой силы, действу-
ющей на шарикоподшипник ротора на специально
оборудованном двигателе.
Необходимо заметить, что осевое усилие на
рабочем колесе можно регулировать, меняя распо-
ложение на его боковых поверхностях уплотнений,
и, следовательно, составляющую осевой силы на
образованных ими кольцевых поверхностях. Для
того, чтобы разность осевых сил компрессора
и турбины, называемая просто «осевая сила», не
превышала величину допустимую для упорного
подшипника, расположение уплотнений на дисках
определяют расчетными методами и уточняют эк-
спериментально.
Для измерения осевой силы применяют тен-
зометрические кольца, установленные в корпусе
опоры с обеих сторон наружного кольца упорного
шарикоподшипника.
Тензокольца представляют собой плоские
упругие кольца 1 специальной конструкции (см.
Рис. 4.1.1.6 1)
На поверхностях О1, 02 кольца 1 зеркально
установлены (наклеены) тензодатчики 2. При при-
ложении осевого усилия на опорные площадки
выступов 3 тензокольца происходит деформация
площадок с появлением сжимающих усилий с од-
ной стороны площадки и растягивающих усилий
- с другой стороны. Деформация площадок вызы-
вает деформацию тензодатчиков, наклеенных на
площадки, и изменение их сопротивления, что кон-
тролируется соответствующей аппаратурой.
Для проведения испытания по замеру осе-
вого усилия на двигателе (см. Рис.4.1.1.6 2) опора
1 шарикоподшипника и сам шарикоподшипник
2 дорабатываются под установку тензоколец 3
справа и слева от наружной обоймы подшипни-
ка. Сигналы с тензодатчиков этих колец выводят-
ся на стендовую контрольно-записывающую ап-
паратуру и непрерывно записываются во время
испытания. При наличии осевой силы, направ-
ленной вперед деформируется переднее тензо-
кольцо и, наоборот, при появлении осевой силы,
направленной назад деформируется заднее тен-
зокольцо. Степень деформации тензокольца за-
висит от величины осевого усилия и определяет
уровень контрольного сигнала. Перед испытани-
Рис. 4.1.1.6_ 1 - Тензометрическое кольцо с тензодатчиками
1 -упругое кольцо; 2 - тензодатчики; 3 - опорные площадки выступов
167
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рис. 4.1.1.6_2 - Опора шарикоподшипника с тензо-
кольцами для замера осевого
усилия
1 - опора (корпус);
2 - шарикоподшипник;
3 - кольца с тензодатчиками;
4 - вал
ем в лабораторных условиях проводят тариров-
ку кольца, т.е. определяют зависимость уровня
контрольного сигнала от величины задаваемого
осевого усилия.
На Рис. 4.1.1.6 Зв качестве примера показа-
но фактическое изменение осевой силы на роторе
низкого давления во всем диапазоне работы дви-
гателя ПС-90А, замеренное во время наземных
испытаний. Осевая сила при всех условиях рабо-
ты направлена в одну сторону (по направлению
полета).
Для объяснения характера изменения осевой
силы, действующей на шарокоподшипник (далее
просто ОС), напомним, что она является малой
разностью больших усилий, действующих на ро-
торы компрессора и турбины.
Осевые усилия, действующие на компрессор
и турбину являются суммой большого числа газо-
статических и газодинамических сил, приложен-
ных к отдельным элементам или деталям ротора.
При изменении режима работы двигателя проис-
ходят непропорциональные изменения составля-
ющих осевого усилия. Особенно заметное влия-
ние на эти изменения оказывают закрытие
(открытие) отборов воздуха за различными ступе-
Закрытие заслонки перепуска
воздуха за 6 и 7
ступенями КВД
Рис. 4.1.1.6_3 - Осевая сила на роторе низкого
давления двигателя ПС-90 А
воздуха за 6 и 7
ступенями КВД
Рис. 4.1.1.64 - Осевая сила на роторе высокого
давления двигателя ПС-90А
нями компрессора, связанное с необходимостью
повышения устойчивости работы КВД и КНД на
различных режимах работы двигателя. Как видно
из Рис. 4.1.1.6 2 на низких режимах работы дви-
168
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
585.8%	Fa вперед
Fa назад ----------------------------485.8%
100%< Тяга
Рис. 4.1.1.6_5 — Осевые силы, действующие на узлы двигателя ПС-90А
гателя, до закрытия клапанов перепуска за 6 и 7
ступенями КВД, по мере увеличения режима ра-
боты и параметров двигателя более интенсивным
был рост газовых сил «компрессорной» части ро-
тора и суммирующее усилие («осевая сила») на-
правленное «вперед» также увеличивалось. После
закрытия клапанов перепуска за 6 и 7 ступенями
КВД, более интенсивным стал рост газовых сил
«турбинной» части ротора и осевая сила стала
уменьшаться при увеличении режима работы. Эта
закономерность сохранилась несмотря на скачко-
образное увеличение осевой силы в момент закры-
тия заслонок перепуска воздуха за КНД.
Аналогичным образом можно объяснить из-
менение осевой силы, действующей на шарикопод-
шипник ротора ВД, хотя характер изменения ее
противоположен (см. Рис. 4.4.1.6 4).
Сумма осевых усилий, приложенных к различ-
ным узлам двигателя, численно равна тяге, разви-
ваемой ГТД.
На Рис. 4.1.1.6 5 показано расчетное распре-
деление сил, действующих на узлы двигателя ПС-
90А на максимальном режиме работы в земных
условиях. Внутренние усилия в элементах конст-
рукции двигателя значительно превышают те уси-
лия, которые передаются на силовые элементы са-
молета или рамы (для наземных установок).
Правильное определения этих усилий, построение
реальных схем воздействия сил на каждую отдель-
ную основную деталь силовой схемы двигателя по-
зволит принимать оптимальные решения как с точ-
ки зрения прочностных и ресурсных, так и с точки
зрения массовых показателей для этих деталей.
4.1.2 - Крутящие моменты от газовых
сил
С достаточной точностью крутящие момен-
ты от газовых сил, возникающие на лопатках ра-
бочих колес (РК) и НА можно вычислить на осно-
ве треугольников скоростей на среднем радиусе
ступени перед и за соответствующими элемента-
ми [4.7.1]. Таким образом, для РК и НА компрес-
сора (см. Рис. 4.1.2. 1) расчетные формулы мож-
но записать:
Мкррк = т (R2CpC2U-Rlcp CJ (4.1.2-1)
МкрНА = т (R3CTC3U-R2CT CJ (4.1.2-2)
где т	- расход воздуха (газа);
R} ср , R2 ср, R3 ср - средний радиус проточной
части перед и за РК
или НА;
СШ,С2£/,С3£/	- окружная скорость возду-
ха (газа) на среднем
радиусе.
169
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.1.2_1 — Определение крутящего момен-
та на лопатках компрессора
Как видно из формул, крутящие моменты рав-
ны разности моментов количеств движения возду-
ха относительно оси вращения ротора.
Для РК момент имеет положительный знак,
что означает подвод энергии к воздушному пото-
ку и увеличение кинетической энергии вращатель-
ного движения воздуха. Окружное усилие и момент
на рабочем колесе от воздействия воздуха направ-
лены против направления вращения.
Для НА момент получается с отрицательным
знаком, что означает уменьшение кинетической энер-
гии вращательного движения и переход ее в давле-
ние. Окружное усилие и момент, действующие на
НА, направлены в сторону вращения РК.
Крутящие моменты, действующие на ро-
тор и корпус компрессора, суммируются начи-
ная с первой ступени. Наибольшие крутящие
моменты действуют за последней ступенью
компрессора. Крутящий момент для любого про-
межуточного сечения ротора или корпуса опре-
деляется как сумма моментов всех предыдущих
ступеней. Расчет этих моментов необходим для
оценки прочности элементов конструкций рото-
ра и корпуса.
Величины крутящих моментов, действующих
на ротор и статор турбины, определяются аналогич-
ным образом. Но процессы, происходящие в турби-
не, носят противоположный характер, а следова-
тельно - направление действия крутящего момента
будет направлено в другую сторону.
4.1.3 — Инерционные силы
и моменты
Инерционные силы и моменты возникают в де-
талях двигателя от статической и динамической не-
уравновешенности роторов, а также от изменения
скорости и траектории самолета, на котором зак-
реплен двигатель.
Неуравновешенные силы и моменты роторов
двигателя передаются на корпуса через подшип-
никовые опоры. Направление действия этих сил
меняется во времени, а величины этих сил пропор-
циональны квадрату частоты вращения ротора.
Благодаря высокой точности балансировки рото-
ров амплитуды этих сил и моментов невелики.
Однако, действуя с высокой частотой, они способ-
ны вызывать вибрации корпусов и усталостные
повреждения в них. Более подробно вопросы ста-
тической и динамической неуравновешенности
роторов рассмотрены в разделе 14.5.
При разгоне и торможении самолета появля-
ется дополнительная осевая сила (к силе обуслов-
ленной газовыми нагрузками), нагружающая ро-
тор двигателя и передаваемая на корпус через
упорные подшипники. Значение этой силы может
превышать массу ротора в несколько раз. Кроме
того, эта дополнительная сила нагружает узлы
крепления двигателя к самолету.
При отклонении траектории полета самолета
от прямолинейной возникает угловое ускорение,
которое вызывает гироскопический момент и инер-
ционные перегрузки. Величина гироскопического
момента пропорциональна угловому ускорению
и частоте вращения ротора и может быть опреде-
лена как:
МГ = Klcosina,	(4.1.3-1)
где I - массовый момент инерции ротора
относительно оси его вращения;
£2 = 2л/Т - средняя угловая скорость вращения
самолета в пространстве
Т - время, необходимое для совер-
шения рассматриваемого поворота
самолета на угол 360°;
ю - угловая скорость вращения
ротора;
а - угол между осями, вокруг которых
происходит вращение (как прави-
ло, при расчете берут наиболее не-
благоприятный случай с углом рав-
ным 90°).
При отсутствии точных данных момент инер-
ции ротора (кг см сек) можно определять прибли-
женно по формуле:
1 = к • (Л/1000)\	(4.1.3-2)
где R - статическая тяга двигателя, кг;
х=1 - для ротора с центробежным
170
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.1.3_1 — Определение направления дей-
ствия гироскопического момен-
та на ротора двигателей
самолета
компрессором;
х = 2 - для ротора с осевым компрессором;
А = 20...30.
Направление гироскопического момента оп-
ределяется по направлению действия поворотного
ускорения. При этом удобно пользоваться прави-
лом: гироскопический момент, возникающий при
отклонении самолета от прямолинейной траекто-
рии, направлен таким образом, что под действием
его самолет стремится повернуться в пространстве
так, чтобы направления вращения с угловыми
скоростями (о и А2, видимые от постороннего на-
блюдателя, совпадали. На Рис. 4.1.3 1 приведен
пример определения направления действия гирос-
копического момента.
Гироскопический момент имеет весьма боль-
шую величину. Он передается на корпус от рото-
ра через подшипники и опоры, вызывая в корпу-
сах и роторах напряжения изгиба. Для уменьшения
сил, действующих от гироскопического момента
на подшипники и опоры, расстояние между пос-
ледними выбирают как можно больше.
Угловую скорость вращения самолета можно
также определить по коэффициенту перегрузки.
При эволюциях самолета возникает центро-
бежная сила инерции ротора (см. Рис. 4.1.3 1):
Р. = Qh-G/g = k{G (4.1.3-3)
где G - вес ротора;
г - радиус кривизны;
к} - коэффициент перегрузки.
Принимая во внимание, что скорость полета
по траектории V = из выражения (4.1.3-3) можно
найти величину А2:
Г2 = А^/Г	(4.1.3-4)
где Г - скорость полета самолета.
Для самолетов-истребителей величина коэф-
фициента перегрузки к = 8... 10 (десятикратная пе-
регрузка получается, в частности, при выходе са-
молета из пикирования).
4.2	- Силовые схемы роторов
Силовые схемы роторов отличаются следую-
щим:
-	способом соединения дисков ступеней ком-
прессора и турбины между собой;
-	числом и расположением опор;
-	способом соединения роторов турбины
и компрессора для передачи крутящего момента
и осевых сил;
-	способом фиксации осевого положения ро-
торов, исключающего их смещение и нарушение
осевых и радиальных зазоров между элементами
ротора и корпуса двигателя.
В зависимости от числа опор различают двух-,
трех-, четырехопорные роторы, а в зависимости
от числа роторов одно-, двух- и трехвальные
двигатели. Двухопорные роторы применяются
при относительно коротких и жестких роторах
компрессора и турбины, чаще всего — в системе
газогенератора. Трехопорные роторы применя-
ются в конструкциях многоступенчатых компрес-
соров и турбин, чаще всего — в системе наруж-
ных каскадов двух- или трехвальных двигателей.
Радиально-упорный подшипник, воспринимаю-
щий разность осевых нагрузок на компрессор
и турбину, стараются расположить исходя из со-
ображений его наименьшей тепловой напряжен-
ности, т.е. в «холодной» части двигателя, напри-
мер в передней части компрессора.
На Рис. 4.2 1 представлены примеры широко
применяемых силовых схем роторов авиационных
двигателей:
-	силовая схема роторов двигателя General
Electric CF-6-80 - двухвальная с двухопорным ро-
171
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Rolls-Royce Trent 800
Рисунок 4.2_1 — Примеры силовых схем роторов авиационных двигателей
тором НД и четырехопорным ротором ВД;	- силовая схема роторов двигателя ПС-90А -
-	силовая схема роторов двигателя PW-2037 - двухвальная с трехопорным ротором НД и трехо-
двухвальная с трехопорным ротором НД и двухо- порным ротором ВД;
порным ротором ВД;	- силовая схема роторов двигателя Rolls-Royce
172
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Trent 800 - трехвальная с трехопорным ротором НД
с межвальным расположением шарикоподшипни-
ка, трехопорным ротором СД и двухопорным ро-
тором ВД.
Силовые схемы роторов ГТД наземного при-
менения значительно проще. Как правило, они
включают в себя одновальный ротор ВД базового
авиационного двигателя (с высокой степенью уни-
фикации конструктивных решений) или новый спе-
циально разработанный ротор.
4.3	- Силовые схемы статоров
Силовые корпуса двигателей предназначены
для восприятия и суммирования усилий, действу-
ющих в ГТД, и частичной передачи их в виде силы
тяги (двигатели воздушных судов) на силовые эле-
Рисунок 4.3_1 - Типовые схемы статоров
одноконтурных авиационных
двигателей
а) с «внутренней» связью; б) с «на-
ружной» связью; в) с комбиниро-
ванной связью
1 - корпус компрессора; 2 - корпус
переднего подшипника; 3 - корпус
среднего подшипника; 4 — корпус
турбины; 5 - корпус заднего под-
шипника; 6 - корпус газосборника;
7 - корпус заднего подшипника;
8 - корпус камеры сгорания
менты самолета или крутящего момента (двигате-
ли, как приводы к другим агрегатам) на подмотор-
ную раму.
К силовым корпусам ГТД относят корпуса
компрессора, камеры сгорания, турбины, а также
корпуса опор. Все эти корпуса собираются в еди-
ную конструкцию - статор с помощью фланцев, ко-
торые соединяются болтами, шпильками, штифта-
ми. К силовым корпусам крепятся входные
и выходные устройства двигателя, коробки приво-
дов, корпуса наружного контура, устройства фор-
сирования и реверса тяги. На силовых корпусах
размещаются узлы крепления двигателя к самоле-
ту или к подмоторной раме.
Силовые схемы статоров одноконтурных дви-
гателей различаются, в основном, по виду связи
корпусов компрессора, камеры сгорания, турби-
ны и опоры заднего подшипника ротора. На
Рис. 4.3 1 приведены четыре типовые схемы ста-
торов одноконтурного двигателя с трехопорным
ротором.
На всех схемах корпус 1 компрессора непос-
редственно связан с корпусом 2 переднего подшип-
ника и корпусом 3 среднего подшипников ротора.
На схеме а) корпус турбины 4 связан с корпусом
среднего подшипника ротора через корпус 5 зад-
него подшипника ротора и корпус 6 газосборника.
На схеме б) задний подшипник расположен за тур-
биной и его корпус 7 через корпус турбины и кор-
пус 8 камеры сгорания связан с корпусом средне-
го подшипника ротора. На схеме в) изображена
разветвленная связь корпусов, при которой к кор-
пусу среднего подшипника ротора независимо кре-
пят корпус заднего подшипника ротора, а через
корпус камеры сгорания корпус турбины.
В настоящее время нашли широкое примене-
ние силовые схемы статоров типа б) и в). Силовая
схема типа а) широко не распространена на двига-
телях с прямым потоком газа ввиду относительно
небольшой жесткости и сложности конструктив-
ного выполнения. Однако, она применяется на дви-
гателях с петлевым потоком газа, к примеру, на
промышленных ГТД или двигателях малой мощ-
ности.
Силовые схемы статоров двухконтурных дви-
гателей, в основном, являются развитием какой-
либо из вышеперечисленных схем с включением
в нее силового корпуса наружного контура. Рас-
смотрим одну из таких схем статоров на примере
авиационного двигателя ПС -90А.
В силовую схему статоров газогенератора дви-
гателя ПС-90А (рис. 4.3 2) входят разделительный
корпус 1, корпус 2 КВД, наружный корпус 3 и внут-
ренний корпус 4 камеры сгорания, корпус 5 тур-
173
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.3_2 - Силовая схема статора двигателя ПС - 90А
1 - разделительный корпус; 2 - корпус КВД; 3 - наружный корпус камеры сгорания;
4 - внутренний корпус камеры сгорания; 5 - корпус турбины; 6 - задняя опора; 7 - стойки
(штыри) камеры сгорания; 8 - опора шарикоподшипника ротора низкого давления;
9-наружный корпус вентилятора; 10 - наружный корпус; 11, 12, 13 - опоры ротора такого
давления; 14,15,16 - опоры ротора высокого давления
бины, задняя опора 6. Наружный корпус и внут-
ренний корпус камеры сгорания жестко соедине-
ны между собой стойками (штырями) 7. К сило-
вой схеме газогенератора через разделительный
корпус жестко присоединены силовые элементы
наружного контура - опора 8 шарикоподшипника
ротора низкого давления, наружный корпус 9 вен-
тилятора, наружный корпус 10.
В двигателе применены трехопорная схема
ротора ВД и трехопорная схема ротора НД. Опо-
ры 11, 12, 13 опоры ротора НД, причем опора
11 служит для восприятия осевого усилия и пе-
редачи его на корпус газогенератора. Опоры 14,
15, 16 опоры ротора ВД, причем опора 15 слу-
жит для восприятия осевого усилия и передачи
его на корпус газогенератора. В опорах 11 и 15 ус-
тановлены радиально-упорные шарикоподшип-
ники, в остальных опорах роликовые подшип-
ники.
Крепление двигателя ПС-90А к пилону само-
лета, передача силы тяги к силовым элементам
пилона осуществлены деталями системы подвес-
ки (более подробно см. раздел 4.5).
4.4	- Опоры роторов ГТД
Опоры ГТД служат для передачи усилия от
вращающихся роторов к корпусам. Опоры воспри-
нимают значительные статические и динамические
усилия от валов двигателя. Они должны обеспечи-
вать достаточную жесткость силовой схемы дви-
гателя и необходимое центрирование валов во всем
диапазоне реализуемых нагрузок.
В настоящее время получили распростране-
ние следующие типы опор:
-	опоры жесткого типа, воспринимающие уси-
лия во всех направлениях;
-	упруго-демпферные опоры, устанавливаемые
преимущественно на радиальные подшипники;
-	опоры межроторного типа.
К преимуществам опор первого типа можно
отнести достаточно простую конструкцию, возмож-
ность передачи значительных осевых и радиальных
усилий. Недостатком жестких опор является их
большая чувствительность к температурному гра-
диенту, что приводит к значительному изменению
посадки наружных колец подшипников. К опорам
жесткого типа предъявляются высокие требования
по точности механической обработки посадочных
мест под подшипники.
К преимуществам опор второго типа можно
отнести возможность самоустановки опоры в про-
цессе работы, меньшую массу, чем у опор первого
типа, возможность некоторого демпфирования пе-
редаваемых усилий, меньшую чувствительность
к температурным градиентам. Недостатки опор дан-
ного типа — относительная сложность конструк-
ции, ограничение использования из-за гибкости.
Проявление динамических явлений в таких опорах
требует их доводки в процессе разработки.
Опоры межроторного типа не нуждаются
в прямой связи с корпусами двигателя. Они пе-
редают нагрузку на силовые корпуса через тот ро-
174
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
тор, на который опираются. Опоры этого типа
наиболее компактны, но требуют серьезной кон-
структивной проработки и доводки. Они имеют
самую сложную систему подачи и отвода масла
к подшипнику — детали систем подвода и отво-
да масла размещаются во вращающихся валах.
4.4.1 — Конструктивные элементы
опор ГТД
Конструкции опор ГТД весьма разнообразны.
Они учитывают индивидуальные особенности кон-
кретного двигателя и практически не повторяют-
ся в различных разработках. Однако, при всем кон-
структивном разнообразии в конструкции опор
всегда можно выделить группы элементов (или
деталей), имеющих единое функциональное назна-
чение.
В общем случае опора ГТД (см. Рис. 4.4.1 1)
в своем составе обязательно содержит основные
элементы - статорную и роторную части и подшип-
ник. Статорная (корпусная) часть 1 опоры пере-
дает усилия от неподвижного кольца подшипника
на корпуса двигателя. Роторная часть 2 опоры -
передает усилия от ротора двигателя на подвиж-
ное кольцо подшипника. Подшипник 3 опоры - со-
прягает подвижный ротор и неподвижный корпус,
передает усилия от роторной к статорной части
опоры. Все эти элементы опоры являются силовы-
Рисунок 4.4.11 - Опора ГТД
1 - статорная часть опоры;
2 - роторная часть опоры;
3 - подшипник; 4 - фланец;
5 - опорная гайка
ми, они обеспечивают передачу усилий от ротора
на статорную часть двигателя.
Кроме силовых элементов в состав опоры мо-
гут входить отдельные элементы систем обеспече-
ния работоспособности подшипника, а именно:
-	детали уплотнений масляной полости;
-	детали системы смазки подшипника;
-	детали наддува уплотнений масляной по-
лости;
-	детали системы охлаждения опоры.
Деталями и узлами двигателя вокруг каждой
опоры создается замкнутое пространство, в кото-
ром организована подача масла на подшипники
и откачка масла. Это замкнутое пространство на-
зывается масляной полостью опоры. Нередко кон-
струкция двигателя предусматривает одну масля-
ную полость для нескольких опор.
4.4.2 — Статорная часть опоры
Основное назначение статорной части опо-
ры установка неподвижного кольца подшипни-
ка и восприятие усилий от этого кольца для пере-
дачи на корпуса двигателя. На статорной части
опоры расположено посадочное место неподвиж-
ного кольца подшипника. К точности его выпол-
нения предъявляются специальные требования по
ОСП 00323-79 |4.7.2].
При проектировании статорной части опоры
необходимо учитывать, что жесткость опоры не-
посредственно влияет на величину допустимых
зазоров по торцам лопаток компрессора и турби-
ны, а следовательно - на к.п.д. этих узлов. Можно
выделить две основные группы опор, в конструк-
ции которых реализуются различные требования
по жесткости. Первая группа - жесткие опоры.
Вторая группа - опоры с упругими элементами,
размещенными под неподвижным кольцом под-
шипника.
Жесткие опоры подшипника, входящие в ста-
тор двигателя, могут быть выполнены двумя раз-
личными способами. Они могут быть одним целым
с корпусом узла двигателя, в котором размещена
опора. При этом цельный корпус узла может быть
литой, штампованной или сварной конструкции
(примеры таких конструкций приведены на
Рис. 4.4.7.13,4.4.7.1 6). По второму способу опо-
ры могут иметь самостоятельный корпус с одним
или более фланцевыми соединениями с любым
корпусом статора двигателя (см. Рис. 4.4.7.19,
4.4.7.1 12, 4.4.7.1 13).
Когда жесткая опора выполнена заодно с кор-
пусом двигателя, в этот корпус нередко запрессо-
вывается стальная гильза, в которую и устанавли-
175
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.4.1_2 - Применение запрессованной
гильзы в корпусе опоры ГТД
1 - подшипник; 2 - корпус узла
двигателя; 3 - гильза
вается неподвижное кольцо подшипника (см.
Рис. 4.4.1 2, 4.4.7.16).
Если корпус имеет в радиальном направлении
большой градиент температуры, то для сохране-
ния посадки гильзы в корпусе опоры может ис-
пользоваться упругий элемент между холодной
частью корпуса, омывающейся маслом, и наруж-
ной горячей частью корпуса. Ослабление или пол-
ное исчезновение натяга запрессованной в корпус
гильзы происходит за счет температурной утяжки
от горячей части корпуса более холодной части,
прилегающей к гильзе. Пример конструкции с уп-
ругим элементом корпуса опоры показан на
Рис. 4.4.7.14, 4.4.7.16.
При необходимости отстройки от резонансов
изгибных колебаний ротора или для компенсации
несоосности опор при многоопорных схемах ро-
торов ГТД в непосредственной близости от непод-
вижного кольца подшипника могут размещаться
упругие, демпферные (сухие или масляные) или
упруго-демпферные элементы. Более подробно
описание конструкции и работы упруго-демпфер-
ных элементов приведено в разделе 4.5.7. Разно-
образные конструктивные варианты таких опор
представлены в разделе 4.4.7.1.
Следует напомнить, что реализация демпфи-
рования требует увеличения радиальных зазоров
по лопаткам компрессора и турбины, а это всегда
нежелательно с точки зрения к.п.д. этих узлов.
Иногда с целью минимизации диаметральных
размеров опоры беговая дорожка для тел качения
подшипника организуется непосредственно на по-
верхности корпуса опоры (см. Рис. 4.4.7.113), т.е.
применяются специальные так называемые интег-
ральные подшипники.
4.4.3 — Роторная часть опоры
Основное назначение роторной части опоры
- установка подвижного кольца подшипника и пе-
редача усилия от вала ротора на это подвижное
кольцо. На роторной части опоры расположено
посадочное место подвижного внутреннего коль-
ца подшипника. К точности выполнения посадоч-
ного места предъявляются специальные требова-
ния по ОСТ1 00323-79 [4.7.2].
Кроме этого на роторной части опоры могут
быть расположены детали подвода масла, если по-
дача смазки организована через внутреннее коль-
цо подшипника. Конструктивное исполнение по-
добных решений представлено на Рис. 4.4.7.13,
4.4.7.17, 4.4.7.1 12.
При установке подвижного кольца подшипни-
ка с помощью пакета деталей, одна из которых
имеет резьбовое крепление к валу ротора, необхо-
димо обеспечить высокую точность опорных тор-
цев деталей пакета (минимальное биение) и ста-
бильность этого биения в процессе эксплуатации.
В некоторых случаях для обеспечения ремон-
топригодности вала под внутреннее кольцо под-
шипника запрессовывается стальная втулка
(см.Рис. 4.4.7.12).
Для уменьшения размеров опоры так же, как
и для статорной части применяются интегральные
подшипники - вместо беговой дорожки подвижного
кольца организуется беговая дорожка на поверх-
ности вала или специальной втулки, размещенной
на валу. Примеры таких конструкций приведены
на Рис. 4.4.7.14, 4.4.7.1 13.
4.4.4 - Подшипники
Подшипники являются наиболее ответствен-
ными элементами опор ГТД - именно в них проис-
ходит непосредственный силовой контакт между
ротором и статором двигателя. Подшипники ГТД
должны обеспечивать безотказную работу в тече-
ние требуемого ресурса при заданных уровнях ско-
ростей и нагрузок. Поэтому для них необходимо
обеспечить определенные условия смазки, охлаж-
дения, а также защиты от внешних неблагоприят-
ных воздействий (тепловых потоков, твердых час-
тиц загрязнений и т.д.). Для осуществления этих
функций предназначены механические компонен-
ты, образующие масляную и внешние воздушные
полости опор, система смазки, а также система
наддува уплотнений и охлаждения опор.
176
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
4.4.4.1 - Типы подшипников ГТД и их
обозначения
В современных ГТД, в основном, применя-
ются подшипники качения, обладающие по срав-
нению с подшипниками скольжения рядом пре-
имуществ: меньшим коэффициентом трения,
большей устойчивостью к попаданию загрязне-
ний и работе с перекосом, меньшими размерами
по длине, меньшей потребностью в смазке, воз-
можностью работы в широком диапазоне частот
вращения.
Рисунок 4.4.4.1_1 - Типы подшипников ГТД
а) шариковый подшипник - вос-
принимает все виды нагрузок;
б) роликовый подшипник - вос-
принимает только радиальные
нагрузки
Подшипники скольжения в ГТД применяются
в конструкции отдельных элементов двигателя
и агрегатов воздушной и масляной систем - в тех
местах, где требуется конструктивно обеспечить
минимальные радиальные размеры в зонах пар
трения (поворотные лопатки компрессора, шесте-
ренчатые насосы маслосистемы, заслонки воздуш-
ных систем и т.д.).
Подшипники качения классифицируют по
следующим признакам:
1)	по направлению воспринимаемой нагруз-
ки относительно оси вала - радиальные, радиаль-
но-упорные, упорные;
2)	по форме тел качения - шариковые, роли-
ковые.
В опорах роторов ГТД применяются, как пра-
вило, однорядные шариковые и роликовые под-
шипники с сепараторами. Наличие сепаратора по-
зволяет распределить тела качения (шарики,
ролики) равномерно по окружности. При этом ис-
ключается их взаимное задевание (трение) и обес-
печивается стабильный процесс распределения
нагрузки.
Соотношение габаритных размеров подшип-
ников качения определяет их серию: сверхлегкую,
особо легкую, легкую, легкую широкую, среднюю,
среднюю широкую и тяжелую.
В ГТД применяются преимущественно под-
шипники сверхлегкой, особо легкой, легкой и сред-
ней серий.
Класс точности
Ряд радиального зазора (0 - основной ряд и т.д.)
Рисунок 4.4.4.12 - Условное обозначение подшипника
177
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Для российских подшипников качения харак-
теристика типа и исполнения, точности изготовле-
ния, его конструктивных особенностей заложена
в условном обозначении, узаконенном государ-
ственным стандартом ГОСТ 3189-89[4.7.3].
Условное обозначение подшипника состоит из
основного и вспомогательного(см. Рис. 4.4.4.12).
Основное обозначение - цифровое, максимальное
количество цифр - семь.
Порядковый номер цифр в основном обозна-
чении считают справа налево.
*1 - внутренний диаметр подшипника.
Число из первых двух цифр от 04 до 99 умно-
женное на 5 даст внутренний диаметр подшипника.
Числа менее 04 обозначают внутренние диаметры:
00 - 10 мм, 01 - 12 мм, 02 - 15 мм, 03 - 17 мм.
*2 - серия подшипников по наружному диа-
метру:
9 и 8 - сверхлегкая,
1	и 7 - особолегкая,
2	- легкая,
5 - легкая широкая,
3 - средняя,
6 - средняя широкая,
4	- тяжелая,
5	- особо тяжелая (только для упорных подшип-
ников).
*3 - тип подшипника (форма тел качения
и направление воспринимаемой нагрузки):
0 - шариковый радиальный однорядный,
1	- шариковый радиальный сферический двухряд-
ный,
2	- роликовый радиальный с короткими цилинд-
рическими роликами,
3	- шариковый радиальный сферический двухряд-
ный,
4	- роликовый радиальный с длинными цилинд-
рическими роликами или иглами,
5	- роликовый радиальный с витыми роликами,
6	- шариковый радиально-упорный,
7	- роликовый конический,
8	- шариковый упорный,
9 - роликовый упорный.
*	4 - условное обозначение конструктивной
разновидности подшипника.
*	5 - условное обозначение серии по ширине
и высоте подшипника.
*	6 - условное обозначение материала деталей
подшипника (например *8, *9 и т.д.).
*	7 - условное обозначение специальных тех-
нических требований (например * 10 и т.д.).
*	8 - Р (Pl, Р2...) - детали подшипников из теп-
лостойких сталей.
*	9 - Л (Л1, Л2...) - сепаратор из латуни.
*	10 - У (У 1, У2...) - дополнительные техничес-
кие требования к шероховатостям поверхности де-
талей, к радиальному зазору и осевой «игре», к пок-
рытию.
Пример расшифровки обозначений подшип-
ника. Подшипник 6-80202Т2С15 - шариковый ра-
диальный однорядный с двумя защитными шайба-
ми, изготовлен из стали ШХ- 15с габаритными
размерами по ГОСТ 7242-70 [4.7.4], по 6 классу
точности, с радиальным зазором по основному
ряду, с температурой отпуска 250°С (Т2), заполнен
пластичной смазкой ВНИИ НП-207 (С 15),
02 - внутренний диаметр подшипника, равный 15 мм;
2 - серия наружного диаметра - легкая;
0	- тип подшипника - радиальный шариковый;
0	8 - конструктивная разновидность - с двумя за-
щитными шайбами;
0	- серия ширины: нормальная.
Дополнительно заводы-изготовители авиаци-
онных подшипников указывают индивидуальный
номер подшипника и номер партии - год и месяц
изготовления подшипника.
Перед постановкой в изделие заводы-изгото-
вители авиационных двигателей маркируют под-
шипники: указывается место установки и номер
двигателя (номер комплекта).
4.4.4.2 - Материалы подшипников
Кольца и тела качения подшипников работают
при значительных сосредоточенных нагрузках, вы-
зывающих высокие контактные напряжения, в ус-
ловиях многоциклового воздействия. Одновремен-
но рабочие поверхности этих деталей подвергаются
истиранию вследствие проскальзывания, сопровож-
дающего процесс вращения подшипника.
Контактные напряжения в рабочих зонах мо-
гут достигать весьма больших значений (порядка
4000 МПа).
В связи с этим к подшипниковым материалам
предъявляется ряд специфических требований, ос-
новное из которых наличие высокой твердости.
Твердость колец и тел качения подшипников, как
правило, должна быть не менее 59 HRC. В ряде
случаев для специфических условий применения,
когда нагрузки на подшипники малы, допускает-
ся использование материалов, имеющих твердость
в пределах 45.. .50 HRC. Кроме этого, подшипни-
ковые материалы должны обладать высокими
прочностными характеристиками, сопротивлени-
ем износу, удовлетворительными усталостными
свойствами, вязкостью (сопротивлением хрупко-
му разрушению). Для определенной группы под-
шипников необходимо, чтобы материалы могли
178
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
противостоять воздействию повышенных темпе-
ратур и агрессивных сред (тепло- и коррозионно-
стойкие подшипниковые материалы).
Материалы для деталей подшипников ха-
рактеризуются высокой структурной и размер-
ной стабильностью. Для достижения указанно-
го комплекса свойств необходимо, чтобы
подшипниковые материалы обладали минималь-
ной загрязненностью неметаллическими вклю-
чениями, удовлетворительной макроструктурой,
отсутствием микронесплошностей, регламенти-
рованными структурными характеристиками
перлита, мартенсита, карбидной составляющей
и т.п. Принимая это во внимание, подшипнико-
вые материалы можно разделить на три основ-
ные группы.
Первая группа — стандартные подшипнико-
вые материалы, включающие в себя высокоуглеро-
дистые хромистые твердокалящиеся стали и низ-
коуглеродистые легированные конструкционные
стали с поверхностным упрочнением.
Вторая группа — теплопрочные и коррозион-
но-стойкие высокоуглеродистые легированные ста-
ли и сплавы.
Третья группа — неметаллические материалы.
При создании авиационных двигателей про-
слеживается тенденция к увеличению удельной
мощности, снижению массы и повышению рабо-
чей температуры деталей опор. Поэтому для дета-
лей авиационных подшипников в большинстве
случаев приходится использовать специальные
материалы. Например, к низколегированным хро-
мистым сталям, широко применяемым в общем
машиностроении, прежде всего добавились корро-
зионностойкие стали, теплопрочные цементируе-
мые стали, а также различные виды керамики.
Отечественная промышленность при произ-
водстве подшипников использует следующие ма-
териалы:
-	ШХ15-Ш - хромистая высокоуглеродистая
твердокалящаяся сталь, изготавливаемая методом
электрошлакового переплава. Подшипники, изго-
товленные из этой стали могут работать при темпе-
ратуре до 120 °C. Для повышения рабочей темпера-
туры подшипников необходима дополнительная
термообработка стали (отпуск при более высокой
температуре), но при этом твердость стали умень-
шается. В этом случае подшипники из данной ста-
ли применяются при температурах эксплуатации
ниже 200 °C.
-	8Х4В9Ф2-Ш (ЭИ347Ш) - легированная
вольфрамом теплопрочная подшипниковая сталь,
изготавливаемая методом электрошлакового пере-
плава. Подшипники, изготовленные из этой стали
могут работать при температуре до 450 °C, поэто-
му широко применяются в опорах основных валов
ГТД. По сравнению со сталью ШХ15-Ш данная
сталь менее технологична и имеет более высокую
стоимость.
-	95Х18-Ш - коррозионно-стойкая высокохро-
мистая сталь, изготавливаемая методом электро-
шлакового переплава. В зависимости от темпера-
туры эксплуатации подшипников применяют два
варианта термообработки деталей: с низким отпус-
ком 150... 160 °C и с отпуском на вторичную твер-
дость при 400...420 °C. Подшипники из данной
стали применяются, как правило, в местах неиме-
ющих циркуляционной смазки (шарнирные под-
шипники для крепления двигателя в мотогондоле,
подшипники тросовой системы и т.п.).
В настоящее время для производства авиаци-
онных подшипников качения иностранные произ-
водители подшипников используют следующие
материалы:
-	AISI 52100 - высокоуглеродистая хромистая
сталь, получаемая методом вакуумно-дугового пе-
реплава. Подшипники, выполненные из этой стали
могут работать при температуре до 120 °C. Для ста-
бильной работы при более высокой температуре (до
205 °C) необходима дополнительная термообработ-
ка стали, но при высокой температуре твердость
стали уменьшается. Отечественный аналог — сталь
ШХ15-Ш;
-	М50 — молибденовая теплопрочная сталь.
Высокая чистота материала достигается методом
двойного вакуумного переплава (вакуумно-индук-
ционная выплавка с последующим вакуумно-дуго-
вым переплавом). В настоящее время М50 являет-
ся преобладающей сталью, используемой для
производства авиационных подшипников, работа-
ющих при высокой температуре. Подшипники, вы-
полненные из этой стали, могут работать при тем-
пературе до 320 °C. У стали М50 существует
«барьер», когда из-за большой скорости вращения
(приблизительно при d*N = 2,4*106 (мм»об/мин), где
d - внутренний диаметр подшипника (мм), N - ско-
рость вращения вала (об/мин)), натяга при посад-
ке и изгибающих или деформирующих напряже-
ний на дорожке качения подшипника появляются
окружные растягивающие напряжения, превыша-
ющие величину 190 МПа. Эти напряжения увели-
чивают общие напряжения материала, появляющи-
еся вследствие контакта при качении, что приводит
к усталостному выкрашиванию и растрескиванию
вращающегося кольца. Подшипники, выполнен-
ные из стали М50 рекомендуется использовать при
d*N до 2*106 (мм»об/мин). В отечественной под-
шипниковой промышленности применяется ана-
179
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
лог - высоковольфрамовая теплопрочная сталь
ЭИ347-Ш;
-	М50 Nil - цементируемая сталь, основанная
на стали М50, со сниженным содержанием угле-
рода (0,12%). Также, как и М50, сталь М50 Nil по-
лучается методом двойного вакуумного перепла-
ва. Эта сталь рекомендуется для применения при
значении параметра d»N от 2» 106 до 2,4» 106 (мм»об/
мин). Стойкость стали к напряжениям растяжения
достигается благодаря тому, что при цементации
в цементируемом слое возникают остаточные сжи-
мающие напряжения. В отечественной промыш-
ленности нет теплопрочных цементируемых под-
шипниковых сталей;
-	М50 SuperNil - это сталь М50 Nil, термооб-
работанная по специальному технологическому
процессу. В результате специальной термообработ-
ки остаточные внутренние сжимающие напряже-
ния получаются больше, чем у стали М50 Nil. М50
SuperNil рекомендуется для применения при d»N
от 2,5*106 до 3*106 (мм»об/мин);
-	AISI440С - коррозионностойкая сталь, имею-
щая незначительную усталостную прочность в свя-
зи с низкой твердостью из-за особенностей структу-
ры материала (наличие избыточных карбидов).
Применение этой стали в авиационной промышлен-
ности ограничено. Отечественный аналог - сталь
95X18;
-	Cronidur 30 - азотируемая мартенситная не-
ржавеющая сталь. Этот материал, созданный в Гер-
мании для подшипников качения, продемонстри-
ровал улучшение коррозионной стойкости в сто раз
по сравнению с AISI 440С и в пять раз увеличение
срока службы подшипников по сравнению со ста-
лью М50. Cronidur 30 отличается от применяемых
для подшипников сталей высоким содержанием
хрома.
Из керамических материалов, используемых для
производства высокоскоростных подшипников каче-
ния, лучше всего зарекомендовал себя нитрид крем-
ния /Si3N4/. Особенности этого материала — высо-
кая прочность, высокая твердость, коррозионная
стойкость и низкая плотность — позволяют приме-
нять его при более высоких температурах и снизить
массу. В то же время увеличение срока службы мо-
жет быть достигнуто путем снижения тепловыде-
ления, напряженности материала и износа подшип-
ника. Коррозия может быть полностью исключена
как причина отказа.
В настоящее время нитрид кремния широко
используется для изготовления подшипников. Наи-
больший эффект дают комбинированные подшип-
ники (подшипники с керамическими телами каче-
ния и стальными кольцами).
Чисто керамические подшипники из-за высо-
кой стоимости применяются только в особых слу-
чаях: при работе без смазки в условиях очень вы-
соких температур. Вследствие этого их применение
в авиации в обозримом будущем ограничено.
Для изготовления сепараторов авиационных
подшипников используются следующие материалы:
-	безоловянистые бронзы,
-	латунь,
-	магниевый чугун,
-	стали, имеющие закалку до 35.. .40 HRC3,
-	алюминиевые сплавы,
-	текстолит
При этом сепараторы из алюминиевых
сплавов и текстолита используются в подшипниках,
рабочая температура которых не превышает 150 °C.
Для остальных материалов рабочая температура
может быть 300 °C и выше.
В отдельных случаях (например, в подшипни-
ках главных валов) на сепараторы наносят анти-
фрикционное покрытие:
-	свинцово-оловянистое (при рабочей темпе-
ратуре до 250 °C);
-	серебро (при рабочей температуре 300 °C
и выше).
Коэффициент теплового расширения матери-
ала сепаратора должен быть близок, насколько это
возможно, к коэффициенту теплового расшире-
ния материалов наружного и внутреннего колец,
а также тел качения подшипника. Это необходи-
мо для обеспечения стабильных (или минималь-
но изменяемых) зазоров в подшипнике в процес-
се работы.
4.4.4.3 - Условия работы и особенно-
сти конструкции подшипников ГТД
В ГТД подшипники опор работают в услови-
ях сравнительно высоких радиальных и осевых на-
грузок, высоких окружных скоростей. Кроме того,
на работоспособность подшипников оказывают
значительное влияние такие факторы, как темпе-
ратурное состояние опоры, организация подачи
смазки на тела качения, наличие частиц загрязне-
ний в масле, точность изготовления, а также кон-
структивные особенности непосредственно самих
подшипников.
В опорах роторов ГТД применяются исклю-
чительно подшипники качения: однорядные шари-
ковые - для восприятия радиальных и осевых на-
грузок и однорядные роликовые - для восприятия
радиальных нагрузок. Основные типы и конструк-
тивные особенности шариковых подшипников по-
казаны на Рис. 4.4.4.3 1.
180
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.4.4.3_1 - Типы и особенности шариковых подшипников, применяемых в ГТД
а) двухточечный;
б) трехточечный с разъемным наружным кольцом;
в) четырехточечный с разъемным внутренним кольцом;
г) с подводом масла через наружное кольцо;
д) с фланцевым креплением наружного кольца к корпусу опоры;
е) с технологическим буртом для демонтажа
а	б	в	г
Рисунок 4.4.4.3_2 - Тины роликовых подшипников, применяемых в ГТД
а)	с фиксацией роликов на внутреннем кольце;
б)	с фиксацией роликов на наружном кольце;
в)	без внутреннего кольца, с подводом масла через наружное кольцо;
г)	без наружного кольца, с подводом масла через внутреннее кольцо.
Подшипник а) применяется как радиально-
упорный. Радиус беговой дорожки в нем несколь-
ко больше радиуса шара. Под действием осевой
силы в подшипнике линия контакта смещается на
угол контакта а, величина которого и определяет
величину нагрузки. Направление воспринимаемых
нагрузок - радиальных и осевых - в обе стороны.
Величина допустимой осевой нагрузки может до-
стигать до 70% от неиспользованной допустимой
радиальной нагрузки.
Подшипник б) имеет разъемное наружное коль-
цо с большой глубиной канавки и увеличенный угол
контакта а, что позволяет воспринимать большие
радиальную и осевую нагрузки. В таких подшипни-
ках шарики имеют контакт с беговыми дорожками
в трех точках, их называют трехточечными.
Подшипник в) имеет разъемное внутреннее
кольцо с двумя точками контакта и неразъемное
наружное кольцо со специальным профилем бего-
вой дорожки, который также обеспечивает контакт
с шариком в двух точках с увеличением угла кон-
такта а. Такие подшипники (с четырехточечным
контактом) могут воспринимать еще более высо-
кие радиальные и осевые нагрузки. Однако следу-
ет учитывать, что увеличение точек контакта не
проходит бесследно и приводит к увеличению теп-
ловыделения при работе подшипника, что требует
в свою очередь увеличения подачи масла для обес-
печения съема тепла. Подшипники с четырехточеч-
ным контактом обеспечивают восприятие макси-
мальных радиальных и осевых нагрузок при
минимальном осевом люфте подшипника.
181
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Нередки случаи, когда отдельные элементы
подшипников проектируются с учетом индивиду-
альных особенностей конструкции опор, требова-
ний технологии и т.д. На Рис. 4.4.4.3 1 приведены
такие конструктивные особенности подшипников.
Подшипник г) имеет наружное кольцо с отверсти-
ями для подачи масла для смазки шаров. Анало-
гичные отверстия могут выполняться на внутрен-
них кольцах подшипников.Наружное кольцо
подшипника д) имеет фланец для крепления к кор-
пусу опоры. Подшипник е) имеет на наружном
кольце специальный буртик для крепления съем-
ного приспособления для демонтажа подшипника.
Основные типы роликовых подшипников,
применяемых в ГТД, приведены на Рис. 4.4.4.32.
На подшипниках а) и б) осевая фиксация ро-
ликов осуществлена бортами, расположенными на
подвижном внутреннем кольце и на неподвижном
наружном кольце соответственно. У роликовых
подшипников для компенсации значительных тем-
пературных перемещений вала или корпусных де-
талей внутреннее или наружное кольцо могут вы-
полняться значительно более широкими. Учитывая
большую степень интеграции подшипниковых уз-
лов в конструкцию опор, довольно часто роль на-
ружного или внутреннего кольца возлагают на де-
тали корпуса или ротора, что позволяет уменьшить
диаметральные размеры опор. В этом случае при-
меняют подшипники в) и г). На этих же исполне-
ниях на кольцах подшипника показаны отверстия
для подвода масла на ролики.
Важным элементом конструкции подшипни-
ка, определяющим его работоспособность, являет-
р
Рисунок 4.4.4.33 - Места износа сепаратора
роликового подшипника
а) при центровке по наружному
кольцу;
б) при центровке по внутреннему
кольцу.
ся сепаратор, в частности его центровка. Центри-
ровать сепаратор можно как по наружному, так и по
внутреннему кольцу. В каждом из этих способов
есть свои преимущества и свои недостатки.
При центровке сепаратора по внутреннему
кольцу (см. Рис. 4.4.4.3 3) происходит следующее:
под действием неуравновешенной силы Р, сепара-
тор прижимается к кольцу, его внутренняя повер-
хность будет изнашиваться в секторе, который был
легким. Таким образом, легкая часть сепаратора
будет становиться еще более легкой, а неуравно-
вешенная сила сепаратора с центровкой по внут-
реннему кольцу в процессе износа будет увеличи-
ваться. При центровке по внутреннему кольцу
температурное расширение сепаратора приводит
к увеличению зазора между кольцом и сепарато-
ром, что исключает возможность заклинивания
последнего.
При центровке сепаратора по наружному коль-
цу (см. Рис. 4.4.4.3 3) явление износа сепаратора
в «тяжелом» секторе приводит к уменьшению не-
уравновешенной силы. Отрицательной стороной
такой центровки является то, что при изменении
температурного режима работы подшипника воз-
можно расширение сепаратора с уменьшением за-
зора между ним и наружным кольцом до нуля с пос-
ледующим заклиниванием сепаратора в наружном
кольце.
Необходимо отметить, что центровка сепа-
ратора по наружному кольцу улучшает условия
смазки, т.к. появляется возможность подачи мас-
ла в увеличенный зазор между сепаратором и внут-
ренним кольцом, уменьшает удельное давление на
поверхности центрирования, обеспечивает лучший
отвод тепла от подшипника через более холодное
наружное кольцо.
Для работы подшипника важное значение
имеет точность и качество изготовления как самих
подшипников, так и посадочных мест на валах
и корпусах под эти подшипники, получение стро-
го определенной геометрической формы, мини-
мальной эксцентричности и требуемой шерохова-
тости посадочных поверхностей.
Надежная работа подшипников обеспечива-
ется правильным подбором зазоров между тела-
ми качения и кольцами с учетом необходимости
работы в широком диапазоне нагрузок и темпера-
тур. Заниженные зазоры, переходящие в натяг при
определенных температурных условиях, могут при-
вести к большим контактным напряжениям с после-
дующим выкрашиванием материала тел качения
и колец. Завышенные зазоры могут привести к прос-
кальзыванию тел качения с сопутствующими про-
цессами повышенного износа.
182
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Как показывает практика, на подшипники
должны постоянно действовать нагрузки, доста-
точные для предотвращения в них проскальзыва-
ния на всех рабочих и переходных режимах рабо-
ты двигателя, в том числе и на режимах запуска
и сброса частоты вращения. С достаточной для ин-
женерной практики точностью можно считать, что
30.. .40% номинального натяга при посадке наруж-
ного кольца в корпус опоры и 70.. .90% номиналь-
ного натяга при посадке внутреннего кольца на вал
идет на уменьшение начального радиального за-
зора в подшипнике. Как правило, процесс подбо-
ра зазора в подшипниках - это тонкий и длитель-
ный процесс, во многом определяемый опытной
и экспериментальной доводкой авиационного дви-
гателя.
В настоящее время широкое распространение
получила практика проектирования специальных
подшипников разработчиками двигателей. В этом
случае подшипники индивидуальной конструкции
оптимально интегрируются в опоры двигателя,
позволяя упростить конструкцию, улучшить массо-
вые характеристики при сохранении или даже улуч-
шении показателей долговечности и надежности.
4.4.4.4 - Основные дефекты под-
шипниковых узлов
Выход из строя подшипников, является одним
из самых тяжелых по своим последствиям прояв-
лением дефектов авиационного двигателя.
В основном, выход подшипников из строя
обусловлен усталостным выкрашиванием матери-
ала на дорожках качения колец и телах качения.
Начальными дефектами, по которым развивается
выкрашивание материала являются коррозия, на-
мятины и риски, прорыв масляной пленки, высо-
кие контактные напряжения, прижоги при про-
скальзывании, дефекты материала подшипников.
Кроме этого, к выходу подшипников из строя
приводит разрыв сепаратора, фреттинг-коррозия по
посадочным поверхностям, износ подшипников без
усталостного выкрашивания.
Результаты анализа проявления дефектов под-
шипников, а также причины, вызывающие выше-
перечисленные дефекты и способы их устранения
представлены в таблице 4.4.4.41.
Кроме того, на работоспособность подшипни-
ка влияет ряд факторов, а именно:
1)	производственные, обусловленные точно-
стью изготовления и особенностями технологии
сборки:
-	перекосы внутреннего и наружного подшип-
ника относительно друг друга, изменяющие кине-
матику подшипника и, связанное с этим, дополни-
тельное взаимодействие элементов подшипника;
-	забоины на телах качения, наносимые при
сборке из-за несовершенства технологии или не-
внимательности сборщика, влияющие на реальные
(фактические) зазоры и возможный дополнитель-
ный распор в подшипнике, инициирующий нача-
ло выкрашивания;
2)	эксплуатационные, обусловленные попада-
нием в зону контакта между телами качения:
-	фрагментов грязи, заносимых смазкой;
-	твердых частиц - продуктов износа, выкра-
шивания или разрушения других элементов, зано-
симых смазкой или с наддуваемым опору возду-
хом;
3)	дополнительные нагрузки в подшипнике
при транспортировке, приводящие к микродефор-
мации поверхности беговых дорожек колец под-
шипников.
Влияние этих вредных факторов устраняется
следующими мероприятиями:
-	соблюдение дополнительных конструкторс-
ко-технологических требований к процессам изго-
товления, сборки, эксплуатации двигателя, введение
в конструкцию двигателя регулировочных элемен-
тов для устранения несоосностей, перекосов под-
шипников;
-	оснащение процесса сборки специальными
приспособлениями, исключающими получение
забоин на подшипниках;
-	дополнительная очистка воздуха, подаваемо-
го на наддув уплотнений;
-	ужесточения условий транспортировки (на-
пример, запрет перевозки железнодорожным транс-
портом или контроль уровня перегрузок при транс-
портировке).
В большинстве случаев к выходу подшипни-
ков из строя приводит сочетание нескольких не-
благоприятных факторов, например, сочетание
высокой нагрузки, высокой температуры и нали-
чия частиц загрязнения в масле и в воздухе, попа-
дающем в масляную полость через лабиринтные
уплотнения.
Говоря о дефектах подшипников необходимо
отметить, что при работе подшипника в «комфор-
тных условиях» (высокая чистота масла, относи-
тельно невысокие температуры и оптимальные
нагрузки) подшипник качения становится практи-
чески «вечным».
С целью своевременного диагностирования
состояния подшипников на авиационных двигате-
лях применяются специальные системы контроля,
позволяющие отследить начальные стадии проявле-
ния дефекта. В частности, в линиях откачки масла
183
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Таблица 4.4.4.4_1.
Дефекты подшипников ГТД
Наименование дефекта	Причины дефекта	Способ устранения дефекта
Намятины и риски	Попадание с маслом в подшипники стружки и абразивных частиц, оставшихся в полостях при изготовлении деталей и узлов двигателя	Ужесточение контроля за чистотой деталей и узлов, поступающих на сборку. Исключение застойных зон в деталях маслосистемы, из которых невозможно удалить загрязнения. Исключение попадания абразивных частиц в маслосистему на участках сборки (применение заглушек, чехлов и т.п.)
	Попадание продуктов приработки лабиринтных уплотнений, поступающих с прорывающимся через уплотнения воздухом в подшипники	Применение покрытий, исключающих образование абразивных частиц. Внедрение конструкции уплотнений опор, обеспечивающей защиту подшипников от попадания в них загрязнений, поступающих с прорывающимся через уплотнения воздухом (применение защитных гребешков и т.п.). Обеспечение чистоты наддувающего воздуха (выбор мест отбора, применение воздухоочистителей)
Прорыв масляной пленки	Температура деталей подшипников при работе превышает максимально-допустимую рабочую температуру масла	Применение масел, имеющих более высокую рабочую температуру. Снижение температуры деталей подшипников (применение теплоизоляции). Применение теплообменников, снижающих температуру масла и наддувающего воздуха.
Повышенные контактные напряжения	Работа подшипника с нагрузкой, превышающей расчетную. Выборка зазора в подшипнике при работе	Стабилизация действующей на подшипник нагрузки. Применение подшипника с оптимальным зазором, исключающим работу подшипника с натягом.
Прижоги при проскальзывании	Отсутствие нагрузки на подшипник.	Стабилизация действующей на подшипник нагрузки. Применение подшипников специальной конструкции.
Дефекты материала ПОДШИПНИКОВ	Наличие в материале подшипников неметаллических включений	Применение подшипников из сталей электрошлакового и вакуумного (двойного вакуумного) переплава
	Прижоги на деталях подшипников при шлифовании.	Соблюдение технологии изготовления подшипников. Внедрение неразрушающих видов контроля для выявления повышенных остаточных напряжений.
Разрыв сепаратора	Работа подшипника с перекосом	Устранение перекоса при работе подшипника.
Фреттинг-коррозия	Потеря посадочного натяга на валу, проворачивание подшипника в корпусе вследствие неправильно выбранной посадки подшипника, либо ослабление затяжки гайки.	Снижение температуры деталей подшипников. Оптимизация подачи масла. Применение подшипников из теплостойкой стали.
	Потеря посадочного натяга на валу, проворачивание подшипника в корпусе, вследствие увеличения размеров подшипников при работе с температурой, превышающей рабочую (для сталей ШХ15, 95X18).	Увеличение посадочного натяга. Увеличение момента затяжки гайки.
Износ подшипников	Работа подшипников на загрязненном масле	Применение в маслосистеме фильтров более тонкой очистки
	Работа подшипников с проскальзыванием	См. прижоги при проскальзывании
Коррозия	Несоблюдение правил хранения и консервации, как подшипников, так и двигателей в целом.	Соблюдение правил хранения и консервации
184
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
от узлов подшипников устанавливаются фильтры-
сигнализаторы и магнитные сигнализаторы струж-
ки, которые в случае появления стружки в масле
дают сигнал оповещения в кабину пилота. Также
в линиях откачки масла устанавливаются магнитные
пробки, которые регулярно осматриваются в процес-
се эксплуатации для контроля появления стружки.
Появление стружки на магнитной пробке позволит
точно определить место расположения дефектного
подшипника, т.к. каждая магнитная пробка кон-
структивно привязана к линии откачки от конкрет-
ной опоры (подшипника).
Кроме того, в настоящее время, например, на
двигателе ПС-90А внедрен периодический контроль
проб масла из двигателя для определения в нем ко-
личества металла. Увеличение количества металла
в масле является сигналом для проявления особого
внимания к работе опор двигателя, ужесточению
контроля другими методами диагностики, а в слу-
чае превышения установленной нормы двигатель
может быть отстранен от эксплуатации.
4.4.5 - Элементы систем обеспечения
работоспособности подшипников
Конструктивно опора ротора ГТД представля-
ет сложный узел, в который кроме силовых элемен-
тов входят и отдельные элементы систем обеспече-
ния работоспособности подшипников, а именно:
-	детали систем смазки подшипников;
-	детали уплотнений масляных полостей;
-	детали системы наддува уплотнений и ох-
лаждения опоры.
Конструктивные особенности силовых эле-
ментов опор (корпусная и роторная части опоры,
подшипник) рассмотрены в предыдущих разделах.
В этом разделе остановимся более подробно на ра-
боте и конструктивном исполнении деталей систем,
обеспечивающих оптимальные условия работы наи-
более нагруженной части опоры - подшипника.
Надежная и безотказная работа подшипников
роторов ГТД во многом обеспечивается организа-
цией подачи масла в узлы опор. Масло, подавае-
мое в больших количествах на подшипники (от
нескольких десятков до нескольких сотен кило-
граммов в час в зависимости от размера подшип-
ника, частоты вращения ротора, места расположе-
ния и величины воспринимаемых им нагрузок),
предназначено не только для смазки трущихся ча-
стей, но и для отвода от них тепла.
В условиях работы на двигателе рост темпе-
ратуры подшипника обусловлен «внутренним» на-
гревом подшипника и внешним подводом тепла.
«Внутренний» нагрев подшипников качения вызы-
вается упругой деформацией тел качения и беговых
дорожек колец при приложении к ним нагрузок. При
этом происходит деформация нагружаемых учас-
тков и последующее возвращение их в исходное
состояние. Внутреннее трение между частицами
металла в таком процессе приводит к выделению
тепла. Кроме того, подшипники, расположенные
в «горячих зонах» двигателя (в районе камеры
сгорания и турбины), испытывают значительный
дополнительный подогрев от горячих деталей, что
приводит к необходимости организации повы-
шенного теплосъема с помощью прокачиваемо-
го масла.
Максимальная эффективность работы под-
шипника достигается при постоянном наличии
масляной пленки между поверхностями контакта
наружного и внутреннего кольца и телами качения.
Для того, чтобы выполнить это условие и обеспе-
чить постоянное наличие масляной пленки жела-
тельно обеспечить прямую и непрерывную пода-
чу масла на контактирующие поверхности деталей
подшипника.
Практика показывает, что для этой цели луч-
ше подавать масло в виде струек через калиброван-
ные отверстия в зазор между внутренним кольцом
подшипника и сепаратором. В этом случае масло
хорошо омывает рабочую поверхность внутренне-
го кольца, поверхности тел качения, под действи-
ем центробежных сил попадает на беговую дорож-
ку наружного кольца, омывает ее и вытекает
в масляную полость опоры. Пример такого конст-
руктивного решения представлен на Рис. 4.4.7.15.
Весьма эффективна подача масла на тела ка-
чения через отверстия во внутреннем кольце под-
шипника. Но конструктивно решить эту задачу
значительно сложнее, так как необходимо органи-
зовать подвод масла через вращающийся вал (см.
Рис. 4.4.7.12).
Надежность работы подшипников в значи-
тельной степени зависит от уровня и равномер-
ности нагревания деталей подшипника. Разность
температур между внутренними и наружными
кольцами и по ширине колец подшипников долж-
на быть минимальной для исключения искажения
формы рабочих поверхностей подшипников из-за
температурного градиента. Для обеспечения рав-
номерного охлаждения подшипников подвод мас-
ла рекомендуется организовывать с двух сторон
(см. Рис. 4.4.7.16).
Вокруг каждой опоры детали и узлы ГТД со-
здают «замкнутое» пространство, в котором органи-
зуются процессы подачи масла на подшипники и его
откачки - масляную полость опоры. К масляным по-
лостям предъявляются специфические требования:
185
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
1.	Для исключения коксования масла темпе-
ратура деталей в масляных полостях опор не дол-
жна превышать предельно допустимую темпера-
туру масла на всех режимах работы двигателя.
Выполнение этого требования обеспечивается по-
становкой теплозащитных экранов или кожухов на
деталях масляной полости, введением охлаждения
деталей опоры продувкой относительно холодным
воздухом.
2.	Внутри масляных полостей не должно быть
малоподвижных объемов масла, а также застойных
зон. Конструкция деталей внутри масляной поло-
сти должна исключать наличие глухих отверстий
и «карманов».
3.	Масляные полости опор должны обладать
необходимым объемом, не позволяющим перепол-
нять их масляно-воздушной смесью, образующейся
при работе подшипника. Форма масляных полос-
тей, расположение и площадь каналов откачки дол-
жны обеспечивать немедленное удаление масляно-
воздушной смеси из рабочей зоны подшипника.
Для полного удаления масла отверстие для слива
и откачки должно быть расположено в самой ниж-
ней точке масляной полости. Необходимо учиты-
вать, что объем принудительно откачиваемой мас-
ляно-воздушной смеси примерно в четыре раза
больше, чем объем масла, подаваемого в подшип-
ник.
4.	Масляные полости, расположенные в «го-
рячих» зонах двигателя, должны иметь минималь-
но возможную площадь поверхности с целью сни-
жения величины тепловых потоков, передаваемых
через стенки.
5.	Уплотнения масляных полостей должны
обеспечивать надежную защиту, с одной стороны,
воздушных полостей двигателя от попадания мас-
ла, а также его паров и аэрозолей, а с другой сторо-
ны - самих масляных полостей от попадания в них
загрязнений, поступающих с прорывающимся че-
рез уплотнения воздухом.
6.	При применении наддува лабиринтных уп-
лотнений масляных полостей должен обеспечи-
ваться положительный перепад давлений на всех
режимах работы двигателя, (включая переменные),
т.е. давление в масляной полости всегда должно
быть ниже давления наддува.
Подробно конструкция, расчет и особеннос-
ти работы уплотнений масляных полостей рассмот-
рены в главе 18, а особенности работы системы
наддува и охлаждения опор - в главе 12.
В разделе 4.4.7 на примере российского дви-
гателя ПС-90А и американского двигателя PW2037
показаны различные варианты конструктивного
исполнения опор.
4.4.6 - Проектирование опор ГТД
Опоры ГТД, как объект проектирования, пред-
ставляют собой комплекс, состоящий из механичес-
ких компонентов конструкции двигателя, а также
элементов систем обеспечения работоспособности
подшипников. Основные элементы опор ГТД пред-
ставлены на Рис. 4.4.6 1.
Одной из основных особенностей опор ГТД
является их глубокая геометрическая и функцио-
нальная интеграция с конструкцией двигателя и его
систем, причем это касается как силовых элемен-
тов, так и систем обеспечения работоспособности
подшипников. Границы между опорами и остальны-
ми элементами двигателя могут быть выделены, как
правило, только условно. Поэтому разработка опор
должна проводиться одновременно с разработкой
как отдельных узлов, систем, так и двигателя в це-
лом на каждом этапе проектирования ГТД.
Разработка опор ГТД представляет собой ком-
плекс конструкторских, расчетных и эксперимен-
тальных работ, включающий:
1.	Проектирование элементов опор (силовых
элементов, оболочек масляных и воздушных поло-
стей, элементов подвода масла к подшипникам
и отвода его из масляных полостей опор, уплотне-
ний и т.д.).
2.	Проектирование или подбор подшипников.
3.	Расчет теплового состояния опор.
4.	Расчет напряженно-деформированного со-
стояния элементов опор.
5.	Экспериментальные исследования отдель-
ных элементов опор и систем обеспечения рабо-
тоспособности подшипников на специальных ус-
тановках или двигателях.
Следует обратить внимание, что приведенный
перечень отражает лишь состав работ, при этом он
не определяет хронологическую последователь-
ность их выполнения.
Например, экспериментальные исследования
и доводка отдельных элементов опор и систем обес-
печения работоспособности подшипников на специ-
альных установках могут проводиться на любом эта-
пе проектирования двигателя. То же самое можно
сказать и о расчетах отдельных элементов опор.
4.4.6.1 - Исходные данные, их раз-
работка
Этапу собственно проектирования опор ГТД
предшествует этап формирования исходных данных,
включающих в себя параметры силового взаимодей-
ствия элементов опор, их теплового состояния, а так-
же требования по обеспечению экологических или
186
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.4.6_1 - Основные элементы опор ГТД
ресурсных показателей, надежности, весовых харак-
теристик и т.д.
Исходные данные на проектирование опор мо-
гут быть представлены в виде трех основных групп:
1.	Определяемые национальными, междуна-
родными, а также отраслевыми стандартами, пра-
вилами и т.д.
2.	Определяемые внешними условиями фун-
кционирования опор, которые в свою очередь под-
разделяются на:
-	определяемые условиями эксплуатации ГТД
в составе объекта;
-	определяемые типом, конструкцией, пара-
метрами, а также технико-экономическими пока-
зателями ГТД.
3.	Определяемые условиями обеспечения за-
данных показателей ресурса и надежности под-
шипников, весовых характеристик.
В исходные данные первой группы включе-
ны общие требования, направленные на обеспе-
чение безопасной эксплуатации, охраны окружа-
ющей среды и т.п. Как правило, они не могут
корректироваться разработчиком ГТД. Примени-
тельно к опорам ГТД это может быть, например,
порядок и методика установления ресурса под-
шипникам.
Исходные данные второй группы формируют-
ся на основе технического задания на разработку
ГТД, результатов предварительной проработки кон-
струкции двигателя, результатов газодинамическо-
го и прочностного расчетов, опыта эксплуатации
аналогов и т.д. Эта часть исходных данных может
частично корректироваться в процессе проектиро-
вания.
187
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Исходные данные, определяемые условиями
эксплуатации ГТД в составе объекта применения,
обусловлены следующими факторами:
-	типом и условиями эксплуатации объекта
применения ГТД (для авиационных ГТД опреде-
ляются типовым полетным циклом);
-	диапазоном возможных перегрузок при ра-
боте, монтаже и транспортировке;
-	условиями и частотой запуска и останова;
-	характером переменных режимов работы;
-	диапазоном возможных положений осей ГТД
при работе, монтаже и транспортировке;
-	типом и маркой масел;
-	составом и параметрами атмосферного воз-
духа.
Исходные данные, определяемые типом, кон-
струкцией, параметрами, обусловлены следующи-
ми факторами:
-	выбранной силовой схемой и схемой распо-
ложения опор ГТД;
-	предельными внешними габаритами опор;
-	взаимными смещениями и перекосами осей
ротора (роторов) и статора ГТД в сечениях поса-
дочных мест подшипников;
-	осевыми и радиальными нагрузками, пере-
даваемыми от ротора (роторов) на статор;
-	частотами вращения роторов;
-	параметрами воздуха во вторичных воздуш-
ных системах;
температурами и массами смежных роторных
и статорных деталей.
Исходные данные третьей группы определя-
ются условиями обеспечения заданных показате-
лей ресурса и надежности подшипников. Как пра-
вило, сюда относятся:
-	надежность ГТД;
-	контролепригодность ГТД;
-	стоимости жизненного цикла ГТД;
-	масса составных частей ГТД.
В исходных данных, в частности, могут уста-
навливаться предельно-допустимые значения сле-
дующих параметров:
-	внешних нагрузок, действующих на подшип-
ники и их элементы;
-	окружных скоростей в подшипниках (скоро-
стной параметр d»N)',
-	взаимных перекосов колец подшипников;
-	отклонений размеров и формы посадочных
мест под подшипники;
-	температуры деталей подшипников;
-	разности температур колец подшипников
между собой и по ширине кольца;
-	размеров и концентрации твердых частиц
загрязнений в воздухе, поступающем в масляные
полости опор из системы наддува уплотнений;
-	значений физико-химических характеристик
и чистоты масла, поступающего к поверхностям
качения подшипников;
-	температуры воздуха, поступающего в масля-
ные полости опор из системы наддува уплотнений;
-	температуры поверхностей, контактирую-
щих с маслом.
На основе исходных данных разрабатывается
техническое задание на проектирование опор, в ко-
тором отражаются наиболее важные требования
и показатели, в частности, значения требуемой рас-
четной долговечности подшипников. Кроме этого,
в техническом задании указываются дополнитель-
ные специальные требования к конструкции и тех-
нологии сборки опор.
4.4.6.2 - Определение нагрузок
Нагрузки, действующие на подшипник в ра-
бочих условиях, в наибольшей степени определя-
ют выбор подшипника и его работоспособность.
В зависимости от характера возникновения мож-
но различать нагрузки:
1)	двигательные, обусловленные конструкци-
ей и процессами, происходящими в двигателе при
его работе:
-	от массы ротора, приходящейся на его опору;
-	от центробежных сил вращающегося ротора
с учетом дисбалансов, в том числе от центробеж-
ных сил шаров или роликов подшипника;
-	от осевой силы ротора (суммы осевых сил,
действующих на элементы ротора);
-	от механических колебаний ротора (вибра-
ции), передающихся на опору, с частотами, крат-
ными частоте вращения ротора;
-	от неравномерного нагрева вала, колец под-
шипника, корпуса и связанного с этим дополни-
тельного взаимодействия элементов подшипника;
2)	самолетные, возникающие при изменении
величины или направления скорости полета и обус-
ловленные эволюцией самолета:
-	эксплуатационными перегрузками;
-	гироскопическими моментами роторов.
Современные расчетные методики подбора
подшипников и определения их долговечности ча-
стично или в полной мере учитывают влияние дви-
гательных и самолетных нагрузок.
В стационарных наземных установках нагруз-
ки на опоры ГТД, связанные с перемещениями дви-
гателя в пространстве, отсутствуют.
Рассмотрим несколько подробнее содержание
конструкторских, расчетных и экспериментальных
работ, выполняемых при разработке опор ГТД.
188
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
4.4.6.3 - Конструирование элементов
опор
Конструирование собственно опор произво-
дится в процессе конструирования как отдельных
узлов (компрессора, турбины и т.д.), так и двига-
теля в целом и состоит из следующих этапов:
-	выбор силовой схемы и схемы расположения
опор двигателя;
-	выбор типа исполнения для каждой из опор
(упругая, упруго-демпферная и т.д.);
-	определение посадочных диаметров валов;
-	определение внешних предельных габаритов
опор;
-	выбор типа уплотнений масляных полостей
опор;
-	определение внешних механических нагру-
зок (нагрузок между ротором и статором);
-	предварительное определение внешних габа-
ритов подшипников;
-	определение температуры деталей и узлов,
расположенных в непосредственной близости от
опор;
-	определение параметров воздуха в полостях,
где будут расположены опоры;
-	выбор способа подвода масла к подшипни-
кам;
-	выбор общей схемы маслосистемы двигателя;
-	выбор схемы системы наддува уплотнений
масляных полостей и охлаждения опор.
При конструировании опор разработчики ча-
сто руководствуются соображениями минимально-
го проектного риска и отдают предпочтение схе-
мам, хорошо отработанным на прототипах. При
этом принимаются во внимание следующие огра-
ничения:
-	по окружным скоростям в подшипниках
(скоростной параметр d»N)',
-	по внешним нагрузкам, действующих на под-
шипники и их элементы.
При выполнении эскизных или рабочих ком-
поновок опор также принимаются меры по обес-
печению возможно более полного соответствия
конструкции исходным требованиям на проекти-
рование, а именно:
-	по исключению недопустимых взаимных
перекосов колец подшипников, возникающих
вследствие взаимных смещений и перекосов осей
ротора (роторов) и статора ГТД в сечениях поса-
дочных мест подшипников;
-	по максимально-возможному снижению внеш-
него теплоподвода к подшипникам, а также темпе-
ратуры поверхностей, контактирующих с маслом;
-	по обеспечению заданных значений физико-
химических характеристик и чистоты масла, посту-
пающего к поверхностям качения подшипников;
-	по защите подшипников от попадания на их
рабочие поверхности твердых частиц загрязнений
содержащихся в воздухе, поступающем в масляные
полости опор из системы наддува уплотнений;
-	по исключению попадания на рабочие повер-
хности подшипников продуктов приработки (в час-
тности, по недопустимости работы подшипников
в «масляной ванне» во всем предусмотренном ус-
ловиями работы диапазоне положений осей ГТД);
-	по исключению задержки продуктов износа
(стружки) в масляных полостях опор.
Результатом конструирования опор являются
их эскизные или рабочие компоновки (в зависи-
мости от этапа проектирования ГТД), на основе
которых определяются геометрические парамет-
ры различных элементов, необходимые для про-
ектирования или подбора подшипников, а также
для выполнения расчетов теплового и напряжен-
но-деформированного состояния опор.
4.4.6.4 - Проектирование или подбор
подшипников
Проектирование или подбор подшипников
производится на основании технического задания,
в котором, в частности, оговариваются:
-	значения расчетной долговечности подшип-
ников;
-	диапазон внешних осевых и радиальных на-
грузок;
-	диапазон рабочих температур деталей под-
шипников;
-	диапазон рабочих частот вращения роторов;
-	тип, марка, а также значения физико-хими-
ческих характеристик и чистоты масла;
-	предельные внешние габариты подшипни-
ков, значения посадочных диаметров валов и кор-
пусов и т.д.
Выбор подшипников ГТД и определение их
расчетной долговечности производится в соответ-
ствии с ГОСТ 18855-94 (ИСО 251 -90) [4.7.5], Спра-
вочником-каталогом [4.7.6] и Ограничительным
перечнем подшипников [4.7.7] по методике, изло-
женной в [4.7.8].
Расчет на долговечность подшипников произ-
водится по формуле:
Lh = (Cr /Р)“106/(60и)	(4.4.6.4-1)
где Lh	- расчетная долговечность, ч;
и	- частота вращения подшипника,
об/мин;
Сг - радиальная динамическая
189
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
грузоподъемность подшипника, Н;
Рг - эквивалентная динамическая
нагрузка на подшипник, Н;
а=3	- для шарикоподшипников,
а=3,33 - для роликоподшипников.
Динамическая радиальная грузоподъемность
подшипников определяется следующим образом:
(4.4.6.4-2)
где С КАТ - базовая динамическая радиальная
грузоподъемность подшипника по
каталогу [4.7.6], Н;
ЛГ - коэффициент влияния качества,
зависит от точности изготовления, ма-
териала деталей и конструкции под-
шипника (ККАЧ =1,0... 1,8);
К - коэффициент влияния тонкости
фильтрации масла, (К =0,9... 1,3);
KdN - коэффициент влияния окружной скоро-
сти поверхностей тел качения, зависит
от величины d N (d - диаметр ок-
ружности центров тел качения, N - ча-
стота вращения подшипника, об/мин)
(^=1-.1,2);
К - коэффициент влияния вязкости масла,
Д =0,8... 1,2)
Эквивалентная динамическая радиальная на-
грузка Рг вычисляется по формуле:
-	для шарикового подшипника
P=(VXFr + YF(4.4.6.4-3)
-	для роликового подшипника
Р =VFKJC ,	(4.4.6.4-4)
г г Ь д	v	'
где FF - соответственно радиальная и осевая
нагрузки на подшипник, постоянные по
величине и направлению, нагрузка на
подшипники определяется как реакция
в опорах от усилий на роторе. Расчетная
долговечность подшипников определя-
ется для средней за полетный (или ра-
бочий) цикл нагрузки;
Хи У - коэффициенты радиальной и осевой
нагрузки соответственно, определятся
по справочнику [4.7.6] в зависимости
от конструкции подшипника;
V	= 1 - при вращении внутреннего кольца
подшипника относительно направления
нагрузки;
V	= 1,2 - при вращении наружного кольца
подшипника;
К - коэффициент безопасности,
учитывающий вибрационные перегруз-
ки в зависимости от места установки
подшипника (К = 1.. .1,3);
- температурный коэффициент,
учитывающий теплостойкие свойства
материала подшипника, = 1,0 для
подшипников с твердостью поверхно-
стей качения колец и тел качения
HRC > 59 и температурой отпуска ко-
лец и тел качения /отп < 225 °C при ра-
бочей температуре /рАБ <180 °C.
Проектирование подшипников может выпол-
няться или специализированными фирмами, или
непосредственно самим разработчиком ГТД. Под-
бор готовых подшипников осуществляется разра-
ботчиком ГТД по согласованию с разработчиком
или поставщиком упомянутых подшипников. Ре-
зультатом проектирования или подбора подшипни-
ков являются подробные данные о конфигурации,
размерах, а также материалах их основных компо-
нентов (колец, тел качения, сепараторов), необхо-
димые для выполнения расчетов теплового и нап-
ряженно-деформированного состояния опор.
4.4.6.5 - Расчет теплового состояния
опор
В процессе работы двигателя детали опор,
в том числе и подшипники, подвергаются нагре-
ву. Причинами нагрева являются внутреннее теп-
ловыделение в подшипнике, обусловленное про-
цессами трения, а также воздействие внешних
тепловых потоков от расположенных в непосред-
ственной близости от опор нагретых деталей ро-
тора и статора. Источником внешних тепловых
потоков может являться также горячий воздух, на-
ходящийся в полостях, непосредственно примыка-
ющих к опоре.
Тепло от подшипников отбирается маслом,
которое подается на смазку подшипников. Таким же
образом осуществляется отвод тепла и от других
омываемых маслом элементов опоры, таких как си-
ловых элементов, внутренних поверхностей обо-
лочек масляных полостей, элементов валов, кон-
тактных уплотнений и т.д.
В результате происходящих сложных процес-
сов теплообмена между деталями опор, другими
деталями ГТД, а также потоками воздуха и масла,
устанавливается определенный уровень темпера-
туры каждого из перечисленных компонентов, уча-
ствующих в процессах теплообмена. Температура
компонентов при этом, очевидно, будет зависеть
как от режима работы ГТД, так и от внешних ус-
190
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
ловий (например, от температуры атмосферного
воздуха, температуры масла на входе в двигатель
и т.д.). Работоспособность подшипников в течение
заданного ресурса может быть обеспечена при ус-
ловии, если уровень температуры их деталей, а так-
же масла в зоне контакта поверхностей качения не
будет превышать предельно-допустимых значений,
которые, в основном, определяются:
-	материалами деталей подшипников;
-	типом и марками применяемых масел.
Предельно-допустимые значения температу-
ры деталей подшипников и масел принимаются во
внимание разработчиком ГТД при назначении мак-
симальных рабочих температур упомянутых ком-
понентов. Максимальные рабочие температуры,
как указано выше, затем вносятся в техническое
задание на проектирование подшипников и учиты-
ваются при выборе конфигурации, размеров, а так-
же материалов их основных деталей.
Для проектирования подшипника, наиболее
подходящего для данной конкретной опоры, часто
оказывается недостаточным знание только макси-
мальной рабочей температуры его деталей. В ряде
случаев требуется проведение подробного анализа
влияния изменения температуры деталей подшип-
ника на его работу по всему диапазону режимов
полетного цикла. Для высоконагруженных скорос-
тных подшипников, кроме этого, иногда бывает не-
обходимым выполнить оценку изменения темпера-
туры деталей и на неустановившихся режимах
работы двигателя. Эти температуры необходимы
для оценки изменения радиальных зазоров и углов
контакта в подшипниках, которыми, в свою очередь,
определяются возникающие в подшипниках внут-
ренние нагрузки. И, наконец, радиальные зазоры
и углы контакта в подшипниках, особенно «горячих»
опор, могут определяться не только температурой
самих колец подшипников, но и температурными де-
формациями непосредственно сопряженных с коль-
цами подшипников деталей двигателя (силовых эле-
ментов статора, валов и т.д.).
Сказанным выше, в основном, и обусловлена
необходимость выполнения расчета теплового со-
стояния при проектировании опор ГТД.
Расчет теплового состояния опор выполняет-
ся с целью определения:
-	температуры деталей подшипников;
-	температуры непосредственно сопряженных
с кольцами подшипников деталей двигателя (сило-
вых элементов статора, валов и т.д.);
-	температуры масла на выходе из опор.
Результаты расчета теплового состояния опор
в дальнейшем используются для оценки соответ-
ствия выбранных конструкции и параметров как
собственно опор, так и систем обеспечения работос-
пособности подшипников (маслосистемы и воздуш-
ной системы наддува уплотнений и охлаждения)
требованиям по поддержанию рабочей температу-
ры подшипников, масла, деталей, контактирующих
с маслом и т.д. в заданных пределах. Кроме этого,
результаты расчета теплового состояния использу-
ются для анализа напряженно-деформированного
состояния деталей опор.
Расчет теплового состояния опор на стадии
проектирования проводится, как правило, как про-
верочный в следующем порядке:
1)	разработка исходных данных для расчета;
2)	расчет рабочей температуры подшипников,
масла, деталей, контактирующих с маслом, сило-
вых элементов и т.д. на всех интересующих режи-
мах работы двигателя;
3)	анализ результатов расчета и разработка
(при необходимости) рекомендаций по корректи-
ровке конструкции и параметров опор и систем
обеспечения работоспособности подшипников.
В качестве исходных данных для расчета при-
нимаются:
-	данные по конфигурации и размерам конст-
руктивных элементов опоры, полученные по ре-
зультатам эскизной или рабочей компоновки;
-	данные по температуре расположенных в не-
посредственной близости от опор деталей ротора
и статора, а также по температуре воздуха в полос-
тях, непосредственно примыкающих к опоре, полу-
ченные на основании анализа теплового состояния
узлов двигателя;
-	данные по параметрам воздуха в системе
наддува и охлаждения опор, полученные по резуль-
татам гидравлического расчета этой системы (под-
робнее о системе наддува и охлаждения опор см.
раздел 12.5);
-	данные по параметрам маслосистемы (тип
и марка масла, температура масла на входе в опо-
ру, прокачка масла через опору), полученные по
результатам анализа прототипа или по результатам
экспериментальных исследований на двигателях
или специальных установках;
-	данные по рабочим и предельно-допустимым
значениям температуры деталей подшипников;
-	данные по предельно-допустимым значени-
ям температуры непосредственно сопряженных
с кольцами подшипников деталей двигателя (сило-
вых элементов статора, валов и т.д.);
-	данные по предельно-допустимым значени-
ям температуры масла на выходе из опор.
Перечисленные исходные данные используют-
ся для задания граничных условий, необходимых
для расчета температуры участвующих в процессе
191
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
теплообмена компонентов опор и систем обеспече-
ния работоспособности подшипников, в первую
очередь температуры деталей подшипников и тем-
пературы масла на выходе из опор. В основу рас-
чета положен принцип определения температуры
компонентов, участвующих в процессе теплооб-
мена, как результата совместного воздействия на
них внешних тепловых потоков и внутреннего
тепловыделения в подшипниках. Для расчета вне-
шних тепловых потоков используются методики,
аналогичные методикам, применяемым при расче-
те систем охлаждения турбин (см. раздел 8.3). Рас-
чет внутреннего тепловыделения в подшипниках
производится на основе методик анализа теплово-
го режима подшипников, приведенных, например,
в [4.7.9]. При расчете теплового состояния опор
применяют пакеты прикладных программ для теп-
ловых расчетов, например ANSYS. Результаты
теплового расчета опоры роликоподшипника КВД
авиационного ТРДД на одном из режимов полет-
ного цикла, выполненные с применением пакета
ANSYS, представлены на Рис. 4.4.6.5 1.
Для удобства работы результаты расчета пред-
ставлены в виде графического изображения опо-
ры с цветовой индикацией. Шкала для расшифров-
ки цветовой гаммы, привязки ее к значениям
температуры приведена рядом с изображением.
Зона максимального нагрева подшипника располо-
жена на контактной поверхности роликов с бего-
вой дорожкой внутреннего кольца подшипника. Не-
обходимо обратить внимание на довольно большую
неравномерность температурного состояния под-
шипника (относительно холодная наружная обой-
ма, неравномерный прогрев внутреннего кольца).
Все это необходимо учитывать при подборе или
проектировании подшипников, анализе изменения
рабочих зазоров при работе.
Анализ результатов теплового расчета опор
сводится, прежде всего, к сравнению полученных
значений температуры деталей подшипников с тем-
пературами этих деталей, указанными в техничес-
ком задании на проектирование. Кроме этого срав-
ниваются полученные значения температуры масла
на выходе из опоры, а также температуры поверх-
ностей деталей, контактирующих с маслом, с пре-
дельно-допустимыми значениями этих парамет-
ров. В случае расхождения заданных и полученных
в расчете значений температуры производится кор-
ректировка конфигурации и параметров элементов
опор и систем обеспечения работоспособности
подшипников, которая включает:
-	изменение температуры масла на входе в опору;
-	изменение величины прокачки масла через
опору;
-	изменение температуры и расхода воздуха,
охлаждающего опору;
-	изменение конструкции собственно опоры
(элементов теплоизоляции, элементов подвода мас-
ла к подшипникам и т.д.).
После соответствующей корректировки ис-
ходных данных проводится повторный расчет теп-
лового состояния опоры и повторный анализ ре-
Рисунок 4.4.6.5_1 - Результаты расчета теплового состояния опоры роликоподшипника КВД авиационного
ТРДД
1 - корпус опоры; 2 - наружное кольцо подшипника; 3 - внутреннее кольцо подшипника;
4 - ролики; 5 - вал; 6 -упруго-демпферная опора
192
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
зультатов расчета. Подобные циклы повторяются
до тех пор, пока не будет получена удовлетвори-
тельная сходимость расчетных и заданных величин
температуры компонентов, участвующих в процес-
се теплообмена. На основании результатов расче-
та теплового состояния опор производится соот-
ветствующая корректировка исходных требований
к маслосистеме (например, по величинам теплосъе-
ма в топливно-масляных и воздушно-масляных
теплообменниках, производительности масляных
насосов и т.д., (подробнее о маслосистеме см. раз-
дел 12.6.), а также исходных требований к воздуш-
ной системе охлаждения опор (температуре, рас-
ходу охлаждающего воздуха, конфигурации схемы
охлаждения и т.д.). Результаты расчета теплового
состояния опор используются также в качестве
исходных данных для расчета НДС опор.
4.4.6.6 - Расчет напряженно-дефор-
мированного состояния элементов
опор
Расчет напряженно-деформированного состо-
яния (НДС) элементов опор в общем случае сво-
дится к решению двух задач:
1.	Определение НДС силовых элементов опор;
2.	Определение внутренних зазоров в подшип-
никах.
При расчете НДС силовых элементов опор для
различных режимов полетного цикла производит-
ся оценка запасов прочности силовых элементов
по внешним нагрузкам, сохранения посадок колец
подшипников в корпусах и на валах, осевой затяж-
ки «пакетов» деталей опор с наружными и внут-
ренними кольцами подшипников.
Расчет внутренних зазоров в подшипниках
производится на основе результатов расчета НДС
элементов опор. По результатам этого расчета оп-
ределяются:
-	для шарикоподшипников - диапазон изме-
нения углов контакта;
-	для роликоподшипников - диапазон измене-
ния радиальных зазоров.
На примере расчета НДС опоры роликопод-
шипника ТНД авиационных ГТД, выполненных
с применением пакета ANSYS, рассмотрим после-
довательность выполнения отдельных этапов этой
работы.
Сначала были сформированы исходные дан-
ные, представляющие описание условий работы
деталей опоры для разных режимов работы двига-
теля. Эти исходные данные базируются на резуль-
татах предварительных тепловых расчетов моду-
лей двигателя, опыта эксплуатации аналогов и т.д.
В нашем случае предварительная расчетная модель
температурного состояния деталей опоры и давле-
ний в ее полостях для максимального режима пред-
ставлена на Рис. 4.4.6.6 1.
Для расчета НДС в пакете ANSYS создана
конечно-элементная модель узла опоры, представ-
ленная на Рис. 4.4.6.6 2 (подробно о создании ко-
нечно-элементных моделей см. в разделе 14.1).
Р 2,16 кгс/см2
t=120fc
P I ,8 кгс/см 2
t=l20 °C
2
Р=1 ,96 к гс/см
112АС
1С0	153.335
12 6.567	18С
206.56^	26С
233.333
513.233
286.56'7	51С
Рисунок 4.4.6.6_1 - Исходные данные. Давление в полостях и температура деталей опоры роликоподшип-
ника ТНД на максимальном режиме
193
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Расчет НДС выполнен в осесимметричной
постановке с учетом взаимодействия деталей опо-
ры между собой. Температура деталей принима-
лась по окружности равномерной. Проведенный
анализ НДС для условий монтажа (т.е. для «холод-
ной» опоры) показал, что напряженным местом
является область переднего паза под уплотнение
обоймы демпфера (Рис. 4.4.6.6 3).
На следующем этапе проведена оценка темпе-
ратурной деформации деталей опоры на максималь-
ном режиме работы двигателя (см. Рис. 4.4.6.6 4).
Она показала, что из-за различного расширения
деталей переходная посадка кольца роликоподшип-
ника трансформируется в натяг. Все эти данные
необходимы для выполнения расчета НДС в рабо-
чих условиях.
Рисунок 4.4.6.6_2 - Опора роликоподшипника ТНД. Конечно-элементная модель
1 - корпус; 2 - опора; 3 - обойма демпфирующая; 4 - кольцо наружное; 5 - крышка;
6 - фланец лабиринта; 7 — гайка; 8 - лабиринт
874Е-05	6.763	13.527	20.29	27.054
Л.зяа	1П. 144	1К.4ПЯ	23.F72	.ЧП. 4.1.4
Рисунок 4.4.6.6_3 - НДС деталей опоры роликоподшипника ТНД при монтаже
194
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
НДС узла опоры на максимальном режиме
представлено на Рис. 4.4.6.6 5. На рисунке хорошо
видны места концентрации напряжений, определе-
на их величина. На базе полученных результатов
производится расчетная оценка долговечности для
наиболее нагруженных мест конструкции. Расчет-
ная долговечность сравнивается с заданной в тех-
ническом задании.
Результаты расчета используются для оценки
внутренних усилий в подшипниках, а также для
О .02 .04 .06 .08 .1 .12 .14 16 .18
радиальные перемещения, мм
Рисунок 4.4.6.6_4 - Радиальные температурные
перемещения деталей опоры
роликоподшипника ТНД на
максимальном режиме
уточнения изменения температуры колец от внут-
реннего тепловыделения в подшипниках. По ре-
зультатам расчета НДС опор могут вноситься со-
ответствующие корректировки как в конструкцию
силовых элементов опор, так и в конфигурацию
и размеры деталей подшипников.
4.4.6.7 - Экспериментальные иссле-
дования отдельных элементов опор
Основными целями проведения эксперимен-
тальных исследований опор, проводимых на этапе
проектирования ГТД являются:
-	уточнение исходных данных на проектиро-
вание опор и систем обеспечения работоспособно-
сти подшипников;
-	уточнение методик теплового расчета опор.
Экспериментальные исследования прово-
дятся или на специальных установках, или на
двигателях-прототипах. В процессе исследова-
ний на физической полноразмерной модели про-
ектируемой опоры определяется зависимость
различных параметров (например, температуры
колец подшипников, температуры масла на вы-
ходе из опоры) от частоты вращения, нагрузки,
прокачки масла, внешнего подогрева и т.д. Под-
робнее с вопросами экспериментальных иссле-
дований опор на установках можно ознакомить-
ся, например в [4.7.9].
________________________- Напряжения
.00219	9.966	19.93	29.894	39.C58
•4.QR4	1Д.Ч4Я	7 4 912	Я4.Й7Й	44. Я4
Рисунок 4.4.6.6_5 — НДС деталей опоры роликоподшипника ТНД
1,2, 3 - места концентрации напряжений.
195
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
4.4.7 - Конструктивное исполнение
опор современных ГТД
Выбор силовой схемы ГТД, несмотря на не-
обходимость выполнения общих требований изло-
женных выше, во многом определяется традиция-
ми и практикой работы разработчика двигателя.
Наиболее удачные конструктивные решения, реа-
лизованные в ранних конструкциях ГТД и прове-
ренные временем, тиражируются и развиваются
в последующих разработках. Как правило, накап-
ливается бесценный опыт, существующий в виде
конкретных рекомендаций:
-	осевая нагрузка через радиально-упорные
подшипники должна передаваться, предпочти-
тельно, через бурты, выполненные за одно целое
с валом и корпусом (пример такого исполнения
корпусной детали можно увидеть на опоре шари-
коподшипника ротора ВД двигателя ПС-90А - см.
Рис. 4.4.7.1 5). При невозможности выполнить дан-
ное требование необходимо, чтобы элементы кон-
струкции, через которые передается осевое усилие,
обеспечивали стабильность биения опорных торцев
в заданных пределах допуска в течение всего вре-
мени работы двигателя;
-	при значительном влиянии допусков на до-
левые и угловые размеры (пакеты деталей, большие
габаритные размеры и т.д.) необходимо предусмот-
реть индивидуальную регулировку соосности опор
с применением клиновых и эксцентриковых регу-
лировочных колец (регулирование соосности опор
с помощью эксцентрикового кольца применяет-
ся на опоре роликоподшипника ТВД двигателя
ПС-90А — см. Рис. 4.4.7.16);
-	допуск соосности опор, оговоренный в кон-
структорской документации, должен быть обеспе-
чен в течение всего времени эксплуатации;
-	в случае, когда подшипник собирается с пред-
варительным натягом, посадка выбирается таким
образом, чтобы обеспечить оптимальные зазоры по
телам качения с учетом теплового состояния дета-
лей опоры. Подробнее об условиях выполнения это-
го требования можно ознакомиться в разделе 4.4.4.3;
-	конструкции шариковых подшипников и их
опор должны обеспечивать демонтаж подшипни-
ков без передачи усилия через тела качения;
-	диаметр посадочного места под подшипник
должен быть определен из условия обеспечения
параметра d*N, где d - посадочный диаметр вала
под подшипник или внутренний посадочный ди-
аметр подшипника (мм), N - частота вращения
вала (об/мин). Для подшипников из отечествен-
ной теплопрочной стали 8Х4В9Ф2-Ш (ЭИ347-Ш)
d*N < 2,0* 106 (мм*об/мин), для подшипников из за-
рубежной теплопрочной стали M50Nil VIM VAR
d*N < 2,4*10 6(мм*об/мин);
-	максимальная температура опоры должна
быть не менее, чем на 50 °C ниже температуры от-
пуска материала подшипников. При этом следует
учитывать, что максимальную температуру опора
может иметь уже после останова двигателя (из-за
поступающего тепла от дисков турбины и т.п. при
отсутствии охлаждения).
При температуре свыше 250 °C происходит
активное разложение даже синтетических масел,
оставшихся в масляной полости, а значит необхо-
димо предусмотреть конструктивные решения по
предотвращению перегрева опор после останова
двигателя (теплозащитные покрытия, экраны, про-
дувка холодным воздухом). Примеры реализации
таких решений представлены на Рис. 4.4.7.15
и 8.1.2.4 2.
4.4.7.1 - Конструкция опор авиаци-
онных ГТД
Как показывает анализ существующих конст-
рукций авиационных двигателей, при проектиро-
вании ГТД разработчики широко используют свой
опыт, проверенные временем конструктивные ре-
шения, при обязательном выполнении тех общих
требований к конструкции опор, о которых гово-
рилось выше. Это наглядно можно увидеть на при-
мерах российского двигателя ПС-90А и американ-
ского двигателя PW 2037.
Двигатель ПС-90А (см. Рис. 4.4.7 1) имеет
трехопорную конструкцию роторов ВД и НД. На
Рис. 4.4.7.11 показана схема расположения опор
на двигателе ПС-90А Силовые схемы роторов
и корпусов этого двигателя представлены в разде-
лах 4.2 и 4.3 (см. Рис. 4.2 1 и 4.3 2).
Опора шарикоподшипника ротора НД (см.
Рис. 4.4.7.12) расположена в «холодной» зоне и не
требует специальных мероприятий по обеспечению
теплового режима. На этой опоре происходит пере-
дача осевого усилия с ротора НД на корпус. В ней
установлен радиально-упорный подшипник 1. На
внутреннем кольце подшипника выполнен техноло-
гический бурт для съема подшипника при разборке.
Наружное кольцо подшипника установлено в кор-
пус 2. Внутреннее разъемное кольцо подшипника
установлено на валу 3 ротора. Подача масла на ша-
рикоподшипник осуществляется через форсунку 4
во внутреннюю коническую полость резьбовой втул-
ки 5. Под действием центробежных сил во внутрен-
ней конической полости втулки создается масляная
ванна, откуда масло по пазам в вале ротора посту-
пает под внутреннее кольцо подшипника и через
196
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
(Рис. 4.4.7.12) (Рис.4.4.7.13)
(Рис.4.4.7.14)
(Рис.4.4.7 1_5)
(Рис.4.4.7.1_6) (Рис.4.4.7.1_7)
Рисунок 4.4.7.1_1 Двигатель ПС-90 А. Схема расположения опор двигателя ПС-90 А
отверстия в кольце на тела качения. Уплотне-
ния масляной полости осуществляется лабирин-
тами 6 и 7, причем на лабиринте выполнен мас-
лоотбойный буртик. Для наддува лабиринтов
используется воздух из противообледенительной
системы двигателя.
На Рис. 4.4.7.13 показана промежуточная
опора ротора НД. Роликоподшипник 1 установлен
в разделительном корпусе 2 на упруго-демпферной
опоре 3 типа «беличье колесо» (раздел 14.5.7).
Подача масла на подшипник осуществляется че-
рез форсунку 4.
Передняя опора ротора ВД (см. Рис. 4.4.7.1 4)
также расположена в разделительном корпусе. Ро-
ликоподшипник 1 установлен на упруго-демпфер-
ной опоре 2. Уплотнение масляной полости осуще-
ствляется лабиринтами 3 и 4, при этом производится
наддув межлабиринтной полости воздухом из-за
компрессора НД.
Все вышеуказанные опоры расположены в еди-
ной масляной полости разделительного корпуса
с объединенной откачкой масла в нижней части.
Для снижения давления в масляной полости
и обеспечения рабочего перепада давления на ла-
биринтных уплотнениях полость соединена с ок-
ружающей атмосферой через систему суфлирова-
ния. Подсоединение системы суфлирования про-
изводится в верхней части масляной полости
разделительного корпуса.
Опора шарикоподшипника ротора ВД (см.
Рис. 4.4.7.15) предназначена для передачи осевого
усилия с ротора ВД на корпусные детали двигателя.
В состав опоры входит радиально-упорный шарико-
подшипник 1, имеющий разъемное внутреннее коль-
цо 2. Наружное кольцо 3 установлено в обойму 4,
запрессованную в корпус 5 кожуха внутреннего ка-
меры сгорания. Подача масла осуществляется через
форсунки 6 в зазор между сепаратором 7 и внутрен-
ним кольцом подшипника. Уплотнение масляной
полости производится лабиринтами 8 и 9, имеющи-
ми маслоотбойный буртик.
Опора расположена в зоне высоких температур,
поэтому для нее предусмотрены особые меры по
устранению перегрева установка теплозащитного
экрана 10 на наружных деталях масляной полости,
а также введение продувки корпусных деталей от-
носительно «холодным» воздухом. На первых дви-
гателях воздух для охлаждения опоры брался из-за
197
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.4.7.1_2 - Опора шарикоподшипника ротора НД
1 - радиально-упорный подшипник; 2 - корпус; 3 - вал ротора; 4 — форсунка; 5 - втулка;
би 7 - лабиринты
Рисунок 4.4.7.1_3 - Промежуточная опора ротора
НД с роликоподшипником
1 -роликоподшипник; 2 - корпус;
3 - упруго-демпферная опора;
4 - форсунка
КНД, но как показал опыт эксплуатации, из-за низ-
кого давления охлаждающего воздуха не удавалось
реализовать надежный режим охлаждения опоры.
В связи с этим отбор воздуха для охлаждения опоры
стал производиться из-за седьмой ступени КВД, но
с обязательным охлаждением в воздушном теплооб-
меннике, расположенном в наружном контуре дви-
гателя. Таким образом, вокруг опоры шарикопод-
шипника конструктивно сформирована полость 11,
Рисунок 4.4.7.14 - Передняя опора ротора ВД с
роликоподшипником
1 -роликоподшипник; 2 - упруго-
демпферная опора; 3 и 4 - лаби-
ринты
через которую пропускается охлаждающий воздух.
Задняя опора ротора ВД (см.Рис. 4.4.7.16)
двигателя ПС-90А подробно описана в разделе
8.1.2.4 на примере конструктивно аналогичной
опоры ТВД двигателя ПС-90А2 (см.Рис. 8.1.2.4 2).
Опора шарикоподшипника и задняя опора ротора
ВД, межвальный подшипник двигателя ПС-90А ус-
тановлены в одной масляной полости, организо-
ванной кожухом вала камеры сгорания.
198
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.4.7.1_5 - Опора шарикоподшипника
ротора ВД
1 - шарикоподшипник; 2 - внут-
реннее кольцо; 3 - наружное коль-
цо; 4 - обойма; 5 - корпус кожуха
внутренний камеры сгорания;
6 - форсунка; 7 - сепаратор;
8 и 9 - лабиринты; 10 - теплоза-
щитный экран; 11 - воздушная
полость
В масляной полости в нижней части находят-
ся два трубопровода отвода масла (отдельно - для
шарикоподшипника КВД и для роликоподшипни-
ка ТВД), причем в каждой линии откачки установ-
лены элементы системы диагностики состояния
подшипника магнитный сигнализатор стружки
и датчик температуры масла. Верхняя часть мас-
ляной полости соединена с окружающей атмосфе-
рой через систему суфлирования.
В задней опоре ротора НД (см. Рис. 4.4.7.17)
расположен роликоподшипник 1. Подшипник уста-
новлен на «жестком» фланце 2, имеющем упруго-
демпферную опору 3. Фланец находится на задней
опоре 4 двигателя. Подвод масла на роликоподшип-
ник - принудительный через форсунки. Уплотне-
ния масляной полости осуществляется лабиринта-
ми 5 и 6. Роликоподшипник расположен в масляной
полости задней опоры, в которой организованы
откачка масла - в нижней части, и суфлирование
с наружной атмосферой в верхней части. В сис-
теме откачки масла установлены элементы диаг-
ностики подшипника магнитная пробка и датчик
температуры.
Двигатель PW2037 имеет двухопорную кон-
струкцию ротора ВД и трехопорную конструкцию
ротора НД. На Рис. 4.4.7.18 показана схема рас-
Рисунок 4.4.7.1_6 - Задняя опора ротора ВД с
роликоподшипником
Рисунок 4.4.7.1_ 7 - Задняя опора ротора НД с
роликоподшипником
1 - роликоподшипник; 2 - фла-
нец; 3 - упруго-демпферная опо-
ра; 4 - опора задняя двигателя; 5
и б- лабиринтные уплотнения
положения опор на двигателе PW2037.
Силовая схема роторов представлена в разде-
ле 4.2 (см. Рис. 4.2 1).
Рассматриваемые двигатели российский
ПС-90А и американский PW2037 - являются двига-
телями одного класса и имеют много общих конст-
руктивных решений в исполнении опор, но остано-
вимся на отличиях. В первую очередь у двигателя
PW2037 необходимо отметить следующее:
199
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.4.7.1_8 - Двигатель PW2037. Схема расположения опор на двигателе PW2037
-	для ротора ВД принята двухопорная силовая
схема, причем опора шарикоподшипника размеще-
на в относительно холодном месте перед КВД;
-	уплотнения масляных полостей осуществле-
ны с помощью контактных уплотнений;
-	подшипники опор специально спроектиро-
ваны с учетом применения в конкретной опоре.
НаРис. 4.4.7.1 9...4.4.7.1 13 показаны испол-
нения опор двигателя PW2037 с описанием особен-
ностей принятых конструктивных решений.
Наружное кольцо 1 шарикоподшипника 2 кре-
пится к фланцу 3. Подвод масла осуществляется
под внутренний буртик маслосборного кольца 4,
а затем по отверстиям в опорном бурте вала 5 и па-
зам внутреннего кольца 6 на тело качения.
Наружное кольцо 1 роликоподшипника 2 име-
ет фланец для крепления к корпусу 3 опоры. Под-
вод масла осуществлен под внутреннее кольцо ро-
ликоподшипника. Рядом с роликоподшипником
расположено два контактных уплотнения 4, изо-
лирующих масляную полость опоры от межваль-
ной полости роторов ВД и НД.
Передача осевого усилия на шарикоподшип-
ник 1 с вала 2 и далее на корпусной фланец осу-
ществлена через бурты на валу ротора и фланце 3.
Опора расположена в «горячей» зоне. Фланец
1 имеет V-образную форму для компенсации различ-
ных температурных расширений наружной и внут-
ренней части. Опора зашцщена теплоизоляционным
корпусом 2. Наружное кольцо роликоподшипника 3
имеет увеличенную длину для компенсации монтаж-
ных неточностей и теплового расширения.
Наружное кольцо роликоподшипника 1 име-
ет упругий элемент, а внутреннее кольцо - увели-
ченную длину. Опора защищена теплоизоляцион-
ным кожухом 2.
4.4.7.2 - Конструкция опор наземных
ГТД
В конструкции опор наземных ГТД применя-
ются те же конструктивные решения, что и в опо-
рах авиационных двигателей. В случае создания
наземных ГТУ на базе существующих авиационных
200
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.4.7.1_11 - Опора шарикоподшипника
ротора ВД
1 - радиально-упорный шари-
коподшипник; 2 - вал ротора
ВД; 3 - силовой фланец;
4 - корпус; 5 - вал ротора НД;
6 — контактное уплотнение
Рисунок 4.4.7.1_9 - Опора шарикоподшипника
ротора НД
1 - наружное кольцо с фланцем;
2 -радиально-упорный шарико-
подшипник; 3 - фланец подшип-
ника; 4 - маслосборное кольцо;
5 - вал ротора НД; 6 - внутрен-
нее разъемное кольцо; 7 - кон-
тактное уплотнение; 8 - корпус
Рисунок 4.4.7.1_10 - Промежуточная опора ротора
НД с роликоподшипником
1 - наружное кольцо подшип-
ника с фланцем; 2 -роликопод-
шипник; 3 - корпус опоры;
4 - контактное уплотнение
(уплотнение межвального про-
странства) ; 5 - вал ротора
НД; 6 - вал ротора ВД
Рисунок 4.4.7.1_12 - Задняя опора ротора ВД с
роликоподшипником
1 - фланец подшипника;
2 - теплоизоляционный кожух;
3 -роликоподшипник; 4 - вал
ротора ВД; 5 — вал ротора НД;
6 - контактные уплотнения;
7 - корпус
201
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.4.7.1_13 - Задняя опора ротора НД с
роликоподшипником
1 -роликоподшипник; 2 - теп-
лоизоляционный кожух;
3 - вал ротора НД; 4 — контак-
тное уплотнение; 5-корпус
конструкция опор предусматривает большую сте-
пень унификации применяемых деталей и узлов, что
позволяет значительно удешевить производство.
4.5 - Подвеска ГТД
Как рассматривалось выше (см. раздел 4.1)
часть усилий, возникающих в узлах ГТД, переда-
ется на силовые элементы самолета (для авиаци-
онных двигателей) и на силовую раму (для двига-
телей наземного применения).
Совокупность деталей ГТД, обеспечивающих
передачу этих усилий, определяет систему подвес-
ки двигателя. Кроме того, детали подвески фикси-
руют двигатель относительно силовых элементов
самолета или рамы с обеспечением необходимых
степеней свободы.
В общем случае на детали системы подвески
действуют следующие силы и моменты:
-	осевая сила (сила тяги для авиационного
ГТД);
-	вес двигателя;
-	инерционные нагрузки от неуравновешенно-
сти ротора;
-	неуравновешенная часть момента кручения
на статорных деталях.
Для авиационных ГТД, кроме того, необходи-
мо учитывать инерционные нагрузки и гироскопи-
ческий момент от ротора двигателя, возникающие
при движении летательного аппарата.
Конструктивно система подвески включает
в себя силовые корпуса двигателя, к которым при-
креплены стержневые тяги, кронштейны, оси, со-
единяющие эти корпуса с силовыми элементами
пилона (крыла, корпуса) самолета или рамы.
Как правило, каждая подвеска состоит из двух
поясов - переднего и заднего. Центр масс ГТД
обычно размешается примерно посредине между
плоскостями крепления. Для упрощения условим-
ся пояс передней подвески обозначать 111111, а по-
яс задней подвески ПЗП.
Для анализа работы деталей подвески ГТД
используется понятие схемы подвески. Это не что
иное, как условное обозначение элементов подвес-
ки, показывающее взаимное положение и виды
связей силовых элементов корпусов двигателя и са-
молета (рамы). Схема подвески позволяет опреде-
лить распределение нагрузок между элементами
подвески, провести необходимые прочностные рас-
четы, оценку деформации корпусов.
Основная тенденция современных схем под-
вески двигателя - стремление к уменьшению про-
гиба геометрической оси силового корпуса двига-
теля (для ТРДД - силового корпуса газогенератора).
От величины прогиба геометрической оси ГТД за-
висит выбор величины радиального зазора по ло-
паткам роторов, который является одним из фак-
торов, определяющих КПД узлов компрессора
и турбины, а следовательно - экономичность дви-
гателя. Главное влияние на прогиб геометричес-
кой оси оказывает размещение на корпусе точки
крепления, через которую передаются осевые на-
грузки. Чем ближе точка «снятия» осевых нагру-
зок к оси двигателя, тем меньше изгибные дефор-
мации, тем более легким может быть выполнен
корпус двигателя, с меньшими зазорами по лопат-
кам роторов, а следовательно - с более стабильны-
ми характеристиками экономичности в процессе
эксплуатации.
В меньшей степени на прогиб корпусов влия-
ет расположение точки крепления по оси двигате-
ля. Она может быть расположена вблизи П1Ш,
вблизи ПЗП или между поясами подвески. От раз-
мещения этой точки крепления зависит характер
эпюры изгибающего момента по оси двигателя.
На выбор схемы подвески ГТД влияет и конст-
рукция силового корпуса, от которого зависит из-
менение радиальных зазоров между ротором и ста-
тором. Количество опор роторов и наличие жестких
радиальных связей в корпусах в месте расположе-
ния этих опор, в частности в районе задней опоры
202
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
КВД, исключает овализацию корпусов в месте рас-
положения опор и при прогибах корпусов позво-
ляет опорам отслеживать перемещения корпусов
в соответствующих сечениях. Таким образом, си-
ловой корпус является одним из элементов подвес-
ки, и подвеска вместе с корпусом составляют ста-
тически определимую ферму.
Для широко применяемых ТРДД в ряде слу-
чаев в качестве силового корпуса подвески ис-
пользуется не только корпус газогенератора, но
и часть корпуса наружного контура. Именно с кор-
пуса наружного контура передается тяга на сило-
вые элементы самолета.
Преимущества такой схемы следующие:
-	простота конструкции элементов крепления
и более короткие связи с самолетом;
-	более высокий КПД силовой установки за
счет меньшего загромождения канала наружного
контура, через который эти связи (стержни) не про-
ходят;
-	использование жесткости самого наружного
контура, наличие жестких радиальных связей в зо-
не ППП, как это осуществлено, например, на ТРДД
RB-211, или промежуточный (разделительный)
корпус, как на Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП.
Так как при расположении точки снятия «осе-
вого» усилия на наружном контуре плечо изгиба-
ющего корпус момента больше, то приходится уси-
ливать корпус газогенератора. Этим исключаются
большие прогибы геометрической оси ТРДД по
сравнению с расположением такой же точки на га-
зогенераторе. С другой стороны, при размещении
переднего пояса подвески на газогенераторе при-
ходится усиливать корпус газогенератора силовым
кольцом - шпангоутом, на котором размещаются
точки крепления.
На основании существующей практики про-
ектирования можно сформулировать следующие
общие требования, предъявляемые к конструкции
и расположению на двигателе узлов крепления:
-	удобство замены ГТД и его технического
обслуживания в эксплуатации;
-	точки подвески должны быть расположены
на двигателе так, чтобы обеспечивалось крепление
двигателя в направлении всех шести степеней сво-
боды - в осевом, вертикальном и боковом направ-
лениях, вокруг продольной, вертикальной и гори-
зонтальной осей. При этом система подвески
должна быть статически определима, т.е. не допус-
кается двойного крепления в направлении и вокруг
указанных осей. Благодаря этому корпусная систе-
ма двигателя изолируется от деформации самолет-
ной конструкции и предупреждается возникновение
в узлах подвески нерасчетных нагрузок;
-	конструкция элементов крепления двигате-
ля при всех условиях полета и режимах работы не
должна препятствовать термическим деформаци-
ям корпуса двигателя;
-	точки подвески должны быть расположены
на силовых корпусах газогенератора в зоне распо-
ложения внутренних связей опор;
-	форсажная камера может иметь дополни-
тельную «точку» подвески в плоскости корпуса
реактивного сопла. Для обеспечения статической
определимости конструкция дополнительной «точ-
ки» подвески должна обеспечивать необходимую
степень свободы (применение шарнирного соеди-
нения и т.д.);
-	для проведения такелажных, монтажных
и транспортировочных работ на двигателе пре-
дусматриваются специальные точки крепления
и поддержки. Обычно их располагают в районах
ППП и ПЗП и проектируют с выполнением тре-
бований, предъявляемых к основным элементам
подвески.
4.5.1 - Схемы подвески ГТД на
самолете
Выбор схемы подвески двигателя на самоле-
те, конструктивное исполнение элементов подвес-
ки определяется необходимостью выполнения
«двигательных» требований, о которых говорилось
выше, а с другой стороны - диктуется также нали-
чием «самолетных» требований (расположение
двигателя на летательном аппарате, конструкция
силовых элементов самолета, особенности эксплу-
атации и т.д.).
В настоящее время в гражданской и транс-
портной авиации наиболее часто двигатель на са-
молете подвешивается на пилоне под крылом.
Пример такого расположения двигателя представ-
лен на Рис. 4.5.1 1. Для двигателей, устанавлива-
емых на пилонах под крылом самолета, обязатель-
но выполнение элементов крепления к самолету
в верхней части в районе расположения пилона.
На Рис. 4.5.1 2 показана схема подвески двигателя
RB-211. Подвеска двигателя выполнена по «класси-
ческой» схеме, с наличием ППП и ПЗП и предназ-
начена для крепления двигателя на пилоне под кры-
лом самолета.
Как упоминалось выше, в качестве силового
элемента в ППП использован корпус наружного
контура, а в ПЗП - корпус газогенератора.
Схема подвески двигателя Д-ЗОКП на само-
лете Ил-76 (см. Рис. 4.5.1 3) весьма похожа на пре-
дыдущую конструкцию подвески ГТД на пилоне,
под крылом.
203
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.5.1_1 — Самолет Ил-96-300 с двигателями ПС-90А, расположенными на пилонах под крылом
Рисунок 4.5.1_2 — Схема подвески ТРДД RB-211 (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1, 2, 4, 5, 6 - стержни, воспринимающие вертикальные, боковые нагрузки и крутящий
момент; 3 - штырь, воспринимающий осевые усилия (тягу двигателя); 7, 8 - кронштейны
силовой подвески на пилоне самолета; 9,10 - силовой элемент пилона самолета
В случае расположения ГТД в хвостовой час-
ти самолета или в фюзеляже самолета (для воен-
ной авиации) применяется боковая подвеска само-
лета (см. Рис. 4.5.1 4, 4.5.1 5, 4.5.1 6).
У двигателя Д-30 (см. Рис. 4.5.1 7) точки креп-
ления силовых элементов расположены на наруж-
ном контуре. Несомненно, это позволило значитель-
но упростить конструкцию системы подвески, но
204
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.5.13 - Схема подвески ТРДД Д-ЗОКП
1, 2, 4 - стержни, воспринимающие вертикальные, боковые нагрузки и крутящий момент;
3 - штырь, воспринимающий осевые усилия (тягу двигателя); 5— силовой элемент пилона
самолета
Рисунок 4.5.1_4 — Самолет Ил-62М с двигателями Д-ЗОКУ
Рисунок 4.5.1_5 - Самолет Ту-134А с «боковым» расположением двигателей Д-30
205
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
повлекло за собой необходимость усиления корпус-
ных деталей и введения радиальных ребер между
наружным и внутренним корпусом в зоне ПЗП.
Рисунок 4.5.1_6 - Самолет МиГ-31 с двигателями
Д-30Ф6
Рассмотрим более подробно схему подвески
двигателя ПС-90А на самолетах Ил-96-300 и Ту-204.
Эта схема подвески была реализована позднее, чем
показанные выше для двигателей RB-211 и Д-ЗОКП.
В схеме был учтен опыт предыдущих разработок
и введен дополнительный элемент - пояс средней
подвески (ПСП), позволяющий уменьшить дефор-
мацию корпусов газогенератора.
В схему подвески двигателя ПС-90А(см.
Рис. 4.5.1 8) входят разделительный корпус 1, си-
ловое кольцо 2 компрессора, силовое кольцо 3 зад-
ней опоры, передние тяги 4 и 5, горизонтальная тяга
6, кронштейн 7 средней подвески с тягой 8, тяга на-
клонная 9, тяги задние 10,11,12 и кронштейн 13 зад-
него пояса подвески. Наличие ПСП позволяет раз-
грузить корпуса газогенератора и уменьшить
величину их прогибов. Передача силы тяги от си-
ловых корпусов газогенератора двигателя (см. раз-
дел 4.3) осуществляется через кронштейн задней
подвески. Тяги ППП имеют шарнирное соединение
как с корпусами газогенератора, так и с силовыми
ПЗП
Рисунок 4.5.1_7- Схема подвески ТРДДД-30
1, 2, 3,4, 5 - стержни, воспринимающие вертикальные, боковые нагрузки и крутящий
момент; 6 - стержень, воспринимающий осевые усилия (тягу двигателя); 7 - силовые
элементы корпуса самолета, 8 -радиальныеребра
206
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.5.1_8 - Схема системы подвески двигателя ПС-90А
1 - разделительный корпус; 2 - силовое кольцо компрессора; 3 - силовое кольцо задней
опоры; 4 и 5 - тяги передние; 6 - тяга горизонтальная; 7 - кронштейн средней подвески;
8 -тяга средней подвески; 9 - тяга наклонная; 10,11, 12 - тяги задние; 13 - кронштейн
заднего пояса подвески, 14 - корпус газогенератора
Рисунок 4.5.1_9 — Самолет А-40 с «верхним»
расположением двигателя
элементами пилона самолета. Тяги ПЗП также шар-
нирно закреплены и к корпусам газогенератора,
и к кронштейну 13, но сам кронштейн жестко зак-
реплен за пилон самолета.
Для гидросамолетов характерно расположе-
ние двигателя на пилоне над крылом летательного
аппарата (см. Рис. 4.5.1 9). Как правило, в таких
случаях осуществляется «нижняя» подвеска дви-
гателя, т.е. элементы крепления к самолету распо-
лагается в нижней части двигателя, но это не яв-
ляется обязательным. В случае применения суще-
ствующего ГТД с «боковой» или даже «верхней»
подвеской во избежание переделки отработанной
силовой схемы двигателя может быть принято ре-
шение о сохранении двигательной части системы
подвески. Это приводит к необходимости установ-
ки на летательном аппарате дополнительных си-
ловых ферм, обеспечивающих принятую систему
подвески для ГТД.
4.5.2 - Схемы подвески наземных
ГТД
При выборе схемы подвески ГТД наземного
применения также обязательно выполнение тре-
бований по двигателю, которые предъявляются для
авиации. Но если для авиационных двигателей эле-
менты подвески предназначены прежде всего для
передачи тяги двигателя в качестве основной на-
грузки, то для двигателей наземного применения
элементы подвески должны в первую очередь
обеспечивать передачу крутящего момента.
207
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Размещение двигателя наземных установок на
специальной раме, при менее жестких, чем в авиа-
ции, требованиях по массе и габаритам позволяет
упростить конструкцию подвески. Как правило, на
наземных установках применяется два пояса под-
вески с системой простых по конструкции стерж-
ней (тяг) и шарниров.
На Рис. 4.5.2 1 в качестве примера представ-
лена схема подвески наземной установки ГТУ-16П.
4.6 - Конструкция подвесок ГТД
Как упоминалось выше, детали подвески ГТД
осуществляют его фиксацию относительно силовых
элементов самолета (для авиационных двигателей)
или силовой рамы (для двигателей наземного при-
менения). Кроме того, именно детали подвески
обеспечивают передачу усилий, возникающих в уз-
лах ГТД, на силовые элементы самолета (рамы).
Рисунок 4.5.2_1 - Схема подвески установки ГТУ-16П
1 - двигатель; 2 - рама; 3 - стержни, воспринимающие вертикальные, боковые нагрузки
и крутящий момент; 4 - стержень, воспринимающий осевое усилие
208
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Конструктивное исполнение систем подвесок
ГТД разнообразно и зависит от индивидуальных
конструктивных особенностей как двигателя, так
и объекта его применения. Большое влияние на вы-
бор конструктивных решений имеют опыт и тради-
ции фирм-разработчиков. Даже при выполнении
одинаковых схем подвески конструкция деталей,
узлов крепления бывают весьма различными не
только у ГТД различных разработчиков, но и у мо-
дификаций одного двигателя.
4.6.1 - Конструкция подвески авиа-
ционных ГТД
Рассмотрим конструктивное исполнение сис-
темы подвески и ее отдельных узлов на примере
крепления двигателя ПС-90А на самолетах Ил-96-
300, Ту-204. Двигатели ПС-90А на этих самолетах
расположены на пилонах под крыльями и имеют
«верхнюю» подвеску.
Схема системы подвески двигателя ПС-90А
показана на Рис. 4.5.1 8.
Система подвески двигателя имеет три пояса.
Передний силовой пояс (см. Рис. 4.6.1 1, сече-
ние А-А) образован разделительным корпусом 1, пе-
редним силовым кольцом 2 компрессора, передней
опорой ротора вентилятора и подпорных ступеней,
задней опорой ротора вентилятора и передней опо-
рой КВД. На разделительном корпусе расположе-
ны два транспортировочных фланца 3 для крепле-
ния двигателя на технологической тележке, два
кронштейна 4 для такелажных работ и две тяги 5
для крепления двигателя к силовой балке 6 пило-
на самолета. Передняя подвеска двигателя осуще-
ствляется двумя тягами, расположенными V-образ-
но. Нижними концами тяги шарнирно крепятся
к переднему силовому кольцу, а верхними конца-
ми надеваются на конические цапфы кронштейна
силовой балки пилона самолета или траверсе люль-
ки транспортировочного ящика (см. Рис. 4.6.1 1,
элемент Г).
Средний силовой пояс (см. Рис. 4.6.1 1, сече-
ние Б-Б) образован задним силовым кольцом под-
вески 7, расположенным на корпусе КВД , корпу-
сом опоры шарикового подшипника ротора КВД,
опорой роликового подшипника ТВД. На заднем
силовом кольце шарнирно закреплены тяга 8 сред-
ней подвески 8 и кронштейн силовой подвески
средней 9.
Задний силовой пояс (см. Рис. 4.6.1 1, сечение
В-В) образован задней опорой двигателя и опорой
роликового подшипника ТНД. Задняя подвеска об-
разована тремя тягами 10, расположенными в виде
буквы “И” и кронштейном подвески 11. Тяги зак-
реплены нижними концами на силовом кольце 12
задней опоры, а верхними на кронштейне подвес-
ки. Кронштейн при помощи сферического шарнира
и двух тяг силовой балки крепится к силовой балке
пилона самолета (см. Рис. 4.6.11, элемент Д) или
к траверсе люльки транспортировочного ящика.
Все три силовых пояса связаны между собой
корпусами газогенератора и системой тяг: передний
и средний силовые пояса - тягой горизонтальной 13,
а средний и задний - тягой наклонной 14. Горизон-
тальная тяга шарнирно прикреплена одним концом
к разделительному корпусу, другим - к кронштей-
ну средней подвески. Наклонная тяга одним кон-
цом шарнирно крепится к кронштейну средней под-
вески, другим - к кронштейну подвески.
Передняя подвеска передает на пилон само-
лета в точках крепления инерционные и аэродина-
мические силы, воздействующие на двигатель
и гондолу в вертикальной плоскости. Задняя под-
веска передает на пилон самолета прямую и обрат-
ную тяги двигателя, инерционные и аэродинами-
ческие силы, действующие в горизонтальной
и вертикальной плоскостях перпендикулярно оси
двигателя, а также возникающий крутящий момент
в плоскости, перпендикулярной оси двигателя.
Тяги горизонтальная и наклонная, поддерживая
средний силовой пояс, повышают изгибную жест-
кость корпуса газогенератора и, таким образом,
препятствуют прогибу корпуса газогенератора
и роторов двигателя.
Остановимся более подробно на конструкции
разделительного корпуса и задней опоры, являю-
щихся обязательной принадлежностью переднего
и заднего поясов подвесок современных авиацион-
ных двигателей.
Разделительный корпус современного ГТД,
является важной частью силовой схемы двигате-
ля. Он осуществляет жесткую силовую радиаль-
ную связь корпусов газогенератора с передними
опорами двигателя. Как правило, в одновальных
ГТД в разделительном корпусе расположена пере-
дняя опора компрессора, а в двухвальных ГТД -
передняя опора КВД и задняя опора вентилятора.
В более сложных силовых схемах двухконтурных
двигателей разделительный корпус обеспечивает
силовую связь корпусов газогенератора с наруж-
ными силовыми корпусами (корпус вентилятора,
кожух наружный, реверс, сопло). Как правило,
именно на разделительном корпусе находится пе-
редний пояс подвески ГТД к самолету или раме
в наземных установках.
Разделительный корпус представляет собой
сложную тонкостенную литую конструкцию. На
некоторых изделиях элементы корпусов соедине-
209
210
Рисунок 4.6.1_1 - Система подвески двигателя ПС-90 А
1 - разделительный корпус; 2 - переднее силовое кольцо компрессора; 3 - фланец транс-ортировочный; 4 - кронштейн такелаж-
ный; 5 - тяги передние; 6 - силовая балка пилона самолета; 7-заднее силовое кольцо компрессора; 8 - тяга средней подвески;
9 - кронштейн средней подвески; 10 - тяги задние; 11 - кронштейн заднего пояса подвески; 12 - силовое кольцо задней опоры;
13 - тяга горизонтальная; 14 - тяга наклонная
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
ны при помощи сварки. Корпуса приводов имеют
фланцы для крепления к корпусам опор двигате-
ля, для установки различных крышек, элементов
подвода и отвода масла и т.п. Для увеличения жес-
ткости конструкции корпуса, как правило, имеют
ребра. Корпуса центральных приводов большин-
ства изделий изготовляются из литейных сплавов
на основе магния или титана.
На Рис. 4.6.12 представлен разделительный
корпус двигателя ПС-90А. Разделительный корпус
расположен между вентилятором 1, компрессором
2 низкого давления с одной стороны и компрес-
сором 3 высокого давления - с другой стороны.
Конструктивно он состоит из двух частей: наруж-
ного 4 и внутреннего 5 корпусов, соединенных
между собой шпильками.
Разделительный корпус изготовлен методом
литья из сплава магния МЛ-5. В проточной части
наружного контура (см. Рис. 4.6.13) имеются 12 сто-
ек - четыре радиальных (верхняя 1, нижняя 2, две
Рисунок 4.6.1_2 - Разделительный корпус двигате-
ля ПС-90А
1 - вентилятор; 2 - КВД;
3 - КНД; 4 - корпус наружный;
5 - корпус внутренний; 6 - колесо
зубчатое; 7 - корпус привода;
8 - опора задняя вентилятора;
9 - передняя опора КВД; 10 - кор-
пус опоры вентилятора; 11 - опо-
ра передняя вентилятора
горизонтальные 3) и четыре пары наклонных стоек
4, воспринимающих крутящие моменты. В проточ-
ной части внутреннего контура расположены шесть
радиальных стоек, равномерно расположенных по
окружности.
Во внутренней полости разделительного кор-
пуса расположен центральный привод, который слу-
жит для отбора мощности на коробку приводов от
ротора компрессора высокого давления. Кинемати-
ческая схема центрального привода представляет
собой две пары зубчатых колес: цилиндрическую
и коническую. На валу ротора компрессора высо-
кого давления установлено ведущее цилиндричес-
кое зубчатое колесо 6. Ведомое цилиндрическое зуб-
чатое колесо и пара конических зубчатых колес
смонтированы в одном блоке - в корпусе приводов
7. Корпус приводов монтируется во внутренней по-
лости внутреннего корпуса. В корпусе приводов
расположена задняя опора 8 вентилятора.
В задней части внутреннего корпуса располо-
жена передняя опора 9 КВД. На переднем фланце
внутреннего корпуса установлен корпус опоры
вентилятора 10, в которой расположена передняя
опора вентилятора 11.
Задняя опора является силовым элементом
двигателя, обеспечивающим жесткую радиальную
связь корпуса газогенератора с задней опорой дви-
гателя. Как правило, задняя опора часто является
Рисунок 4.6.13 - Силовые элементы (ребра) разде-
лительного корпуса двигателя
ПС-90А
1 - стойка верхняя; 2 - стойка
нижняя; 3 - стойка боковая;
4 - стойки наклонные
211
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
частью заднего пояса подвески ГТД к самолету или
раме наземных установок.
Кроме того, узел задней подвески двигателя
обеспечивает установку датчиков для контроля
температуры и полного давления газа за турбиной,
детали подвода и отвода масла, а также крепление
элементов смесительного устройства двигателя.
Пример конструкции задней опоры двигате-
ля ПС-90А приведен на Рис. 4.6.1 4.
Задняя опора включает в себя шестистоечный
корпус 1, силовое кольцо 2, внутренний корпус 3,
соединенные между собой болтами и образующие
силовой корпус задней опоры, кожух защитный 4,
который служит для защиты силового кольца от
соприкосновения с горячими газами.
В заднюю опору также входят:
-	передняя диафрагма 5 для защиты внутрен-
них полостей опоры от попадания горячих газов,
выходящих из турбины;
-	обтекатели 6 для защиты шестистоечного
корпуса от горячих газов;
-	корпус термопар 7;
-	козырьки 8 для забора воздуха из наружно-
го контура двигателя для охлаждения внутренних
полостей задней опоры;
-	кронштейны 9 и тяги 10 для соединения зад-
ней опоры с наружным корпусом;
-	тяги 11 и кронштейн 12 для подвески двига-
теля на самолете;
-	кронштейны 13 крепления термопар, термо-
пары 14 для контроля температуры газа за турбиной;
-	смеситель 15 и конус 16, являющиеся эле-
ментами смесительного устройства;
-	диафрагма 17.
Через три стойки опоры проходят трубы под-
вода и откачки масла на охлаждение подшипника
и труба суфлирования масляной полости задней
опоры. Через одну стойку выводятся проводники
термопар.
Силовое кольцо, шестистоечный корпус, внут-
ренний корпус выполнены из жаропрочного тита-
нового сплава. Кожух защитный и обтекатели вы-
полнены из жаростойкого сплава. Тяги и кронштейн
подвески выполнены из сплава типа ЭП517.
На Рис. 4.6.1 5 показана система подвески
двигателя фирмы Rolls-Royce RB 211-22В.Двига-
тель имеет традиционную схему системы подвес-
ки, имеющую два силовых пояса 111111 и ПЗП.
Кронштейн 1111111 крепится к корпусу 2 наружно-
го контура, поэтому в силовую конструкцию ППП
Рисунок 4.6.1_4 - Опора задняя
1 - корпус со стойками; 2 — кольцо силовое; 3 - корпус внутренний; 4 - кожух защитный;
5 - диафрагма; 6 - обтекатель; 7 - корпус термопар; 8 - козырек; 9 - кронштейн;
10 - тяга; 11 - тяга; 12 - кронштейн; 13- кронштейн; 14 - термопары; 15— смеситель;
16 - конус; 17 - диафрагма
212
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.6.1_5 — Двигатель Rolls-Royce RB 211-22В (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1 - кронштейн ППП; 2 - корпус наружного контура; 3 - тяга; 4 - корпус газогенератора;
5 - кронштейн ПЗП
необходимо ввести силовые радиальные связи -
тяги 3 между корпусом 2 и силовым корпусом 4
газогенератора. На ПЗП расположен кронштейн 5,
который как и кронштейн 1 служит для крепления
двигателя к пилону самолета
На Рис. 4.6.1 6 показано конструктивное ис-
полнение системы подвески двигателя RR Trent
800. Система подвески имеет два силовых пояса -
Ш111и ПЗП с кронштейнами 1 и 2 соответственно
крепления двигателя к пилону самолета. В отличие
от ранее рассмотренной схемы подвески двигате-
лей RB-211 и Trent 800 для разгрузки корпусов га-
зогенератора между кронштейном ПЗП и силовым
корпусом компрессора, входящим в 111111, установ-
лена наклонная тяга 3.
На Рис. 4.6.1 7 представлен двигатель фирмы
Pratt & Whitney PW4000. На двигателе PW4000
максимально реализовано требование приближе-
ния точки «снятия» осевых нагрузок к оси двига-
теля. Пилон 1 через силовые кронштейны 2 и 3 со-
единен практически непосредственно с корпусом
газогенератора 4. Подобное конструктивное реше-
ние позволяет минимизировать изгибные дефор-
мации корпуса газогенератора.
Боковую систему подвески двигателя рассмот-
рим на примере крепления двигателя Д-30 III се-
рии на самолете Ту-134А и Д-30Ф6 на самолете
МИГ-31.
Двигатель Д-30 (см. Рис. 4.6.1 9) имеет два
пояса подвески. В ШШ в верхней части входного
корпуса компрессора находится кронштейн 1 с ко-
нической цапфой, к которой монтируется две тяги
2. В ПЗП находится силовой корпус 3 подвесок, на
котором установлены семь кронштейнов 4 (один
в верхней части, шесть симметрично вертикаль-
ной оси двигателя). В зависимости от того, в пра-
вой или левой мотогондоле расположен двигатель,
будут заняты только четыре задних точки подвес-
ки (верхняя и три боковых с какой-либо стороны).
В ПЗП к кронштейну 4 подсоединены тяга 5, две
тяги 6 и тяга 7, с помощью которых передаются
крутящий момент, боковые и вертикальные нагруз-
ки. Передача осевого усилия производится через
тягу 8. Для подъема двигателя имеются три крон-
штейна, из которых два кронштейна 9 закреплены
на шпильках заднего фланца разделительного кор-
213
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
ППП
1
пзп
2
Рисунок 4.6.1_6 — Двигатель Rolls-Royce Trent 800 (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1 — кронштейн ППП; 2 — кронштейн ПЗП; 3 — наклонная тяга
1
Рисунок 4.6.1_ 7 -Двигатель Pratt & Whitney PW4000
1 - пилон крыла самолета; 2 - кронштейн ППП; 3 - кронштейн ПЗП;
4 - корпус газогенератора
214
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.6.1_8 - Крепление двигателя Д-30 на самолете Ту-134
1 - кронштейн; 2 - тяги ППП; 3 - силовой корпус ПЗП; 4 - кронштейн ПЗП;
5, 6, 7, 8 - тяги; 9,10 - кронштейны для подъема двигателя; 11 - технологические фланцы
разделительного корпуса
Рисунок 4.6.1_9 - Крепления двигателя Д30-Ф6 в двигательном отсеке самолета МИГ-31
1 - кронштейн ППП; 2 - болт подвески; 3 — контровочный замок; 4 - кронштейн ПЗП;
5 - подвеска боковая транспортировочная; 6 - кронштейн такелажный; 7 - кронштейн
крепления приспособления для закатки двигателя в двигательный отсек; 8 - передний
кронштейн; 9 -задний кронштейн; 10 — тяга; 11 -упор; 12 - кронштейны «стяжки»
215
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
пуса и один кронштейн 10 прикреплен болтами
к заднему фланцу диффузора и переднему фланцу
заднего корпуса камеры сгорания. В транспорти-
ровочном ящике, а также на монтажной тележке
двигатель крепится в задней части за два боковых
кронштейна 4 и в передней части - за цапфы, ус-
танавливаемые на два боковых фланца 11 раздели-
тельного корпуса.
Двигатель Д-30Ф6 в двигательном отсеке са-
молета МИГ-31 крепится к самолетным подвескам
в двух силовых поясах (см. Рис. 4.6.19). ППП рас-
положен на разделительном корпусе, ПЗП - на си-
ловом кольце задней опоры.
Крепление двигателя в переднем поясе осуще-
ствляется в одной точке с помощью передней под-
вески, а в заднем поясе - в трех точках с помощью
двух кронштейнов.
Передняя подвеска состоит из кронштейна 1,
болта-подвески 2 со сферическим подшипником
и контровочного замка. Кронштейн крепится двумя
призонными болтами к верхней стойке разделитель-
ного корпуса и четырнадцатью - к его фланцам. На
заднем фланце кронштейна имеются три такелаж-
ных отверстия. Болт-подвеска вворачивается в резь-
бовое отверстие верхней цилиндрической части
кронштейна и контрится замком 3. В болт-подвес-
ку завальцован сферический подшипник, в который
вставляется болт регулируемой тяги подвески пе-
реднего крепления двигателя в двигательном отсе-
ке самолета.
Кронштейны 4 силового кольца задней опоры
крепятся к фланцам наружного силового кольца зад-
ней опоры. На кронштейне имеются по две проуши-
ны, за которые крепятся тяги крепления двигателя
в двигательном отсеке самолета. Правый двигатель
крепится с помощью двух тяг к проушинам левого
кронштейна и одной тягой к верхней проушине пра-
вого кронштейна. Левый двигатель крепится с по-
мощью двух тяг к проушинам правого кронштейна
и одной тягой к верхней проушине левого кронш-
тейна.
Боковые транспортировочные подвески на
разделительном корпусе используются при транс-
портировке двигателя на специальной тележке
и установке двигателя на транспортировочную
«люльку». Узел боковой транспортировочной
подвески состоит из боковой подвески 5 и дета-
лей крепления. Боковая подвеска крепится к раз-
делительному корпусу. На боковой подвеске име-
ется фланец с посадочным отверстием под
цилиндрический выступ бокового транспортиро-
вочного кронштейна и четыре резьбовых отвер-
стия для крепления бокового транспортировоч-
ного кронштейна.
Такелажные кронштейны 6 служат для подъе-
ма двигателя спецприспособлением и используют-
ся при монтаже и демонтаже двигателя в транспор-
тировочную люльку. Такелажный кронштейн
пятью болтами с самоконтрящимися гайками кре-
пится к фланцу переднего корпуса ФК. Кроме того,
для такелажных работ используются отверстия на
кронштейне передней подвески.
Задние кронштейны 7 крепления приспособ-
ления для закатки двигателя установлены на зад-
нем фланце корпуса ФК и служат для крепления
кронштейна задней каретки приспособления для
закатки.
Передние кронштейны «закатки» предназначены
для крепления «лыж» при закатке двигателя в двига-
тельный отсек самолета. Они расположены на вход-
ном корпусе КНД. Для закатки двигателя в двига-
тельный отсек самолета применяются большой
кронштейн и малый кронштейн. Эти два кронштей-
на аналогичны по конструкции, но различаются по
размерам. Каждый из кронштейнов состоит из пе-
реднего кронштейна 8, заднего кронштейна 9 и тя-
ги 10, соединяющей эти кронштейны. Конструкция
тяги позволяет регулировать ее длину.
На правом двигателе большой кронштейн ста-
вится с правой стороны двигателя, а малый крон-
штейн - с левой. На левом двигателе - наоборот.
Расположенные на корпусе ФК упоры 11 пред-
назначены для передачи осевого усилия от тяг зад-
ней каретки приспособления для закатки двигате-
ля в самолет на корпуса двигателя. Каждый упор
крепится к ребру жесткости корпуса.
Кронштейны 12 «стяжки», расположенные на
фланцевом разъеме корпуса с экранами ФК и ре-
гулируемого сопла, служат для крепления самолет-
ных тяг, соединяющих регулируемые сопла право-
го и левого двигателей.
4.6.2 - Конструкция подвесок
наземных ГТД
Конструктивное исполнение систем подвесок
ГТД на наземных установках также многообразно,
как и на авиационных двигателях. Часто в комплект
поставки наземных ГТУ входит и силовая рама, на
которой закреплен двигатель. Таким образом на за-
воде-изготовителе производится полный монтаж
ГТД на силовой раме с установкой элементов сис-
темы подвески. Транспортируется и монтируется
на месте уже готовый модуль ГТУ. Пример такого
исполнения рассмотрим на установке ГТУ-16П
(см. Рис. 4.6.2 1).
Рама двигателя представляет собой сварную
конструкцию из стальных катаных профилей, на
216
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
Рисунок 4.6.2_1 - Установка ГТУ-16П
1 и 2 - кронштейны; 3 и 4 - тяги подвески; 5 - опорная лапа; б - втулка; 7-рама;
8 — штырь; 9 - сферический подшипник
которой смонтированы кронштейны 1, 2 крепле-
ния тяг 3, 4. Рама имеет четыре опорные лапы 5
для крепления ее на раме ГТУ или в транспорти-
ровочном контейнере. На торцах рамы приварены
втулки 6 для установки колес при монтаже двига-
теля на раму ГТУ. Для исключения перемещения
в осевом направлении двигатель фиксируется при
помощи штыря 8, расположенного на силовом коль-
це задней опоры свободной турбины. Штырь вхо-
дит в сферический подшипник 9, закрепленный на
раме двигателя.
4.7	- Англо-русский словарь
минимум
applied force приложенная сила
axial clearance осевой зазор
axial force осевая сила
axial load осевая нагрузка
balance chamber - разгрузочная полость
ball bearing шарикоподшипник
bearing подшипник, опора
bearing cage обойма подшипника
217
Глава 4 - Силовые схемы ГТД
bearing chamber - полость подшипника
bearing housing - корпус подшипника
bending load - изгибающая нагрузка
bearing package - узел подшипника
bearing race - обойма подшипника
bearing sump - масляная полость подшипника
bearing support - опора подшипника
bracket - подвеска, кронштейн
case - корпус
clearance - зазор
coking - коксообразование
connection - соединение
contact seal - контактное уплотнение
contamination - загрязнения, посторонние включения
damper- демпфер
elastically supported bearing - подшипник с упру-
гой установкой в опоре
engine front mount - передний узел подвески
engine mount - узел подвески двигателя
engine mount structure - подмоторная рама
engine-mounting trunnion - цапфа подвески двига-
теля
engine rear mount - задний узел подвески
flange connection - фланцевое соединение
fluid stream lubrication - смазка масляной струей
frame - рама, силовой корпус
gravity load - весовая нагрузка
grooved restrictor - лабиринтное уплотнение
gyroscopic moment - гироскопический момент
handling trunnion - цапфа для транспортировки
двигателя
hanger - подвеска
hoist - точка подвески
inertial force - сила инерции
inertial load - инерционная нагрузка
inner bearing - внутренняя обойма
internal diameter - внутренний диаметр
intershaft bearing - межвальный подшипник
joint - соединение, связь
link - тяга, звено
link connection - шарнирное соединение
load bearing case - силовой корпус
lubrication - смазка
main bearing - подшипник ротора ГТД
moment of momentum - момент количества движения
mount - подвеска, крепление
mounting bracket - узел подвески
oil baffle - маслоотражатель
oil damped bearing - подшипник с масляным демп-
фером
oil film - масляная пленка
oil film damper - масляный демпфер (подшипника)
oil jet - масляная форсунка
oil nozzle - масляная форсунка
oil sample - проба масла
outer bearing - наружная обойма
outer diameter - наружный диаметр
pressure force - сила давления
pylon - пилон
raceway - беговая дорожка подшипника
radial bearing - опорный подшипник
radial clearance - радиальный зазор
restrictor - бесконтактное уплотнение
roller - ролик
roller bearing - роликоподшипник
rotor support damper - демпфер опоры ротора
shaft - вал
shield - защитная оболочка
split bearing - разрезная обойма
spray-jet lubrication - смазка струйной форсункой
static pressure - статическое давление
structural member- силовой элемент
temperature strain - температурная деформация
thermal insulation blanket - теплоизоляционный
слой
thrust bearing - упорный подшипник
under-race lubrication - смазка с подводом через
отверстия во внутренней обойме подшипника
4.8	- Перечень использованной
литературы
4.8.1.	Конструкция и проектирование авиационных
газотурбинных двигателей. Под ред. Д.В. Хрони-
ка. - М.: Машиностроение, 1989.
4.8.2.	ОСТ 100323-79. Валы и отверстия корпусов
газотурбинных двигателей, посадки шариковых и
роликовых подшипников.
4.8.3.	ГОСТ 3189-89. Подшипники шариковые и
роликовые. Система условных обозначений.
4.8.4.	ГОСТ 7274-70.
4.8.5.	ГОСТ 18855-94 (ИСО 251-90). Подшипники
качения. Динамическая расчетная грузоподъем-
ность и расчетный ресурс (долговечность).
4.8.6.	Подшипники качения. Справочник-каталог.
Под ред. В.И. Нарышкина и Корасташевского Р.В.
- М.: Машиностроение, 1984.
4.8.7.	Подшипники. Ограничительный перечень. -
М.: 1989.
4.8.9.	Методика расчетной оценки долговечности
подшипников качения авиационных двигателей и
их агрегатов, требования к конструктивным пара-
метрам опор. ЦИАМ, 1996.
4.8.10.	В.М. Демидович Исследование теплового ре-
жима подшипников ГТД- М.: Машиностроение, 1978.
218
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 51 - Компрессор двигателя ПС-90А
ГТД тепловая машина, работающая по из-
вестному «простому газотурбинному циклу»
(см.раздел 2.1.1.1). Один из циклообразующих про-
цессов - сжатие - представлен на диаграмме T-S
(температура-энтропия газа) (см. Рис. 5 2).
Из диаграммы видно, что:
-	идеальный процесс сжатия идет по адиабате
(S = const), изображенной на диаграмме вертикаль-
ным отрезком. При этом считают, что в идеальном
процессе сжатие происходит до того же давления,
что и в реальном. Такое условие облегчает их срав-
нение;
-	реальный процесс сжатия идет по политро-
пе (с увеличением энтропии), изображённой на ди-
аграмме линией Н-В-К.
Отличие реального от идеального процесса
в том, что он протекает с потерями энергии на:
-	преодоление гидравлического сопротивле-
ния при проталкивании воздуха по проточной час-
ти;
-	передачу тепла воздуху в процессе сжатия;
-	подвод тепла к воздуху от трения;
-	потери в скачках уплотнения (возникают
в случае превышения скорости потока скорости
звука чем выше интенсивность скачка, тем выше
потери);
Рисунок 5_2 - Процесс сжатия воздуха в T-S
диаграмме простого газотурбинного
цикла
219
Глава 5 - Компрессоры ГТД
-	вихреобразование в следе за лопатками (за-
висит от параметров выходной кромки, определя-
емой конструкцией, прочностью и технологичес-
кими возможностями производства).
Точка ЛГАД (А, Тл ) характеризует состояние
воздуха на выходе из компрессора при адиабати-
ческом сжатии.
Точка Л- (Рк, Тк) характеризует состояние воз-
духа на выходе из компрессора.
Реальный процесс сжатия осуществляется
одним из основных узлов ГТД - компрессором
(см. Рис. 51)
Работу компрессора характеризуют следую-
щие основные параметры:
-	расход воздуха G (кг/с) - определяется коли-
чеством воздуха, прошедшим через компрессор за
одну секунду;
-	степень повышения полного давления в ком-
прессоре тгк* - отношение давления заторможенного
потока воздуха на выходе из компрессора к давле-
нию заторможенного потока на входе в компрессор
7Т *= р */р *
к к вх ’
-	адиабатический к.п.д. ??АД - определяется как
отношение полезной адиабатической работы, зат-
раченной на сжатие и проталкивание воздуха в ком-
прессоре, к полной подведенной к компрессору
работе ПАД = Ь‘А/£‘пол-
Адиабатический к.п.д. на расчетном режиме
для отдельных ступеней осевых компрессоров со-
ставляет 0,89.. .0,92, а для многоступенчатых ком-
прессоров 0,85...0,87.
Степень повышения полного давления в мно-
гоступенчатом компрессоре равна произведению
степеней повышения давления отдельных его сту-
пеней и определяется по формуле:
Чем выше степень повышения давления в каж-
дой ступени и чем больше число ступеней, тем
выше степень повышения давления в компрессоре.
5.1	- Требования, предъявляемые
к компрессорам
Компрессор - часть ГТД, степень аэродинами-
ческого и конструктивного совершенства которо-
го в значительной мере определяют мощность
(тягу), экономичность, габаритные размеры, мас-
су, надежность и ресурс двигателя. К компрессору
предъявляются те же требования, что и к двигате-
лю (см. раздел 2.3).
Помимо общих требований предъявляются
и некоторые специфические требования:
-	обеспечение заданного секундного расхода
воздуха;
-	обеспечение заданной степени повышения
давления;
-	обеспечение устойчивой, т.е. без помпажа
и пульсации, работы в широком диапазоне часто-
ты вращения ротора.
Требования к газодинамическим параметрам
компрессора (необходимые по режимам расход
воздуха, степень повышения давления, коэффици-
ент полезного действия и др.) определяются исхо-
дя из термодинамического расчета двигателя. При
этом рассматривается взаимная работа узлов дви-
гателя (камеры сгорания, турбины, выходного ус-
тройства) на различных режимах работы двигате-
ля. Определенные таким образом основные
параметры компрессора заносятся в технические
условия на создание двигателя.
5.2	- Методология создания
компрессоров
Создание компрессора связано с созданием
двигателя в целом, поэтому этапы проектирования
компрессора входят как составная часть в извест-
ные стадии разработки ГТД:
-	разработка технического задания;
-	разработка технического предложения;
-	выполнение эскизного проекта;
-	выполнение технического проекта;
-	разработка конструкторской документации.
Подробнее см. раздел 2.5.
5.2.1 - Типы компрессоров
5.2.1.1 - Осевые компрессоры
Осевой компрессор состоит из входного на-
правляющего аппарата (ВНА) 5 и нескольких вен-
цов последовательно чередующихся в осевом на-
правлении рабочих лопаток 2, установленных на
вращающемся роторе 1 и направляющих лопаток
3, закрепленных в корпусе компрессора 4 (см.
Рис. 5.2.1.1 1). Совокупность одного венца рабочих
лопаток и следующего за ним венца направляющих
лопаток называется ступенью компрессора. Рабочие
лопатки одной ступени, установленные в диске, на-
зывают рабочим колесом (РК), направляющие ло-
патки одной ступени, закрепленные в корпусе, на-
зывают направляющим аппаратом (НА).
В осевом компрессоре направление движения
воздуха, в основном, осевое. В каналах, образован-
ных рабочими лопатками, к воздуху подводится
220
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.2.1.1_1 - Осевой компрессор двигателя
Rolls-Royce Trent 700
1 -ротор; 2 - рабочие лопатки;
3 - направляющие лопатки;
4 - корпус; 5 - ВНА
механическая энергия от турбины, в результате
чего давление и скорость воздуха увеличиваются.
В расположенном за рабочими лопатками НА ки-
нетическая энергия воздуха преобразуется в потен-
циальную, т. е. за счет снижения скорости потока
воздуха повышается его давление. НА обеспечи-
вает также определенное направление потока при
вхождении его в следующую ступень. Принцип
работы осевого многоступенчатого компрессора
целесообразно рассмотреть на примере работы его
отдельной ступени, так как все ступени компрес-
сора работают аналогично.
Осевая ступень компрессора с ВНА приведе-
на на Рис. 5.2.1.1 2. На Рис. 5.2.1.1 3 изображена
элементарная ступень компрессора, представляю-
щая собой развертку на плоскости цилиндричес-
кой поверхности, рассекающей ступень компрес-
сора на некотором радиусе. Полная ступень
компрессора складывается из бесконечного числа
ее элементарных ступеней, расположенных вдоль
радиуса в пределах проточной части.
Решеткой профилей называется совокупность
профилей всех лопаток одного лопаточного венца,
полученная рассечением его цилиндрической по-
верхностью.
Решетка профилей характеризуется следую-
щими аэродинамическими и геометрическими па-
Рисунок 5.2.1.12 - Схема ступени и изменение
параметров состояния воздуха
в ступени осевого компрессора
раметрами (Рис. 5.2.1.1 4):
-ь	- количество лопаток; - хорда профиля;
-t	- шаг решетки профилей;
-T = b/t	- густота решетки;
ДЛИ£л	- лопаточные углы входа и выхода;
-МЛл	- угол изгиба профиля;
-с max	- максимальная толщина про- филя;
CQ. S	- газовые углы входа и выхода потока;
II	- угол атаки;
Оз II tX) КГ*1’ tX)	- угол отставания.
221
Глава 5 - Компрессоры ГТД
о
Рисунок 5.2.1.13 - Схема решеток профилей лопа-
ток и треугольники скоростей
в ступени осевого компрессора
Рассмотрим движение воздуха через элемен-
тарную ступень.
Двигаясь в осевом направлении со скоростью
С , поток воздуха поступает в ВНА. Сужающиеся
межлопаточные каналы ВНА обеспечивают увели-
чение скорости от Со до (см. Рис. 5.2.1.1 2), со-
провождающееся уменьшением статического дав-
ления и статической температуры воздуха. В ВНА
воздух предварительно закручивается и поступает
во вращающееся РК под некоторым углом к оси ком-
прессора. Лопатки РК перемещаются со средней
окружной скоростью U (см. Рис. 5.2.1.13). В ре-
зультате сложения окружной скорости вращатель-
ного движения РК - Uи абсолютной скорости пото-
ка на выходе из ВНА - С, получается относительная
скорость потока на входе в РК - IK,. Предваритель-
ная закрутка потока в ВНА позволяет уменьшить
величину скорости W1, это благоприятно сказы-
вается на уменьшении потерь в РК.
Рисунок 5.2.1.14 - Основные параметры решетки
профилей
В результате поворота воздуха и благодаря
расширяющейся форме межлопаточных каналов
РК поток воздуха тормозится от скорости W на вхо-
де до скорости W на выходе из РК. Уменьшение
скорости в РК приводит к повышению статическо-
го давления от Р1 на входе до Р2 на выходе. Работа,
подводимая к воздуху в РК, идет не только на по-
вышение статического давления, но и на увеличе-
ние абсолютной скорости от значения С до Сг
Из РК воздух со скоростью С2 поступает в ка-
налы НА. Вследствие диффузорности межлопаточ-
ных каналов НА происходит уменьшение абсолют-
ной скорости от величины С на входе до С3 на
выходе, и, следовательно, повышение статическо-
го давления от Р2 до Ру Кроме того, НА осуществ-
ляет требуемый поворот воздуха перед входом в сле-
дующее РК.
Таким образом, полный прирост статическо-
го давления в ступени составляет сумму прироста
давления в РК и ВНА:
АР =АР +ДР .
СТ РК ВНА
В результате сжатия воздуха его температура
повышается от Т на входе в РК до Т на выходе из
ступени.
Изменение параметров состояния воздуха
в ступени осевого компрессора приведено на
Рис. 5.2.1.1 2.
При движении вдоль проточной части много-
ступенчатого компрессора воздух сжимается и его
плотность возрастает. Поэтому, чтобы обеспечить
222
Глава 5 - Компрессоры ГТД
требуемую величину осевой скорости на выходе
из компрессора, которая обычно составляет
120... 180 м/с, проточную часть компрессора вы-
полняют сужающейся к выходу.
Отношение давления на выходе из ступени
к давлению на входе в нее называется степенью
повышения давления в ступени - л* . Степень по-
вышения давления многоступенчатого компрессо-
ра тем больше, чем больше степени повышения
давлений отдельных ступеней и чем больше их
количество.
Степень повышения давления в ступени осе-
вого компрессора в основном зависит от средней
окружной скорости лопаток. Чем больше эта ско-
рость, тем больше степень повышения давления.
Максимальная окружная скорость лопаток из ус-
ловий их прочности обычно не превышает
300...450 м/с. Например, максимальная окружная
скорость рабочих лопаток первой ступени КВД
двигателя ПС-90А составляет 365 м/с. Диаметр
ступени компрессора определяется потребным рас-
ходом воздуха, его плотностью и осевой скорос-
тью. Осевая скорость воздуха сохраняется по всем
ступеням постоянной или несколько уменьшается
к последним ступеням. Так как плотность воздуха
на входе в первую ступень минимальная, то наи-
большую площадь проточной части имеет первая
ступень, далее площадь уменьшается к последним
ступеням. Площадь проточной части ограничена
ее наружным и внутренним диаметрами. Для
уменьшения наружного диаметра первой ступени
при заданной площади проточной части уменьша-
ют внутренний диаметр, а чтобы обеспечить раз-
мещение лопаток на роторе, внутренний диаметр
выбирают обычно равным 0,35...0,4 от наружного
диаметра.
На последующих ступенях может быть сохра-
нен тот же наружный диаметр, что и на первой сту-
пени (см. Рис. 5.2.1.1 5а), тот же внутренний диаметр
(см. Рис. 5.2.1.1 56), или тот же средний диаметр
(см. Рис. 5.2.1.1 5в).
В первом случае потребное уменьшение пло-
щади проточной части (вследствие возрастания
плотности воздуха) достигается увеличением внут-
реннего диаметра проточной части. При этом сред-
ние окружные скорости ступеней растут и, следо-
вательно, увеличиваются их степени повышения
давления. Но наряду с этим преимуществом ука-
занная конструкция компрессора обладает и недо-
статком - меньшая длина лопаток последних сту-
пеней. Зазор между торцом лопатки и корпусом при
наличии коротких лопаток относительно больше,
чем при длинных. В результате этого у компрессо-
ра с короткими лопатками увеличивается обратное
R	Г
Рисунок 5.2.1.15 - Схемы профилей проточной
части
а) с постоянным наружным ди-
аметром; б) с постоянным
внутренним диаметром; в) с
постоянным средним диамет-
ром; г) с переменным наруж-
ным, внутренним и средним ди-
аметрами
перетекание воздуха в зазоре и, следовательно,
уменьшается степень повышения давления комп-
рессора.
При постоянном внутреннем или среднем ди-
аметре лопатки последних ступеней более длин-
ные, поэтому и перетекания меньше. Степень по-
вышения давления ступеней остается постоянной
(при постоянном среднем диаметре) или уменьша-
ется (при постоянном внутреннем диаметре), по-
скольку зависит от средней окружной скорости.
В целях расширения области устойчивой ра-
боты и повышения к.п.д. применяются двухкаскад-
ные и трехкаскадные схемы осевых компрессоров.
В многокаскадном компрессоре несколько после-
довательно расположенных роторов автономно
приводящихся во вращение отдельными турбина-
ми (см. раздел 5.4).
5.2.1.2 - Центробежные компрессоры
В центробежном компрессоре для повышения
давления газа используется центробежный эффект,
который позволяет увеличить степень повышения
полного давления намного больше, чем в осевом
компрессоре. К числу достоинств центробежных
компрессоров относятся также относительная про-
стота конструкции (существенно меньшее число
деталей), более благоприятная характеристика
и меньшая чувствительность к условиям эксплуа-
тации, чем у осевых.
223
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Ступень центробежного компрессора состоит
из ВНА 1, РК 2 и выходной системы, которая вклю-
чает в себя безлопаточный щелевой диффузор 3,
лопаточный диффузор 4 и выходной патрубок 5 (см.
Рис. 5.2.1.2 1). В РК механическая энергия, подво-
димая к колесу от турбины, преобразуется в потен-
циальную и кинетическую энергию газа. Это преоб-
разование энергии в РК осуществляется в результате
аэродинамического взаимодействия потока газа
с вращающимся лопаточным аппаратом. Поток на
входе обычно закручивается по вращению.
Хотя в связи с этим уменьшается напор, со-
общаемый воздуху, необходимость в предваритель-
ной закрутке по вращению связана с желанием
уменьшить величину относительной скорости, ко-
торая в периферийном сечении достигает значений,
близких к скорости звука и даже превышающих ее.
По конструктивному выполнению рабочие
колеса делятся на следующие типы:
-	открытые (Рис. 5.2.1.2 2а),
-	закрытые (Рис. 5.2.1.2 26)
-	полуоткрытые (Рис. 5.2.1.2 2в).
1	2	3	4 5
Рисунок 5.2.1.21 - Двухступенчатый центробеж-
ный компрессор двигателя
Rolls-Royce Dart
(Печатается с разрешения Rolls-
Royce pic)
1 - ВНА; 2 - РК; 3 - безлопаточ-
ный щелевой диффузор; 4 - ло-
паточный диффузор; 5 - выход-
ной патрубок
в
Рисунок 5.2.1.22 - Типы рабочих колес
а) открытого типа;
Ь) закрытого типа;
с) полуоткрытого типа.
1 - втулка; 2.-рабочие лопатки;
3 - покрывной диск
224
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рабочее колесо открытого типа состоит из
втулки 1 и закрепленных на ней рабочих лопаток
2, так что межлопаточные каналы с двух торцевых
сторон ограничены лишь неподвижными стенка-
ми кожуха, расположенными на небольшом рассто-
янии от торцов лопаток. Колесо открытого типа
является малоэкономичным ввиду больших потерь
от перетекания газа через торцы лопаток и из-за
влияния среды в зазоре между колесами и кожухом
на поток в канале колеса. Такие колеса применя-
ются иногда в дешевых вентиляторах или дымо-
сосах.
У РК закрытого типа лопатки 1 с двух торцов
прикрепляются к дискам 2 и 3, один из которых
называется покрывным. В закрытом колесе оба тор-
ца лопаток закрыты, так что перетекания газа через
торцы быть не может. Поток газа в колесе изолиро-
ван от воздействия газа, находящегося в зазоре меж-
ду РК и кожухом. Ввиду этого закрытые колеса
являются наиболее экономичными и применяют-
ся чаще всего в стационарных центробежных ком-
прессорах. Лопатки закрытых колес обычно выпол-
няют заодно с основным диском, а покрывной диск
крепится к ним болтами или с помощью сварки.
У колес полуоткрытого типа лопатки с одной сто-
роны соединены с диском, а с другой стороны так-
же открыты. Обычно лопатки полуоткрытых РК
выполняют заодно с дисками. Полуоткрытые ко-
леса по экономичности занимают промежуточное
положение. С точки зрения механической прочно-
сти РК полуоткрытого типа имеют наибольшую
прочность по сравнению с колесами закрытого
типа, так как наличие покрывного диска приводит
к увеличению напряжений во всех элементах ос-
новного диска.
Центробежные компрессоры могут быть с од-
носторонним и двухсторонним входом. У компрес-
сора с односторонним осевым входом воздух по-
ступает на РК через неподвижный НА осевого типа.
У компрессора с двухсторонним входом чаще
используется кольцевой вход, а неподвижный НА
представляет собой кольцевую решетку, за кото-
рой устанавливаются также направляющие торо-
идальные поверхности. Этот вращающийся НА
иногда выполняется совместно с колесом как
одна деталь.
Недостатком центробежных компрессоров
является пониженная лобовая производительность,
так как сечение входа воздуха занимает лишь не-
значительную часть миделя (максимальной площа-
ди поперечного сечения) компрессора, особенно
у компрессора с односторонним входом. Более зат-
руднительно создание многоступенчатой конструк-
ции, так как после выхода из предыдущей ступени
воздух может попасть на вход следующей лишь
с помощью так называемого обратного канала
сложной петлеобразной формы.
Использование центробежного компрессора
вместо многоступенчатого осевого возможно, ког-
да к.п.д. ступени центробежного компрессора при
7ГК* = 6...8 достигнет Г]* = 0,82...0,83, т.е. прибли-
зится к к.п.д. осевых многоступенчатых компрес-
соров. Более целесообразно применение осецент-
робежных компрессоров в двигателях малых
размеров.
По аэродинамической схеме РК могут быть
разделены на четыре основных группы:
-	колеса низкой реактивности с лопатками,
загнутыми в сторону вращения (см. Рис. 5.2.1.2 3);
-	колеса со степенью реактивности, близкой
к 0,5, с радиальными лопатками (/32J[ = 90°) (см.
Рис. 5.2.1.2 4);
Рисунок 5.2.1.23 - Схема колеса низкой реактив-
ности
Рисунок 5.2.1.2_4 - Колесо полуоткрытого типа
с выходным углом	= 90°
225
Глава 5 - Компрессоры ГТД
-	колеса средней реактивности с лопатками,
умеренно загнутыми в сторону, обратную враще-
нию (Д2Л = 40...60°);
-	колеса высокой реактивности с лопатками,
загнутыми в сторону, обратную вращению
(Д2Л = 15...350).
Колеса низкой реактивности применяют, в ос-
новном, при производстве промышленных вентиля-
торов. Эти колеса отличаются высоким значением
коэффициента расхода и сравнительно большими
значениями абсолютной скорости на выходе из ко-
леса. Вследствие низкой степени реактивности ос-
новной процесс повышения статического давления
в машинах с такими колесами происходит за счет
диффузорного эффекта в неподвижных элементах.
Колеса со степенью реактивности, близкой
к 0,5, с радиальными лопатками обычно выполняют-
ся полуоткрытого типа. В отличие от колес с изог-
нутыми лопатками здесь лопатки начинаются от
втулки, и поворот потока из осевого направления
в радиальное происходит в межлопаточном про-
странстве. Входные кромки лопаток в таких коле-
сах обычно загибаются таким образом, чтобы их
направление соответствовало направлению набе-
гающего потока.
Вследствие отсутствия покрывного диска
и благодаря прямолинейной форме и радиальному
направлению лопаток напряжения в таких колесах
при одних и тех же окружных скоростях значитель-
но ниже, чем в двухдисковых колесах (с покрыв-
ным диском) с искривленными лопатками. Поэто-
му такие колеса пригодны для работы с большими
скоростями вращения (до U = 550...600 м/с), что
дает возможность получить в ступенях весьма
большие напоры и расходы. Колеса этой группы
нашли широкое применение в авиационных и тран-
спортных машинах.
Колеса средней реактивности с лопатками,
умеренно загнутыми в сторону, обратную вращению
(Д2Л = 40...60°), распространены в стационарных
промышленных компрессорах для нагнетания раз-
личных газов (например, азота). Такие колеса часто
называют просто колесами компрессорного типа.
Колеса высокой реактивности с лопатками,
загнутыми в сторону, обратную вращению
(Д2Л = 15...35°), имеют широкое применение в на-
сосостроении. В последнее время их стали приме-
нять также и в компрессорах. Благодаря высокой
степени реактивности ступени с такими колесами
имеют сравнительно высокий к.п.д. (до 86...87%).
Для колес этой группы характерны небольшие зна-
чения коэффициента расходной скорости <р2г.
Такие колеса часто используются в послед-
них ступенях многоступенчатых компрессоров,
где в результате сжатия в предыдущих ступенях
объемный расход значительно меньше, чем в на-
чальных ступенях.
Ротора центробежных компрессоров состоят
из РК с лопатками, вращающихся НА, вала или
передней и задней цапф.
Если конструктивно РК выполнено отдельно
от вала, то передача крутящего момента произво-
дится посредством цилиндрических и торцевых
шлиц. Отдельные ступени соединяются между со-
бой промежуточными валами. Передача крутяще-
го момента осуществляется призонными болтами
или шлицевым соединением в зависимости от кон-
струкции компрессора. Валы роторов обычно из-
готавливают из легированных конструкционных
сталей.
5.2.1.3 - Осецентробежные компрес-
соры
Осецентробежные компрессоры представля-
ют собой комбинированное устройство, в котором
высокий к.п.д. (= 83%) осевого компрессора (пер-
вые 5.. .7 ступеней) сочетается с высокой степенью
сжатия в единственной последней центробежной
ступени (см. Рис. 5.2.1.3 1). Центробежная ступень
устанавливается вместо нескольких осевых, име-
ющих сверхмалые высоты рабочих лопаток, у ко-
торых особенно сказывается влияние радиальных
зазоров над лопатками.
Такие компрессоры, несмотря на некоторую
потерю общего к.п.д. (по сравнению с осевым ком-
прессором такой же степени сжатия), имеют зна-
чительный выигрыш по длинновым размерам
и массе. Это и предопределяет главную область их
использования - небольшие ТРД и ТВД для регио-
нальных самолетов.
5.2.2 - Аэродинамическое проекти-
рование компрессора
5.2.2.1 - Общие этапы
Методологию аэродинамического проектиро-
вания всех типов компрессоров можно представить
в виде блок-схемы (см. Рис. 5.2.2.11). Все расчет-
ные работы крупно можно разделить на три этапа:
-	расчет компрессора на основе одномерной
математической модели;
-	расчет компрессора на основе двумерной
осесимметричной математической модели;
-	трехмерный расчет вязкого течения в лопа-
точных венцах компрессора.
226
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.2.1.3_1 — Осецентробежный компрессор двигателя Honeywell Т53. Материал любезно предоставлен
компанией Honeywell
1 - осевые ступени; 2 - центробежная ступень
5.2.2.2 - Расчет компрессора на
основе одномерной математической
модели
Согласно блок схеме (см. Рис. 5.2.2.11) на
первом этапе аэродинамического проектирования
определяется тип компрессора:
-	осевой;
-	центробежный;
-	осецентробежный.
После выбора типа компрессора на основании
исходных данных технического задания выполня-
ется расчет его характеристик. На первом этапе
аэродинамического проектирования компрессора
расчет выполняется на основе одномерной мате-
матической модели. Исходными данными для рас-
чет а являются:
-	полное давление и температура потока на
входе в компрессор;
-	расход воздуха;
-	степень повышения давления;
-	частота вращения ротора;
-	распределение коэффициента затраченной
работы по ступеням.
Расчет компрессора по параметрам на сред-
нем радиусе выполняется на основании уравнений
известных из термодинамики.
На этом этапе проектирования определяются
параметры компрессора для последующего расче-
та характеристик компрессора:
-	размеры и форма проточной части;
-	изоэнтропический коэффициент полезного
действия;
-	масса и длина;
-	распределение параметров по ступеням;
-	конструктивные параметры лопаточных венцов;
-	углы изгиба профиля рабочих и направляю-
щих лопаток;
-	углы атаки и отставания лопаток;
-	углы лопаток на среднем радиусе.
Расчет характеристик проводится для опреде-
ления параметров компрессора и запасов устойчи-
вости на различных эксплуатационных режимах
его работы.
Расчет каждой ступени компрессора прово-
дится последовательно от ступени к ступени. Пос-
ле расчета всех ступеней вычисляется суммарная
степень повышения давления компрессора
227
Глава 5 - Компрессоры ГТД
^=П^‘
1=1
Суммарный к.п.д. компрессора определяется
по методике, используемой в проектировочном
расчете компрессора на среднем радиусе (см. вы-
ше). В результате выполнения первого этапа аэро-
динамического проектирования определяется
предварительный вариант основных геометричес-
ких параметров проточной части компрессора, ко-
торые можно использовать для прорисовки его кон-
структивного облика.
Окончательный вариант компрессора
Рисунок 5.2.2.1_1 - Методология аэродинамического проектирования компрессоров
228
Глава 5 - Компрессоры ГТД
В общем случае результаты одномерного про-
ектирования имеют как самостоятельное значение,
так и могут использоваться в качестве исходных
данных для следующего этапа разработки проекта.
5.2.2.3 - Расчет компрессора на ос-
нове двумерной осесимметричной
математической модели
В основу второго этапа аэродинамического
проектирования положено решение обратной зада-
чи расчета осесимметричного течения в проектной
точке. Смысл проектирования, в конечном счете,
состоит в определении конструктивных параметров
компрессора (включая координаты профилей),
обеспечивающих реализацию расчетного поля те-
чения.
Начальные значения геометрических парамет-
ров находятся исходя из имеющегося опыта, одна-
ко уже на этой стадии предусматриваются расчет-
ная проверка прочности наиболее ответственных
деталей (лопаток и дисков ротора). При необходи-
мости производится коррекция их геометрии и пов-
торный расчет течения.
Важнейшей частью работ на втором этапе
проектирования компрессора является расчет его
характеристик на основе осесимметричной мате-
матической модели. В основу расчета положен
один из вариантов так называемого «метода кри-
визны линий тока». В качестве исходной инфор-
мации в нем используются суммарные параметры
компрессора (GB , тг*к , и) и данные, полученные
при одномерном расчете:
-	средние параметры ступеней;
-	размеры проточной части компрессора.
Граничными условиями на входе в компрес-
сор являются:
-	радиальное распределение полного давле-
ния;
-	радиальное распределение температуры тор-
можения;
-	радиальное распределение угла потока.
Граничными условиями на выходе из комп-
рессора являются:
-	радиальное распределение угла потока;
-	постоянство статического давления;
-	равенство суммарного расхода воздуха в струй-
ках тока проектному значению GB.
Для решения обратной задачи определения
параметров потока в расчетных сечениях исполь-
зуется система газодинамических уравнений для
идеального газа, включающая дифференциаль-
ное уравнение движения и эмпирические соот-
ношения. Эти соотношения используются для на-
хождения потерь в лопаточных венцах и учета
влияния радиальных зазоров на параметры ком-
прессора.
В результате решения обратной задачи опре-
деляются параметры потока в межвенцовых зазо-
рах осевого компрессора, осредненные и распре-
деленные параметры лопаточных венцов, ступеней
и компрессора в целом, в том числе его суммарные
параметры - степень повышения полного давления
и изоэнтропический к.п.д.
5.2.2.4 - Трехмерный расчет вязкого
течения в лопаточных венцах комп-
рессора
В соответствии с рассматриваемой методоло-
гией на третьем этапе предусматривается дальней-
шая оптимизация компрессора, основанная на со-
вершенствовании аэродинамики трехмерного
расчета вязкого течения. Для этого используются
программные комплексы, в которых реализовано
решение уравнений Навье-Стокса. На этом этапе
может также применяться квазитрехмерный подход,
базирующийся на расчете вязкого потока в межло-
паточном канале в слоях переменной толщины,
выделяемых на различных участках по радиусу.
Для этого предварительно проводится расчет трех-
мерного невязкого потока.
В качестве граничных условий задаются:
-	углы потока в окружном направлении;
-	углы потока в меридиональной плоскости
в направлении от втулки к периферии;
-	распределение по радиусу полного давления;
-	распределение по радиусу температуры.
На выходе должно задаваться:
-	статическое давление на втулке;
-	распределение давления от втулки к перифе-
рии (определяется из уравнения радиального рав-
новесия).
Граничное условие на стенке - прилипание
(скорость потока на стенке равна нулю); гранич-
ные условия на периодической границе - периоди-
чески повторяющиеся (параметры потока и геомет-
рия компрессора являются периодическими -
равными числу лопаток в лопаточном венце).
Расчеты с использованием трехмерного про-
граммного комплекса позволяют получать надежные
качественные и количественные данные о параметрах
проектируемого компрессора. Их оптимизация сво-
дится к решению задач течения с вариацией коорди-
нат профилей лопаток и проточной части в меридио-
нальном сечении компрессора. Результат трехмерного
расчета вязкого течения в лопаточных венцах проек-
тируемого компрессора показан на Рис. 5.2.2.4 1.
229
Глава 5 - Компрессоры ГТД

Рисунок 5.2.2.4_1 - Распределение скоростей пото-
ка по тракту компрессора
(трехмерный расчет)
5.2.2.5 - Профилирование лопаточ-
ных венцов компрессора
Задача профилирования лопаточных венцов
выполняется на втором и третьем этапе проекти-
рования компрессора, когда выполняется расчет
параметров в меридиональных сечениях. Расчет
профилей выполняется по тем же формулам, что
и расчет одномерной модели на первом этапе. По
результатам расчета определяются:
-	углы атаки и отставания потока;
-	профили лопаток в конических сечениях;
-	профили лопаток в плоских сечениях.
Определение координат профилей в плоских
сечениях лопаток, осуществляется пересчетом про-
филей конических сечений.
Совокупность координат всех плоских сече-
ний представляет собой математическую модель
поверхности пера лопатки. В таком виде модель
может быть использована для изготовления лопат-
ки на станках с числовым программным управле-
нием.
5.2.2.6 - Обеспечение аэродинами-
ческой устойчивости
Еще одной задачей второго и третьего этапа
аэродинамического проектирования компрессора
является обеспечение его аэродинамической устой-
чивости.
Работа осевого компрессора согласована с ра-
ботой последующих узлов таким образом, что его
параметры, в зависимости от частоты вращения
ротора, изменяются по определенному закону, со-
ответствующему линии, которую принято называть
линией рабочих режимов (ЛРР).
Ступени компрессора проектируются и согла-
совываются между собой так, что на ЛРР компрес-
сор работает близко к своему оптимуму в некото-
рой ограниченной области, называемой зоной
расчетных режимов.
Работа компрессора на нерасчетном режиме
может привести к его неустойчивой работе и воз-
никновению помпажа. Помпаж газодинамически
неустойчивый автоколебательный режим работы
компрессора и его сети, характеризующийся силь-
ными низкочастотными колебаниями параметров:
-	давления;
-	температуры;
-	расхода воздуха.
Характер протекания помпажа в значительной
степени зависит от следующих факторов:
-	тип компрессора;
-	геометрические и аэродинамические харак-
теристики компрессора;
-	объем камеры сгорания;
-	площадь соплового аппарата турбины.
Помпаж сопровождается срывами потока зна-
чительной интенсивности в ступенях компрессора
и периодическими выбросами сжатого в компрес-
соре воздуха во всасывающую систему. Встречные
ударные волны и низкочастотные колебания давле-
ния могут вызвать повреждения компрессора.
Нерасчетный режим появляется из-за рассог-
ласования в работе его первых и последних ступе-
ней. Рассогласование может быть вызвано следу-
ющими причинами:
-	отклонениями частоты вращения ротора от
расчетного значения;
-	изменениями температуры воздуха на входе
в компрессор.
При отклонении частоты вращения ротора от
расчетного значения нарушается работа крайних
ступеней, когда уменьшение частоты вращения
вызывает срыв потока в первых ступенях, а увели-
чение - в последних.
При уменьшении частоты вращения ротора
компрессора осевые составляющие скорости на
первых ступенях уменьшаются сильнее, чем на
последних. Так как окружные скорости на первых
и последних ступенях изменяются одинаково, углы
атаки на первых ступенях увеличиваются, а на пос-
230
Глава 5 - Компрессоры ГТД
ледних уменьшаются. В этом случае углы атаки на
первых ступенях достигают критических значений
раньше, чем на последних, что обусловливает срыв
потока на первых ступенях. Вследствие этого сры-
вы на последних ступенях отсутствуют. Однако при
очень больших отрицательных углах атаки на пос-
ледних ступенях может наступить так называемый
«турбинный» режим, при котором воздух в этих
ступенях не сжимается, а расширяется. При таком
режиме работы последних ступеней падает к.п.д.
и напор компрессора.
Если частоты вращения ротора компрессора
увеличиваются по сравнению с расчетным значе-
нием, то осевая составляющая скорости на после-
дних ступенях будет уменьшаться вследствие уве-
личения плотности воздуха из-за роста степени
сжатия. При этом уменьшение скорости происхо-
дит таким образом, что углы атаки лопаток на пос-
ледних ступенях увеличиваются значительно быс-
трее, чем на первых. Таким образом, срывы потока,
вызывающие помпаж, будут возникать, прежде все-
го, на последних ступенях.
Изменение температуры воздуха на входе в ком-
прессор также может вызвать рассогласование,
вследствие того, что увеличение температуры воз-
духа при постоянной частоте вращения вызывает
уменьшение осевой составляющей скорости на сту-
пенях компрессора, тем самым увеличивая углы ата-
ки. На последних ступенях углы атаки увеличива-
ются быстрее, в результате чего на этих ступенях
критические углы атаки достигаются раньше, чем
на первых. При достижении критических углов ата-
ки образуются срывные зоны, которые, постепенно
увеличиваясь в размерах, охватывают все большее
число ступеней до тех пор, пока не наступит неус-
тойчивый режим работы всего компрессора.
Треугольники скоростей позволяют выяснить
физическую сущность возникновения помпажа
компрессора и применяемых мер борьбы с ним. На
Рис. 5.2.2.6 1 представлена картина обтекания ло-
паток на трех режимах работы компрессора.
Если компрессор работает на расчетном ре-
жиме, то направление движения воздушного пото-
ка на входе в РК примерно параллельно касатель-
ной к средней линии профиля на передних кромках
лопаток (см. Рис. 5.2.2.6 1а).
Уменьшение расхода воздуха по сравнению
с расчетным (уменьшение осевой составляющей
абсолютной скорости - С ) приводит к увеличению
углов атаки налопатках (Рис. 5.2.2.6 16). При боль-
ших положительных углах атаки, превышающих
критические, возникает срыв потока, сопровожда-
Рисунок 5.2.2.6_1 - Схема обтекания лопаток РК осевого компрессора
а) расчетный режим работы; б, в) нерасчетные режимы работы
231
Глава 5 - Компрессоры ГТД
ющийся образованием вихревых зон с выпуклой
поверхности профилей. Области этих зон нараста-
ют и проникают внутрь компрессора, заполняя его
проточную часть. Происходит периодически повто-
ряющаяся «закупорка» проточной части компрес-
сора вихревыми областями. Через эти области воз-
дух из-за компрессора периодически прорывается
обратно, в сторону входа. Как следствие возника-
ют автоколебания потока, приводящие к неустой-
чивой работе, т.е. к помпажу компрессора.
Увеличение расхода воздуха через ступень
(увеличение осевой составляющей абсолютной
скорости - С ) вызывает уменьшение углов атаки
на лопатках (см. Рис. 5.3.2.6 1в), при этом угол ата-
ки i становится меньше нуля. Поток воздуха уда-
ряется в выпуклую часть лопатки, а на ее вогну-
той части возникают вихри. В связи с тем, что
поток воздуха под действием сил инерции прижи-
мается к вогнутым сторонам лопаток, образовав-
шиеся вихри не могут распространиться по всему
колесу и носят местный характер, не нарушая ус-
тойчивой работы компрессора.
Обеспечение аэродинамической устойчивос-
ти осуществляется регулированием компрессора:
-	поворотом одного или нескольких венцов
НА, что позволяет сохранить оптимальные углы
атаки на рабочих колесах;
-	перепуском воздуха из-за отдельных ступе-
ней компрессора, что приводит к увеличению рас-
хода воздуха через предыдущие ступени и, как
следствие, к более оптимальным углам атаки на
рабочие колеса.
Подробней о способах регулирования комп-
рессора рассказано в разделе 5.7.
5.2.2.7 - Интеграция ГТД с воздухо-
заборником самолёта
Входные устройства СУ (см. Рис. 5.2.2.7 1)
располагаются перед входом в компрессор и пред-
назначаются для организации равномерной пода-
чи воздушного потока на вход в двигатель с сохра-
нением высокой эффективности сжатия во всем
диапазоне рабочих режимов компрессора.
Входное устройство авиационного двигателя
называют воздухозаборником. В воздухозаборнике
располагают коллекторы противообледенительной
системы (см. Рис. 5.7 1), а внутренние обводы вы-
полнены с панелями шумоглушения. Воздухозабор-
ник выполняет, помимо прочего, функцию преоб-
разования кинетической энергии набегающего
потока в потенциальную.
Для нормальной работы двигателя необходи-
мо обеспечить заданное значение скорости потока
Рисунок 5.2.2.71 - Входные устройства
а) авиационного дв. Rolls-Royce RR535; б) ГТУ наземного применения ПС-90ГП-1
232
Глава 5 - Компрессоры ГТД
на входе в компрессор, в том числе и при постоян-
но меняющихся условиях окружающей среды. Из-
менение условий работы входного устройства, ус-
ловия размещения его и двигателя на самолете
(например, наличие обводных и криволинейных ка-
налов) создают неравномерность поля скоростей
перед компрессором.
Устойчивая работа компрессора возможна
лишь при определенном значении степени не-
равномерности и пульсации параметров во вход-
ном устройстве.Наличие пульсаций отрицатель-
но сказывается на работе входного устройства,
что может приводить к неустойчивой работе ком-
прессора.
Пульсация характеризуется:
-	частотой;
-	амплитудой.
Источниками пульсаций являются:
-	неравномерность поля параметров;
-	неустойчивость пограничного слоя;
-	конструктивные и технологические высту-
пы в проточной части входного устройства.
Таким образом, входное устройство должно
быть спроектировано так, чтобы уровень неравно-
мерности поля скоростей и пульсационные харак-
теристики потока в его выходном сечении не при-
водили к неустойчивой работе двигателя.
Для ГТД с большой степенью двухконтурно-
сти (т > 4) помимо требований, изложенных выше,
к воздухозаборникам предъявляются специфичес-
кие требования. Воздухозаборники таких силовых
установок относительно короткие (l/d < 1), что
обуславливает их высокую чувствительность:
-	к порывам ветра;
-	косому обдуву при работе на месте;
-	к минимальным скоростям полета.
Для снижения чувствительности компрессо-
ра с «коротким» воздухозаборником к этим факто-
рам вводят дополнительные эксплуатационные
ограничения:
-	по направлению и скорости ветра;
-	введением взлета самолета с «роллинг-старта»;
-	применением наземного устройства под воз-
духозаборником, исключающим возникновение
вихревого шнура.
5.2.3 - Тепловое состояние комп-
рессора
При создании нового двигателя особое вни-
мание уделяется обеспечению требуемого ресурса
и надежности деталей и узлов компрессора. Теп-
ловое состояние деталей компрессора существен-
но влияет на их напряженно-деформированное со-
стояние (НДС) и, соответственно, на ресурс и на-
дежность узлов. В зависимости от распределения
температуры в неравномерно нагретых деталях
могут возникать напряжения:
-	растяжения;
-	сжатия.
Оценив величину напряжений в деталях, вы-
бирают конструкцию, которая позволит обеспе-
чить назначенный ресурс. В связи с этим, получе-
ние достоверного теплового состояния по циклу
работы ГТД является важнейшей задачей.
5.2.3.1 - Расчет теплового состояния
деталей компрессора
На Рис. 5.2.3.11 представлено расчетное теп-
ловое состояние корпусов компрессора на одном
из режимов работы двигателя. Расчет выполнен
в осесимметричной постановке. Для определения
изменения теплового состояния в процессе рабо-
ты двигателя необходимо решить нестационарное
уравнение теплопроводности:
v(/lvr)=r^,
ат
где Т - искомая температура детали;
X. у - теплопроводность, теплоемкость детали;
т - время.
Рисунок 5.2.3.1_1 - Расчетное тепловое состояние
корпусов компрессора на одном
из режимов работы двигателя
233
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Подробно вывод данного уравнения, а так же
методы его решения изложены в учебных пособи-
ях по основам теплопередачи, см. например
[5.13.1]. Поэтому здесь это не рассматривается.
Отметим только, что для решения уравнения не-
обходимо задать начальные (тепловое состояние
детали в начальный момент времени) и граничные
условия на поверхностях, ограничивающих рас-
сматриваемую деталь. В [5.13.1] приведена следу-
ющая классификация граничных условий, которые
могут применяться для решения уравнения неста-
ционарной теплопроводности:
-	граничные условия первого рода - на повер-
хностях, ограничивающих деталь, задаются значе-
ния температур, которые могут зависеть от коор-
динат точек границы и времени;
-	граничные условия второго рода - на гранич-
ных поверхностях рассматриваемой детали, зада-
ется плотность теплового потока (производная от
температуры по нормали к поверхности). Плот-
ность теплового потока так же задается в виде фун-
кции, зависящей от времени и координат точек гра-
ницы;
-	граничные условия третьего рода - тепловой
поток задается пропорционально разности темпе-
ратур на границе детали и окружающей среды:
в этом условии должен быть задан коэффициент
теплоотдачи а и температура окружающей среды 7);
-	граничные условия четвертого рода (усло-
вия сопряжения)- одновременно задается равенство
температур и тепловых потоков на границе разде-
ления двух соседних деталей компрессора:
Эти условия допускают различные модифи-
кации. Так, например, если контакт между сосед-
ними деталями не идеален, то существует скачок
температуры на границе раздела деталей, т.е.
Til =£т2|
11гр	1гр
Необходимо отметить, что граничные условия
второго рода, в силу проблематичности получения
точного значения величины плотности теплового
потока, редко используются при определении теп-
лового состояния деталей компрессора.
Могут существовать и другие важные гранич-
ные условия, не рассмотренные выше. Например,
при теплообмене излучением тепловой поток ока-
зывается пропорциональным разности четвертых
степеней температур источника и приемника теп-
лоты. Однако данные граничные условия крайне
редко используются при определении теплового
состояния деталей компрессора, поэтому здесь не
рассматриваются.
В основном, при решении уравнения теплопро-
водности применительно к деталям компрессора ис-
пользуют граничные условия третьего рода. В этом
случае при определении коэффициента теплоотда-
чи а используют полуэмпирические зависимости.
В большинстве случаев применяют безразмерный
комплекс, который называют числом Нуссельта:
Nu = al/A
где ос, А - коэффициенты теплоотдачи, теплопро-
водности,
I - характерный размер.
Коэффициент теплопроводности А относится
к физическим свойствам материала. Коэффициент
теплоотдачи а зависит от вида и свойств движения
окружающей среды.
Разделяют два вида движения окружающей
среды, влияющих на величину а:
-	свободное движение, когда течение окружа-
ющей среды возникает в поле массовых сил при
наличии градиентов температуры;
-	вынужденное движение, когда течение ок-
ружающей среды вызвано внешними причинами.
Обобщенная зависимость для определения
коэффициента теплоотдачи а имеет вид:
-	для чисто вынужденного движения
Nu =f1(Re,Pr),
-	для свободного движения
Nu =f2(Gr,Pr),
где Re, Pr, Gr - числа Рейнольдса, Прандля и Грас-
гофа.
Удобной и сравнительной простой зависимостью
для обобщения экспериментальных данных является
следующее уравнение для вынужденного течения
(Nu = CRe"'PiJ‘) или свободного (Nu = С (Gr Рг)п), где
С, т, п - константы, которые определяются экспери-
ментальным путем. Нахождению формул по опреде-
234
Глава 5 - Компрессоры ГТД
лению числа Нуссельта для отдельных видов и клас-
сов течений окружающей среды посвящено множество
работ. Так, в [5.13.2], [5.13.3] представлены формулы,
которые можно использовать при определении тепло-
вого состояния деталей компрессора.
В настоящее время появляются программные
продукты, в которых не требуется задавать коэф-
фициент теплоотдачи между деталью компрессо-
ра и окружающей средой. Данный коэффициент
вычисляется при совместном решении уравнения
теплопроводности, определяющего тепловое со-
стояние детали, и уравнений Навье-Стокса, описы-
вающих течение вязкого сжимаемого газа вокруг
рассматриваемой конструкции с учетом теплооб-
мена между газом и деталями компрессора. С раз-
витием вычислительной техники данный способ
получения совместного решения теплового состо-
яния детали и течения среды, омывающей деталь,
приобретает все более широкое распространение.
С целью быстрого получения теплового состо-
яния при определении параметров, необходимых
для задания граничных условий делают различные
допущения. Так течение в деталях компрессора
разбивают на два вида:
-	основное течение газа в проточной части
компрессора;
-	вторичные (все остальные).
Зачастую, необходимые для задания гранич-
ных условий в основном потоке данные получают
из решения уравнений, описывающих процессы
в лопаточных машинах. При этом часто вводят до-
полнительные допущения:
-	решается уравнение течения идеального газа
с принятыми моделями потерь;
-	при больших расходах газа по проточной
части пренебрегают теплообменом от деталей ком-
прессора в проточную часть.
При определении потоков газа во вторичных
течениях обычно переходят к одномерным моде-
лям, а при условии небольших скоростей потока
полагают, что окружающая среда несжимаема.
Необходимо отметить, что в данных потоках усло-
вие теплообмена между деталями и окружающей
средой существенно. Поэтому данный теплообмен
необходимо учитывать при определении парамет-
ров вторичных течений.
5.2.4 - Выбор радиальных и осевых
зазоров
В любой конструкции, имеющей движущие-
ся части, между подвижными и неподвижными
деталями необходим зазор для обеспечения необ-
ходимой свободы перемещения.
Компрессор ГТД состоит из двух основных
частей:
-	статора (неподвижного корпуса);
-	ротора (вращающейся части).
Применяя цилиндрическую систему координат
к двигателю (осевая координата совпадает с осью
двигателя), разделим зазоры в компрессоре на два
вида (см. Рис. 5.2.4 1).
-	осевые зазоры (между двумя соседними ло-
паточными венцами);
-	радиальные зазоры (между рабочими лопат-
ками и корпусом, между лопатками НА и ротором).
При рассмотрении осевых зазоров учитыва-
ется осевое смещение статора относительно рото-
ра, а радиальных зазоров радиальное смещение.
При рассмотрении зазоров, образованных коничес-
кими поверхностями (на поверхностях меняется
как осевая, так и радиальная координата), необхо-
димо учитывать как осевое, так и радиальное сме-
щение статора относительно ротора. Обычно в за-
235
Глава 5 - Компрессоры ГТД
висимости от вида таких зазоров, их так же назы-
вают осевыми или радиальными.
Ротор и статор компрессора являются сложны-
ми конструкциями, состоящими из большого коли-
чества деталей с различными характеристиками:
-	массы;
-	геометрии;
-	материала.
Детали ротора и статора работают в различ-
ных условиях:
-	имеют различное тепловое состояние;
-	испытывают различные нагрузки.
Все это приводит к изменению зазоров меж-
ду ротором и статором во время работы двигателя.
Для предотвращения задевания деталей ротора
о детали статора во всем диапазоне режимов рабо-
ты компрессора и исключения возможности закли-
нивания ротора до и после останова двигателя за-
зоры выбираются с учетом вышесказанного.
Для лучшего понимания процесса изменения
радиальных зазоров в компрессоре рассмотрим, как
ведут себя ротор и статор при запуске и остановке
наземного ГТД.
При запуске двигателя растет температура
в проточной части компрессора и изменяется теп-
ловое состояние деталей. Заметим, что для обеспе-
чения требуемого ресурса детали ротора конструи-
руют более массивными, т.е. они обладают большей
тепловой инертностью, чем статорные детали. Из-
за меньшей тепловой инертности деталей корпуса
радиальный зазор увеличивается относительно мон-
тажного, существующего на холодном двигателе.
В процессе работы зазор перестает увеличиваться
и начинает уменьшаться по мере прогрева ротора.
Стабилизация зазоров наступает, когда тепловое
состояние узлов компрессора становится неизмен-
ным на установившемся режиме. Помимо теплово-
го расширения деталей ротора и статора существу-
ет вытяжка ротора от центробежных сил, которая
тоже влияет на изменение радиальных зазоров, но
в значительно меньшей степени, поэтому в данном
примере мы ее не рассматриваем. При остановке
двигателя корпус компрессора остывает быстрее,
чем ротор, поэтому радиальный зазор уменьшается
и становится меньше монтажного. Скорость изме-
нения зазоров пропорциональна времени, за кото-
рое происходит полный останов двигателя. При
резком снижении режима двигателя радиальные
зазоры продолжают уменьшаться после остановки
двигателя. При неправильно выбранных монтаж-
ных зазорах в таких случаях может произойти зак-
линивание ротора.
При выборе величины монтажных зазоров не-
обходимо учитывать их влияние на эффективность
работы компрессора. Зазоры в значительной степе-
ни влияют на аэродинамику. Течение газа как в осе-
вом, так и в радиальном зазоре имеет сложную трех-
мерную структуру. В зависимости от величины
зазора меняется характер течения и, как следствие,
изменяется эффективность работы компрессора.
Существует оптимальная величина осевого и ради-
ального зазоров, при которой достигается макси-
мальная эффективность компрессора. Но даже при
оптимальных зазорах всегда существуют «паразит-
ные течения», но их вредное влияние на параметры
компрессора должно быть минимизировано.
Отрицательное влияние на эффективность
компрессора оказывают:
-	неравномерность потока в следе за лопатка-
ми при минимальном осевом зазоре между лопат-
ками статора и ротора;
-	потери на трение при большом осевом зазо-
ре между лопатками статора и ротора;
-	расположение скачков уплотнения при взаимо-
действии ротора и статора в случае неоптимального
осевого зазора между лопатками статора и ротора;
-	перетекание газа из области повышенного
давления (за лопаткой) в область пониженного (пе-
ред лопаткой) при большом радиальном зазоре
(см. Рис. 5.2.4 2), при этом с уменьшением высо-
ты лопатки усиливается влияние обратных пото-
ков на эффективность компрессора;
образование вихревых зон на торцах лопаток
из-за отсутствия сдува вихря при перетекании,
а так же работа части пера лопатки в пристеноч-
ной области при небольшой (близкой к нулю) ве-
личине радиального зазора.
Отрицательное влияние на эффективность
компрессора оказывают:
-	неравномерность потока в следе за лопатка-
ми при минимальном осевом зазоре между лопат-
ками статора и ротора;
-	потери на трение при большом осевом зазо-
ре между лопатками статора и ротора;
-	расположение скачков уплотнения при взаимо-
действии ротора и статора в случае неоптимального
осевого зазора между лопатками статора и ротора;
-	перетекание газа из области повышенного
давления (за лопаткой) в область пониженного (пе-
ред лопаткой) при большом радиальном зазоре
(см. Рис. 5.2.4 2), при этом с уменьшением высо-
ты лопатки усиливается влияние обратных пото-
ков на эффективность компрессора;
-	образование вихревых зон на торцах лопа-
ток из-за отсутствия сдува вихря при перетекании,
а так же работа части пера лопатки в пристеноч-
ной области при небольшой (близкой к нулю) ве-
личине радиального зазора.
236
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.2.4_2 - Характер течения в радиальном зазоре РК компрессора
Из представленного следует, что выбор опти-
мальных осевых и радиальных зазоров - это комп-
ромисс между эффективностью компрессора и без-
дефектной работой его узлов.
Оптимальная величина радиального и осево-
го зазора зависит от распределения как геометри-
ческих, так и газодинамических параметров в сту-
пени. Для ее определения, на основных режимах
работы компрессора при различных значениях ве-
личин зазоров проводят расчеты течения вязкого
газа в трехмерной постановке с учетом взаимодей-
ствия статора и ротора. На основании выполненных
расчетов выбирают оптимальное значение осевого
и радиального зазоров при работе компрессора.
Как уже говорилось ранее, в процессе работы
двигателя происходит изменение зазоров в комп-
рессоре. На Рис. 5.2.4 3 представлено изменение
радиального зазора в РК 11 ступени КВД по по-
летному циклу работы двигателя ПС-90А. В общем
случае величина зазора при работе компрессора оп-
ределяется по формуле:
Z-Zu + ®c-®p
где Z - величина зазора в рассматриваемый
момент работы компрессора;
ZM величина монтажного зазора;
8Z( - изменение положения детали статора при
работе компрессора в осевом направле-
нии (при определении осевого зазора);
8Zr - изменение положения детали ротора при
работе компрессора в радиальном на-
правлении (при определении радиаль-
ного зазора) .
Из представленной формулы следует, что при
работе компрессора на основных режимах полу-
чить величину зазора близкую к оптимальной мож-
но двумя способами:
-	первый способ получил название пассивно-
го регулирования зазоров. Он заключается в том,
чтобы величина монтажного зазора ZM была близ-
ка к оптимальному значению, а изменение смеще-
ния статора относительно ротора (<5Z - <5Zp) на всех
режимах работы компрессора не происходило.
-	второй способ получил название активного
регулирования зазоров. Он заключается в том, что-
бы на заданных режимах работы компрессора
обеспечить дополнительное изменение 8ZC или
<5Zp с целью приблизить величину суммарного за-
зора к оптимальному значению.
При пассивном регулировании зазоров особое
внимание уделяется подбору материалов, выбору
геометрии деталей ротора и статора, введению до-
полнительных конструктивных элементов (тепло-
237
Глава 5 - Компрессоры ГТД

13
1,2;
1.0
0.9
0,8
0.7
0.
Затор, мм
1,4
Iнабор высоты
к репсе рекiи ргжии
Время
мин.
Запуск, прогрев и
j руление на старт
Снижение, заход на посадку, /
______посадка, реверс
60 70 80 90 600 610 620 630 640 650 660 'б70 о80
0,5 -К
0 110	20 Зо 40
’ Взлет
Монтажный зазор
Останов, выбег и
ост ывачие двигателя
Рисунок 5.2.43 - Изменение величины радиального зазора в РК И ступени КВД по полетному циклу
двигателя ПС-90А
изоляционные экраны, воздушные прослойки и т.д.),
позволяющих выровнять тепловую инерционность
(время прогрева) деталей ротора и статора.
При активном регулировании зазоров созда-
ется специальная система, которая на заданных
режимах работы двигателя воздействует на детали
ротора или статора. Так как, в основном, детали
статора более подвержены изменению, то обычно
воздействуют на их элементы.
Существует два основных типа нагрузок, от
действия которых может измениться величина ра-
диального зазора:
1) При тепловой нагрузке на детали корпуса
компрессора направляется воздушный поток опре-
деленной температуры, который изменяет тепло-
вое состояние детали, соответственно изменяется
тепловое расширение статора и радиальный зазор
в ступени. При этом воздействовать на корпус мож-
но двумя способами. Первый - на основных режи-
мах работы компрессора уменьшить радиальный
зазор путем охлаждения деталей статора воздухом,
отбираемым от предыдущих ступеней. Второй - на
неосновных режимах работы компрессора увели-
чить радиальный зазор путем нагревания корпуса
компрессора воздухом, отбираемым от последую-
щих ступеней.
В настоящее время предпочтение отдается
первому способу.
На Рис. 5.2.4 4 представлена конструкция
заднего корпуса КВД двигателя ПС-90А с актив-
ным регулированием радиальных зазоров путем
охлаждения воздухом, отбираемым из-за подпор-
ных ступеней. Стрелками показаны направления
течения охлаждающего воздуха. Воздух из-за под-
порных ступеней по трубопроводу подается к пат-
рубку в корпусе обдува 1. После этого воздух по-
падает в кольцевой коллектор, образуемый
корпусом обдува и закрепленным на нем тонко-
стенным кожухом 2 с сетью отверстий 3. Через эти
отверстия и осуществляется непосредственный об-
дув корпуса компрессора 4. Далее воздух сбрасы-
вается в наружный контур через отверстия 5.
2) При регулировании с помощью газовых
нагрузок над деталью корпуса компрессора созда-
ется воздушная полость, наполняемая воздухом
с повышенным давлением. На основных режимах
238
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.2.4_4 - Корпус компрессора дв. ПС-90А
с каналами для активного регули-
рования радиальных зазоров
1 - корпус обдува; 2 - кожух; 3 -
отверстия обдува; 4 - корпус ком-
прессора; 5 - отверстия для сбро-
са воздуха в наружный контур
работы в эту полость подается воздух высокого
давления. Это приводит к тому, что корпуса комп-
рессора от газовых сил расширяется меньше, и ве-
личина радиального зазора в ступени компрессо-
ра уменьшается.
Описанный способ регулирования зазоров
можно реализовать в конструкции, подобной пред-
ставленной на Рис. 5.2.4 4, только в ней не будет
кожуха 2 и выпускных отверстий 5.
Преимущество этого способа в том, что воз-
дух, заполняющий полость над корпусом, остает-
ся в системе, а не сбрасывается в наружный колн-
тур, как в случае с дополнительным охлаждением
корпусом. С другой стороны, эффективность спо-
соба гораздо ниже. Для увеличения эффективности,
необходимо уменьшать жесткость корпуса, например,
делать его более тонким, что может привести к умень-
шению ресурса. Однако такой способ регулиро-
вания зазоров может получить развитие в случае
создания новых жаропрочных материалов с не-
большой жесткостью и высокими прочностными
характеристиками.
Таким образом, выбор зазоров в компрессо-
рах осуществляется в два этапа:
-	на первом этапе, на стадии выполнения про-
ектировочных газодинамических расчетов опреде-
ляются «оптимальные» величины зазоров. В даль-
нейшем, при доводке двигателя, размеры зазоров
могут быть уточнены;
-	на втором этапе монтажные зазоры, конструк-
ция и геометрия деталей компрессора определяют-
ся таким образом, чтобы при работе на основных
режимах работы величина зазора была близка к оп-
тимальной и при этом не допускала задеваний во
всем диапазоне работы компрессора. Последнее тре-
бование подразумевает, что минимальная величина
зазора должна превышать величину, определяемую
действием всевозможных факторов, способных ее
изменить (допуск на изготовление и сборку; люфт
подшипников; нагрузки от воздействия на двигатель
со стороны самолета, и т.д.). При этом минималь-
ная величина зазора определяется с учетом всех воз-
можных циклов работы двигателя.
На изготовление и сборку деталей существу-
ют допуски, из-за которых величина зазора в ком-
прессоре непостоянна в окружном направлении.
Кроме этого, при работе компрессора из-за нерав-
номерности прикладываемых нагрузок происходит
дополнительная овализация деталей и смещение
осей деталей ротора и статора. Для уменьшения
изменения радиального зазора в окружном направ-
лении на корпусах над рабочими лопатками нано-
сится легковырабатываемое покрытие. Кроме это-
го, для улучшения приработки по торцам лопаток
профиль пера на торцах утончают.
Заключение о правильности назначенных за-
зоров делают по результатам осмотра газовоздуш-
ного тракта компрессора после проведения испы-
таний, а так же измерением радиальных и осевых
зазоров при работе компрессора.
5.3	- Конструктивные и силовые
схемы осевых компрессоров
Осевые компрессоры делятся на три группы:
одно-, двух- или трехкаскадные.
В однокаскадных компрессорах (см. Рис. 5.3 1)
ротор 1 расположен на двух опорах с роликовым
подшипником, воспринимающим радиальные на-
грузки, и радиально-упорным шариковым подшип-
ником, фиксирующим положение ротора относи-
тельно статора 2. При этом передача усилий от
передней опоры происходит через радиальные
стойки 3 входного корпуса, а от задней по корпу-
су КС через спрямляющий аппарат 5 последней
ступени компрессора или стойки КС.
При сравнительной простоте конструкции
однокаскадные компрессоры с большой степе-
239
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.3_1 — Однокаскадный компрессор двигателя Rolls-Royce (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic)
1 - ротор компрессора; 2 - статор; 3 - входной корпус с передней опорой и неподвижным
обтекателем; 4 - спрямляющий аппарат компрессора
Рисунок 5.3_2 - Двухкаскадный компрессор ТРД двигателя Rolls-Royce Туне (Печатается с разрешения
Rolls-Royce pic)
1 - КНД; 2 - КВД; 3 - разделительный корпус
240
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.33 - Двухкаскадный компрессор ТРДД с большой степенью двухконтурности (двигатель ПС-90А)
1 - вентилятор; 2 - подпорные ступени; 3 - КВД; 4 - вращающийся обтекатель;
5 - разделительный корпус; 6 - спрямляющий аппарат КВД
нью сжатия, имеющие, соответственно, большое
число ступеней, для обеспечения газодинамической
устойчивости на всех режимах работы двигателя
требуют сложных систем регулирования. Например,
использования поворотных направляющих лопаток,
систем перепуска воздуха, что в свою очередь сни-
жает надежность и экономичность работы компрес-
сора. Более подробно вопросы регулирования ком-
прессора будут рассмотрены в разделе 5.6.
В настоящее время большее распространение
получили двух- и трехкаскадные схемы компрессо-
ров. Двухкаскадный компрессор состоит из двух
осевых компрессоров 1 и 2 соответственно низко-
го давления , расположенного впереди, и высокого
давления, расположенного за ним (см. Рис. 5.3 2).
Двухкаскадный компрессор не имеет жесткой свя-
зи между двумя роторами, что позволяет каждому
из роторов вращаться с оптимальной для них час-
тотой. Это оказывает положительное влияние на ве-
личину запасов газодинамической устойчивости
компрессора.
В то же время конструктивно компрессор ста-
новится сложнее. Так длинный вал каскада низко-
го давления зачастую нуждается в дополнитель-
ной, межвальной, опоре. Обеспечение нормальной
работы подшипника в такой опоре становится
сложной инженерной задачей. В двухкаскадных
компрессорах современных двигателей, спроекти-
рованных с применением новейших методов аэро-
динамических и прочностных трехмерных расче-
тов, стало возможным уменьшить число ступеней
за счет увеличения работы на каждую ступень. Это
позволило уменьшить общую длину компрессора
и избежать этой проблемы.
Для увеличения запасов газодинамической
устойчивости ВНА, а также НА (обычно с первой
241
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.34 - Трехкаскаоный компрессор ТРДД с большой степенью двухконтурности двигателя
Rolls-Royce RB211 (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic)
1 - вентилятор; 2 - компрессор среднего давления; 3 - компрессор высокого давления; 4 - си-
ловые стойки разделительного корпуса, совмещенные с лопатками спрямляющего аппара-
та вентилятора; 5 - вал ротора низкого давления; 6 - вал ротора среднего давления; 7 - вал
ротора высокого давления; 8 - опора вентилятора (межвальная); 9 - опора компрессора
среднего давления; 10 - опора компрессора высокого давления
по четвертую ступени) КВД делают с поворотны-
ми НА. В двигателях, работающих в широком ди-
апазоне скоростей на входе, может применяться по-
воротный ВНА КНД (см. Рис. 5.5.1.11).
В двухкаскадных компрессорах ТРД (см.
Рис. 5.32) и ТРДД с малой степенью двухконтур-
ности (т = 0,2...2) КНД обычно состоит из трех -
пяти ступеней. Передача усилий от передней опо-
ры чаще всего происходит, как у однокаскадных
компрессоров - через радиальные стойки входного
корпуса. Иногда для уменьшения габаритов и мас-
сы эту функцию могут выполнять лопатки непод-
вижного ВНА или неподвижной части поворотно-
го ВНА. Передача усилий от задней опоры
осуществляется по корпусу промежуточному (раз-
делительному) 3 через профилированные силовые
стойки.
242
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Разделительный корпус ТРДД является сило-
вым элементом двигателя, который разделяет по-
токи наружного и внутреннего контуров. Кроме
того, на нем располагают узлы крепления двигате-
ля к самолету.
В двухкаскадных компрессорах ТРДД с боль-
шой степенью двухконтурности (т > 4) (см.
Рис. 5.3 3) КНД состоит из одной вентиляторной
ступени 1. В КНД могут быть включены от одной
до четырех (редко — до семи) так называемых под-
порных ступеней 2 для повышения суммарной сте-
пени сжатия внутреннего контура компрессора.
Поскольку от В НА в данном случае отказы-
ваются из-за его громоздкости, усилия от обеих
опор передаются по корпусу разделительному че-
рез профилированные силовые стойки. В некото-
рых случаях целесообразно силовые стойки раз-
делительного корпуса совместить с лопатками
спрямляющего аппарата вентилятора. Обычно эту
схему применяют в двигателях с коротким наруж-
ным контуром или в трехкаскадных двигателях
(см. Рис. 5.34).
В связи с тем, что ВНА отсутствует, обтекатель
4 крепят непосредственно к диску вентилятора. КВД
3 (см. Рис. 5.3 3) состоит обычно из пяти.. .десяти
ступеней. В редких случаях их число достигает
двенадцать...четырнадцать. Усилия от передней
опоры передаются через профилированные стой-
ки разделительного корпуса 5, а от задней — по кор-
пусу КС через спрямляющий аппарат 6 последней
ступени компрессора или стойки КС.
Конструктивно трехкаскадный компрессор
ТРДД представлена на Рис. 5.3 4. Она представ-
ляет собой три отдельных компрессора работаю-
щих с собственными частотами вращения и нахо-
дящихся на отдельных валах и опорах:
- вентилятор 1 (КНД для ТРДД с малой степе-
нью двухконтурности);
-КСД 2;
-КВДЗ.
Такая конструкция позволяет повысить запа-
сы устойчивой работы компрессора. Количество
ступеней вентилятора — одна, КНД — три...пять,
КСД — четыре.. .шесть, КВД - четыре.. .восемь.
Конструктивно трехкаскадный компрессор
еще сложнее, чем двухкаскадный. Для дополни-
тельного увеличения запасов газодинамической ус-
тойчивости ВНА КСД ВНА КВД, а также НА пер-
вой... третьей (обычно) ступеней КВД делают
поворотными.
5.4	- Роторы осевых компрессоров
Основными деталями ротора являются рабо-
чие лопатки 1 (см. Рис. 5.41), диски (или бара-
бан) 2, цапфы (или вал) 3 и 4 и подшипники 5 и 6.
Ротор осевого компрессора является подвижным
узлом, совершающим вращательное движение.
Частота вращения роторов современных осевых
компрессоров может достигать 15000 об/мин,
а окружные скорости на наружном диаметре -
400 м/с. На таких оборотах ротор испытывает
высокие нагрузки, которые и определяют тип его
конструкции.
5.4.1 - Типы роторов осевых комп-
рессоров
По конструктивному исполнению роторы осе-
вых компрессоров могут быть следующих типов:
-	барабанного;
-	дискового;
-	смешанного.
Рисунок 5.41 - Ротор компрессора двигателя
Honeywell TFE731-60 (Материал лю-
безно предоставлен компанией
Honeywell)
1 - рабочая лопатка; 2 - диск комп-
рессора; 3 - цапфа передней опоры;
4 - цапфа задней опоры; 5 - шарико-
подшипник; б — роликоподшипник;
7 - торцевые треугольные шлицы;
8 - центральный стяжной болт;
9 - гайка стяжного болта
243
Глава 5 - Компрессоры ГТД
в )
Рисунок 5.4.11 - Типы роторов осевых компрессо-
ров:
а) барабанный; б) дисковый;
в) смешанный
1 - рабочая лопатка; 2 - барабан
компрессора; 3 - крышки бараба-
на с цапфами опор; 4 - подшип-
ники; 5 - диск компрессора;
6 - вал компрессора; 7 - барабан-
ные секции
Схема ротора барабанного типа показана на
Рис. 5.4.1 1а. Несколько рядов рабочих лопаток 1
закрепляются на цилиндрическом или коническом
барабане 2, представляющем собой механически
обработанную поковку из алюминиевого сплава,
титана или стали. Две крышки 3 закрывают бара-
бан с торцев и имеют цапфы, которыми ротор опи-
рается на подшипники 4. Крутящий момент к каж-
дой ступени передается через стенку барабана.
Достоинствами ротора барабанного типа яв-
ляются:
-	простота конструкции;
-	низкая удельная масса;
-	большая изгибная жесткость;
-	высокая критическая частота вращения;
-	высокая вибрационная стойкость.
Примечание: Критической частотой враще-
ния называют частоту вращения, при которой
прогибы ротора становятся бесконечно больши-
ми, о чем свидетельствует резкий рост вибрации
в опорах ротора.:
®КР2 = Л/,ЯД>
где (Окр - критическая частота вращения:
к - изгибная жесткость вала;
т., - масса диска.
Остаточный дисбаланс, неизбежный даже пос-
ле тщательной балансировки, неравномерный про-
грев и вытяжка дисков и лопаток, а также некото-
рые другие причины вызывают смещение центра
массы рабочего колеса (колес) относительно гео-
метрической оси во время работы двигателя. Рото-
ры барабанного типа получают сваркой отдельных
секций, или механической обработкой из цельной
заготовки.
К недостаткам ротора барабанного типа сле-
дует отнести:
-	сравнительно невысокую несущую способ-
ность барабана;
-	низкую рабочую окружную скорость не бо-
лее 200 м/с.
Роторы барабанного типа для авиационных
двигателей были заимствованы из конструкций
компрессоров для паровых турбин.
Ротор дискового типа (см. Рис. 5.4.1 16) име-
ет соединенные с валом 6 диски 5, на периферии
которых крепятся рабочие лопатки 1. Диски стя-
нуты в единый пакет гайками, которые накручены
на вал. Достоинствами ротора дискового типа яв-
ляются:
-	большая несущая способность дисков;
-	высокая рабочая окружная скорость - до
400 м/с.
Ступени компрессора с дисковыми роторами
являются высоконапорными и применяются в ГТД
с большими степенями повышения давления воз-
духа. Крутящий момент к каждой ступени переда-
ется через вал. Недостатками ротора дискового
типа являются:
-	сравнительно небольшая изгибная жест-
кость;
244
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.1_2 - Ротор осевого компрессора сме-
шанного (барабанно-дискового)
типа двигателя Rolls-Royce
RB162-86 (Печатается с разреше-
ния Rolls-Royce pic)
-	невысокая критическая частота вращения;
-	высокая удельная масса;
-	сложность конструкции.
Снижение изгибной жесткости ротора диско-
вого типа в сравнении с ротором барабанного типа
приводит к снижению критической частоты. Для
повышения критического числа оборотов увеличи-
вают потребное сечение вала ротора, но при этом
увеличивается и масса компрессора.
Конструкцией, сочетающей в себе достоинства
роторов барабанного и дискового типа, является
ротор смешанного типа (см. Рис. 5.4.1 1в и 5.4.1 2).
В данном случае отдельные секции, имеющие дис-
ки 5 и барабанные секции 7, соединяются между
собой. Причем соединение делается на таком ради-
усе, где окружная скорость невелика и допускается
по условиям прочности барабана.
Достоинствами ротора барабанно-дискового
типа являются:
-	сравнительно большая жесткость;
-	высокая критическая частота вращения;
-	большая несущая способность дисков;
-	высокая рабочая окружная скорость - до
400 м/с.
Диапазоны рабочих частот вращения роторов
всех типов могут лежать ниже критической часто-
ты - такой ротор называется «жестким». Если же
рабочие частоты больше критического значения -
такой ротор называют «гибким». Представленные
типы роторов бывают как жесткие, так и гибкие.
5.4.2 - Конструкция роторов осевых
компрессоров
Конструкция ротора должна обеспечить вы-
полнение трех основных функций:
-	передачу крутящего момента;
-	передачу осевых усилий;
-	взаимное центрирование элементов конст-
рукции ротора.
В зависимости от типа конструкции ротора
выполнение этих функций может осуществляться
различными способами. Рассмотрим типовые ре-
шения, применяемые в конструкциях роторов мно-
гоступенчатых осевых компрессоров.
На Рис. 5.4.2 1 показан ротор барабанно-дис-
кового типа, состоящий из вала 1 и расположен-
ных на нем тринадцати рабочих колес 2. Между
рабочими колесами установлены промежуточные
Рисунок 5.4.2_1 - Ротор барабанно-дискового типа со шлицевым валом двигателя ПС-90 А
1 - вал компрессора; 2 - рабочее колесо; 3 - промежуточное кольцо; 4 - гайка ротора комп-
рессора
245
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.2_2 - Диски со шлицами на выносных
элементах
Рисунок 5.4.2_3 - Соединение дисков с валом прямо-
угольными шлицами
кольца 3, образующие барабан, стянутый гайкой
4. Передача крутящего момента от вала к дискам
и центрирование дисков осуществляется шлица-
ми. Для этого, в основном, используются шлицы
двух типов:
-	эвольвентные;
-	трапециевидные.
Применение эвольвентных шлицев менее рас-
пространено, т. к. лучшее центрирование обеспе-
чивают прямоугольные шлицы (см. Рис. 5.4.2 3),
где центрирование осуществляется по радиальным
(боковым) поверхностям. В таких шлицах центров-
ка будет сохраняться независимо от тепловых и си-
ловых деформаций ступицы.
Шлицы являются концентраторами напряже-
ний. Для выведения из зоны действия растягиваю-
щих усилий от центробежных сил, шлицевое со-
единение вала с диском выносят на некоторое
расстояние от ступицы диска. Такие конструкции
получили название - конструкции на выносных
элементах (см. Рис. 5.4.2 2).
Пакет дисков стянут на шлицевом участке вала
с двух сторон гайками 4 (см. Рис. 5.4.2 1). При этом
монтажное усилие стяжки пакета дисков выбирает-
ся таким образом, чтобы при нагреве ротора в рабо-
чих условиях не происходило снижение усилия за-
тяжки до нулевого значения (не происходило
«раскрытие» ротора).
Для дополнительного демпфирования дисков
и организации проточной части между обедами
дисков устанавливают промежуточные кольца. Это
существенно повышает изгибную жесткость рото-
ра. Конструкция промежуточных колец или иных
проставных элементов ободной части ротора зави-
сит от принятой при проектировании формы про-
точной части.
Проточная часть по типу образующих ее по-
верхностей может быть двух видов:
-	«гладкой»;
-	«негладкой».
Проточная часть называется «гладкой», если
наружные поверхности промежуточных колец
и дисков образуют в меридиональном сечении
плавные линии без уступов (см. Рис. 5.4.2 1). Про-
точная часть называется «негладкой» если на на-
ружной поверхности промежуточных колец име-
ются выступающие или утопающих элементы
воздушных уплотнений (см. Рис. 5.4.2 4).
Возможны варианты конструкции ротора без
центрального шлицевого вала. На Рис. 5.4.2 4 по-
казан ротор того же, что и на Рис. 5.4.2 1 компрес-
сора, но другого типа - без внутреннего шлицево-
го вала. Передние десять дисков из титанового
сплава объединены в сварную секцию. Центриро-
вание дисков 1 при сборке обеспечивается с помо-
щью цилиндрических посадочных участков 2, ко-
торые после сварки срезаются. Сварной шов 3
должен контролироваться, а вся сварная секция
дисков должна быть термообработана для снятия
внутренних напряжений.
К сварной титановой секции 4 призонными
болтами 7 крепятся стальные диски последних сту-
пеней 5 с цапфами 6. Такой ротор имеет меньшую
массу и большую поперечную жесткость, чем ротор
на Рис. 5.4.2 1. На практике применяются и другие
конструкции роторов компрессоров:
-	Рис. 5.4 1 - передача крутящего момента
и центрирование дисков с помощью торцовых тре-
246
Глава 5 - Компрессоры ГТД
угольных шлицев 7, стяжка секций ротора цент-
ральным стяжным болтом 8;
-	Рис. 5.4.2 5 - передача крутящего момента
длинными стяжными болтами 2, скрепляющими па-
кет дисков ротора 1; центрирование дисков и прос-
тавок 3 осуществляется с помощью цилиндрических
призонных участков на болтах и отверстий, выпол-
ненных в дисках и проставках, развернутых совме-
стно. Одновременное прижатие по стыкам осуществ-
ляется с помощью распорных втулок 4, надетых на
болты.
Одной из главных задач при проектировании
роторов является сочетание минимальной массы
конструкции с максимальным ресурсом и надеж-
ностью. Традиционные конструкции роторов на
современном этапе практически исчерпали свой
ресурс в области снижения массы. Единственным
путем остается использование новых легких мате-
риалов, включая интерметаллиды.
В то же время современное развитие техноло-
гий резания, диффузионной сварки и т.п. открыло
новые пути в решении этой непростой задачи. Так,
например, использование в роторе любого типа
моноколес (блисков) (см. Рис. 5.4.2 6) позволяет
добиться снижения массы конструкции до 25% от
исходного и повысить критическое число оборотов.
Моноколесо - это рабочее колесо, в котором лопат-
ки выполнены с диском за одно целое.
Дальнейшим развитием этой идеи являются
роторы, изготовленные с применением техноло-
гии «блинт». «Блинг» - это рабочее кольцо, в ко-
тором лопатки выполнены с диском за одно целое
(см. Рис. 5.4.2 7). По внутренней поверхности та-
кое кольцо армировано металлокомпозитной мат-
рицей, которая повышает его несущую способность.
Армирование производится методом диффузионной
сварки. Подобная схема изготовления рабочих колес
позволит на новом этапе развития вернуться к кон-
струкции ротора барабанного типа, избежав при этом
таких его недостатков, как низкая допустимая рабо-
чая окружная скорость и сравнительно невысокая
несущая способность барабана.
Рисунок 5.4.2_4 - Ротор барабанно-дискового типа со сварной титановой секцией
1 - титановый диск компрессора; 2 - цилиндрический посадочный участок; 3 - сварной
шов; 4 - сварная титановая секция; 5 - стальной диск компрессора; б - цапфа вала;
7 - призонные болты
247
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.2_5 - Передача крутящего момента в роторе длинными стяжными болтами
1 - диск компрессора; 2 - стяжной болт; 3 - кольцевые проставки; 4 - распорная втулка
Отдельно следует остановиться на отличиях,
присущих роторам КНД ТРДД с большой степенью
двухконтурности или, как их ещё называют, рото-
рам подпорных ступеней (см. Рис. 5.4.2 8).
Такие роторы преимущественно барабанного
типа. Отдельные диски соединяют между собой
болтами (см. Рис. 5.4.2 8а). Болтовое соединение
дисков между собой используется обычно при
двухступенчатой конструкции. При увеличении
количества ступеней ротор выполняют сварным
(см. Рис. 5.4.2 86) или из цельной кольцевой заго-
товки (см. Рис. 5.4.2 8в). В последнем случае для
установки рабочих лопаток чаще всего применя-
ют кольцевой замок, поскольку выполнение лопа-
точных пазов других типов связано с технологи-
ческими сложностями.
Крутящий момент на ротор подпорных сту-
пеней передают как непосредственно с вала НД
(см. Рис. 5.4.2 9а), так и через рабочее колесо вен-
тилятора (см. Рис. 5.4.2 96). В последнем случае
рабочие лопатки вентилятора необходимо монти-
ровать в колесо после установки ротора КНД, что
создает определенные неудобства при сборке вен-
тилятора и при замене модуля КНД в эксплуа-
тации в случае необходимости.
Рисунок 5.4.26 - Моноколесо (блиск) осевого
компрессора
248
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.2_ 7 - Снижение массы рабочих колес оптимизацией их конструкции (Материал любезно
предоставлен компанией Snecma Moteurs)
Рисунок 5.4.2_8 - Варианты изготовления роторов подпорных ступеней
а) с болтовым соединением; б) сварной; в) из цельной заготовки
5.4.3 - Рабочие лопатки компрессора
Рабочие лопатки - одни из самых ответствен-
ных и массовых деталей двигателя, работающие
в сложных условиях. В процессе работы на них
действуют инерционные и аэродинамические
силы, вызывающие напряжения растяжения, изги-
ба и кручения при высокой температуре (для ком-
прессора 300...800°С). Кроме того, лопатки испы-
тывают переменные напряжения от вибрационных
нагрузок, амплитуда и частота которых изменяет-
ся в широких пределах.
Лопатки подвержены значительному износу
в процессе эксплуатации - по торцу пера от заде-
вания о прирабатываемое покрытие рабочих колец,
по кромкам - вследствие попадания посторонних
предметов. Поломка лопаток приводит к отказу
двигателя в целом, поэтому в процессе эксплуата-
ции их периодическим осматривают.
Надежность лопаток зависит не только от их
конструктивной прочности, но и от применяемой
технологии их изготовления, которая влияет на
качество поверхностного слоя.
249
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.2_9 - Передача крутящего момента на ротор подпорных ступеней
а) непосредственно с вала НД в двигателе International Aero Engine (I.A.E) V2500-D5;
б) через рабочее колесо вентилятора в дв. Pratt& Witney PW6000
1 - вал НД; 2 - ротор подпорных ступеней; 3 - рабочее колесо вентилятора
5.4.3.1 - Требования к рабочим ло-
паткам
При проектировании и изготовлении рабочих
лопаток должны быть обеспечены, помимо общих
требований к компрессору (см. раздел 5.1), ряд
специфических требований:
-	относительно высокая точность исполнения
линейных и угловых размеров профиля и замка для
обеспечения одинаковых скоростей течения воз-
душного потока, давлений и температур в каждом
лопаточном канале;
-	относительно низкая шероховатость обра-
ботки пера (Ra = 0,08... 1,6 мкм) для уменьшения
потерь трения воздуха при обтекании пера лопат-
ки и увеличения усталостной прочности;
-	отсутствие концентраторов напряжений, осо-
бенно в переходе пера к хвостовику;
Конструкции лопаток компрессора разнооб-
разны. Их параметры (например, размеры про-
филя и качество поверхности) могут изменяться
в широком диапазоне в зависимости от конкрет-
ного двигателя и его назначения. В то же время
любая рабочая лопатка (см. Рис. 5.4.3.11) имеет
профильную часть (перо) 1, находящуюся в по-
токе воздуха и замковую часть (хвостовик) 2,
предназначенную для ее крепления и передачи
усилий от лопатки к ротору. Форма и размеры
пера определяются на основании аэродинамичес-
кого расчета с учетом обеспечения статической
и динамической прочности. Условия работы ло-
паток компрессоров определяют требования к ма-
териалам, из которых они изготавливаются. Для
изготовления лопаток компрессора, в основном,
используются коррозионно-стойкие и теплостой-
кие хромистые стали и сплавы, жаропрочные
сплавы. Широко применяются титановые спла-
вы, обладающие малой удельной массой, однако
сфера их применения ограничена невысокими по
сравнению со сталями рабочими температурами.
Возможно применение алюминиевых сплавов
и композиционных материалов на первых ступе-
нях компрессора.
5.4.3.2 - Требования, предъявляе-
мые к соединениям
Соединения лопаток 3 с дисками 4 (см.
Рис. 5.4.3.11) должны удовлетворять следующим
требованиям:
-	обеспечивать размещение необходимого ко-
личества лопаток в диске;
-	обеспечивать необходимую прочность и оди-
наковую жесткость крепления всех лопаток в ко-
лесе при минимальной массе хвостовика;
-	обеспечивать необходимую точность уста-
новки в диске и неизменность их положения при
работе;
-	обеспечивать простоту монтажа и демонтажа
лопаток.
250
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.3.11 - Соединение лопатки с диском
1 - перо; 2 - хвостовик; 3 - лопатка рабочая компрессора; 4 - диск
Хвостовики лопаток и пазы в диске изготав-
ливают протяжкой, фрезерованием или точением.
5.4.3.3 - Конструкции соединения
лопаток с дисками
В компрессоре наиболее распространено со-
единение лопаток с дисками типа «ласточкин
хвост» (см. Рис. 5.4.3.3 1). В данной конструкции
хвостовик лопатки и паз в диске в сечении, перпен-
дикулярном оси паза, имеют трапециевидный про-
филь (форму равнобедренной трапеции). Хвосто-
вики типа «ласточкин хвост» могут иметь плоские
(см. Рис. 5.4.3.3 1а) и кольцевые рабочие поверх-
ности (см. Рис. 5.4.3.3 16).
Переход от профильной части лопатки к замку
может осуществляться напрямую, и тогда проточная
часть формируется совокупностью лопаток и наруж-
ной поверхности обода диска.
В том случае, когда угол наклона линии про-
точной части превышает 5... 10°, хвостовик лопат-
ки располагают горизонтально, а перо соединяют
с хвостовиком через промежуточный элемент
(см. Рис. 5.4.3.3 2) ножку 1. Ножка позволяет
значительно разгрузить хвостовик лопатки. Меж-
ду ножкой и пером размещают полку 2, совокуп-
ность которых и формирует проточную часть.
Для широкохордных рабочих лопаток венти-
лятора могут применяться вставки между лопат-
ками (см. Рис. 5.4.3.3 3).
На Рис. 5.4.3.34 показаны основные геометри-
ческие параметры хвостовика типа «ласточкин
хвост» с плоскими рабочими поверхностями. Шеро-
ховатость рабочих поверхностей Ra = 0,8... 1,6 мкм.
Посадка в замковом соединении может быть с за-
зором 0,01... 0,04 мм или жесткой с натягом до
0,015 мм.
Посадка лопаток в диск с зазором применяет-
251
Глава 5 - Компрессоры ГТД
а)	б)
Рисунок 5.4.3.31 - Лопатки с хвостовиками типа
«ласточкин хвост»
а) с кольцевыми рабочими по-
верхностями; б) с плоскими ра-
бочими поверхностями
ся наиболее часто. Она позволяет осуществлять
легкий монтаж и демонтаж лопаток. Посадка с за-
зором допускает небольшую качку лопаток в окруж-
ном направлении и тем самым демпфирует коле-
бания лопаток силами трения, возникающими
в соединении.
Для демпфирования колебаний лопаток и об-
легчения сборки - разборки также применяют по-
крытие рабочих поверхностей хвостовика сереб-
ром или медью толщиной 0,003...0,005 мм.
Для отстройки от резонансов применяется
посадка с натягом. Это повышает собственные ча-
стоты колебаний лопаток. Набольшая величина
натяга в соединении выбирается из условия непре-
вышения допустимых напряжений.
Для предотвращения перемещений лопатки
вдоль паза в диске при работе двигателя ее необ-
ходимо фиксировать. Фиксация лопаток осуществ-
ляется несколькими способами:
-	радиальными штифтами (см.Рис. 5.4.3.3 5а).
Для фиксации радиальными штифтами отверстия
в рабочих лопатках 1 и диске 2 выполняются от-
дельно в каждой детали. После сборки в рабочее
колесо, совместив отверстия в лопатках и в диске,
в них вставляют втулку 4 со штифтом 3. После чего
загибают усик контровочной втулки, фиксируя тем
самым штифт от выпадывания.
-	осевыми штифтами (см. Рис. 5.4.3.3 56). Для
фиксации осевыми штифтами после сборки рабо-
чего колеса на границе между хвостовиком рабо-
чей лопатки 1 и дном паза в диске 2 выполняют
резьбовое отверстие, в которое устанавливают
резьбовой штифт 5, который фиксируется от вы-
Рисунок 5.4.3.3 2 - Хвостовик широкохордной
лопатки
1 - хвостовик; 2 - лопатка
Рисунок 5.4.3.3 3 - Вставки между лопатками
вентилятора двигателя
Rolls-Royce Trent700
падывания следующим рабочим колесом. Этот спо-
соб не ремонтопригоден и, кроме того, резьбовое
отверстие является концентратором напряжений,
что отрицательно сказывается на усталостной
прочности лопатки и диска.
-	контровочными пластинами или проволокой
(см. Рис. 5.4.3.3 6). В дне лопаточного паза диска
2 заранее выполняют специально спрофилирован-
ные пазы 5 (или отверстие 6) для постановки конт-
ровочной пластины 3 (контровочной проволоки 4).
В процессе сборки рабочего колеса контровочную
пластину 3 или контровочную проволоку 4 уста-
навливают в подготовленное место, а над ними
помещают рабочую лопатку 1, после чего высту-
пающие концы загибают.
-сплошными кольцами (см. Рис. 5.4.3.3 7).
При использовании сплошного кольца его устанав-
ливают по пояску, выполненному в диске 1 с пере-
ходной посадкой. В хвостовиках лопаток 2 имеются
проточки для предотвращения их продольных пе-
ремещений. От перемещения в окружном направ-
252
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.3.34 - Хвостовик типа «ласточкин хвост» с плоскими рабочими поверхностями
Рисунок 5.4.3.35 - Фиксация лопаток от переме-
щений штифтами
а) радиальным штифтом; б)
осевым резьбовым штифтом;
1 - лопатка рабочая; 2 - диск;
3 - радиальный штифт; 4 - кон-
тровочная втулка; 5 - резьбовой
штифт
лении кольцо 4 фиксируется радиальным штифтом
3 за обод диска 1.
-разрезными кольцами (см. Рис. 5.4.3.38).
Разрезное контровочное кольцо 3 устанавливают
в канавку, проточенную в диске 1 и лопатках 2. При
работе двигателя оно прижимается к лопаткам цен-
тробежной силой, а от перемещения в окружном
направлении фиксируется стопором 5 за обод диска.
Для сжатия кольца при демонтаже лопаток из коле-
са в диске выполнены специальные отверстия 4.
В роторах с гладкой проточной частью фик-
сацию лопаток от осевого перемещения в пазу мож-
но осуществить с помощью рядом стоящих дета-
лей, как показано на Рис. 5.4.3.11.
Для предотвращения перемещений в окружном
направлении лопатки 2, устанавливаемой в кольце-
вом пазе 4 диска 1 (см. Рис. 5.4.3.3 9), ее фикса-
ция осуществляется контровочными замками 3 че-
рез поперечные пазы 5 в диске 1. Крайние лопатки
имеют пазы 6 в полках под замки. Замок фиксиру-
ется в кольцевом пазе диска при помощи винта.
253
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.3.36 - Фиксация лопаток от перемещений контровочными пластинами и проволокой
а, б) контровочными пластинами; в) контровочной проволокой;
1 - лопатка рабочая; 2 - диск; 3 - контровочная пластина; 4 - контровочная проволока;
5 - паз; 6 - отверстие
Еще одним способом крепления лопаток в диск
является так называемый шарнирный замок (см.
Рис. 5.4.3.3 10). В данной конструкции лопатки 2
своими проушинами 7 устанавливаются в кольце-
вые пазы 6 обода диска 1 (между ребордами 5)
и фиксируется штифтами 3, которые в свою оче-
редь контрятся стопорами 4.
При этом лопатка имеет зазор как относитель-
но диска 1, так и относительно штифта 3, и поэто-
му сохраняет возможность поворота относитель-
но оси штифта, закрепленного в ребордах. Такое
крепление благоприятно сказывается на вибраци-
онном состоянии лопатки, поскольку большая под-
вижность соединения по сравнению с соединени-
ем «ласточкин хвост» позволяет значительно лучше
демпфировать возникающие в работе колебания.
Однако та же самая подвижность соединения мо-
жет привести к повышенному износу или фрет-
тинг-коррозии лопаток, диска и фиксирующих
штифтов. (Примечание - фреттинг-коррозией на-
зывается явление износа материала, возникающе-
го на контактных поверхностях в результате посто-
Рисунок 5.43.3_ 7 - Фиксация лопаток от переме-
щений сплошным кольцом
1 - диск; 2 - лопатка рабочая;
3 - контровочный штифт;
4 - сплошное кольцо
254
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.3.38 - Фиксация лопаток от переме-
щений разрезным кольцом
1- диск; 2 - лопатка рабочая;
3 - разрезное кольцо; 4 - отвер-
стия под съемник; 5 - стопор
кольца
янных взаимных перемещений деталей). Чтобы это
предотвратить, необходимо принимать специаль-
ные меры, например, наносить твердую смазку или
износостойкие покрытия.
Определенным недостатком подобного соеди-
нения является то, что в собранном РК невозможно
обработать торцы лопаток с целью обеспечения
минимального радиального зазора. Лопатки с шар-
нирным замком имеют самую большую массу из
рассмотренных в этом разделе. Поэтому шарнирное
соединение возможно использовать только в рабо-
чих колесах, имеющих сравнительно небольшие
окружные скорости (не более 300 м/с) на перифе-
рии. В противном случае не удается удовлетворить
требования прочности как к ребордам диска, так
и к самому штифту. Исходя из указанных причин,
такое соединение, в основном, получило распрос-
транение в КНД ТРД и ТРДД с малой степенью
двухконтурности и в современных двигателях ис-
пользуется редко.
Рисунок 5.4.3.39 - Фиксация от перемещений
лопаток с кольцевыми рабочими
поверхностями (Печатается с
разрешения Rolls-Royce pic.)
1 - диск; 2 - рабочая лопатка; 3 -
контровочный замок ; 4 - кольце-
вой паз в диске; 5 - паз для ввода
замка в кольцевой паз диска; б -
паз в лопатке под контровочный
замок
5.4.3.4 - Особенности крупногабарит-
ных рабочих лопаток вентилятора
При проектировании крупногабаритных лопа-
ток вентилятора необходимо решить следующие
проблемы.
Первая проблема заключается в том, что из-за
малой величины отношения диаметра диска к дли-
не лопаток трудно разместить необходимое количе-
ство лопаток. Обычно для вентилятора используют
соединение типа «ласточкин хвост». Для крупнога-
баритных же лопаток при возникновении проблем
с размещением необходимого количества пазов
иногда применяют замок елочного типа с двумя зу-
255
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.3.310 - Шарнирное соединение лопатки с диском
1 - рабочая лопатка; 2 - проушины лопатки; 3 - кольцевые пазы; 4 - диск; 5 - реборды
диска; б - фиксирующий штифт; 7 - стопоры штифта
бьями, который меньше ослабляет ободную часть
диска.
Следующая проблема связана с обеспечением
допустимых вибронапряжений в лопатках. Для дем-
пфирования колебаний и снижения вибронапряже-
ний лопатки вентилятора с большим удлинением
выполняют с антивибрационными полками на од-
ном или нескольких уровнях (см. Рис. 5.4.3.4 1).
В современных авиационных двигателях,
особенно в ТРДД с большой степенью двухкон-
турности, наибольшее применение нашли ши-
рокохордные лопатки без антивибрационных по-
лок (см. Рис. 5.4.3.4 2).
Основные цели введения широкохордных ло-
паток:
-	уменьшение потерь, связанных с закромоч-
ными следами от антивибрационных полок;
-	уменьшение влияния следов от полок на ха-
рактеристики спрямляющей решетки;
-	обеспечения максимального расхода воздуха
на единицу площади, что позволяет свести к мини-
муму поперечные габариты двигателя;
-	повышение аэродинамической эффективно-
сти вентилятора;
-	снижение уровня шума вентилятора;
Рисунок 5.4.3.41 - Вентилятор с антивибрацион-
ными полками на двух уровнях
двигателя Pratt& Whitney PW4000
-	повышение стойкости двигателя к попада-
нию в него посторонних предметов;
-	уменьшение общего количества лопаток вен-
тилятора;
-	уменьшение массы.
256
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.4.3.42 - Сравнение современной широко-
хордной и полочной лопаток
вентиляторов одинакового диа-
метра
Проведенные исследования показывают, что
только отказ от антивибрационных полок дает не-
сколько преимуществ:
-	газодинамическая эффективность вентилято-
ра повышается до 6%;
-	удельноый расход топлива на крейсерских
режимах снижается на 4%;
-	увеличивается расход воздуха через венти-
лятор.
Последнее обстоятельство оказывается чрез-
вычайно важным, так как проходящий по наруж-
ному контуру воздушный поток создает около 75%
общей тяги. При заданной площади проходного
сечения широкохордная лопатка без антивибраци-
онных полок предоставляет большие возможнос-
ти по выбору, повышению и оптимизации тяги.
Применение новых конструкторских и техноло-
гических решений позволяет снизить массу каждой
лопатки в отдельности. Это пустотелые титановые
лопатки с сотовым заполнителем или с гофрирован-
ным листом, пустотелые титановые лопатки с сое-
динением двух половин по средней линии методом
диффузионной сварки, лопатки из полимерных ком-
позиционных материалов (ПКМ), лопатки из неполи-
мерных композиционных материалов (например, ло-
патки из материала на основе борного волокна
в алюминиевой матрице с титановой обшивкой). На
Рис. 5.4.3.43 показана стреловидная широкохордная
титановая лопатка вентилятора с сотовым заполни-
телем двигателя Rolls-Royce RB-211.
Рисунок 5.4.3.4_3 - Пустотелая титановая лопат-
ка двигателя Rolls-Royce RB-
211 (Печатается с разрешения
Rolls-Royce pic)
5.5 - Статоры осевых компрес-
соров
Статор компрессора обычно состоит из не-
скольких основных частей, которые в зависимос-
ти от назначения и выполняемой функции могут
называться:
257
Глава 5 - Компрессоры ГТД
-	корпус входной;
-	корпус с регулируемыми и неподвижными НА;
-	корпус отборов;
-	корпус задней опоры.
В двух- и трехкаскадных компрессорах роль
входных корпусов выполняет разделительный кор-
пус. Пример статора компрессора представлен на
Рис. 5.5 1.
Внутри корпуса крепятся опоры ротора, НА.
Снаружи на обечайке и фланцах монтируются аг-
регаты (топливные и масляные насосы и т.п.),
трубопроводные и электрические коммуникации,
приводы механизации компрессора, узлы подвес-
ки двигателя к самолету. На корпусе выполнены
специальные отверстия для отбора воздуха на раз-
личные нужды и смотровые люки для периодичес-
кого контроля в эксплуатации рабочих и направля-
ющих лопаток.
Статор воспринимает разнообразные нагрузки:
-	осевые силы;
-	гироскопические усилия;
-	силы давления;
-	массу и силы инерции ротора;
-	изгибные и крутящие моменты от сопрягае-
мых деталей;
-	тепловые деформации.
К статору предъявляются ряд специфических
требований:
-	герметичность;
-	локализация возможного разрушения ротор-
ных деталей;
-	простота изготовления и монтажа НА и раз-
личных агрегатов;
-	обеспечение минимальных радиальных зазо-
ров на всех режимах работы двигателя.
5.5.1 - Конструкции корпусов
Корпусы компрессора обычно представляют
собой кольцевые цилиндрические или конические
детали с фланцами на переднем и заднем торцах для
крепления корпусов между собой (см. Рис. 5.5 1).
Корпусы (см. Рис. 5.5.1 1) могут быть неразъем-
ными и разъемными.
Корпус без продольного разъема обладает мень-
шей массой и большей жесткостью, но его изготов-
ление более трудоемко, а сборка и разборка более
сложная - такой корпус требует последовательную,
поэтапную сборку и разборку ротора и статора.
Корпус с продольным разъемом также имеет
свои недостатки. Неравномерная жесткость корпу-
са по окружности (большая в плоскости разъема
и меньшая в перпендикулярной к нему плоско-
сти) приводит к неравномерному расширению кор-
пуса и, следовательно, к дополнительной овализа-
ции в процессе работы. Параметры компрессора
ухудшены из-за увеличенных зазоров - зазоры при-
ходится увеличивать из-за большей овализации кор-
пуса. Через разъемы происходят дополнительные
Рисунок 5.5_1 - Статор КВД двигателя ПС-90А
1 - корпус с регулируемыми НА; 2,3 - корпус с неподвижными НА; 4 - корпус перепуска и от-
боров; 5 - корпус обдува; б - разделительный корпус с деталями передней опоры; 7 - корпус
КС со спрямляющим аппаратом компрессора и деталями задней опоры; 8 - подвижные ло-
патки НА; 9 - неподвижные лопатки НА
258
Глава 5 - Компрессоры ГТД
утечки воздуха. Худшая центровка статора с рото-
ром. Основным преимуществом корпуса с продоль-
ным разъемом является удобство сборки, а на од-
ноконтурных двигателях, особенно промышленного
применения, возможность разборки корпуса и ре-
монта без разборки двигателя.
В современных авиационных двигателях
предпочтение отдают комбинированным корпусам,
в которых используются продольные и поперечные
разъемы. Это, помимо прочего, позволяет изменять
марку материала корпуса в зависимости от рабо-
чей температуры от первой ступени к последней.
Например для первых ступеней - алюминиевый
корпус, затем - титановый, а последние ступени
могут иметь корпус из жаропрочного сплава.
5.5.1.1 - Корпус входной
Корпус входной представляет собой силовой
неразъемный корпус, предназначенный для пере-
дачи усилий от передней опоры компрессора. Мо-
жет применяться конструкция, когда в силовую
схему включаются лопатки ВНА, что уменьшает
габариты и массу компрессора. Для увеличения
запасов газодинамической устойчивости может
применяться конструкция с регулируемой выход-
ной кромкой ВНА (см. Рис 5.5.1.11}.
Внутри стоек размещают коммуникации подво-
да к деталям опоры и отвода от них масла, а также
воздуха на наддув уплотнений и обогрев обтекателя.
5.5.1.2 - Корпусы с направляющи-
ми аппаратами
Корпусы с НА (см. Рис. 5.5 1) представляют
собой кольцевые детали, в которых закреплены
лопатки НА подвижные и неподвижные. Эти кор-
пусы формируют проточную часть компрессора
и реализуют силовую связь между разделительным
(входным) корпусом и корпусом камеры сгорания.
В передней части корпуса компрессора для увели-
чения запасов газодинамической устойчивости
применяют НА, регулируемые по специальной
программе (см. Рис. 5.5.1.2 1).
Корпус 1 с регулируемыми НА чаще всего вы-
полняют с продольным разъёмом 3 для облегчения
сборки компрессора. Лопатки 2 связаны друг с дру-
гом кольцами 4, которые в свою очередь соедине-
ны механизмом привода 5. Работа поворотных НА
будет подробнее описана в разделе 5.6.
Корпус с неподвижными НА представляет со-
бой тело вращения с закрепленными в нем отдель-
ными лопатками НА, либо объединенным в секто-
ра лопатками НА. Лопатки или сектора с лопатками
Рисунок 5.5.11 - Схема корпусов
а) без продольного разъема;
б) с продольным разъемом
Рисунок 5.5.1.1_ 1 - Входной корпус со стойками,
совмещенными с лопатками
НА, двигатель Snecma М88
(Фотография любезно предос-
тавлена компанией Snecma
Moteurs)
259
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.5.1.21 - Корпус с регулируемыми лопатками НА
а) двигатель International Aero Engine (I.A.E) V2500 (Печатается с разрешения Rolls-Royce
pic); б) двигатель ПС-90ГП2
1 - корпус; 2 - лопатки НА; 3 - продольный разъем корпуса; 4 - кольца привода НА; 5 - Ме-
ханизм привода НА
Рисунок 5.5.1.2_2 - Корпус с неподвижными лопатками НА
а) с консольными лопатками с замком типа «ласточкин хвост» в секторном кольце НА;
б) с консольными лопатками с кольцевым замком; в) с секторами двухопорных лопаток;
1 - корпус; 2 - секторы НА; 3 - винт крепления рабочего кольца; 4 - винт крепления сек-
тора НА; 5 - прирабатывемое покрытие на корпусе; б - рабочее кольцо с прирабатывае-
мым покрытием
могут устанавливаться в специально выточенные
пазы в корпусе или последовательно друг за дру-
гом по схеме «НА - рабочее кольцо НА» (см.
Рис. 5.5.1.2 2). Рабочее кольцо 6 крепится к кор-
пусу 1 радиальными винтами 4. Такое же крепле-
ние 3 можно применять и для секторов НА. На кор-
пус между НА и на рабочие кольца наносится спе-
циальное мягкое прирабатываемое покрытие для
предотвращения износа лопаток ротора при их за-
девании о поверхность корпуса.
260
Глава 5 - Компрессоры ГТД
5.5.1.3 - Корпус отборов
Корпус отборов 1 (см. Рис. 5.5.1.3 ^представ-
ляет собой деталь, расположенную над корпусом 2
с НА и образующая с ним кольцевую полость 4 со
щелью отбора 3. На корпусе выполняются отвер-
стия (см. Рис. 5.5.1.3 2) для отбора сжатого возду-
ха. Воздух расходуется на различные нужды - кон-
диционирование пассажирского салона самолета,
наддув опор двигателя, охлаждение или обогрев
различных узлов. Воздух отбирается из проточной
части компрессора через отверстия в корпусе с НА
Рисунок 5.5.1.3_1 - Корпус отборов
1 - корпус отборов; 2 - корпус с
НА; 3 - щель отбора воздуха;
4 - кольцевая полость
Рисунок 5.5.1.32 - Корпус отборов КВД двигателя
ПС-90А
или из кольцевой щели, образованной двумя пос-
ледовательными корпусами с НА.
5.5.1.4 - Корпус задней опоры
Корпус задней опоры компрессора обеспечи-
вает силовую связь между компрессором 1 и каме-
рой сгорания 2 (см. Рис. 5.5.1.4 1). Внутри корпу-
са размещена задняя опора 3 компрессора. Корпус
представляет собой два кольца, соединенные меж-
ду собой радиальными связями, которыми являют-
ся либо лопатки спрямляющего аппарата 4 после-
дней ступени компрессора, либо специально
спрофилированные стойки на входе в КС. В пос-
леднем случае корпус чаще называют «корпусом
камеры сгорания». Внутреннее кольцо корпуса зад-
ней опоры 5 с опорой компрессора соединяет сило-
вая диафрагма 6. К наружному кольцу корпуса мо-
гут монтироваться узлы крепления двигателя
к самолету.
Температура воздуха в районе корпуса задней
опоры компрессора может достигать 550...600°С.
На корпус действует высокое избыточное давле-
ние, от опоры передаются значительные радиаль-
ные и осевые (в случае, если установлен радиаль-
но-упорный подшипник) усилия. Таким образом,
корпус задней опоры компрессора является одним
из самых нагруженных узлов всего двигателя.
5.5.2 - Корпус вентилятора. Удержа-
ние лопаток при обрыве
Согласно требованиям Авиационных Правил
корпусы в ГТД должны быть спроектированы та-
ким образом, чтобы обеспечить локализацию по-
вреждений. Локализация - это удержание внутри
корпуса двигателя фрагментов его конструкции,
образовавшихся вследствие поломок лопаток ро-
торов, а также вызванных ими вторичных явлений.
При этом не должно происходить значительных
разрывов и опасной деформации наружного кор-
пуса или защитного экрана, но фрагменты могут
выходить через воздухозаборник или выходное
устройство двигателя.
Лопатка вентилятора ТРДД с большой степе-
нью двухконтурности является самой тяжелой ло-
паткой двигателя. Поэтому задача локализации
повреждений при обрыве лопатки вентилятора
приобретает особое значение. Решается эта задача
конструкцией корпуса вентилятора.
Корпус 1 вентилятора (см. Рис. 5.5.2 1) яв-
ляется силовым элементом двигателя. Он образу-
ет проточную часть от входа в двигатель до входа
в спрямляющий аппарат 2 вентилятора. На внут-
261
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.5.2_1 - Корпус вентилятора двигателя
Trent 800
1 - корпус вентилятора; 2 - спрям-
ляющий аппарат вентилятора;
3 - рабочая лопатка вентилято-
ра; 4 - алюминиевый корпус-мат-
рица; 5 - кевларовая оболочка; б -
панели с ЗПК
ра состоит из корпуса-матрицы 4, изготовленного
из алюминиевого сплава, и удерживающего коль-
ца 5 из кевлара (композиционного материала с вы-
сокой прочностью). Назначение корпуса-матрицы
сохранение формы корпуса при обрыве лопатки,
а назначение намотки из кевлара удержать лопат-
ку и предотвратить разрушение удерживающего
кольца. Как правило, в корпус также встраиваются
шумоглушащие панели 6.
Рисунок 5.5.1.41 - Корпус задней опоры в КВД дви-
гателя ПС-90А.
1 - КВД; 2 - КС; 3 - задняя опора
компрессора; 4 - спрямляющий
аппарат компрессора; 5 - внут-
реннее кольцо корпуса задней
опоры компрессора; 6 - силовая
диафрагма
реннюю часть корпуса вентилятора наносится при-
рабатываемое покрытие для обеспечения мини-
мального радиального зазора над рабочими лопат-
ками вентилятора.
На Рис. 5.5.2 1 представлен корпус вентиля-
тора с мероприятиями по локализации повреждений
при обрыве рабочей лопатки 3. Корпус вентилято-
5.5.3 - Направляющие аппараты (НА)
НА представляют собой набор лопаток закреп-
ленных в корпусе неподвижно или имеющих воз-
можность поворота профиля вокруг оси. Направ-
ляющие лопатки могут заранее помещаться
в кольцевую деталь, после чего собранный НА ус-
танавливается в корпус компрессора. Последний
НА компрессора чаще называют спрямляющим
аппаратом. Спрямляющий аппарат разворачивает
воздушный поток на выходе из компрессора до
осевого направления перед его входом в КС.
Условия работы направляющих лопаток ана-
логичны рабочим, поэтому к направляющим лопат-
кам предъявляют требования, подобные требова-
ниям к рабочим лопаткам (см. раздел 5.4.3.1).
Отличиями в работе является то, что направляю-
щие лопатки не испытывают растягивающих на-
пряжений от центробежных сил.
262
Глава 5 - Компрессоры ГТД
5.5.3.1 - Конструкция НА
Лопатки НА по способу закрепления в корпу-
се делятся на консольные и двухопорные.
Неподвижные консольные лопатки крепятся
к корпусу или кольцу НА чаще всего хвостовика-
ми типа «ласточкин хвост» (см. Рис. 5.5.3.11).
Установка НА с хвостовиками такого типа показа-
но на Рис. 5.5.1.2 2а. Еще один способ крепления
направляющих лопаток в корпусе представлен на
рисунке 5.5.1.2 26,в. В этом случае лопатки или
группы лопаток, соединенные в сектор, имеют спе-
циальные заплечики. Лопатки заводятся в специ-
ально спрофилированный кольцевой паз в корпу-
се. В этом случае корпус (или кольцо НА) обычно
имеет разъемы для облегчения сборки узла. Очень
редко каждую лопатку соединяют с корпусом свар-
кой или пайкой.
Двухопорные неподвижные НА собирают сле-
дующим образом. В корпус лопатки 1 устанавлива-
ются любым из описанных для консольных лопаток
способов, но дополнительно крепятся на внутрен-
нем кольце 2, например, гайками 3, навинчивающи-
мися на специально нарезанную резьбу на внутрен-
них цапфах лопаток (см. Рис. 5.5.3.1 2а). Возможно
крепление кольца внутреннего к лопаткам посред-
ством заклепок 4 (см. Рис. 5.5.3.1 26) или через от-
верстия 5 с помощью болтового соединения с соп-
ряженным корпусом (см. Рис. 5.5.3.1 2в). На
внутреннюю поверхность этих колец наносят при-
рабатываемое покрытие 5 для организации уплот-
Рисунок 5.5.3.1_1 - Лопатка НА с хвостовиком
типа «ласточкин хвост»
1 - перо; 2 - хвостовик
нения, предотвращающего перетекание воздуха
между ступенями.
Поворотные направляющие лопатки обеспе-
чивают запас газодинамической устойчивости.
Поворотные консольные лопатки имеют в пе-
риферийной части пера 1 цилиндрический хвосто-
вик 2 (см. Рис. 5.5.3.13). Лопатка устанавливается
в корпус изнутри до упора в торец 4. С наружной
части корпуса на лопатку устанавливается рычаг,
фиксирующий ее от выпадения и осуществляющий
поворот лопатки (см. Рис. 5.5.1.2 1).
Двухопорные поворотные НА конструктивно
аналогичны консольным. Но на втулочной части
Рисунок 5.5.3.1_2 - Двухопорная неподвижная лопатка НА
а) с креплением внутреннего кольца гайками; б) с креплением внутреннего кольца
заклепками; в) с внутренним кольцом, сформированным полками лопаток;
1 - лопатка НА; 2 - кольцо внутреннее; 3 - гайка; 4 - заклепка; 5 - прирабатываемое по-
крытие; б - отверстия для болтового соединения с сопряженным корпусом
263
Глава 5 - Компрессоры ГТД
а)	б)
Рисунок 5.5.3.1_3 - Поворотная лопатка НА
а) консольная; б) двухопорная;
1 - перо; 2 - наружный цилинд-
рический хвостовик; 3- внут-
ренний цилиндрический хвосто-
вик; 4 - упорный торец
пера лопаток этих НА имеется второй цилиндри-
ческий хвостовик (см. Рис. 5.5.3.1 3), который по-
зволяет закрепить лопатку во внутреннем закреп-
ленном (для лопаток ВНА) или незакрепленном (для
остальных поворотных НА) кольце (см. Рис. 5.5 1).
Для компенсации несоосности цилиндрических
отверстий в корпусе и внутреннем кольце на хвос-
товики лопаток устанавливают сферические под-
шипники, значительно снижающие усилия пово-
рота лопатки.
В случае использования НА с консольным
креплением лопаток ротор компрессора должен
иметь «гладкую» (см. раздел 5.4.2) проточную
часть. Поэтому двухопорные лопатки в первую
очередь применяют в поворотных и неподвижных
НА первых ступеней компрессора, где лопатки
имеют большое относительное удлинение.
В горячей части компрессора лопатки могут
устанавливаться с жесткой связью только по одно-
му (наружному или внутреннему) кольцу. Соответ-
ственно в другом кольце лопатки имеют возмож-
ность перемещения вдоль своей радиальной оси.
Это делается с целью обеспечения возможности
дополнительных температурных расширений.
5.6 - Регулирование компрессоров
ГТД являются по характеру использования
многорежимными, широко диапазонными машина-
ми. Например, авиационный ГТД должен обеспе-
чивать необходимые параметры как в условиях
старта на земле, так и в условиях полета на боль-
ших высотах с различными, в том числе и сверхз-
вуковыми скоростями полета. При определенных
условиях работы ГТД возможно существенное сни-
жение к.п.д. компрессора на отдельных режимах,
несмотря на его высокое значение на расчетном ре-
жиме. Кроме того, на некоторых режимах возмож-
но появление признаков неустойчивой работы ком-
прессоров, что недопустимо для работы двигателя.
Необходимые характеристики удается полу-
чить рациональным выбором расчетного режима
с помощью регулирования компрессора:
-	перепуском воздуха;
-	поворотом направляющих лопаток.
Целями регулирования являются:
-	обеспечение запасов газодинамической ус-
тойчивости;
-	обеспечение к.п.д. компрессора;
-	изменение соотношений между расходом
воздуха, частотой вращения и степенью повыше-
ния полного давления для улучшения характерис-
тик двигателя;
-	обеспечение допустимого предела вибраци-
онных напряжений в лопатках.
Основными способами регулирования комп-
рессора являются поворот направляющих лопаток
и перепуск воздуха на низких частотах вращения.
5.6.1 - Поворот направляющих ло-
паток компрессора
Поворот направляющих лопаток компрессора
позволяет достичь высоких характеристик двига-
теля на разных режимах работы путем подстройки
геометрических углов лопаток под направление воз-
душного потока в соответствии с условиями рабо-
ты компрессора. Количество ступеней поворотных
аппаратов и диапазоны углов поворота лопаток вы-
бираются при проектировании компрессора.
Существует множество различных конструк-
ций механизмов поворота лопаток направляющих
аппаратов. Привод механизма выбирается, исходя
из потребного усилия и времени перекладки, диа-
пазона регулирования. В конструкции механизма
поворота может быть один или два привода. При-
вод может быть гидравлическим (рабочее тело
жидкость), пневматическим (рабочее тело - воздух)
или электрическим.
Перекладка поворотных лопаток НА может
осуществляться:
- из одного крайнего положения в другое край-
нее положение за короткий промежуток времени
(десятые доли секунды),
264
Глава 5 - Компрессоры ГТД
а)
Рисунок 5.6.1_1 - Привод поворотных НА двигателя
ПС-90ГП-1
а) ВНА; б) корпус с поворотными
НА 1 и 2 ступеней;
1 - лопатка ВНА; 2 - кольцо приво
да ВНА; 3 - кольцо внутреннее; 4 -
кольцо наружное; 5 - ролик;
б - рычаги ВНА; 7 - электричес-
кий привод; 8 - шток привода; 9 -
ведущий вал; 10- тяга; 11 - рычаг
НА 1 ступени; 12 - кольцо приво-
да НА 1 ступени; 13 - рычаг НА 2
ступени; 14 - кольцо привода НА
2 ступени
б)
- по программе в зависимости от изменения
приведенных оборотов КВД.
На Рис. 5.6.1 1а представлена конструкция
механизма поворота лопаток НА двигателя
ПС-90ГП-1. Поворот лопаток 1 ВНА осуществля-
ется по заданной программе в зависимости от при-
веденной частоты вращения ротора КВД двумя
электрическими приводами 7, расположенными ди-
аметрально противоположно. Поступательное дви-
жение штоков привода 8 передается на два одина-
ковых по конструкции ведущих вала 9, располо-
женных диаметрально противоположно. Рычаг ве-
дущего вала через тягу 10 передает усилие к рыча-
гу привода ВНА, соединенного со скобой кольца
привода ВНА 2. Лопатки ВНА 1 закреплены в на-
ружном 4 и внутреннем 3 кольцах с зазором в сфе-
рических опорах и поворачиваются вокруг про-
дольной оси с помощью кольца привода ВНА,
соединенного шарнирно с рычагами, жестко укреп-
ленных на лопатках.
265
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Если для обеспечения параметров компрессо-
ра одного поворотного аппарата недостаточно, то
за ним устанавливают аналогичные поворотные
аппараты последующих ступеней. На Рис. 5.6.116
представлен корпус с поворотными НА 1 и 2 сту-
пеней двигателя ПС-90ГП-1. Привод осуществля-
ется теми же ведущими валами 9. Лопатки НА 1
и 2 ступеней поворачиваются относительно своих
продольных осей с помощью подвижных колец 12
и 14 привода НА 1 и 2 ступеней, соединенных
шарнирно с рычагами 11 и 13, жестко укреплен-
ных на лопатках.
При повороте рычагов ведущих валов проис-
ходит перемещение колец привода ВНА, НА 1 и 2
ступеней относительно корпусов в окружном на-
правлении, что и осуществляет поворот лопаток на
заданный законом управления угол.
Датчик, установленный около одного из при-
водов, измеряет фактический угол и передает эти
данные в систему автоматического регулирования
(САР), которая сравнивает их с заданными по про-
грамме управления значениями и выдает команду
в привод на корректировку положения.
5.6.2 - Перепуск воздуха из проточ-
ной части компрессора
Перепуск воздуха в группе средних ступеней
компрессора позволяет увеличить расход воздуха
через передние ступени на низких частотах вра-
щения, тем самым выводя их на расчетный режим
работы. С помощью перепуска снижается линия
рабочих режимов двигателя, за счет чего удается
повысить запас устойчивой работы компрессора.
Необходимо отметить, что этот метод регулирова-
ния экономически не выгоден, так как ведет к сни-
жению тяги двигателя и увеличению удельного
расхода топлива на режимах перепуска. Поэтому
перепуск воздуха используется на кратковремен-
ных режимах работы двигателя, а на вновь проек-
тируемых двигателях чаще всего не применяется.
Перепуск воздуха осуществляют через отвер-
стия в корпусе, которые закрываются и открывают-
ся по программе регулирования компрессора. Откры-
тие отверстий осуществляется разными способами:
-	лентами;
-	заслонками;
-	клапанами.
Воздух, отобранный из проточной части ком-
прессора, сбрасывается в атмосферу (для однокон-
турных двигателей) или в проточную часть наруж-
ного контура (для двухконтурных двигателей).
На Рис. 5.6.2 1 показан способ регулирования
перепусков стальными лентами. С внешней сторо-
ны корпуса перепуска 1 отверстия 2 закрыты дву-
мя стальными лентами 3, которые при помощи
механизмов 4 управления открывают или закры-
вают одновременно оба ряда отверстий. На концах
ленты имеются петли 5, которыми она при помо-
щи звеньев 6 шарнирно соединена с поршнем 7
механизма управления. Отверстия закрываются
лентой при перемещении поршня в цилиндре 8 под
действием сжатого воздуха, подводимого через
штуцер 9, а открываются отверстия под действи-
ем пружин 10 при выключении подачи сжатого
воздуха.
На рисунке изображено положение деталей
механизма и лент перепуска при закрытых отвер-
стиях.
Другим способом осуществления перепуска
воздуха является перепуск посредством открытия
заслонок 1 (см. Рис. 5.6.2 2). На осях 2 заслонок 1
крепят рычаги, связанные с гидроцилиндром уп-
равления.
Существуют конструкции компрессоров, в кото-
рых перепуск воздуха осуществляется при срабаты-
вании клапанов 2 перепуска воздуха (см. Рис. 5.6.2 3).
В корпусе 1 выполняют необходимое количество от-
верстий 3. Над отверстиями имеется кольцевой кол-
лектор 4, на который установлены клапаны перепус-
ка. Клапаны перепуска открываются и закрываются
по заданному закону или в случае возникновения уг-
розы неустойчивой работы компрессора.
5.7 - Противообледенительные
устройства
В некоторых условиях эксплуатации авиаци-
онных двигателей и двигателей наземного исполь-
зования (например, минусовые температуры окру-
жающего воздуха, высокая влажность) возможно
образование льда на элементах входного устрой-
ства и деталях компрессора. Накопление льда на
деталях двигателя неблагоприятно влияет на его
работу и вызывает недопустимое снижение мощ-
ности или тяги. При этом возможно ухудшение
управляемости двигателя, повышение температу-
ры газа выше допустимой. Образование льда на
деталях двигателя, особенно на роторных деталях
компрессора, может привести к значительному
увеличению вибраций двигателя вследствие раз-
балансирования ротора. В конечном итоге оторвав-
шиеся куски льда, попадая в газовоздушный тракт
двигателя, могут привести к недопустимым меха-
ническим повреждениям двигателя
Для обеспечения надежной работы двигате-
лей в этих условиях необходимо предусматривать
266
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.6.21 - Перепуск с лентами
1 - корпус перепуска; 2 - отверстия; 3 - стальная лента; 4 - механизм управления; 5 - пет-
ля; 6 - звено; 7 - поршень; 8 - цилиндр; 9 - штуцер; 10 - пружина
специальные противообледенительные системы
(ПОС). ПОС включают в себя:
-	противооблединительные устройства (ПУ);
-	систему управления ПОС (см. главу 12 «Си-
стемы»)
ПУ должны обеспечивать работу двигателя во
всем диапазоне полетных режимов.
В большинстве случаев лед образуется на не-
подвижных деталях двигателя, но в неблагоприят-
ных условиях работы возможно образование льда
даже на поверхности вращающегося обтекателя.
Для предотвращения обледенения использу-
ются следующие способы:
-	подогрев стенок элементов входного устрой-
267
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.6.2_2 - Корпус перепуска с поворотными
дроссельными заслонками двига-
теля Д-30
1-заслонки; 2 - ось заслонки
Рисунок 5.6.23 - Перепуск в компрессоре двигате-
ля ПС-90ГП-1 с пневматическим
клапаном перепуска
1 - корпус перепуска; 2 - клапан
не репуска; 3 - отверстия пере-
пуска;4 - кольцевой коллектор
ства, а также лопаток первых ступеней компрессора;
-	впрыскивание во входное устройство двига-
теля противообледенительной жидкости;
нанесение специальных покрытий и матери-
алов, препятствующих накоплению льда на элемен-
тах двигателя.
Для авиационных двигателей и двигателей
наземного применения в настоящее время наиболь-
шее применение нашел первый способ подогрев
элементов входного устройства и деталей компрес-
сора (воздухозаборник, приемники давления и тем-
пературы на входе в двигатель, конус-обтекатель,
стойки, лопатки ВНА).
Источниками тепла для подогрева элементов вход-
ного устройства и деталей компрессора могут быть:
-	воздух, отбираемый из-за одной из ступеней
компрессора;
-	масло, откачиваемое из маслоотстойников;
-	газы, отбираемые из камеры сгорания или из-
за турбины двигателя;
-	газы, вырабатываемые в специальной вспо-
могательной камере сгорания;
-	электрический подогрев.
Обогрев теплым воздухом, отбираемым от
компрессора, является наиболее простым, и поэ-
тому он получил наибольшее распространение.
Воздух подводится к обогреваемым деталям толь-
ко при условиях обледенения. Расход воздуха, его
давление и температура должны обеспечить дос-
таточный обогрев деталей во всем диапазоне ра-
бочих режимов и условий эксплуатации двигате-
ля. Чрезмерный равно как и неравномерный
подогрев может приводить к короблению обогре-
ваемых деталей. Поэтому на практике применяют
системы отбора обогревающего воздуха с перек-
лючением места отбора в зависимости от режи-
мов работы двигателя воздух на обогрев отбирает-
ся от различных ступеней компрессора.
Пройдя систему подогрева, теплый воздух
обычно выбрасывается в проточную часть наруж-
ного контура двигателя. В одноконтурных двига-
телях этот воздух сбрасывается в атмосферу.
На Рис. 5.7 1 представлен пример обогрева
деталей воздухозаборника и входного корпуса воз-
духом, отбираемым от компрессора.
Тепло отработанного масла может использо-
ваться для обогрева силовых стоек входного кор-
пуса компрессора. Обогрев горячими газами не
получил распространения из-за вызываемой ими
коррозии деталей ПОС и сравнительно высокой
пожароопасности. При электрическом подогреве
источники тепла нагревательные элементы раз-
мещаются в обогреваемых деталях. Для электри-
ческой системы обогрева необходимо сравнитель-
268
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.71 - ПОС на входе в двигатель Rolls-
Royce RB1S3 МК 555 (Печатается
с разрешения Rolls-Royce pic)
1 - обогреваемый воздухозаборник;
2 - обогреваемый обтекатель;
3 - обогреваемые лопатки ВНА;
4 - регулятор давления; 5 - воздуш-
ный коллектор; 6 - трубопровод
подвода воздуха
но большое количество электрической энергии -
80... 120 Вт на 1 дм2 обогреваемой поверхности,
что является существенным недостатком.
5.8 - Защита от попадания
посторонних предметов
Большое количество двигателей снимается
с самолетов до выработки ими гарантийного ресур-
са из-за повреждения компрессора посторонними
предметами, попавшими на вход двигателя при
эксплуатации. Досрочный съем двигателей нару-
шает регулярность рейсов самолетов и приводит
к большой дополнительной загрузке завода-изго-
товителя и ремонтных предприятий внеплановым
ремонтом двигателей. Повреждение компрессоров
двигателей снижает эксплуатационную надежность
и безопасность полетов.
Повреждения газовоздушного тракта в основ-
ном происходят от попадания в двигатель частиц
износа с ВПП, пыли, льда, воды, проволоки щеток
снегоочистителей, града, птиц и т.д. В зимнее вре-
мя уровень съема двигателей по забоинам на ло-
патках превышает уровень съема в летнее время.
Это объясняется ухудшенным состоянием ВПП
и рулежных дорожек зимой из-за образования на
них льда и внедрения в него твердых частиц.
Преимущественно попадание посторонних
предметов и частиц в газовоздушный тракт комп-
рессора происходит:
в	о время рулежки, разбега и пробега из-под
передних и основных колес шасси;
-	из-под струй газов при позднем закрытии
створок реверса тяги при посадке самолета;
-	при работе двигателя на стоянке из-за воз-
никновения вихревого жгута под воздухозаборни-
ком на поверхности ВПП.
В настоящее время определены основные на-
правления защиты двигателя от повреждений:
-	предотвращение попадания посторонних
предметов в воздухозаборник;
-	очистка воздуха на входе в двигатель от по-
сторонних предметов;
-	создание «самозащищенных» двигателей,
приспособленных к сохранению работоспособно-
сти в условиях попадания на вход посторонних
предметов.
Предотвращение попадания посторонних
предметов в воздухозаборник осуществляется сле-
дующим комплексом мероприятий:
-	применение на колесах шасси щитков;
-	отработка методики взлета и реверсирова-
ния;
-	струйная защита от образования вихря;
-	совершенствование покрытий аэродромов
и качества ухода за ними.
Очистка воздуха на входе в двигатель от по-
сторонних предметов осуществляется:
-	применением управляемых сеток, перекры-
вающих вход в двигатель на соответствующих ре-
жимах;
-	использованием искривлений воздухоподво-
дящих каналов для организации инерционной очи-
стки воздуха путем установки в местах поворота
потока окон-ловушек;
применением роторных систем защиты, в ко-
торых очистка воздуха от посторонних предметов
осуществляется специальной ступенью, установ-
ленной перед входом в двигатель.
Создание «самозащищенных» двигателей тре-
бует разработки:
-	методики расчета полей скоростей, индуци-
руемых воздухозаборником двигателя;
-	математических моделей движения посто-
ронних предметов вне воздухозаборника и в его
канале с учетом динамического взаимодействия
с элементами летательного аппарата и силовой ус-
тановки.
269
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Конструкции современных двигателей позво-
ляют ремонтировать поврежденные лопатки вен-
тиляторов и КНД вплоть до замены модулей без
съема двигателя с самолета. В то же время повреж-
дения КВД ведут к досрочному съему двигателей
и их полной переборке. Анализ повреждений про-
точной части компрессоров показывает, что соответ-
ствующей компоновкой компрессоров, профилиро-
ванием лопаток и проточной части, использованием
систем сдува вихря и ПОС, можно существенно сни-
зить вероятность повреждения лопаток КВД.
Для разработки мероприятий по предотвраще-
нию попадания постороннего предмета в газовоз-
душный тракт необходимо ясно представлять себе
процессы, вызывающие вихревое засасывание
предметов, и влияние конструктивных и эксплуа-
тационных параметров на интенсивность засасы-
вания. Для этого рассматривается кинематическая
структура потока около воздухозаборника двига-
теля при его работе над поверхностью аэродрома
(см. Рис. 5.8 1).
Анализ векторного поля скоростей показыва-
ет, что по мере приближения к воздухозаборнику
происходит сближение линий тока, причем на по-
верхности аэродрома существует точка, радиаль-
ные составляющие скорости в которой равны нулю.
Как показывают экспериментальные исследования
[5.13.17], именно возле таких точек торможения
формируется ядро вихревого шнура. Положение
точки торможения зависит от скорости и направ-
ления ветра, скорости движения самолета по аэро-
дрому. При увеличении скорости движения само-
лета точка торможения сдувается, и, следовательно,
исчезает предпосылка возникновения вихревого
шнура. Результаты расчетных и эксперименталь-
ных данных свидетельствуют, что течение на вхо-
де в воздухозаборник при наличии вихревого за-
Рисунок 5.8_1 - Структура воздушного потока при
размещении двигателя ПС-90А на
высоте Н=2 м (условия М=0, Н=0)
сасывания, не является равномерным, и при опре-
деленных условиях может привести к нарушению
устойчивой работы двигателя.
Однако наличие вихревого течения под возду-
хозаборником не всегда приводит к забросу в дви-
гатель посторонних предметов, находящихся на
поверхности аэродрома. Для этого вихрь должен
обладать определенной интенсивностью. Интен-
сивность вихревого течения можно оценить вели-
чиной горизонтальной составляющей скорости
воздушного потока в приземном слое под возду-
хозаборником Vrmax [5.4.18].
V = G /(20,1 -НД
max max v	0-'
где G - максимальный расход воздуха;
Н( - расстояние от поверхности аэродрома
до оси воздухозаборника.
Граничными значениями, установленными на
основании экспериментальных данных, являются:
И < 1,0 м/с отсутствие вихревых шнуров
или весьма слабое вихреобразование;
1,0 м/с < И <1,5 м/с - вихреобразование не-
достаточно интенсивное, чтобы подбросить части-
цу опасного размера на уровень воздухозаборника;
И > 1,5 м/с интенсивное вихреобразование.
Согласно предложенной ЛИИ им М.М. Громо-
ва методике определения интенсивности вихрево-
го течения, все самолеты, с точки зрения вероятно-
сти заброса посторонних предметов в двигатель,
можно разделить на «вихревые» и «невихревые»
(см. Рис. 5.8 2).
Из рисунка следует, что защита двигателя
обеспечивается, когда величина горизонтальной
составляющей скорости воздушного потока в при-
земном слое под воздухозаборником не превыша-
ет значения Иг =1,5 м/с. При этом относитель-
ная высота расположения воздухозаборника
должна быть не ниже Н =2.
Таким образом, можно сделать следующие
выводы.
1. Для защиты двигателя необходимо обеспечи-
вать такую компоновку силовой установки на само-
лете, при которой высота расположения воздухоза-
борника должна быть заведомо большей, чем //|и = 2.
2. Если обеспечить такую высоту расположе-
ния воздухозаборника не удается, то необходимо
рассматривать применение специальных средств
защиты, например, струйных.
Таким образом, схема размещения СУ на са-
молете, широко применяемая в настоящее время
(см. Рис. 5.8 3) наиболее удачная с точки зрения
летных качеств самолета - не позволяет в то же
время избежать возможности появления вихрево-
270
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Максимальная скорость в приземном слое, м с
Расстояние от земли, Ноги
Рисунок 5.82 - Значение параметра защищенности ГТД от вихревого
шнура компоновочной схемой самолета
Рисунок 5.83 - Размещение двигателя на самолете Ту-204-100
271
Глава 5 - Компрессоры ГТД
го течения при работе двигателей в наземных ус-
ловиях.
Из вышесказанного можно сделать вывод, что
для снижения вероятности попадания в двигатель
посторонних предметов вихревым течением необ-
ходима защита хотя бы от одного из двух следую-
щих условий:
-	существование вихревого течения, что обус-
лавливается наличием точки торможения линий
тока на поверхности земли;
-	существование в приземном слое воздушного
потока достаточной интенсивности (F > 1,5 м/с).
5.8.1 - Эксплуатационные меропри-
ятия по предотвращению появле-
ния вихревого шнура
Одним из эксплуатационных методов защи-
ты двигателя является специальный метод раз-
бега самолета на стартовом участке ВПП со сво-
бодными тормозами - «роллинг-старт». Суть
такого метода в том, что самолет начинает раз-
бег при работе двигателя на пониженном режи-
ме (режиме страгивания), а затем в процессе раз-
бега режим работы двигателей увеличивается до
максимального.
Другим эксплуатационным мероприятием, ис-
ключающим возникновение вихревого шнура под
воздухозаборником при отладке двигателей на го-
ночной площадке, является применение наземного
устройства (Рис. 5.8.1 1), разрушающего вихревой
шнур. Такое наземное устройство представляет со-
бой звездообразную конструкцию, состоящую из
ряда пластин, равномерно расходящихся из центра.
Размеры пластин могут быть следующими: толщи-
на 2-2,5 мм, длина, равная радиусу зоны вихреоб-
разования, высота, равная 0,07 диаметра воздухоза-
борника. Располагается данное устройство на
поверхности аэродрома под воздухозаборником, при
этом центр устройства совмещается с эпицентром
вихря.
5.8.2 - Конструктивные мероприятия
для защиты внутреннего контура от
попадания посторонних предметов
На примере двигателя ПС-90А рассмотрим
мероприятия для защиты внутреннего контура от
попадания посторонних предметов:
-	обтекатель спроектирован вращающимся
с углом конуса 90°;
-	на обтекатель нанесена отпугивающая окрас-
ка для защиты двигателя от попадания птиц;
-	втулка рабочего колеса имеет крутой подъем
=25°;
-	разделитель потока максимально отодвинут
от рабочего колеса;
-	осуществляется сепарирование посторонних
предметов (прошедших через тракт подпорных
ступеней) в полость наружного контура через коль-
цевую щель перепуска воздуха из КНД;
-	спроектирован искривленный канал внутрен-
него контура вентилятора с малым шагом решеток
ВНА и спрямляющего аппарата подпорных ступеней;
Рисунок 5.8.1 _1 - Наземное защитное устройство типа антивихревого рассекателя
272
Глава 5 - Компрессоры ГТД
-	предусмотрена ПОС обтекателя двигателя
и воздухозаборника самолета.
Для увеличения устойчивости двигателя к по-
паданию посторонних предметов применяют ши-
рокохордные лопатки вентилятора с упрочненной
входной кромкой.
Лопатки широкохордного вентилятора по
сравнению с традиционным в большей степени
защищают двигатель от попадания посторонних
предметов, поскольку они имеют большую шири-
ну и толщину корневого сечения и поэтому более
устойчивы и к попаданию птиц. Кроме этого под
действием центробежных сил, а также из-за пере-
носа передней кромки ближе к входу такие лопат-
ки позволяют отбрасывать посторонние предметы
в наружный контур.
Применение указанных мероприятий, а так-
же возможность зачистки забоин на лопатках вен-
тилятора и их замены без разборки двигателя по-
зволяют уменьшить количество двигателей,
снимаемых с самолета в эксплуатации по повреж-
дениям лопаток.
Проведенные с целью определения места
и степени концентрации посторонних предметов
в воздухозаборнике самолета расчетные иссле-
дования показывают, что отчетливо видна концен-
трация частиц в центре канала, которая достига-
ет наибольшей величины на начальном участке
(см. Рис. 5.8.2 1). Затем поток частиц начинает
расширяться, смещаться вверх и в дальнейшем
испытывает соударение, достигая верхней стен-
ки канала.
Полученные результаты по степени концент-
рации частиц, в частности, по величине площади
пучка в области повышенной концентрации, её про-
тяженности по длине канала дают все основания
полагать, что элементы вентилятора, в том числе
обтекатель, при наличии короткого воздухозабор-
ника, могут быть использованы для эффективной
сепарации частиц из воздушного потока.
Установлено, что на движение частиц после
соударения с обтекателем существенное влияние
оказывает величина коэффициента отражения, кото-
рая зависит от отношения диаметра частицы к тол-
щине стенки обтекателя.
Проведенные расчеты траекторий движения
посторонних предметов для двух значений углов
конуса (Д) входного обтекателя двигателя показа-
ли, что после отражения от обтекателя при Д 118°
большая часть посторонних предметов попадает на
лопатку вентилятора в зону больших скоростей
и малых относительных толщин передней кромки
и тела лопатки, что увеличивает вероятность их
повреждения, чего не наблюдается при угле Д 7111.
Рисунок 5.8.2_1 - Расчетные траектории движе-
ния посторонних предметов
в потоке воздуха перед воздухоза-
бор ником и в его канале
Данным примером иллюстрируется взаимо-
связь геометрии вентилятора с величиной вероятно-
сти попадания посторонних предметов в компрес-
сор высокого давления, показывается необходимость
тщательного (оптимального) выбора геометричес-
ких параметров (величина угла конуса обтекателя,
угол наклона втулки рабочего колеса, расположение
антивибрационной полки рабочего колеса и разде-
лителя потока) при проектировании входных эле-
ментов газотурбинных двигателей.
Так, например, обтекатель двигателя ПС-90А
имеет угол конуса Дк = 90°, который находится
ближе к минимальному из рассматриваемого ди-
апазона (71° <Д < 118°). Следовательно, отражение
посторонних предметов обтекателем будет осуще-
ствляться в зону относительно небольших окружных
скоростей. При этом максимально отодвинутый от
рабочего колеса вентилятора разделитель потока
и крутой подъем втулки рабочего колеса обеспечи-
вают направление посторонних предметов в наруж-
ный контур. Вращение обтекателя позволяет умень-
шить относительную составляющую скорости
соударения посторонних предметов с рабочим
колесом.
Вероятность соударения посторонних предме-
тов с обтекателем двигателя превосходит 90 %.
После соударения с обтекателем частицы движут-
ся к концам лопаток вентилятора, распределяясь по
сечению, близко к равномерному. Из сравнения
типов траекторий, реализующихся после отраже-
273
Глава 5 - Компрессоры ГТД
ния частиц от обтекателя, установлено, что их по-
падание во внутренний контур маловероятно. При-
чем не столкнувшиеся с обтекателем частицы име-
ют преимущественно осевое движение, и их
траектории слабо меняются при соударении с ло-
патками.
Для защиты КВД от посторонних предметов,
прошедших через тракт подпорных ступеней, пре-
дусмотрено их сепарирование (инерционная очист-
ка воздуха) в полость наружного контура через коль-
цевую щель перепуска. Для защиты компрессора от
попадания большеразмерных посторонних предме-
тов (куски льда, птицы и т.д.) перед подпорными
ступенями установлен ВНА с большой густотой
и числом лопаток z = 77. Кроме того, средний попе-
речный линейный размер спрямляющего аппарата
подпорных ступеней составляет менее 20 мм. Воз-
духозаборник и обтекатель двигателя в условиях
обледенения обогреваются воздухом, отбираемым
из КВД, что исключает образование на них льда.
Применение этих мероприятий, а также име-
ющиеся возможности зачистки забоин на лопатках
вентилятора, замены отдельных лопаток вентилято-
ра, модулей вентилятора и КНД позволяют умень-
шить количество двигателей, снимаемых с самоле-
та в эксплуатации по повреждениям лопаток.
Мероприятия, вводимые в конструкцию дви-
гателя и летательного аппарата, обеспечивают до-
статочно высокий уровень защиты КВД от попа-
дания посторонних предметов.
5.8.3 - Особенности конструкций
систем защиты ГТД наземного при-
менения от попадания посторонних
предметов
Для ГТУ наземного применения в отличие от
авиационных ГТД, в силу менее жестких ограниче-
ний по габаритам и массе, применяются стационар-
ные воздухоприемные устройства со ступенчатой
системой очистки воздуха.
Типовая схема воздухоочистки состоит из
двухступенчатой системы:
-	первая ступень очистки воздуха для улавли-
вания частиц размером до 10 мкм- циклонные бло-
ки или щелевые инерционные воздухоочистители;
-	вторая ступень очистки воздуха для улавлива-
ния более мелких частиц - фильтры тонкой очистки.
На период пуско-наладочных работ (первые
500-1000 ч работы) налемнискатный воздухозабор-
ник ГТУ устанавливается мелкоячеистая сетка для
защиты компрессора от попадания элементов кон-
струкции входного устройства.
5.9	- Особенности конструкции
компрессоров ГТД наземного
применения
Цикл работы промышленного двигателя су-
щественно отличается от цикла работы авиацион-
ного - он характеризуется меньшей нагруженнос-
тью и большей продолжительностью. Таким
образом, появляется возможность использовать
отработавшие на авиационном двигателе детали на
промышленном двигателе - дать им «вторую
жизнь». Этот путь наиболее быстр и наименее зат-
ратен, однако не позволяет в полной мере исполь-
зовать потенциал конструкции компрессора.
Оптимальным с точки зрения затрат и ожидае-
мой эффективности является второй путь - созда-
ние компрессора на базе высокоэффективного комп-
рессора авиационного двигателя, прошедшего
доводку и всеобъемлющие испытания. Подобное
решение настолько привлекательно, что даже при
необходимости создания компрессора другой произ-
водительности выгоднее моделировать (масштаби-
ровать) существующий компрессор, чем проектиро-
вать новый. Тем не менее, специфика использования
компрессора в стационарной ГТУ определяет неко-
торые особенности конструкции и подходы к про-
ектированию.
При создании компрессора для двигателя ле-
тательного аппарата очень остро стоит вопрос ми-
нимизации массы конструкции. Этим обуславли-
вается необходимость применения материалов
с возможно низкой удельной массой и высокими
механическими свойствами: титановых сплавов,
высоколегированных сталей и специальных спла-
вов. Такие материалы довольно дороги и, зачастую,
труднообрабатываемы. Дополнительно для сниже-
ния массы в конструкции узлов авиационных двига-
телей применяют облегчающие проточки, фрезеров-
ки, используют детали сложной пространственной
конфигурации.
Для компрессора стационарного двигателя тре-
бование минимальной массы отходит на второй план.
В связи с этим применение дорогих труднообраба-
тываемых материалов для снижения массы нецеле-
сообразно. Желательно применение деталей простых
форм с необходимым минимумом механической об-
работки. Требуемые запасы прочности обеспечива-
ются увеличением сечения деталей. На Рис. 5.9 1
показаны части корпуса компрессора авиационного
двигателя и созданного на его базе корпуса компрес-
сора двигателя наземного применения.
С большой осторожностью следует подходить
к вопросу замены марки материала особо ответ-
274
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.91 - Часть корпуса компрессора авиаци-
онного двигателя (вверху) и создан-
ный на его базе корпус компрессора
наземного двигателя
ственных и сложных в доводке деталей (валов, дис-
ков, лопаток). Изменение материала этих деталей
может потребовать проведения дорогостоящих эк-
спериментальных работ - тензометрирования и ча-
стотной отстройки лопаток, эквивалентно-цикли-
ческих испытаний дисков и валов и т.п.
В качестве исполнительных механизмов пово-
рота лопаток ВНА и НА могут применяться как
традиционные для авиационных двигателей гидро-
и пневмоцилиндры, так и электропроводы. В слу-
чае использования гидроприводов приходится пре-
дусматривать специальный гидронасос, посколь-
ку в отличие от авиационного двигателя, где
в качестве рабочего тела используется давление
топлива основного топливного насоса, промыш-
ленные двигатели чаще всего используют газовое
топливо.
Как известно, на величину требуемых монтаж-
ных и рабочих радиальных зазоров между рабочи-
ми лопатками и корпусом, между лопатками НА
и ротором влияют предполагаемые условия рабо-
ты двигателя. Цикл работы промышленного дви-
гателя по сравнению с авиационным характеризу-
ется меньшей напряженностью, более узким
диапазоном рабочих режимов, большей длитель-
ностью переходных режимов запуска приемис-
тости и сброса. Это позволяет в компрессоре про-
мышленного двигателя иметь меньшие монтажные
и рабочие радиальные зазоры. Уменьшение ради-
альных зазоров положительно сказывается на па-
раметрах компрессора компрессоры промышле-
ных двигателей, созданные на базе авиационных,
имеют, как правило, более высокий, чем у прото-
типа КПД.
5.10	- Особенности работы
компрессора в парогазовом цикле
Для эффективного использования ГТЭС в со-
ставе ПГУ необходимо поддержание максималь-
но возможной температуры газа за турбиной (7т*)
при снижении температуры наружного воздуха (1н)
и при дросселировании ГТД. Основной особенно-
стью работы компрессора в парогазовом цикле яв-
ляется то, что поддержание 7т* обеспечивается
прикрытием лопаток ВНА и НА компрессора для
снижения расхода воздуха при постоянной часто-
те вращения.
Особенности работы компрессора в парогазо-
вом цикле рассмотрим на примере компрессора
ГТЭ-180.
Компрессор ГТЭ-180 является моделью
(К^ = 3,477) КВД авиационного двигателя ПС-90А.
Основными особенностями его работы в парога-
зовом цикле, связанными с изменением угла уста-
новки лопаток ВНА и НА от основной программы
управления, являются:
-	изменение запасов устойчивой работы ком-
прессора;
-	изменение максимального момента, действу-
ющего на вал механизации управления ВНА.
В связи с тем, что компрессор ГТЭ-180 нахо-
дится на одном валу с электрогенератором, физи-
ческие обороты компрессора всегда постоянны
и равны 3000 об/мин. При изменении температу-
ры окружающей среды t изменяются приведенные
обороты компрессора. Рассмотрим особенности ра-
боты компрессора в парогазовом цикле при
fH = -H5°C.
На Рис. 5.10 1 приведены зависимости тем-
пературы газа за турбиной Т* от мощности ГТУ
при фиксированном положении ВНА и при при-
крытии ВНА. На Рис. 5.10 2 приведена зависи-
мость относительной мощности ГТУ от при-
крытия ВНА. Как видно из рисунков, для
поддержания постоянной Гт* необходимо при-
крытие лопаток ВНА. Но при снижении мощно-
сти ГТУ ниже 0,57VHOM поддержание постоянной
Гт* невозможно из-за ограничения величины
прикрытия ВНА.
Прикрытие ВНА при фиксированной частоте
вращения ротора приводит к изменению запасов
устойчивой работы компрессора из-за рассогласо-
вания в работе отдельных ступеней. Максимальная
величина прикрытия ВНА определяется исходя из
условия, что запасы устойчивой работы компрес-
сора должны быть не ниже минимально допусти-
мого уровня.
275
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.101 - Зависимость температуры газа за турбиной от относительной мощности ГТУ при
tBX*= +15°С
Рисунок 5.10 2 - Зависимость относительной мощности ГТУ от прикрытия ВНА от исходной программы
регулирования
276
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.10 3 - Характеристики компрессора ГТЭ-180 на режиме ппр=3000 об/мин (1вх'=+15°С) при
различных углах ВНА
Л(Аа ВНА), град -------►
Рисунок 5.10 4 - Зависимость запасов устойчивой работы компрессора в парогазовом цикле
(п[Л=3000 об/мин, tBX=+15°C) от прикрытия ВНА от исходной программы регулирования
277
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Для определения максимальной величины
прикрытия ВНА проведены расчетно-эксперимен-
тальные работы по определению напорных харак-
теристик компрессора при различных значениях
прикрытия ВНА от исходной программы регули-
рования.
На Рис. 5.10 3 приведены расчетно-экспери-
ментальные напорные характеристики компрес-
сора при различных значениях прикрытия ВНА
от исходной программы регулирования компрес-
сора и расчетная линия рабочих режимов. На
Рис. 5.10 4 представлены фактические и мини-
мально допустимые запасы устойчивой работы
компрессора по критерию:
('ll* G
АЛу = кгур^лрр _t 100%
Tt G
^^лрр^гур /
Из рисунка видно, что прикрытие ВНА от ис-
ходной программы регулирования более чем на 30°
приводит к снижению запасов устойчивости ниже
допустимого уровня. Поэтому максимальная вели-
чина прикрытия ВНА от исходной программы ре-
гулирования при fBx* = +15°С равна 30°.
На Рис. 5.10 5 представлена зависимость мак-
симального допустимого прикрытия лопаток ВНА
от исходной программы регулирования А(АосВНА)
от температуры воздуха на входе в компрессор. На
Рис. 5.10 6 приведена зависимость максимально-
го допустимого прикрытия ВНА от приведенной
частоты вращения компрессора.
Прикрытие лопаток ВНА и НА при постоян-
ной частоте вращения приводит к изменению мак-
симального момента, действующего на вал меха-
низма управления ВНА и НА. Это изменение
в основном связано с увеличением аэродинамичес-
ких сил, действующих на лопатки ВНА и НА.
По данным расчета прикрытие ВНА от исход-
ной программы регулирования на 24 градуса (при
и = 3000 об/мин) приводит к изменению аэроди-
намического момента от минус 21,5 кгс-м до
208 кгс-м. Так как на данном режиме работы ком-
прессора крутящий момент от аэродинамических
сил составляет не менее 25% от суммарного мо-
мента (с учетом момента от сил трения в механиз-
ме управления), то работа компрессора в парога-
зовом цикле требует учета увеличения усилия на
штоке механизма управления ВНА и НА.
5.11	- Материалы, применяемые
для деталей компрессоров
Выбор материалов компрессора осуществля-
ется исходя из свойств материала в рабочих усло-
ПКПр ------------- об/мин
Рисунок 5.105 - Зависимость максимального допустимого прикрытия ВНА от приведенной частоты
вращения компрессора
278
Глава 5 - Компрессоры ГТД
Рисунок 5.10 6 - Максимальное допустимое прикрытие ВНА от исходной программы регулирования
в зависимости от температуры воздуха на входе в компрессор
виях эксплуатации. Деталь, изготовленная из выб-
ранного материала, должна удовлетворять нормам
прочности при заданных надежности и ресурсе.
5.11.1 - Характеристики применяе-
мых материалов
В компрессоре применяются четыре основные
группы материалов:
-	алюминиевые сплавы - в диапазоне темпера-
тур, не превышающих 250°С;
-	титановые сплавы в диапазоне температур,
не превышающих 500°С;
-	стали и жаропрочные сплавы - в диапазоне
температур, превышающих 450...500°С;
-	полимерные композиционные материалы -
в диапазоне температур, не превышающих
15О...25О°С.
Некоторые свойства перечисленных материа-
лов приведены в таблице 5.11.41
5.11.1.1 - Титановые сплавы
В настоящее время наиболее широко в миро-
вой практике применяются в конструкции компрес-
соров титановые сплавы. Титановые сплавы при
сравнительно небольшой плотности = 4,5 г/см3
против = 7,8...8,3 г/см3 у сталей) обладают соизме-
римым со сталями пределом прочности. Поэтому,
заменяя стальные детали на титановые, можно полу-
чить заметное снижение массы компрессора, а зна-
чит и всего двигателя в целом.
В то же время необходимо учитывать, что с уве-
личением рабочей температуры механические
свойства титановых сплавов заметно падают.
Кроме этого, титановые сплавы чувствительны
к концентраторам напряжений, как заложенным
в конструкции детали, так и появившимся в ре-
зультате нарушения технологического процесса
при изготовлении. Немаловажным фактором явля-
ется также возможное нарушение температурного
режима при изготовлении и эксплуатации деталей
из титановых сплавов. Все перечисленное может
привести к заметному снижению сопротивления
усталости.
Еще одним фактором, который необходимо
учитывать при проектировании деталей из тита-
новых сплавов, является так называемый «титано-
вый пожар». Это явление возникает при продол-
жительном непрерывном контакте двух взаимно
подвижных поверхностей из титановых сплавов.
При этом детали разогреваются и происходит их
сварка и даже возгорание. Для того, чтобы освобо-
диться от такого явления, на одну из деталей, на-
ходящихся в зоне вероятного контакта, следует
нанести прирабатываемое покрытие. В некоторых
279
Глава 5 - Компрессоры ГТД
случаях даже принимают решение изготовить одну
из деталей из другого материала, в том числе из
стали, хотя это и ведет к увеличению массы конст-
рукции.
5.11.1.2 - Алюминиевые сплавы
Алюминиевые сплавы обладают еще меньшей
массой - 2,65.. .2,85 г/см3. Однако их механические
свойства и диапазон рабочих температур значитель-
но ниже, чем сталей и титановых сплавов и сталей,
что резко снижает область их применения. Препят-
ствием для применения таких сплавов также явля-
ется сравнительно низкая коррозионная стойкость.
Материал требует применения специальных эмале-
вых или других покрытий для предотвращения кор-
розии.
5.11.1.3 - Стали и жаропрочные ни-
келевые сплавы
Эти материалы являлись бы оптимальными
для изготовления деталей компрессора, поскольку
они обладают наилучшими механическими свой-
ствами, самым широким среди рассматриваемых
материалов диапазоном рабочих температур, вы-
сокими эрозионными и коррозионными свойства-
ми. Все это обусловило их полное доминирование
на раннем этапе существования ГТД. Однако зада-
ча обеспечения минимальной массы может решать-
ся только применением более легких материалов.
5.11.1.4 - Полимерные композици-
онные материалы
В настоящее время в авиадвигателестроении
все шире применяются ПКМ, обладающие отно-
сительно высокими механическими свойствами
при сравнительно низкой удельной массе (см. таб-
лицу 5.13.4 1). До недавнего времени главным ог-
раничением их применения являлись невысокие ра-
бочие температуры - до 100°С, но за последний
годы этот предел достиг 250°С (для стеклопласти-
ков), а для отдельных новых материалов и 350°С.
ПКМ состоит из двух основных компонентов:
связующего (синтетической смолы) и волокнисто-
го наполнителя (ткань или однонаправленный жгут
из угле-, органо- или стекловолокна). Наполнитель
воспринимает основные нагрузки, а связующее
формирует из отдельных частей наполнителя (тка-
ни, жгута, ленты) единое целое и обеспечивает
распределение нагрузки. Узлы из ПКМ можно ар-
мировать металлическими элементами. Таким об-
разом, готовый узел можно получить практически
не применяя механическую обработку, и иметь при
этом коэффициент использования материала близ-
ким к 100%. Однако стоимость отдельных компо-
нентов материала и трудоемкость изготовления
таких узлов, по сравнению с аналогичным метал-
лическим, в несколько раз выше, что пока ограни-
чивает сферу применения ПКМ в серийных дви-
гателях.
Таблица 5.11.41
Свойства материалов, применяемых компрессорах ГТД
Материал	Плотность Р ,г/см3	Коэф, линейного расширения а,			Предел прочности при растяжении О МПа	Модуль упругости Е
		100°С	200°С	400°С		
ПКМ	1,4...1,9				900...1100	100000...130000
Алюминиевые сплавы	2,65...2,85	1,0016	1,0039	1,0087	360...380	
Титановые сплавы	4,4...4,55	1,0007	1,0016	1,0037	950...1200	
Стали	7,8...8,3	1,0012	1,0031	1,0068	900... 1000	
Жаропрочные сплавы	8,2...8,35	1,0010	1,0024	1,0054	1000...1200	110000... 160000
280
Глава 5 - Компрессоры ГТД
5.12 - Англо-русский словарь- минимум	parameter - параметр performance характеристика piece -деталь
adiabatic адиабатический aerodynamic - аэродинамика air bleed cavity - полость отбора airflow - воздушный поток airfoil - профиль (лопатки) analysis - расчет aspiration всасывание axial осевой axisymmetric - осесимметричный bearing подшипник blade рабочая лопатка bleed - отбор (воздуха) boundary layer пограничный слой booster - подпорные ступени centrifugal - центробежный chord - хорда clearance - зазор coating покрытие cooling - охлаждение compressor - компрессор core - газогенератор cover - крышка, кожух disc - диск distribution - распределение downstream - вниз по потоку eddy вихрь edge - кромка fan вентилятор flowpath проточная часть hatch - люк heating нагрев НРС (high pressure compressor) - КВД (компрессор высокого давления) honeycomb lining - сотовое уплотнение incidence angle - угол атаки inlet - вход IGV (inlet guide vane) - входная направляющая ло- патка isentropic - изоэнтропический leakage - перетекание ledge - выступ lid крышка lip - выступ, фланец load нагрузка loss - потери LPC (low pressure compressor) - КНД (компрессор низкого давления) Mach number - число Маха noise - шум nut - гайка operating line - линия рабочих режимов	pin -штифт radial радиальный ratio - отношение, коэффициент repair - ремонт Reynolds number - критерий Рейнольдса rib - ребро ring - кольцо rod стержень, тяга, шток roll - ролик root корень (хвостовик) лопатки rotation вращение rotor - ротор screw - винт, болт seal - уплотнение secondary flows - вторичное течение section - сечение shaft - вал shape - форма shock - удар, скачок уплотнения shroud - бандаж simulation - моделирование slot щель, канавка snubber - демпфирующее устройство span - размах, хорда spull - барабан splitter - разделитель, рассекатель stability - устойчивость stage - ступень stagnation - торможение stall срыв stator статор stream поток streamline - линия тока strut стойка surge - помпаж thickness - толщина thread - резьба throat - горло thrust тяга trailing edge - выходная кромка tip speed окружная скорость на периферии РК unit - элемент, единица измерения valve - клапан velocity - скорость viscosity - вязкость wall стенка wave - волна
281
Глава 5 - Компрессоры ГТД
5.13 - Перечень использованной
литературы
5.13.1.	Б.Н.Юдаев. Техническая термодинамика.
Теплопередача. Учебное пособие для втузов. -М.:
Высшая школа, 1988г.
5.13.2.	В.И.Локай, М.Н.Бодунов, В.В.Жуйков,
А.В.Щукин. Теплопередача в охлаждаемых дета-
лях газотурбинных двигателях летательных аппа-
ратов. - М.: Машиностроение, 1985г.
5.13.3.	Основы теплопередачи в авиационной и ра-
кетно-космической технике. -М.: Машинострое-
ние, 1975г.
5.13.4.	Аэродинамика компрессоров: Пер. с англ./
Н.Кампсти. М.: Мир, 2000г.
5.13.5.	Конструкция и проектирование авиацион-
ных газотурбинных двигателей. Под общей редак-
цией Д.В.Хронина - М.: Машиностроение, 1989 г.
5.13.6. Авиационные правила. Часть 33. Нормы лет-
ной годности двигателей воздушных судов./ Меж-
государственный Авиационный Комитет
5.13.7.	Техническая справка. Влияние компоновки
самолета на защищенность двигателей от посто-
ронних предметов, забрасываемых с поверхности
ВПП. ГосНИИ ГА - Москва, 2001 г.
5.13.8.	Техническая справка№ 25602. Силовая ус-
тановка ПС-90А-12. Защита от попадания посто-
ронних предметов в двигатель.
5.13.9.	К.В.Холщевников, О.Н.Емин, В.Т.Митро-
хин. Теория и расчет авиационных лопаточных
машин. -М.: Машиностроение, 1986г.
5.13.10.	Ю.С. Подубуев, К.П. Селезнев. Теория и
расчет осевых и центробежных компрессоров. - М.:
Машгиз1957
5.13.11.	Технический отчет № 39155. Двигатель
ГТЭ-180. Расчетно-экспериментальные характери-
стики компрессора ГТЭ-180, уточненные по резуль-
татам испытаний на установке К-2-180.
5.13.12.	Технический отчет № 39224. Двигатель
ГТЭ-180. Испытание модели компрессора в соста-
ве установки К-2-180 (053).
5.13.13.	Методология проектирования осевого ком-
прессора. Ф.Ш.Гельмедов, В.И.Милешин и др.
ЦИАМ - Теплоэнергетика. 2002. №9. С. 19 —28.
5.13.14.	Применение метода установления для рас-
чета низкочастотных течений. Д.Чой, Ч.М.Меркл
- Аэрокосмическая техника. 1986. № 7. С. 29 — 40.
5.13.15.	THE JET ENGINE - Rolls-Royce pic
282
Глава 6 - Камеры сгорания
Глава 6 - Камеры сгорания
ГТД
В «простом» термодинамическом цикле ГТД
(см.главу 2) на участке К-Г (см. Рис. 6 1) к пото-
ку рабочего тела подводится тепло.
В ГТД этот процесс осуществляется в камере
сгорания (КС) (см. Рис. 6 2). Тепло подводится за
счет сгорания топлива, то есть преобразования хи-
мической энергии топлива в тепловую, при этом
температура рабочего тела возрастает от значения
Гк* (за компрессором) до Гг* (на входе в турбину).
Реальный процесс в КС отличается от идеаль-
ного наличием потерь давления от Р*к до Р*} .
Потери давления в КС складываются из гидравли-
ческих потерь (потерь трения) и потерь от подво-
да тепла к потоку рабочего тела. Гидравилические
потери в свою очередь можно разделить на состав-
ляющие потери:
-	в диффузоре,
-	в кольцевых каналах,
-	на втекание воздуха в отверстия жаровой
трубы и элементы фронтового устройства (ФУ),
-	на смешение струй.
Как видно из диаграммы, приведенной на
Рис. 6 1, гидравлические потери частично компен-
сируются, т.к. работа трения преобразуется в теп-
ло, которое возвращается в работу термодинами-
ческого цикла. Однако потери давления в КС
приводят к уменьшению степени понижения дав-
ления газа в турбине и сопле и, соответственно,
к уменьшению полезной работы и к.п.д. цикла.
Кроме потерь давления процессы в КС сопро-
вождаются потерями тепла за счет его рассеива-
ния в окружающее пространство и за счет непол-
ного сгорания топлива.
Потери тепла в окружающее пространство по
сравнению с количеством тепла, подводимым к ра-
бочему телу в, КС ТРД составляют 0,005...0,01 %.
А в ТРДД эти потери отсутствуют, т.к. тепло от
корпуса КС подводится к воздуху наружного кон-
тура, и, таким образом, участвует в работе цикла.
Экономичность двигателя находится в прямой
зависимости от полноты сгорания топлива. В сов-
ременных ГТД процесс сгорания топлива в КС до-
статочно хорошо организован, поэтому полнота
сгорания топлива в них достигает величины
Т]т = 0,995...0,999. При термодинамических расче-
тах двигателя тепло, подведенное к рабочему телу,
вычисляется сразу с учетом полноты сгорания топ-
лива в КС. Для увеличения эффективности двига-
теля и КС, в частности, на стадии проектирования
решаются задачи по минимизации потерь.
Рисунок 61 - Подвод тепла в цикле ГТД
- площадь 2КГ32 - сумма внешнего
тепла и тепла трения, лежащая под
линией КГ реального подвода тепла
в КС (Q);
- площадь 2’К’Г32’- внешнее тепло
(Q1), определенное тем же интерва-
лом температур (Тг- Тк) с учетом
полноты сгорания;
- площадь 2КГК,2’- тепло трения
в реальном процессе подвода тепла
в КС
Особенностью узла КС является то, что про-
исходящие в нем процессы распыла топлива, пе-
ремешивания топлива с воздухом, горения топли-
вовоздушной смеси, теплообмена - сложны. Даже
новейшее программное обеспечение, позволяющее
в настоящее время рассчитывать до тысячи проте-
кающих при работе КС химических реакций, опи-
сывает эти процессы не в полной мере. Как след-
ствие - результаты расчетов недостаточно точны.
Здесь следует заметить, что в расчетах КС исполь-
зуется большое число эмпирических зависимостей
и коэффициентов, которые определены для конк-
ретной конструкции и требуют корректировки при
расчете другой. В связи с этим для получения тре-
буемых характеристик КС требуется большой
объем дорогих экспериментально-доводочных ра-
бот. Рабочий проект формируется в результате не-
скольких этапов расчетов и экспериментально-до-
водочных работ, в том числе - по подтверждению
работоспособности смежных узлов, например, тур-
бины.
283
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 62 - КС Двигателя ПС-90А
6.1 - Требования к КС
КС часть ГТД, и к ней предъявляются те же
общетехнические требования, что и ко всему двига-
телю и другим его узлам. Это требования по массе,
надежности, технологичности и т.д. (см. раздел 2.3).
К КС кроме общих требований предъявляют-
ся специфические требования. Рассмотрим их под-
робнее.
Минимальные габаритные размеры КС. Они
влияют на продольные и поперечные размеры дви-
гателя, и следовательно - на его массу. Обычно га-
бариты КС (т.е. её объем) характеризуются вели-
чиной удельной теплонапряженности Qv, которая
равна отношению количества тепла, выделивше-
гося в единицу времени, к объему жаровой трубы
и давлению на входе в КС:
= 36007/^Яг
V Р
F жгк
(6.1-1)
где Hv - низшая теплотворная способность
топлива (Дж/кг);
(?т - секундный расход топлива (кг/с);
V - объем жаровой трубы (м3);
Рк* - давление воздуха (Па).
Чем больше теплонапряженность при задан-
ном расходе топлива, тем меньше объем КС. Теп-
лонапряженность КС современных ГТД составля-
ет (3,5...6,5)106(Дж/ч м3Па).
Высокая полнота сгорания топлива на всех
режимах работы двигателя. Полнота сгорания
топлива характеризуется коэффициентом полноты
сгорания Г]Г, под которым обычно понимают отно-
шение количества тепла, выделившегося при сго-
рании единицы массы топлива, к его теплотворной
способности.
Минимальные потери полного давления в КС.
Потери характеризуются коэффициентом восста-
новления полного давления:
^С=Р\/Р\	(6-1-2)
В современных КС коэффициент восстанов-
ления полного давления составляет 0,94...0.96.
284
Глава 6 - Камеры сгорания
Широкие пределы устойчивого горения. Пре-
делы устойчивого горения определяются условия-
ми эксплуатации самолета. Пламя не должно по-
гасать в заданном диапазоне изменения отношения
топлива/воздух, давления, скорости и при попада-
нии на вход двигателя воды, льда и посторонних
предметов.
Надежный розжиг топлива в земных и вы-
сотных условиях. В земных условиях розжиг дол-
жен быть обеспечен в диапазоне температур от
минус 40° до плюс 40°С. Должен быть обеспечен
розжиг топлива в условиях высокогорного аэродро-
ма до высоты 4,5 км. Высотность розжига для
гражданских самолетов 9 км.
Отсутствие пульсаций давления (вибрацион-
ного горения).
Поле температур на выходе из КС. Поле тем-
ператур должно в радиальном направлении иметь
эпюру, определяемую предельно допустимыми
напряжениями в рабочих лопатках турбины и соп-
лового аппарата. Конкретный характер эпюры тем-
ператур по радиусу лопатки выбирают в зависимо-
сти от конструктивных особенностей турбины
(величины и формы рабочей лопатки, ее материа-
ла, способа охлаждения и т.д.).
Рабочая лопатка турбины при своем враще-
нии воспринимает среднюю температуру за КС.
Поэтому для оценки неравномерности поля тем-
ператур, воздействующих на рабочие лопатки, не-
обходимы температуры, осреднённые на i-м ради-
усе. Такая неравномерность задается радиальной
эпюрой относительных средних избыточных тем-
ператур (определения даны в соответствии с отрас-
левым стандартом [6.9.1J):
ftCT=(7’*r,.-7’*K)/(7’*r-7’*K)	(6.1-3)
где 0.ср - относительная средняя избыточная
температура газа на i-м радиусе
выходного сечения КС;
Т*Г|- средняя температура на i радиусе;
Т*Т - средняя температура газа на выходеиз КС;
Г*к- температура воздуха на входе в КС.
Кроме того, для обеспечения работы лопаток
соплового аппарата турбины задается радиальная
эпюра максимальных относительных избыточных
температур газа на выходе из КС, которая опреде-
ляется как:
О =(Т*	-Т*)/(Т*-Т*) (6.1-4)
imax V Птах Kz V Г Kz v	'
где 0imax - максимальная относительная избыточ-
ная температура газа на i-м радиусе
выходного сечения КС;
Т*Птят ’ максимальное значение температуры
газа на i-м радиусе выходного
сечения КС.
Максимальная неравномерность поля темпе-
ратуры газа за КС характеризуется величиной, на-
зываемой максимальной относительной избыточ-
ной температурой газа втах, и определяется
выражением:
е =сг* -г*)/(г* - г*)	(6.1-5)
max V Гтах К' х Г К' v 7
где Т*г - максимальное значение температуры газа
за КС
Уровень выбросов. Уровень выбросов дыма
(SN (Smoke number)), несгоревшего топлива и га-
зообразных веществ, загрязняющих атмосферу -
оксидов азота (NOx), оксидов углерода (СО), не-
сгоревших углеводородов (НС) - должен соответ-
ствовать международным нормам ИКАО [6.9.2]
и Авиационным правилам [6.9.3].
На элементах конструкции КС не должен
откладываться нагар.
Способность работать на различных топливах
как отечественных, так и зарубежных.
Относительная иубыточная температу ра га ja 0
• и нора максимальных относительных
избыточных температур газа
* эпюра относительных средних
избыточных температур газа
Рисунок 6.11 - Радиальные эпюры температур
газа за КС
6.2	- Схемы КС
При всем разнообразии конструкций КС её
схему и происходящие в ней процессы можно пред-
ставить следующим образом (см. Рис. 6.2 1
и 6.2 2). Воздух поступает из компрессора в КС
с большой скоростью - в современных двигателях
до 150 м/с. Потери полного давления в КС при под-
воде тепла к потоку, движущемуся с такой скоростью,
были бы недопустимыми и достигали бы четвертой
285
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.21 - Общая схема и распределение воздуха в КС (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1 - диффузор; 2 - кольцевые каналы; 3 - корпус КС; 4 - жаровая труба;
5 - отверстия первичной зоны; 6 - отверстия зоны смешения; 7 - отверстия охлаждения;
8 - топливная форсунка; 9 - фронтовое устройство; 10- свеча зажигания
Рисунок 6.22 - Модель воздушного потока и стабилизации пламени в КС (Печатается с разрешения
Rolls-Royce pic.)
части повышения давления воздуха в компрессоре.
Для снижения потерь давления и преобразования
части кинетической энергии в прирост статическо-
го давления скорость воздушного потока после ком-
прессора должна быть значительно снижена. Поэто-
му на всех ГТД после компрессора располагается
диффузор 1 (см. Рис. 6.2 1) [6.9.4].
Далее воздух поступает в кольцевые каналы
2 между корпусом 3 и жаровой трубой 4, а затем
в жаровую трубу. В жаровой трубе воздух распре-
деляется по отверстиям двух условных зон зоны
горения 5 (первичная зона) и зоны смешения 6. Кро-
ме этого, воздух также поступает в отверстия 7 для
охлаждения горячих стенок жаровой трубы. Топ-
286
Глава 6 - Камеры сгорания
либо подается в жаровую трубу через форсунки 8.
В первичной зоне с помощью фронтового устрой-
ства (ФУ) 9 организуется зона с малыми скоростя-
ми. В этой зоне процесс горения поддерживается
за счет циркуляционного течения продуктов сго-
рания, непрерывно поджигающих свежую топли-
вовоздушную смесь (ТВС). При запуске двигате-
ля воспламенение ТВС в КС осуществляется
с помощью электрической свечи 10 или воспламе-
нителя (см. раздел 6.4.5).
Циркуляционное течение в первичной зоне
обеспечивает стабильность и эффективность горе-
ния. Отношение расхода топлива и воздуха в пер-
вичной зоне является важнейшим фактором, влия-
ющим на процесс горения и рабочие характеристики
КС. Для обеспечения устойчивого процесса горе-
ния на всех режимах работы двигателя в первичную
зону подается только часть воздуха. В зависимости
от способа сжигания топлива это количество воз-
духа может меняться (см. раздел 6.3.2.). На
Рис. 6.2 1 приведено распределение воздуха в жа-
ровой трубе для типичной КС, где 20% воздуха по-
ступает во ФУ, а 80% в жаровую трубу(20% в зону
горения, 20% в зону смешения и 40% на охлажде-
ние стенок). Иногда первичную зону (зону горения)
разделяют на две зоны - зону циркуляции и зону
догорания топлива (промежуточную зону).
В зоне смешения продукты сгорания разбав-
ляются воздухом до требуемой температуры, тем
самым на выходе из КС формируется стабильное
и оптимальное поля температур для обеспечения
работоспособности турбины.
6.2.1 - Основные схемы КС
Наибольшее распространение в ГТД получи-
ли три схемы КС - трубчатые, трубчато-кольцевые
и кольцевые.
В трубчатой КС каждая жаровая труба име-
ет отдельный корпус и образует индивидуальную
трубчатую КС (см. Рис. 6.2.1 1). В авиационных
ГТД КС такой схемы выполняют в виде блока из
нескольких индивидуальных трубчатых КС. На
Рис. 6.2.1_1 показана трубчатая КС с восемью ин-
дивидуальными трубчатыми КС, расположенны-
ми вокруг внутреннего корпуса 1 двигателя. Кор-
пуса 2 каждой индивидуальной КС соединяются
с выходом компрессора при помощи фланца 3.
Между собой корпуса индивидуальных КС и жа-
ровые трубы соединены муфтами 4 для переброса
пламени при розжиге ТВС и выравнивания давле-
ния между жаровыми трубами. Кроме того, кор-
пуса КС соединены между собой дренажными тру-
бами 5 для слива топлива при неудавшемся запуске
двигателя. Холодная передняя часть КС, в которой
расположена система подачи топлива, отделена от
горячей задней части и горячих корпусов турби-
ны, при соприкосновении с которыми может вос-
пламениться топливо, противопожарной перего-
родкой 6.
Топливо в КС подается через форсунки 7. Топ-
ливо к форсункам подается через коллектор 8 пер-
вого контура и коллектор 9 второго контура. На вхо-
де в КС расположен диффузор 10. Жаровые трубы
1 (см. Рис. 6.2.12) для фиксации от перемещения
в радиальном направлении опираются в передней
части на форсунку 2, вставленную в завихритель 3,
а в осевом направлении фиксируются подвесками
4. Воздух через воздухозаборник 5 поступает в пер-
вичную зону жаровых труб и далее через перфора-
цию - во ФУ 6 и завихритель. Для обеспечения не-
обходимого соотношения между расходом воздуха
и топлива через отверстия 7 дополнительно подво-
дится воздух. Воздух в зону смешения поступает
через отверстия 8. Стенки жаровых труб охлажда-
ются воздухом, проходящим через гофрированные
щели 9. Выходная часть жаровых труб 10 телеско-
пически входит в индивидуальные газосборники 1
(см. Рис. 6.2.13), образующие кольцевой вход в пер-
вый сопловой аппарат 2 турбины.
Трубчатые КС применялись на ранних ГТД
фирмы Rolls-Royce (Nene), Allison (J-33), General
Electric (J-47), ФГУП «Завод им. В.Я. Климова»
(ВК-1) и др.
Трубчато-кольцевая КС также состоит из не-
скольких отдельных жаровых труб и газосборни-
ков, но располагаются они в общем кольцевом ка-
нале между корпусами. На Рис. 6.2.1 4 показана
трубчато-кольцевая КС двигателя ПС-90А. КС ком-
бинированного типа с двенадцатью жаровыми тру-
бами и кольцевым газосборником. Применение
кольцевого газосборника отличает представленную
КС от обычных схем трубчато-кольцевых КС с ин-
дивидуальными газосборниками.
Рассмотрим конструкцию КС двигателя ПС-
90А более подробно.
Наружный 1 и внутренний 2 корпусы образу-
ют кольцевой канал, в котором располагаются жа-
ровые трубы 3 и кольцевой газосборник, состоя-
щий из наружного 4 и внутреннего 5 колец. Кроме
того, наружный и внутренний корпусы вместе со
скрепляющими их двенадцатью силовыми стойка-
ми 6 входят в силовую схему двигателя. На входе
в КС наружное кольцо 7 и внутреннее 8 диффузо-
ра образуют кольцевой диффузорный канал с бе-
зотрывным течением в начальном участке и с вне-
запным расширением потока на выходном участке
(см. раздел 6.4.1). Наружное кольцо 7 диффузора
287
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.2.11 - Трубчатая КС (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1 - внутренний корпус двигателя; 2 - корпус; 3 - фланец, соединения с компрессором;
4 - пламеперебрасывающая муфта; 5 - дренажная труба; 6 - противопожарная перего-
родка; 7 - форсунка; 8 - коллектор первого контура; 9 - коллектор второго контура; 10 -
диффузор; 11 - заборник первичного воздуха
образует вместе с наружным корпусом полость 9,
из которой через фланцы 10 осуществляется отбор
воздуха на самолетные нужды и агрегаты системы
автоматического регулирования двигателя.
На корпус КС устанавливается двенадцать
топливных форсунок 11, коллекторы первого 12
и второго 13 контуров с двадцатью четырьмя тру-
бопроводами 14 подвода топлива к форсункам. Для
розжига ТВС в КС в двух жаровых трубах установ-
лены по одной свече зажигания 15. Воспламене-
ние топлива в других жаровых трубах происходит
через пламеперебрасывающие патрубки 16, соеди-
ненные пламеперебрасывающими муфтами 17.
Жаровые трубы фиксируются от перемещения
в радиальном направлении в передней части при по-
мощи форсунок, а в задней - опираются на кольца
газосборника. В осевом направлении десять из две-
надцати жаровых труб фиксируются при помощи
подвесок 18, а две жаровые трубы - при помощи све-
чей зажигания. В стенках жаровых труб выполне-
но два ряда отверстий 19 и 20 для подвода воздуха
в первичную зону и зону смешения, соответственно.
По боковым поверхностям фланцев 21 жаровые тру-
бы стыкуются между собой, а по верхним и нижним
поверхностям телескопически сопрягаются с коль-
цами газосборника. Кольца газосборника образуют
288
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.2.12 - Индивидуальная трубчатая КС (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1 - жаровая труба; 2 - форсунка; 3 - завихритель; 4 - подвеска жаровой трубы; 5 - забор-
ник первичного воздуха; 6 - фронтовое устройство; 7 - отверстия первичной зоны;
8 - отверстия зоны смешения; 9 - гофрированные щели системы охлаждения; 10 - уплот-
нительное кольцо; 11 - корпус; 12 - выход из компрессора присоединительный фланец;
13 - диффузор; 14 - пламеперебрасывающий патрубок
кольцевой канал, в котором происходит формирова-
ние на выходе из КС газового потока с наименьшей
неравномерностью температур и давлений по ок-
ружности и необходимой радиальной эпюрой. Зад-
няя часть кольца газосборника наружного является
корпусом соплового аппарата 22 ТВД.
На фланцы наружного корпуса установлены
двенадцать перепускных труб 23, которые проходят
через проточную часть КС и вставляются во втулки
на корпусе внутреннем. Через перепускные трубы
проходят трубопроводы масляной, воздушной и суф-
лирующей систем двигателя, а также сообщается
с наружным контуром полость, расположенная под
корпусом внутренним. Для эндоскопического конт-
роля КС на наружном корпусе расположены двенад-
цать лючков 24.
Трубчато-кольцевые КС получили широкое
распространение в ГТД. Наиболее известные дви-
гатели с трубчато-кольцевыми КС зарубежные
RR-Spay, Konway, Тау, JT-8D Pratt&Whitney и оте-
чественные Р-ПФ-300, Р-15Б-300, Д-ЗО, Д-ЗОКУ
и его модификации, Д-30Ф6, ПС-90А и др.
В кольцевой КС (см. Рис. 6.2.1 5) между об-
разующими кольцевой канал наружным 1 и внут-
Рисунок 6.2.1_3 - Газосборник трубчатой КС
(Печатается с разрешения Rolls-
Royce pic.)
1 - индивидуальные газосборники;
2 - первый сопловой аппарат тур-
бины.
289
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.2.14 - Трубчато-кольцевая камера сгорания двигателя ПС-90А
1 - наружный корпус КС; 2 - внутренний корпус КС; 3 - жаровая труба; 4 — наружное коль-
цо газосборника; 5 - внутреннее кольцо газосборника; 6 - силовая стойка; 7 - наружное
кольцо диффузора; 8 - внутреннее кольцо диффузора; 9 - полость отборов воздуха;
10 - фланцы отбора воздуха; 11 - форсунка; 12 - топливный коллектор первого контура;
13 - топливный коллектор второго контура; 14 - трубопроводы подвода топлива к фор-
сунке; 15 - свечи зажигания; 16- пламеперебрасывающий патрубок; 17 - пламеперебрасы-
вающая муфта; 18 - подвеска жаровой трубы; 19- отверстия первичной зоны; 20 - от-
верстия зоны смешения; 21 - рамочный фланец жаровой трубы; 22 - сопловой аппарат
ТВД; 23 - перепускная труба; 24 - лючок осмотра.
290
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.2.15 - Кольцевая КС двигателя RB-211 (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1 - наружный корпус; 2 - внутренний корпус; 3 - жаровая труба; 4 - направляющий аппа-
рат компрессора; 5 - кольцо диффузора наружное; 6 - наружная стенка жаровой трубы;
7 - внутренняя стенка жаровой трубы; 8 - фронтовая плита; 9 - подвеска жаровой тру-
бы; 10 - пояс системы охлаждения; 11 - отверстия перфорации; 12 - отверстия подвода
воздуха в первичную зону; 13 - отверстия зоны смешения; 14 - козырек; 15 - втулка;
16- топливная форсунка; 17 - топливный коллектор; 18 - полость отборов воздуха;
19- фланец отбора воздуха; 20 - внутренняя стенка наружного корпуса; 21 - сопловой ап-
парат турбины
ренним 2 корпусами устанавливается одна жаро-
вая труба 3. На Рис. 6.2.1 5 представлен разрез
кольцевой камеры сгорания двигателя RB-211.
Корпуса КС вместе с направляющим аппара-
том 4 компрессора входят в силовую схему двига-
теля. На выходе из направляющего аппарата комп-
рессора установлено кольцо диффузора наружное
5, которое вместе со стенкой внутреннего корпуса
образует кольцевой диффузор.
Рабочий объем жаровой трубы представляет
собой кольцевое пространство между наружной 6,
внутренней 7 стенками и фронтовой плитой 8. От
291
Глава 6 - Камеры сгорания
перемещения вдоль оси двигателя жаровая труба
зафиксирована подвесками 9. Стенки жаровой тру-
бы изготовлены точением. Воздух на охлаждение
стенок подается через несколько поясов отверстий
10. Кроме того, для местного охлаждения в стен-
ках имеется перфорация 11 из мелких отверстий.
Для организации горения воздух в жаровую трубу
поступает во ФУ, в отверстия 12 первичной зоны
и отверстия 13 зоны смешения. Для увеличения про-
бивной способности струй воздуха в отверстия ус-
тановлены козырьки 14 и втулки 15. Топливо в КС
подается через форсунки 16с воздушным распылом.
Топливо к форсункам поступает по коллекторам 17.
Рисунок 6.2.1_6 — Испарительная кольцевая КС
(Печатается с разрешения Rolls-
Royce pic.)
1 - испарительное устройство;
2 - жаровая труба; 3 - форсунка
Наружное кольцо диффузора образует вместе
с наружным корпусом полость 18, из которой че-
рез фланцы 19 отбирается воздух на самолетные
нужды.
Наружный корпус КС имеет двойную стенку.
Внутренняя стенка 20 образует проточную часть
КС и предохраняет наружную стенку от потока
тепла от горячей жаровой трубы. Наружная стенка
корпуса силовая. Она воспринимает усилия от
внутреннего давления и осевых сил. Между стен-
ками корпуса проходит воздух, отбираемый из КС
на охлаждение турбины.
Кроме рассмотренных основных схем суще-
ствует большое количество КС, которые имеют осо-
бенности конструкции для удовлетворения требо-
ваний, предъявляемых к конкретной КС. Так, по
конструкции ФУ жаровых труб различают КС ис-
парительные (см. Рис. 6.2.1 6) и многофорсуночные
(см. Рис. 6.3.4.12). Испарительные КС отличают-
ся от обычных только наличием специального ис-
парительного устройства 1 (см. Рис. 6.2.1 6), в ко-
торое форсункой 2 подается топливо и небольшое
количество воздуха (ос = 0,25...0,3), чтобы ТВС не
воспламенилась в испарительном устройстве. При
попадании топлива на горячие стенки испаритель-
ного устройства топливо испаряется, перемешива-
ется с воздухом, и подготовленная ТВС поступает
в жаровую трубу 3. Такие КС не получили широ-
кого распространения из-за проблем с коксовани-
ем топлива в испарительном устройстве и проско-
ком в него пламени.
Рисунок 6.2.1_ 7 - Противоточная индивидуальная КС (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1 - выход из компрессора присоединительный патрубок; 2 - корпус КС; 3 - жаровая тру-
ба; 4 - фронтовое устройство; 5 - завихритель; б - патрубки; 7 - отверстия зоны смеше-
ния; 8 - форсунка; 9 - труба подвода продуктов сгорания к турбине
292
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.2.18 -Противоточная КС двигателя Т-55 (Иллюстраци любезно предоставлена компанией
Honeywell International Inc.)
В зависимости от направления проходящего
через КС потока, они делятся на прямоточные, (все
рассмотренные выше) и противоточные, в которых
поток меняет свое направление. На Рис. 6.2.1 7
представлена одна из ранних разработок противо-
точной КС фирмы Rolls-Royce. Воздух поступает
из компрессора через патрубок 1 в пространство
между корпусом 2 и жаровой трубой 3, затем вхо-
дит через ФУ 4, завихритель 5, патрубки 6 и отвер-
стия 7 в жаровую трубу. Топливо подается в жаро-
вую трубу форсункой 8. Происходит сгорание
топлива по обычной схеме, и горячие газы через
трубу 9 поступают на вход турбины. Противоточ-
ные КС из-за смены направления пока имеют по-
вышенные потери давления и применяются в ос-
новном на двигателях имеющих ограничения по
габаритам в длину. Пример противоточной КС
приведен на Рис. 6.2.1 8.
К особой группе относятся двухзонные КС,
созданные для обеспечения низкой эмиссии вред-
ных веществ. Они будут рассмотрены в разделе
6.3.4.
6.2.2 - Выбор схемы КС
Выбор схемы КС зависит от назначения дви-
гателя и от предъявляемых к нему специальных
требований. Спроектированные для одного и того
же двигателя трубчато-кольцевая и кольцевая КС
имеют практически одинаковые характеристики,
хотя каждая схема имеет свои индивидуальные
достоинства и недостатки.
В трубчато-кольцевой КС имеется возмож-
ность равномерного подвода воздуха к подаваемо-
му топливу. Это важное обстоятельство позволяет
хорошо организовать пропесс горения и смешения
в жаровой трубе. Благодаря этому камера имеет
высокую полноту сгорания, низкую неравномер-
ность поля температур газа на выходе, хорошие
эмиссионные характеристики. Важным достоин-
ством этой схемы является возможность испыта-
ния и доводки КС на установках с умеренными
расходами воздуха.
Кольцевая КС более компактна, имеет не-
сколько меньшие потери полного давления (хотя
в современных ГТД минимально допустимые по-
293
Глава 6 - Камеры сгорания
тери полного давления диктуются охлаждаемым
сопловым аппаратом турбины). Жаровая труба
кольцевой КС, в силу простой формы, более тех-
нологична в изготовлении. Меньшая поверхность
жаровой трубы требует меньших расходов возду-
ха на охлаждение ее стенок. Однако сравнительно
небольшая поверхность не приводит к снижению
массы жаровой трубы, как можно было бы ожи-
дать, поскольку обеспечение необходимой прочно-
сти наружной обечайки требует увеличения её тол-
щины, что соответственно увеличивает массу.
Вследствие сильного влияния полей скоростей воз-
духа на входе в КС на поля температур газа на выхо-
де и трудностей согласования потоков воздуха с по-
дачей топлива в жаровую трубу, поля температур
газа в кольцевой КС менее стабильны, чем в труб-
чато-кольцевой. Большую трудность в стендовой
доводке кольцевой КС представляет необходимость
иметь установки с большим расходом воздуха. Не-
смотря на это в настоящее время кольцевые КС по-
лучили наибольшее распространение в авиацион-
ных ГТД.
В промышленных ГТД широкое применение
находят трубчато-кольцевые КС, поскольку в дан-
ном случае одно из первых мест занимает требо-
вание по эксплуатационной технологичности (воз-
можности замены узлов КС в эксплуатации вплоть
до замены жаровых труб).
6.3	- Проектирование КС
Процесс создания КС, как и любого другого
основного узла ГТД состоит из определенных эта-
пов (см. раздел 2.5.1). В данной главе рассматри-
ваются особенности проектирования КС, выбор ее
облика, определение требований к составляющим
узлам.
Облик КС выбирается, как правило, на базе
имеющегося прототипа с учетом традиций и на-
копленного опыта предприятия, его технологи-
ческой и производственной базы, сроков созда-
ния. За прототип может быть выбрана ранее
спроектированная КС с известными характерис-
тиками, наиболее близко отвечающая предъявля-
емым требованиям. Следует отметить, что созда-
ние КС с нужными характеристиками, надежно
работающей в течение заданного ресурса, требу-
ет проведения значительного объема эксперимен-
тально-доводочных работ, как на установках, так
и в системе двигателя. Это также заставляет при
проектировании новых КС стремиться в макси-
мальной степени использовать опыт создания и до-
водки предшествующих образцов.
6.3.1 - Исходные данные для проек-
тирования КС
В перечень исходных данных для выполнения
проекта входят:
-	общие требования к двигателю и его узлам
(см. раздел 2.3);
-	специальные требования к КС (см. раз-
дел 6.1);
-	результаты термодинамического расчета дви-
гателя на режимах условного цикла взлетно-поса-
дочных операций в соответствии со стандартом
ИКАО;
-	характеристики воздушного потока на входе
в КС (интенсивность и масштаб турбулентности,
распределение давления, температуры и вектора
скорости в окружном и радиальном направлениях);
-	максимальное располагаемое давление
и температура топлива на входе в КС;
-	экстремальные соотношения «топливо/воз-
дух» на режимах приемистости и сброса газа;
-	требования к величине отборов воздуха из
КС: на охлаждение турбины, противообледени-
тельную систему, систему кондиционирования воз-
духа и перепусков на запуске;
-	требования к количеству, расположению
и проходным сечениям воздушных, масляных
и суфлирующих магистралей, если они проходят
через КС.
6.3.2 - Определение основных раз-
меров КС
Для определения основных размеров КС вы-
полняется проектировочный расчет, который ба-
зируется на основных положениях теории рабоче-
го процесса и практическом опыте, накопленном
при создании КС авиационных ГТД.
6.3.2.1 - Объем жаровой трубы
Объем жаровой трубы рассчитывается из ус-
ловия обеспечения заданной полноты сгорания
с помощью обобщенной зависимости полноты
сгорания топлива от критерия форсирования
Jjr =f(K^. Расчет обычно выполняется для макси-
мального режима работы ГТД.
Параметр форсирования К по своему физи-
ческому смыслу характеризует отношение време-
ни химической реакции ко времени пребывания
топлива в КС:
Kv = const (GK / Т\ Кж(Р*к)1,25) (6.3.2-1)
294
Глава 6 - Камеры сгорания
где V	- объем жаровой трубы;
G , Р*к, Т*к - расход, давление и температура
воздуха на входе в КС.
При выборе объема жаровой трубы необхо-
димо учесть следующее.
Во-первых - объем жаровой трубы определя-
ет время пребывания продуктов сгорания при вы-
соких температурах в КС, что в свою очередь вли-
яет на выбросы вредных веществ. С целью
уменьшения выбросов NOx необходимо уменьшать
время пребывания продуктов сгорания при высо-
ких температурах на взлетном режиме, т.е. умень-
шать объем жаровой трубы.
Во-вторых - для обеспечения работы КС на
режиме малого газа, низких выбросов СО и НС
и обеспечения высотного розжига требуется уве-
личение объема жаровой трубы, т.к. на этих режи-
мах резко снижается полнота сгорания и увеличи-
вается критерий форсирования
Окончательный объем жаровой трубы опре-
деляется путем нескольких последовательных рас-
четов, конструкторских проработок и проведения
экспериментов на модельных установках, включа-
ющих имитацию высотных режимов.
6.3.2.2 - Распределение воздуха
в жаровой трубе
После определения объема жаровой трубы
выполняется «аэродинамическое проектирование»,
цель которого обеспечить:
-	безотрывность течения воздуха в преддиф-
фузоре;
-	оптимальное распределение воздуха в меж-
трубном пространстве или кольцевых каналах;
-	заданные потери давления;
-	оптимальное распределение подвода возду-
ха в жаровую трубу по ее длине с точки зрения
организации процесса горения для обеспечения
высокой полноты сгорания топлива, норм на выб-
росы вредных веществ и формирования требуемой
радиальной эпюры температур газа на выходе.
Весь воздух, поступающий в жаровую трубу,
можно условно разделить на отдельные характер-
ные составляющие: на систему охлаждения, в ФУ,
в зону горения и в зону смешения.
Для распределения расхода воздуха между
зонами жаровой трубы часто поступают следую-
щим образом. Вначале выбирается режим сжига-
ния топлива в расчетных условиях и определяется
количество воздуха, поступающего в зону горения.
Например, при общем коэффициенте избытка воз-
духа на выходе из КС 0бК( = 3 при сжигании обед-
ненной ТВС в зоне горения с (Zrop = 1,5 в неё необ-
ходимо подать 50% от общего количества воздуха,
поступившего в КС. Если выбрана концепция низ-
котемпературного сжигания обогащенной ТВС
с ®ГОР = 1,5 в неё необходимо подать 50% от об-
щего количества воздуха, поступившего в КС. Если
выбрана концепция низкотемпературного сжига-
ния обогащенной ТВС с Ctrop = 0,6, то в зону горе-
ния необходимо подать 20% воздуха, здесь:
где (?в - расход воздуха через КС (или зону
горения) (кг/с);
G - расход топлива (кг/с);
L - стехиометрический коэффициент для воз-
духа и данного вида топлива (керосина).
Для используемых видов керосина (РТ, Т-6,
ТС-1, Т-1) стехиометрический коэффициент для
воздуха находится в диапазоне от 14,70 до 14,94.
Решение задачи по распределению воздуха
между ФУ и основными отверстиями зоны горе-
ния сводится к отысканию компромиссного вари-
анта, при котором обеспечивается максимальная
однородность ТВС, надежность запуска и устой-
чивость горения во всем диапазоне работы двига-
теля. Противоречие между этими требованиям зак-
лючается в том, что с одной стороны увеличение
расхода воздуха через ФУ способствует образова-
нию более однородной ТВС, с другой стороны - это
приводит к росту скорости потока в головной час-
ти жаровой трубы, что ухудшает условия розжига
и сужает область устойчивого горения. В каждом
конкретном случае распределение воздуха между
ФУ и основными отверстиями выбирается либо по
аналогии с ближайшим прототипом, либо на осно-
вании имеющихся литературных данных или соб-
ственного опыта предприятия и окончательно под-
тверждается экспериментом.
Оставшийся воздух делится между системой
охлаждения и зоной смешения. В связи с тем, что
воздух системы охлаждения практически не вовле-
кается в организацию рабочего процесса в жаровой
трубе, его количество стараются ограничить. Осо-
бенно это актуально для современных ГТД с высо-
кими термодинамическими параметрами цикла
и низкими значениями коэффициента избытка воз-
духа за КС (ак! ~ 2,2). Так, в КС с акс = 2,2, при
организации процесса сжигания обедненной ТВС
с а= 1,8 в зоне горения объем воздуха, оставшего-
ся на зону смешения и охлаждение стенок, будет
составлять всего около 18%.
В условиях дефицита воздуха для охлаждения
стенок жаровых труб требуется применять высо-
коэффективные системы охлаждения и теплоза-
295
Глава 6 - Камеры сгорания
щитные покрытия (см. раздел 6.4.2.2). В каждом
конкретном случае величину потребного расхода
охлаждающего воздуха предварительно находят из
теплового расчета стенки жаровой трубы и затем
уточняют по результатам термометрирования на
двигателе.
На начальном этапе проектирования геомет-
рические размеры отверстий в стенке жаровой тру-
бы и ФУ можно определить по следующей схеме:
определяется суммарная эффективная пло-
щадь отверстий в стенке жаровой трубы;
распределяется суммарная эффективная
площадь по зонам жаровой трубы в соответствии
с выбранным распределением расхода воздуха;
определяется геометрическая площадь
и фактические размеры отверстий.
Суммарная эффективная площадь отверстий
(м2) в стенке жаровой трубы находим по формуле:
Рисунок 63.21 - Схема распространения струи
в сносящем потоке
ГЭф£ = G / (2рАР )0,5	(6.3.2 - 3)
где (?вж - расход воздуха через жаровую трубу
(кг/с);
р - плотность воздуха в межтрубном
канале (кг/м3);
АРЖ - перепад давления на стенке жаровой
трубы (Па).
Величина перепада давления на стенке жаро-
вой трубы на практике колеблется в достаточно
узких пределах (3...5% от давления за компрессо-
ром). Это связано с тем, что при низких значениях
перепада ухудшается эффективность системы ох-
лаждения первого соплового аппарата ТВД и про-
текание рабочего процесса в самой жаровой тру-
бе. При более высоких значениях необоснованно
завышаются общие потери в КС. Поэтому, величи-
ной перепада давления на стенке жаровой трубы
можно предварительно задаться, принимая ее по-
стоянной по всей длине жаровой трубы.
Если известны потери давления в диффузоре,
то среднюю величину перепада давления на стен-
ке жаровой трубы можно определить путем вычи-
тания из общих потерь давления в КС (которые, как
правило, являются заданной величиной), потерь
в диффузоре.
На основании принятого допущения о посто-
янной величине перепада давления вдоль стенки
жаровой трубы, эффективная площадь отверстий
должна соответствовать ранее выбранному распре-
делению расхода воздуха по зонам жаровой тру-
бы. Тогда геометрическая площадь отдельных от-
верстий определится как отношение эффективной
площади к коэффициенту расхода воздуха:
Рисунок 6.3.2 2 - Коэффициент расхода воздуха
через основные отверстия
^ГЕОМ ^ЭФФ / ^0	(6.3.2 4)
Для лопаточных завихрителей коэффициент
расхода воздуха берётся по справочным или экс-
периментальным данным, а за геометрическую
площадью принимается площадь самого узкого
места в межлопаточном канале. Размеры отверстий
системы охлаждения находятся по результатам теп-
лового расчета жаровой трубы.
При определении размеров основных отвер-
стий зоны горения и зоны разбавления конструкто-
ру приходится подбирать оптимальное соотноше-
ние между количеством отверстий, их размерами
и формой с тем, чтобы обеспечить лучшее переме-
шивание воздуха с топливом или продуктами сго-
рания (см. Рис. 6.4.2 3). Важной характеристикой
в этом выборе является глубина проникновения
296
Глава 6 - Камеры сгорания
струи воздуха в поток газов. В общем случае она
зависит от располагаемого перепада статического
давления на стенке жаровой трубы (или скорости
воздушной струи), формы отверстия, профиля кро-
мок, толщины стенки, угла наклона оси отверстия
к направлению сносящего потока, скорости возду-
ха в межтрубном канале и скорости газа в жаровой
трубе. Для струи воздуха, втекающей через круг-
лое отверстие перпендикулярно к сносящему пото-
ку (см. Рис. 6.3.2 1), глубину проникновения мож-
но определить по эмпирической формуле:
H=rfo[O,3+O,415(FK/ FKJ] (£/rf0)0’63 (6.3.2 - 5)
где L - длина, на которой глубина проникнове-
ния струи равна Н (м);
FK - скорость струи в отверстии (м/с);
FK - скорость потока газов в жаровой трубе
(м/с).
Скорость струи воздуха в отверстии опреде-
ляется через эффективную площадь отверстия по
формуле:
Рисунок 6.3.2_3 - Расчетная область КС двигателя ПС-90А
ЕРЕЕП
1.ЗР5ЕтО2
1 2eBEj.D>.
1
1.1Э4Е»О2
1 OE6E4.D2
1 . OO1&.O2
a 67SE+D1
9.O1OE+D1
7 ЗЩЭЕа.01
6.67 5Е-ЧЭ 1
6.OOBE+D1
S JdOEj-Dl
A.672Е+О1
А . OOSEt-Dl
3 337Е+О1
2.67JE*01
2.OO2E-D1
1 335Е4-О1
D . ОК1Ь.ОП
Рисунок 6.3.2. 4 - Поле модуля скорости в КС двигателя ПС-90А
297
Глава 6 - Камеры сгорания
1.»315*03
I 3045*0-5
1 2735*03
I 2515*0?
1 224Е-*С®
1.isas*o3
1.1715*03
1 1445*03
1.1185*03
1 O91E*Oi
1 0645*03
1. G>3BE*O3
1 0115*03
' . . 0465*<j2
5.5705*02
Э 012Е*0?
Э C4SE*02
8-7785*02
3 5115*02
8.24-1Е+О2
7.3775*02
Рисунок 6.3.2_5 - Изоповерхность температуры Т=1350 К и профиль температуры на выходе КС двигателя
ПС-90А
(6.3.2-6)
Желательно, чтобы глубина проникновения струй
воздуха (или отдельных струй), втекающих через
основные отверстия зон горения и разбавления
доходила как минимум до центра жаровой трубы,
где происходит основной процесс горения и обыч-
но наблюдается максимальная температура газов.
Для повышения пробивной способности струй воз-
духа иногда используют направляющие втулки или
патрубки (см. Рис. 6.4.2 3). Коэффициент расхода
воздуха через основные отверстия при попут-
ном движении воздуха и газа вдоль стенки толщи-
ной d можно определить по графику на Рис. 6.3.2 2.
После того, как будут определены размеры
отверстий жаровой трубы, производится уточнен-
ный расчет аэродинамических характеристик КС
с учетом горения и расчет теплового состояния
стенки жаровой трубы.
С целью повышения точности расчетов в пос-
леднее время все большее распространение стали
получать специальные программные пакеты, мо-
делирующие трехмерное течение. На Рис. 6.3.2 3
показана расчетная область КС двигателя ПС-90А.
Сеточная модель этой области составляет более
1 млн. ячеек. На Рис. 6.3.2 4 и 6.3.2 5 приведены
результаты расчета распределения скорости и тем-
пературы газа внутри жаровой трубы.
6.3.3 - Расчет температур элементов
КС
Тепловые расчеты позволяют определить не-
обходимый уровень температур стенки жаровой
части для заданного временного и циклического
ресурсов с учетом критериев эффективности и эко-
номичности охлаждения при наиболее неблагоп-
риятном сочетании внешних факторов (ухудшение
параметров, экземплярный разброс, максимальная
неравномерность температур и т.д.). Как правило,
ресурсные и другие нерасчетные факторы учиты-
ваются запасом температуры АГСТ над предельно
допустимой для выбранной марки материала стен-
ки жаровой части:
Гст=[Гст1-АГст	(6.3.3-1)
298
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.3.31 - Изменение температуры стенки вдоль секции системы охлаждения жаровой трубы
Из опыта эксплуатации КС величина запаса
температуры АГСТ составляет 50... 150°С.
В общем случае задача по определению тем-
пературы стенки жаровой трубы сводится к реше-
нию уравнения баланса тепловых потоков через
стенку:
ег„н+ега-етн+е„-ез, (ы.з-2)
где СГКОН’ Схкон ’ тепловые потоки от горячих
газов к стенке и от стенки к хо-
лодному воздуху за счет конвек-
тивного теплообмена;
Сгл , СХл ’ лучистые тепловые со стороны
горячих газов и со стороны хо-
лодного воздуха;
Q8	- тепловой поток через стенку
за счет теплопроводности.
Для расчета теплового и напряженного состо-
яний конвективно-пленочной и ударно-пленочной
систем охлаждения может быть использована про-
грамма, созданная в ЦИАМ на основе результатов
аналитических и экспериментальных исследова-
ний, приведенных в работе [6.9.5]. Исходными дан-
ными для расчета являются геометрические пара-
метры, марка материала секции охлаждения,
температура и давление охлаждающего воздуха
и продуктов сгорания, коэффициент избытка воз-
духа и скорости потоков в районе секции.
Кроме этого предусмотрено два способа за-
дания величины лучистого потока - либо устанав-
ливается конкретное значение, либо программа
«сама» определяет величину лучистого потока по
заложенным в ней результатам измерений на дви-
гателе. Если конструкция жаровой трубы и расп-
ределение в ней топлива существенно отличаются
от применяемых на двигателе, а также при исполь-
зовании других видов топлива, то интенсивность
лучистого потока целесообразно задать конкретной
величиной, определяемой экспертным или расчет-
ным путем. На Рис. 6.3.3 1 приведено характерное
распределение температуры вдоль стенки одной
секции пленочной системы охлаждения, показан-
ной на Рис. 6.4.2.2 5а.
Для других типов конструкций системы охлаж-
дения тепловой расчет выполняется по общим ме-
тодикам расчета, изложенным в специальной лите-
ратуре [6.9.6] или с помощью универсальных
программ. Так, результаты аэродинамического рас-
чета КС с учетом горения, выполненные с помощью
программного пакета моделирующего трехмерное
течение, могут быть использованы в качестве гра-
ничных условий для расчета температуры стенки жа-
ровой трубы. На Рис. 6.3.3 2 и 6.3.3 3 приведено
расчетное температурное поле, воздействующее на
стенку и распределение температуры вдоль стенки.
Другой важной задачей при проектировании
КС является определение теплового состояния ее
299
Глава 6 - Камеры сгорания
1
1 W7E-03
=> 55SE*02
1 032Е*02
S Ы1Е4-С2
7 S9OE-O2
Рисунок 6.3.32 - Температурное поле, воздействующее на стенку жаровой трубы
Рисунок 6.3.3 3 - Температура стенки жаровой трубы
300
Глава 6 - Камеры сгорания
------tK
1 Температура стенки
Рисунок 633 4 - Изменение максимальной температуры стенки корпуса по типовому полетному циклу
по типовому полетному циклу
 по условно установившимся режимам
Рисунок 633 5 - Изменение перепада температур на фланце под свечу зажигания корпуса КС по
полетному циклу
301
Глава 6 - Камеры сгорания
NODAL SOLUTION
STEE*=16
SUB =51
Т1МЕ=675
TEMP (AVG)
RSYS=0
PowerGraphics
EFACET=1
AVRE3=Mat
SM1J
ГМХ
= 315
=577.809
331.425
343.745
356.064
372.489
384.809
397.128
413.553
425.873
4J8.192
454.617
466.937
479.256
495.691
509.001
520.32
536.745
549.065
561.384
577.909
Рисунок 6.3.36 - Температура на наружной поверхности корпуса КС двигателя ПС-90А на взлетном режиме
наружного корпуса, который относится к основным
силовым элементам двигателя.
Результаты тепловой оценки используются при
расчете НДС, оценке запасов прочности и прогно-
зировании ресурса корпуса по циклической долго-
вечности. В связи с тем, что температура корпуса
является инерционным параметром, для повыше-
ния качества прочностного расчета необходимо
оценивать тепловое состояние корпуса с учетом не-
стационарности режима работы двигателя по по-
летному циклу.
На графиках на Рис. 6.3.3 4 и 6.3.3 5 виден
инерционный характер изменения максимальной
температуры корпуса по полетному циклу и отличие
в перепаде температур между внутренней и наруж-
ной поверхностями (в районе фланца свечи зажига-
ния) в стационарных и нестационарных условиях.
Общая картина распределения температуры в расчет-
ной области корпуса КС приведена на Рис. 6.3.3 6.
6.3.4 - Проектирование на заданную
эмиссию
В связи с большим вниманием, уделяемым
в последнее время проблеме экологической чис-
тоты авиационных и наземных ГТД, одним из
главных критериев, на который необходимо ори-
ентироваться при проектировании КС, является
требование по обеспечению заданных норм на
эмиссию вредных веществ. В соответствии с меж-
дународным стандартами и отечественными пра-
вилами в настоящее время для авиационных ГТД
нормируется эмиссия НС, СО, NOx и дыма. Нор-
мируемым параметром эмиссии газообразных
вредных веществ является условный валовый
выброс каждого вещества, отнесенный к тяге дви-
гателя на взлетном режиме (г/кН):
Dn^comc = М^.со.нс /R00’	(6-3-4 - D
302
Глава 6 - Камеры сгорания
Эмиссия дыма нормируется по максимально-
му измеренному значению условного числа дым-
ности SN.
Валовый выброс каждого из вредных веществ
определяется как сумма выбросов на режимах стан-
дартного условного цикла взлетно-посадочных
операций:
М \EIGj	(6.3.4-2)
где EI - индекс эмиссии (Emission Index) - масса
вредного вещества, приходящаяся на
1 кг топлива (г/кг);
(?т - расход топлива (кг/мин);
Т - время работы на /'-ом режиме (мин).
Стандартный условный цикл взлетно-поса-
дочных операций включает в себя следующие ре-
жимы:
-	взлет - 100 % расчетной мощности, время
работы на режиме 0,7 мин.;
-	набор высоты - 85 % расчетной мощности,
время работы 2,2 мин.;
-	заход на посадку -30 % расчетной мощнос-
ти, время работы 4,0 мин.;
-	руление, малый газ - 7 % расчетной мощно-
сти, время работы 26 мин.
Первые нормы на эмиссию вредных веществ,
согласно стандарту ИКАО, распространялись на
авиационные ГТД с датой создания после 31 де-
кабря 1985 г. и имели следующие величины:
Dco	= 118 г/кН;	
/г	= 19,6 г/кН;	
^\Ох	= 40+2лк г/кН;	(6.3.4 - 3)
SN	= 83,6 (RJ0-274,	но не более 50
		(6.3.4 - 4)
где 71 к - степень повышения давления в двигателе;
Rm~ тяга на взлетном режиме.
После этого нормы на эмиссию СО, НС и SN
не менялись, а норма на эмиссию NOx дважды пе-
ресматривалась в сторону ужесточения. Сначала
она была снижена на 20 % для двигателей с датой
создания после 31.12. 1995г., а затем примерно еще
на 16 % (зависит от 71 к и RQQ) для двигателей с да-
той создания после 31.12.2003г. Точные значения
норм 2004 года на эмиссию NOx определяются по
формулам:
^nox =19+1,67^	(6.3.4-5)
при ?гк < 30 и RM > 89 кН (9075 кгс);
DNOx = 37,572 +1,6лк-О,2О87Лоо (6.3.4 - 6)
при ?гк < 30 и 26,7< Rm < 89 кН (9075 кгс);
^nox =	(6.3.4 - 7)
при 30< лк < 62,5 и 1?00 > 89 кН (9075 кгс);
DNOx = 42,71+1,4286лк-0,40137?00 (6.3.4-8)
при 30< лк < 62,5 и 26,7< Rqo < 89 (9075 кгс);
^nox = 32+1,6лк	(6.3.4-9)
при 71к > 30.
Графическая интерпретация изменения норм
ИКАО на эмиссию NOx приведена на Рис. 6.3.41.
Следующим шагом в плане ужесточения норм
на эмиссию вредных веществ является планируе-
мое введение в 2008 году поправки к стандарту
ИКАО, согласно которой будут ужесточены нор-
мы на эмиссию NOx примерно на 12% [6.9.7]. Кро-
ме того, некоторые страны Евросоюза, например
Швеция, Норвегия, Финляндия и Франция, взима-
ют штрафы за превышение эмиссии вредных ве-
ществ над нормами ИКАО 2004 года.
Для того, чтобы иметь более четкое представле-
ние о возможных путях снижения эмиссии вредных
веществ, рассмотрим механизмы их образования.
Окись углерода в большом количестве мо-
жет образовываться вследствие нехватки кисло-
рода для завершения реакции окисления углеро-
да до СО2 (забогащенная топливовоздушная
смесь в первичной зоне), либо вследствие дис-
социации СО2 при высокой температуре (стехи-
ометрическая или умеренно забедненная топли-
вовоздушная смесь).
Значительную добавку к термодинамически
равновесному СО дает неполное сгорание топли-
ва. Именно этим можно объяснить тот факт, что
максимальные концентрации СО образуются на
режимах малой тяги, где температура газа в зоне
горения относительно невелика. Таким образом,
основными причинами высокого содержания СО
в выхлопных газах могут быть:
-	низкая скорость горения в первичной зоне
вследствие недостатка топлива и (или) нехватки
времени пребывания;
- недостаточно однородная топливовоздуш-
ная смесь, в результате чего образуются локальные
забедненные зоны с низкой полнотой сгорания,
а также зоны с большим избытком топлива;
- «замораживание» продуктов горения возду-
хом, участвующим в охлаждении стенки жаровой
трубы.
303
Глава 6 - Камеры сгорания
Повышенное содержание несгоревших угле-
водородов, к которым относят топливо в виде ка-
пель или пара, а также продукты разложения ис-
ходного топлива на углеводороды меньшей
молекулярной массы (метан, ацетилен), обычно
связывают с плохим распыливанием топлива, не-
достаточной скоростью горения и «замораживани-
ем» продуктов неполного сгорания в охлаждающем
воздухе вблизи стенок жаровой трубы. С увеличе-
нием режима работы двигателя выбросы несгорев-
ших углеводородов уменьшаются. Связано это как
с улучшением распыливания топлива, так и с рос-
том скорости химических реакций в первичной
зоне вследствие повышения давления и темпера-
туры воздуха на входе в КС.
Устранение причин образования СО и НС сво-
дится, как правило, к повышению полноты сгора-
ния топлива на режимах вблизи малого газа. Связь
между полнотой сгорания и уровнями выбросов
СО и НС описывается следующим аналитическим
выражением:
1 -Г]т =(Е1Ж + 0,232Е1СО)10'3 (6.3.4 - 10)
где ?7Г	- коэффициент полноты сгорания
топлива;
EI , Е1СО - удельные выбросы СО и НС
(г/кг топлива).
NOx образуются в результате окисления азо-
та, находящегося в атмосферном воздухе и в топ-
ливе. Легкие дистиллятные топлива содержат не-
большие количества органического азота (менее
0,06 %), в то время как тяжелые продукты перегон-
ки могут содержать до 1,8 %. В последнем случае
доля NO из топлива может составлять значи-
тельную долю в общем выбросе окиси азота.
Основную часть в окислах азота обычно со-
ставляет окись азота NO. Образование NO проис-
ходит в соответствии с цепным механизмом Зель-
довича [6.9.8]:
О2 <=> 20,
O+N2^NO + N, (6.3.4-11)
N + O2^iNO + O.
Процесс образования окиси азота эндотерми-
чен и идет с заметной скоростью только при тем-
пературах выше 1800 К, поэтому NO образуется
только в горячих зонах и достигает максимальной
концентрации на режиме наибольшей тяги. Окис-
ление NO до NO2 происходит при снижении тем-
пературы газа. Практический диапазон температу-
ры газа, при которой образуется двуокись азота -
от 400 до 900 К. На режимах большой тяги доля
NO2 в окислах азота NOx (NOx = NO+NO2) очень
мала, но на режиме малого газа она может дости-
гать 50 %.
Установлено, что выброс NOx экспоненциаль-
но возрастает с повышением температуры пламе-
ни согласно соотношению NOx °° ехр(0,009Тпл)
и линейно возрастает с повышением времени пре-
бывания продуктов сгорания в высокотемператур-
ных зонах. Изменение давления от 0,5 до 3 МПа
практически не влияет на уровень выброса NOx.
Сажа (или дым) может образовываться в лю-
бой части зоны горения, где имеется избыток топ-
лива и скорость смешения недостаточна. Напри-
мер, в случае центробежных форсунок основная
сажеобразующая область располагается внутри
факела распыливания. В этой области существует
возвратное течение продуктов сгорания и локаль-
ные порции паров топлива оказываются окружен-
ными высокотемпературными газами с дефицитом
кислорода. Большая часть сажи, образовавшейся
в первичной зоне горения, сгорает затем в высоко-
температурных областях ниже по потоку. Экспери-
ментально установлено, что на образование сажи
оказывают влияние свойства топлива, давление
и температура воздуха в КС, коэффициент избытка
воздуха, качество распыливания топлива и способ
подачи топлива в КС. Так, склонность к сажеобра-
зованию возрастает при уменьшении содержания
в топливе водорода, а также при повышении кон-
центрации в топливе полициклических аромати-
ческих углеводородов.
С увеличением давления в КС сажеобразова-
ние существенно возрастает. Связано это с тем, что
расширяются пределы горения и сажа начинает
образовываться в тех областях, где при низких дав-
лениях эти области были бы слишком забогащен-
304
Глава 6 - Камеры сгорания
ними для горения. Кроме этого, повышенное дав-
ление ускоряет химические реакции и тем самым
приводит к более раннему инициированию горения
и к увеличению доли топлива, сгорающего в пере-
обогащенных областях.
Увеличение температуры воздуха на входе
в КС чаще всего приводит к усилению сажеобра-
зования, особенно при наличии забогащенных зон.
Повышение температуры газа на выходе из каме-
ры уменьшает сажеобразование благодаря увели-
чению области выгорания сажи в зоне смешения.
6.3.4.1 - Способы снижения эмиссии
вредных веществ
Для обеспечения минимального уровня эмис-
сии вредных веществ при организации процесса
горения в КС любого типа необходимо обеспечить
следующие условия:
-	достаточно мелкое дробление частиц топ-
лива;
-	высокую однородность смеси перед подачей
в КС;
-	максимально возможную скорость реакции;
-	температуры в зоне горения 700... 1500 °C;
-	отсутствие локальных высокотемпературных
зон;
-	постоянного во всем диапазоне работы дви-
гателя состава смеси (ос = const) в зоне горения;
-	оптимальное распределение вторичного воз-
духа;
-	оптимальный состав смеси в смесительных
устройствах или в первичной зоне КС.
Большинство способов снижения вредных
выбросов в КС традиционных схем по существу
являются компромиссом между выбросом СО и НС
с одной стороны и выбросом NOx с другой. В то
же время, для обеспечения перспективных норм на
эмиссию вредных веществ, необходимо создание
КС, которые бы позволили одновременно снизить
все виды вредных компонентов. К основным кон-
структивным схемам низкоэмиссионных КС мож-
но отнести следующие схемы:
-	двухзонные;
-	изменяемой геометрии;
-	многофорсуночные;
-	с гомогенизацией топливовоздушной смеси;
-	каталитические.
Принцип действия всех низкоэмиссионных КС
так или иначе основан на поддержании температу-
ры в зоне (зонах) горения в достаточно узком интер-
вале на всех эксплуатационных режимах двигателя.
Пример двухзонной КС с параллельным рас-
положением зон показан на Рис. 6.3.4.11. Дежур-
ная зона этой КС (внутренняя зона) оптимизиро-
вана в отношении высокой полноты сгорания
и низких выбросов СО и НС на режимах близких
к малому газу, тогда как основная зона создает бед-
ную смесь, оптимальную в отношении выброса
NOx на режимах большой мощности. Дежурная
зона обеспечивает также устойчивость горения
основной зоны при ее подключении. К недостат-
кам двухзонной КС можно отнести сложность обес-
печения ее надежной работы на переменных ре-
жимах работы двигателя, когда требуется быстрое
отключение или подключение основной зоны.
В конструкции КС изменяемой геометрии по-
стоянство коэффициента избытка воздуха в первич-
ной зоне обеспечивается применением элементов,
позволяющих регулировать распределение воздуха
в жаровой трубе. На режимах максимальной тяги
значительная часть воздуха подается в первичную
зону для того, чтобы минимизировать образование
сажи и NOx. При снижении тяги двигателя все уве-
личивающаяся доля воздуха направляется в зону
разбавления, тем самым удерживается высокая тем-
пература в первичной зоне и обеспечивается низ-
кий уровень выбросов СО и НС. КС с изменяемой
геометрией, ввиду сложности конструкции, не на-
шли широкого распространения.
Снижение эмиссии вредных веществ в мно-
гофорсуночных КС достигается за счет уменьше-
ния размеров локальных зон с высокой температу-
рой горения. Пример многофорсуночной КС,
приведен на Рис. 6.3.4.12. В этой КС форсуноч-
ные модули 1 расположены в два ряда по 36 мо-
дулей в каждом ряду. Для компенсации тепловых
Рисунок 6.3.4.11 - Двухзонная КС фирмы SNECMA
[6.9.9]
305
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.3.4.12 - Многофорсуночная КС [6.9.10, 6.9.11]
1 - форсуночный модуль (72 шт.); 2 - наружная стенка жаровой трубы; 3 - внутренняя
стенка жаровой трубы; 4 - телескопическое соединение жаровой трубы с первым сопло-
вым аппаратом турбины; 5 - патрубки для подвода воздуха в зону разбавления; 6 - сило-
вая стойка; 7 - корпус внутренний КС; 8 - корпус наружный КС
расширений наружная 2 и внутренняя 3 стенки
жаровой трубы имеют телескопическое соедине-
ние 4 с первым сопловым аппаратом. Высокая од-
нородность поля температур газа перед турбиной
обеспечивается благодаря применению смеситель-
ных патрубков 5 в зоне разбавления. Усилия от рас-
положенной под КС опоры ротора ВД передаются
на наружную подвеску двигателя с помощью пус-
тотелых силовых стоек 6, связывающих внутрен-
ний 7 и наружный 8 корпусы КС.
В КС с гомогенизацией рабочей смеси в пер-
вичную зону подается топливо, предварительно
испаренное и полностью перемешанное с возду-
хом. При этом существенно сокращается время,
необходимое для полного сгорания топлива. Низ-
кую температуру пламени поддерживают за счет
забеднения топливовоздушной смеси. В то же вре-
мя на режимах малой мощности смесь может ока-
заться слишком забедненной для устойчивого го-
рения. Поэтому данный подход, как правило,
требует организации дежурного пламени и (или)
регулирования распределения воздуха. Другим не-
достатком такой КС является вероятность самовос-
пламенения топлива в устройствах подготовки сме-
си или проскок пламени на режимах с высокими
параметрами воздуха на входе в КС. Тем не менее,
ввиду больших потенциальных возможностей по
снижению эмиссии NOx такие КС находят все боль-
шее применение как в авиационных, так и про-
мышленных ГТД.
Другим способом снижения температуры пла-
мени при сжигании гомогенной топливовоздушной
смеси является ее забогащение. При этом практи-
чески исключается проскок пламени в устройство
подготовки смеси. К недостаткам этого способа
можно отнести то, что он, во-первых, требует орга-
низации в зоне разбавления быстрого перевода
продуктов сгорания с избытком топлива в забед-
ненную смесь, что на практике реализовать доволь-
но сложно. Во-вторых, забогащенная первичная
зона склонна к нагарообразованию.
В каталитических КС для повышения скорос-
ти горения и снижения температуры продуктов
сгорания используются катализаторы. Схема ката-
306
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.3.4.13 - Схема каталитической КС
[6.9.12]
1 - топливная форсунка;
2 -зона предварительного сме-
шения; 3 - катализатор;
4 - зона горения за катализато-
ром; 5 - впрыск топлива минуя
катализатор
литической КС приведена на Рис. 6.3.4.13. Здесь
одна часть топлива поступает через форсунки 1
и предварительно смешивается с воздухом в зоне
2. Подготовленная однородная топливовоздушная
смесь с заданным соотношением топлива к возду-
ху проходит через катализатор 3. Проходя через
катализатор, топливовоздушная смесь конвертиру-
ется в синтез-газ, который имеет повышенную тем-
пературу и включает в себя такие горючие компо-
ненты как Н2 и СО. Синтез-газ догорает в зоне
горения 4 за катализатором вместе с другой час-
тью топлива 5, подаваемой в эту зону, минуя ката-
лизатор.
В присутствии катализатора реакция окисле-
ния топлива является специфическим квантохими-
ческим процессом получения тепла в виде излуче-
ния инфракрасных квантов. Реакция протекает
через несколько последовательных стадий по бо-
лее выгодному пути, что позволяет проводить про-
цесс с большей скоростью. Важнейшим фактором
каталитической технологии беспламенного сжига-
ния топлива является то, что она позволяет прово-
дить реакцию без вовлечения в реакцию нейтраль-
ного N . Эффект обосновывается наличием
в процессе каталитических реакций магнитно-газо-
селективной адсорбции О2 и выталкиванием N2 из
зоны реакции. Область применения каталитичес-
ких реакторов в настоящее время ограничена по
причине сложности создания катализаторов с боль-
шой мощностью тепловыделения и работающих
при высоких термических нагрузках.
6.4 - Основные конструктивные
элементы КС
КС состоит из следующих основных конст-
руктивных и функциональных элементов: диффу-
зора, жаровых труб, форсунок, корпусов, системы
зажигания. Несмотря на общность функций, суще-
ствует большое разнообразие конструктивных ис-
полнений КС и составляющих элементов. Каждое
техническое решение имеет объективные обосно-
вания. Немаловажное значение имеют традиции
и опыт фирм разработчиков.
Конструкцию КС разрабатывают на основе
выбранной схемы и исходных данных. К исходным
данным относятся:
-данные, определенные проектировочным
расчетом КС:
-	параметры диффузора;
-	размеры жаровой трубы и воздушных каналов;
-	количество форсунок;
-	расположение основных отверстий для под-
вода воздуха в жаровую трубу;
-	распределение воздуха по жаровой трубе;
-	присоединительные размеры проточной ча-
сти и корпусов компрессора и турбины;
-	силовая схема двигателя (расположение под-
шипниковых опор);
-	схема вторичных потоков двигателя (прохож-
дение через КС трубопроводов, обеспечивающих
работу опор двигателя, системы охлаждения и др.);
-	требования к креплению двигательных агре-
гатов и узлов на корпусе КС.
Ниже рассмотрены некоторые конструктивные
решения и расчеты основных и элементов КС ГТД.
6.4.1 - Диффузор
Диффузор представляет собой расширяющий-
ся канал, в котором скорость потока снижается
и часть кинетической энергии преобразуется в по-
тенциальную, что выражается приростом статичес-
кого давления.
Диффузоры должны удовлетворять следую-
щим требованиям:
-	иметь минимальные гидравлические потери;
-	иметь минимальную длину;
-	обеспечивать устойчивое поле скоростей
и давлений перед входом в жаровую трубу (т.е. от-
сутствие отрыва потока).
В трубчатых КС диффузоры выполняются в ви-
де индивидуальных для каждой жаровой трубы пат-
рубков (см. Рис. 6.2.1 2) с изоградиентным увели-
чением площади проходного сечения.
307
Глава 6 - Камеры сгорания
а)	б)	в)
Рисунок 6.4.11 Диффузоры КС
а) с изоградиентным изменением площади; б) с разделителем потока; в) двухканальный
с фиксированным отрывом потока.
1 - диффузор; 2 - корпус наружный; 3 - корпус внутренний; 4 - жаровая труба; 5 - обте-
катель; 6 - разделитель потока
В трубчато-кольцевых и кольцевых КС ранее
применялись диффузоры 1 в виде профилирован-
ных кольцевых каналов, образованных наружным
2 и внутренним 3 корпусами КС, также с изогра-
диентным изменением площади (см. Рис. 6.4.1 1а).
Такие диффузоры обеспечивают наименьшие поте-
ри полного давления, наиболее равномерное поле
скоростей на выходе, но имеют достаточно большую
длину. Еще одним недостатком таких диффузоров
является то, что они не могут работать без отрыва
потока на всех режимах работы двигателя. Причем
на разных режимах отрыв происходит в разных се-
чениях по длине диффузора, что неблагоприятно
сказывается на режимах горения в жаровой трубе.
Для обеспечения требуемых расходов воздуха в ка-
налах кольцевых КС и одинакового перепада дав-
ления на наружной и внутренней стенках жаровой
трубы перед входом в жаровую трубу 4 в диффу-
зорах кольцевых КС устанавливают обтекатели 5,
которые разделяют поток по наружному и внутрен-
нему кольцевым каналам (см. Рис. 6.4.1_1б), или
выполняют двухканальные диффузоры с раздели-
телем 6 потока (см. Рис. 6.4.1 1 в). В трубчато-
кольцевых КС потребность в разделителях пото-
ка отсутствует, так как воздух после диффузора
попадает в общую полость, образованную наруж-
ным 2 и внутренним 3 корпусами КС, и растека-
ется между отдельными жаровыми трубами (см.
Рис. 6.4.1 1а).
В современных конструкциях КС все большее
предпочтение стали отдавать ступенчатым диффу-
зорам (см. Рис. 6.4.1 2 и 6.4.1 3). Такой диффузор
имеет два характерных участка (см. Рис. 6.4.1 3):
относительно короткий участок с плавным расши-
рением проточной части преддиффузор 1 (учас-
ток с безотрывным течением) и участок с внезапным
расширением 2 (участок со стабилизированным
отрывом потока). К преимуществам ступенчатого
диффузора по сравнению с обычным плавным
диффузором можно отнести его небольшую дли-
ну и слабую чувствительность к изменению струк-
туры потока на входе. При этом, однако, он имеет
несколько повышенные потери. Разновидностью
таких диффузоров являются диффузоры с фикси-
рованным отрывом, в которых для уменьшения ве-
личины вихревых течений размер ступени ограни-
чивается (см. Рис. 6.4.1 1в).
В некоторых случаях для улучшения аэродина-
мических характеристик диффузоров, имеющих от-
рыв потока, используют управляемую систему отсо-
са воздуха или сдув пограничного слоя. Однако такие
диффузоры не имеют широкого применения.
В зависимости от расположения подшипни-
ковых опор на двигателе через КС могут прохо-
дить полые стойки (см. Рис. 6.4.1 2). Через стойки
прокладываются воздушные и масляные трубопро-
воды к опорам. В кольцевых КС с целью сокраще-
ния длины диффузора стойки располагают в сече-
нии начального (профилированного) участка.
Размещение стоек и других загромождающих эле-
ментов в диффузоре приводит к повышению по-
терь давления и дополнительной неравномернос-
ти полей скоростей и давлений перед жаровыми
трубами, что может привести к повышенной нерав-
308
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.12 - Пример диффузора со стойками в проточной части
1 - полая стойка; 2 - наружное кольцо диффузора; 3 - внутреннее кольцо диффузора
номерности поля температур газа на выходе из КС.
При профилировании стоек необходимо учитывать
возможную крутку потока за спрямляющим аппа-
ратом компрессора. В трубчато-кольцевых КС для
снижения потерь в диффузоре стойки (перепуск-
ные трубы) могут быть расположены за плавной
частью диффузора между жаровыми трубами (см.
Рис. 6.2.1 4).
При конструировании диффузоров следует
обратить внимание на точность соблюдения раз-
меров его проточной части (для обеспечения тече-
ния без отрыва потока), а также задавать низкую
шероховатость поверхности элементов проточной
части, с целью снижения потерь. Пример задания
шероховатости поверхности и точности размеров
приведен на см. Рис. 6.4.1 2.
6.4.1.1 - Расчет диффузора
Кратко рассмотрим главные расчетные пара-
метры наиболее часто встречающегося в современ-
ных конструкциях КС ступенчатого диффузора (см.
Рис. 6.4.1 3).
Основными геометрическими параметрами
диффузора, на которые следует обращать внима-
ние при его проектировании, являются:
-	относительная длина преддиффузора £ д- от-
ношение длины преддиффузора к высоте канала на
входе:
^д =Lplhi ;	(6.4.1 - 1)
-	степень расширения преддиффузора - отно-
шение площади на выходе к площади на входе:
h=F2/F-	(6.4.1-2)
-	угол раскрытия преддиффузора - связан с от-
носительной длиной и степенью расширения соот-
ношением:
Jnn -1
Р = 2arctg '	.	(б.4.1-3)
Лд
-	расстояние между преддиффузором и голов-
ной частью жаровой трубы £г
При проектировании диффузора необходимо
стремиться к получению безотрывного течения
в плавной его части и минимальных потерь давле-
ния. На Рис. 6.4.1 4 показаны граничные условия,
при которых начинается отрыв потока от стенок
309
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.13 - Основные геометрические пара-
метры диффузора
1 - преддиффузор; 2 -участок с в-
незапным расширением
различных типов диффузоров. Здесь же приведе-
на граница рекомендуемых соотношений между п
и Ьд для обеспечения безотрывного течения.
Участок стабилизированного отрыва потока
так же играет большую роль в организации про-
цессов в КС. Назначение этого участка сводится
к созданию стабильных (по режимам двигателя)
условий для обтекания жаровой трубы с минималь-
ными потерями давления, отсутствием автоколе-
баний и равномерной скоростью вдоль стенок жа-
ровой трубы. Последнее условие необходимо для
обеспечения нормальной работы системы охлаж-
дения и оптимального втекания воздуха в жаровую
трубу.
Эффективность работы диффузора чаще все-
го оценивают по величине коэффициента восста-
новления полного давления <УД, который определя-
ется по формуле:
п = ДР*р / я*к = (Р\ - Р*КАН) / л*к (6.4.1 - 4)
Д	г	К	К	KAriz	К
где Р*к - полное давление на входе в диффузор
(на выходе из компрессора);
Р*КАН ’ полное давление в межтрубном канале
КС (среднее давление между наруж-
ным и внутренним каналами при
кольцевой КС).
На Рис. 6.4.1 5 показана зависимость <Удот
расстояний между диффузором и головной частью
жаровой трубы £ диффузором и основными от-
верстиями зоны горения L, от высоты канала h2
и диаметра головной части жаровой трубы (обо-
значения см. Рис. 6.4.1 3). Из рисунка следует, что
уменьшение этого расстояния приводит к росту
потерь давления.
Кольцевой диффузор с Конический
Рекомендуемая граница Кольцевой шффузор с
ддя проектирования	одинаковым наклоном
диффузоров	стенок
Рисунок 6.4.14 - Границы начала отрыве потока
для различных типов дифузоров
Рисунок 6.4.15 - Зависимость потерь давления
в диффузоре от расстояния до
жаровой трубы и основных от-
верстий зоны горения
310
Глава 6 - Камеры сгорания
- 1.188е-002
-5.
0.000е+000
Рисунок 6.4.16 - Линии тока в диффузоре и КС
Velocfy
(Streamline 1)
—- 2.376е+002
-1 7в2е+002
В современных КС коэффициент восстанов-
ления полного давления в диффузоре составляет
0,980...0,985.
Более подробно аэродинамические характери-
стики диффузоров исследуются с помощью про-
граммных пакетов в трехмерной постановке (см.
Рис. 6.4.1 6) и при продувке моделей диффузоров
на установках.
6.4.2 - Жаровая труба
После выбора схемы КС при выполнении про-
ектировочных расчетов определяются основные
параметры жаровой трубы, которые служат исход-
ными данными для разработки её конструкпии.
К ним относятся:
—	объем жаровой трубы (см. раздел 6.3.2);
—	распределение воздуха по длине жаровой
трубы (площади проходных сечений фронтового
устройства, количество и размеры отверстий зоны
горения и смешения, количество поясов охлажде-
ния и количество отверстий по поясам) (см. разде-
лы 6.3.2 и 6.3.3);
—	количество форсунок и фронтовых уст-
ройств;
—	тип фронтового устройства;
-	тип системы охлаждения.
Жаровая труба в трубчатых и трубчато-коль-
цевых КС как правило состоит из двух частей -
собственно жаровой трубы и газосборника (см.
Рис. 6.2.1 2, 6.2.1 3 и 6.2.1 4).
Пример конструкции жаровой трубы двига-
теля ПС-90А приведен на Рис. 6.4.2 1. В передней
части жаровой трубы расположено ФУ 1. Далее по
длине жаровой трубы располагается обтекаемая
головка 2, за ней стенка, состоящая из секций 3
и гофрированных колец 4, сваренных между собой
точечной сваркой. В конструкции жаровой трубы
применена пленочная система охлаждения (см.
Рис. 6.4.2.2 4). На поверхности жаровой трубы
выполняют отверстия 5 для подвода воздуха в зо-
ну горения и 6 - в зону смешения. От осевых пере-
мещений жаровая труба фиксируется за корпус КС
с помощью кронштейна 7. Кронштейн расположен
в передней части рядом с ФУ и форсункой, чтобы
уменьшить влияние тепловых перемещений жаро-
вой трубы относительно форсунки для обеспече-
ния стабильных параметров распыла и перемеши-
вания топлива с воздухом во ФУ. Для переброса
пламени из одной жаровой трубы в другую в мо-
мент розжига трубы соединены между собой пла-
меперебрасывающими патрубками 8 и муфтами 17
(см. Рис. 6.2.1 4).
311
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.21 - Жаровая труба двигателя ПС-90А
1 - фронтовое устройство; 2 - об-
текаемая головка; 3 - система ох-
лаждения; 4 - отверстия подвода
воздуха в зону горения и смеше-
ния; 5 - кронштейн; 6 - пламепе-
ребрасывающий патрубок
Газосборникив трубчатых КС выполняют для
каждой жаровой трубы отдельно, а в трубчато-коль-
цевых КС они могут быть как отдельными (см.
Рис. 6.2.1 3), так и кольцевыми, в которые встав-
ляются все жаровые трубы двигателя по кольцу.
Для компенсации температурных расширений жа-
ровые трубы соединяются с газосборником с по-
мощью телескопического соединения. Задним
фланцем газосборники обычно крепятся за корпус
первого соплового аппарата турбины. Стенки га-
зосборника оснащают системой охлаждения. На
Рис. 6.2.1 4 приведен пример конструкции коль-
цевых газосборников двигателя ПС-90А, где на-
ружное и внутреннее кольца газосборника - точе-
ные. В них выполнено по семь поясов подвода
охлаждающего воздуха. Шесть поясов использу-
ются для охлаждения самих колец, а седьмой пояс
для охлаждения наружной и внутренней полок
соплового аппарата ТВД. Задняя часть кольца га-
зосборника наружного является корпусом сопло-
вого аппарата ТВД.
Пример жаровой трубы кольцевой КС приве-
ден на Рис. 6.4.2 2. Жаровая труба состоит из фрон-
тового устройства 1, наружной 2 и внутренней 3
кольцевых стенок, фронтовой плиты 4. Для сниже-
ния гидравлического сопротивления и необходимо-
го распределения воздуха по кольцевым каналам
Рисунок 6.4.22 - Жаровая труба кольцевой КС дви-
гателя ПС-90А
1 - фронтовое устройство; 2 - на-
ружная кольцевая стенка;
3 - внутренняя кольцевая стенка;
4 - фронтовая плита; 5 - обтека-
тель; 6 - отверстия подвода возду-
ха в зону горения и смешения;
7 - кронштейн
в передней части жаровой трубы, расположен об-
текатель 5. На стенках выполнена система охлаж-
дения по типу, представленному на Рис. 6.4.2.2 5а.
На наружной и внутренней стенках выполне-
ны отверстия 6 для подвода воздуха в зоны горе-
ния и смешения. От осевых и радиальных переме-
щений жаровая труба закрепляется за корпус КС
с помощью нескольких кронштейнов 7. Соедине-
ние с корпусом первого соплового аппарата выпол-
няется телескопическим для компенсации тепло-
вых расширений (см. Рис. 6.3.4.12).
Отверстия для подвода воздуха в зоны горе-
ния и смешения могут быть круглой или овальной
формы 1, с отбортовками 2 или с патрубками 3 (см.
Рис. 6.4.2 3). Форма отверстий, их размеры и ко-
личество должны выбираться из условий мини-
мальных потерь при втекании воздуха в жаровую
трубу, обеспечения стабильного расхода воздуха,
достаточной глубины проникновения в газовоз-
душный поток и интенсивного перемешивания вво-
димого воздуха с газовоздушным потоком на ми-
нимальной длине жаровой трубы. Механически
312
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.23 - Способы подвода воздуха
1 - круглые механически обрабо-
танные отверстия; 2 - отвер-
стия с отбортовкой; 3 - смеси-
тельный патрубок;
4 - воздухозаборник; 5 - система
охлаждения патрубка
обработанные отверстия круглого сечения имеют
более высокую стабильность расхода воздуха.
В некоторых случаях для увеличения пробив-
ной способности воздушной струи используют
скоростной напор воздуха над отверстием с на-
ружной стороны жаровой трубы устанавливают
воздухозаборник 4. Применение смесительных
патрубков для подвода вторичного воздуха, в ос-
новном, в кольцевых КС, вызвано необходимостью
пробивать большую толщину газового потока для
обеспечения более равномерного поля температур
на выходе из КС. Установка патрубков в потоке газа
с высокой температурой требует применения ох-
лаждения патрубков, особенно в их передней час-
ти, например, через щели 5.
Для изготовления жаровых труб и газосбор-
ников применяют следующие материалы:
-	нержавеющую сталь - до температуры 800°C;
-	жаростойкие сплавы на никелевой и хроми-
стой основе - до температуры 900... 1100°С.
Новыми материалами для изготовления жаро-
вых труб являются структуростабильные жаро-
прочные сплавы на никелевой и хромистой осно-
ве, отличающиеся повышенной кратковременной
и длительной прочностью, термостойкостью и тех-
нологичностью. Их рабочая температура составля-
ет 1100... 1200°С. Применение этих материалов
может повысить ресурс жаровой трубы в полтора -
два раза.
Перспективными материалами для изготовле-
ния жаровых труб также являются порошковые спла-
вы на основе интерметаллидов Ni3Al, NiAl, FeCrAl,
предназначенные для теплонапряженных конструк-
ций, работающих до температуры 1200...1300°С.
Высокая жаростойкость, стойкость к карбидообра-
зованию, водородному и сульфидному растрескива-
нию при высоких температурах, жаропрочность и от-
носительно низкая плотность обуславливают их
преимущество по сравнению с традиционными ма-
териалами.
Отраслевыми институтами ведутся работы над
керамическими материалами рабочая температура,
которых будет 1500°С и выше.
6.4.2.1 - Фронтовые устройства
Практически все известные КС имеют свои,
отличающиеся по конструкции ФУ. Классически-
ми примерами ФУ в виде плохо обтекаемых тел
являются щелевая головка жаровой трубы 1 и ко-
нические насадки 2, устанавливаемые в передней
части жаровой трубы (см. Рис. 6.4.2.11). Такие ФУ
имеют повышенные гидравлические сопротивле-
ния, в них недостаточно полно происходит смесе-
образование, вследствие чего получается сравни-
тельно невысокая полнота сгорания и высокий
уровень эмиссии.
Одним из способов получения в первичной
зоне КС однородной ТВС является использование
испарительных ФУ (см. Рис. 6.2.1 6).
В ФУ с осевым 4 или радиальным 5 лопа-
точными завихрителями (см. Рис. 6.4.2.11) раз-
меры зоны обратных токов определяются степе-
нью крутки потока. Степень крутки потока
зависит от скорости истечения воздуха из завих-
рителя и угла установки лопаток. Гидравлические
потери в завихрительных ФУ значительно ниже,
чем в щелевых и конусных.
В настоящее время в КС, в основном, приме-
няются комбинированные 6 завихрительные ФУ.
В них помимо функции стабилизации пламени
обеспечивается предварительная подготовка ТВС
(распыливание, смешение до нужной концентра-
ции и степени однородности). Современные завих-
рительные ФУ состоят из двух и более осевых,
струйных 7 и (или) радиальных завихрителей
и сопловых насадков 8 различной конфигурации
(см. Рис. 6.4.2.11). С помощью таких ФУ можно
обеспечить практически все предъявляемые в нас-
тоящее время требования.
313
Глава 6 - Камеры сгорания
ФУ обычно изготавливают методами точного
литья с последующей механической обработкой
некоторых поверхностей для обеспечения необхо-
димой точности и шероховатости обработки повер-
хности. Материалы для изготовления ФУ - нике-
левые сплавы.
ФУ крепятся на жаровых трубах трубчатых
и трубчато-кольцевых КС при помощи сварки или
клепки. В кольцевых КС ФУ крепятся с помощью
подвижных соединений, которые компенсируют
температурные расширения и неточности монта-
жа форсунок.
Разработка современных ФУ, состоящих из
каскада осевых и (или) тангенциальных завихри-
телей, струйных смесителей и нескольких сопло-
вых насадков различной конфигурации является
сложной задачей. Она решается за несколько пос-
ледовательных расчетных, конструкторских, иссле-
довательских и экспериментальных шагов, в ре-
зультате которых должны быть обеспечены задан-
ные характеристики и требования к КС, изложен-
ные в разделе 6.1.
Во время экспериментов исследуются прак-
тически все характеристики КС:
—	тонкость распыла топлива (вместе с форсун-
кой);
—	расход воздуха через ФУ;
—	структура течения за ФУ, величина зоны об-
ратных токов;
—	отсутствие проскока пламени на всех режи-
мах двигателя;
—	отсутствие нагарообразования на всех режи-
мах двигателя;
—	отсутствие пульсационного горения;
—	полнота сгорания;
—	характеристики розжига и область устойчи-
вого горения;
—	влияние на поля температур;
Рисунок 6.4.2.1_1 - Фронтовые устройства КС
1 - щелевая головка; 2 - конический насадок; 3 - испарительное ФУ; 4 - осевой лопаточ-
ный завихритель; 5 - радиальный лопаточный завихритель; 6 - комбинированное завих-
рительное ФУ; 7 - струйный завихритель; 8 - сопловой насадок
314
Глава 6 - Камеры сгорания
—температурное состояние стенок жаровых
труб.
ФУ это именно тот узел, который конструкто-
ры КС, создав однажды, стараются не менять, если
он обеспечивает требуемые характеристики.
Принцип работы ФУ рассмотрим на примере
работы типичного ФУ, образованного лопаточным
завихрителем 1 и переходным конусом 2 между
завихрителем и цилиндрической частью жаровой
трубы. Схематично структура потока, образующа-
яся за подобным ФУ, показана на Рис. 6.4.2.12.
Физическая основа стабилизации пламени зак-
лючается в создании в головной части жаровой тру-
бы зоны пониженного давления, которая образует-
ся за счет эжекции газа конической струей воздуха
3, созданной завихрителем. Отток газа изнутри ко-
нической струи компенсируется его добавлением
из участков, расположенных несколько дальше от
Рисунок 6.4.2.1_2 — Структура потока и стабили-
зация пламени за фронтовым
устройством камеры ГТД
1 - лопаточный завихритель;
2 - переходный конус; 3 - кони-
ческая струя воздуха; 4 - зона
обратных токов; 5 - топлив-
ный конус; б - форсунка;
7 - зона стабилизации пламени;
8 - граница зоны обратных то-
ков; 9 - эпюра осевых скоростей;
10 -эпюра давлений;!! - линии
токов
ФУ. Вследствие этого образуется зона обратных
токов 4, в которой часть горячих газов движется
навстречу основному потоку воздуха. Распылен-
ное топливо 5 подается форсункой 6 в зону обрат-
ных токов. Если смесь в КС воспламенить, то ста-
билизация пламени 7 осуществляется вблизи
внешней границы зоны обратных токов 8.
Структура потока в головной части жаровой
трубы, представленная на Рис. 6.4.2.12с помощью
эпюры скоростей 9, эпюры давлений 10 и линий
токов 11, как при холодной продувке, так и на ра-
ботающей КС качественно одинакова. Но зона об-
ратных токов на работающей КС имеет меньшие
размеры. Тепловыделение в активном потоке при-
водит к расширению газа, но при наличии стенок
газ может расширяться только в направлении к оси
КС и основного движения, что и приводит к под-
жатию и укорочению зоны обратных токов.
Одно из основных требований к КС, которое
обеспечивается в основном с помощью ФУ - широ-
кие пределы устойчивого горения. Пределы устой-
чивого горения обычно представляют в форме Гра-
нин стабилизапии пламени, которые разделяют
область устойчивого и неустойчивого горения. Об-
ласть стабилизации пламени изображается в коорди-
натах коэффициента избытка воздуха СС и скорости
в миделевом сечении КС. Таким образом, на каж-
дой скорости в КС существуют значения а, при ко-
торых происходит срыв пламени: «богатый» срыв
при Ct и «бедный» срыв при ССтах. Границы облас-
ти стабильного горения называют бедной и богатой
границей. Существует максимальная скорость, при
которой наступает прекращение горения при лю-
бом значении Ct (см. Рис. 6.4.2.1_3).
скорость воздуха в миделевом сечении КС
Д область устойчивого горения
—— область воспламенения
Рис.6.4.2.1_3 - Область устойчивого горения и
воспламенения
315
Глава 6 - Камеры сгорания
6.4.2.2 - Системы охлаждения
жаровой трубы
В процессе горения в КС стенки жаровой тру-
бы нагреваются конвекцией и тепловым излучени-
ем от горячих газов (в основном углекислого газа
и водяного пара) и твердых частиц (в основном
сажи). Если стенки жаровой трубы не охлаждать спе-
циальным образом, то их охлаждение происходит
только за счет конвективного отвода тепла к возду-
ху, обтекающему жаровые трубы снаружи, и пу-
тем излучения на корпуса КС.
При высоких параметрах современных дви-
гателей без специального охлаждения стенки жа-
ровой трубы могут разогреваться до предельных
температур и прогорать. Кроме того в этих усло-
виях нагрев и теплосъем происходит неравномер-
но, и на поверхности стенок образуется большой
градиент температур, что приводит к их коробле-
нию. Для обеспечения заданного ресурса жаровой
трубы необходимо, чтобы температура и градиент
температур на ее стенке не превышали предель-
ных значений характеристик применяемых мате-
риалов. Например, для никелевых сплавов макси-
мальная температура составляет 850...900°С при
длительной работе, 1000... 1100°С при кратковре-
менном нагреве, градиент температур - не более
50°С/мм. Для выполнения этого условия стенки
жаровых труб оснащают системами охлаждения.
С помощью систем охлаждения увеличивает-
ся конвективный отвода тепла к обтекающему воз-
духу. Кроме этого на внутренней поверхности жа-
ровой трубы (в большинстве систем охлаждения)
создается завеса охлаждающего воздуха, которая
предотвращает нагрев стенок от конвективного
тепла горячих газов. В зоне интенсивного тепло-
вого излучения, где воздушная завеса не предох-
раняет стенки от нагрева, воздушная пелена охлаж-
дающего воздуха конвекцией снимает тепло со
стенок жаровой трубы. Для направления потока
воздуха вдоль внутренней поверхности выполня-
ют разделение стенок по длине на секции, в сое-
динениях которых выполняют отверстия или щели
для прохода охлаждающего воздуха.
Различают системы охлаждения конвективные,
пленочные, конвективно-пленочные. Однако, прак-
тически любая из перечисленных систем в различ-
ной степени является комбинированной в зависи-
мости от преобладающего способа теплосъема.
В настоящее время чаще встречаются в кон-
струкциях жаровых труб две разновидности кон-
вективной системы охлаждения.
Первая - однослойная (см. Рис. 6.4.2.2 1), где
охлаждение стенки жаровой трубы происходит за
счет съема тепла потоком воздуха, обтекающего
жаровую трубу снаружи. При применении такого
охлаждения с внешней стороны стенки жаровых
труб выполняют продольные или поперечные реб-
ра (относительно потока охлаждающего воздуха)
для увеличения теплосъема. Внутреннюю поверх-
ность выполняют гладкой, как правило, с нанесе-
нием теплозащитного покрытия.
Вторая - двухслойная (см. Рис. 6.4.2.2 2). Здесь
наружная стенка 1 выполняется с мелкими отвер-
стиями 2, через которые охлаждающий воздух 3
струйками натекает и ударяется о внутреннюю
стенку 4. Ударное натекание воздуха увеличивает
эффективность охлаждения. Часто при использова-
Рисунок 6.4.2.2_1 - Однослойная конвективная
система охлаждения
1 - охлаждающий воздух;
2 - ребро
Рисунок 6.4.2.22 - Двухслойная конвективная
система охлаждения
1 - наружная стенка; 2 - отвер-
стия подвода охлаждающего
воздуха; 3 - охлаждающий воз-
дух; 4 - внутренняя стенка; 5 -
ребро
316
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.2.23 - Пленочная система охлажде-
ния из сварных секций
1 - секция; 2 - кольцевые ребра;
3 - контактная сварка; 4 - коль-
цевая щель; 5 - охлаждающий
воздух; 6 - заградительная плен-
ка; 7 - компенсирующие прорези,
8 -упор
нии такой схемы охлаждения для снижения трудо-
емкости изготовления обе стенки делают гладкими.
Но иногда для повышения эффективности теплосъе-
ма на внешней стороне внутренней стенки выпол-
няют продольные или поперечные ребра 5.
В конструкции жаровых труб пленочная сис-
тема охлаждения получила широкое распростра-
нение. Исполнение этих систем охлаждения раз-
лично. Остановимся на нескольких конструкциях.
В ранних разработках ГТД на жаровых тру-
бах применялась пленочная система охлаждения
сварной конструкции, которая (см. Рис. 6.4.2.2 3)
состоит из набора отдельных секций 1, штампо-
ванных или выкатанных из листового материала
толщиной 0,8...1,5мм с кольцевыми ребрами 2.
Секции сварены между собой контактной сваркой
3 с образованием в местах соединения кольцевой
щели 4. Охлаждающий воздух 5 сквозь отверстия
в секции попадает в кольцевую щель и далее на-
правляется вдоль стенки жаровой трубы (со сто-
роны процесса горения), образуя заградительную
пленку 6. Эта пленка защищает стенку жаровой
трубы от горячих продуктов сгорания. По мере
удаления от щели защитная пленка постепенно
перемешивается с горячими газами и размывается.
Ее защитные свойства падают, поэтому секции
жаровой трубы с такой системой охлаждения име-
ют большую неравномерность температур стенки
по длине - это основной недостаток данной систе-
мы охлаждения. Для уменьшения термических на-
пряжений внешние и внутренние части секций
имеют продольные компенсирующие прорези 7,
завершенные отверстием. Для сохранения посто-
янного зазора в щелях на секциях выштамповыва-
ются упоры 8. Ещё один недостаток такой систе-
мы охлаждения - наличие зазора между секциями
в местах контактной сварки. Зазор создает большое
температурное сопротивление, что затрудняет пе-
редачу тепла от внутренней поверхности конструк-
ции к внешней.
Более рациональной является система охлаж-
дения, изготовленная из листовых секций 1, меж-
ду стыками которых вставлены гофрированные
кольца 2, приваренные контактной точечной свар-
кой 3 к секциям (см. Рис. 6.4.2.2 4). Гофрирован-
ные кольца закрыты от воздействия продуктов сго-
рания, поэтому могут быть изготовлены из ленты
толщиной 0,5-0,8мм, что делает эту систему охлаж-
дения предельно малой толщины, податливой, ис-
ключающей возникновение существенных терми-
ческих напряжений. Охлаждающий воздух 4
проходит в щели гофрированного кольца и образу-
ет заградительную пленку 5. Однако такая систе-
ма охлаждения может быть использована только
на жаровых трубах небольшого диаметра, когда
стенка малой толщины еще способна работать на
устойчивость под действием перепада давления.
Конструкция пленочной системы охлаждения
из точеных секций представлена на Рис. 6.4.2.2 5.
Механически обработанные секции позволяют
Рисунок 6.4.2.24 - Пленочная система охлажде-
ния с гофрированным кольцом
[6.9.13]
1 - секция; 2 - гофрированное
кольцо; 3 - контактная точечная
сварка; 4 - охлаждающий воздух;
5 - заградительная пленка
317
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.2.2 5 - Пленочные системы охлажде-
ния, изготовленные механичес-
кой обработкой
а) ПС-90А ОАОвАвиадвигатель»;
б) PW2037Pratt&Whitney;
в) CF6-80 General Electric
1 - кольцевой канал; 2 -лазерная
сварка; 3 - кольцевые ребра
Рисунок 6.4.2.26 - Транспирационная система
охлаждения
1 - подвод охлаждающего возду-
ха; 2 - отверстия во внешней
стенке; 3 - каналы внутреннего
охлаждения; 4 - отверстия во
внутренней стенке; 5 - воздуш-
ная заградительная пленка
повысить точность изготовления кольцевых кана-
лов 1, обеспечивают точное дозирование охлажда-
ющего воздуха, отличаются повышенной прочно-
стью и повышенной теплопроводностью от
внутренней поверхности к внешней, что в конеч-
ном итоге повышает их ресурс. Система охлажде-
ния из точеных секций применена на газосборни-
ках двигателя ПС-90А (см. Рис.6.4.2.2 5а).
Разновидностями механически обработанных
систем охлаждения являются система охлаждения
«double pass» фирмы Pratt&Whitney , которая из-
готавливается путем пластической деформации,
механической обработки и лазерной сварки 2 (см.
Рис. 6.4.2.2 56). Другой вариант стенки жаровых
труб, выполненной механической обработкой - это
система охлаждения фирмы General Electric (см.
Рис. 6.4.2.2 5в). Ребра 3 относительно большой
толщины делают эти системы охлаждения проч-
ными и жесткими, что позволяет им работать на
устойчивость при больших диаметрах кольцевых
КС. Недостатком этих систем охлаждения являет-
ся то, что при большой толщине стенок возникает
большой градиент температур и соответственно
повышенные термические напряжения, приводя-
щие к образованию продольных трещин.
При высоких значениях термодинамического
цикла, ограниченном расходе охлаждающего воз-
духа для повышения эффективности охлаждения
требуется повышать роль конвективного теплосъе-
ма. Наиболее прогрессивными в этом отношении
являются конвективно-пленочные системы охлаж-
дения с двойной стенкой. Примером такой конст-
рукции является транспирационная система охлаж-
дения, приведенная на Рис. 6.4.2.2 6. В этой
системе охлаждения воздух 1 проходит через мно-
жество мелких отверстий 2 во внешней стенке и да-
лее внутри и вдоль стенки по специальным пере-
крещивающимся каналам 3. После этого воздух
выходит внутрь жаровой трубы также через мно-
жество мелких отверстий 4, образуя воздушную
завесу 5. Главным недостатком, сдерживающим
применение транспирационной системы охлажде-
ния, является быстрое засорение внутренних ка-
налов.
Другим примером конвективно-пленочной си-
стемы охлаждения с двойной стенкой является кон-
струкция, приведенная на Рис. 6.4.2.2 7. В этой кон-
струкции эффективность охлаждения увеличена за
счет повышенного конвективного теплообмена при
течении воздуха между стенками. С внешней сто-
роны внутренней стенки для увеличения поверх-
ности теплосъема и увеличения турбулентности
течения охлаждающего воздуха выполнены ребра
1 (или штырьки). Обратное течение воздуха меж-
318
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.2.2_ 7 - Система охлаждения с наклад-
ными панелями [6.9.14]
1 - ребра; 2 - воздушная загради-
тельная пленка; 3 - внешняя
стенка; 4 - отверстия охлажде-
ния; 5 - накладная панель;
6 - крепление панелей.
ду стенками снижает градиент температур по дли-
не секций. Вытекая в зазор между накладными
панелями, охлаждающий воздух создает загради-
тельную пленку 2. Такие системы охлаждения со-
стоят из цельной внешней стенки 3 с отверстиями
4 для подвода охлаждающего воздуха и накладных
панелей 5. Крепление 6 панелей выполняют с за-
зорами для компенсации тепловых расширений,
а сами панели изготовлены из материала с малым
коэффициентом линейных расширений и высокой
жаростойкостью. Применение накладных панелей
повышает ремонтопригодность конструкции.
В КС современных ГТД, отличающихся вы-
сокой степенью повышения давления за компрес-
сором, с одной стороны происходит увеличение
лучистых потоков тепла от газов внутри жаровой
трубы к ее стенкам, с другой стороны - на входе
в КС растет температура воздуха, что снижает его
хладоресурс. Все это усложняет проблему охлаж-
дения стенок жаровой трубы, и на их охлаждение
расходуется более одной трети общего расхода воз-
духа, проходящего через КС.
Увеличение доли воздуха, подаваемого вдоль
внутренней стенки жаровой трубы в сочетании
с неизбежным уменьшением воздуха, подаваемо-
го в зону смешения, ухудшает неравномерность
поля температур газа за КС. Более того, охлажда-
ющий воздух вызывает «замораживание» хими-
ческих реакций при горении вблизи стенки. Это
приводит к понижению полноты сгорания и уве-
личению выброса окиси углерода и несгоревше-
го углеводорода.
Вышеперечисленные причины требуют повы-
шения эффективности системы охлаждения жаро-
вых труб и применения специальных теплозащит-
ных покрытий. Так, для повышения стойкости ма-
териалов к газовой коррозии контактирующие с го-
рячими газами поверхности жаровых труб покры-
вают жаростойкой стеклокристаллической эмалью.
Широкое распространение находит применение
керамических теплозащитных покрытий ZrO2 +
Y2O3 толщиной 0,2... 1 мм напыляемых на поверх-
ности деталей КС, соприкасающиеся с горячими
газами. Эти покрытия обладают малой степенью
черноты и низкой теплопроводностью, что обес-
печивает снижение температуры поверхности де-
тали на 30... 100°С в зависимости от толщины по-
крытия и интенсивности охлаждения.
6.4.3 - Топливные форсунки
Среди большого многообразия конструкций
форсунок наибольшее распространение в основ-
ных КС ГТД получили центробежные форсунки.
Схема простейшей центробежной форсунки
приведена на Рис. 6.4.3 1.
Топливо в такой форсунке поступает в танген-
циальные каналы 1 камеры закручивания 2 и приоб-
ретает начальную закрутку. В камере закручивания
при уменьшении диаметра крутки увеличивается
окружная составляющая скорости, возникают значи-
тельные центробежные силы. В выходном сопле 3
образуется тонкая пленка кольцевого сечения, кото-
рая на выходе из форсунки распадается на мельчай-
шие капли, создающие коническую пелену распы-
ленного топлива. Вдоль оси форсунки при этом
образуется воздушный (газовый) вихрь 4. Чем выше
скорость топлива на выходе из сопла форсунки, тем
более мелкими получаются капли и, тем самым, до-
стигаются более выгодные условия для создания од-
нородной ТВС. Величина скорости топлива на вы-
ходе из сопла определяется перепадом давления на
форсунке. В общем виде перепад давления и расход
топлива через форсунку связаны соотношением:
Рисунок 6.4.31 - Схема центробежной форсунки
1 - тангенциальные каналы;
2 - камера закручивания; 3 - со-
пло; 4 - воздушный вихрь
319
Глава 6 - Камеры сгорания
G K (ДР)'1	(6.4.3.1 - 1)
где К коэффициент расхода, учитывающий гео-
метрические параметры форсунки и
размерность величин GT и ДР.
Форсунки должны обеспечивать распылива-
ние топлива до капель требуемого размера с тре-
буемой формой топливного конуса на всех режи-
мах работы двигателя. Так, например, при переходе
двигателя с режима максимальной тяги у земли на
режим сильного дросселирования на большой вы-
соте полета расход топлива уменьшается в 20... 30
раз. В простой центробежной форсунке расход топ-
лива изменяется по зависимости (6.4.3.11), так что
для увеличения расхода топлива в 30 раз требует-
ся увеличить перепад давления в 900 раз.
Применяемые в настоящее время топливные
насосы обеспечивают максимальное давление пе-
ред форсунками примерно равное 75...80 кг/см2.
Это давление не может быть существенно повыше-
но без значительного усложнения и утяжеления топ-
ливной аппаратуры и уменьшения ее надежности.
Если максимальное давление подачи составляет
75...80 кг/см2, то для уменьшения расходав 30 раз
необходимо снизить давление до 0,08.. .0,09 кг/см2.
Но при столь низком давлении топливная струя,
вытекающая из форсунки, уже практически не рас-
падается на капли и образует «пузырь». Удовлет-
ворительное распыливание достигается при ис-
пользовании керосина лишь при избыточном
давлении перед форсункой, равном 3...4 кг/см2.
Обеспечение качества распыливания на всех
режимах работы двигателя в настоящее время ре-
шается тремя путями.
Первый - соединяют в одной форсунке две или
несколько центробежных форсунок с концентрич-
но расположенными соплами и раздельными каме-
рами закручивания - двухсопловые форсунки 1 (см.
Рис. 6.4.3 1). В первый контур 3 двухконтурных
форсунок топливо подается на запуске двигателя,
во второй контур 4 топливо поступает до выхода
на режим малого газа, на всех остальных режимах
работают оба контура.
Второй - в современных конструкциях КС
применяют пневматические форсунки 2 (см.
Рис. 6.4.3 1). Топливная пленка в такой форсунке
расположена между двумя воздушными закручен-
ными потоками 5 и распадается на мелкие капли
за счет энергии воздуха. При использовании пнев-
матических низконапорных форсунок снижается
вес топливных агрегатов и повышается их надеж-
ность. При этом несколько усложняется конструк-
ция самой форсунки и возникают проблемы с за-
пуском КС, так как трудно обеспечить качество
распыливания топлива на низких режимах работы
двигателя из-за малых скоростей воздуха.
Третий - при применении одноконтурных цен-
тробежных форсунок необходимый диапазон из-
менения расхода топлива получают за счет после-
довательного включения в работу нескольких
форсунок или групп форсунок, поэтому однокон-
турные форсунки находят применение во много-
форсуночных КС.
Двухконтурные форсунки по типу распыли-
телей подразделяются на двухсопловые и двухсту-
пенчатые. Двухсопловая форсунка показана на
Рис. 6.4.3 2. Двухступенчатая форсунка (см.
Рис. 6.4.3 3) имеет одно сопло 1 и две камеры зак-
ручивания первого 2 и второго 3 контура.
В топливных форсунках применяются различ-
ные типы распылителей топлива. Конструкция не-
которых распылителей, таких как «грибковый» 1,
шнековый 2, неразборный 3 и разборный 4, приве-
дены на Рис. 6.4.3 4. Каждая конструкция облада-
ет определенными достоинствами и недостатками.
Так, например, разборный распылитель прост
в изготовлении, но изготовление камеры закручи-
вания и сопла как отдельных деталей приводит к их
некоторой несоосности, что повышает неравномер-
ность распыливания топлива в топливном конусе.
Неразборный распылитель сложнее в изготовле-
нии, но расточка камеры закручивания и сопла за
одну установку на станке приводит к практически
полному отсутствию их несоосности. Применение
того или иного типа распылителей зависит от опыта
и традиций фирмы-разработчика. Например, шне-
ковые распылители встречаются в форсунках фир-
мы General Electric, а неразборные распылители
использованы в конструкции форсунок ОАО «Ави-
адвигатель».
Распылители изготавливают из сталей с вы-
сокой твердостью HRC = 50.. .56 и износоустойчи-
востью, работающая до температуры 400°С.
Перспективными материалами для изготовления
распылителей являются твердые сплавы на основе
карбида вольфрама и карбонитрадов, обладающие
устойчивостью против эрозии, истирания, стойко-
стью к коррозии.
Топливные форсунки КС расположены в вы-
сокотемпературном воздушном потоке за КВД,
а распыливающая часть в среде горячих продук-
тов сгорания. Это создает дополнительные труд-
ности связанные с термическим разложением
и коксованием топлива в топливных каналах фор-
сунок. Для исключения проблем, связанных с кок-
сованием, к форсункам предъявляются следующие
требования:
320
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.32 - Топливные форсунки
1 - центробежная двухконтурная двухсопловая; 2 - одноконтурная пневматическая;
3 - первый контур; 4 - второй контур; 5 - воздушные каналы
Рисунок 6.4.33 Двухступенчатая форсунка
1 - сопло; 2 - камера закручива-
ния первого контура; 3 - камера
закручивания второго контура
-	наличие теплозащиты каналов и распылителей;
-	отсутствие застойных и непроточных зон;
-	наличие топливных фильтров на входе;
-	отсутствие топлива в каналах форсунок во
время останова двигателя;
-	возможность демонтажа с двигателя во вре-
мя технического обслуживания;
-	практически абсолютная герметичность кор-
пуса, соединений и отсутствие перетекания топли-
ва между контурами в холодном состоянии и при
рабочей температуре.
Перечисленные требования могут быть реа-
лизованы в форсунках, корпуса которых изготов-
лены из цельной штампованной или высококаче-
ственной литой заготовки. Разъемные резьбовые
соединения герметизируются сваркой. Неразъем-
ные соединения выполняют пайкой высокотемпе-
ратурным припоем или сваркой, как правило элек-
тронно-лучевой или лазерной.
Пример конструкции центробежной двухкон-
турной двухсопловой форсунки двигателя ПС-90А
приведен на Рис. 6.4.3 5. Форсунка состоит из кор-
пуса 1, стакана 2, сваренного с кожухом 3, который
направляет воздух для обдува торцев распылите-
лей. Стакан с помощью резьбы прижимает к кор-
пусу с большим моментом затяжки (5...6 кг-м) па-
кет элементов подачи топлива: распылитель 4
второго контура, распылитель 5 первого контура,
переходник-распределитель 6 топлива и уплотни-
тельное кольцо 7. Резьбовое соединение загерме-
тизировано электронно-лучевой сваркой. Разделе-
ние топливных каналов внутри корпуса выполнено
при помощи трубки 8 и втулок 9 и 10. Уплотнение
трубки 8 и втулки 9 с корпусом сделано высоко-
температурной пайкой 11, а втулки 10 - аргонно-
дуговой сваркой и уплотнительным кольцом 12 из
терморасширенного графита. Корпус форсунки
снаружи теплоизолирован стеклотканью 13, кото-
рая защищена от воздушного потока кожухом 14.
В штуцерах 15 и 16 соответственно первого и вто-
рого контура установлены фильтры 17. Для исклю-
чения коксования топлива в малорасходном первом
контуре его канал 18 практически на всем протя-
жении выполнен внутри канала 19 большерасход-
ного второго контура.
При конструировании системы подачи топ-
лива решаются вопросы, касающиеся выбора ко-
321
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.34 - Типы распылителей форсунок
1 - «грибковый распылитель; 2 - шнековый распылитель; 3 - неразборный распылитель;
4 - разборный распылитель
личества топливных коллекторов, разработки
алгоритмов подачи топлива на розжиге КС и подк-
лючения коллекторов по режимам работы двигате-
ля, определения коэффициентов расхода форсунок.
При определении коэффициентов расхода форсунок
для жидкого топлива и алгоритма подключения кол-
лекторов необходимо учитывать требование по ис-
ключению коксования топлива в коллекторах
и форсунках и влияние гидростатического давле-
ния на неравномерность распределения топлива по
форсункам.
Работа центробежной форсунки в настоящее
время достаточно хорошо изучена и ее расчет, как
правило, не вызывает особых затруднений. Напри-
мер, в [6.9.15, 6.9.16] подробно изложена методи-
ка расчета центробежной форсунки оптимальной
геометрии, показано влияние отдельных конструк-
тивных элементов на ее характеристики.
Выбор конфигурации, размеров и проходных
сечений коллекторов и трубопроводов подвода топ-
лива к форсункам осуществляется исходя из двух
в некоторой степени противоречивых условий -
обеспечение низких потерь давления и минималь-
ного объема внутренних полостей. Последнее ус-
ловие базируется на необходимости снижения вре-
мени заполнения коллекторов при запуске двига-
теля, что в свою очередь способствует розжигу КС
в более благоприятных условиях по скорости воз-
духа в жаровой трубе. Расчет гидравлического со-
противления топливных трубопроводов можно вы-
полнять, например, с использованием справочных
данных [6.9.17].
6.4.4 - Корпуса КС
Корпуса КС образуют полость, в которой рас-
полагаются жаровые трубы.
6.4.4.1 - Наружный корпус КС
Наружный корпус КС относится к группе ос-
новных сборочных единиц двигателя, влияющих
на безопасность его эксплуатации, так как разру-
шение наружного корпуса может привести к ката-
строфическим последствиям.
Корпус трубчатой КС, в большинстве конструк-
ций, не включаются в силовую схему двигателя и наг-
ружен только избыточным внутренним давлением.
Он представляет собой (см. Рис. 6.2.1 2) трубу ци-
линдрического или переменного сечения, с одного
322
Глава 6 - Камеры сгорания
15
Сварка АДС
17
Рисунок 6.4.35 - Форсунка двигателя ПС-90А
1 - корпус форсунки; 2 - стакан; 3- кожух обдува торцев распылителей; 4 - распылитель
второго контура; 5 - распылитель первого контура; 6 - переходник-распределитель топли-
ва; 7 -уплотнительное кольцо; 8 - трубка; 9 - втулка; 10 - втулка;11 - пайка; 12 - уплотни-
тельное кольцо; 13 - теплоизоляция; 14 - кожух теплозащитный; 15 - штуцер первого
контура; 16 - штуцер второго контура; 17 - топливные фильтры; 18 - топливный канал
первого контура; 19- топливный канал второго контура
323
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.4.11 - Корпус наружный двигателя
ПС-90А
1 - передний фланец (точеное
кольцо); 2 - задний фланец (то-
ченое кольцо); 3- боковые флан-
цы; 4-лючок для бороскопичес-
кого контроля; 7 - листовая
оболочка; 5,6 - фрезерованные
кольца
торца которой имеется фланец для соединения с ком-
прессором, а с другой подвижное телескопическое
соединение с корпусом турбины. Корпус трубчатой
КС может быть легко снят с двигателя для замены
жаровых труб. При этом разборка сопрягаемых уз-
лов не требуется.
Наружный корпус трубчато-кольцевых и коль-
цевых КС входит в силовую схему двигателя и ис-
пытывает нагрузки от избыточного давления воз-
духа, от осевых сил и крутящих моментов,
передающихся от компрессора и турбины. В труб-
чато-кольцевых и кольцевых КС наружный корпус
имеет конструкцию в виде оболочки.
Подробнее конструкцию наружного корпуса
рассмотрим на примере корпуса двигателя ПС-90А
(см. Рис. 6.4.4.11).
В передней и задней части корпуса имеются
фланцы 1 и 2 для соединения с корпусами комп-
рессора и турбины. По боковым поверхностям рас-
положены фланцы 3 для крепления форсунок, под-
весок жаровых труб, узлов системы зажигания,
а также лючки 4 для бороскопического контроля
КС и турбины.
Корпус КС - это узел, элементы которого, как
правило, соединены между собой с помощью свар-
ки. К сварным соединениям корпусов, кроме об-
щих требований, предъявляется несколько допол-
нительных:
обязательное выполнение образцов сварных
швов;
образцы сварных швов должны подвергаться
термической обработке совместно с корпусом;
-	после выполнения всех видов термической
обработки, предусмотренной технологическим
процессом изготовления, образцы подвергаются
механическим испытаниям с целью подтверждения
их прочностных характеристик.
В ранних разработках корпусов КС боковые
фланцы вваривались «в стык» в листовые оболоч-
ки корпуса. При этом получалось большое коли-
чество сварных соединений, и прочности корпуса
снижалась. В современных конструкциях двигате-
лей корпуса КС свариваются из кольцевых загото-
вок 5 и 6, в которых боковые фланцы фрезерован-
ные (корпуса двигателя ПС-90А, наружный корпус
двигателя Д18 разработки «МоторСлч», Украина)
или электрохимической обработкой (двигатель
JT9D разработки Pratt&Whitney).
При использовании в конструкции наружных
корпусов листовых оболочек 7 следует избегать
сварки этих оболочек в продольном направлении.
При наличии продольных сварных швов к ним дол-
жны предъявляться дополнительные требования:
-	по точности несовпадения кромок листов пе-
ред сваркой;
-	в них ограничено допустимое количество
и размеры сварочных дефектов и не допускается
исправление дефектов.
Для изготовления корпусов КС применяются
следующие материалы:
-	жаропрочные титановые сплавы до темпера-
тур 450...500°С;
-	жаропрочные сплавы до температуры 600°С;
-	жаропрочные сплавы на никелевой основе
до температур 600...650°С.
6.4.4.2 - Внутренний корпус КС
Внутренний корпус КС менее нагружен, чем
наружный. На него действует наружное давление (т.е.
он работает на устойчивость), осевые усилия и наг-
рузки от подшипниковых опор, если опоры распо-
ложены в корпусе КС или соединены с ним. Внут-
ренний корпус КС (см. Рис. 6.4.4.2 1) чаще всего
крепится передним фланцем 1 к спрямляющему ап-
324
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.4.2_1 - Корпус внутренний КС ПС-90А
1 - передний фланец; 2 - задний
фланец; 3 - фланец для крепле-
ния воздушных уплотнений;
4 - опора подшипника; 5 - ласто-
вый оболочки; б - фрезерованное
кольцо; 7 - литое кольцо
парату компрессора, а задним фланцем 2 - к опоре
соплового аппарата турбины. В средней части внут-
реннего корпуса располагают фланец 3 для крепле-
ния воздушных уплотнений компрессора и крепле-
ния опоры 4 подшипника. На Рис. 6.4.4.2 1 приведен
пример конструкции внутреннего корпуса КС дви-
гателя ПС-90А. Внутренний корпус сварен из лис-
товых оболочек 5, механически обработанных де-
талей - опоры 4, заднего фланца 2, кольца 6 и литого
кольца 7.
В новых разработках зарубежных двигателей
наружный корпус 1 (см. Рис. 6.4.4.2 2) объединя-
ют с профилированным участком диффузора 2,
силовыми полыми стойками 3, корпусом внутрен-
ним 4 и коллектором отборов воздуха 5 в единый
неразъемный «блок», передняя часть 6 которого -
отливка сложной конфигурации. К недостаткам
такой конструкции следует отнести пониженную
прочность литого материала, что требует увеличе-
ния толщины стенок и приводит к увеличению
массы. Корпус внутренний в этой конструкции так-
же имеет фланцы 7 для крепления воздушных уп-
лотнений компрессора и фланец 8 для крепления
опоры подшипника.
6.4.4.3 - Разработка конструкции
корпусов
Корпуса разрабатываются на основе исходных
данных (см. раздел 6.3.1) и расчетов (см. разделы
6.3.2 и 6.3.3). На первом этапе в целом выполнятся
Рисунок 6.4.4.2_2 - «Блочный» корпус КС
1 - наружный корпус; 2 - про-
филированный диффузор; 3 - си-
ловая полая стойка; 4 - внут-
ренний корпус; 5 - коллектор
отборов воздуха; 6 - отливка;
7 - фланцы для крепления воз-
душных уплотнений; 8 - фла-
нец крепления подшипниковой
опоры
эскизная компоновка КС, в том числе и корпусов.
На этом этапе выполняется проверочный расчет
наружного корпуса на прочность от внутреннего
давления, осевых и крутящих моментов в двухмер-
ной постановке задачи с помощью обычных урав-
нений динамики и прочности, приведенных, напри-
мер, в [6.9.18]. Далее строится трехмерная модель
наружного корпуса, проводятся тепловые расчеты
(см. раздел 6.3.3). На основании тепловых расче-
тов проводится предварительный прочностной рас-
чет наружного корпуса. Затем выполняется рабо-
чее проектирование корпуса и окончательный
прочностной расчет. Примеры прочностного рас-
чета элементов КС приведены в разделе 14.6. На
завершающем этапе выпускается рабочая докумен-
тация.
Аналогичные работы проводятся при конст-
руировании внутреннего корпуса КС.
После изготовления первых экземпляров на-
ружных корпусов КС проводятся их гидроцикли-
ческие испытания, а также испытание до разруше-
ния. Испытания до разрушения проводят на
специальных установках для подтверждения задан-
ного ресурса с коэффициентом запаса прочности
КЗ, установленным требованиями летной годнос-
ти для авиационных ГТД или техническими тре-
бованиями заказчика для промышленных ГТД.
325
Глава 6 - Камеры сгорания
6.4.5 - Системы зажигания ГТД
Для воспламенения ТВС в КС двигателя при-
меняется система зажигания.
Система зажигания обеспечивает:
-	первоначальное воспламенение ТВС при за-
пуске двигателя на земле (при взлете ЛА);
-	воспламенение ТВС при запуске двигателя
в полете после его отключения по сигналам ава-
рийного отключения или по команде с пульта уп-
равления;
-	подвод тепловой энергии к ТВС при выпол-
нении полета в тяжелых климатических условиях
(осадки, туман, сильный ветер и т.п.), на макси-
мальных или аварийных режимах (взлет, посадка,
отключение одного из двигателей ЛА и т.п.), а так-
же по командам с пульта управления.
Система зажигания двигателя состоит, как пра-
вило, из одного двух агрегатов зажигания (см.
Рис. 6.4.5 1), двух свечей (см. Рис. 6.4.5 2), низко-
вольтных и высоковольтных проводов с устройства-
ми их подключения к агрегатам и свечам зажигания.
Кроме общих требований (см. раздел 2.3) к си-
стемам зажигания предъявляются дополнительные
требования:
-	надежность воспламенения ТВС в заданной
области эксплуатации;
-	возможность использования бортового ис-
точника питания;
-	взрывобезопасность.
Всего в мире производится более 190 типов
[6.9.19] систем зажигания, которые можно класси-
фицировать следующим образом:
-	по назначению (для запуска двигателя на зем-
ле и в полете, для сопровождения в полете);
-	по принципу действия (емкостные, плазмен-
ные, лазерные);
-	по питающему току (на постоянном токе, на
переменном токе);
-	по источнику питания (от автономного ис-
точника питания - электромашинный генератор или
аккумуляторная батарея, от бортовой сети);
-	по режиму работы (длительный, повторно-
кратковременный, двухрежимный с различными
уровнями разрядной энергии);
-	по величине напряжения, поступающего от
агрегата зажигания на свечи (низковольтные - вы-
ходное напряжение агрегата зажигания от 2 до
10 кВ, высоковольтные - выходное напряжение аг-
регата зажигания более 10 кВ);
-	по накопленной энергии (малой энергии - до
10 Дж, большой энергии - более 10 Дж);
-	по количеству каналов (одноканальные,
двухканальные);
-	по типу используемых свечей зажигания (со
свечами накаливания, с искровыми свечами);
-	по способу включения свечей зажигания в раз-
рядную цепь (с параллельным включением свечей
зажигания, с последовательным включением све-
чей зажигания);
-	по способу воспламенения камеры сгорания
(с воспламенением КС непосредственно от свечи
зажигания - с непосредственным воспламенением,
с воспламенением КС пусковым воспламените-
лем);
Рисунок 6.4.51 - Агрегат зажигания
1 - соединитель «Питание»;
2 - соединитель «Контроль»;
3 - разъемы для подключения вы-
соковольтных проводов; 4 - крон-
штейн; 5 - корпус; 6 - крышка
326
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.52 - Свеча зажигания в защитном кожухе
1 - центральный электрод; 2 - боковой электрод; 3 - изолятор; 4 - корпус свечи зажига-
ния; 5 - шестигранник; 6 - защитный кожух; 7 -фланец; 8 - разрядная полость; 9 - отра-
жатель кожуха; 10- окно для забора воздуха
-	по способу получения искрового разряда
(с разрядником; с тиристорным коммутатором
энергии);
-	по управляемости агрегата зажигания (уп-
равляемый, со встроенной системой контроля, не-
управляемый) ;
-	по типу разряда свечи зажигания (колеба-
тельный, апериодический).
Наиболее распространены емкостные двухка-
нальные низковольтные системы зажигания с неуп-
равляемым агрегатом зажигания, который питает-
ся от бортовой сети, с повторно - кратковременным
режимом работы, с параллельным включением ис-
кровых свечей зажигания с апериодическим разря-
дом.
В качестве примера рассмотрим систему за-
жигания двигателя ПС-90А. Она состоит из одно-
го двухканального агрегата зажигания ПВФ-22-7,
двух свечей СП-92П кл. К2/94-03-8448 с кожуха-
ми 94-03-8440-01 (94-03-8590), двух высоковольт-
ных проводов в комплекте с контактными устрой-
ствами.
Агрегат зажигания (см. Рис. 6.4.5 1) крепит-
ся на корпусе разделительном ГТД. На корпусе 5
агрегата зажигания установлены два соединителя
- «Питание» 1 и «Контроль» 2, ниппели разъемов
3 для подключения высоковольтных проводов,
кронштейны 4 для крепления агрегата зажигания.
Агрегат закрыт крышкой 6, приваренной к корпу-
су после сборки.
Агрегат зажигания имеет два независимых
электрических канала в каждый из которых входят
помехоподавляющий фильтр, транзисторный пре-
образователь, накопительные конденсаторы, раз-
рядник, активизатор и датчик контроля (см.
Рис. 6.4.5 3). Работа агрегата зажигания основана
на принципе накопления электрического заряда на
накопительном конденсаторе в течение определен-
ного промежутка времени и кратковременном раз-
ряде конденсатора через межэлектродный проме-
жуток свечи.
Полупроводниковая свеча зажигания (см.
Рис. 6.4.5 2) конструктивно выполнена неразбор-
ной, экранированной, с керамической изоляцией.
327
Глава 6 - Камеры сгорания
Рабочая часть свечи имеет центральный 1 и боко-
вой 2 электроды, между которыми расположен изо-
лятор 3 с полупроводниковым покрытием. Корпус
4 свечи имеет шестигранник 5 и две резьбы: одну
для крепления защитного кожуха 6, вторую - для
подсоединения высоковольтного провода. Свеча
зажигания вворачивается своей резьбовой частью
в кожух и с помощью фланца 7 крепится на наруж-
ном корпусе КС.
Торец свечи зажигания располагается непос-
редственно в жаровой трубе таким образом, что-
бы искровой разряд попадал в зону обратных то-
ков с относительно малыми скоростями движения
воздушного потока. Расположение свечи в КС име-
ет определяющее влияние как на характеристики
воспламенения, так и на срок службы свечи.
Электрический разряд происходит по поверх-
ности полупроводникового покрытия свечи. Полу-
проводниковый материал облегчает ионизацию воз-
духа в межэлектродном промежутке - разрядной
полости 8 и обеспечивает пробой промежутка ис-
кровым разрядом при использовании относительно
низкого напряжения. Искровой разряд свечи зажи-
гания преобразует электрическую энергию в тепло-
вую, которая воспламеняет ТВС сначала в зоне об-
ратных токов, а затем процесс воспламенения
распространяется и на зону прямых токов. Горение
ТВС в зоне прямых токов постоянно поддержива-
ется очагом пламени в зоне обратных токов.
Пусковые характеристики и показатели дол-
говечности систем зажигания во многом зависят
от защитного кожуха. Защитный кожухпредохра-
няет свечу от перегрева, а также служит для под-
вода к свече охлаждающего воздуха.
Кожух свечи зажигания должен удовлетворять
следующим основным требованиям:
-	не препятствовать выбросу плазмы из свечи
зажигания;
-	подводить оптимальное количество воздуха
для охлаждения свечи;
-	иметь высокую термостойкость.
Кроме того, конструкция защитного кожуха дол-
жна обеспечить простоту сборки и разборки со све-
чей, простоту установки свечи на двигатель и сня-
тия с двигателя.
Защитный кожух 6 представляет собой втулку,
с одной стороны которой приваривается фланец 7
для крепления кожуха на корпусе КС, а с другой
стороны - донышко с отражателем 9. Со стороны
фланца в кожухе нарезана внутренняя резьба для
крепления свечи зажигания. В центре донышка
и отражателя просверлено отверстие для выброса
плазмы. В боковой стенке кожуха вырезано отвер-
стие (окно) 10 для подвода охлаждающего воздуха
к свече зажигания. Для сброса охлаждающего воз-
духа выполнены отверстия в донышке кожуха.
Высоковольтные провода передают энергию
высокого напряжения к свечам зажигания. Высо-
ковольтные провода экранированы и оборудованы
концевыми контактными устройствами как со сто-
роны подключения к свечам, так и со стороны под-
ключения к агрегату зажигания. Контактные уст-
ройства обеспечивают электрический контакт
в высоковольтных цепях системы зажигания. Низ-
ковольтные провода подводят питание к агрегату
зажигания.
Функциональная схема системы зажигания
представлена на Рис. 6.4.5 3. Система зажигания
работает следующим образом. При подключении
агрегата зажигания к источнику питания напряже-
ние питания через помехоподавляющий фильтр
подается на транзисторный преобразователь, пре-
образующий напряжение питания в высокое напря-
жение. Накопительный конденсатор 400.. .3500 раз
в секунду подключается к транзисторному преоб-
разователю, снимая каждый раз некоторую порцию
электрического заряда. Одновременно с накопи-
тельным конденсатором заряжается конденсатор
активизатора. При достижении на конденсаторе
активизатора напряжения, равного пробивному
напряжению разрядника, разрядник пробивается.
Высоковольтный импульс напряжения разрядника
способствует первоначальной ионизации разряд-
ного промежутка свечи и, складываясь с напряже-
нием накопительного конденсатора, прикладыва-
ется к свече. Образующиеся на свече электрические
разряды используются для воспламенения ТВС.
Системы зажигания некоторых ГТД имеют
в своем составе пусковые воспламенители (см.
Рис. 6.4.5 4). Пусковой воспламенитель состоит из
свечи 1 зажигания, форсунки 2 и камеры 3 сгора-
ния, собранных в одном корпусе. Распыленное
форсункой топливо смешивается в камере сгора-
ния воспламенителя с воздухом, полученная ТВС
поджигается от свечи зажигания. Образованный
пусковым воспламенителем факел пламени направ-
ляется в КС двигателя. Эффективность работы вос-
пламенителя зависит от места его расположения
на КС, а также от температуры и глубины проник-
новения факела внутрь жаровой трубы. Пусковой
воспламенитель устанавливается таким образом,
чтобы его факел попадал в область жаровой тру-
бы, где концентрация топлива достаточно высокая,
а скорость слоя сносящего потока воздуха наимень-
шие.
В некоторых конструкциях воспламенителей
для обеспечения надежного розжига ТВС на боль-
ших высотах в камере сгорания воспламенителя
328
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.4.53 - Функциональная схема системы зажигания
вместо воздуха подается кислород. В других кон-
струкциях предусмотрен подогрев воздуха, посту-
пающего в воспламенитель.
Пусковые воспламенители надежно разжига-
ют КС двигателя. Вместе с тем, доводка их конст-
рукции требует достаточно больших затрат време-
ни и средств.
Изготовлением систем зажигания занимают-
ся как российские (ФГУП УНПП «МОЛНИЯ»), так
и зарубежные фирмы: «UNISON INDASTRIES»
(США), «SMIYS INDASTRIES» (Англия), «LUKAS
AEROSPSE» (Англия), «CHAMPION» (США),
«SIMMONDS PRECISION» (США), «SL AUBURN»
(США), «EYQUEM» (Франция) и другие.
Для разработчика ГТД системы зажигания
относятся к покупным изделиям, поэтому при про-
ектировании КС важно правильно выбрать необ-
ходимый комплект системы зажигания.
При выборе системы зажигания соблюдают,
как правило, следующие порядок и объем работ
[6.9.20]:
-	формирование технических требований к си-
стеме зажигания двигателя на основании анализа
ожидаемых условий эксплуатации;
-	выбор комплекта системы зажигания на ос-
новании данных о мощности двигателя, условиях
эксплуатации, справочных и информационных
материалов, необходимых для выбора поэлемент-
ной комплектовки (агрегата зажигания, свечей,
проводов, контактных устройств).
Рисунок 6.4.54 - Воспламенитель
1 - свеча зажигания; 2 - форсун-
ка; 3 - камера сгорания
Окончательное решение по выбору системы
зажигания принимается по результатам летных
испытаний двигателя с запусками в согласованной
области полета.
329
Глава 6 - Камеры сгорания
6.5 - Экспериментальная доводка
КС
В связи с отсутствием в настоящее время на-
дежных аналитических методик расчета КС из-за
сложности протекающих в них рабочих процессов,
важная роль в их разработке отводится эксперимен-
тальным работам.
Доводка характеристик КС, кроме испытаний
на двигателе, производится на специальных стендах
и установках в модельных и натурных условиях.
Существующие экспериментальные стенды
и установки можно разделить на следующие:
-	установки для аэродинамических продувок
элементов КС;
-	установки для гидравлических проливок топ-
ливной аппаратуры;
-	установки для огневых испытаний элемен-
тов КС.
На установках для аэродинамических проду-
вок определяются расходы воздуха:
-	через систему охлаждения жаровых труб
и газосборников;
-	через ФУ жаровых труб;
-	через систему охлаждения свечей зажигания
и кожухов обдува топливных форсунок.
На установках для гидравлических проливок
определяются:
-	гидравлические характеристики топливных
форсунок (расходная характеристика, угол конуса
распыла, качество распыла, наличие струй в факе-
ле распыла);
-	гидравлические характеристики топливной
арматуры.
Огневые испытания на одногорелочном отсе-
ке, имитирующем сектор КС с одной горелкой (см.
Рис. 6.5 1), позволяют:
-	выполнять оценку герметичности форсунок
при работе в нагретом состоянии;
-	определять пусковые характеристики КС;
-	выполнять оценку теплового состояния эле-
ментов КС, в том числе жаровых труб с измере-
нием температур как обычными термопарами, так
и с использованием метода термоиндикаторных
красок. Последний метод обеспечивает быстрые
наглядные показания пиковых температур и изо-
термического распределения (пример использова-
ния термоиндикаторных красок приведен на
Рис. 6.5 3);
Рисунок 6.51 - Внешний вид одногорелочного стенда
1 - одногорелочный отсек; 2 - входной конфузор; 3 - мерный участок; 4 - воздуховод
330
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.52 - Внешний вид стенда для испытаний полноразмерной КС
1- КС; 2-корпус вращающейся турели термопар; 3 - мерное устройство; 4 - воздуховод
Рисунок 6.53 - Пример использования термоиндикаторной краски для оценки температурного состояния
жаровых труб
540„.59l) С°
590„.700С°
700...840 С°
V	84С...Э00 С °
\	У00...10ЮС°
331
Глава 6 - Камеры сгорания
-	осуществлять доводку температурных полей
за КС (занимающую до 70% времени доводки КС)
и предварительную оценку эффективности прини-
маемых конструктивных решений по снижению
выбросов вредных веществ.
Автономные испытания полноразмерной КС
(см. Рис. 6.5 2) позволяют:
-	проводить предварительную оценку темпе-
ратурных полей за КС (см. Рис. 6.5 4);
-	определять потери давления в тракте КС;
-	осуществлять контроль стабильности произ-
водства жаровых труб и газосборников.
При испытаниях в составе двигателя опреде-
ляются:
-	температурные поля на выходе из КС;
-	потери давления в тракте КС;
-	выбросы вредных веществ и полнота сгора-
ния топлива;
-	тепловое состояние элементов конструкции
на предельных рабочих режимах;
-	параметры запуска;
-	срывные характеристики при предельных ре-
жимах САУ и попадании на вход в КС воды и льда;
-	поле давлений и скоростей воздуха на входе
в КС;
-	характер течения в диффузоре;
-	пульсации давления газа в процессе горения
топлива на различных режимах;
-	нагарообразование на элементах конструк-
ции КС.
При экспериментальных работах по доводке
КС регистрируются основные параметры, приве-
денные в таблице 6.5 1.
Р. жим:
ТкЗ = 194,98 С
Тер = 863.34 С
Альфа = 3.98
РкЗ = 3.74 кес/см2
14 миЭ = 18.82 м/с
СЬ> = 13.36 кг/с
Оср мах=1.117
Омах = 1.249
МоЭ.КС ж. то
Изолиния -
------- И^олипм - 1.21
И^олдоя - 1.10
И^ольмия - 1.12
Идолимия - 1 • 09
Изолиния - 1 • ОБ
И}оли<иа - 1 • 03
Изолиния - 1
Рисунок 6.54 - Пример получения изотерм полей температур на полноразмерной КС
Обозначение: 1...12 - номера жаровых труб; 1...37 - номера лопаток СА1.
332
Глава 6 - Камеры сгорания
Таблица 6.51
Пример перечня измеряемых параметров, используемых при доводке камер сгорания
на стенде ОАО «Авиадвигатель»
	Измеряемый параметр, единица измерения	Рабочий диапазон	Допустимая суммарная погрешность, %
1	Расход топлива, кг/ч	180...7500	±1,8 ИЗ
	- на режимах МГ.. .МАКС (ЧР)	500...8150	±0,3 ИЗ
	- на запуске	0...700 0...200	±1,0 ИЗ
2	Давление топлива на входе в двигатель, кгс/см 2	0...3	± 1,0 ВП НЗ
3	Давление топлива в 1 контуре форсунок КС, кгс/см2: - на режиме МГ-МАКС (ЧР); - на запуске	0...100 0...40	± 0,5 ВП НЗ ± 1,0 ВП НЗ
4	Давление топлива во 2 контуре форсунок КС, кгс/см2	0...100	± 1,0 ВП НЗ
5	Давление в топливных дренажных полостях, кгс/см2	-0,2...+0,05	± 1,0 ВП НЗ
6	Температура топлива на входе в двигатель, °C	-50...+50	± 1,0 ВП НЗ
7	Давление в кожухе вала, кгс/см2	0...0,8	± 1,0 ВП НЗ
8	Полное давление воздуха на входе в двигатель, кгс/см2	0.. .1,6 абс	± 1,0 из
9	Полное давление воздуха за КВД, кгс/см2	0...36	± 0,3 из
10	Температура воздуха на входе в двигатель, К	223...323	± 0,3 из
11	Температура воздуха за КВД, К	273...923	± 0,3 из
12	Температура газа за турбиной, К	273...953	± 0,3 из
13	Атмосферное давление, мм.рт.ст.	700...800	±0,5 мм.рт.ст.
14	Температура окружающего воздуха, °C	-50...+50	± 0,3 из
15	Относительная влажность воздуха, %	0...100	± 2,0 ВП
16	Расход воздуха, кг/с	0...500	± 0,8 ИЗ
17	Пульсации давления в камере сгорания, кгс/см2	0...0,5	± 2,0 ВП
18	Эмиссия вредных веществ, ррм	20...300	± 5,0 ВП
Примечание: ВП- верхний предел измерения, НЗ - нижнее значение, ИЗ —измеренное значение.
6.6 - Особенности КС двигателей
наземного применения
Несмотря на то, что основные процессы в КС
авиационных ГТД и ГТД наземного применения
аналогичны, к последним предъявляется ряд спе-
цифических требований. Во-первых, КС ГТД на-
земного применения должны обладать суще-
ственно более высоким ресурсом (межремонтный
ресурс =25 000 часов, общетехнический ресурс -
100 000 часов). Во-вторых, поскольку ГТД назем-
ного применения располагаются, как правило,
вблизи населенных пунктов (особенно это относит-
ся к электростанциям), к ним предъявляются бо-
лее жесткие экологические ограничения. В-треть-
их - наземные ГТД должны иметь возможность
работы на жидких и газообразных топливах самых
различных сортов. И в-четвертых - наземные ГТД
должны обеспечивать повышенное удобство в тех-
ническом обслуживании и высокую ремонтопри-
годность. В то же время масса и габариты для КС
ГТД наземного применения не имеют такого боль-
333
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.61 - Размещение КС на двигателе ПС-90ГП
того значения как для авиационных. Пример раз-
мещения КС на двигателе ПС-90ГП, предназначен-
ном для привода компрессора перекачки газа, при-
веден на Рис. 6.6 1.
В зависимости от назначения ГТД наземного
применения, вида используемого топлива, парамет-
ров рабочего цикла и тепловой схемы, применя-
ются КС различных конструкций. С точки зрения
расположения на двигателе КС можно условно раз-
делить на две группы - выносные и встроенные.
Выносные КС размещаются в отдельном силовом
корпусе с одной жаровой трубой параллельно или
под углом к продольной оси ГТД. На Рис. 6.6 2
представлена усовершенствованная выносная КС
двигателя для ГТУ наземного применения фирмы
General Electric.
Здесь каждая жаровая труба 1 имеет наружный
силовой корпус 2, который легко отсоединяется от
общего корпуса КС. Благодаря этому жаровую тру-
бу можно извлечь и осмотреть, а также можно ос-
мотреть сопловой аппарат первой ступени турби-
ны. Жаровая труба телескопически соединена
с газосборником 3, который закреплен с помощью
опоры 4. Жаровая труба имеет фронтовое устрой-
ство 5 с топливной форсункой 6 и свечу зажигания
7. Для обеспечения равномерной подачи воздуха
в жаровую трубу и улучшения условий охлаждения
ее стенки предусмотрен дефлектор 8. Часть возду-
ха 9 после компрессора поступает в жаровую тру-
Рисунок 6.6 2 - Выносная КС фирмы General
Electric [6.9.21]
1 - жаровая труба; 2 - наружный
корпус (отдельный для каждой жа-
ровой трубы); 3 - газосборник;
4 - опора; 5 - фронтовое устрой-
ство; 6 - форсунка; 7 - свеча зажига-
ния; 8 - дефлектор; 9 - воздух пос-
ле компрессора; 10 - охлаждающий
воздух
бу в качестве охлаждающего воздуха 10. Вынос-
ные КС с отдельными жаровыми трубами удобно
обслуживать и ремонтировать, они проще в довод-
ке, удешевляют разработку различных устройств,
уменьшающих образование вредных выбросов.
Кроме этого, длинные газосборники между жаро-
выми трубами и турбиной создают хорошие усло-
334
Глава 6 - Камеры сгорания
Трубч j । ы ё,	1 р} бча выносные	кюльцев				о - ые НК-39 НК-38 НК-37-1 ГПУ-10 ГТД-ПО ДЖ-50 ГТД-15000 Г1Д-8000 ГТД-3000 ГТУ-25 ГТУ-16 ГТУ-12 ГТУ-4 570 572К 501К Кейзер.-6761 Трент Кобер.-2656 RB-211 FT-8	Кплык-вые		
							Д-336 АЛ-31СГ LM-бООи LM-500C LM-2500 LM-1600 Гобер.-3145 Кибер.-2649 RB-211 НК-37 НК-36СТ НК-18СТ НК-16СТ МК-14ЭТ НК-14СТ НК-РСГ Ей FT-4 AS-4055 DR-4900
УТ-600 ГТУ-20 ГТ-35 ГТНР-10 ГТК-ЮМ) GT-13 PGT-10 PGT-5 PG-10 ТНМ13О4 V«4 2 3 V 84 2 3			MS-7001 Фрейм-9 Фрейм-3 ГТ-100 Тайфун Циклон Темпл М7А-0.2 М7А-0.1 GT-35 MW701 W501 W401 Тип 10 'Алы:			ГТН-25 ГТЭ-350 GT-26 GT-24 GT-1362 GT-11 GT-8 GT-10 Юпитер Сатурн Tajpyc Центавр Мярс PGT10B V 84 З А		
							
	FT-4A ГТД-2500 701K-ATS						
□ - стационарные ГТУ
П - конвертирован кые ГТУ
Рисунок 6.63 - Применяемость различных конструктивных схем КС ГТД наземного применения [6.9.22]
вия для перемешивания продуктов сгорания. К не-
достаткам выносных КС можно отнести большие
размеры с развитой поверхностью охлаждения
и более сложные условия для компенсации тепло-
вых расширений газосборников.
Встроенные КС позволяют уменьшить общие
габариты и массу ГТД, снизить количество моду-
лей. Они имеют один общий корпус и также, как
на авиационных двигателях, подразделяются на
трубчатые, трубчато-кольцевые и кольцевые. На
Рис. 6.6 3 дана «диаграмма» применяемости раз-
личных типов КС на современных промышленных
ГТД. Наиболее распространены трубчато-кольце-
вые и кольцевые КС. . Такое положение можно
объяснить тем, что в последнее время значительно
расширилась номенклатура ГТД наземного приме-
нения, созданных путем конвертирования авиаци-
онных ГТД с частичным сохранением конструктив-
ной схемы. Целесообразность такого подхода
обусловлена возможностью использования богато-
Таблица 6.61
Нормируемые вредные выбросы
Назначение ГТУ	Нормативный уровень, мг/нмЗ (приведенный к 15% 02)		Норматив- ный документ
	NOx	СО	
Для газоперекачивающих агрегатов	150	300	гост 28775-90 [6.9.23]
Для привода турбогенераторов: -при работе на газообразном топливе -при работе на жидком топливе	50 100	Регламенти- руется заказчиком	ГОСТ 29328-92 [6.9.24]
335
Глава 6 - Камеры сгорания
го опыта разработчиков авиационных ГТД, при-
способленностью конвертируемых ГТД к органи-
зации централизованного ремонта, а также воз-
можностью использования узлов и деталей
двигателей, отработавших летный ресурс, но при-
годных для дальнейшей эксплуатации на земле.
Одной из главных задач, решаемых при со-
здании КС ГТД наземного применения, является
обеспечение жестких норм на эмиссию вредных
выбросов. В таблице 6.6 1 приведены виды нор-
мируемых вредных выбросов и их уровень в со-
ответствии с действующими в настоящее время
в России стандартами для ГТУ.
В ряде случаев ГТД, укладываясь в нормы
ГОСТов, не обеспечивают предельно-допустимые
концентрации (ПДК) на местности в рабочей
[6.9.25] и жилой [6.9.26] зонах по причине, напри-
мер, большого количества одновременно работа-
ющих ГТД, специфики рельефа местности, розы
ветров, близости жилого массива и других факто-
ров. Поскольку ПДК на местности являются глав-
ными интегрирующими характеристиками эколо-
гической совместимости ГТД с окружающей
средой, в этом случае, как правило, нормы концен-
траций на выхлопе ГТД для данного региона ужес-
точаются с целью выполнения норм ПДК на мест-
ности.
При разработке малоэмиссионных КС ГТД
наземного применения основной проблемой явля-
ется обеспечение низкого уровня выбросов окис-
лов азота NOx. В связи с тем, что NOx начинают
образовываться при температуре в зоне горения
выше ~ 1800 К и их уровень экспоненциально уве-
личивается с ростом температуры, практически все
известные методы подавления выбросов NOx так
или иначе связаны со снижением этой температу-
ры или с уменьшением объема зон с высокой тем-
пературой. К этим методам относятся следующие:
-	сжигание обедненных предварительно пере-
мешанных ТВС (схема сжигания LPP Lean
Premixed Prevaporized);
-	сжигание по схеме «богатое горение - быст-
рое разбавление - бедное горение» (схема сжига-
ния RQQL Rich /Quick Quench/ Lean);
-	впрыск в КС воды или пара;
-	применение генераторов синтез-газа (ката-
литическое горение).
Технология горения LPP позволяет достичь
уровня эмиссии NOx < 50 мг/нм3. В то же время
хорошо перемешанныеТВС с Ct = 1,8...2,0 имеют
очень узкий диапазон устойчивого горения. По-
этому КС с организацией горения по схеме LPP
требуют решения таких сложных проблем как
пульсационное горение, «проскок» пламени и са-
мовоспламенение топлива в зоне предварительно-
го перемешивания. Кроме этого, для обеспечения
оптимального состава ТВС в зоне горения незави-
симо от нагрузки двигателя и внешних атмосфер-
ных условий требуется многоколлекторная подача
топлива с перераспределением топлива между кол-
лекторами и перепуск воздуха в зависимости от
режима работы двигателя, а также сложная и до-
рогостоящая система автоматического регулирова-
ния работы КС.
Для повышения устойчивости горения в таких
камерах, как правило, организуют дежурную зону,
где топливо сгорает в диффузионном пламени.
Диффузионное пламя устойчиво, но активно гене-
рирует NOx. Поэтому запуск двигателя и выход на
установившийся режим выполняется с использо-
ванием дежурной зоны. А на установившихся ре-
жимах стараются количество топлива, сжигаемого
в диффузионном пламени, снизить до предела ус-
тойчивого горения. В качестве примера организа-
ции горения по схеме LPP можно привести КС дви-
гателя RB-211-535G фирмы Rolls-Royce (см.
Рис. 6.6 4). Здесь был выбран конструктивный ва-
риант с последовательной подачей топлива и воз-
духа. С целью обеспечения полного выгорания СО
и СП потребовалось увеличить объем КС пример-
но в 1,8 раза по сравнению с авиационным прото-
типом двигателя RB-211. Поэтому вместо кольце-
вой камеры было решено установить девять
радиально расположенных выносных жаровых
труб 1 с газосборниками 2. Последние обеспечива-
ют равномерный подвод продуктов сгорания
кТВДЗ. Фронтовое устройство жаровой трубы
выполнено в виде двойного радиального завихри-
теля 4 с форсункой 5. Розжиг камеры осуществля-
ется с помощью факельных воспламенителей 6, ус-
тановленных по одному в головке каждой жаровой
трубы. КС имеет укороченный диффузор 7 с разде-
лительной перегородкой. Через полость камеры
проходят магистрали с воздушными каналами 8.
Более подробно схема устройства модуля жа-
ровой трубы приведена на Рис. 6.6 5. На запуске
и низких режимах работы ГТД топливо подается
только в дежурную зону 1 с помощью форсунки 2,
создающей обычное диффузионное пламя. Про-
цесс горения практически заканчивается внутри
дежурной зоны, что не приводит к резкому «захо-
лаживанию» продуктов сгорания, когда в основную
зону 3 не подается топливо, и, следовательно, по-
лучаются низкие выбросы СО. С повышением ре-
жима в дежурную зону начинает подаваться пред-
варительно перемешанная ТВС. Перемешивание
топлива (природного газа) с воздухом осуществля-
ется с помощью двух последовательно расположен-
336
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.64 - КС двигателя RB-211-535G фирмы Rolls-Royce [6.9.27]
1 - жаровая труба; 2 -газосборник; 3 - турбина высокого давления; 4 - завихритель; 5 - фор-
сунка; 6 - воспламенитель; 7 - диффузор; 8 - воздушный канал
пых радиальных завихрителей 4. В каждом из за-
вихрителей имеется по шесть точек 5 подвода топ-
лива. Направления закрутки завихрителей - про-
тивоположные. При дальнейшем увеличении
режима работы ГТД вступает в работу основная
зона, куда также подается перемешанная ТВС. Сме-
сительный канал 6 основной зоны представляет со-
бой кольцевой тороидальный канал, расположенный
вокруг жаровой трубы. Топливо 7 в смесительный
канал подается через множество точек впрыска при
помощи специальных патрубков. Выход ТВС из
смесительного канала производится через прямо-
угольные отверстия под углом к оси камеры, что
обеспечивает активное взаимодействие и переме-
шивание ТВС с продуктами сгорания из дежурной
зоны.
337
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.65 - Жаровая труба КС двигателя
RB-211-535G [6.9.27]
1 - дежурная зона; 2 - центральная
диффузионная форсунка; 3 - основ-
ная зона; 4 - радиальные завихрите-
ли; 5 - подвод топлива в дежурную
зону; 6 - смесительный канал основ-
ной зоны; 7 - подвод топлива в ос-
новную зону
Рисунок 6.6_6 - КСГТДLM6000 [6.9.28]
1 - горелка (75 шт.); 2 - раздели-
тельные перегородки; 3 - внешняя
зона горения; 4 - средняя зона горе-
ния; 5 - внутренняя зона горения;
6 - первый сопловой аппарат тур-
бины; 7 - подвод топливного
газа; 8 - диффузор; 9 - кронштейн
крепления жаровой трубы; 10 - на-
ружный дефлектор; 11 - внутрен-
ний дефлектор; 12 - корпус КС
По мнению Rolls-Royce, последовательное
расположение зон имеет ряд преимуществ по срав-
нению с параллельным расположением:
-	первая по потоку зона (дежурная) обеспечи-
вает необходимую огневую поддержку для начала
реакции во второй зоне (основной);
-	процессы во второй зоне не оказывают от-
рицательного воздействия на горение в первой;
-	за счет поддержания постоянной температу-
ры в первой зоне, обеспечивается устойчивое го-
рение в основной зоне независимо от переходных
режимов ГТД и условий на входе в КС.
Примером параллельного расположения зон
горения при организации схемы LPP может слу-
жить КС двигателя LM-6000 фирмы General
Electric, приведенная на Рис.6.6 6. Фронтовое ус-
тройство этой камеры состоит из трех кольцевых
рядов горелок 1, разделенных кольцевыми перего-
родками 2. Внешняя 3 и средняя 4 кольцевые зоны
имеют по 30 горелок каждая, внутренняя кольце-
вая зона 5 -15 горелок. Такое расположение 75
горелок облегчает поэтапную подачу топлива при
работе двигателя на режимах частичной нагрузки.
Кроме этого, большое число горелок способствует
созданию однородного температурного поля перед
первым сопловым аппаратом турбины 6. Горелки
каждой зоны имеют собственный канал подачи
топливного газа 7. КС имеет укороченный диффу-
зор 8 с разделительными перегородками. Крепле-
ние жаровой трубы осуществляется с помощью
кронштейна 9. С целью повышения эффективнос-
ти конвективного съема тепла со стенок жаровой
трубы предусмотрены наружный 10 и внутренний
11 дефлекторы. Для удобства сборки и техничес-
кого обслуживания наружный корпус 12 выполнен
разъемным.
Схема горелки приведена на Рис. 6.6 7. Воздух
проходит через внутренний 1 (5 лопаток) и внеш-
ний 2 (10 лопаток) завихрители, закручивающие его
в противоположных направлениях. Получающийся
турбулентный поток интенсивно смешивает топли-
во (природный газ) и воздух. Обратная закрутка
делается для устранения возможности формирова-
ния зон обратных токов в приосевой зоне горелки.
С этой же целью внутри горелки размещается цен-
тральное тело 3. Топливо из коллектора подается
в закрученный воздушный поток через отверстия 4,
расположенные на выходной кромке лопаток завих-
338
Глава 6 - Камеры сгорания
рителя. Остаточный вихрь на выходе из сопла горел-
ки помогает стабилизировать горение бедной пред-
варительно перемешанной ТВС за срезом сопла.
Порядок подключения горелок в зависимос-
ти от режима работы ГТД показан на Рис. 6.6 8.
При работе на полной нагрузке топливо поступает
во все горелки (г). По мере снижения нагрузки
Рисунок 6.6_ 7 - Схема горелки КС двигателя
LM6000 [6.9.29]
1 - внутренний завихритель; 2 - на-
ружный завихритель; 3 - охлаждае-
мое центральное тело; 4 -выход
топливного газа через отверстия
в лопатке завихрителя; 5 - топлив-
ный коллектор
а)запуск б) режим 5...25%Ne
в) режим 25...50%Nc г) режим 50...100%Ne
Рисунок 6.6 8 - Стадии подключения групп форсу-
нок КС двигателя LM6000 [6.9.30]
поддержание необходимой температуры в зоне го-
рения обеспечивается за счет уменьшения расхода
воздуха через КС посредством регулируемого вход-
ного направляющего аппарата и клапанов перепус-
ка воздуха из компрессора. При дальнейшем сни-
жении нагрузки сначала прекращается подача
топлива в горелки внутреннего кольца и это топ-
ливо распределяется между горелками наружного
и среднего колец с одновременным закрытием кла-
панов перепуска воздуха (в), а затем перекрывают-
ся 30 горелок наружного кольца и открываются 15
горелок внутреннего кольца (б). На низких режи-
мах работы ГТД топливо подается только в горел-
ки среднего кольца (а). Применение такой техно-
логии регулирования позволяет поддерживать
температуру в зоне горения ненамного отличающу-
юся от расчетной величины во всем рабочем диа-
пазоне нагрузок ГТД.
На Рис. 6.6 9 приведен общий вид КС ГТД GT-
10, разработанной фирмой АВВ, с кольцевой жаро-
вой трубой 1 и горелками 2 предварительного сме-
шения оригинальной конструкции. Эти горелки
получили название EV-горелки (Environment).
Каждая горелка EV (см. Рис. 6.6 10) состоит из
двух конусных обечаек, образующих конус высо-
той 400 мм и диаметром в основании 150 мм. По
оси у его вершины расположена форсунка 1, в кото-
рую может подаваться топливо 2 - жидкое (с водой
или без нее) или природный газ для диффузионного
Рисунок 6.6 9 - Общий вид КС двигателя GT-10
с 18-ю горелками EV[6.9.31]
1 - жаровая труба; 2 - горелка
339
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.610 - Схема двухконусной горелки EV
[6.9.32]
1 - диффузионная форсунка;
2 - топливо; 3 - воздуха; 4 - природ-
ный газ; 5 - отверстия; 6 - вихре-
вая зона
горения. Через две щели на противоположных сто-
ронах конуса по всей его высоте внутрь камеры
вводится воздух 3, смешанный с природным газом
4, который поступает из двух коллекторов с мел-
кими отверстиями 5. В результате закрутки потока
возникает вихревая зона 6, обеспечивающая хоро-
шее воспламенение ТВС и стабилизацию фронта
пламени на всех режимах работы. Кроме основных
горелок, для запуска КС и работы на малых нагруз-
ках используются так называемые «пилотные горел-
ки» аналогичной конструкции, но с постоянным рас-
ходом топлива. При сбросе нагрузки основные
горелки отключаются, а пилотные остаются в рабо-
те и создают условия для быстрого восстановления
нагрузки. Горелки EV при работе на природном газе
обеспечивают уровень NOx < 50 мг/нм3. Подавле-
ние выбросов NOx при работе на жидком топливе
осуществляется за счет подачи воды в зону горе-
ния. Водо-топливная эмульсия распыляется на вер-
шине конуса и перемешивается с воздухом для
сжигания, при этом уровень выбросов NOx состав-
ляет ~85 мг/нм3.
Фирма Siemens в процессе отработки техно-
логии снижения эмиссии NOx разработала конст-
рукцию так называемой гибридной горелки для
ГТУ большой мощности. Данная горелка устанав-
ливается как на КС с двумя выносными жаровы-
ми трубами башенного типа, например, в ГТД
Vx4.2(3), V.64, V. 84.2(3), V94.2(3), так и на встро-
енную кольцевую КС - ГТД Vx4.3A, V.84.3A,
V.94.3A (по 24 смоделированных горелки). Устрой-
ство гибридной горелки показано на Рис. 6.6 11.
В ней имеются три канала для подвода газа: 1 - на
диффузионную форсунку, 2 - на гомогенную фор-
Рисунок 6.611 - Схема гибридной горелки фирмы
Siemens [6.9.33]
1 - подвод газа на диффузионную
форсунку; 2 - подвод газа на гомо-
генную форсунку; 3 - подвод газа
на дежурную форсунку; 4 - подвод
жидкого топлива; 5 - форсунка
жидкого топлива; 6 - слив жидко-
го топлива из форсунки; 7 - подвод
воды или пара; 8 - насадок для по-
дачи воды; 9 - насадок для подачи
пара; 10 - осевой завихритель;
11 - подача газа из дежурной фор-
сунки; 12 - подача газа из диффузи-
онной форсунки; 13 - подвод возду-
ха для смешения с топливом;
14 - подготовленная ТВС; 15 - диа-
гональный завихритель
сунку и 3 - на работающую с ней дежурную фор-
сунку, стабилизирующую факел и расширяющую
диапазон устойчивого горения. Имеется так же ка-
нал для подвода жидкого топлива 4. Форсунка 5
жидкого топлива установлена в центре горелки
и имеет обратный слив 6. С целью снижения обра-
зования NOx при работе на жидком топливе или
с диффузионной форсункой на газе, в горелке пре-
340
Глава 6 - Камеры сгорания
дусмотрен подвод 7 воды или пара, осуществляе-
мый с помощью соответствующих насадок 8 или
9. В центральной части горелки установлен осевой
завихритель 10, благодаря которому улучшается пе-
ремешивание воздуха с топливным газом, выходя-
щим из дежурной 11 и диффузионной 12 форсу-
нок, и паром (водой). Подвод воздуха 13 для
образования предварительно подготовленной ТВС
14 осуществляется через диагональный завихри-
тель 15. Топливный газ для смешения подается
с помощью гомогенной форсунки на вход в диаго-
нальный завихритель.
В период пуска ГТД работают дежурные фор-
сунки и часть диффузионных, на которые подает-
ся повышенное количество топлива. Подключение
гомогенных форсунок происходит при относитель-
ной нагрузке ~0,43Л	. При этом расход топлива
в диффузионной форсунке отключается, а в дежур-
ных форсунках поддерживается на минимально
возможном уровне. Чем меньше относительный
расход топлива в дежурную зону, тем меньше выб-
росы NOx. На установившихся режимах работы
ГТД относительный расход топлива через дежур-
ную форсунку поддерживается на уровне 3.. .4 %.
При появлении неустойчивости горения в дежур-
ную форсунку подается больше топлива (до 25 %).
Дополнительным фактором, позволяющим сни-
зить эмиссию NOx и повысить устойчивость го-
рения, является возможность изменения расхода
воздуха через горелки с помощью регулируемого
входного направляющего аппарата и поворотно-
го кольца, перекрывающего отверстия вторично-
го воздуха в жаровой трубе (на выносных жаро-
вых трубах). При включении гомогенных форсунок
ВНА прикрыт, отверстия вторичного воздуха от-
крыты. При повышении нагрузки до 0,57VHOM. От-
верстия вторичного воздуха перекрываются, пос-
ле чего начинается открытие ВНА, которое
заканчивается при полной нагрузке.
Гибридные горелки фирмы Siemens при рабо-
те на природном газе позволяют получать выбро-
сы NOx < 50 мг/нм3 и СО < 12 мг/нм3.
Технология малоэмиссионного горения по
схеме RQQL не требует такой сложной системы
автоматического управления КС как схема LPP.
В основу схемы RQQL положен метод двухступен-
чатого сжигания топлива. Для этого в КС конструк-
тивно организовывают три последовательно рас-
положенные зоны (см. Рис. 6.6 12).
В первой зоне 1 формируется горение «бога-
той» ТВС с коэффициентом избытка воздуха
О!кс = 0,6...0,8. В эту зону подается все топливо 2,
а необходимое соотношение топлива к воздуху
обеспечивается подачей воздуха 3. Ввиду недостат-
Рисунок 6.612 - Схема жаровой трубы, работаю-
щей по принципу RQQL
1 - зона «богатого» горения; 2 - по-
дача топлива; 3 - подвод воздуха
в «богатую зону»; 4 - подвод возду-
ха в зону смешения; 5 - зона «бед-
ного» горения; 6 - продукты сгора-
ния
ка свободного кислорода и низкой температуры
горения, количество окислов азота, образующихся
в первой зоне, невелико.
Во второй зоне продукты неполного сгорания
топлива из «богатой» зоны интенсивно смешива-
ются с большим количеством воздуха 4 (зона рез-
кого разбавления). Смешение продуктов неполно-
го сгорания из «богатой» зоны с «холодным»
воздухом понижает температуру и увеличивает ко-
эффициент избытка воздуха в смеси, поступающей
в зону 5. В этой зоне происходит горение «бедной»
ТВС с коэффициентом избытка воздуха О!кс ~ 2,0
образовавшейся на выходе из зоны резкого разбав-
ления. Концентрация NOx в продуктах сгорания 6
здесь ограничивается невысокой температурой
пламени и малым временем пребывания.
Основной источник образования NOx в схе-
ме RQQL зона резкого разбавления, в которой
возможно образование локальных стехиометричес-
ких очагов горения. Поэтому очень важно органи-
зовать процесс разбавления таким образом, чтобы
перемешивание продуктов сгорания «богатой»
зоны с воздухом происходило как можно быстрее
и равномерно по всему поперечному сечению жа-
ровой трубы.
Достоинствами схемы RQQL является просто-
та системы регулирования, так как для подачи топ-
лива может быть задействован только один коллек-
тор, и хорошая устойчивость горения во всем
диапазоне режимов работы ГТД. К недостаткам
этой схемы можно отнести то, что на практике она
341
Глава 6 - Камеры сгорания
1	2
Рисунок 6.613 - КС двигателя ПС-90ГП-2 с жаровой трубой, работающей по схеме RQQL
1 - жаровая труба; 2 - газосборник; 3 - форсунка; 4 - завихритель; 5 -«богатая» зона»;
6 - «бедная» зона; 7 - отверстия зоны разбавления; 8 - свеча зажигания
имеет ограниченные возможности по получению
низких уровней выбросов NOx (менее 50 мг/нм3).
Наиболее рационально схему горения RQQL ис-
пользовать в ГТД с низкими и средними парамет-
рами рабочего цикла.
Технология горения по схеме RQQL широ-
ко используется в ОАО «Авиадвигатель», в час-
тности, на ГТД семейства ПС-90ГП, созданных
на базе газогенератора авиационного серийного
двигателя ПС-90 А. На Рис. 6.6 13 приведена КС
двигателя ПС-90ГП-1, предназначенного для
привода компрессора на газоперекачивающих
станциях. Параметры воздуха на входе в КС дви-
гателя ПС-90ГП-1 на номинальном режиме со-
ставляют: Р*к = 16,2 кгс/см2, Т*к = 686 К. Диапа-
зон изменения коэффициента избытка воздуха на
выходе КС от режима холостого хода до номиналь-
ного - от 4,41 до 2,96. КС имеет двенадцать цилин-
дрических жаровых труб 1 и общий кольцевой га-
зосборник 2. Фронтовое устройство жаровой трубы
включает в себя газовую форсунку 3 с большим ко-
личеством отверстий для лучшего перемешивания
топлива с воздухом и радиальный завихритель 4.
В зону «богатого» горения 5 поступает около 20 %
воздуха, в «бедную» зону 6 - около 70 %. Воздух
в зону разбавления поступает через восемь круп-
ных отверстий 7. Розжиг КС при запуске осуще-
ствляется с помощью свечи зажигания 8. При из-
менении режима работы двигателя от холостого
хода до номинального коэффипиент избытка воз-
духа в «богатой» и «бедной» зонах меняется со-
ответственно от 0,9 до 0,6 и от 3,1 до 2,1. Такое
342
Глава 6 - Камеры сгорания
изменение коэффициента избытка воздуха позво-
ляет обеспечить устойчивое горение во всем ра-
бочем диапазоне ГТД и, в то же время, получить
низкие выбросы вредных веществ.
В случае применения воды или пара для сни-
жения уровня выбросов NOx КС должна иметь
«запас» по полноте сгорания с тем, чтобы впрыск
влаги не привел к недопустимому росту выбро-
сов СО и СН или срыву пламени. Отсюда следу-
ет, что впрыск воды (пара) в камеру, работающую
на бедной гомогенной смеси по концепции LPP, не-
целесообразен. Он применяется, как правило, при
сжигании околостехиометрических ТВС в диффу-
зионном режиме. Для получения выбросов NOx на
уровне 50 мг/нм3 расход пара должен составлять
не менее 100... 150 % от расхода топлива. При
впрыске воды, в соответствии с тепловым балан-
сом, ее требуется в 1,62 раза больше по сравнению
с паром для достижения одинакового эффекта по
снижению NOx. Так как впрыск воды или пара
подавляет образование NOx по термическому ме-
ханизму, очень важно для уменьшения расхода
воды (пара) подавать ее в область максимальных
температур вместе с топливом. Очевидно, что луч-
ший способ добиться желаемого это подготовить
и сжечь водно-топливную эмульсию.
К недостаткам способа с впрыском воды
(пара) можно отнести:
- снижение ресурса из-за возникающих пуль-
саций давления в камере и высокого градиента тер-
мических нагрузок, особенно при впрыске воды;
-усложнение конструкции ГТД (иногда тре-
буются изменения первого соплового аппарата тур-
бины с целью повышения его пропускной способ-
ности);
-значительные эксплуатационные расходы,
связанные с качественной подготовкой воды (жес-
ткость не более 0,005 мгэ/л). Дорогостоящая вода
затем безвозвратно теряется вместе с выхлопны-
ми газами.
Несмотря на указанные недостатки, способ
подачи воды или пара в КС широко используется
в ГТД многих фирм, особенно за рубежом.
Перспективным направлением в решении
проблем по снижению выбросов вредных веществ
является разработка каталитических КС. С их по-
мощью можно получить ультранизкие выбросы.
Так, на фирме General Electric в стендовых усло-
виях при параметрах, характерных для двигателей
серии F были получены выбросы: NOx = 0,5 ppm;
СО = 0,8 ppm; НС = 1,7 ppm.
Работы по каталитическим КС проводятся
уже длительное время практически на всех фир-
мах, занимающихся разработкой ГТД. Некоторые
Концертрация NOx
в уходящих газах, ppm
Рисунок 6.614 - Экономичность различных мето-
дов снижения NOx в промышлен-
ных ГТД [6.9.34]
1- каталитическая КС; 2 - впрыск
воды; 3- впрыск пара; 4- сжигание
по схеме LPP; 5- сжигание по схе-
ме LPP+селективная каталити-
ческая азотоочистка продуктов
сгорания
из этих камер находятся в стадии натурных испы-
таний или опытной эксплуатации (ГТД 501 фир-
мы Allisson, ГТД Frame-9E (PG9171E) фирмы
Pratt&Whitney совместно с фирмой «Catalytic»,
ГТД М1А-13А фирмы Kawasaki и др). Разработ-
чики считают, что применение каталитических
систем приведет к уменьшению капитальных
и эксплуатационных затрат (см. Рис. 6.6 14). Ис-
пользование катализа позволяет получать в натур-
ных условиях выбросы NOx менее 12 мг/нм3, а СО
и СН - менее 7 мг/нм3. Так как широкое коммер-
ческое применение каталитических КС сдержива-
ется их ограниченным ресурсом, то основные ра-
боты в настоящее время ведутся по оптимизации
конструкции каталитической камеры и по увели-
чению ресурса катализатора и повышению темпе-
ратуры его работы. Конструктивная схема катали-
тической КС и принцип ее работы приведены
в разделе 6.3.4.
Проблема высокого ресурса жаровых труб ГТД
наземного применения при дефиците воздуха, иду-
щего на охлаждение, решается, как правило, при-
менением высокоэффективных конструкций систем
охлаждения с использованием теплозащитного
343
Глава 6 - Камеры сгорания
Рисунок 6.615 - Жаровая труба КС фирмы Siemens
с керамическим покрытием [6.9.35]
покрытия. Так, фирма Rolls-Royce применяет сис-
тему охлаждения типа «трансплай» с «толстым»
(<5к = 500.. .600 мк) теплозащитным покрытием сте-
нок жаровой трубы. От исходного уровня расход
воздуха на охлаждение уменьшается почти в два
раза. Фирмы General Electric и Pratt&Whitney вне-
дрили технологию конвективного охлаждения так-
же с «толстым» теплозащитным покрытием, что
дало возможность исключить расход воздуха на
пленочное охлаждение, использовать его в процес-
се низкотемпературного горения.
Наиболее радикальным способом снижения
расхода охлаждающего воздуха является приме-
нение керамики. Фирма Siemens на своих боль-
ших цилиндрических камерах применяет керами-
ческие плитки, не связанные жестко с основной
конструкцией, а в газосборнике металлические
плитки, покрытые керамикой (см. Рис. 6.6 15).
В результате межремонтный ресурс достиг уров-
ня 100000 часов. Несмотря на очевидные положи-
тельные стороны внедрения керамики в конструк-
цию КС, ее применение ограничивается такими
свойствами как:
-	малые запасы прочности на изгиб и растя-
жение;
-	растрескивание при больших и часто повто-
ряющихся тепловых «ударных» градиентах темпе-
ратур;
-	трудности неразрушающего контроля дета-
лей перед поставкой на двигатель.
6.7	- Перспективы развития
камер сгорания ГТД
В связи с постоянно растущим вниманием к
охране окружающей среды, основным требованием
из общего перечня требований к КС ГТД на ближай-
шую перспективу по-прежнему остается обеспече-
ние низких уровней выбросов вредных веществ. При
этом, одновременно делается упор на снижение сто-
имости жизненного цикла, куда входит стоимость
изготовления, ремонта и технического обслужива-
ния. Для промышленных ГТД, учитывая конъюнк-
туру рынка, дополнительно выдвигается требование
по расширению диапазона применяемых видов топ-
лива - от низкокалорийных газообразных топлив до
тяжелых продуктов нефтепереработки.
Успешное решение задачи по созданию перс-
пективной конструкции КС невозможно без при-
менения новых материалов и технологий изготов-
ления. В первую очередь это относится к жаровой
трубе. Так, для повышения эффективности систе-
мы охлаждения требуются материалы с высокой
рабочей температурой (1200°С и более), например,
такие как интерметаллиды и композиционные ма-
териалы на основе керамики. Кроме этого, на внут-
ренней поверхности жаровой трубы должно быть
предусмотрено керамическое теплозащитное по-
крытие, обладающее хорошим сцеплением с ос-
новным материалом жаровой трубы и стойкостью
к термоциклам.
Для каталитических КС основной проблемой
является повышение теплостойкости и долговеч-
ности катализатора.
К перспективному направлению в плане созда-
ния малоэмиссионных КС относится создания гиб-
ких автоматизированных систем управления, позво-
ляющих контролировать эмиссию (как правило, по
косвенным параметрам) в процессе работы ГТД
и при изменении условий воздействовать на регу-
лирующие элементы. В качестве регулирующих
элементов могут выступать топливные коллекто-
ры, перепускные трубы и (или) фронтовые устрой-
ства изменяемой геометрии. Такие системы позво-
ляют поддерживать минимальный уровень эмиссии
во всем диапазоне работы ГТД и предотвращать
пульсационное горение и проскок пламени в сме-
сительное устройство.
С целью сокращения времени на создание
перспективной КС большая роль отводится расчет-
ным работам. Здесь необходимы надежные мето-
дики расчета, использующие, как правило, трех-
мерные модели и апробированные предыдущими
испытаниями.
344
Глава 6 - Камеры сгорания
6.8	- Англо-русский словарь-
минимум
air spray type fuel spray nozzl - топливная форсунка
с воздушным распылом
annular combustion chamber - кольцевая КС
burning - сжигание, горение
carbon - углерод
carbon dioxide
carbon monoxide - окись углерода
chamber - камера
cooling - охлаждение
combustion - горение, сгорание
combustion chamber - камера сгорания (КС)
combustion efficiency - эффективность горения
combustion intensity - интенсивность горения
combustion stability - стабильность горения
dilution zone - зона смешения
electric spark - электрическая искра
emissions - эмиссия
flame - пламя
flame tube - жаровая труба
flare - горелка
fuel manifold - топливный коллектор
fuel supply - подача топлива
fuel spray nozzl - топливные распыливающие фор-
сунки
ignition - воспламенение
interconnecter - пламеперебрасывающий патрубок
multiple combustion chamber - индивидуальная КС
oxides of nitrogen - окиси азота
pollution - вредные выбросы
pre-vaporization - предварительное испарение
primary zone - первичная зона
smoke - дым
snout - заборник
swirl - завихритель
thrust engine- тяга двигателя
tubo-annular combustion chamber - трубчато-коль-
цевая КС
turbine blades - рабочие лопатки турбины
turbine nozzles guide vanes- сопловые лопатки тур-
бины
unburnt hydrocarbons - несгоревшие углеводороды
vaporizer combustion chamber - испарительная КС
6.9	- Перечень использованной
литературы
6.9.1	ОСТ 1 00411-90 Камеры сгорания основные
газотурбинных двигателей. Методы обработки ре-
зультатов измерения поля температуры газа.
6.9.2.	Стандарт ИКАО (Приложение 16 к Конвен-
ции о международной гражданской авиации, том 2
«Эмиссия авиационных двигателей»).
6.9.3.	Авиационные правила АП-34 «Охранаокру-
жающей среды. Нормы эмиссии для авиационных
двигателей».
6.9.4.	The Jet Engine Rollse-Royce pic.
6.9.5.	Тепловое и напряженное состояние стенок
жаровых труб камер сгорания ГТД. Сборник ста-
тей под редакцией А.Д.Рекина. Выпуск второй.
Труды № 1295, ЦИАМ, 1992.
6.9.6.	А.В.Сударев, В.И.Антоновский. Камера сго-
рания газотурбинных установок: Теплообмен. - М.:
Машиностроение, 1985.
6.9.7.	В.А.Скибин, С.А.Волков. Выбросы вредных
веществ от авиационных двигателей. ЦИАМ. Аэро-
космический курьер №2 2003г.
6.9.8.	А.Лефевр. Процессы в камерах сгорания
ГТД. Перевод с английского к.т.н. С.О.Апельба-
ум и др. под редакцией д-ра техн, наук, проф.
В.Е.Дорошенко. - М.: изд. Мир. 1986г.
6.9.9.	Gerard Bayle-Laboure Pollutant emissions from
aircraft engines: asituation under control. Revue
scientifique Snecma. № 2. Juin 1991.
6.9.10.	Патент № RU 2107230 Cl.
6.9.11.	Патент № RU 2103611 Cl
6.9.12.	R.L. Hack et al. «Design and Testing of a
Unique, Compact Gas Turbine Catalytic Combustor
Premixer», Proceedings of ASME Turbo Expo 2003
Power for Land, Sea and Air, June 16-19,2003, Atlanta,
Georgia, USA.
6.9.13.	Патент РФ № RU 2211409 C2
6.9.14.	Патент РФ № RU 2215241 C2
6.9.15.	Ю.Ф.Дитякин, Л.А.Клячко, Б.В.Новиков,
В.И.Ягодкин. Распыливание жидкостей - М.: «Ма-
шиностроение», 1977.
6.9.16.	Ю.И.Хавкин. Центробежные форсунки. -
Л.^Машиностроение» (Ленингр. отделение), 1976.
6.9.17. И.Е.Идельчик. Справочникпо гидравличес-
ким сопротивлениям. - М.: «Машиностроение»,
1976.
6.9.18.	Д.Б.Хронин. Конструкция и проектирова-
ние авиационных газотурбинных двигателей. - М.:
Машиностроение, 1989.
6.9.19.	О.А.Попов, С.А.Федоров. Современные
электрические системы зажигания для камер сго-
рания двигателей и теплотехнических устройств
различного назначения. Анализ тенденций совер-
шенствования и перспектив развития по материа-
лам ведущих зарубежных фирм и отечественных
разработок, (обзор). Технический отчет ЦИАМ, М.,
1993.
6.9.20.	А.Н.Мурысев. Порядок работ при согласо-
вании применения систем зажигания на ГТД. Ру-
345
Глава 6 - Камеры сгорания
ководящий технический материал, УАКБ «Мол-
ния», 1993.
6.9.21.	Б.С.Ревзин Газоперекачивающие агрегаты
с газотурбинным приводом. Учебное пособие. Ека-
теринбург, УГТУ-УПИ, 2002.
6.9.22.	А.М.Постников Снижение оксидов азота в
выхлопных газах ГТУ. Издательство Самарского
научного центра РАН, 2002.
6.9.23.	ГОСТ 28775-90 «Агрегаты газоперекачива-
ющие с газотурбинным приводом. Общие техни-
ческие условия». Госстандарт, М., 1991.
6.9.24.	ГОСТ 29328-92 «Установки газотурбинные
для привода турбогенераторов. Общие техничес-
кие условия». Госстандарт, М., 1991.
6.9.25.	ГОСТ 12.1.005-88. «Продукция производ-
ственно-технологического назначения. Общие тех-
нические условия». М., 1988.
6.9.26.	СН 245-71. Санитарные нормы проектиро-
вания промышленных предприятий.
6.9.27.	Рекламный проспект «Rolls-Royce Industrial
& Marine Gas Turbines Limited», 1994.
6.9.28.	Mongia H.C. «Aero-Thermal Design and
Analysis of Gas Turbine Combustion Systems Current
Status and Future Direction». AIAA Paper 98-3982.
6.9.29.	ASME Paper 94-GT-253.
6.9.30.	Raghavan P. et al. «Combustion Instability
Characteristics of Industrial Engine Dry Low Emission
Combustion Systems». AIAA Paper 98-3379.
6.9.31.	Рекламная брошюра фирмы ABB Power
Generation Industry «The Economic Production of
Heat and Power. Steam and Gas Turbines for Industry».
6.9.32.	Патент Швейцарии № CH 680 467.
6.9.33.	Jeffs E. «New Low-NOx combustors in
European Service». Gas Turbine World, № 5, 1988.
6.9.34.	А.Г.Тумановский и др. Перспективы созда-
ния высокотемпературных малотоксичных камер
сгорания стационарных ГТУ. Теплоэнергетика,
№ 10, 2000.
6.9.35.	Рекламная брошюра фирмы ThyssenKrupp
VDM, № 565, ноябрь, 2002.
346
Глава 7 - Форсажные камеры
Глава 7 - Форсажные камеры
Одним из требований, предъявляемых к ГТД
боевых и некоторых коммерческих самолетов яв-
ляется обеспечение возможности значительного
кратковременного или длительного увеличения
тяги двигателя форсирования.
Существуют различные способы форсирова-
ния тяги. Незначительное и кратковременное фор-
сирование можно получить подачей увеличенного
количества топлива в основную КС. Несколько
большее форсирование впрыском в компрессор
или КС дополнительного рабочего тела (например,
дистилированной воды). Наиболее широкое распро-
странение получил метод форсирования тяги путем
подвода за турбиной дополнительного тепла к ра-
бочему телу. Тепло подводится за счет сжигания
топлива в дополнительной специальной КС, назы-
ваемой форсажной камерой (ФК) (см. Рис. 7 1).
Характерной особенностью ФК по сравнению
с основной КС является то, что за ФК в потоке нет
деталей и узлов, требующих специального интен-
сивного охлаждения, таких как турбина за КС.
Кроме того к ней не предъявляются жесткие эко-
логические требования. Это позволяет органи-
зовать процесс горения в ФК практически при
стехиометрическом соотношении воздух/топливо
(при суммарном коэффициенте избытка воздуха сд
близком к 1, в то время как в КС современных дви-
гателей коэффициент избытка воздуха на макси-
мальном режиме обычно находится в диапазоне от
2,6 до 3,2).
Расход топлива через ФК в 2.. .4 раза больше,
чем через КС. Поэтому от качества ФК во многом
зависят экономические и эксплуатационные харак-
теристики двигателя в целом.
7.1	- Характеристики ФК
В главе 2 приведен «простой» цикл ГТД. Цикл
ГТД с ФК (ТРДФ, ТРДДФ) приведен на Рис. 7.11.
В этом цикле на участке Г-Ф к потоку рабочего тела
подводится тепло за счет преобразования химичес-
кой энергии топлива в тепловую. Работа цикла зна-
чительно повышается и, соответственно, возрас-
тает скорость истечения газов из сопла и удельная
тяга двигателя (в 1,5-2 раза). Следует отметить, что
существуют схемы ФК с форсированием (подво-
дом дополнительного тепла) в наружном контуре.
Реальный процесс подвода тепла в ФК отличается
от идеального наличием гидравлических и тепло-
вых потерь полного давления газа и неполнотой
сгорания топлива и в принципе аналогичен процес-
су подвода тепла в основной КС [7.8.1].
Как видно из цикла, гидравлические потери
частично компенсируются, т.к. работа трения пре-
образуется в тепло, которое возвращается в рабо-
ту термодинамического цикла. Однако, потери дав-
ления в ФК приводят к уменьшению полного
давления газа перед соплом, уменьшению степени
понижения давления газа в реактивном сопле, и,
следовательно, к снижению к.п.д. цикла.
Кроме потерь давления процессы в ФК сопро-
вождаются потерями тепла:
-	за счет рассеивания в окружающее простран-
ство (эти потери составляют 0,005-0,010% от теп-
ла, подводимого к рабочему телу в ФК);
-	за счет неполного сгорания топлива (эконо-
мичность двигателя находится в прямой зависимо-
сти от полноты сгорания).
Потери полного давления газа в ФК выража-
ются, как правило, через относительную величи-
ну 5фК, определяемую как отношение снижения
Рисунок 7_1 - Двигатель Д-30Ф6
347
Глава 7 - Форсажные камеры
Рисунок 7.11 - Цикл ТРДФ (ТРДДФ)
- площадь 4ТФ54 - сумма внешнего
тепла и тепла трения, лежащая
под линией ТФ реального подвода
тепла в ФК (Q)
- площадь 4Т’Ф54’- внешнее теп-
ло (Q1), определенное тем же ин-
тервалом температур (Тг-Тсм) с
учетом полноты сгорания;
- площадь 4ТФТ’4’~ тепло трения
в реальном процессе подвода тепла
в ФК
полного давления газа в ФК от входного до выход-
ного сечения к полному давлению газа на входе.
Эти потери характеризуют аэродинамическое
и термодинамическое совершенство ФК и состоят
из двух основных частей - гидравлических потерь
и потерь, связанных с подводом тепла.
Основные характеристики рабочего процесса
ФК условно могут быть разделены на две основ-
ные взаимосвязанные группы:
-	характеристики, определяющие эффектив-
ность работы ФК (степень форсирования дф, пол-
нота сгорания топлива потери полного давле-
ния в ФК в целом <5фК и в отдельных ее элементах);
-	характеристики, определяющие условия для
организации процесса горения (суммарный коэф-
фициент избытка воздуха, температура, давление
и скорость газового потока перед подачей в него
форсажного топлива).
По основным характеристикам, большин-
ство из которых определяются из расчета двига-
теля в целом, рассчитываются и выбираются ос-
новные геометрические характеристики ФК (см.
Рис. 7.5.2 1) - длины смесителя, диффузорного
участка, зоны горения, миделевого (максималь-
ный) диаметр ФК относительная степень
загромождения сечения фронтовым устройством
СЗЛГР и некоторые другие.
Относительная степень загромождения сече-
ния фронтовым устройством определяется по фор-
муле:
^ЗАГР=^АГР^ФК	С7’1’1)
где СЗЛГР - площадь загромождения сечения фрон-
товым устройством, см2;
РфК - площадь ФК в сечении загроможде-
ния, см2.
К параметрам, определяющим эффективность
работы ФК, относятся следующие.
Степень форсирования дф- характеризует
увеличение реактивной тяги двигателя при вклю-
чении ФК и находится по следующей формуле:
R= R J R, r,	(7.1-2)
ft ф	ф БФ	V '
где дф - фактическая тяга двигателя на форсиро-
ванном режиме, кгс;
Я - тяга двигателя на максимальном бес-
форсажном режиме, приведенная по па-
раметрам на входе в двигатель (Твх, Р )
и давлению воздуха за КВД (Рк) к соот-
ветствующему форсированному режиму,
кгс.
Для большинства современных отечественных
и зарубежных двигателей 4, 5 и 5+ поколений сте-
пень форсирования на полном форсированном ре-
жиме в земных условиях находится в диапазоне от
1,4 до 1,7. Эффективность применения форсиро-
ванных режимов возрастает с увеличением скоро-
сти полета и степени двухконтурности.
Полнота сгорания топлива Г]фК в ФК - харак-
теризует степень совершенства организации про-
цесса горения. Определяется как отношение фак-
тического количества тепла, выделенного при
сгорании одного килограмма топлива, к его тепло-
творной способности и зависит от параметров га-
зового потока перед подачей в него форсажного
топлива. Это такие параметры, как температура,
давление, скорость, а также от коэффициентов из-
бытка воздуха в зонах горения. Снижение темпе-
ратуры газового потока отрицательно сказывается
на полноте сгорания топлива (поскольку при этом
уменьшается скорость испарения, увеличивается
время задержки воспламенения топлива, замедля-
ются реакции горения и уменьшается скорость рас-
пространения фронта пламени). Снижение дав-
ления в газовом потоке также неблагоприятно
сказывается на полноте сгорания, поскольку при
этом: увеличиваются размеры капель; возраста-
ет необходимое для испарения и сгорания время;
ухудшается соотношение сил, вызывающих тур-
булентное перемешивание, и сил вязкости; воз-
348
Глава 7 - Форсажные камеры
растают энергия и температура воспламенения топ-
лива; усиливается тенденция к затуханию пламени;
уменьшается скорость химической реакции в сме-
си топлива с воздухом. Повышение скорости газо-
вого потока также снижает полноту сгорания топ-
лива, поскольку при этом уменьшается время
пребывания смеси в зонах горения.
Влияние температуры, давления и скорости
газового потока наиболее ощутимо для ТРДДФ,
поскольку с изменением условий полета самоле-
та они (особенно по наружному контуру двига-
теля) могут существенно меняться. Это необхо-
димо учитывать на стадии проектирования
(особенно при увеличении степени двухконтур-
ности двигателя).
Основным параметром, определяющим усло-
вия для организации процесса горения, является
суммарный коэффициент избытка воздуха. Этот ко-
эффициент показывает, во сколько раз фактичес-
кий расход воздуха (газа), проходящий через ФК,
превышает теоретически необходимый для сжига-
ния поданного форсажного топлива, находится
по следующей формуле:
= 3600GB/(GTO+GTOOp) £0,	(7.1-3)
где GB суммарный расход воздуха через ФК
(двигатель), кг/с;
GTO расход топлива через основную
КС, кг/ч;
GTOop - расход форсажного топлива, кг/ч;
£(. стехиометрический коэффициент
для воздуха и данного вида топлива.
У большинства современных двигателей с ФК
= 1,05-1,25 на полном форсированном режиме
и = 1,5-4,8 на частичном. Максимального зна-
чения полнота сгорания достигает при стехиомет-
рическом соотношении воздух/топливо (при зна-
чениях Cfj., близких к 1). При значениях а^,
находящихся вне концентрационных пределов вос-
пламенения, горение невозможно - полнота сгора-
ния равна нулю.
Количественное влияние вышеуказанных па-
раметров на полноту сгорания топлива определя-
ется конкретной конструкцией ФК.
Полнота сгорания топлива для современных
отечественных и зарубежных двигателей с кратков-
ременным ее включением (самолеты-истребители
и самолеты-штурмовики военной авиации) достига-
ет 0,86-0,92 на полном форсированном режиме.
У ФК двигателей сверхзвуковых бомбардировщиков
и пассажирских сверхзвуковых самолетов полнота
сгорания на крейсерском форсированном режиме
достигает величины 0,94-0,98.
7.2	- Работа ФК
Работу ФК рассмотрим на примере ТРДДФ с
наиболее часто встречающейся конструкцией ФК
(см. Рис. 7.2 1) [7.8.2].
Воздух наружного контура и газ внутреннего
поступают в смеситель 1 с «лепестками» 2, где про-
исходит смешение потоков и выравнивание их па-
раметров по давлению, температуре, скорости. Да-
лее поток тормозится в расширяющемся канале,
образованном кольцевым диффузором 3 и цент-
ральным телом 4. Снижение скорости потока по-
зволяет создать на выходе из диффузора с помо-
щью фронтового устройства 5, образованного
плохо обтекаемыми телами V-образного профиля
- стабилизаторами 6, циркуляционные зоны, в ко-
торые из коллекторов и форсунок 7 подается топ-
ливо. Образовавшаяся топливовоздушная смесь
(ТВС) воспламеняется с помощью специальной
системы розжига (см. раздел 7.6.1). Циркуляцион-
ные зоны обеспечивают устойчивое горение на всех
режимах работы ФК. Часть относительно холод-
ного воздуха (газа) из пристеночного (периферий-
ного) слоя в диффузоре «забирается» в канал, об-
разованный корпусом 8 и экранами 9. Экраны
выполняют теплозащитную и антивибрационную
(гасят пульсации давления) вункции в ФК и обес-
печивают «транспортирование» воздуха для охлаж-
дения элементов проточной части регулируемого
сопла 10.
Рисунок 7.21 - ФК ТРДДФ (Печатается с разреше-
ния Rolls-Royce pic.)
1 - смеситель; 2 - лепестки смеси-
теля; 3 - кольцевой диффузор;
4 - центральное тело; 5 - стабили-
заторное фронтовое устройство;
6 - стабилизаторы; 7 - система
коллекторов и форсунок; 8 - корпус;
9 - теплозащитные (антивибраци-
онные) экраны; 10 - регулируемое
сопло
349
Глава 7 - Форсажные камеры
7.3	- Требования к ФК
Общие требования, предъявляемые к ФК по
массе, габаритам, надежности, ресурсу и т.д., анало-
гичны требованиям, предъявляемым к другим узлам
ГТД.
Однако, для ФК есть и специфические требо-
вания, основными из которых являются:
-	соответствие термодинамических характери-
стик заданным величинам степени форсирования,
полноты сгорания топлива в ФК, уровню потерь
полного давления на бесфорсажных режимах
и форсированных режимах;
-	обеспечение надежного и безотказного, с пер-
вой попытки, розжига в требуемом диапазоне высот
и скоростей полета с выходом на полный форсиро-
ванный режим в течение заданного промежутка вре-
мени (обычно от 3 до 8 секунд с момента установки
ручки управления двигателем на полный форсиро-
ванный режим);
-	обеспечение надежной, устойчивой работы
без срывов пламени, вибрационного горения и на-
рушения газодинамической устойчивости двигате-
ля на стационарных и переменных форсированных
режимах.
7.4	- Схемы ФК
Схема ФК выбирается в зависимости от типа
двигателя, заданных характеристик и условий эк-
сплуатации. Рассмотрим подробнее признаки, по
которым ФК могут быть условно классифициро-
ваны.
По типу двигателя. ФК могут применяться
на ТРДФ или ТРДДФ. До середины 70-х годов про-
шлого века ФК применялись, в основном, для
ТРДФ. А позднее ФК стали применятся и для
ТРДДФ (см. Рис. 7.2 1). Применению ФК в соста-
ве ТРДДФ способствует:
-	наличие достаточного количества кислоро-
да (за счет воздуха, поступающего в ФК из наруж-
ного контура двигателя), дающее возможность по-
лучения более высоких степеней форсирования;
-	наличие в периферийной части ФК достаточ-
ного количества относительно холодного воздуха
наружного контура, облегчающее организацию
охлаждения корпусов и экранов;
-	возможность более экономичного использо-
вания форсажного топлива на различных режимах
от крейсерского до полного форсированного.
В то же время в ФК ТРДДФ необходимо при-
менение смесительного устройства, что увеличи-
вает длину и вес ФК и двигателя в целом. Кроме
этого, для ФК ТРДДФ характерна «прямая» аэро-
динамическая связь через наружный контур с КНД
повышающая чувствительность КНД к возникаю-
щим возмущениям давления в ФК на переменных
режимах.
К положительным особенностям применения
ФК в составе ТРДФ можно отнести:
-	относительно равномерные поля параметров
потока газа на входе (температур, давлений и ско-
ростей);
-	высокое значение температуры потока газа
на входе, повышающее интенсивность испарения
топлива и облегчающее розжиг ФК;
-	отсутствие необходимости применения сме-
сителя, что сокращает длину и вес ФК.
К отрицательным особенностям применения
ФК в составе ТРДФ можно отнести:
-	пониженное содержание кислорода на вхо-
де из-за наличия балластных газов после основной
КС, что приводит к ограничению по величине сте-
пени форсирования и необходимости обеспечения
более тщательного распределения топлива по се-
чению для организации устойчивого процесса го-
рения при околостехиометрических соотношени-
ях воздух/топливо;
-	отсутствие на периферии камеры относи-
тельно холодного воздуха наружного контура, что
затрудняет организацию охлаждения корпусов
и экранов ФК.
По уровню параметров газа на входе ФК ТРДФ
аналогичны основным КС, отличаясь от них более
низкими концентрацией кислорода и давлением и,
как правило, более высокой температурой.
По месту подвода тепла. В современных дви-
гателях наиболее часто применяются ФК с подво-
дом тепла за турбиной (см. Рис. 7.2 1). Для ТРДДФ
теоретически возможен подвод тепла в наружном
контуре двигателя (такие ФК в современных дви-
гателях, практически, не применяются).
По способу стабилизации пламени'.
-	за счет плохообтекаемых тел (см. раздел
7.4.1);
-	с вихревой стабилизацией пламени (см. раз-
дел 7.4.2);
-	с аэродинамической стабилизацией пламе-
ни (см. раздел 7.4.3).
По типу смесителя (для ТРДДФ) (подробнее
см. раздел 7.5.1):
-	с кольцевым смесителем;
-	с лепестковым смесителем.
По способу подачи топлива (подробнее см.
раздел 7.5.3):
-	с предварительной подготовкой ТВС в спе-
циальных устройствах;
350
Глава 7 - Форсажные камеры
-	с непосредственной подачей топлива в зону
горения с помощью форсунок и коллекторов.
7.4.1 - ФК со стабилизацией плохо-
обтекаемыми телами
ФК со стабилизацией пламени с помощью пло-
хообтекаемых тел (СПОТ) получили наибольшее
распространение в современной авиации. Поэтому
в качестве примеров на Рис. 7.4.1 1...7.4.15 пока-
заны конструкции ФК отечественных и зарубежных
двигателей именно с такой схемой стабилизации
пламени. Поскольку приведенные конструкции име-
ют много общего, более подробно на Рис. 7.4.1 1
рассмотрена конструкция ФК двигателя Д-30Ф6,
а по конструкциям ФК других двигателей отмече-
ны только их основные особенности.
ФК двигателя Д-30Ф6 состоит из следующих
основных элементов:
1.	Корпуса 1 с четырьмя рядами экранов 2.
Корпус болтовыми соединениями крепится к диф-
фузору 3 и реактивному соплу (на выходе из ФК,
на Рис. 7.4.1 1 не показано). Экраны имеют гоф-
рированные подвески 4, посредством которых они
крепятся к корпусу.
2.	Диффузора с криволинейной (изоградиен-
тной) образующей, имеющего два ряда экранов 5.
Корпус диффузора крепится болтовыми соедине-
ниями к корпусу смесителя 6 и корпусу. В перед-
ней части диффузора крепятся трубопроводы 7
подвода топлива к коллекторам 8. В средней части
диффузора имеется силовое кольцо 9 для крепле-
ния фронтового устройства 10. В нижней части
диффузора крепятся датчики контроля розжига ФК
11. В задней части диффузора имеются гофриро-
ванные подвески 12, с помощью которых экраны
крепятся к диффузору.
3.	Корпуса-смесителя, на котором крепятся
смеситель 13 лепесткового типа, с центральным те-
лом 14, имеющий шесть глубоких и шесть мелких
лепестков 15. Корпус крепится болтовыми соеди-
нениями к наружному силовому кольцу 16 задней
опоры двигателя и корпусу диффузора. В средней
части корпуса имеются стойки 17 для крепления
смесителя и коллектора 18 термопар. В передней
нижней части корпуса крепится пусковая форсунка
19 системы запуска ФК способом «огневая дорож-
ка». В задней части смесителя имеются подвески 20,
с помощью которых смеситель крепится к корпусу.
4.	Стабилизаторного фронтового устройства,
состоящего из четырех стабилизаторов 21 пламе-
ни С-образного профиля (периферийного - радиаль-
но-кольцевого, центральных - кольцевых), располо-
женных эшелонированно и соединенных между
собой пламеперебрасывающими патрубками 22 и тя-
гами 23, и системы из пяти топливных коллекторов,
имеющих форсунки 24 и трубопроводы подвода топ-
лива. Фронтовое устройство крепится к корпусу
диффузора с помощью тяг.
Приведем особенности конструкции ФК не-
которых двигателей.
Двигатель РД-33 (см. Рис. 7.4.12):
-	наличие промежуточного корпуса 1;
-	коническая образующая диффузора 2, име-
ющего экран 3;
-	фронтовое устройство с секторными ради-
ально-кольцевыми стабилизаторами пламени 4,
крепящимися к диффузору при помощи тяг.
Двигатель АЛ-31Ф (см. Рис. 7.4.1 3) :
-	количество лепестков смесителя 1 (11 глу-
боких и 11 мелких);
-	кольцевые стабилизаторы пламени 2 и 3 (3
шт.) фронтового устройства, центральный из кото-
рых 2 имеет «форкамеру» 4 (специальное устрой-
ство для оптимизации запуска ФК и поддержания
устойчивого горения - не путать с термином «фор-
сажная камера» как основным узломГТД; более
подробно «форкамера» описана в разделе 7.6.1).
Двигатель TF-30-P-3 (см. Рис. 7.4.1 4):
-	смеситель кольцевого типа 1;
-	коническая образующая диффузора 2, име-
ющего спрямляющий аппарат 3 на входе и экран 4
на выходе;
-	количество стабилизаторов 5 и 6 (3 шт.)
фронтового устройства, периферийный радиально-
кольцевой из которых имеет наружные 7 и внут-
ренние 8 радиальные патрубки;
-	количество топливных коллекторов 9 (7 шт.).
Двигатель RB. 199-34 (см. Рис. 7.4.1 5):
-	щелевой смеситель-диффузор 1 с коничес-
кой образующей и восемнадцатью продольными
щелями 2 для смешения потоков (совмещение зоны
смешения с первичной зоной горения);
-	передний и задний корпусы;
-	кольцевые стабилизаторы 5 пламени (2 шт.)
фронтового устройства, крепящиеся к центрально-
му телу 6 с помощью тяг 7;
-	«форкамеру» 8 на границе контуров со сме-
сительными патрубками и специальный пусковой
коллектор 9;
-	количество секций (7 шт.) теплозащитных
экранов 10 корпусов и ФК с выходом охлаждаю-
щего воздуха в конце каждой секции.
Двигатели ТРДДФ М53-Р2 (фирмы SNECMA)
и F100-PW-229 (фирмы Pratt&Whitney) с частичны-
ми разрезами приведены на Рис. 3.1.2 2 и 3.1.2 10
в разделе 3.1.2, двигатель F110-GE-100 (фирмы
General Electric) - на Рис. 7.4.1 6.
351
352
Рисунок 7.4.1_1 - ФК двигателя Д-30Ф6
1 - корпус; 2 - теплозащитные (антивибрацион-
ные) экраны; 3 - диффузор; 4 - гофрированные
подвески; 5 - экраны диффузора; 6 - корпус смеси-
теля; 7 - трубопроводы подвода топлива; 8 - топ-
ливные коллекторы; 9 - силовое кольцо; 10 - фрон-
товое устройство; 11-датчики контроля
розжига; 12 - гофрированные подвески; 13 - смеси-
тель лепесткового типа; 14 - центральное тело;
15 - лепестки смесителя; 16- наружное силовое
кольцо задней опоры двигателя; 17 - стойки сме-
сителя; 18 - коллектор термопар; 19 - пусковая
форсунка системы «огневая дорожка»; 20 - подвес-
ки смесителя; 21 - стабилизаторы пламени;
22 - пламеперебрасывающие патрубки; 23 - тяги
фронтового устройства; 24 -форсунки
16 18 6 20 13 15	3 9 5 12 22	23 24 1 2
19 17	14 8 7	11	10	21	4
Глава 7 - Форсажные камеры
Глава 7 - Форсажные камеры
Рисунок 7.4.1_2 - ФК двигателя РД-33
1 - промежуточный корпус; 2 - диффузор; 3 - экран диффузора; 4 - секторные радиально-
кольцевые стабилизаторы пламени; 5 - тяги крепления фронтового устройства
353
Глава 7 - Форсажные камеры
Рисунок 7.4.1_3 - ФК двигателя АЛ-31Ф
1 - лепестки смесителя; 2 - центральный стабилизатор пламени фронтового устрой-
ства; 3 - кольцевые стабилизаторы пламени фронтового устройства; 4 - «форкамера»
центрального стабилизатора фронтового устройства
Рисунок 7.4.1_4 - ФК сгорания двигателя TF-30-P-3
1 - смеситель кольцевого типа; 2 - диффузор; 3 - спрямляющий аппарат; 4 - экран диффу-
зора; 5 - периферийный радиально-кольцевой стабилизатор; б - кольцевые центральные
стабилизаторы; 7 - наружные радиальные патрубки периферийного стабилизатора;
8 - внутренние радиальные патрубки периферийного стабилизатора; 9 - топливные кол-
лекторы
354
Глава 7 - Форсажные камеры
Рисунок 7.4.15 - ФК двигателя RB.199-34
1 - щелевой смеситель-диффузор; 2 - щели для смешения потоков; 3 - передний корпус
ФК; 4 -задний корпус ФК; 5- кольцевые стабилизаторы пламени; б - центральное тело;
7 - тяги крепления стабилизаторов; 8 - форкамера; 9 - пусковой коллектор форкамеры;
10 - экраны
Рисунок 7.4.16 - Двигатель F110-GE-100
1 - ФК; 2 - центральное тело; 3 - фронтовое устройство; 4 - теплозащитный экран;
5 - коллекторы подвода топлива
355
Глава 7 - Форсажные камеры
7.4.2 - Вихревые ФК
Одним из способов стабилизации пламени
в ФК является вихревой. В вихревых ФК устойчи-
вая стабилизация горения осуществляется за счет
закрученных струй основного газового потока.
Такая схема стабилизации пламени по срав-
нению со СПОТ дает:
-	снижение гидравлических потерь;
-	снижение массы ФК;
-	расширение диапазона устойчивого горения
в области «бедных» смесей;
-	более «слабую» зависимость характеристик
ФК от параметров воздушного потока на входе;
-	увеличение скорости тепловыделения и су-
щественное увеличение скорости распространения
пламени в зоне горения за счет движения объемов
сгорающей ТВС через «свежую» ТВС под воздей-
ствием сильного поля центробежных сил.
На Рис. 7.4.2 1 для примера приведена схе-
ма ФК с раздельной закруткой потоков наружно-
го и внутреннего контуров, характерная для од-
ной из модификации двигателя У7-100 фирмы
Pratt&Whitney. Как видно из рисунка, для закрут-
ки потоков на входе в ФК установлены лопатки
(1 - наружного контура и 2 - внутреннего конту-
Рисунок 7.4.2_1 - Схема вихревой ФК модификации
двигателя Р-100 с раздельной зак-
руткой потоков наружного и
внутреннего контуров
1 - лопатки для закрутки потока
наружного контура; 2 - лопатки
для закрутки потока внутреннего
контура; 3 - кольцевая форкаме-
ра; 4 - топливные коллекторы;
5 - наружный контур; 6 - внут-
ренний контур
ра) с углом закрутки от 20 до 35 градусов. При
этом данные лопатки являются поворотными, за-
нимая на бесфорсажном режиме положение, при
котором гидравлические потери полного давления
минимальны. В качестве постоянного источника
воспламенения топлива и поддержания устойчи-
вого горения ТВС на периферии ФК установлена
вспомогательная кольцевая «форкамера» 3, которая
непрерывно работает на околостехиометрических
соотношениях воздух/топливо на всех форсирован-
ных режимах. Топливо подается в закрученный
поток воздуха и газа из концентрично расположен-
ных коллекторов 4 непосредственно за закручива-
ющими поток воздуха лопатками. Закрученный
поток воздуха наружного контура 5, смешанный
с топливом, поданным из коллекторов, поступает
на периферию, где смешивается с горящими газа-
ми форкамеры, имеющими температуру -2000 К.
Воспламененная смесь смешивается с закручен-
ным потоком ТВС внутреннего контура 6. Фронт
пламени в результате такого течения приобретает
форму конуса с вершиной, расположенной в сто-
рону турбины.
7.4.3 - ФК с аэродинамической ста-
билизацией
Еще одним способом повышения эффектив-
ности работы ФК и снижения гидравлических по-
терь полного давления в ФК является применение
ФК с аэродинамической стабилизацией пламени.
Основным отличием такой ФК от ФК со СПОТ
является стабилизация пламени за счет втекания
под углом к основному газовому потоку веерных
струй предварительно подготовленной ТВС.
Преимуществами такой схемы стабилизации
пламени по сравнению со СПОТ являются:
-	снижение гидравлических потерь и массы ФК;
-	расширение диапазона устойчивого горения
в области «бедных» смесей;
-	более «слабая» зависимость характеристик
ФК от параметров воздушного потока на входе.
Основным недостатком такой схемы являет-
ся необходимость отбора воздуха высокого давле-
ния из компрессора двигателя для создания веер-
ных струй предварительно подготовленной ТВС,
что ухудшает характеристики компрессора и к.п.д.
двигателя в целом.
На Рис. 7.4.3 1 представлена ФК перспектив-
ного двигателя поколения 5+ с аэродинамической
стабилизацией пламени за счет веерных струй. Как
видно из рисунка, фронтовое устройство ФК состо-
ит из одного центрального 1 и шести периферий-
356
Глава 7 - Форсажные камеры
ных 2 аэродинамических стабилизаторов пламени.
Центральный аэродинамический стабилизатор пла-
мени расположен в задней охлаждаемой части за-
турбинного кока 3 на оси камеры.
Для организации аэродинамической стабили-
зации пламени с помощью веерных струй воздух
высокого давления в центральный и периферийные
аэродинамические стабилизаторы пламени подает-
ся из компрессора двигателя по двум трубопрово-
дам 4. Кроме этого, дополнительно, в трубопрово-
ды через специальные форсунки 5 подается топливо
в количестве 4-8 % от расхода на полном форсиро-
ванном режиме для его предварительного смеше-
ния с воздухом с целью подготовки ТВС в виде ве-
ерных струй.
С помощью аэродинамических стабилизато-
ров пламени реализуется минимальный форсиро-
ванный режим и обеспечивается устойчивое горе-
ние на других режимах по мере увеличения степени
форсирования, на которых основное форсажное
топливо подается в ФК через систему основных
топливных коллекторов 6 и разжигается устойчи-
во горящими веерными струями. Затурбинный кок
конструктивно состоит из двух частей - передней
антивибрационной 7 и задней охлаждаемой, воз-
дух в которую поступает из наружного контура
двигателя по специальному коллектору 8 с помо-
щью расположенных в наружном контуре воздухо-
заборников 9.
7.5 - Основные элементы ФК
Основными элементами ФК являются смеси-
тель, диффузор, фронтовое устройство с системой
топливоподачи, корпуса и экраны с каналами ох-
лаждения.
Рисунок 7.4.31 - ФК перспективного двигателя с аэродинамической стабилизацией пламени
1 - центральный аэродинамический стабилизатор; 2 - периферийные аэродинамические
стабилизаторы; 3 - кок затурбинный; 4 - трубопроводы подвода воздуха высокого давле-
ния к аэродинамическим стабилизаторам; 5 - топливные форсунки аэродинамических
стабилизаторов; б - топливные коллекторы; 7 - кок антивибрационный; 8 - воздушный
коллектор для охлаждения кока; 9 - воздухозаборники
357
Глава 7 - Форсажные камеры
7.5.1 - Смеситель
Смеситель служит для смешения газовых по-
токов внутреннего и наружного контуров для обес-
печения более равномерных параметров потока пе-
ред фронтовым устройством с целью организации
эффективного процесса горения и уменьшения
влияния изменения параметров потока наружного
контура перед фронтовым устройством при изме-
нении полетных условий.
Наиболее широко применяются два основных
типа смесителей - кольцевой (см. Рис. 7.5.1.1 1а)
и лепестковый (см. Рис. 7.5.1.1 16).
Кольцевой смеситель представляет из себя
кольцевую оболочку, разделяющую потоки наруж-
ного и внутреннего контуров двигателя. Он обыч-
но применяется при низких степенях двухконтур-
ности (т = 0,1...0,3), когда практически весь
воздух наружного контура используется на охлаж-
дение корпусов и экранов.
Лепестковый смеситель имеет, как правило,
лепестки разной глубины для взаимного проник-
новения газовых потоков внутреннего и наружно-
го контура друг в друга и применяется при степе-
нях двухконтурности больше 0,3. При выборе
количества лепестков принимается компромиссное
решение между уровнем гидравлических потерь
и степенью перемешивания потоков, необходимой
для обеспечения устойчивого процесса горения во
всей области эксплуатации двигателя. Иногда при-
меняются лепестковые смесители двухзонного
типа, имеющие лепестки не только разной глуби-
ны, но и разной длины. Такие смесители имеют
больший «смачиваемый» периметр и, следователь-
но, большие гидравлические потери. Но при этом
они более равномерно, в две стадии (в двух зонах
по длине) перемешивают потоки наружного и внут-
реннего контуров, что необходимо, например, для
Рисунок 7.5.1.11 - Основные типы смесителей
1 - смеситель; 2 - лепестки сме-
сителя
Рисунок 7.5.1.12 - Карманный смеситель
1 - карман-патрубок
Рисунок 7.5.1.13 - Струйно-кольцевой смеситель
1 - отверстие с отбортовкой
358
Глава 7 - Форсажные камеры
двигателей со степенями двухконтурности больше
1,5 и низкими температурами на входе в ФК по на-
ружному контуру на отдельных режимах.
Разновидностями кольцевых смесителей для
промежуточных значений степени двухконтурнос-
ти могут быть так называемые карманные смесите-
ли с карманами-патрубками 1 (см. Рис. 7.5.1.1 2)
и смесители с отбортованными отверстиями 1 в раз-
делительной стенке (см. Рис. 7.5.1 3) или щелями
(см. Рис. 7.4.1 5 - двигатель RB.199-34R фирмы
«Rolls-Royce»).
На корпусе смесителя может устанавливать-
ся коллектор термопар для измерения температу-
ры газа за турбиной и на некоторых двигателях -
форсунки системы запуска ФК.
В качестве материала для изготовления корпу-
са смесителя применяются обычно титановые спла-
вы, для изготовления собственно смесителя жаро-
стойкие и жаропрочные сплавы на никелевой основе.
7.5.2 - Диффузоры
Диффузор ФК служит для снижения скорос-
ти газового потока перед фронтовым устройством
и завершения смешения, что, в конечном итоге, оп-
ределяет условия для организации устойчивого
процесса горения и безотрывного течения с при-
емлемым уровнем потерь полного давления.
В практике конструирования ФК применя-
ются следующие основные типы диффузоров:
-	с криволинейной (изоградиентной) образу-
ющей без центрального тела (см. Рис. 7.4.1 1) или
с центральным телом (см. Рис. 7.4.1 3);
-	с прямолинейной (конической) образующей
без центрального тела (см. Рис. 7.4.1 5) или с цен-
тральным телом (см. Рис. 7.4.1 2 и 7.4.1 4).
В современной авиации чаще применяются
диффузоры с центральным телом.
Как правило, на корпусе диффузора распола-
гаются фланцы для крепления фронтового устрой-
ства, топливных коллекторов, штатных датчиков
(для контроля наличия пламени в ФК, измерения
уровня пульсаций давления газа в ФК и некоторых
других) и арматуры.
В качестве материала для изготовления кор-
пуса диффузора применяются титановые сплавы,
для изготовления экранов диффузора, центрально-
го тела жаростойкие и жаропрочные сплавы на
никелевой основе.
7.5.3 - Фронтовые устройства
Фронтовое устройство служит для стабили-
зации пламени в ФК. Правильность выбора типа
и конструкции фронтового устройства в значитель-
ной степени влияет на организацию устойчивого
процесса горения и основные характеристики ФК
- полноту сгорания топлива и гидравлические по-
тери полного давления.
Основные типы фронтовых устройств (СПОТ,
вихревое и аэродинамическое), представленные в раз-
деле 7.4, рассмотрим более детально.
Наиболее широко в современной авиации рас-
пространены фронтовые устройства типа СПОТ.
Фронтовое устройство стабилизаторного типа
состоит из (см. Рис. 7.5.3 1):
-	стабилизаторов пламени 1, представляющих
из себя сварной узел и имеющих гофры 2 по краям
для снижения температурных напряжений и цап-
фы 3 с проушинами для крепления пламеперебра-
сывающих патрубков;
-	пламеперебрасывающих патрубков 22 (см.
Рис. 7.4.1 1), расположенных между стабилизато-
рами и имеющих профиль и гофры по краям ана-
логично стабилизаторам;
-	крепежных тяг 23;
-	топливных коллекторов 9, форсунок 24 и эле-
ментов их крепления.
Стабилизаторы пламени могут быть «глухими»
- без подачи ТВС в циркуляционную зону стабилиза-
тора (см. Рис. 7.5.3 Г) или проточными (с подачей
ТВС непосредственно в циркуляционную зону ста-
билизатора с помощью специальных устройств, на-
зываемых карбюраторами Рис. 7.5.3 2). Проточные
стабилизаторы пламени с карбюраторами необходи-
мы для повышения устойчивости процесса горения
при особо неблагоприятных режимах и условиях
Рисунок 7.5.31 - Стабилизатор пламени без кар-
бюратора
1 - стабилизатор пламени;
2 - гофры по краям стабилизато-
ра пламени; 3 - цапфы для креп-
ления пламеперебрасывающих
патрубков
359
Глава 7 - Форсажные камеры
эксплуатации!!. Как правило, они устанавливаются
в зоне ФК, ответственной за ее запуск, и в перифе-
рийной части ФК, где для ФК ТРДДФ, например,
имеют место самые низкие температуры газового
потока. Топливо из форсунки 1 карбюраторного кол-
лектора, имея определенный факел распыла 2, по-
падает в заборный патрубок 3 карбюратора, где дро-
бится о некарбюраторный кольцевой коллектор 4,
предварительно смешивается с воздухом, испаряет-
ся и поступает во внутреннюю полость 5 карбюра-
тора. Через отверстия 6 в карбюраторной пластине
7 топливовоздушная смесь попадает в циркуляци-
онную зону 8.
На Рис. 7.5.3 3 для примера показана конст-
рукция кольцевого проточного стабилизатора пла-
мени с карбюратором (двигатель Д-30Ф6 разработ-
ки ОАО «Авиадвигатель»),
На Рис. 7.5.3 4 для примера показана конст-
рукция сектора радиально-кольцевого проточного
стабилизатора пламени с карбюратором ( двигатель
РД-33 разработки ФГУП им. В.Я.Климова). Дан-
ные стабилизаторы пламени изготавливаются пер-
воначально в виде отдельных секторов, которые
впоследствии свариваются или собираются на втул-
ках в кольцо и крепятся на тягах к корпусу.
Рисунок 7.5.33 - Конструкция кольцевого стаби-
лизатора пламени с карбюрато-
ром
1 - форсунка карбюраторного
коллектора; 2 - поток воздуха;
3 - карбюраторный кольцевой
коллектор; 4 - распыленное топ-
ливо; 5 - некарбюраторный коль-
цевой коллектор; б - внутренняя
полость карбюратора; 7 - ТВС;
8 - отверстия в карбюраторной
пластине; 9 - карбюраторная
пластина; 10- кольцевой стаби-
лизатор пламени
Рисунок 7.5.3_2 - Схема стабилизатора пламени
с карбюратором
1 - форсунка карбюраторного
кольцевого коллектора; 2 - факел
распыла карбюраторного топли-
ва; 3 - заборный патрубок карбю-
ратора; 4 - некарбюраторный
кольцевой коллектор; 5 - внутрен-
няя полость карбюратора; 6 - от-
верстия в карбюраторной плас-
тине; 7 - карбюраторная
пластина; 8 - циркуляционная
зона стабилизатора
Рисунок 7.5.3_4 - Конструкция радиально-кольце-
вого стабилизатора пламени
с карбюратором
360
Глава 7 - Форсажные камеры
Воздух
Рисунок 7.5.3_ 7 - Веерная струя
ТВС
Рисунок 7.5.3_6 - Поперечная струя
Фронтовое устройство аэродинамического
типа в виде втекающих под углом к основному га-
зовому потоку струй предварительно перемешан-
ного топлива и воздуха высокого давления (перс-
пективный двигатель поколения 5+ - Рис. 7.4.3 1)
может иметь следующие направления «вдувая
струй относительно направления течения основно-
го газового потока:
-	против потока (встречная струя - см.
Рис. 7.5.3 5);
-	поперек потока (поперечная струя - см.
Рис. 7.5.3 6);
-	веерная струя (см. Рис. 7.5.3 7) [7.8.3 ].
Для подачи топлива в ФК применяют два ос-
новных типа форсунок: шнековые (подробно опи-
саны в разделе 6.4.3) и струйные. Для улучшения
степени перемешивания с воздухом, шнековые
форсунки, как правило, расположены перед стаби-
лизаторами пламени, подают распыленное топли-
во навстречу газовому потоку, работают во всех ус-
361
Глава 7 - Форсажные камеры
ловиях эксплуатации и обеспечивают надежное го-
рение ТВС в циркуляционных зонах фронтового
устройства. Струйные форсунки представляют из
себя отверстия диаметром 0,4... 0,7 мм в кольцевых
коллекторах или пальцевых распылителях, пода-
ют топливо под углом к газовому потоку и работа-
ют, как правило, при больших расходах форсаж-
ного топлива (в земных условиях). В качестве
материала для изготовления элементов фронтово-
го устройства (стабилизаторов, пламеперебрасы-
вающих патрубков, тяг, коллекторов и форсунок)
применяются жаростойкие и жаропрочные сплавы
на никелевой основе.
7.5.4 - Корпусы и экраны
Корпусы ФК - корпус 6 (см. Рис. 7.4.1 1) сме-
сителя 13, корпус диффузора 3 и корпус 1 непос-
редственно ФК входят в силовую схему ФК и име-
ют между собой фланцевые болтовые соединения.
Фланцевым болтовым соединением корпус смеси-
теля крепится к наружному силовому кольцу 16
задней опоры двигателя. Вниз по потоку к корпу-
су ФК крепится регулируемое сопло.
Корпусы ФК (см. Рис. 7.5.4 1) имеют закреп-
ленные на нем с помощью подвесок 2 и пальцев 3
теплозащитные и антивибрационные экраны 4.
Аналогичные экраны имеет часто в своей нижней
по потоку части и диффузор. Экраны диффузора
вместе с экранами корпусов ФК образуют канал 5
охлаждения.
Для увеличения жесткости в продольном на-
правлении и податливости в поперечном направле-
нии экраны канала охлаждения имеют продольные
гофры. В некоторых ФК экраны имеют поперечные
гофры (см. Рис. 7.5.4 2). В этом случае тепловые пе-
ремещения экранов обеспечиваются в осевом на-
правлении за счет деформации в гофрах, в радиаль-
ном направлении за счет радиальной деформации
подвесок. Крепление экранов 1 канала 2 охлажде-
ния к корпусу 3 обычно выполняется при помощи
ленточной гофрированной подвески 4. При этом
первый и последний экраны крепятся, как прави-
ло, в двух поясах, промежуточные экраны - в одном
поясе. Подвески приклепываются к экранам, экра-
ны с подвесками при помощи пальцев 5 крепятся
к корпусу приваркой или развальцовкой пальцев.
Экраны имеют два пояса подвесок и крепятся
к корпусу в первом поясе неподвижно, во втором -
через овальные отверстия, за счет которых экран
с подвеской могут перемещаться в осевом направ-
лении при тепловых расширениях. В радиальном
направлении при нагреве экраны и подвески де-
формируются за счет гофров.
Рисунок 7.5.41 - Продольные гофры экранов
1 - корпус; 2 - подвеска; 3 - паль-
цы крепления подвески к корпусу;
4 - экраны; 5 - канал охлаждения
Экраны могуи иметь и один пояс подвески,
который крепится к корпусу неподвижно и тепло-
вое расширение экранов при нагреве происходит
свободно в обе стороны от подвески.
Соединение экранов между собой телескопи-
ческое. Зазор в телескопическом соединении обес-
печивается минимально возможным для исключе-
ния утечки охлаждающего воздуха из канала
охлаждения.
Кроме функции охлаждения часть экранов вы-
полняет и антивибрационные функции для подавле-
ния радиальных и радиально-тангенциальных ко-
лебаний давления газа в ФК с частотой/>600 Гц
в случае их возникновения. При более низких час-
тотах, как правило, эффективность подавляющих
свойств антивибрационных экранов значительно
уменьшается.
Для создания пленочно-заградительного ох-
лаждения экраны канала охлаждения имеют мелкую
перфорацию отверстиями диаметром ~ 1,0... 1,5 мм.
Для подавления колебаний с частотой/> 600 Гц ан-
тивибрационные экраны имеют более крупную пер-
форацию - диаметром ~3,5...6,5 мм.
362
Глава 7 - Форсажные камеры
Рисунок 7.5.4_2 - Поперечные гофры экранов
1 - экраны; 2 - канал охлажде-
ния; 3 - корпус; 4 - ленточная
гофрированная подвеска; 5 - паль-
цыкрепления подвесок к корпусу
В ТРДФ для канала охлаждения использует-
ся газ, вытекающий из турбины, имеющий отно-
сительно высокую температуру и, соответствен-
но, относительно низкие охлаждающие свойства.
Расход газа на входе в канал охлаждения состав-
ляет обычно 15...20%, а на выходе из канала ох-
лаждения - 6... 10% от суммарного расхода газа
через двигатель.
В ТРДДФ для канала охлаждения использует-
ся воздух наружного контура, имеющий относитель-
но низкую температуру и, соответственно, относи-
тельно высокие охлаждающие свойства. Расход
воздуха на входе в канал охлаждения составляет
обычно 10... 12%, а на выходе из канала охлажде-
ния 3... 5% от суммарного расхода газа через дви-
гатель. Экраны канала охлаждения по длине ФК
обычно начинаются после фронтового устойства,
где уже идет процесс горения и необходимо охлаж-
дение корпусов. Охлаждение створок и проставок
регулируемого сопла обеспечивается при этом спе-
циальными экранами 12 створок(см.Рис. 9.3.1.13)
и 6 проставок (см. Рис. 9.3.1.16) сопла, которые
образуют продолжение канала охлаждения ФК.
Корпус ФК и экраны канала охлаждения из-
готавливаются из жаростойких и жаропрочных
сплавов на никелевой основе.
7.6 - Управление работой ФК
Управление работой ФК в общем виде приве-
дено в главе 12. В данном разделе описаны основ-
ные функции системы автоматического управле-
ния (САУ) работой ФК.
7.6.1 - Розжиг ФК
Надежный розжиг ФК должен быть обеспечен
во всем требуемом эксплуатационном диапазоне
высот и скоростей полета с первой попытки без
потери при этом газодинамической устойчивости
компрессора. Это особенно важно для ТРДДФ, по-
скольку в этом случае возникающие в ФК при роз-
жиге возмущения могут оказывать непосредствен-
ное влияние на КНД через воздушный поток
в наружном контуре двигателя. Как правило, в тех-
нических условиях на двигатель задаются мини-
мальные скорости полета и соответствующие им
высоты, при которых ФК должна надежно разжи-
гаться.
В настоящее время существуют следующие
основные системы розжига ФК:
-	самовоспламенение топлива (для ФК ТРДФ
при температуре газа за турбиной Тт > 950 °C);
-	с помощью традиционной свечи зажигания
(при более низких температурах газа за турбиной);
-	с помощью специальной «форкамеры» (для
ФК ТРДДФ - Рис. 7.6.1 1);
-	с помощью системы «огневая дорожка» (см.
Рис. 7.6.1. 2).
Розжиг ФК с помощью специального устрой-
ства, называемого «форкамерой», применяется для
ТРДДФ со смесителем кольцевого типа. «Форка-
мера» располагается обычно в наружном контуре
двигателя или на границе контуров, служит для
воспламенения ТВС от свечи зажигания и поддер-
жания устойчивости процесса горения при низкой
температуре воздуха на входе в двигатель.
«Форкамера» имеет форсунку 1 (см. Рис. 7.8.1 1)
для подачи первичного топлива, стабилизаторное
фронтовое устройство 2, патрубки 3 для подачи
«горячего» газа внутреннего контура, форсунки 4
для подачи основного топлива и генераторы 5 вих-
рей (завихрители, лопатки и т.д) для турбулизации
основной части воздуха наружного контура. Часть
топлива подается непосредственно за фронтовое
устройство через форсунку в струи «горячего» газа
363
Глава 7 - Форсажные камеры
1	2	3	5	4
Рисунок 7.6.11 - Схема «форкамеры» в наружном
контуре
1 - форсунка для подачи первично-
го топлива; 2 - стабилизаторное
фронтовое устройство; 3 - пат-
рубки для подачи «горячего» газа
внутреннего контура; 4 - форсун-
ки для подачи основного топлива;
5 - генераторы вихрей (завихрите-
ли, лопатки и т.д.)
внутреннего контура, вытекающие из патрубков,
в результате чего образуется высокотемпературная
топливо-воздушная смесь, воспламенияющаяся от
свечи зажигания при розжиге ФК. Горящая ТВС
поддерживает горение основной части топлива, по-
дающегося через форсунки в основную часть воз-
духа наружного контура. Основная часть воздуха
наружного контура закручивается с помощью ге-
нераторов вихрей, смешивается с основной частью
топлива, подающей в него через форсунки, после
чего образующаяся ТВС попадает в высокотемпе-
ратурный поток газа, смешиваются с ним и эффек-
тивно горит с высокой полнотой.
В современных двигателях наиболее часто
применяется система розжига ФК способом «ог-
невая дорожка». На основе этого способа далее
рассмотрена работа действия САУ в процессе ее
розжига ФК.
Принцип работы системы розжига ФК спосо-
бом «огневая дорожка» (см. Рис. 7.6.1 2) заклю-
чается в перебросе пламени из основной КС в ФК
через турбину. Система состоит из следующих эле-
ментов:
-	двух форсунок 1 и 2 для подачи топлива, одна
из которых 1 расположена перед основной КС. Вто-
рая 2 - за турбиной на корпусе 3 смесителя подает
топливо во внутренний его контур. Форсунки в ок-
ружном направлении расположены таким образом,
Рисунок 7.6.12 - Схема розжига ФК способом «ог-
невая дорожка» ( Печатается с
разрешения Rolls-Royce pic.)
1,2 - форсунки; 3 - корпус смеси-
теля; 4 - дозатор топлива;
5 - датчик контроля пламени;
6 - топливоподводящие трубо-
проводы
что топливный факел от первой форсунки попада-
ет непосредственно в место впрыска топлива вто-
рой форсункой с учетом крутки потока в турбине;
-	дозатора 4, входящего в САУ двигателя и по-
дающего топливо в форсунки по предварительно
выбранной программе;
-	датчиков 5 контроля наличия пламени в ФК;
-	топливоподводящих трубопроводов 6.
Розжиг ФК происходит в следующей после-
довательности:
-	ручка управления двигателем (РУД) уста-
навливается в диапазон форсированных режимов
(в САУ поступает сигнал от датчика положения
РУД);
-	в случае нахождения газогенератора на дрос-
сельном режиме, частота вращения ротора ВД дос-
тигает определенной величины, соответствующей
максимальному бесфорсажному или близкому к не-
му режиму для данных полетных условий (в САУ
также поступает сигнал);
-	для парирования возникающих при включе-
нии ФК возмущений с целью обеспечения газоди-
намической устойчивости компрессора, регулятор
сопла увеличивает площадь его критического се-
чения на определенную, предварительно выбран-
ную величину (критерий сигнал, поступающий
в регулятор сопла от датчика, измеряющего пере-
пад давления газа на турбине);
-	подкачивающий насос подает топливо в ре-
гулятор расхода форсажного топлива;
-	регулятор расхода форсажного топлива до-
зирует его в пусковой коллектор ФК в количестве,
соответствующем минимальному форсированному
режиму для данных полетных условий. Обычно это
364
Глава 7 - Форсажные камеры
8...	12% от расхода форсажного топлива в этих по-
летных условиях на полном форсированном режи-
ме, но не ниже минимально допустимого расхода,
обеспечивающего необходимый перепад давления
топлива на форсунках;
-	на форсунках пускового коллектора достига-
ется определенный, заранее выбранный, перепад
давления топлива (над давлением газа в ФК) - в САУ
поступает сигнал от специального датчика, контро-
лирующего уровень этого перепада;
-	дозатор системы «огневая дорожка» подает
топливо в ее форсунки, как правило, несколькими
циклами (с отключением или неотключением пос-
ледующих циклов в случае розжига ФК), с опре-
деленным временным интервалом между ними
(около одной секунды). Обычно в дозатор систе-
мы «огневая дорожка» подается недозированное
топливо для исключения снижения режима основ-
ного контура двигателя при розжиге ФК;
-	датчики контролируют наличие пламени
в ФК, после чего в САУ снимается так называемая
«блокировка по розжигу», и значение расхода топ-
лива в ФК устанавливается соответственно поло-
жению РУДа, режиму работы двигателя и полет-
ным условиям.
В качестве датчиков контроля наличия пламе-
ни в ФК могут быть использованы оптические или
ионизационные датчики. Последние наиболее ча-
сто применяются в современных двигателях. Для
повышения надежности работы системы могут
применяться два датчика контроля наличия пламе-
ни в ФК.
Ионизационный датчик пламени представляет
из себя полый металлический стержень, чувстви-
тельная часть которого расположена в циркуляци-
онной зоне стабилизатора пламени, соответствую-
щего пусковому коллектору, и электроизолирована
от корпуса ФК. При наличии пламени в ФК в цепи
датчика между стержнем датчика и корпусом ФК
возникает ионизационный ток. используемый в ка-
честве сигнала для САУ.
7.6.2 - Управление ФК на режимах
приемистости и сброса
Управление работой ФК на одном из перемен-
ных режимов, в процессе розжига, подробно рас-
смотрено в разделе 7.6.1. Управление работой ФК
в процессе других переменных режимов должно
обеспечить надежный режим горения в ФК и ус-
тойчивую работу компрессора при включении кол-
лекторов форсажного контура.
При приемистостях, после розжига ФК и сня-
тия «блокировки по розжигу», расход форсажного
топлива увеличивается до значения, соответствую-
щего положению РУДа, режиму работы двигателя
(давлению воздуха за компрессором) и полетным
условиям (температуре воздуха на входе в двигатель).
Темп увеличения расхода форсажного топли-
ва в процессе приемистости задается регулятором
расхода. Темп предварительно выбирается и может
регулироваться в эксплуатации.
Кроме этого, в процессе приемистости регу-
лятор сопла параллельно для парирования возни-
кающих при включении коллекторов форсажного
контура возмущений, с целью обеспечения устой-
чивой работы компрессора (обычно по уровню
перепада давления газа на турбине), увеличивает
площадь критического сечения сопла от требуемо-
го программного значения на статических режи-
мах в данных условиях на определенную, предва-
рительно выбранную, величину. Эта величина
также может регулироваться в эксплуатации регу-
лировочным винтом.
При сбросе в диапазоне форсированных режи-
мов для предотвращения погасания ФК синхрони-
зируются темп уменьшения площади критическо-
го сечения реактивного сопла и темп снижения
расхода форсажного топлива. При этом темп умень-
шения площади критического сечения реактивно-
го сопла в процессе сброса режима определяется
быстродействием испольнительного механизма
регулятора сопла, а темп снижения расхода фор-
сажного топлива определяется регулятором расхо-
да форсажного топлива. Темп предварительно вы-
бирается при доводке ФК в составе двигателя
и может быть отрегулирован в эксплуатации.
При встречных приемистостях, как в диапа-
зоне форсированных режимов, так и при сбросе
режима на бесфорсажный с последующим его уве-
личением до форсированного, действуют оба ме-
ханизма, описанные выше.
7.6.3 - Управление ФК на стационар-
ных режимах
Управление ФК на стационарных режимах
включает в себя:
-	дозирование суммарного расхода форсажно-
го топлива в зависимости от положения РУДа, ре-
жима работы двигателя и полетных условий;
-	распределение отдозированного суммарного
расхода форсажного топлива в соответствии с при-
нятой программой по дозаторам (группам коллек-
торов) ФК с целью равномерного распределения
форсажного топлива по сечению ФК во всей облас-
ти эксплуатации двигателя;
-	распределение расхода форсажного топлива
365
Глава 7 - Форсажные камеры
данного дозатора в соответствии с принятой про-
граммой между всегда работающим «высотным»
коллектором данной группы, и «земным» коллек-
тором, который работает только при больших рас-
ходах топлива на низких высотах. Распределение
происходит с помощью агрегатов распределения
топлива;
- автоматическое снижение режима работы ФК
(аварийное выключение ФК). Например, в случае
поступления в САУ сигнала от датчиков о возник-
новении вибрационного горения. При этом крити-
ческий уровень вибрационнного горения (уровень
срабатывания защиты) задается обычно по вели-
чине двойной амплитуды пульсаций давления газа
в ФК, выбранной экспериментально на стадии до-
водки.
7.7	- Англо-русский словарь-
минимум
afterburner (augmentor) - форсажная камера
afterburner (augmentor) control unit - система регу-
лирования форсажной камеры
afterburner (augmentor) thrust - тяга двигателя на
форсированных режимах
air - воздух
airflow - расход воздуха
air-to-fuel ratio - коэффициент избытка воздуха
air-to-fuel stoichiometric ratio - стехиометрический
коэффициент
annular afterburner - форсажная камера с кольце-
выми стабилизаторами пламени
burning - горение, сжигание
bypass ratio - степень двухконтурности двигателя
combustion - горение, сгорание
combustion efficiency - полнота сгорания топлива
combustion stability - стабильность горения
cooling - охлаждение
diffuser - диффузор
dome - фронтовое устройство
dry thrust - тяга двигателя на бесфорсажных режи-
мах
engine thrust - тяга двигателя
exit nozzle - реактивное сопло
flame - пламя
flame stabilizer - стабилизатор пламени
fuel - топливо
fuel distribution - распределение топлива
fuel manifold - топливный коллектор
fuel nozzle - топливная форсунка
fuel supply - подача топлива
ignition - воспламенение
interconnecter - пламеперебрасывающий патрубок
life - ресурс
middle section diameter - миделевый диаметр
mixer - смеситель
overhaul period - межремонтный ресурс
pressure - давление
radial afterburner - форсажная камера с радиальны-
ми стабилизаторами пламени
temperature - температура
total pressure loss - суммарные потери полного дав-
ления
7.8	- Перечень использованной
литературы
7.8.1 Е.Д.Стенькин, Б.Д.Фишбейн. Тепловые поте-
ри полного давления в газовом потоке. Сборник.
Некоторые вопросы проектирования и доводки
авиационных газотурбинных двигателей (выпуск
№45), Самара, КуАИ, 1970.
7.8.2 ROLLS-ROYCE pic, The Jet engine, 1996.
7.8.3 В.А.Костерин, И.П.Мотылинский О распро-
странении боковых струй в сносящем потоке. Тру-
ды КАИ (выпуск №98), Казань, 1968.
366
Глава 8 - Турбины ГТД
Глава 8 - Турбины ГТД
В простом термодинамическом цикле ГТД на
участке Г-Т (см. Рис. 2.1.1.11) происходит рас-
ширение рабочего тела с давления Р* за камерой
сгорания (КС) до давления Р*45 перед выходным
устройством. Этот процесс (см. Рис. 8 1) осуще-
ствляется в турбине (см. Рис. 8 2) лопаточной
машине, преобразующей потенциальную энергию
газа (сжатого в компрессоре и нагретого за счет
сжигания топлива в КС) в механическую работу на
валу турбины.
Преобразование энергии происходит в непод-
вижном лопаточном венце 1 (см. Рис. 8 3) сопло-
вого аппарата (СА) и вращающемся лопаточном
венце 2 рабочего колеса (РК). СА состоит из со-
пловых лопаток (СЛ), а рабочее колесо из рабо-
чих лопаток (РЛ). Эти лопатки вместе с деталями
корпуса 3 образуют проточную часть турбины.
На диаграмме хорошо видно отличие идеаль-
ного процесса расширения газа (точки 41-415is) от
реального (точки 41-415). Идеальный процесс (про-
исходящий без увеличения энтропии) называют
еще изоэнтропическим процессом (с индексом is).
На диаграмме видно также влияние охлажде-
ния статора (соплового аппарата) и ротора (рабо-
чего колеса). Предполагается, что в результате под-
вода охлаждающего воздуха происходят процессы
смешения потоков газа и охлаждающего воздуха
в СА (процесс 4-41) и в РК (процесс 415-45).
Энтропия
Рисунок 81 - Термодинамический процесс расши-
рения в турбине
Рисунок 8_2 - Турбина ГТД ПС-90А
367
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 83 - Проточная часть одноступенчатой турбины с охлаждаемыми лопатками
1 - СА; 2 - РК; 3 - корпус
8.1 - Общие вопросы
проектирования турбин
Коэффициент полезного действия
турбины
Диаграмма энтальпия-энтропия дает возмож-
ность определить коэффициент полезного действия
(к.п.д.) турбины как отношение удельной (отнесен-
ной к единице расхода газа) работы турбины в про-
цессе реального расширения ЛН* к идеальной
(располагаемой) удельной работе ЛН* - которую
можно получить в изоэнтропическом процессе рас-
ширения до того же давления на выходе.
В кинематике турбинной ступени скоростям
перед СА (см. Рис. 8.1 1) присваивается индекс О,
на выходе из СА индекс 1, а скоростям на выходе
из РК индекс 2 Газ входит в СА со скоростью С
а выходит из СА с увеличенной (за счет падения
статического давления) скоростью С и углом
к плоскости решетки (плоскости вращения РК).
В РК (окружная скорость вращения на сред-
нем диаметре - U) газ попадает уже с относитель-
ными параметрами - скоростью FK и углом Из
РК газ выходит тоже с относительными скоростью
W и углом /32, которые затем в абсолютном дви-
жении (для следующей сопловой лопатки или вы-
ходного устройства) превращаются в скорость С2
и угол СХ2.
При обтекании непосредственно профиля (см.
Рис. 8.1 2) возникает разница скоростей (и, соот-
ветственно, статических давлений) потока на ко-
рыте и спинке. На более протяженной спинке уро-
вень скорости (число Маха) существенно выше,
чем на корыте. Соответственно уровень статичес-
кого давления на корыте выше и эта разница дав-
лений на корыте и спинке создает окружное уси-
лие (вращающий момент) на РК.
Углы выхода из СА и РК определяются угла-
ми выхода лопаточных решеток, а углы Д и СХ2 оп-
ределяются из построения треугольников скорос-
тей с учетом окружной скорости вращения РК
в соответствии с треугольниками скоростей, кото-
рые являются основой определения работы и к.п.д.
турбинной ступени. Треугольники скоростей в бо-
лее детальном виде - уже для физических скорос-
тей потока приведены на Рис. 8.1 3. Проекции
основных скоростей (С[р, С2и) используются в оп-
ределении удельной работы, мощности и к.п.д.
Скорости и углы потока являются условными ос-
редненными (на среднем диаметре проточной час-
ти турбины) величинами, которые, однако, позво-
ляют наглядно показать, что удельная работа L на
валу турбины получается в результате изменения
количества движения газа при протекании через
РК:
368
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.1_1 - Лопаточные решетки и треуголь-
ники скоростей (чисел Маха) в СА
и РК турбинной ступени
Относительное число Маха
Рисунок 8.12 - Распределение статического давле-
ния по профилю турбинной лопат-
ки
Рисунок 8.1_3 - Треугольники скоростей турбинной
ступени
Это уравнение называется уравнением Эйле-
ра и используется для определения полезной удель-
ной работы турбинной ступени. Располагаемая
удельная работа определяется с использованием
температуры торможения рабочего тела в сечении
41-Т* и отношения полных давлений перед и за
турбиной (степени расширения) — Р* ДР* .
АНД = СрТД [\-(Р* ДР* Д(К~1)/К\
где К и Ср соответственно средние (в процессе
расширения) показатель адиабаты
и удельная теплоемкость рабочего
тела.
Из уравнения Эйлера можно определить мощ-
ность на валу турбины, используя расходы рабо-
чего тела на входе (GJ и выходе (6-’2) из РК (в об-
щем случае они неодинаковы):
7VT = G1Cirt71 + G2C2rt72
Тогда первичный к.п.д. турбины (так называе-
мый к.п.д. на окружности колеса без утечек в за-
зорах и дополнительных потерь) будет равен:
и* =Nt/(G„ АН* ).
Для охлаждаемой турбины в определении
к.п.д. используется мощность, получаемая на валу
турбины и отнесенная к мощности, которую мож-
но получить в изоэнтропическом процессе для
удельной работы расширения при температуре
и расходе газа на входе в ротор турбины (сечение
41 см. Рис. 8 3). Такой (наиболее простой в опре-
делении) к.п.д. охлаждаемой турбины в отече-
ственной практике называется первичным и ис-
пользуется наиболее часто.
Для охлаждаемой турбины в определении
к.п.д. используется мощность, получаемая на валу
турбины и отнесенная к мощности, которую мож-
но получить в изоэнтропическом процессе для
удельной работы расширения при температуре
и расходе газа на входе в ротор турбины (сечение
41, см. Рис. 8 3). Такой (наиболее простой в опре-
делении) к.п.д. охлаждаемой турбины в отече-
ственной практике называется первичным и ис-
пользуется наиболее часто.
Возможны усложненные варианты опреде-
ления мощности на валу турбины (в том числе
дополнительный учет мощности на прокачку ох-
лаждающего воздуха через ротор, на трение в под-
шипниках), и располагаемой изоэнтропической
мощности (включение в нее дополнительно потен-
циальной работы каждого потока охлаждающего
369
Глава 8 - Турбины ГТД
воздуха). Такой к.п.д. с учетом потенциальной ра-
боты охлаждающего воздуха в отечественной прак-
тике называют эффективным он на несколько
процентов меньше первичного к.п.д. Вариантов
расчета может быть много, поэтому для охлаждае-
мых турбин сравнить к.п.д. турбин различных про-
изводителей (даже если они публикуют эти сведе-
ния) достаточно трудно.
Потери энергии в турбине
Чем более отклоняется процесс расширения
от изоэнтропического, тем ниже к.п.д. турбины.
Отклонение от изоэнтропического процесса опре-
деляется уровнем потерь энергии. Потери энергии
в турбине можно подразделить на аэродинамичес-
кие (возникающие в потоке при течении непосред-
ственно в лопаточных решетках) и дополнитель-
ные [8.1.4.1].
Потери энергии потока в лопаточных решет-
ках оцениваются в относительных величинах - по
изменению полного давления (отношению потери
полного давления в решетке к исходному полному
давлению перед ней) или (чаще всего) кинетичес-
кой энергии потока (отношению потери кинетичес-
кой энергии к ее уровню за решеткой при истече-
нии без потерь).
Аэродинамические потери (кинетической энер-
гии или полного давления потока) возникают при
течении газа непосредственно в лопаточных решет-
ках и уменьшают величину реальных скоростей газа
на выходе из решеток по сравнению с изоэнтро-
пическими скоростями (без потерь). Отношение
реальной скорости за венцом к изоэнтропической
скорости (определенной по располагаемому отно-
шению давлений на решетке) называется коэффи-
циентом скорости венца.
Аэродинамические потери (достаточно услов-
но) разделяют на профильные (трение в погранич-
ном слое, отрыв потока, выравнивание поля скоро-
стей за решеткой, волновые - в скачках уплотнения)
и концевые (от вторичных течений и перетеканий
в радиальном зазоре).
На Рис. 8.1 4 приведено поле полных давле-
ний за лопаточной решеткой на ширине одного
шага (межлопаточного расстояния) решетки (точ-
ки 0 и 100% по шагу относятся к серединам меж-
лопаточных каналов с обеих сторон лопатки). Хо-
рошо видно, что в центральной части профиля
(примерно от 30 до 75% высоты лопатки) потери
распределены достаточно равномерно и достига-
ют 7% полного давления. Это зона профильных
потерь. На расстоянии примерно 15 и 85% отно-
сительной высоты лопатки расположены две зоны
80	100
Шаг решетки, %
Рисунок 8.14 - Распределение измеренных потерь полного давления за профилем лопатки в плоской экспе-
риментальной решетке
370
Глава 8 - Турбины ГТД
увеличенных (до 12% полного давления) потерь
это зоны так называемых вторичных потерь. Не-
посредственно в пристеночных зонах (О...5%
и 95... 100% высоты лопатки) возникают зоны по-
вышенных потерь давления из-за трения на торце-
вых поверхностях.
Природа профильных потерь (трение на про-
филе, след за решеткой, скачки уплотнения) дос-
таточно проста. Механизм возникновения вторич-
ных потерь подробно показан на Рис. 8.1 5. Из
рисунка следует, что в натекающем на решетку
лопаток потоке существует пограничный слой, ско-
рость в котором снижена из-за трения о торцевую
поверхность. Под действием разницы давления
между спинкой и корытом медленно движущиеся
частицы пограничного слоя начинают смещаться
в сторону спинки, образуя поперечное основному
потоку движение вдоль торцевой стенки. У торце-
вой поверхности образуется так называемый «под-
ковообразный» вихрь, результатом которого явля-
ется ядро значительных потерь (вторичных потерь),
хорошо различимое на Рис. 8.1 4 у обеих ограни-
чивающих поверхностей. Основной вихрь способ-
ствует закрутке потока в углу между спинкой ло-
патки и торцевой поверхностью межлопаточного
канала и образованию дополнительного встречно-
го вихря. Все эти вихри тормозят поток и генери-
руют потери полного давления (кинетической энер-
гии), называемые вторичными потерями.
Дополнительными потерями считаются потери,
связанные с охлаждающим воздухом потери энер-
гии основного потока от втекания воздуха в проточ-
ную часть и смешения его с основным потоком,
а также потери мощности на прокачку охлаждаю-
щего воздуха через ротор.
Для цилиндрической проточной части
(17 = 17 ), без охлаждения (6-’4| = G = G2) и с ис-
пользованием условной адиабатической скорости
газа, вычисленной по перепаду на турбине:
С* = (24Н*.)1/2 = /(Р* ,/Р*,)
уравнение для к.п.д. может быть приведено к удоб-
ному для анализа виду:
if = 2U(C,rA СД/С*
• п ' 1U	2U-' ад
Исторически на практике к.п.д. турбины чаще
соотносят не с U/С* , а с Z7/Ca, где Са определя-
ется по статическому давлению на выходе, то есть
является функцией отношения давлений Р* /Р* .
Зависимость к.п.д. турбины от параметра UIC по-
Рисунок 8.1_5 - Механизм возникновения вторичных потерь в турбинной решетке
УП
Глава 8 - Турбины ГТД
казана на Рис. 8.1 6. Использование U/С вместо
U/С* не меняет принципиально характера изме-
нения к.п.д. от параметра нагрузки.
Из уравнения для первичного к.п.д. видна за-
висимость к.п.д. от окружной скорости U (и пара-
метра нагрузки U/СД. С увеличением U/С от нуля
к.п.д. монотонно увеличивается, но затем как
видно из см. Рис. 8.1 6 - начинает сказываться
уменьшение проекции С2р, которая меняет знак и
с дальнейшим увеличением окружной скорости U
полностью компенсирует проекцию С Когда ал-
гебраическая сумма С + С сравняется с нулем,
к.п.д. тоже станет равным нулю. Эту зависимость
можно отнести к наиболее часто используемым.
В практике проектирования наиболее часто
используются корреляция к.п.д. с двумя параметра-
ми: удельной аэродинамической нагрузкой AHILJ-
(величина, обратная U/СД и относительной осе-
вой скоростью С !U. Св является средней величи-
ной из С и С2в — см. Рис. 8.1 5. Увеличение CJU
уменьшает углы поворота потока в решетках, то
есть снижает потери в них и увеличивает к.п.д.
но до некоторого предела, так как затем к.п.д. па-
дает из-за уменьшения основных составляющих
удельной работы С и С г
Таким образом, уровень аэродинамических
потерь в лопаточных решетках, оказывающий ос-
новное влияние на к.п.д., зависит прежде всего от
угла поворота потока в лопатке (аэродинамической
нагрузки турбины ДН/U2), относительной длины
лопаток (относительной осевой скорости потока
в ступени CJU), уровня чисел Маха (отношения
полных давлений Р* /Р* ), потерь охлаждения
(расхода охлаждающего воздуха).
Рисунок 8.16 - Изменение к.п.д. различных турбин
при испытаниях в зависимости от
параметра нагрузки U/Cad
График, изображающий к.п.д. турбины в за-
висимости от AHILJ- и СJU, называется «диаграм-
мой Смита». Оригинальная «диаграмма Смита»
(см. Рис. 8.1 7) построена по экспериментально
измеренным к.п.д. различных турбин и позволяет
оценить влияние удельной аэродинамической на-
грузки и относительной осевой скорости на к.п.д.
ступени.
«Диаграмма Смита» используется также для
проверки различных методик расчета потерь в тур-
бине. В более современной форме (с использова-
нием более полных и современных эксперимен-
тальных данных) эта диаграмма по-прежнему
активно используется в проектировании.
Тенденции развития турбин
Общими тенденциями в развитии газовых тур-
бин можно считать увеличение аэродинамической
нагрузки на ступень и увеличение температуры газа
на входе в турбину. Обе эти тенденции отражают
общее направление развития авиационных и назем-
ных двигателей увеличение термического к.п.д.
(за счет увеличения температуры газа и степени
сжатия) и улучшение удельных параметров (за счет
уменьшения габаритов, массы, сокращения коли-
чества ступеней и лопаток).
Рисунок 8.1_ 7 - «Диаграмма Смита» [8.1.4.2]
372
Глава 8 - Турбины ГТД
Недостаточная величина располагаемой ок-
ружной скорости — для требуемой удельной рабо-
ты приводит к увеличению аэродинамической
нагрузки. В ТВД окружная скорость ограничива-
ется массой и прочностью диска, а в ТНД часто-
той вращения вентилятора и габаритами/массой
самой ТНД. Недостаточная величина окружной
скорости в ТНД приводит к существенному сни-
жению степени расширения, которую можно реа-
лизовать в одной ступени. Поэтому количество сту-
пеней в ТНД (у гражданских двигателей с большой
степенью двухконтурности) существенно выше,
чем в ТВД. ТВД может быть одноступенчатой или
двухступенчатой. ТНД может иметь до восьми сту-
пеней.
Военные двигатели обычно имеют одно- или
двухступенчатые ТВД и ТНД.
Недостаток окружной скорости - в соответствии
с треугольниками скоростей - приводит к увеличе-
нию углов поворота потока в лопатке, более изог-
нутым профилям и увеличенным потерям в них.
Влияние коэффициента аэродинамической нагруз-
ки AHILJ- и относительной осевой скорости CJU
на потери в лопатках и, в конечном счете, на к.п.д.
хорошо отражено в «диаграмме Смита». Сх это
средняя величина между осевыми скоростями газа
в СА С1А и в РК С2К.
Увеличение степени расширения (степени
понижения полного давления) в ступени приводит
к росту скоростей на поверхности профилей до
уровня скорости звука и выше, появлению скачков
уплотнения и увеличению потерь. Принципиаль-
ное влияние степени понижения полного давления
на к.п.д. одноступенчатой и двухступенчатой тур-
бин видно на Рис. 8.1 8 (центр графика соответ-
ствует степени расширения 4,0).
Рисунок 8.1_8 - Влияние степени расширения по
полному давлению на относитель-
ный уровень к.н.д. f8.1.4.3/
В одноступенчатой турбине уровень скорос-
тей газа существенно выше и уровень к.п.д. ее
ниже. С увеличением степени расширения рост
уровня скоростей в лопаточных решетках односту-
пенчатой турбины идет гораздо более высоким тем-
пом и к.п.д. ее падает гораздо быстрее.
Увеличение температуры на входе в турбину
является одним из параметров, наиболее сильно
влияющих на к.п.д. Высокие температуры делают
необходимым применение охлаждения. Оно влия-
ет на к.п.д. как непосредственно - уменьшение
к.п.д. при прокачке охлаждающего воздуха, выпус-
ке воздуха из лопаток, утечках в проточную часть,
так и косвенно - увеличение толщины выходных
кромок для выпуска воздуха, конструктивные ог-
раничения для размещения каналов охлаждающе-
го воздуха в лопатках, корпусе и т.д. Уменьшение
к.п.д. турбины с охлаждением может достигать
2...4% и более.
Изменение к.п.д. ТВД по мере увеличения
температуры газа перед турбиной по опыту по опы-
ту Rolls-Royce [8.1.4.4] представлено на Рис. 8.19.
Достигнутый уровень аэродинами-
ческой эффективности турбин
В целом к.п.д. авиационных турбин в первую
очередь определяется теми условиями, в которых
должна быть реализована конструкция. Это жест-
кие ограничения по количеству ступеней, массе,
по габаритным размерам, по прочности рабочих
лопаток и дисков, необходимость интенсивного
охлаждения, как следствие высоких степеней сжа-
тия и двухконтурности малая длина лопаток и так
далее.
Авиационные турбины можно разделить на
несколько групп, каждая из которых характеризу-
ется своими конструктивными особенностями
и реально достижимым значением к.п.д.
К первой группе могут быть отнесены свобод-
ные силовые турбины ГТУ для механического при-
вода и электроэнергетики, созданные на базе авиа-
ционных двигателей. Силовой турбиной (СТ)
называется турбина, передающая всю свою мощ-
ность какому-либо внешнему устройству (напри-
мер, генератору или винту). Если СТ не имеет ме-
ханической связи с компрессором, то ее называют
свободной. При проектировании свободной турби-
ны конструктивные ограничения обычно мини-
мальны. К.п.д. этих неохлаждаемых многоступен-
чатых турбин находится на уровне 92...94%.
Ко второй группе могут быть отнесены авиаци-
онные многоступенчатые ТНД, создаваемые в усло-
виях жестких ограничений по массе и по располага-
373
Глава 8 - Турбины ГТД
Температура на входе в турбину (на выходе из СА), К
Рисунок 8.19 - Влияние увеличения расхода воздуха и развития технологии охлаждения на к.н.д. ТВД
емой окружной скорости. Основной проблемой для
к.п.д. этих турбин является высокая аэродинами-
ческая нагрузка (нехватка окружной скорости, при-
водящая к большим углам поворота потока в ло-
паточных решетках). Эти турбины обычно имеют
к.п.д. на уровне 89...93%. Например, к.п.д. четы-
рехступенчатой ТНД CFM56-5B/P составляет
88,5% [8.1.4.5] прежде всего из-за высокой удель-
ной нагрузки. Пятиступенчатый вариант ТНД (раз-
работка MTU) наиболее современного ТРДД
GP7200 имеет к.п.д. 92,4% [8.1.4.6]. Для двигателя
с очень высокой степенью двухконтурности (то
есть очень высокой нагрузкой на ТНД) эта вели-
чина считается значительным достижением.
ТВД гражданских авиационных двигателей
могут быть как одноступенчатыми (как правило,
сильно нагруженными со степенью расширения
по полному давлению 2,8.. .4,5), так и двухступен-
чатыми (с умеренной нагрузкой степенью рас-
ширения на ступени от 2,0 до 2,5 и общей степе-
нью понижения полного давления 4,0...5,5).
Первичный (отнесенный к расходу газа на выходе
из 1СА) к.п.д. одноступенчатых турбин зависит от
степени расширения (то есть уровня чисел Маха
в проточной части) и составляет 87.. .90%. Первич-
ный к.п.д. двухступенчатых турбин в меньшей сте-
пени зависит от степени расширения и находится
на уровне 88...92%.
Увеличение степени расширения приводит
к увеличению разницы в реализованных значени-
ях к.п.д. (см. Рис. 8.1 8). Это различие достигает
4% при степени понижения полного давления на
уровне 4,0. Сокращение этой разницы при об-
щей тенденции к сокращению количества ступе-
ней является одной из наиболее актуальных за-
дач в проектировании турбин.
Влияние к.п.д. турбины на удельный расход
топлива двигателя с большой степенью двухкон-
турности (5...8) можно приближенно выразить
следующими цифрами: 1% изменения к.п.д. ТВД
или ТНД изменяет расход топлива на 0,60.. .0,80%.
Для ТВД газогенераторов со свободной СТ (для
механического привода или привода газогенерато-
ра) коэффициент влияния составляет 1,0... 1,5% рас-
хода топлива на 1% к.п.д. ТВД. Для свободных СТ
этих установок каждый процент изменения к.п.д.
означает относительное изменение к.п.д. и мощно-
сти установки на такую же величину.
Для турбин стационарных энергетических
установок, мощность которых делится между ком-
374
Глава 8 - Турбины ГТД
прессором и потребителем, коэффициент влияния
больше 1 и тем больше, чем больше выходная
мощность превышает мощность компрессора.
Обычно каждый процент увеличения к.п.д. турби-
ны увеличивает мощность турбины (или уменьша-
ет расход топлива) на 2...2,5%.
8.1.1 - Требования, предъявляемые
к конструкции турбин
Турбина часть ГТД и к ней предъявляются
те же общетехнические требования, что и ко все-
му двигателю (см. раздел 2.3). Конкретные требо-
вания к конструкции турбины можно сформулиро-
вать следующим образом:
1.	Максимальный к.п.д.
Важность обеспечения максимально возмож-
ной аэродинамической эффективности (к.п.д.) тур-
бины в ходе проектирования видна из рассмотрен-
ного в разделе 8.1 влияния турбины на удельные
параметры двигателя.
2.	Минимальный расход охлаждающего воз-
духа.
Расход охлаждающего воздуха имеет факти-
чески столь же важное значение для удельных па-
раметров двигателя, как и к.п.д. турбины. Кроме
того, увеличение расхода на охлаждение ухудшает
к.п.д. турбины и затрудняет получение таких эко-
логических характеристик двигателя, как низкая
эмиссия в КС.
В современных авиационных турбинах рас-
ход охлаждающего воздуха может достичь 30% от
расхода воздуха через КВД.
Следует различать расход охлаждающего
воздуха на 1СА турбины (от сечения 4 до сече-
ния 41 см. Рис. 8 3) и расход воздуха, поступа-
ющего в проточную часть за сечением 41 то есть
на ротор турбины, с которого и происходит непос-
редственный отбор мощности. Расход на 1СА
(10... 12% от расхода через КВД) в термодинами-
ческом смысле может считаться частью КС и не-
посредственно влияет не на удельные параметры
двигателя, а на уровень температуры газа за КС
(в сечении 4) и потери энергии в 1СА. Разница тем-
ператур газа в сечении 4 и 41 составляет от 80 до
120К.
3.	Минимальная производственная себестои-
мость.
Доля турбин (ТВД и ТНД) в себестоимости
двигателя средней тяги (типа CFM56 и V2500) со-
ставляет около 30%. Для промышленных наземных
двигателей, созданных на базе газогенератора авиа-
ционного прототипа, в которых убраны вентиля-
тор и КНД, а ТНД заменена на СТ (типа ПС-90ГП-
1, -2, -3), доля турбин составляет около 40%.
4.	Минимальная стоимость ТО.
Доля стоимости ТО турбины в стоимости об-
служивания двигателя (основную часть которого
составляют затраты на запчасти и цеховые ремон-
ты) составляет около 60% (см. Рис. 8.1.1 1).
б)
а)
Сопло 3,4% Агрегаты Вентилятор
5%
20-30%
10-20%
50-60%
Обслуживание в эксплуатации
Детали ограниченного циклического
ресурса (роторные детали)
Цеховые ремонты
Запчасти (60% - лопатки)
Рисунок 8.1.11 - Стоимость технического обслуживания турбины
а)	Доли ТВД и ТНД в стоимости обслуживания двигателя CFM56-3 [8.1.4.7];
б)	Составляющие стоимости обслуживания узлов типичного авиационного двигателя
375
Глава 8 - Турбины ГТД
Для турбин двигателей ближне- и среднемаги-
стральных самолетов, а также турбин так называе-
мых «авиапроизводных» наземных двигателей (мощ-
ностью до 50 МВт) полная стоимость обслуживания
составляет от 50 до 150 долларов за летный час. Для
турбин двигателей большой (свыше 40 тонн) тяги
стоимость обслуживания значительно выше.
Самостоятельное и важнейшее значение сто-
имость обслуживания приобрела в 1990 - х годах
после повсеместного распространения системы
обслуживания двигателей производителем на ос-
нове фиксированной оплаты за летный час.
5.	Обеспечение необходимого для конкурен-
тоспособности двигателя ресурса (срока службы)
основных деталей. Именно ресурс основных дета-
лей турбины определяет наработку на ремонт все-
го двигателя. Ресурс лопаток чаще всего измеряет-
ся в часах (реже в циклах). Ресурс роторных
деталей (дисков, дефлекторов и валов) измеряется
в циклах. В лучших современных авиационных
конструкциях турбин ресурс лопаток ТВД дости-
гает 15000 часов, а ресурс роторных деталей ТВД
20000 циклов.
6.	Наличие запаса по температуре газа перед
турбиной.
Проектный запас по температуре перед тур-
биной это выбранная при проектировании вели-
чина, на которую увеличиваются расчетные тем-
пературы газа перед турбиной (перед ротором
турбины) при тепловых и прочностных расчетах.
Запас на проектирование турбины учитывает:
-	Разброс двигателей по температуре перед тур-
биной (из-за производственных отклонений в раз-
мерах деталей и зазорах в пределах допусков),
-	Износ турбины и двигателя в эксплуатации,
-	Погрешности системы управления,
Риск, связанный с применением новых техно-
логий и новых параметров.
Запас, окончательно полученный после проек-
тирования, используется при эксплуатации двига-
теля в виде запаса по температуре газа за турбиной.
С использованием этого запаса устанавливается
предельная температура газа за турбиной (называ-
емая Redline), по достижении которой двигатель
должен быть снят.
Для двигателей одного семейства уровень тем-
пературы Redline одинаков, но запасы по темпера-
туре за турбиной могут существенно отличаться
в зависимости от того, кокой уровень тяги необхо-
дим в конкретном применении. На Рис. 8.1.1 2
приведен пример запасов для ТВД CFM56-5A
и CFM56-5B в зависимости от тяги, с которой дви-
гатель будет использоваться. Двигатели в пределах
каждого семейства полностью унифицированы.
Рисунок 8.1.12 - Запас но температуре газа за
турбиной в зависимости от рас-
полагаемой тяги для двигателей
семейств CFM56-5A и СМ56-5В
[8.1.4.5]
8.1.2 - Конструктивные схемы тур-
бин
Рассмотренные ниже конструктивные схемы
газовых турбин являются, в основном, осевыми
(в соответствии с подавляющим большинством ре-
ализованных конструкций) и авиационными (наи-
более конструктивно сложными). Стационарные
наземные газовые турбины рассмотрены в мини-
мальном объеме.
8.1.2.1 - Классификация газовых
турбин
Конструктивно турбины различаются по на-
правлению течения газа - осевые и радиальные
турбины.
В ГТД, за редким исключением, применяются
осевые турбины. Газ в осевой турбине движется по
проточной части параллельно оси вращения рото-
ра. В радиальной турбине газ движется не только
в осевом направлении (это необходимо для обеспе-
чения расхода газа через турбину), но и в радиаль-
ном направлении - перпендикулярно оси вращения
ротора турбины.
Радиальные турбины могут быть, в свою оче-
редь, центростремительными (газ движется к цен-
тру ступени) и центробежными (газ движется от
центра ступени).
Центробежные турбины встречаются очень
редко, поэтому на практике радиальными турби-
376
Глава 8 - Турбины ГТД
нами называют центростремительные радиальные
турбины.
Центростремительные радиальные турбины
применяются, в основном, для малых объемных
расходов газа. Это турбонасосы, турбостартеры,
электрогенераторы мощностью 30...250 кВт (на-
пример, фирмы Capstone). Известна серия промыш-
ленных двигателей мощностью 1,5... 1,8 МВт с ра-
диальными турбинами ОР16 (см. Рис. 8.1.2.11)
голландской компании OPRA) [8.1.4.8].
Двигатель ОР16 выполнен с радиальной тур-
биной 1 и центробежным компрессором 2. Газ че-
рез канал 3 радиально входит в рабочее колесо 4.
Турбина (степень расширения около 6) состоит из
рабочего колеса, корпуса 5 и выходного патрубка
6.. Температура газа перед турбиной около
1000°С.
Основные преимущества радиальной турбины
отсутствие СА, малые габариты, простота, малая
масса. Малая длина позволяет использовать кон-
сольную подвеску ротора относительно подшипни-
ков. Преимуществом является и возможность полу-
чения степени расширения около 6 в одной ступени
с к.п.д. на уровне 90%. Однако значительны и не-
достатки радиальной турбины, ограничившие ее
применение ограниченность степени расшире-
ния (количество ступеней ограничено одной), ог-
раничение температуры газа из-за трудностей ох-
лаждения больших поверхностей и сложных
геометрических форм.
Осевые газовые турбины различаются преж-
де всего по своему назначению промышленные
наземные и авиационные. Различное назначение
определяет и различие конструктивных схем.
Промышленные наземные турбины, в свою
очередь, включают две основные группы.
Первая из них стационарные газовые тур-
бины для энергоустановок (привода электрогене-
ратора) и механического привода (в основном пе-
рекачки газа). Конструктивной особенностью
стационарных наземных конструкций является их
массивность из-за отсутствия ограничений по мас-
се. В наземных конструкциях чаще используются
более простые одновальные схемы и предусматри-
вается возможность частичной разборки и ремон-
та на месте эксплуатации.
Вторая группа это так называемые «авиа-
производные» конструкции, созданные на базе
авиационных двигателей и применяемые для вы-
работки электроэнергии, механического привода
Рисунок 8.1.2.11 - Промышленный двигатель ОР16 с радиальной турбиной
а) радиальная турбина в двигателе;
1 - турбина; 2 - центробежный компрессор; 3 - входной канал в турбину; 4 - входная
кромка рабочего колеса; 5 - корпус турбины; 6 - выходной канал;
б) ротор двигателя ОР16 с радиальной турбиной;
1 - входная кромка РК; 2 - выходная кромка РК; 3 - вал;
в) рабочее колесо радиальной турбины;
1 - входная кромка РК; 2 - выходная кромка РК
377
Глава 8 - Турбины ГТД
и для транспортных нужд (полезная мощность
«авиапроизводных» установок до настоящего вре-
мени не превышает 50 МВт). Авиапроизводные
конструкции вследствие своих особенностей (бо-
лее высокий к.п.д. и относительно небольшая мас-
са) нашли наибольшее применение в ГТУ в каче-
стве силового привода ГПА и на транспорте
в качестве двигателей судов, танков. Практически
во всех своих наземных применениях эти турби-
ны вынуждены конкурировать с дизелями, всегда
проигрывая по цене и стоимости эксплуатации. По-
этому применение авиапроизводных конструкций
всегда обосновано их конкретным преимуществом.
При перекачке газа этим преимуществом яв-
ляется меньшая масса, обеспечивающая удобство
транспортировки и замены в труднодоступных ме-
стностях, где чаще всего располагают газопроводы,
и топливо - газ. На военных судах это высокая
удельная мощность и быстрота запуска. На круиз-
ных судах — менее шумная по сравнению с дизеля-
ми работа. Выгодность применения авиапроизвод-
ных конструкций для выработки электроэнергии
очевидна на нефтяных морских платформах.
Реализованная мощность стационарных на-
земных турбин (до 725 МВт) значительно превы-
шает мощность авиационных. В самом большом по
тяге — 52 тонны — современном авиационном дви-
гателе GE90-115B (см. Рис. 8.1.2.4 5, 8.1.2.4 6)
суммарная мощность ТВД и ТНД составляет око-
ло 190 МВт.
В следующих разделах подробно рассмотрены
конструкции авиационных газовых турбин. «Авиа-
производные» конструкции рассмотрены в отдель-
ном разделе 8.8.
8.1.2.2 - Основные факторы, опре-
деляющие конструкцию турбины
1.	Место расположения роликового подшип-
ника ТВД и способы обеспечения герметичности
и защиты от перегрева его масляной полости.
Возможны три базовых варианта размещения
подшипника и его опоры - перед ТВД, между ТВД
и ТНД, за ТНД. Каждое решение имеет свои пре-
имущества и недостатки с точки зрения себестои-
мости, надежности, опыта эксплуатации, а также
обеспечения необходимых условий работы для
масляной полости. Все они рассмотрены ниже на
примере реальных конструкций.
Каждый ротор турбины должен иметь две опо-
ры. Одна из них может быть совмещена с опорой
компрессора (то есть этой опорой служит общий
вал турбины и компрессора). В опоре компрессо-
ра обычно устанавливается шариковый подшипник
378
исключающий осевые перемещения ротора и вос-
принимающий его осевые усилия.
В опоре турбины устанавливается роликовый
подшипник. Он воспринимает только радиальные
усилия и допускает относительные осевые переме-
щения ротора и корпуса. Эти перемещения неизбеж-
ны как следствие действия осевых аэродинамичес-
ких сил и разности температурных расширений
ротора и корпуса. Величина осевых перемещений
от холодного состояния в сборке к рабочему уве-
личивается с удалением шарикового подшипника
от турбины. Эти перемещения от «холодного» со-
стояния к «горячему» обязательно учитываются
при проектировании.
2.	Количество роторов (валов) — одновальная,
двухвальная или трехвальная схемы.
Количество роторов оказывает очевидное
и значительное влияние на сложность конструк-
ции. Дополнительный ротор означает дополнитель-
ную подшипниковую опору и необходимость ре-
шения проблемы ее размещения. В современных
авиационных двигателях турбина является как
минимум двухвальной и состоит из ТВД и ТНД.
В трехвальной авиационной турбине между ТВД
и ТНД появляется ТСД, служащая для привода от-
дельного каскада компрессора. В промышленных
двигателях третий ротор может быть свободным от
механической связи с компрессором и иметь сво-
бодную турбину, являющуюся одновременно СТ
для привода устройств-потребителей мощности.
3.	Конструктивная схема ТВД (одноступенча-
тая или двухступенчатая, наличие бандажных по-
лок на рабочих лопатках ТВД).
В современных авиационных двигателях глав-
ную роль играет ТВД, которая служит для привода
КВД. ТВД работает в условиях наиболее высоких
температур и в большинстве случаев является ох-
лаждаемой. Охлаждение и высокие напряжения
существенно усложняют конструкцию ТВД и вы-
нуждают применять дорогостоящие высокотемпе-
ратурные сплавы для лопаток и дисков.
Одноступенчатая ТВД при одинаковой степе-
ни расширения с двухступенчатой (для современных
ТВД типичная степень расширения - 4,0...5,5) дол-
жна иметь окружную скорость на среднем диамет-
ре в 1,4 раза больше, чем при одинаковой по U/C*
нагрузке. Увеличение окружной скорости приводит
к возрастанию центробежных сил и, соответствен-
но, увеличению массы конструкции для обеспече-
ния напряжений приемлемого уровня.
Увеличение массы роторных деталей (в пер-
вую очередь диска) влечет также повышение инер-
ционности ротора и усложняет проблемы регули-
рования радиального зазора, контроля качества
Глава 8 - Турбины ГТД
изготовления диска и дефлектора из порошковых
сплавов.
Сокращение вдвое количества решеток увели-
чивает степень расширения и уровень скоростей
в каждой решетке. Возрастают потери энергии и га-
зовые нагрузки на все элементы конструкции.
Применение бандажной полки на рабочей ло-
патке ТВД означает увеличение уровня напряже-
ний, усложнение конструкции и увеличение рас-
хода охлаждающего воздуха для охлаждения полки.
Выигрыш от полки в виде увеличения к.п.д. дол-
жен перевешивать увеличение расхода воздуха
и потенциальные проблемы с долговечностью.
4.	Уровень температуры газа перед ротором
турбины и эффективность системы охлаждения.
Уровень температуры газа перед ротором
и требуемая эффективность системы охлаждения
оказывают решающее влияние на сложность при-
меняемых технологий охлаждения лопаточных
венцов и на конструкцию системы охлаждения тур-
бины. Под уровнем температуры газа понимается
максимальный уровень температуры (для средне-
го нового двигателя) в жаркий день (при темпера-
туре +ЗО?С). Уровень температуры на режиме
«Redline» будет выше в зависимости от имеюще-
гося запаса по температуре газа. Конструкция дол-
жна обеспечить все охлаждаемые лопаточные вен-
цы и охлаждаемые элементы необходимым объемом
воздуха минимально возможной температуры с за-
пасом по давлению (по отношению к давлению
газа). Запас давления воздуха необходим для пре-
дотвращения проникновения газа в охлаждаемые
детали, выпуска его в проточную часть.
8.1.2.3 - Наиболее успешные конст-
рукции газовых турбин
Несмотря на многочисленность реализованных
в металле газовых турбин, количество действитель-
но успешных конструкций не так уж велико. К ус-
пешным (рассмотренным ниже) конструкциям тур-
бин отнесены:
-	представляющие собой целое семейство кон-
струкций;
-	реализованные серией или имеющие перс-
пективу реализации (хотя бы в масштабах семей-
ства) достаточно значительной серии несколько
тысяч штук;
-	доказавшие надежность и долговечность в эк-
сплуатации;
-	обеспечивающие прибыльность в производ-
стве и обслуживании.
Для ОАО «Авиадвигатель» это турбина дви-
гателя ПС-90А2, являющаяся современным разви-
тием турбины двигателя ПС-90А и конструктивной
схемы турбин, реализованной в семействе двига-
телей Д-ЗО (Д-ЗО, Д-ЗОКУ/КП, Д-30Ф6). На базе
турбин ПС-90А и ПС-90А2 создано семейство тур-
бин для авиационных и промышленных СУ.
Базовые характеристики конструкции турби-
ны ПС-90А2 (см. Рис. 8.1.2.4 1, 8.1.2.42):
-	двухвальная схема (одноступенчатая ТВД +
четырехступенчатая ТНД);
-	роликовый подшипник и опора ТВД распо-
ложены под КС;
-	двухступенчатая высоконагруженная (сте-
пень расширения выше 5,0) ТВД с бесполочной
первой рабочей лопаткой и полочной второй;
-	высокий уровень максимальной температу-
ры газа перед ротором (оценочно 1700К).
Для GE Aircraft Engines, а также фирмы
Snecma, принимающей значительное участие во
многих разработках с GE, в том числе 50% - в прог-
рамме CFM56- это турбины трех семейств — CF6,
GE90 и CFM56. Современная модель CF6-80C2
представляет семейство CF6, находящееся в про-
изводстве с середины 1960-х годов (TF39, CF6-6,
CF6-50, CF6-80A, CF6-80C2/E1). Многие модели
конвертированы в успешные промышленные дви-
гатели (TF39 - в LM2500, CF6-80C2 - в LM6000).
Базовые характеристики конструкции турбины (см.
Рис. 8.4.1.2 2, 8.4.1.31) [8.1.4.9; 8.1.4.10]:
-	двухвальная схема (двухступенчатая ТВД +
пятиступенчатая ТНД);
-	роликовый подшипник и опора ТВД под КС;
-	двухступенчатая умеренно нагруженная (сте-
пень расширения около 4.0) ТВД с беспол очными
рабочими лопатками;
-	умеренный уровень максимальной темпера-
туры газа перед ротором (оценочно 1650 К).
Самая современная турбина GE90. Является
основой для новых разработок (GE90-115B,
GP7200). Производится серийно с 1995 года. Базо-
вые характеристики конструкции (см. Рис. 8.1.2.4 5
и 8.1.2.4 6) [8.1.11; 8.1.12]:
-	двухвальная схема (двухступенчатая ТВД +
шестиступенчатая ТНД);
-	роликовый подшипник и опора ТВД между
ТВД и ТНД; стойки опоры в переходном канале
между турбинами;
-	двухступенчатая высоконагруженная (сте-
пень расширения около 5,5) ТВД с бе енол очными
рабочими лопатками;
-	высокий уровень температуры газа перед
ротором (оценочно 1850К).
CFM56 является самой успешной и массовой
моделью в современном авиационном двигателес-
троении - в 2003 году в эксплуатации находилось
379
Глава 8 - Турбины ГТД
свыше 13000 двигателей. Базовые характеристики
конструкции турбины CFM56-5B (см. Рис. 8.1.2.5 1
и 8.1.2.52) [8.1.4.13; 8.1.4.14; 8.1.4.15]:
-	двухвальная схема (одноступенчатая ТВД +
четырехступенчатая ТНД);
-	опоры ТВД и ТНД совмещены, силовые
стойки проходят через заднюю опору турбины;
роликовый подшипник ТВД — межвальный (разме-
щен между валами ТВД и ТНД);
-	одноступенчатая высоконагруженная (сте-
пень расширения около 4,2) ТВД с бесполочной РЛ;
-	умеренный уровень температуры перед ро-
тором ТВД (оценочно 1500...1650К в зависимос-
ти от модели).
Для Rolls-Royce это турбины семейства
RB211/Trent, сохраняющие на протяжении почти
тридцати лет все базовые характеристики конст-
рукции. Эти характеристики приведены на приме-
ре турбины RB211-535E4 (см. Рис. 8.1.2.6 1
и8.1.2.6_2) [8.1.4.16; 8.1.4.17]:
-	трехвальная схема: одноступенчатая ТВД +
одноступенчатая ТСД + трехступенчатая ТНД;
-	роликовый подшипник и опора ТВД совме-
щены с роликоподшипником и опорой ТСД; общая
опора совмещена с сопловыми лопатками ТСД;
-	одноступенчатая умеренно нагруженная (сте-
пень расширения около 3.0) ТВД с полочной РЛ;
-	умеренный уровень температуры газа перед
ротором (для RB211-535E4 оценочно 1550К).
Для Pratt&Whitney это модели V2500,
PW6000, F119.
Модель V2500 - вторая в мире (после CFM56)
по масштабам производства. Принципиально оди-
наковая с PW2000 и PW4000 схема турбины. Базо-
вые характеристики конструкции турбины (см.
Рис. 8.1.2.4 3) [8.1.4.18; 8.1.4.19; 8.1.4.20]:
-	двухвальная схема (двухступенчатая ТВД +
пятиступенчатая ТНД);
-	роликовый подшипник под КС, стойки опо-
ры ТВД совмещены с корпусом КС;
-	двухступенчатая высоконагруженная (сте-
пень расширения около 5,0) ТВД с бесполочными
рабочими лопатками;
-	высокий уровень температуры газа перед
турбиной (оценочно 1700К).
PW6000 - самая современная разработка, став-
шая базой для новых технологий снижения произ-
водственной себестоимости и стоимости обслужива-
ния. Особенности одноступенчатая безбандажная
ТВД с высоким перепадом, подшипник ТВД под КС,
переходный канал для ТНД. (см. Рис. 8.1.2.53).
Базовые характеристики конструкции турбины (см.
Рис. 8.1.2.5 3) [8.1.4.21; 8.1.4.22]:
-	двухвальная схема (одноступенчатая ТВД +
трехступенчатая ТНД);
-	роликовый подшипник под КС, стойки опо-
ры ТВД совмещены с корпусом КС;
-	одноступенчатая высоконагруженная (сте-
пень расширения около 4,0) ТВД с бесполочной РЛ;
-	умеренный уровень температуры газа перед
турбиной (оценочно 1650... 1700 К).
Самая современная военная конструкция и ос-
нова для новых разработок (таких, как F135) - мо-
дель F119. Базовые характеристики конструкции
турбины (см. Рис. 8.1.2.5 4) [8.1.4.22]:
-	двухвальная схема (одноступенчатая ТВД +
одноступенчатая ТНД);
-	опоры ТВД и ТНД совмещены, силовые
стойки проходят через заднюю опору турбины;
роликовый подшипник ТВД — межвальный (разме-
щен между валами ТВД и ТНД);
-	одноступенчатая умеренно нагруженная
(степень расширения около 3,0) ТВД с бесполоч-
ной РЛ;
-	высокий уровень температуры газа перед
ротором ТВД (оценочно 1950...2000 К).
8.1.2.4 - Конструкции газовых тур-
бин с двухступенчатыми ТВД
Упомянутые реальные конструкции служат
далее базой для анализа типовых конструкций га-
зовых турбин.
Турбина двигателя ПС-90А2 (см. Рис. 8.1.2.4 1)
— двухвальная, состоит из двухступенчатой ТВД 1
и четырехступенчатой ТНД 2. Роликовый подшип-
ник 3 ТВД и его масляная полость 4 размещены
под КС 5, при этом опора подшипника совмещена
с корпусом 6 КС. Таким образом, ротор ТВД рас-
положен консольно по отношению к подшипнику.
Роликовый подшипник 7 ТНД размещен за ТНД
и его силовая связь с корпусом осуществляется
через заднюю опору 8 турбины и ее стойки 9, про-
ходящие за ТНД.
Система охлаждения подшипника и его мас-
ляной полости должна:
-	обеспечить изоляцию масляной полости от
проникновения окружающей среды с высокой тем-
пературой;
-	исключить утечки масла;
-	обеспечить температуру подшипника на уров-
не проектной, а температуру стенок масляной поло-
сти на уровне, исключающем коксование масла.
Размещение масляной полости подшипника
и опоры ТВД под КС традиционно применяется
в турбинах ОАО «Авиадвигатель». Общей пробле-
мой этого варианта является размещение масляной
полости и подшипника в области относительно
380
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.1.2.4_1 - Турбина двигателя ПС-90А2
1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - подшипник ТВД; 4 - масляная полость подшипника ТВД; 5 - КС;
6 - корпус КС; 7 — подшипник ТНД; 8 - задняя опора турбины; 9 - стойки задней опоры;
10 - масляная полость подшипника ТНД; 11 - коммуникации для воздуха; 12 - полость
наддува; 13 - 1РЛ ТВД; 14 - 2РЛ ТВД; 15 - 1СЛ; 16 - вторичная зона КС; 17 - верхняя
полка 1СЛ; 18 - нижняя полка 1СЛ; 19 — аппарат закрутки; 20 - диск первой ступени;
21 - дефлектор первой ступени; 22 - полость за аппаратом закрутки; 23 - полость под
дефлектором; 24 - полость под замком лопатки; 25 - 2СЛ; 26 - кольцевая полость над
2СА; 27 - полость под 2СА; 28 - промежуточный диск; 29 - замок 1РЛ; 30 - замок 2РЛ;
31 - полость охлаждающего воздуха для ротора; 32 - трубы охлаждающего воздуха для
ТНД; 33 - полость ротора ТНД; 34 - полость между роторами ТВД и ТНД
высокой температуры за КВД и высокого давления,
близкого к давлению в осевом зазоре первой сту-
пени ТВД. Поэтому необходима система охлажде-
ния масляной полости подшипника и защиты ее от
горячего воздуха высокого давления.
На Рис. 8.1.2.4 2 показана (применительно
к ТВД ПС-90А2) система охлаждения масляной
полости подшипника 1, стенки 2 которой снаружи
охлаждаются холодным воздухом, изолированным
от полости лабиринтом 3.
Для защиты полости роликового подшипника
ТВД от окружающей среды применен наддув масля-
ной полости подшипника охлажденным в размещен-
ном в наружном контуре теплообменнике воздухом
высокого давления. Чтобы расход охлажденного воз-
духа в масляную полость подшипника не был слиш-
ком велик, используют контактные графитовые
уплотнения масляной полости или (для уменьше-
ния требуемого давления холодного воздуха) вво-
дят промежуточную «буферную» полость. «Буфер-
ная» полость сообщается с наружным контуром
или (в промышленном двигателе) с окружающей
средой. Она защищает масляную полость от окру-
жающего воздуха относительно высокого давле-
ния, отводя утечки этого воздуха и утечки холод-
ного воздуха наддува за пределы двигателя. Эти
утечки могут достигать 1% расхода воздуха через
КВД и являются основным недостатком приведен-
ной схемы.
Буферная полость дает возможность исполь-
зовать воздух промежуточных ступеней компрес-
сора с более низкой температурой для наддува опо-
381
Глава 8 - Турбины ГТД
Масляная полость
роликоподшипника
Р=Рм,Т=Тм
Утечки в буферную полость
~i--------—-------------
Утечка в масляную полость
Сброс утечек за
пределы
газогенератора.
Буферная полость
Р=1.2Рм, Т=1.7Тм
Полость
охлаждающего
воздуха для ротора ТВД
Р=15Рм, Т=1.8Тм
Рисунок 8.1.2.42 - Принципы работы системы охлаждения опоры роликового подшипника ТВД ПС-90А2
1 - роликовый подшипник;
2 - внутренние стенки масляной полости; 3 - лабиринтное уплотнение
Полость наддувг
холодным
воздухом
Р=2.0Рм,
Т=0.95Тм

ры. Чем ниже давление отбираемого воздуха, тем
ниже его температура и больше его возможности
по охлаждению масляной полости подшипника.
Размещение роликового подшипника ТНД
в области относительно низких давлений (близких
к давлению за ТНД) позволяет относительно про-
сто решить проблему охлаждения - наддув отно-
сительно холодным воздухом из-за подпорных сту-
пеней. Давления этого воздуха обычно достаточно
для изоляции масляной полости от окружающей
среды, а температуры — для охлаждения ее стенок.
Нов конструкции ПС-90 А2 (см. Рис. 8.1.2.4 ^мас-
ляная полость 10 подшипника ТНД граничит с ком-
муникациями 11 сброса относительно горячего воз-
духа после охлаждения ротора и вала ТНД.
Поэтому для защиты и охлаждения масляной поло-
сти (как и в ТВД) использован охлажденный в теп-
лообменнике воздух высокого давления, подавае-
мый в полость наддува 12.
Применение двухступенчатой ТВД (см.
Рис. 8.1.2.4 1) означает принятие решения в поль-
зу более высокой аэродинамической эффективно-
сти (по сравнению с одноступенчатой турбиной),
более стабильного к.п.д. в эксплуатации, но и бо-
лее высоких себестоимости и стоимости обслужи-
вания (из-за большего количества деталей).
Применение бесполочной РЛ 13 на первой
ступени ТВД означает выбор меньших значений
уровня напряжений растяжения и расхода воздуха
на охлаждение, меньшего риска доводки, но
и меньшей величины потенциально реализуемого
к.п.д.
Применение полочной РЛ 14 на второй сту-
пени ТВД означает выбор большей аэродинамичес-
кой эффективности, меньшего риска доводки по
вибронапряжениям, но более высокого уровня на-
пряжений растяжения и более высокого расхода
охлаждающего воздуха. Дополнительный воздух
необходим для снижения рабочей температуры са-
мой лопатки, но может быть необходим и для ох-
лаждения непосредственно бандажной полки.
Относительно высокий уровень температуры
газа приводит к необходимости охлаждения всех
четырех лопаточных венцов ТВД. 1СЛ 15 охлаж-
дается воздухом высокого давления из-за КВД, от-
бираемым из вторичной зоны 16 КС. Воздух пода-
ется в лопатку со стороны ограничивающих
проточную часть верхней полки 17 и с нижней пол-
ки 18.
Рабочая лопатка 13 охлаждается воздухом
из-за КВД, отбираемым из вторичной зоны 16 КС
через аппарат закрутки 19 (лопаточную решетку
382
Глава 8 - Турбины ГТД
высотой 5... 15 мм или систему отверстий, разго-
няющих поток воздуха и закручивающих его в нап-
равлении вращения диска). К диску 20 первой
ступени спереди прикреплен дефлектор 21, обес-
печивающий с помощью лабиринтов уплотнение
полости 22 за аппаратом закрутки, из которой воз-
дух поступает в полость 23 между дефлектором
и диском. Из полости 23 воздух сбоку распределя-
ется по небольшим полостям 24 под замком каж-
дой рабочей лопатки. Из полости 24 через отвер-
стия в замке воздух поступает во внутреннюю
полость лопатки и после охлаждения внутренних
полостей выходит в проточную часть, в том числе
для создания пленочного охлаждения наружной по-
верхности лопатки.
Для охлаждения 2СЛ 25 и 2РЛ 14 ТВД исполь-
зуется воздух промежуточной ступени компрессо-
ра (за три ступени до выхода из КВД). Это реше-
ние позволяет использовать воздух со значительно
более низкой (примерно на 100К) температурой
и вполне достаточным для эффективного исполь-
зования давлением (примерно 60% от давления за
КВД). Использование воздуха промежуточной сту-
пени наиболее эффективно и для двигателя в це-
лом. В ТВД ПС-90А, как и в большинстве двухсту-
пенчатых ТВД, для лопаток второй ступени
достаточно только внутреннего конвективного ох-
лаждения без использования пленки.
Воздух для охлаждения 2СА отбирается че-
рез наружный корпус КВД и подводится по тру-
бам в кольцевую полость 26 над СЛ. Затем воздух
распределяется по лопаткам, выходя в проточную
часть через щели в окрестности выходной кромки
лопаток. Часть воздуха через специальные каналы
направляется в полость 27 под 2СА — для закры-
тия смежных с ротором полостей от проникнове-
ния газа из проточной части. Этот воздух также
охлаждает снаружи промежуточный диск 28
и замковые соединения первого 29 и второго 30
дисков.
Воздух для охлаждения 2РЛ тоже отбирает-
ся через наружный корпус КВД, по трубам через
КС подводится в полость 31 перед ротором ТВД
и направляется под диск первой ступени для
внутреннего охлаждения ротора и 2РЛ. Как вид-
но на Рис. 8.1.2.4 1 отбор воздуха на наружном
диаметре компрессора усложняет конструкцию
статора и ротора ТВД, поэтому в других конст-
рукциях использованы и иные компоновки без
труб (с отбором воздуха для охлаждения внутрь
ротора компрессора). Однако подвод по трубам
имеет и свои преимущества возможность из-
мерять и контролировать расход охлаждающего
воздуха.
Лопаточные венцы ТНД неохлаждаемые. Для
охлаждения ротора ТНД используется воздух, по-
ступающий по трубам через заднюю опору турби-
ны и полость 32 вала ТНД - из середины КВД. Глав-
ное назначение этого воздуха — наддув изнутри
полостей 33 ротора ТНД и полости 34 между ро-
торами ТВД и ТНД для предотвращения проник-
новения газа к дискам и валам. В роторе ТНД воз-
дух охлаждает диски и замковые соединения
дисков с лопатками, постепенно выходя в проточ-
ную часть.
Турбина двигателя CF6-80C2. [8.1.4.9] - двух-
вальная с двухступенчатой ТВД (см. Рис. 8.4.1.2 2)
и пятиступенчатой ТНД (см. Рис. 8.4.1.3 1). Кон-
струкция турбины CF6-80C2 близка по базовым
решениям к турбине ПС-90А2.
Роликовый подшипник 1 ТВД размещен под
КС. Масляная полость 2 наддувается относитель-
но холодным воздухом из-за КНД через полость 4.
Буферные полости 5 и 6 используются для защи-
ты масляной полости от горячего воздуха из-за
КВД, направляемого на охлаждение ротора ТВД из
вторичной зоны КС через отверстия 7 в корпусе КС
и аппарат закрутки 8. Через лабиринт 9 воздух
высокого давления попадает в «буферную» по-
лость, откуда по трубам 10 незначительный рас-
ход отводится в полость ротора ТНД. В результате
отвода давление горячего воздуха за лабиринтом
уменьшается в несколько раз и, соответственно,
уменьшаются его утечки во вторую буферную по-
лость 5. Из полости 5 утечки воздуха высокого дав-
ления и утечки воздуха наддува масляной полости
(из подпорных ступеней) сбрасываются за ТНД.
В конструкции ТВД CF6-80C2 использова-
ны бесполочные 1РЛ 11 и 2РЛ 12. По сравнению
с ПС-90А2 отказ от использования бандажной пол-
ки на второй ступени снижает центробежную на-
грузку на профиль и избавляет от необходимости
охлаждения полки. При этом усложняется обеспе-
чение вибрационной прочности лопатки и увели-
чиваются потери к.п.д. в радиальном зазоре. Умень-
шение необходимого расхода охлаждающего
воздуха на профиль и исключение необходимости
охлаждения полки до некоторой степени компен-
сируют потери к.п.д.
Система охлаждения ротора ТВД использует
для охлаждения ротора и РЛ обеих ступеней толь-
ко воздух высокого давления (и, соответственно,
высокой температуры) из-за КВД. Полость 13 пе-
ред диском первой ступени 14 наддувается через
отверстия в опоре 15 1СА 16, а лабиринт 17 огра-
ничивает поступление воздуха из-за аппарата зак-
рутки в полость 13. Для снижения утечек через ла-
биринт 17 давление в аппарате закрутки снижается
383
Глава 8 - Турбины ГТД
настолько, что в дальнейшем для подачи воздуха из
полости ротора 18 в 1РЛ он «подкачивается» при
прохождении между двумя промежуточными дис-
ками 19 с ребрами. Подача основной части возду-
ха в полость 13 через отверстия 15 позволяет эф-
фективно контролировать его расход и мало
зависеть от износа лабиринтов.
Полость 18 ротора ТВД снабжается воздухом
КВД через аппарат закрутки. Использование одно-
го источника для охлаждения (воздуха КВД) упро-
щает конструкцию системы охлаждения, но увели-
чивает температуру ступиц дисков по сравнению
с отбором на вторую ступень ТВД воздуха за про-
межуточной ступенью компрессора примерно на
50...70°С, а 2РЛ - на 20.. .3042.
Только кольцевой лабиринт 20 охлаждается
воздухом промежуточной ступени КВД (11-ой из
14-ти) - по трубам 21 через лопатки 22 2СА. Зад-
няя сторона (полость 23) диска 24 второй ступени
охлаждается воздухом 7-ой ступени КВД, подава-
емым по трубам 25 через переднюю часть внут-
ренней полости 26 ЗСА 27.
В ТНД (см. Рис. 8.4.1.3 1) роликовый подшип-
ник и его масляная полость 14 расположены в об-
ласти относительно низких давлений и наддувают-
ся воздухом из-за КНД.
Турбина двигателя V2500 (Pratt&Whitney,
MTU) [8.1.4.19] (см. Рис. 8.1.2.4 3) близка к ПС-
90А2 по многим конструктивным решениям Тур-
бина имеет двухвальную схему с двухступенчатой
ТВД 1 и пятиступенчатой ТНД 2.
Роликовый подшипник 3 ТВД расположен под
КС. Опора 4 роликового подшипника совмещена
с корпусом 5 КС. Размещение опоры ТВД под КС
является традиционным в двигателях Pratt&Whitney
(семейства PW2000, PW4000).
Важные отличия от ПС-90А2 по системе ох-
лаждения масляной полости 6 роликового подшип-
ника ТВД заключаются в применении контактных
графитовых уплотнений 7. Эти уплотнения выдер-
живают значительную разницу давлений, позволяя
сохранять относительно высокое давление вокруг
полости подшипника и исключая необходимость
буферной полости для сброса утечек за пределы
газогенератора.
На Рис. 8.1.2.4 4 приведены принципы рабо-
ты системы охлаждения масляной полости подшип-
ника 1, в которой внутренняя стенка 2 охлаждается
холодным воздухом, а сама полость изолирована от
воздуха контактным уплотнением 3.
Такие же (см. Рис. 8.1.2.4 3) контактные уп-
лотнения 8 имеет и масляная полость роликового
подшипника 9 ТНД. Стенки полости имеют теп-
лоизолирующее покрытие 10.
ТВД имеет бесполочные рабочие лопатки 11
в первой ступени и бесполочные рабочие лопатки
Рисунок 8.1.2.43 - Турбина V2500
1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - подшипник ТВД; 4 - опора подшипника ТВД; 5 - корпус КС;
6 - масляная полость; 7, 8 - контактные уплотнения; 9 - подшипник ТНД; 10 - тепло-
изоляция; 11 - 1РЛ ТВД; 12 - 2РЛ ТВД
384
Глава 8 - Турбины ГТД
12 второй ступени. Таким образом, на 2РЛ (в от-
личие от ПС-90А2) бандажная полка отсутствует.
Применение бесполочных рабочих лопаток в ТВД
является традиционным решением как для
Pratt&Whitney, так и для GE Aircraft Engines.
Турбина двигателя GE90 (GE Aircraft Engines)
(см. Рис. 8.1.2.4 5 и 8.1.2.4 6) имеет двухвальную
схему с двухступенчатой ТВД 1 и шестиступенча-
той ТНД 2 [8.1.4.11; 8.1.4.12]. РЛ 3 первой ступени
и РЛ 4 второй ступени - без бандажных полок.
Роликовый подшипник 5 ТВД и опора 6 ТВД
расположены между ТВД и ТНД. Стойки 7 опоры
размещены в переходном канале 8 и закрыты об-
текателями 9. Эта схема выносит полость подшип-
ника из зоны высоких температур и давлений и да-
ет возможность использовать воздух из-за первой
ступени КВД (подаваемый по полости 10 между
валами) для наддува сначала масляной полости 11
подшипника ТВД, а затем и масляной полости ро-
ликового подшипника 12 ТНД.
С полостями 13 (наддув подшипника ТВД)
и 14 (наддув подшипника ТНД) граничит «буфер-
ная» полость 15 пониженного давления, защища-
ющая масляные полости от окружающей среды
высокого давления и температуры. В «буферную»
полость собираются утечки воздуха наддува и воз-
духа четвертой ступени КВД, заполняющего по-
лость за ротором ТВД 16 и внутреннюю полость
17 ротора ТНД. Из «буферной» полости утечки
сбрасываются в проточную часть за ротор ТНД.
Стойки за ТВД, необходимые в рассматрива-
емой схеме, являются источником дополнительных
Полость охлзадающегр
воздуха для 1 РЛ
Рисунок 8.1.2.44 - Принципы работы системы охлаждения опоры
1 - роликовый подшипник; 2 - внутренние стенки масляной полости; 3 - контактное
уплотнение с графитовым кольцом
Полость наддуъз
холодным воздухом
Р=12Рм,Т=6 ЭТм
Масля н я полость
ролико лодшп п н ика
Р=Рм, Т-Тм
Воздух на
охлаждение 2РЛ
Р=10Рм Т=1 9Тм
Полость с
теплоизоляцией
385
Глава 8 - Турбины ГТД
потерь полного давления для основного потока газа
в проточной части. Они могут потребовать охлаж-
дения. Причем расход воздуха, учитывая большие
поверхности, которые необходимо охлаждать, мо-
жет быть значительным. Кроме того, стойки явля-
ются потенциальным источником дефектов. По
сравнению с турбиной CF6-80C2 в GE90 перенос
опоры за ТВД применен при наличии двух усло-
вий:
-длинного переходного канала между ТВД
и ТНД, необходимого при значительном различии
диаметров проточной части этих турбин и обеспе-
чивающего размещение стоек;
- значительно увеличенной (с 4,0 до 5,5) сте-
пени расширения газа на ТВД, что позволило вы-
полнить обтекатели 9 стоек без специального ох-
лаждения (с продувкой воздухом промежуточной
ступени компрессора).
Система охлаждения ТВД использует для 1РЛ
и 1СЛ воздух из-за КВД. Для РЛ он подается через
аппарат закрутки 18. В то же время перенос опоры
ТВД назад и большой диаметр вала 19 ТВД предо-
ставили возможность использования воздуха про-
межуточной (за 7-ой из 10-ти) ступени КВД для
охлаждения основной поверхности диска 20 пер-
вой ступени, промежуточного диска 21 и диска 22
второй ступени. Этот воздух отбирается внутрь
ротора КВД и поступает по полости 23 между ва-
лом 19 ТВД и валом 24 ТНД.
2СЛ 25 тоже охлаждается воздухом из-за 7-ой
ступени КВД, отбираемым на этот раз с наружно-
го диаметра компрессора и поступающего по тру-
бам 26. При этом часть воздуха пропускается под
лопатку и заполняет полость 27, охлаждая замко-
вые соединения обоих дисков и обод промежуточ-
ного диска 21.
Таким образом, за счет активного использо-
вания воздуха промежуточных ступеней компрес-
сора, система охлаждения турбины GE90 более
экономична. Она обеспечивает более низкую тем-
пературу роторных деталей ТВД и меньший рас-
ход охлаждающего воздуха для второй ступени
ТВД по сравнению с использованием для этих же
целей воздуха на выходе из КВД.
Рисунок 8.1.2.45 - Продольный разрез турбины GE90
1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - 1РЛ ТВД; 4 - 2РЛ ТВД; 5 - подшипник ТВД; 6 — опора подшипника
ТВД; 7 - стойки; 8 - переходный канал; 9 - обтекатель; 10 - межвальная полость;
11 - масляная полость; 12 - подшипник ТНД; 13 - полость наддува подшипника ТВД;
14 - полости наддува подшипника ТНД; 15 - буферная полость; 16 - воздушная полость
за ТВД; 17 - полость ротора ТНД; 18 - аппарат закрутки; 19- вал ТВД; 20 - диск пер-
вой ступени ТВД; 21 - промежуточный диск ТВД; 22 - диск второй ступени ТВД;
23 - межвальная полость; 24 - вал ТНД; 25 - 2СА; 26 - трубы для воздуха; 27 - полость
над ротором ТВД
386
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.1.2.4_6 - Турбина GE90. Обозначения соответствуют Рис. 8.1.2.4_5
8.1.2.5 - Конструкции газовых тур-
бин с одноступенчатыми ТВД
Одноступенчатая турбина имеет свои преиму-
щества по сравнению с двухступенчатой турбиной
- простота конструкции, меньшее количество де-
талей, более низкие себестоимость и стоимость
обслуживания, меньший расход охлаждающего
воздуха. Для определенных применений (особен-
но в двигателях региональных самолетов, самоле-
тов ближнего и среднего радиуса действия) эти
преимущества становятся гораздо важнее упоми-
навшихся выше недостатков.
Турбина двигателя CFM56-5B (GE Aircraft
Engines, Snecma) [8.1.4.13; 8.1.4.14] Турбина дви-
гателя CFM56-5B (см. Рис. 8.1.2.5 1,8.1.2.5 2) име-
ет двухвальную схему с одноступенчатой ТВД 1
(разработка GE) и четырехступенчатой ТНД 2 (раз-
работка Snecma). РЛ 3 ТВД без бандажной полки.
Отличительной чертой этой турбины являет-
ся использование в качестве опоры вала ТВД меж-
вального подшипника 4, расположенного между
387
Глава 8 - Турбины ГТД
вспомогательным валом 5 ТВД и валом 6 ТНД.
Роликовый подшипник 4 ТВД опирается не на ста-
тор турбины, а на вал ТНД. Эта схема позволяет
вынести опору ТВД в наиболее холодное место
(фактически за ТНД) и совместить опоры ТВД
и ТНД - подшипник 4 ТВД и подшипник 7 ТНД
расположены в одной масляной полости 8. Конст-
рукция значительно упрощается и удешевляется за
счет исключения стоек для опоры ТВД, уменьше-
ния количества масляных полостей и выноса об-
щей масляной полости в зону низкого давления.
Задняя опора 9 ТНД и ее стойки 10 используются
в качестве связи ротора ТВД с корпусом турбины.
Несмотря на все преимущества схемы с меж-
вальным подшипником ТВД, обеспечение работос-
пособности самого межвального роликового под-
шипника является достаточно сложной задачей.
Прежде всего, из-за трудностей в идентификации
условий его реальной нагрузки и, соответственно,
обеспечения оптимальных рабочих условий. Для
турбины CFM56, судя по результатам эксплуата-
ции, эта проблема практически решена [8.1.4.23].
Рисунок 8.1.2.51 - Продольный разрез турбины двигателя CFM56-5B
1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - рабочая лопатка ТВД; 4 - межвальный подшипник ТВД; 5 - вспо-
могательный вал ТВД; 6 - вал ТНД; 7 - подшипник ТНД; 8 - масляная полость; 9 - зад-
няя опора ТНД; 10- стойки задней опоры ТНД; 11 - полость подачи воздуха КНД;
12 - внутренний кожух ротора ТВД; 13 - полость ротора ТВД; 14 - задняя полость ро-
тора ТНД; 15 - передний дефлектор ТВД; 16- вторичная зона КС; 17 - аппарат закрут-
ки; 18 - замковое соединение диска; 19- задний дефлектор ТВД; 20 - трубы подачи воз-
духа из-за четвертой ступени КВД; 21 - СЛ ТНД; 22 - полость за диском ТВД;
23 - передняя полость ротора ТВД; 24 - подвод воздуха от четвертой и пятой ступеней
КВД; 25 - подвод воздуха из-за девятой ступени КВД; 26 - подвод воздуха из-за вентиля-
тора; 27 — полость за аппаратом закрутки; 28 - отверстия в переднем дефлекторе;
29 - полость за лабиринтом КВД; 30 - лабиринт за КВД
388
Глава 8 - Турбины ГТД
Однако случаи выхода из строя межвального под-
шипника все-таки имеют место и CFMI собирает-
ся внедрить в эксплуатацию дополнительную сис-
тему контроля подшипника для своевременной
диагностики его предаварийного состояния
[8.1.4.24].
Масляная полость наддувается относительно
холодным воздухом подпорных ступеней, который
поступает из специально организованной полости
11 между валом ТНД и кожухом 12, вращающимся
вместе с валом ТВД. Следующий уровень защиты
масляной полости — охлаждающий воздух из-за
КНД, проходящий из полости 13 под ротором ВД
в полость 14 под задними ступенями ротора ТНД.
Этот воздух использован для охлаждения дисков
ротора КВД, затем ступиц дефлектора 15 и диска
ТВД, поэтому его температура выше, чем у такого
же воздуха из полости 11. В полости 12 воздух ох-
лаждает два последних диска ТНД и сбрасывается
за ротор ТНД в проточную часть.
Рисунок 8.1.2.5_2 - Турбина двигателя CFM56-5B (обозначения соответствуют Рис. 8.1.2.5_1)
389
Глава 8 - Турбины ГТД
Для охлаждения обода диска, замка и рабочей
лопатки ТВД используется воздух из-за компрес-
сора, подаваемый из вторичной зоны 16 КС через
аппарат закрутки 17 на входе в ротор. Основная
часть воздуха по ступает через отверстия в дефлек-
торе в рабочую лопатку, а меньшая часть уходит
в осевой зазор перед диском, закрывая зазор от вте-
кания газа и охлаждая замковое соединение 16 ло-
патки и диска.
Передний дефлектор 15 диска ТВД служит для
управления расходом охлаждающего воздуха на
рабочую лопатку, обеспечивая необходимое давле-
ние воздуха в полости между дефлектором и дис-
ком с помощью системы лабиринтов над аппара-
том закрутки и под ним. Задняя сторона диска
и заднее уплотнение 19 диска ТВД охлаждаются
воздухом промежуточной (четвертой) ступени ком-
прессора, подаваемым по трубам 20. Через первую
внутреннюю полость 2СЛ 21 ТНД этот воздух за-
полняет полость 22 и используется для уплотне-
ния осевого зазора за диском ТВД.
Воздух четвертой ступени КВД, подаваемый
через вторую внутреннюю полость 2СЛ, исполь-
зуется для наддува передней полости 23 ротора
ТНД. Этот воздух охлаждает первые две ступени
ротора и выходит в проточную часть, а часть его
через систему лабиринтов через полость 14 сбра-
сывается за ТНД в проточную часть.
К особенностям системы охлаждения турби-
ны можно отнести:
-	эффективное охлаждение обоих валов отно-
сительно холодным воздухом из-за подпорных сту-
пеней;
-	охлаждение ступиц дефлектора и диска ТВД
воздухом подпорных ступеней (температура кото-
рого на сотни градусов меньше, чем температура
воздуха за КВД, обычно используемого для охлаж-
дения дисков ТВД).
Турбина двигателя PW6000
(Pratt&Whitney, MTU). [8.1.4.22]
Турбина PW6000 (см. Рис. 8.1.2.5 3) имеет
двухвальную схему с одноступенчатой ТВД 1 и че-
тырехступенчатой ТНД 2 (разработка MTU). Рабо-
чая лопатка 3 ТВД без бандажной полки.
Роликовый подшипник 4 вала 5 ТВД располо-
жен под КС и корпус 6 КС используется в качестве
опоры подшипника. Роликовый подшипник 7 вала
8 ТНД расположен под задней опорой 9 ТНД, стой-
ки которой 10 используются для связи ротора ТНД
с корпусом.
Масляная полость 11 подшипника ТВД ком-
пактна и изолирована от полости под КС 12 (поло-
сти перед передним дефлектором 13 ТВД) двойны-
ми стенками 14. Принцип охлаждения масляной
полости такого типа с контактными графитовыми
уплотнениями 15 показан на Рис. 8.1.2.44. Полость
подшипника наддувается охлажденным в теплооб-
меннике воздухом высокого давления (отбираемым
за КВД), который затем сбрасывается в полость 12.
Давление воздуха в полости 12 значительно ниже
давления за КВД (оно регулируется лабиринтом за
КВД) и примерно соответствует давлению за ап-
паратом закрутки, о чем свидетельствует отсут-
ствие лабиринтного уплотнения между полостью
за аппаратом закрутки и полостью 12.
Охлаждение рабочей лопатки, дефлектора,
передней стороны и ступицы 17 диска ТВД осу-
ществляется воздухом из-за КВД. Для охлаждения
задней стороны диска ТВД и ротора ТНД исполь-
зуется воздух промежуточной (четвертой из шес-
ти) ступени КВД. Это воздух отбирается внутрь
ротора КВД и поступает через полость 18 между
валом 5 ТВД и валом 8 ТНД в полость 19 ротора
ТНД. Эта полость уплотнена задним уплотнением
(дефлектором) диска ТВД и двумя лабиринтами
под 2СЛ 21 ТНД. Лопатка 21 охлаждаемая — воз-
дух промежуточной ступени компрессора подает-
ся по трубам 22. Воздух относительно низкой тем-
пературы из полости 19 используется для закрытия
осевого зазора за ТВД, охлаждает заднюю сторону
диска ТВД, диски и замковые соединения ТНД
и выходит в проточную часть ТНД.
Конструкция турбины и ее системы охлаждения
сохраняет традиционные для Pratt&Whitney подхо-
ды к размещению опоры, а также к охлаждению дис-
ка и дефлектора ТВД воздухом высокой температу-
ры, несмотря на повышенный уровень напряжений
в роторе ТВД. Повышенный уровень напряжений
является следствием увеличенной до 19000 об/мин
(по сравнению с примерно 12000 об/мин для ТВД
V2500) частоты вращения при высокой (около 4.0)
степени расширения ТВД.
Турбина двигателя F119
(Pratt&Whitney). [8.1.4.22].
ТурбинаТ119 (см. Рис. 8.1.2.5 4) имеет двух-
вальную схему с одноступенчатой ТВД 1 и однос-
тупенчатой ТНД 2. Рабочая лопатка 3 ТВД без бан-
дажной полки. ТВД имеет более низкую (около 3,0)
степень расширения по сравнению с PW6000
и CFM56, но значительно более высокий уровень
температуры газа. А невысокая степень расшире-
ния означает, что температура газа в проточной
части снижается медленнее, чем в упомянутых тур-
бинах.
Роликовый подшипник 4 ТВД размещен меж-
ду фланцем 5 диска ТВД и фланцем 6 вала 7 ТНД.
Таким образом, подшипник ТВД является межваль-
ным (его опорой служит вал ТНД). Вал ТНД через
390
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.1.2.5 3 - Турбина PW6000
1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - рабочая лопатка ТВД; 4 - подшипник ТВД; 5 - вал ТВД; 6 - корпус
КС; 7 — подшипник ТНД; 8 - вал ТНД; 9 - опора ТНД; 10 — стойки опоры ТНД; 11 - мас-
ляная полость подшипника ТВД; 12 - полость перед ротором ТВД; 13 - передний дефлек-
тор диска ТВД; 14 - стенки масляной полости; 15 - контактные уплотнения; 16 - аппа-
рат закрутки; 17 - ступица диска ТВД; 18- полость между валами ТВД и ТНД; 19-
полость ротора ТНД; 20 - заднее уплотнение (дефлектор) диска ТВД; 21 - СЛ ТНД; 22 -
трубы подвода охлаждающего воздуха; 23 - трубопровод для воздуха на охлаждение кор-
пуса ТВД; 24 - трубопроводы для воздуха на охлаждение корпуса ТНД
391
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.1.2.54 - Турбина F119 (Pratt&Whitney)
1 - ТВД; 2 - ТНД; 3 - рабочая лопатка ТВД; 4 - подшипник ТВД; 5 - фланец диска ТВД; 6 -
фланец ротора ТНД; 7 - вал ТНД; 8 - подшипник ТНД; 9 - опора ТНД; 10 - стойки опоры
ТНД; 11 - масляные коммуникации; 12 - полость охлаждающего воздуха; 13 - аппарат
закрутки ТВД; 14 - дефлектор ТВД; 15 - диск ТВД; 16 - ступица диска ТВД; 17 - вал ТВД;
18 - трубы подвода воздуха; 19- полости корпуса; 20 - коммуникации воздуха; 21 - аппа-
рат закрутки ТНД; 22 - передний дефлектор ТНД; 23 - задний дефлектор ТНД
роликовый подшипник 8 опирается на опору 9
ТНД. Связь с корпусом осуществляется через стой-
ки 10 задней опоры турбины. В отличие от меж-
вального подшипника ТВД CFM56 конструкция
усложнена на валу ТВД размещена внутренняя
обойма подшипника, а на валу ТНД наружная
обойма. В отличие от CFM56 масляные полости
подшипников ТВД и ТНД размещены отдельно,
хотя и сообщаются между собой через полость 11.
Размещение опоры за турбинами позволило над-
дувать масляную полость воздухом промежуточ-
ной ступени компрессора из полости 12, охлажда-
ющим ступицы обоих дисков турбины.
Вследствие высокого уровня температуры газа
охлаждаются все лопатки турбины. Рабочая лопат-
ка ТВД охлаждается вторичным воздухом КС, по-
даваемым через аппарат закрутки 13 и отверстия
в дефлекторе 14. Этим же воздухом охлаждаются
передняя сторона диска 15 ТВД и дефлектор 14.
Ступица диска 16 охлаждается воздухом промежу-
точной ступени компрессора, поступающим меж-
ду валом 17 (соединяющим роторы КВД и ТВД)
и валом 7 ТНД.
Для охлаждения ТНД используется воздух
промежуточной ступени КВД, поступающий по
трубам 18 в полость 19 над сопловой лопаткой ТНД
и по коммуникациям 20 в аппарат закрутки 21 ТНД.
Через аппарат закрутки и отверстия в переднем
дефлекторе 22 воздух поступает в рабочую лопат-
ку ТНД. Диск ТНД имеет и задний дефлектор 23,
392
Глава 8 - Турбины ГТД
уплотняющий воздушную полость за диском ТНД
от проточной части.
Особенностями турбины можно считать кон-
струкцию межвального подшипника ТВД, приме-
нение аппаратов закрутки и дефлекторов для обе-
их турбин.
8.1.2.6 - Конструкции газовых тур-
бин трехвальной схемы
Турбина двигателя RB211-535E4 (Rolls-
Royce). [8.1.4.25]
Турбина RB211-535E4 (см. Рис. 8.1.2.6 1,
8.1.2.6 2) является типичным (хотя и не самым
современным) представителем семейства RB211/
Trent. Турбина имеет трехвальную конструкцию
с одноступенчатой ТВД 1, одноступенчатой ТСД
2 и трехступенчатой ТНД 3.
Трехвальная конструкция является основной
отличительной чертой семейства RB211/Trent. Не-
смотря на определенные преимущества (более оп-
тимальное распределение аэродинамической на-
грузки по турбинам) эта схема имеет существенный
конструктивный недостаток сложность. В рабо-
те [8.1.4.26] приведено сравнение трехвальной тур-
бины (на примере Trent 900) и двухвальной (на
примере GP7200). Сделан вывод, что трехвальная
турбина проигрывает в массе, ей необходимы до-
полнительные вал и подшипник, а также дополни-
тельная масляная полость в относительно горячей
среде между турбинами ВД и НД.
Роликовый подшипник 4 ТВД и роликовый под-
шипник 5 ТСД имеют общую опору 6 и масляную
Рисунок 8.1.2.61 - Продольный разрез турбины двигателя RB211-535E4
1 - ТВД; 2 - ТСД; 3 - ТНД; 4 - подшипник ТВД; 5 - подшипник ТСД; 6 — опора ТВД
и ТСД; 7 - масляная полость; 8 - стойки; 9 - СЛ ТСД; 10 — подшипник ТНД; 11 - опора
ТНД; 12 - стойки задней опоры; 13 - вал ТВД; 14 - вал ТСД; 15 - вал ТНД; 16 - РЛ ТВД;
17 - ступица диска ТВД; 18- верхняя половина диска ТВД; 19- полость перед диском
ТВД; 20 - вторичная зона КС; 21 - аппарат закрутки; 22 — нижний лабиринт аппарата
закрутки; 23 - верхний лабиринт аппарата закрутки
393
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.1.2.6_2 - Турбина RB211-535E4 (обозначения соответствуют Рис. 8.1.2.6_1)
полость 7, размещенные между турбинами. Общая
опора 7 проходит через проточную часть с помощью
стоек 8, которые совмещены с сопловыми лопатка-
ми 9 ТСД. Совмещение опор и масляных позволи-
ло несколько упростить конструкцию. Совмещение
СЛ ТСД и стоек опоры позволило избежать удли-
нения проточной части (и соответствующего уве-
личения массы), а также сэкономить расход охлаж-
дающего воздуха (отдельно расположенные стойки
потребовали бы не меньшего дополнительного ох-
лаждения, чем СЛ ТСД).
Роликовый подшипник 10 ТНД расположен за
турбиной и связан с корпусом через заднюю опо-
ру 11 и ее стойки 12. Масляная полость 7 уплотне-
на лабиринтами и наддувается относительно хо-
лодным воздухом промежуточных ступеней
компрессора, поступающим между валом 13 ТВД
и валом 14 ТСД. Между валом 14 ТСД и валом 15
ТНД поступает охлаждающий воздух еще более
низкой температуры на охлаждение ротора ТНД,
одновременно охлаждая со стороны вала ТСД мас-
ляную полость 7.
Одноступенчатая ТВД с бандажированной
рабочей лопаткой 16 является в определенной сте-
пени уникальной конструкцией. Даже в двухсту-
пенчатых ТВД (которые в связи с меньшей степе-
нью расширения на одной ступени применяют
меньшую окружную скорость) бандажированные
рабочие лопатки применяются очень редко и толь-
ко на одной из ступеней. Преимущество бандаж-
ной полки в к.п.д. турбины зависит от абсолют-
ной величины радиального зазора и его можно
оценить в 1.5.. .2.5%. Однако для обеспечения не-
обходимой прочности рабочей лопатки с увели-
394
Глава 8 - Турбины ГТД
ченными напряжениями необходимо утолстить ее
стенки и снизить рабочую температуру. Для обес-
печения прочности диска с увеличенной за счет
более массивной лопатки нагрузкой на обод необ-
ходимо увеличить его массу или снизить темпера-
туру.
В рассматриваемом случае задача несколько
облегчена, так как одноступенчатая ТВД семейства
RB211/Trent имеет степень расширения около 3.0.
Это существенно меньше, чем в CFM56 и PW6000,
поэтому необходима меньшая окружная скорость
и реализуется меньший уровень центробежной
нагрузки. Однако меньшая степень расширения
увеличивает относительную температуру газа пе-
ред рабочей лопаткой. Система охлаждения ТВД
предусматривает охлаждение ступицы 17 диска
ТВД воздухом более низкой температуры, что уве-
личивает допустимый уровень напряжений за счет
снижения температуры металла.
Верхняя часть 18 диска спереди охлаждается
воздухом непосредственно из-за КВД, поступаю-
щим по полости 19. Рабочая лопатка ТВД охлаж-
дается воздухом из вторичной зоны 20 КС через
аппарат закрутки 21. Диск ТВД не имеет дефлек-
торов и уплотнение полости за аппаратом закрут-
ки осуществляется двухсторонними лабиринтами
22 и 23, выполненными заодно с диском.
1	2	3
Рисунок 8.1.2.63 - Поперечное сечение сопловой (1)
и рабочей (2) лопаточных ре-
шеток ТВД в сравнении с сопло-
выми лопатками (3) ТСД в дви-
гателе Trent
Сопловая лопатка 9 ТСД охлаждается возду-
хом промежуточной ступени компрессора, подава-
емым сверху через полости в корпусе. Рабочая ло-
патка ТСД неохлаждаемая.
Совмещение стоек опоры и сопловых лопаток
ТСД искажает аэродинамику сопловых лопаток.
В такой конструкции трудно реализовать оптималь-
ный аэродинамический профиль сопловых лопаток
ТСД (сравнение профилей этих лопаток с профи-
лями лопаток ТВД приведено на Рис. 8.1.2.6 3).
Кроме того, относительно большая осевая
ширина лопаток при малой длине приводит к отно-
сительно высокому уровню вторичных потерь (из-
вестно, что при отношении длины лопатки к осе-
вой ширине профиля менее 1.5 вторичные потери
резко возрастают; здесь же это отношение менее
1.0).
Rolls-Royce сохраняет рассмотренные выше
конструктивные особенности (трехвальную схему,
бандажированную лопатку ТВД, совмещенные со
стойками лопатки ТСД) во всех разработках дви-
гателей семейства Trent, сохраняя накопленный
опыт по надежности и долговечности.
8.1.2.7 - Конструкции стационарных
газовых турбин
Турбины стационарных двигателей наземно-
го применения могут быть как одновальными, так
и двухвальными.
Наиболее простой является одновальная схе-
ма, которая и наиболее популярна в стационарных
двигателях, особенно в энергетических двигателях
большой мошности. В этом случае многоступен-
чатая турбина одновременно приводит компрессор
и отдает часть мощности генератору или механи-
ческому приводу. В случае двухвальной схемы одна
турбина служит турбиной газогенератора (ТВД),
а другая турбина (на отдельном валу) служит СТ
и называется также свободной турбиной.
Несмотря на относительную сложность, двух-
вальная схема со свободной турбиной имеет зна-
чительно большую гибкость для конкретных при-
менений. Одна модель промышленного двигателя
может иметь несколько СТ для различных приме-
нений: для генератора на 3000 об/мин, для генера-
тора на 3600 об/мин, для механического привода
(ГПА, судового винта и так далее).
Одной из особенностей стационарных турбин
является активное использование подшипников
скольжения (вместо подшипников качения, приме-
няемых в авиационных турбинах). Вместо шари-
ковых подшипников, воспринимающих осевые
усилия в авиационных турбинах, применяются
395
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.1.2.7_1 - Турбины стационарных двига-
телей Tempest и Cyclone
1 - одновальная турбина;
2 - турбина газогенератора
(ТВД); 3-СТ; 4-вал СТ;
5 - внутренний корпус; 6 - на-
ружный корпус; 7 - вал ТВД
упорные подшипники скольжения. Часто это не-
сколько упрощает конструкцию за счет исключе-
ния необходимости применения разгрузочных по-
лостей для регулирования осевого усилия роторов,
но требует увеличения массы опор и больших рас-
ходов масла.
Фирма European Gas Turbines (принадлежащая
компании Siemens) производит стапионарные дви-
гатели умеренной полезной мощности (до 15 МВт).
На Рис. 8.1.2.71 приведены турбины двух моди-
фикаций одного стационарного двигателя (Tempest
и Сус1опе)[ 8.1.4.27].
В модификации Tempest все расширение газа
происходит в двухступенчатой одновальной турби-
не 1 и полезная мощность (мощность турбины, пре-
вышающая мощность компрессора) отбирается с об-
щего вала турбокомпрессора. В модификации
Cyclone степень расширения газа в двухступенчатой
ТВД 2 уменьшена до величины, необходимой для
привода компрессора, а остальная энергия газа
преобразуется в полезную мощность в новой сво-
бодной СТ 3. Полезная мощность отбирается с по-
мощью вала СТ 4, который имеет две опоры с под-
шипниками скольжения, одна из которых использует
упорный подшипник.
Рисунок 8.1.2.7_2 - Турбина MS6001C (GE Power
Systems)
1 - 1РЛ; 2 - 2РЛ; 3 - ЗРЛ; 4- ап-
парат закрутки; 5 - 1СА;
6 - 2СА; 7 — дефлектор; 8 - кор-
пус; 9 - проставки над РЛ
По сравнению с авиационными турбинами
конструкция очень массивна за счет использова-
ния двойных корпусов (5 и 6), а также использова-
ния сплошной (без внутренней полости) конструк-
ции вала 4 СТ и вала 7 ТВД. Применение более
массивных конструкций часто дает возможность
использовать более дешевые материалы.
Типичная турбина одновального стационар-
ного двигателя MS6001C General Electric Power
Systems полезной мощностью 42,3 МВт приведе-
на на Рис. 8.1.2.7 2. Эту турбину можно назвать
типичной (авторы работы [8.1.4.28] называют ее
«классической»), так как подавляющее большин-
ство турбин GE Power Systems создано на базе «эво-
люционной философии» методом масштабирова-
ния ранее созданных успешных конструкций.
Это одновальная турбина с частотой враще-
ния 7100 об/мин и температурой за КС 1600К (оце-
ночный уровень температуры перед ротором в се-
чении 4.1 составит 1500... 1520К). Рабочие лопатки
1 и 2 (первых двух рабочих колес турбины) не име-
ют бандажных полок. ЗРЛ имеет бандаж для обес-
печения вибрационной прочности. Как отмечено
в [8.1.4.28], это отступление от стандартной прак-
тики GE в отношении 2РЛ, которая обычно выпол-
396
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.1.2.73 - Сборка двигателя 9Н (GE Power Systems)
1-турбина
няется с бандажной полкой. Отказ от бандажа для
2РЛ позволил «уменьшить количество лопаток,
организовать более эффективное охлаждение и бо-
лее равномерное распределение температуры в ло-
патке» [8.1.4.28].
1РЛ охлаждается воздухом из-за компрессора
через аппарат закрутки 4 в опоре 5 первого СА.
Сопловой аппарат 6 второй ступени и рабочие ло-
патки 2 второй ступени охлаждаются воздухом из-
за промежуточной восьмой (из 12) ступени комп-
рессора. Воздух для рабочих лопаток отбирается
внутрь ротора компрессора и подается в лопатки
через пазы в дефлекторе (проставке) 7. Лопатки
третьей ступени неохлаждаемые.
Упорный подшипник скольжения расположен
за ротором турбины. Обращает на себя внимание
массивность конструкции, особенно корпуса тур-
бины 8 и проставок 9 над рабочими лопатками.
На Рис. 8.1.2.7 3 приведен снимок ротора ста-
ционарного ГТД большой мощности 9Н (GE Power
Systems) [8.1.4.29] с четырехступенчатой турбиной
1, дающий представление о размерах мощных ста-
ционарных газовых турбин класса мощности
250 МВт.
8.1.3 - Методология проектирова-
ния турбин
Методология проектирования включает струк-
туру, логическую организацию, методы и средства
проектирования.
Задачей методологии проектирования турби-
ны является обеспечение экономической эффектив-
ности разработки посредством:
-	Удовлетворения основных требований по-
требителя.
-	Минимального уровня затрат на разработку
(окупаемости проекта).
-	Приемлемого уровня риска.
-	Минимальной себестоимости в производстве
(то есть прибыльности изготовления).
-	Минимальной стоимости обслуживания (то
397
Глава 8 - Турбины ГТД
есть прибыльности контрактов на обслуживание
с почасовой оплатой).
Требования потребителя в конечном счете сво-
дятся к минимальной величине прямых эксплуа-
тационных расходов, и на практике выражаются
в минимальной стоимости приобретения + мини-
мальной стоимости эксплуатации. Стоимость экс-
плуатации состоит из затрат на топливо и стоимо-
сти обслуживания (запчастей и ремонта).
Методология проектирования турбины
решает эту задачу за счет:
-	Методов проектирования.
-	Проектирования на целевую себес-
тоимость турбины.
-	Проектирования на целевую сто-
имость обслуживания.
-	Минимизации риска проекта.
-	Средств проектирования (ключевых техно-
логий разработки турбины).
-	Эффективной структуры и организации про-
цесса проектирования.
8.1.3.1 - Проектирование на
целевую себестоимость турбины
Проектирование на заданную себестоимость
(Design-to-cost) позволяет уже на проектной ста-
дии заложить основу обеспечения минимально
возможной производственной себестоимости.
Уже на стадии предварительного проектиро-
вания принимается основная часть решений, пре-
допределяющих производственную себестоимость.
Во-первых, это выбор температуры газа и ча-
стоты вращения (при выработке требований к тур-
бине в составе двигателя). Уровень тепловой и цен-
тробежной нагрузки определяет необходимость
разработки или использования новых технологий
и материалов с соответственным увеличением се-
бестоимости относительно прототипа.
Во-вторых, это унификация использование
максимального количества деталей с уже освоенных
в производстве конструкций. Серийная конструкция
может быть использована в качестве базовой «плат-
формы» с изменениями, обеспечивающими требо-
вания к характеристикам новой турбины. Этими
изменениями могут быть перепроектирование ло-
паточной части турбины (аэродинамических про-
филей лопаток и/или их системы охлаждения), уве-
личение или уменьшение расхода охлаждающего
воздуха. С появлением с середины 1990-х годов
технологий пространственного твердотельного
моделирования геометрии деталей (Unigraphics,
CATIA) стало применяться и полное моделирова-
ние существующей турбины на необходимый рас-
ход газа. Ранее такой подход применялся только для
компрессоров и для турбин стационарных двига-
телей.
В-третьих, это выбор количества ступеней
турбины. Минимизация количества ступеней вно-
сит значительный вклад минимизацию себестои-
мости.
Эффективность производственных процес-
сов определяет общее количество материалов для
использования в процессе производства. Из-за по-
терь в процессе производства отношение общей
массы использованных материалов к массе вошед-
ших в турбину деталей обычно составляет от 6 до
10, часто доходя до 15илидаже25 [8.1.4.30]. Соот-
ветственно, чем меньше эта величина, тем более
эффективна конструкция и производственная тех-
нология, тем ниже себестоимость турбины. При-
мером эффективной конструкции является турби-
на двигателя Pratt&Whitney PW6000, для которой
это отношение заявлено на уровне 4.
Себестоимость турбины не может быть опре-
делена без привязки к конкретным условиям про-
изводства, так как зависит от его технологической
базы. Наиболее надежный способ моделирования
себестоимости подразумевает использование в ка-
честве базы моделей себестоимости прототипов
основных деталей. Управление себестоимостью
предполагает совместимость конструкции с име-
ющимися или планируемыми процессами произ-
водства, а также повышение эффективности самих
этих процессов.
В процессе проектирования должны рассмат-
риваться с точки зрения себестоимости различные
варианты каждого важного технического решения.
Только вариантный подход может обеспечить при-
нятие действительно оптимального по себестоимо-
сти решения.
Обоснование выбора зависит от имеющегося
опыта, принятой в компании практики и наличия
соответствующего математического обеспечения
для экономической оценки вариантов конструкции.
Из опубликованных в открытой литературе мето-
дов экономической оценки вариантов конструкции
турбины следует отметить работу специалистов
Alstom Power Uniturbo [8.1.4.31].
8.1.3.2 - Проектирование на целе-
вую стоимость обслуживания тур-
бины
Статистика [8.1.4.32] показывает, что полная
стоимость обслуживания турбины состоит из сто-
имости запчастей (55...65% - лопатки, 15...25% -
роторные детали ограниченного циклического ре-
398
Глава 8 - Турбины ГТД
сурса - диски, валы), стоимости проведения непос-
редственно ремонтов (10...20%) и стоимости об-
служивания в эксплуатации (5%).
Соответственно, минимизация стоимости об-
служивания достигается уменьшением расходов на
запчасти (уменьшением их количества и увеличе-
нием ресурса) и ремонт (уменьшением количества
ремонтов).
Стоимость замены охлаждаемых лопаток
ТВД может составлять до 50% общей стоимости
ремонта всего двигателя [8.1.4.33], ацена одной
лопатки достигает 3...5 тысяч долларов [8.1.4.34]
Практика эксплуатации современных двигате-
лей (ПС-90А, PW2000 [8.1.4.35], PW4000 [8.1.4.36],
CFM56 [8.1.4.9, 8.1.4.37], V2500 [8.1.4.38]) показы-
вает, что абсолютно все ТВД в ходе эксплуатации
подвергаются неоднократной модернизации с уве-
личением расхода охлаждающего воздуха для ра-
бочих лопаток, применением материала лопаток
с лучшими характеристиками, внедрением тепло-
защитных покрытий, улучшением систем охлаж-
дения лопаток и даже уменьшением температуры
газа за счет увеличения расхода воздуха через га-
зогенератор двигателя. Все эти меры направлены
на увеличение долговечности именно лопаток и все
они оправданы увеличением их ресурса.
Таким образом, экономия в процессе проек-
тирования на охлаждающем воздухе, на стоимос-
ти материала, на трудоемкости системы охлажде-
ния не оправдывается в эксплуатации. Поэтому
лопатки должны проектироваться с максимальным
запасом по температуре газа, который и должен
обеспечить их долговечность и ремонтопригод-
ность.
Уменьшение количества лопаток турбины
тоже уменьшает стоимость обслуживания (и себе-
стоимость), так как уменьшает количество необ-
ходимых запчастей.
Поэтому уменьшение количества лопаток ста-
ло одним из основных направлений при проекти-
ровании турбин. Для этого разрабатываются и уже
применяются технологии аэродинамического про-
ектирования решеток с «высокой» и «ультравысо-
кой подъемной силой» (Rolls-Royce, MTU), а так-
же «редких» и «ультра-редких» решеток (GE
Aircraft Engines). Эти технологии сокращают ко-
личество лопаток на 10...20% - при сохранении
эффективности турбины.
Максимальный циклический ресурс ротора
турбины. Увеличение допустимой наработки дис-
ков, валов, дефлекторов (а она варьируется в диа-
пазоне от 10000 до 25000 циклов) распределяет сто-
имость их замены на больший срок эксплуатации
и снижает стоимость обслуживания летного часа.
Циклический ресурс деталей при проектиро-
вании увеличивается за счет:
-	оптимизации уровня и размаха напряжений
в рабочем цикле при помощи методов моделиро-
вания нестационарного теплонапряженного состо-
яния и методов конечно-элементного анализа;
-	оптимизации уровня рабочих температур
деталей за счет системы охлаждения.
Стабильность параметров турбины в эксп-
луатации замедляет выработку запаса по темпера-
туре за турбиной и увеличивает наработку на ре-
монт.
Стабильность параметров обеспечивается:
-	оптимальной величиной радиальных зазоров
РЛ и СЛ в рабочем цикле;
-	защитой от окисления и обгорания торца ра-
бочих лопаток ТВД и корпусных вставок над ними
за счет эффективного охлаждения и применения
стойких к окислению и коррозии материалов.
8.1.3.3 - Минимизация риска проекта
Основные методы минимизации риска:
-	Эволюционный подход к проектированию.
-	Создание и использование базы накопленно-
го опыта.
-	Обеспечение готовности применяемых тех-
нологий.
-	Использование запасов по температуре газа
и частоте вращения.
Эволюционный подход (выбор оптимально-
го варианта конструкции с использованием одной
из уже разработанных конструкций в качестве ба-
зовой) является основным в технической полити-
ке любой фирмы.
Он дает возможность существенно уменьшить
риск, так как затраты на доводку новой конструк-
ции турбины (так называемой турбины с осевой
линии) могут быть (и очень часто бывают) непри-
емлемо велики.
Яркий пример эволюционного подхода дает
Rolls-Royce. В двигателях семейств RB211 (в эксп-
луатации с 1972 года) и Trent (в эксплуатации с 1995
года) практически сохранены базовые размеры
и конструктивные особенности турбин (трехваль-
ная конструкция, одноступенчатая ТВД с бандажи-
рованной рабочей лопаткой, одноступенчатая ТСД,
сопловая лопатка которой совмещена с опорой под-
шипников роторов ТВД и ТСД). Для семейства Trent
впервые было применено прямое геометрическое
моделирование турбины. При этом с 1545 до 185 0К
выросла температура перед ротором ТВД [8.1.4.39].
Несмотря на увеличение конструктивной
и технологической сложности турбины, преем-
399
Глава 8 - Турбины ГТД
ственность конструкции обеспечила уменьшение
риска доводки.
Образцом реализации эволюционного подхо-
да можно считать и одноступенчатую ТВД GE
Aircraft Engines, разработанную для F101, исполь-
зованную в F110, в семействе CFM56-2/-3/-5A/-5B/
-5С/-7и смоделированную для использования
bF414, CF34-10..
База накопленного опыта
Независимо от подхода, реализуемого в кон-
кретном проекте, один из принципов конструиро-
вания остается неизменным — это максимальное
использование накопленного опыта - базы знаний.
Опора на прошлый опыт является самым надеж-
ным способом снижения технического и финансо-
вого риска нового проекта.
У каждой фирмы этот опыт складывается ис-
торически и далеко не всегда он формализован
в виде документации. Носителями его являются
специалисты, математическое обеспечение и про-
цедуры, используемые в процессе проектирования.
На практике использование базы знаний оз-
начает «проектирование в пределах накопленного
ранее опыта технических решений»:
-	сохранение проверенной эксплуатацией тех-
нологии проектирования,
-	сохранение принципов конструирования от-
дельных узлов и деталей - то есть освоенных про-
изводственных технологий.
База знаний является одним из основных ус-
ловий успешной реализации целых семейств тур-
бин в рамках эволюционного подхода к проекти-
рованию.
Готовность применяемых технологий
Новые материалы и новые технологии явля-
ются ключевым фактором для успеха новых раз-
работок. Использование новой технологии при
проектировании турбины требует предварительной
по крайней мере, на трех уровнях проверки ее
готовности к использованию.
Первый уровень — это исследовательский уро-
вень (определение концепции и оценка ее потен-
циала).
Второй уровень — это технологическая демон-
страция в узле (оценивается реализуемость и эф-
фективность технологии при модельных испыта-
ниях узла).
Третий уровень испытания в системе дви-
гателя (включая длительные циклические испыта-
ния).
Зарубежные компании ориентируются на шка-
лу NASA (Национального агентства по аэронавтике
США), которая оценивает уровень готовности тех-
нологии в баллах от 0 до 9. Уровень готовности оце-
нивается в зависимости от уровня эксперименталь-
ной проверки технологии. Максимальный (9-й) уро-
вень готовности соответствует минимальной степе-
ни риска - проверке технологии в реальной
конструкции в летной эксплуатации.
Успешное проведение всех испытаний, к со-
жалению, еще не дает гарантии надежной эксп-
луатации с предсказуемым уровнем стоимости об-
служивания, так как все условия будущей работы
ни предусмотреть, ни воспроизвести невозмож-
но. Однако внедрение новой конструкции турби-
ны с исключением одного из уровней испытаний
(например, на модельном воздушном стенде) пред-
ставляет собой достаточно большой технический
риск. Поэтому во всех современных проектах ста-
дия модельных испытаний обязательно присут-
ствует даже при использовании масштабирован-
ных конструкций.
Компания GE Aircraft Engines при создании
двигателя GE90 провела модельные испытаний
всех турбин, однако при создании модификации
GE90-115В тягой 52 тонны изготовилаи вновь про-
вела модельные испытания ТВД и ТНД (новые тур-
бины отличались увеличенной пропускной способ-
ностью). При разработке ТВД двигателя GP7000,
представляющей геометрическую модель ТВД
GE90-115B в масштабе 86% (что соответствует
72% моделирования по расходу), компания все рав-
но провела полные испытания ТВД на модельном
стенде для оптимизации зазоров, расходов охлаж-
дающего воздуха и относительного окружного по-
ложения сопловых лопаток первой и второй сту-
пеней [8.1.4.40].
Компания Rolls-Royce при создании всех но-
вых двигателей семейства Trent испытала все но-
вые конструкции ТВД, ТСД и ТНД на полнораз-
мерных турбинных стендах.
Стоимость модельных испытаний турбин
очень высока прежде всего из-за больших отно-
шений давления и расходов рабочего тела, которые
необходимо реализовать.
При создании стационарных энергетических
турбин большой мощности (в отличие от авиаци-
онных) до середины 1990-х годов стадия модель-
ных испытаний часто отсутствовала из-за ее доро-
говизны. Новые большие стационарные турбины
отправлялись в эксплуатацию без какой-либо зна-
чительной доводки.
Во второй половине 1990-х годов опыт эксп-
луатации и повышение уровня сложности внедря-
емых технологий заставил производителей ввести
так называемую стадию «опытно-промышленной
эксплуатации», а затем и создать собственные
стенды.
400
Глава 8 - Турбины ГТД
Опыт корпорации ALSTOM показал, что ста-
дии «опытно-промышленной эксплуатации» не-
достаточно для уменьшения риска создания но-
вых высокотемпературных турбин. Доводка
в эксплуатации турбины новых энергетических
двигателей ALSTOM GT24/GT26 (179/262 МВт)
в 1999...2003 г.г. обошлась компании в более чем
в пять миллиардов евро. Этот опыт побудил компа-
нию построить полноразмерный стенд для довод-
ки машин большой мощности и ввести специаль-
ные корпоративные процедуры для минимизации
риска при разработке и внедрении новых турбин-
ных технологий.
Недооценка риска внедрения новой конструк-
ции и недостаточный объем испытаний привели
к проблемам в эксплуатации с турбинами стацио-
нарных двигателей серии «F» [8.1.4.41] General
Electric Power Systems и к затратам столь же огром-
ного масштаба на замену роторов всего парка дви-
гателей в эксплуатации.
8.1.3.4 - Ключевые технологии в
разработке турбины
К ключевым технологиям, необходимым при
разработке турбины, можно отнести:
-	проектирование на среднем диаметре (вы-
бор основных параметров);
-	аэродинамическое проектирование лопаточ-
ных решеток в 2В-постановке (невязкой и вязкой);
-	аэродинамическое 3D-моделировапис мно-
гоступенчатой турбины (невязкое и вязкое);
-	моделирование (гидравлический и тепловой
расчет) теплового состояния лопатокв ID, 2D и 3D-
постановке;
-	моделирование (гидравлический и тепловой
расчет) теплового состояния роторов и корпусов
в ID, 2D и ЗВ-постановке;
-	цифровое геометрическое (твердотельное)
моделирование в инженерной системе высокого
уровня (Unigraphics, САПА);
-	эффективные производственные технологии
жаропрочных лопаточных сплавов (в том числе
направленной кристаллизации и монокристалли-
ческих);
-	эффективные производственные технологии
для литья лопаток с многоходовой петлевой систе-
мой охлаждения;
-	технологии лопаточных покрытий (теплоза-
щитных и металлических — против окисления
и коррозии);
-	эффективные производственные технологии
порошковых сплавов для роторов;
-	технология экспериментальной проверки
конструкции турбины, обеспечивающая:
-	идентификацию применяемого мате-
матического обеспечения;
-	проверку готовности новой техноло-
гии;
-	проверку соответствия требованиям
заказчика по долговечности и надежности (посред-
ством сертификационных и длительных испыта-
ний).
8.1.3.5 - Эффективная организация
процесса проектирования
Организация процесса проектирования долж-
на обеспечить выполнение проекта с удержанием
стоимости и времени разработки в допустимых
пределах. Общая схема организации процесса раз-
работки турбины приведена на Рис. 8.1.3.51.
Основные условия обеспечения эффективно-
сти процесса разработки:
-	Применение схемы «параллельного инжини-
ринга» [8.1.4.42] («интегрированной разработки
продукта»), в процессе которого параллельно выпол-
няются задачи разработки турбины, выполняемые
разными проектными группами (задачи аэродина-
мического, теплового, прочностного и геометри-
ческого проектирования).
-	Параллельное выполнение задач проектиро-
вания и производства (в том числе передача инже-
нерной информации для производства по мере ее
готовности, заказ заготовок, технологическая под-
готовка производства и само производство).
-	Проведение технических обзоров (Design
Review) состояния проекта для оценки уровня рис-
ка. Переход к следующей стадии проектирования
возможен только после положительного заключе-
ния экспертов.
-	Организация информационного обмена меж-
ду проектными группами посредством системы
управления данными о продукте (PDM - Product
Data Management).
-	Организация базы данных о накопленных зна-
ниях — экспериментальной, аналитической и дру-
гой проектной информации.
-	Гибкость проектных программ, обеспечива-
ющая возможность использования их как в проек-
тных задачах, так и при анализе эксперимента. Эта
гибкость обеспечивает как системность в подходе
к проектированию, так и экономию.
-	Наличие альтернативных алгоритмов (в том
числе базирующихся на эксперименте) для одних
и тех же концептуальных задач. Этот подход обес-
печивает наиболее системный и объективный ана-
лиз проблем проектирования.
401
Глава 8 - Турбины ГТД
-	Возможность запоминания (архивирования)
и последующего воспроизведения интерактивных
дизайн-сессий для нового использования. Эта воз-
можность позволяет значительно экономить время
на решении некоторых стандартных задач, а глав-
ное вернуться к исходной точке при ухудшении
характеристик в ходе проектирования (особенно
при 2D аэродинамическом проектировании).
-	Возможность объединения сложных методов
анализа в единую систему, использующую одну
базу данных. Это объединение позволяет суще-
ственно сократить непроизводительные затраты
времени на передачу данных из одной программы
в другую.
8.1.4 - Перечень использованной
литературы
8.1.4.1 Абианц В.Х. Теория авиационных газовых
турбин. - М.: Машиностроение, 1979.
8.1.4.2 Smith S.F. A Simple Correlation of Turbine
Efficiency, J. of R.A.S., №69, 1965.
8.1.4.3 Ni R.-H. Advanced Modeling Techniques for
New Commercial Engines. ISABE 99-7043, 1999.
8.1.4.4 Wilde G.L. The design and performance of high
temperature turbines in turbofan engines. Aeronautical
Journal, August 1977.
8.1.4.5 Mari C. Trends in the Technological
Developments of Aeroengines: an overview. ISABE
Рисунок 8.1.3.5_1 - Процесс разработки турбины
402
Глава 8 - Турбины ГТД
2001-1012,2001.
8.1.4.6 Steffens К., Walther R. Driving the
Technological Edge inAirbreathing Propulsion. ISABE
2003-1002, 2003.
8.1.4.7 Rupp O. Maintenance cost forecast for civil
aircraft gas turbine engines. ISABE Paper N 99-7021.
8.1.4.8 Radial revisited. Modern Power Systems,
January 2004.
8.1.4.9 GE Aircraft Engines: CF6-80C2 Engine
Airflow FADEC Control, без автора, USA, 1995.
8.1.4.10 www.geae.com.
8.1.4.11 GE Aircraft Engines: GE90 Engine Airflow,
без автора, USA, 1992.
8.1.4.12 GE Aircraft Engines: GE90 Propulsion
System, без автора, USA, 1991.
8.1.4.13 CFM International: CFM56-5B Engine
Airflow, CFM56-2134, France, 1991.
8.1.4.14 CFM International: CFM56-5B, CFM-2142,
France, 1998.
8.1.4.15 www.CFM56.com
8.1.4.16 Tubbs EL, Holland M.J. Advances in Turbine
Technology, ICAS-86-3.7.2, 1986.
8.1.4.17 www.rolls-royce.com/media/gallery/
default.jsp.
8.1.4.18 International Aero Engines: V2500 Engine,
S13975-10, 1999.
8.1.4.19 International Aero Engines: Concourse
V2500, May 1999.
8.1.4.20 www.iaenews.com
8.1.4.21 Pratt&Whitney: PW6000 Engine, SI3975-7,
1999.
8.1.4.22 www.pratt-whitney.com/news presskit
images/asp.
8.1.4.23 The CFM56 in service. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance - June/July 2001.
8.1.4.24 Meggitt solution for CFM56 bearing problem
takes wing. Flight International, June 15-21, 2004.
8.1.4.25 Rolls-Royce: Двигатели фирмы Rolls-Royce
(Роллс-Ройс) для гражданской авиации. Rolls-Royce
535. TS 10281, Роллс-Ройс плк. Дерби, Англия,
1992.
8.1.4.26 Benzakein M.J. Propulsion Strategy for the
21st Century -AVision into the Future. ISABE 2001-
1005,2001.
8.1.4.27 European Gas Turbines: The Cyclone.
England, 1997.
8.1.4.28 Harper D., Martin D. Design of the 6C Heavy-
Duty Gas Turbine. GT2003-38686, ASME Turbo Expo
2003.
8.1.4.29 Pritchard J.E., H System™ Technology
Update. GT2003-38711, ASME Turbo Expo 2003.
8.1.4.30 Gupta D.K. Materials and Processes for
Affordable and High Performance Propulsion Systems.
ISABE-2001-1104.
8.1.4.31 Костеж M.K., Осипов И.Л., Петрунин Д.В.
Фокин А.М. Выбор оптимальной стратегии при
проектировании газовой турбины и ее компонен-
тов. XLIX Научно-техническая сессия по пробле-
мам газовых турбин. Москва, 2002.
8.1.4.32 Power Struggle. Maintenance Repair &
Overhaul. Nov./Dec. 1999.
8.1.4.33 Airlines Continue the Search for Improved
Reliability. MRO Management, June 2003.
8.1.4.34 Soditis S. Turbine Engine Maintenance and
Overhaul. AIAA 97-2630. AIAA/ASME /SAE /ASEE
Joint Propulsion Conference and Exhibit, Seattle, USA,
July 1997.
8.1.4.35 PW2000 - a mature performer. Aircraft
Technology Engineering & Maintenance — October/
November 2003.
8.1.4.36 PW4000 engine focus. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance - August/September 2002.
8.1.4.37 Service Solutions. Volume 3, Issue 2, March-
April 2003. GE Engine Services.
8.1.4.38 A Phoenix rises... Aircraft Technology
Engineering & Maintenance - April/May 2002.
8.1.4.39 Jones M., Birch N., Bradbrook S. Evolutions
in Aircraft Engine Design and aVision for the Future.
ISABE 2001-1014.
8.1.4.40 GP7000 - Power for the A380. Aircraft
Technology Engineering & Maintenance — Paris 2003
Special
8.1.4.41 Advanced gas turbine teething troubles.
Modern Power Systems, September 1996.
8.1.4.42 Dodd, A.G., Butcher, M.C. The use of
simultaneous engineering for the design and
manufacture of the Low Pressure Turbine for the Rolls-
Royce Trent engine. Rolls-Royce, 1991.
403
Глава 8 - Турбины ГТД
8.2 - Аэродинамическое
проектирование турбины
Проектирование турбины начинается с «аэро-
динамики» выбора количества ступеней и разме-
ров проточной части. Принимаемые на этой стадии
решения фактически предопределяют облик буду-
щей турбины, ее конструктивные особенности и воз-
можность удовлетворения требований, которые она
должна обеспечить, конкурентоспособность, себе-
стоимость, а также стоимость разработки.
8.2.1 - Этапы и ключевые
технологии аэродинамического
проектирования
Этапы аэродинамического проекти-
рования
Диаграмма на Рис. 8.2.1 1 [8.2.11.1] наглядно
показывает степень предопределенности стоимо-
сти жизненного цикла узлов двигателя на стадиях
его жизненного цикла. Уже на стадии предвари-
тельного (одномерного) проектирования предопре-
деляется две трети затрат. Соответственно, предоп-
ределяется стоимость и другие характеристики
турбины.
Исследование фирмы Boeing применительно
к проектированию авиапионных турбин [8.2.11.2]
Рисунок 8.2.1_1 - Изменение предопределенности
стоимости жизненного цикла
турбины, произведенных затрат
и суммы знаний о турбине в зави-
симости от этана жизненного
цикла [8.2.11.1]
Этан 1 - предварительное проек-
тирование; этап 2 - проектиро-
вание и испытания; этап 3 - про-
изводство; этап 4 - эксплуатация;
этап 5 - списание
показало, что на стадии выбора основных парамет-
ров тратится менее 1% стоимости жизненного цик-
ла. Но при этом принимаются решения, определя-
ющие 80% всех будущих расходов.
Аэродинамическое проектирование турбины
включает два практически одинаковых по важнос-
ти базовых этапа: одномерное проектирование тур-
бины и проектирование лопаточных венцов.
Одномерное проектирование на среднем диа-
метре с выбором основных параметров и досто-
верной оценкой основных показателей турбин
включает следующие технологии:
-	выбор количества ступеней;
-	определение размеров проточной части;
-	выбор количества лопаток;
-	распределение удельной работы и реактив-
ности между ступенями;
-	выбор системы охлаждения, расходов возду-
ха и системы вторичных потоков;
-	определение достижимого уровня к.п.д.;
-	определение теплонапряженности и дости-
жимого уровня долговечности;
-	опенка массы;
-	оценка производственной себестоимости
и стоимости обслуживания.
Аэродинамическое проектирование лопаточ-
ных венцов включает следующие технологии:
-	синтез геометрии профиля (сечения венца)
с учетом ограничений (возможности производства,
охлаждение, статическая и динамическая прочность);
-	анализ и оптимизация аэродинамических
характеристик решетки профилей с использовани-
ем 2Э-моделирования потока: невязкого (по урав-
нениям Эйлера) и вязкого (по уравнениям Навье-
Стокса);
-	формирование лопаточного венца из базовых
сечений с учетом аэродинамики, а также ограни-
чений по системе охлаждения;
-	сквозное численное ЗЭ-моделирование по-
тока в многоступенчатой турбине - невязкое (по
уравнениям Эйлера) и вязкое (по уравнениям На-
вье-Стокса);
-	анализ и оптимизация аэродинамических
характеристик венцов;
-	численное 2В/ЗЭ-моделирование нестацио-
нарного потока в многоступенчатой турбине в не-
вязкой и вязкой постановке.
Одномерное проектирование на среднем диа-
метре является наиболее важным этапом проекти-
рования турбины.
Во-первых, оно закладывает те границы (ос-
новные параметры), в рамках которых должен быть
реализован проект и которые во многом предопре-
деляют потенциальные результаты, достижимые на
404
Глава 8 - Турбины ГТД
основе более сложных и современных технологий
численного анализа потока.
Во-вторых, принимаемые на этом этапе реше-
ния фактически сохраняют свою силу на протяже-
нии всего жизненного цикла турбины а он дос-
тигает 40...50 лет. Для некоторых двигателей,
конвертированных из авиационных в промышлен-
ные, жизненный цикл турбины явно будет выше
50 лет. На протяжении жизненного цикла крайне
редко из-за дороговизны реализации принима-
ются решения об изменении основных параметров,
принятых в ходе одномерного проектирования.
В первую очередь принимаются решения
о смене материала, применении покрытия, моди-
фикации конструкции системы охлаждения. В пос-
леднюю очередь модифицируется аэродинамика.
Проточная часть изменяется крайне редко, а реше-
ние об изменении количества ступеней уже озна-
чает начало разработки новой турбины.
Таким образом, правильные решения на эта-
пе одномерного проектирования определяют кон-
курентоспособность турбины в течение всего жиз-
ненного цикла.
Ключевые технологии аэродинами-
ческого проектирования
К ключевым технологиям аэродинамическо-
го проектирования можно отнести следующие тех-
нологии:
-	одномерное (на среднем диаметре) проекти-
рование турбины;
-	одномерное моделирование потерь энергии
в лопаточных венцах турбины;
-	2В/ЗВ-моделирование невязкого (по уравне-
ниям Эйлера) потока в проточной части турбины;
-	2В/ЗВ-моделирование вязкого (по уравнени-
ям Навье-Стокса) потока в турбине;
-	синтез 2D и ЗВ-геометрии лопаточного вен-
ца турбины.
8.2.2 - Технология одномерного
проектирования турбины
Выбор количества ступеней и про-
точной части
Выбор количества ступеней и размеров про-
точной части происходит одновременно, так как
необходимая окружная скорость зависит от степе-
ни расширения на каждой ступени, а располагае-
мая величина окружной скорости непосредствен-
но зависит от диаметра.
При выборе проточной части необходимо
обеспечить достаточную окружную скорость и оп-
тимальное значение осевой скорости газа (для обес-
печения приемлемого по к.п.д. треугольника ско-
ростей). При этом параметр напряжений Fn2
(произведение осевой площади на частоту враще-
ния в квадрате) должен оставаться в приемлемых
пределах.
Окружная скорость колеса и осевая скорость
газа должны обеспечивать приемлемое по потерям
энергии сочетание удельной аэродинамической
нагрузки ДН/U2 и относительной осевой скорости
газа Ca/U.
Уменьшение осевой скорости на выходе при-
водит к уменьшению потерь полного давления в вы-
ходном устройстве и увеличению перепада полного
давления на турбине, т.е. ее мощности. Уменьше-
ние осевой скорости может быть обеспечено толь-
ко увеличением длины лопаток турбины, увеличе-
нием напряжений в лопатках, замках и дисках.
На Рис. 8.2.2 1 приведены абсолютные зна-
чения скоростей газа на выходе из реализованных
конструкций силовых турбин.
Для сохранения материальной части допус-
каются высокие уровни выходной скорости. GE
в 40-мегаваттном промышленном двигателе
LM6000PA/B при полном сохранении материаль-
ной части ТВД и ТНД с авиационного двигателя
CF6-80C2 допустила выходную скорость около
340 м/с. Даже с перепроектированными в середи-
не 1990-х последними ступенями ТНД (для увели-
чения осевой площади на выходе - в модели
LM6000PC/D) выходная скорость составила не
менее 300 м/с.
В заново создаваемых СТ уровень выходной
скорости существенно ниже. Он составляет от
160 м/с (LM1600,LM2500+) до 190 м/с (LM5000).
В этом же диапазоне находятся и выходные скорос-
ти в ПС-90ГП-1/2. Этот уровень и следует считать
близким к оптимальному, хотя существуют и кон-
струкции с еще более низким уровнем выходной
скорости — например, М80 («Зоря-Машпроект»,
г. Николаев).
Выбор осевой скорости непосредственно
влияет и на геометрическую конфузорность вен-
цов (отношение площади межлопаточного кана-
ла на входе к площади минимального сечения
межлопаточного канала на выходе). Оптимальная
величинаконфузорностисоставляет 1.6...2.0 (не-
желательно опускать ее ниже 1.4). Конфузорность
определяет ускорение потока в венце и уровень
потерь (особенно вторичных потерь) в венце.
Допустимое значение параметра напряже-
ний (при измерении в м2 (об/мин)2/106) прибли-
405
Глава 8 - Турбины ГТД
Мог цнос ib, МВт
Рисунок 8.2.21 - Абсолютные скорости газа на выходе из силовых турбин авиапроизводных двигателей
женно соответствует уровню напряжений растя-
жения в рабочей лопатке в кг/мм2. Нежелательно
иметь его более 25...30 для рабочих лопаток ТВД
(работающих при высоких температурах) и более
40...45 для рабочих лопаток последних ступеней
турбины. В реализованных конструкциях наиболее
напряженных в этом отношении одноступенчатых
ТВД параметр напряжений варьируется (на режи-
ме Redline) от 24.8 (CFM56) до 31.7 (PW6000). Для
самого современного военного двигателя F119 па-
раметр напряжений равен 32.4 [8.2.11.3]. Для ТВД
перспективного газогенератора Pratt&Whitney
ХТС67/1 Fn2= 38.5. Этот газогенератор разрабаты-
вается по программе разработки перспективной
технологии IHPTET правительства США и должен
обеспечить для будущих военных двигателей уве-
личение отношения тяги к весу на 100% и увели-
чение температуры перед турбиной на 220°С
[8.2.11.3].
На Рис. 8.2.2 2 приведены значения парамет-
ра напряжений для некоторых турбин промышлен-
ных двигателей с полезной мощ-ностью до 16 МВт.
Значения параметра удельной аэродинамичес-
кой нагрузки (ЛН/U2) и относительной осевой ско-
рости (Cx/U) на «диаграмме Смита» определяют
достижимый к.п.д. турбины. Подобные диаграм-
мы, построенные на основе собственных одномер-
ных полуэмпирических моделей потерь энергии
в лопаточных решетках и идентифицированные по
натурному эксперименту, продолжают использо-
ваться для выбора параметров новых проектов (см.
Рис. 8.2.2 3).
Выбор осевых размеров турбины
Выбор осевых размеров сводится к выбору
удлинения лопаток (отношения длины лопатки по
выходной кромке к средней осевой хорде) и осе-
вых зазоров между лопаточными венцами.
Увеличенное удлинение способствует умень-
шению уровня вторичных потерь (удлинение ме-
нее 1.5 приводит к особенно сильному возраста-
нию потерь) и уменьшению массы лопаток.
Поэтому для авиационных ТНД, для которых воп-
росы снижения массы особенно остры, характер-
ны повышенные значения удлинений. Увеличение
удлинения за счет осевой хорды увеличивает аэро-
динамическую нагрузку лопаток, характеризуемую
коэффициентом Цвайфеля [8.2.11.8] (коэффициент
Цвайфеля определяет уровень аэродинамической
нагрузки на площадь осевой проекции лопатки в п-
роточной части) и ухудшает прочностные характе-
ристики лопаток особенно стойкость к вибраци-
онным нагрузкам.
Для ориентировочного выбора удлинений ло-
паток неохлаждаемых турбин (ТНД и СТ) можно
использовать Рис. 8.2.2 4, на котором приведены
данные по ряду современных турбин.
406
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.2.2 2 - Параметр напряжений для рабочей лопатки последней ступени силовой турбины ряда
промышленных двигателей
Рисунок 8.2.23 - Варианты диаграммы Смита, применяемые Rolls-Royce
а) На диаграмме нанесены точки для каждой ступени многоступенчатых ТНД Trent 500,
Trent 800, BR715 и для каждой из этих турбин в целом [8.2.4];
б) диаграмма с нанесенными на ней линиями постоянного (осредненного) угла поворота
потока в лопатках и точками, соответствующими реализованным ТНД [8.2.11.5]
3 5
3.0
2 5
2.0
1.5
1.0
0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0 9 1.0 1.1 1.2 1.3
407
Глава 8 - Турбины ГТД
3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14	15	16	17	18
Средним диаметр (Dcp) I Длина лопатки h)
Рисунок 8.2.2_4 - Относительные удлинения лопаток авиационных турбин
На рисунке видно, что какая-либо системати-
зация приведенных статистических данных затруд-
нена и корреляция с приведенными зависимостями
В.Х.Абианца [8.2.11.6] весьма условна. В качестве
первого приближения лучше использовать данные
прототипа.
Выбор осевого зазора производится с учетом:
-	необходимости выравнивания потока меж-
ду решетками (для минимизации колебаний ста-
тического давления на профиле последующей ре-
шетки из-за следов предыдущей) с этой точки
зрения зазор необходимо увеличивать;
-	минимального уровня дополнительных по-
терь полного давления в увеличенном осевом за-
зоре и выравнивании потока (с этой точки зрения
целесообразен минимальный зазор).
На Рис. 8.2.2 5 показано влияние перепроек-
тирования проточной части двухступенчатой ТВД
[8.2.11.7] с увеличением осевого зазора между со-
пловой и рабочей лопатками. Увеличение зазора
позволило существенно уменьшить колебания ста-
тического давления (и скорости) на профиле рабо-
чей лопатки с увеличением аэродинамической эф-
фективности турбины примерно на 0.3%.
Необходимая для выравнивания величина за-
зора зависит от уровня скорости потока за преды-
дущей решеткой - с увеличением скорости она уве-
личивается. Для трансзвуковых скоростей можно
ориентироваться на оптимальную величину зазо-
ра до 65% от величины осевой хорды предыдущей
решетки, а для дозвуковых скоростей ТНД/СТ -
40%. Здесь тоже можно порекомендовать исполь-
зовать данные о прототипе или проточную часть
одной из известных турбин.
Конфигурация проточной части
При выборе углов наклона проточной части
надо учитывать отрицательное влияние больших
(свыше 15 градусов ) значений этих углов на аэро-
динамическую эффективность лопаточного венца,
особенно по наружному диаметру. При этом умень-
шается местная конфузорность (отношение площа-
ди на входе к площади на выходе) венца на пери-
ферии проточной части и возникает радиальная
составляющая скорости потока, искажающая поле
течения.
В турбинах ВД трансзвуковые скорости по-
тока и относительно малая длина лопаток (при-
водящая к значительному влиянию периферий-
ных областей проточной части) ограничивают
применяемые углы наклона величиной 10... 15
градусов на сторону и они редко превышают 20
градусов.
408
Глава 8 - Турбины ГТД
Нестационарная нагрузка при перемещении РК за лопатками СА
Улучшенная конструкция
Осевое расстояние
Рисунок 8.2.2 5 - Влияние осевого зазора на распределение статического давления по профилю рабочей
лопатки первой ступени ТВД (Pratt& Whitney)
Максимальные углы раскрытия обычно име-
ют место в первых ступенях ТНД. Из данных от-
крытой литературы можно отметить принятые при
проектировании проточной части ТНД двигателя
Е3 GE ограничения по максимальному углу накло-
на проточной части в 25 градусов. Анализ суще-
ствующих конструкций показывает, что обычно
углы наклона проточной части турбины не превы-
шают 30 градусов.
Выбор конфигурации проточной части над
бесполочными рабочими лопатками имеет допол-
нительную особенность - практически во всех из-
вестных конструкциях корпус имеет цилиндричес-
кую поверхность.
Постоянный диаметр проточной части позво-
ляет исключить влияние взаимных осевых пере-
мещений ротора и статора на радиальный зазор.
При конической проточной части недостаточная
точность определения осевых перемещений вно-
сит неопределенность в величину радиального за-
зора в рабочем состоянии.
По результатам предварительного анализа
строится проточная часть турбины (см. Рис. 8.2.2 6)
для использования при проектировании.
В ходе проектирования необходимо прораба-
тывать возможность сохранения максимального
количества деталей турбины-прототипа (если она
есть), особенно дисков и корпусов, а также вход-
ных и выходных устройств (таких как переходные
каналы на входе и задняя опора на выходе). Все эти
соображения обеспечивают максимальную преем-
ственность и минимальную себестоимость новой
турбины, а в значительной степени и уменьше-
ние затрат на доводку.
Аэродинамическая оптимизация на
среднем диаметре
Аэродинамическая оптимизация на среднем
диаметре производится на основе следующих час-
тных критериев проектирования, с помощью кото-
рых оптимизируются треугольники скоростей
и обеспечивается минимальный уровень потерь
энергии в лопаточных венцах:
-	одинаковых углов поворота потока в лопа-
точных решетках;
-	одинаковые скорости потока за лопаточны-
ми решетками турбины;
-	оптимальное соотношение вторичных и про-
фильных (кромочных) потерь за счет выбора чис-
ла лопаток;
-	степень реактивности (термодинамическая)
в корневых сечениях рабочих лопаток (при прибли-
женной оценке) не должна быть ниже 0...0.1; це-
лесообразно выдерживать ее в диапазоне 0.4.. .0.6,
ориентируясь на общую эффективность турбины;
409
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.2.2_6 - Проточная часть многоступенчатой турбины.
Размеры указаны в виде диаметров (верхний - в горячем состоянии, нижний - в холодном
состоянии)
-	угол потока на выходе из турбины желатель-
но иметь близким к осевому, так как в противном
случае может быть необходим спрямляющий ап-
парат.
Эти ограничения носят характер «мягких»,
так как на практике выполнение многих из них,
особенно одновременно, является достаточно труд-
ной или дорогостоящей задачей. Фактически все
реальные конструкции представляют собой комп-
ромисс, при котором часть указанных выше огра-
ничений выполняется за счет смягчения или отка-
за от других.
Применение спрямляющего аппа-
рата за турбиной
Применение спрямляющего аппарата (за ТНД
или СТ) должно быть оправдано выигрышем
в к.п.д. турбины. Этот аппарат представляет собой
компрессорную лопаточную решетку, которая при-
водит поток к осевому направлению.
Спрямляющий аппарат увеличивает потери
давления, массу и стоимость двигателя, но его при-
менение позволяет оптимально распределить на-
грузку по ступеням и повысить конфузорность ло-
паток (особенно рабочей лопатки) последней
ступени. Этот выигрыш к.п.д. должен существенно
превышать потери в к.п.д., эквивалентные потерям
полного давления в спрямляющем аппарате. Как
показывает опыт реализованных конструкций,
угол поворота потока в спрямляющем аппарате не
превышает 25 градусов (см. Рис. 8.2.2 7).
Переходные каналы между турби-
нами высокого и низкого давлений
Важное значение при одномерном проектиро-
вании имеет выбор размеров переходных каналов
между ТВД и ТНД (СТ). Необходимость примене-
ния таких каналов обусловлена необходимостью
увеличить окружную скорость в ТНД для получе-
ния приемлемого к.п.д. Малая частота вращения
роторов ТНД (СТ) в двухвальных двухконтурных
двигателях приводит к необходимости значитель-
ного (в два и более раза) увеличения среднего диа-
метра в ТНД по сравнению с ТВД. Для согласова-
ния проточных частей ТВД и ТНД появляется
переходный канал.
Проектирование переходных каналов основы-
вается на анализе выполненных конструкций
и оценке потерь полного давления в одномерной
и пространственной постановке.
410
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.2.2_ 7 - Углы поворота потока в спрямля-
ющих аппаратах ТНД Rolls-Royce
[8.2.11.5]
Анализ реальных конструкций (Е3 PW, GE90,
CF6-50, FT8) показывает, что на начальном участ-
ке диффузора (33...60%) обеспечивается макси-
мальное расширение осевой площади, которая далее
практически постоянна. На входе по внутреннему
диаметру имеется горизонтальный участок. Разли-
чие длин начальных участков определяется различ-
ной степенью расширения диффузоров, так как
темп расширения почти одинаков - 10% от площа-
ди входа на 20 мм длины.
Максимальная степень расширения обычно не
превышает 1.6... 1.7, а максимальный эквивалент-
ный угол раскрытия не выше 32...33°. Макси-
мальным эквивалентным углом раскрытия назы-
вается угол, который имел бы кольцевой диффузор
с постоянным средним диаметром, таким же отно-
шением площадей и длиной:
«экв = 2arctg((FBX/3.14)1/2х
Максимальные углы наклона проточной час-
ти канала обычно реализованы у авиационных кон-
струкций с их жесткими требованиями к массе (на-
пример, в GE90, GP7200 между ТВД и ТНД).
Количество лопаток
Количество лопаток выбирается из условия
обеспечения близкой к максимальной аэродинами-
ческой нагрузки венцов по числу (коэффициенту)
Цвайфеля [8.2.11.8] за счет варьирования числа
и осевой хорды лопаток. Увеличение коэффициента
Цвайфеля выше оптимального значения (около 0,8)
вызвано желанием уменьшить количество лопаток
уменьшить стоимость турбины.
Увеличение числа Цвайфеля выше 0,8 (при
сохранении уровня проектирования 2В-аэроди-
намики решеток) приводит к монотонному уве-
личению потерь. И это неоднократно показано
экспериментально. Однако современные методы
оптимизации аэродинамики профилей в 2D-no-
становке позволяют минимизировать количество
лопаток при сохранении или приемлемом увели-
чении уровня потерь. Поэтому окончательно ко-
личество лопаток выбирается и оптимизируется
в 2В/ЗВ-постановке. При проектировании на
среднем диаметре целесообразно выбрать коли-
чество лопаток, исходя из числа Цвайфеля на
уровне 0.9.
Самая важная в настоящее время характерис-
тика турбины, на которую влияет выбор количе-
ства лопаток это себестоимость турбины и стои-
мость ее ремонта. Если габариты проточной части
опосредованным образом (через массу и диаметр
заготовок) влияли на себестоимость, то количество
лопаток влияет на нее прямо. В современных про-
граммах развития новой технологии для ТНД (на-
пример, европейская программа ANTLE) [8.2.11.5]
предполагается снижение массы и себестоимости
на 25% при сохранении характеристик.
Предварительный анализ массы
Масса является в большей части ограничени-
ем, чем оптимизируемым параметром. Ограниче-
ние по массе турбины может быть как определяю-
щим (например, для авиационных конструкций),
так и сравнительно мягким (например, для назем-
ной установки, где минимизация массы важна для
минимизации стоимости и улучшения транспорта-
бельности двигателя).
Масса турбины на этапе выбора проточной
части может быть оценена приближенно в зависи-
мости от частоты вращения и диаметра проточной
части:
M = K3ND^ Ucr06
где £>ср - средний диаметр, м;
411
Глава 8 - Турбины ГТД
Ui? - окружная скорость, м/с;
N — количество ступеней;
Кэ — эмпирический коэффициент.
Эмпирический коэффициент в этой формуле
отражает конструктивные особенности турбины.
Для одноступенчатой ТВД Е3 Pratt&Whitney
[8.2.11.9] этот коэффициент составляет 15.9, для
двухступенчатой Е3 GE [8.2.11.10] - 12.6. Для ТНД
этих же двигателей соответствующие коэффици-
енты составили 7.3 и 8.1.
На более поздних стадиях проектирования для
вычисления массы используются геометрические
пространственные модели лопаток, дисков и кор-
пусов. Однако возможности управления массой на
этих стадиях достаточно ограничены.
Одномерное моделирование газо-
вых нагрузок и теплового состоя-
ния турбины
На основе спроектированной одномерной
аэродинамики проточной части и предварительно-
го распределения параметров по длине лопаток
строится одномерная модель теплового состояния
и газовых нагрузок. Эта модель построена на пре-
дыдущем опыте экспериментального исследования
теплового состояния турбин, проектных традици-
ях и накопленной базе экспериментальных и лите-
ратурных данных. Полученные средние темпера-
туры рабочих лопаток и дисков являются базовыми
для:
-	определения необходимых прочностных ха-
рактеристик (площадей сечений и моментов инер-
ции) проектируемых профилей лопаток - из условия
обеспечения необходимого часового и циклическо-
го ресурса, а также динамической прочности;
-	проектирования замковых соединений.
8.2.3 - Одномерное моделирова-
ние потерь в лопаточном венце
Коэффициенты потерь в турбинной решетке
могут быть определены как отношение действи-
тельного приращения кинетической энергии в ре-
шетке к тому приращению, которое имело бы мес-
то при идеальном (изоэнтропическом) расширении
потока до статического давления за решеткой (£) -
общепринятый в российской практике подход; или
как потери полного давления, отнесенные к скоро-
стному напору на выходе из решетки (У) - типич-
ная зарубежная практика.
Использование того или иного коэффициента
объясняется традициями, но существуют и теоре-
тические исследования [8.2.11.11], доказывающие
преимущества £при расчете турбин с трансзвуко-
вым уровнем скоростей в решетках.
Формулы для приближенного и точного пере-
счета коэффициентов даны в [8.2.11.8]. Прибли-
женный пересчет может быть сделан по формуле:
С= 1/[1 + 17(1 + кМ2/2)],
где к - показатель адиабаты;
М - число Маха.
Одномерные модели потерь базируются на
эмпирических соотношениях, полученных при
продувке плоских решеток профилей и испытани-
ях турбинных ступеней. Моделей такого типа опуб-
ликовано достаточно много, но фактически лишь
две (из опубликованных в открытой литературе)
нашли систематическое применение. Это модели
Кэкера-Окапу (модель Эйнли-Метьюсона с модер-
низациями Дангема-Кэйма и Кэкера-Окапу)
[8.2.11.12] и Мухтарова-Кричакина [8.2.11.13].
Модель Мухтарова-Кричакина впервые опуб-
ликована в 1969 г. В ней использованы результаты
экспериментальных исследований турбинных реше-
ток в ЦИАМ. Результаты продувок плоских реше-
ток в широком диапазоне скоростей и углов атаки
обобщены в виде эмпирических зависимостей для
профильных и вторичных потерь в зависимости от
геометрических параметров решетки и режимных
параметров потока. Модель является полной и мо-
жет быть использована как для проектировочного,
так и для поверочного расчетов (расчета параметров
турбины на нерасчетном режиме). В поверочном рас-
чете дополнительно необходимы зависимости для
потерь в решетке с изменением угла атаки на входе
и приведенной скорости на выходе.
К недостаткам модели Мухтарова можно от-
нести отсутствие прямого учета влияния конфузор-
ности решетки на профильные и вторичные поте-
ри. Главным недостатком является то, что она
представляет собой в чистом виде решеточную
модель, не использующую каких-либо корректи-
ровок по результатам испытания модельных или
натурных турбин.
Модель Кэкера-Окапу (Kacker-Okapuu) пред-
ставляет собой результат достаточно долгой эволю-
ции метода Эйнли-Метьюсона (Ainley-Mathieson),
опубликованного еще в 1951 г. Этот метод тоже ос-
нован на определении потерь по результатам про-
дувки плоских решеток, но при модификациях это-
го метода использовались результаты испытаний
модельных и натурных ступеней (в модификации
Дангема-Кэйма (Dunham-Сате) - 25 турбин; в мо-
дификации Кэкера-Окапу - 34 турбины). Кэкер
412
Глава 8 - Турбины ГТД
и Окапу прямо использовали согласование резуль-
татов расчета к.п.д. и результатов испытаний тур-
бин для увязки коэффициентов пропорционально-
сти в формуле для вторичных потерь. Таким
образом, их модель лишена упомянутых выше не-
достатков модели Мухтарова, но диапазон ее ис-
пользования ограничен, так как в ней отсутствуют
зависимости для потерь с углом атаки и скорости
за решеткой.
Идентификация модели Мухтарова по резуль-
татам испытаний конкретных турбин показала, что
она в большинстве случаев обеспечивает прием-
лемую точность аналитического определения ха-
рактеристик турбин особенно турбин низкого
давления и силовых турбин (т.е. турбин с относи-
тельно низкой степенью расширения в одной сту-
пени). В частности, моделирование характеристик
ТНД Е3 GE [8.2.1L14] показало более чем удов-
летворительные результаты по приведенному рас-
ходу через турбину и хорошее совпадение изме-
нения к.п.д. (за исключением крайне малых
степеней расширения).
К целесообразным модификациям модели
Мухтарова можно отнести:
-	использование расчета влияния угла атаки
по методу работы [8.2.11.15] (Pratt&Whitney
Canada);
-	разделение потерь в каждой решетке на два
вида потерь потери до горлового сечения (исполь-
зуемые для расчета приведенного расхода газа че-
рез решетку) и суммарные потери - для расчета
к.п.д.
8.2.4 - 20/30-моделирование
невязкого потока в проточной
части турбины
Численное моделирование потока
в турбине.
Численное моделирование должно обеспечить
надежное определение и контроль распределения
степени расширения потока по ступеням и венцам,
распределения скоростей потока в проточной части
лопаточных венцов, а также уровня потерь энергии
в лопаточных венцах. Численное моделирование
аэродинамики осуществляется с помощью решения
систем уравнений, описывающих сжимаемый доз-
вуковой и трансзвуковой поток в каждой из ячеек
сетки (см. Рис. 8.2.4 1), на которую разбивается вся
область проточной части. Уравнения Эйлера исполь-
зуются для описания идеального (невязкого), а урав-
нения Навье-Стокса - вязкого потока.
Как показывает практика, наиболее важные для
проектирования характеристики реального потока
Рисунок 8.2.4_1 - Построение сетки для расчета многоступенчатой турбины по ЗВ-Эйлеру
413
Глава 8 - Турбины ГТД
(распределение статического давления в осевых
зазорах проточной части, распределение скорости
по обводам профилей, распределение угла выхода
потока из венцов) с достаточной степенью точно-
сти могут рассчитываться в предположении ста-
ционарности и «невязкости» потока, т.е. с ис-
пользованием уравнений Эйлера. В решения
с использованием уравнений Эйлера могут быть
искусственно введены потери энергии для моде-
лирования «эффектов» вязкости, т.е. приближения
к характеристикам реального потока.
Моделирование с использованием уравнений
Навье-Стокса позволяет получить такие важные
количественные характеристики потока, как уро-
вень потерь энергии в плоской решетке или про-
странственном венце, а также идентифицировать
отрывные явления в проточной части.
Решение уравнений Эйлера несравненно ме-
нее трудоемко по затратам времени (для самого
простого случая плоской решетки примерно на
порядок) и гораздо более надежно (расчет более
устойчив).
Моделирование невязкого ЗО-пото-
ка в турбине по уравнениям Эйлера
[8.2.11.17]
Моделирование течения в многоступенчатой
турбомашине на основе уравнений Эйлера для не-
вязкого стационарного потока является наиболее
важной задачей, реализуемой в невязкой постанов-
ке. Модель ЗЭ-Эйлера может быть реализована «с
учетом эффектов вязкости» - т.е. заданием при мо-
делировании течения потерь энергии в каждом вен-
це. Определение этих потерь может быть произве-
дено отдельно с использованием 2Э/ЗЭ-моделей
Навье-Стокса или эти потери могут генерировать-
ся в самой модели в соответствии с методом, пред-
ложенным Дентоном [8.2.11.18].
Моделирование течения газа в проточной ча-
сти многоступенчатой охлаждаемой турбины про-
водятся в рамках ЗЭ-системы уравнений Эйлера
с добавочными членами для описания эффектов
вязких потерь, «выдува» охлаждающего воздуха,
утечек, перетеканий через радиальные зазоры и так
далее.
При переходе от венца к венцу используется
специальная процедура осреднения параметров по
окружному направлению, что позволяет рассмат-
ривать стационарные решения, ограничивать об-
ласть расчета для каждого венца одним межлопа-
точным каналом и значительно сократить время,
необходимое для выполнения расчетов.
Расчетная область ограничена, с одной сторо-
ны, твердыми поверхностями вращения (втулкой
и периферией), с другой - входным и выходным
сечением, которые выбираются на достаточно боль-
шом расстоянии, соответственно, вверх и вниз по
потоку. Внутри каждого из расположенных в ка-
нале венцов рассматривается один межлопаточный
канал. Область расчета для каждого венца включа-
ет, кроме межлопаточного канала, участки осевого
зазора на входе в венец и на выходе из него.
Система уравнений, описывающих течения
газа, записывается в цилиндрической системе ко-
ординат (z, г, ф) в консервативной форме:
f. (rU)+^(rF)+ (rG)
ot oz or
1 c
r Sep
р'			/ pw
ри			ри2 + р
pv	F	= F(U) =	puv
pw	•>		puw
е ,			
pv '
G = G(U) =
puv
pv2+p
pvw
Je+PK
pw
H = H(U) =
puw
pvw
pw2 + p
(e + p)wy
rm
пйГ +
rmVr + fr + p +	+ cr)2
+ 4-jcv(w + 2flr)
rmH' + fy + азггг p? j
где f f ' f - компоненты вектора диссипативных
сил, с помощью которых моделируют-
ся эффекты вязких потерь;
414
Глава 8 - Турбины ГТД
р - плотность;
и, v, w - осевая, радиальная и угловая компо-
ненты вектора скорости;
р	- статическое давление;
е	- полная энергия на единицу объема;
w - угловая скорость вращения относи-
тельной системы отсчета, в которой
рассматривается течение.
К этим уравнениям добавляются уравнения состо-
яния:
р = rRT
е = г [е+ (и2 +v2 +w2)/ 2]
т
£ = &(Т) = j Cv(x )(h +const
ro
Для численного решения системы дифферен-
циальных уравнений в частных производных ис-
пользуется неявная монотонная разностная схе-
ма, имеющая 2-й (в некоторых случаях даже 3-й)
порядок точности по пространству. Схема явля-
ется развитием схемы С.К.Годуноваи использует
процедуру распада произвольного разрыва
[8.2.11.17]. Стационарные решения задачи полу-
чаются установлением по времени. Использование
неявного оператора, его обращение с помощью
скалярных трехточечных прогонок, использование
переменного шага интегрирования по времени
и другие приемы позволяют существенно сокра-
тить затраты машинного времени для получения
решения.
В результате расчета может быть получена
информацию как по отдельным венцам, (распреде-
ление по высоте проточной части полных и стати-
ческих давлений, углов и скоростей потока в осе-
вых зазорах проточной части), так и по всей турбине
в целом (расходы газа, мощности, степени расши-
рения, к.п.д.).
Кроме этого, строятся графики распределения
адиабатической приведенной скорости Лдд по дли-
не профиля в трех сечениях: корневом, среднем
и периферийном, или в любом сечении по высоте
лопатки.
Для моделирования аэродинамических потерь
в правую часть системы уравнений Эйлера добав-
ляется вектор диссипативных сил (F), в приближен-
ном виде учитывающий вязкие эффекты в потоке
и потери от смешения потока газа с охлаждающим
воздухом. Для каждого венца задаются коэффици-
енты суммарных, вторичных и кромочных потерь,
которые являются основой для создания вектора
диссипативных сил.
Моделирование потерь в программе прово-
дится с помощью диссипативных сил, вводимых из
условия кусочного постоянства коэффициентов
трения на отдельных участках твердых поверхно-
стей, величины этих коэффициентов (всегда поло-
жительные) определяются из заданных суммарных
потерь. При этом автоматически генерируются вто-
ричные течения, особенно хорошо заметные при
использовании густых сеток.
При выдуве охлаждающего воздуха в проточ-
ную часть скорость воздуха в месте выдува предпо-
лагается равной местной скорости газа. Это сделано
для того, чтобы исключить трудно контролируемые
потери смешения, образующиеся в противном слу-
чае автоматически, поэтому потери смешения явно
включаются в суммарные потери.
Перетекания в радиальном зазоре бандажиро-
ванных лопаток явно не моделируются, поэтому
потери в радиальном зазоре вводятся в суммарные
потери и задается уровень перетекания газа мимо
лопаточного венца.
Задаваемые потери могут быть получены на
промежуточном этапе в 2П/ЗП-Навье-Стоксе или
сгенерированы в самой модели посредством пред-
ложенного Дентоном подхода «распределенных
сил трения на поверхности лопаток».
Модель ЗП-Эйлера для многоступенчатой тур-
бины позволяет:
-	получать распределение степени расширения
между ступенями и венцами (т.е. распределение
удельной работы и реактивности);
-	оценивать венцы по характеристикам их об-
текания (распределению адиабатической приведен-
ной скорости или статического давления по про-
филям);
-	определять граничные условия для каждого
венца в турбине (необходимые для проектирова-
ния).
Автоматическое определение граничных ус-
ловий является главным преимуществом многосту-
пенчатой модели Эйлера.
Современные 3 D-модели по уравнениям Эйле-
ра имеют преимущество высокой эффективности
с точки зрения соотношения трудоемкости и надеж-
ности получаемых результатов. Именно поэтому
они являются в настоящее время общепринятым
инструментом проектирования. Эта эффективность
обеспечена возможностью получения полной кар-
тины течения и граничных условий в проточной
части для каждого венца:
-	за приемлемое время (десятки минут);
-	в наиболее полной геометрической поста-
новке — с включением в модель всех ступеней и ус-
тройств на входе и выходе (см. Рис. 8.2.4 1);
415
Глава 8 - Турбины ГТД
-	с достаточной (проверенной экспериментом)
точностью;
-	с высокой надежностью получения резуль-
тата (модель Эйлера обычно имеет хорошую схо-
димость).
Идентификация по эксперименту на полнораз-
мерной турбине является необходимой предпосыл-
кой для эффективного использования моделей 3D-
Эйлера. Идентификация должна быть выполнена
по измерениям статического давления в осевых
зазорах проточной части турбины.
20-моделирование невязкого потока
Моделирование невязкого 2И-потока в тур-
бинной решетке по уравнениям Эйлера достаточ-
но надежно может проводиться несколькими ме-
тодами. В том числе методом Годунова-Колгана
[8.2.11.16], неявным методом Годунова или мето-
дом TVD [8.2.11.17] (последний является наибо-
лее надежным и быстродействующим).
Следует отметить, что моделирование на этом
уровне является, как правило, промежуточным эта-
пом в процессе проектирования и используется для
предварительного анализа аэродинамического ка-
чества вновь полученной лопаточной решетки.
Идентификация модели 2Э-Эйлера является
обязательной частью ее использования, хотя уже
достаточно давно этот уровень численного анали-
за достиг высокой степени надежности.
8.2.5 - 20/30-моделирование
вязкого потока в турбине
Моделирование вязкого 20-потока
в турбине по уравнениям Навье-
Стокса [8.2.11.17]
Задача расчета стационарного вязкого течения
в плоской решетке турбомашины решается в рам-
ках двумерных уравнений Навье-Стокса, замкну-
тых двухпараметрической (q - w) моделью турбу-
лентности [8.2.11.17]. Численное интегрирование
системы уравнений осуществляется неявной мо-
нотонной схемой Годунова 2-го порядка точности.
Стационарное решение находится методом уста-
новления по времени. Для расчета используется
составная сетка типа О-Н.
Осредненные по Рейнольдсу двумерные урав-
нения Навье-Стокса в декартовой системе коорди-
нат (х, j) записываются в виде:
dU д F cG л
д t д х д у
F = F.-F,
I V
G = G- Gv,
U =
Gt =
G =
Ax=uxXx+vx3V + ^Pr lTx,
Ay=u^ + vi:yy + p.Pr~iTy,
Tw,=fX + 2|i>vy+Xwx,
^^ = ^(vx+uy),
e- p(u2 +v2)/2 + p/(y -1),
где t - время;
r - плотность;
p - давление;
T - температура;
u,v- физические компоненты относительной
скорости на оси X;
у/, р н.р - коэффициенты молекулярной и тур-
булентной вязкости;
А = -(2/з)д;
Prl = 0.72;
Prt = 0.9;
g - показатель адиабаты;
Re - число Рейнольдса.
416
Глава 8 - Турбины ГТД
Вышеприведенная система записана в безраз-
мерной форме: компоненты вектора скорости от-
несены к характерной величине плотность
к pj давление и полная энергия к величине рД72^,
температура к У\/Ср (Ср - удельная теплоемкость
при постоянном давлении), линейные размеры -
к характерной длине L°.
Для вычисления коэффициента вихревой вяз-
кости I/ применяется двухпараметрическая (q - со)
модель турбулентности, величины q, со связаны с ки-
нетической энергией турбулентности к и скорос-
тью диссипации E.q = A12, w = Е/к. В безразмерной
форме (q отнесено к СО к VJ LJ система урав-
нений (q - СО) модели в декартовой системе коор-
динат имеет вид:
8 Q 8 К 8 Gt „
— +------L +---L = 5t,
81	8 х ду
PQ
р®
Ft = Ft.-Ft ,
t ll tv'
Gt — G.. — Gt ,
t ll tv'
pgw pqv
, Crt =	>
pcou ’ pcov
divV = ux+vy
/Prq,
К» = Н/ + Hz/Рг»,
P = (CVipfq2 /co)Re
f -l-exp(-Reapqn/рД,
P = lul + (vx + uy f +	- j (divV)2,
Qi = 0.09, Cj = 0.045+0.405/, C2 = 0.92,
a= 0.0065, Pr = \,Prco=\3.
9
При расчете течения в плоской решетке про-
филей граничные условия для систем уравнений
ставились следующим образом. На поверхности
профиля для компонент скорости ставились усло-
вия прилипания и = г 0. Стенка предполагалась
адиабатической dT/dn = 0,п - нормаль. Для турбу-
лентных величин q = dco/dn = 0. На входной грани-
це для основной системы фиксировались значения
полного давления, полной температуры и угол об-
текания решетки. Четвертый необходимый пара-
метр доопределялся из расчетной области по ха-
рактеристическим соотношениям.
Для системы уравнений по модели турбулен-
тности на входной границе фиксировались значе-
ния qm, СОт. На выходной границе задавалось значе-
ние статического давления, для остальных величин
применялась экстраполяция нулевого порядка. На
линиях периодичности вычислительной сетки на
все искомые функции накладывались условия пе-
риодичности.
При расчете течения в плоской решетке про-
филей в качестве Vm, выбираются критические
значения плотности и скорости - р„ at ; величина
£~ = 10'3м.
Численный метод основывается на неявной
монотонной схеме Годунова второго порядка точ-
ности.
2
0.5pgf C^fP/co- — divV )-<й )
pfCJC^P-^divF-аз -С2аз2)
Общие проблемы применения мо-
делей Навье-Стокса
Расчет вязкого течения по уравнениям Навье-
Стокса в принципе позволяет решить все основные
задачи проектирования (оценивать распределение
скоростей и уровень потерь в лопаточных венцах),
а также определять области отрыва потока в про-
точной части турбины.
417
Глава 8 - Турбины ГТД
Однако, использование моделей Навье-Стокса
в качестве рабочих инструментов проектирования
встречает ряд трудностей:
-	Достаточно длительное время расчета - даже
при использовании компьютерной сети. Проблема
оперативности наиболее серьезна для моделирова-
ния всей турбины и моделирования течения в вен-
це (ЗВ-Навье-Стокс) по TASCFlow. Время имеет
большое значение для использования модели в ка-
честве рабочего инструмента в практике проекти-
рования.
-	Точность расчета (по крайней мере, в дос-
тупных на рынке коммерческих моделях) не мо-
жет быть гарантирована для всех частных случа-
ев. Только используемых моделей турбулентности
(необходимых для замыкания осредненных по Рей-
нольдсу уравнений Навье-Стокса), известно свы-
ше десятка. Пока нет оснований ожидать появле-
ния единой модели турбулентности, позволяющей
одинаково надежно проводить расчеты во всем
диапазоне рабочих условий.
-	Надежность получения результата недоста-
точно высока. Проблема устойчивости расчета
иногда вынуждает использовать не ту схему при-
менения, которая дает наилучшие результаты при
идентификации, ату, что позволяет достичь схо-
димости расчета — чтобы получить хоть какой-то
результат.
Но наиболее важной проблемой является
идентификация. На рынке математического обес-
печения предлагается целый ряд коммерческих
программных пакетов (TASCFlow, Fluent, Star-CD
и другие). Каждый из этих пакетов имеет несколь-
ко схем расчета и возможность применения не-
скольких моделей турбулентности. Это естествен-
ное следствие универсальности коммерческих
пакетов, которые обычно не проходят достаточной
верификации по экспериментальным данным из-
за отсутствия таковых у фирм-разработчиков. По-
этому идентификация является обязательным ус-
ловием применения моделей по уравнениям
Навье-Стокса.
Идентификации расчетных моделей для кон-
кретных условий работы турбинной решетки или
венца заключается в настройке параметров сетки,
выборе схемы расчета и модели турбулентности,
которые обеспечивают наилучшее согласование
с имеющимся экспериментом. При этом экспери-
мент должен быть проведен для лопаточных реше-
ток или венцов с похожими параметрами в необ-
ходимом для конкретной задачи диапазоне рабочих
условий (например, в трансзвуковой области).
По сообщению [8.2.11.19] некоторые ведущие
разработчики двигателей (Pratt&Whitney, Rolls-
Royce) выбрали одну из простых моделей — модель
Болдуина-Ломакса — которая наиболее удобна для
настройки с использованием экспериментальных
баз, которыми они располагают.
При отсутствии собственной эксперименталь-
ной базы по аэродинамике решеток и венцов не-
обходимо использовать для идентификации при-
обретаемых моделей наиболее надежные из
опубликованных экспериментальных данных.
Идентификация 20-моделей Навье-
Стокса для вязкого потока
2В-моделирование вязкого потока в лопаточной
решетке с использованием уравнений Навье-Стокса
позволяет определить важнейшие характеристики
лопаточной решетки — распределение скорости по
профилю и профильные потери энергии. Такое мо-
делирование наиболее часто применяется в процессе
профилирования для определения уровня потерь
и характеристик спроектированной решетки.
Идентификация применяемой модели долж-
на показать ее достоверность:
-	по уровню и изменению потерь с изменени-
ем числа Маха за решеткой;
-	по сравнительному анализу потерь в близких
по геометрии решетках;
-	по изменению потерь с изменением угла по-
тока на входе (угла атаки).
Последняя характеристика особенно важна
для дозвуковых (работающих при числе Маха
0.5...0.8) решеток турбин низкого давления и си-
ловых турбин, которые работают в условиях дос-
таточно значительного изменения угла атаки.
На Рис. 8.2.5 1 показано сравнение расчета
и эксперимента для одной дозвуковой решетки
ТНД по углу атаки и для двух дозвуковых решеток
по числу Маха за решеткой. В обоих случаях ре-
зультаты сравнения можно считать очень хороши-
ми правильно отражены влияние угла атаки, чис-
ла Маха за решеткой и влияние геометрии профиля
на уровень потерь энергии. Можно сделать вывод,
что рассматриваемая модель вполне пригодна для
анализа характеристик дозвуковых лопаточных
решеток.
На Рис. 8.2.5 2 показано сравнение результа-
тов моделирования потерь по числу Маха для
трансзвуковой решетки ТВД по двум моделям вяз-
кого потока, использующим уравнения Навье-Сто-
кса. Результаты для обеих моделей можно считать
в общем удовлетворительными, однако модель
А имеет лучшие результаты в области чисел Маха
до 1.1, а модель Б — в области 1.2-1.4.
418
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.2.51 - Идентификация модели А (2И-Навье-Стокс) для расчета потерь в дозвуковых решетках
по экспериментальным данным [8.2.11.20]
Рисунок 8.2.5 2 - Идентификация моделей А и Б (2И-Навье-Стокс) для расчета потерь в трансзвуковой
решетке по экспериментальным данным [8.2.11.21]
419
Глава 8 - Турбины ГТД
30-моделирование вязкого потока
ЗВ-моделирование вязкого потока с использо-
ванием уравнений Навье-Стокса позволяет сразу ре-
шить основные задачи анализа геометрии проточной
части для многоступенчатой турбины: найти распре-
деление скоростей для основных сечений каждого
венца, потери энергии в каждом венце и граничные
условия для каждого венца. Расчет многоступен-
чатой турбины в полной постановке позволяет ав-
томатически определять граничные условия для
каждого венца.
Однако такие расчеты по крайней мере в на-
стоящее время - очень трудоемки и затратны по
времени. Кроме того, очень трудно найти среди
предлагаемых на рынке коммерческих пакетов
модель, удовлетворяющую главным требованиям
достоверности в расчете потерь энергии в каж-
дом венце и в расчете распределения статического
давления в осевых зазорах (распределения работы
и реактивности) для многоступенчатой турбины.
Поэтому ЗВ-модели Навье-Стокса обычно
используются для определения потерь энергии
в каждом венце в отдельности в основном для
сравнительного анализа потерь (т.е. сравнения раз-
ных вариантов венцов при проектировании). Кро-
ме того, при этом возможен анализ характеристик
течения в венце на величину зон вторичных тече-
ний (особенно при меридиональном раскрытии
проточной части), зоны отрывных явлений и пара-
зитных течений. Граничные условия для анализа
венца могут быть взяты из моделирования много-
ступенчатой турбины по ЗВ-Эйлеру.
Однако задача идентификации для моделей
ЗВ-Навье-Стокса еще более важна. Такая иден-
тификация необходима хотя бы по результатам
продувок прямых лопаточных решеток, во время
которых измеряются как профильные, так и вто-
ричные потери. Тестирование одной из моделей
ЗВ-Навье-Стокса показало хорошее совпадение
общего уровня потерь в венце, однако при этом
профильные потери были переоценены на 20-30%,
а вторичные недооценены более чем в два раза.
Разумеется, прогнозные возможности такого мо-
делирования весьма невелики.
Наряду с общей оценкой потерь, ЗВ-Навье-
Стокс позволяет оценить характер течения потока
например, выявить области отрыва или паразит-
ных течений.
На Рис. 8.2.5 3 приведены результаты расче-
та течения в сопловом аппарате многоступенчатой
силовой турбины по ЗВ-Навье-Стоксу. По присте-
ночным линиям тока хорошо видны зоны вторич-
ных течений на корыте и спинке лопатки, а также
зона паразитного вертикального течения на коры-
те лопатки.
Рисунок 8.2.53 - Результат расчетного анализа течения по ЗО-Навье-Стоксу в сопловом венце силовой
турбины. Линии тока в прилегающих к поверхности лопатки областях течения газа
в сопловой лопатке показывают зоны вторичных и паразитных течений
420
Глава 8 - Турбины ГТД
Несмотря на предоставляемые численным
анализом возможности для анализа, по-прежнему
остаются проблемы правильного истолкования ре-
зультатов и определения путей для улучшения эф-
фективности.
По этому поводу можно привести слова од-
ного из основоположников численных методов
анализа потока Джона Дентона [8.2.11.22]: «Так как
расчет потерь методами вычислительной газовой
динамики (CFD) остается неточным, интерпрета-
ция результатов их применения требует значитель-
ного умения и опыта. Хорошее понимание физики
потока и способность выносить верное заключение
о том, действительно ли имеет место улучшение,
остаются очень важными. Есть много сообщений
о примерах успешного применения CFD, но столь
же много неудач, о которых не сообщается».
8.2.6 - Синтез геометрии
профилей и лопаточных венцов
Задача проектирования лопаточных венцов фак-
тически подразделяется на два этапа проектирова-
ние базовых сечений каждого венца (не менее трех
корневое, среднее и верхнее) и проектирование ло-
паточного венца на основе полученных сечений.
Разработано достаточно много методов пост-
роения профилей турбинных лопаток, для постро-
ения кривых, служащих выпуклой частью (спин-
кой) и вогнутой (корытом) профиля применяются
полиномы 4 и 5 степеней, используется так назы-
ваемый метод «доминирующей кривизны» и дру-
гие. Одной из наиболее популярных математичес-
ких основ для построения профиля турбинной
dl - диаметр входной кромки
d2 - диаметр выходной кромки
Cm - максимальная толщина
В - осевая хорда
L - хорда
t - шаг
Р1К - констрх ктивный у гол входа
Рж - коне гру ктивныи у гол выхода
Pie • эффективный у юл выхода
W1 - у гол заострения на входе
W2 - у гол заострения на выходе
у - х гол у становки
6 - угол отгиба
Рисунок 8.2.61 - Основные геометрические характеристики, необходимые для построения решетки
турбинных профилей (первый уровень проектирования профиля)
421
Глава 8 - Турбины ГТД
лопатки являются кривые Безье. В работе [8.2.11.23]
представлено достаточно детальное описание ме-
тодологии проектирования профиля на основе кри-
вых Безье.
Метод аналитического профилирования базо-
вых сечений основан на использовании парамет-
рических кривых пятой степени в форме Безье-
Бернштейна [8.2.11.24] вида:
r(u) = rO(l - u)s+ 5г1и(1 - и)4 +
+ 10г2и2(1 - и)3 + 10гЗи3(1 - и)2+
+ 5г4и4(1 - и) + г5и5
где и	- параметр (и = [O;ljy,
rO, rl, г2, гЗ, г4, г5 — векторы узлов образу-
ющего многогранника.
Рациональная кривая проходит через крайние
вершины образующего многогранника, касатель-
но к его боковым граням.
Данный метод профилирования турбинных
решеток основан на описании корытца и спинки
по отдельным участкам рациональными парамет-
рическими кривыми пятого степени с соблюдени-
ем непрерывности 1 -ой и 2-ой производной в точ-
ках сопряжения.
Корытце профиля описывается одним сегмен-
том рациональной кривой пятой степени. Спинка
профиля двумя сегментами кривой пятой степе-
ни: сегмент 1 участок спинки от точки сопряже-
ния спинки с входной кромкой до точки горла на
спинке; сегмент 2 от точки горла на спинке до
точки сопряжения спинки с выходной кромкой.
Входная и выходная кромки профиля описыва-
ются сегментами пятой степени. В первом прибли-
жении они соответствуют окружностям заданного
диаметра. В дальнейшем, при профилировании
входная кромка может иметь любую форму.
Базирующаяся на использовании кривых Бе-
зье система проектирования позволяет оптимизи-
ровать форму профиля на двух уровнях.
На первом уровне задаются основные геомет-
рические характеристики профиля (см. Рис. 8.2.6 1),
которые и позволяют построить профиль кривы-
ми Безье. При этом часть указанных на Рис. 8.2.6 1
параметров фактически предопределена предвари-
тельным (одномерным) проектированием турбины
(это dt, d2, В, t, Д2Е). Однако в ходе дальнейшего
проектирования они тоже могут быть изменены
если окажется, что это необходимо для получения
эффективного профиля. Вместо диаметров вход-
Рисунок 8.2.62 - Управление формой кривых коры-
та и спинки на втором уровне
проектирования профиля
ной и выходной кромок могут быть использованы
эллипсы, целесообразность использования которых
будет показана в дальнейшем.
Если диапазон управления формой кривых,
образующих профиль, окажется недостаточным
для его оптимизации, реализуется переход на вто-
рой уровень управления формой кривых корыта
и спинки. На этом уровне в диалоговом режиме
корректируется положение промежуточных узлов
образующего многогранника. Количество «узлов»
зависит от количества участков кривых Безье, из
которых «склеена» спинка (2-3) или корыто (1-2)
профиля.
На Рис. 8.2.6 2 корыто профиля состоит из
одного, а спинка из двух участков. Входная кром-
ка тоже описана полиномом Безье. Перемещаются
все узлы, за исключением узлов с номером 0 (5).
Часть узлов перемещается свободно, часть толь-
ко вдоль прямых линий (что позволяет сохранить
углы и другие общие геометрические характерис-
тики решетки). При этом в программе профилиро-
вания автоматически вычисляется номинальное
422
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.2.6 3 - Построение лопаточного венца
на основе трех базовых сечений
а) соединение сплайнами соот-
ветствующих координат базовых
профилей; б) получение интерпо-
ляцией дополнительных проме-
жуточных сечений
положение промежуточных узлов многогранников
обеспечивающие гладкое протекание кривизны.
Данная двухуровневая система управления
процессом профилирования позволяет создавать
турбинные решетки с высоким аэродинамическим
качеством, при обеспечении прочностных и кон-
структивных ограничений.
После проектирования и оптимизации всех
базовых профилей осуществляется построение ло-
паточного венца (см. Рис. 8.2.6 3). По спрофилиро-
ванным базовым сечениям с помощью специально-
го алгоритма формируется внешняя поверхность
лопатки. В результате образуется точечно-заданная
поверхность, которая является геометрической
моделью поверхности лопаточного венца.
Программа позволяет изгибать спроектиро-
ванную лопатку или отдельные ее части в различ-
ных направлениях, смещать вдоль проточной час-
ти и поворачивать вокруг оси на необходимый угол.
При построении венца базовые профиля мо-
гут быть несколько деформированы и это должно
учитываться на следующей итерации проектиро-
вания.
Гибкость применяемого метода построения
профиля играет важнейшую роль в получении про-
филя, характеристики которого удовлетворяют тре-
бованиям проекта. От этой гибкости непосред-
ственно зависит количество итераций построения
геометрии, которые будут использованы и иногда
даже сама возможность получения требуемых ха-
рактеристик.
8.2.7 - Одномерное
проектирование турбины
Как отмечено выше, правильные решения на
этапе одномерного проектирования определяют
конкурентоспособность турбины в течение всего
жизненного цикла. Кроме того, эти решения пре-
допределяют подавляющую часть стоимости жиз-
ненного цикла турбины. Стоимость этих решений
очень велика и от них зависит эффективность все-
го проекта для самого производителя.
8.2.7.1 - Выбор количества ступе-
ней ТВД
Авиационные ТВД фактически представляют
собой отдельный класс турбин, для которого ха-
рактерно сочетание:
-	степени расширения в одной ступени (по
полному давлению) от 2.0 до 4.0...4.5;
-	температуры газа, требующей обязательно-
го охлаждения всех лопаток;
-	высокого (15...40 кгс/мм2) уровня напряже-
ний в профильной части рабочих лопаток.
Для ТВД авиационного двигателя основной
выбор состоит в применении одной или двух сту-
пеней. Одноступенчатая ТВД имеет несколько пре-
имуществ, к числу которых относится существен-
но меньшее число деталей и более простая
конструкция, а так же меньший расход охлаждаю-
щего воздуха. В то же время двухступенчатая ТВД
способна обеспечить значительно более высокий
(на 2...4%) к.п.д. и более стабильное значение
к.п.д. в эксплуатапии (вследствие более медленно-
го износа).
В современных авиационных ТВД может при-
меняться одна ступень при отношении полных дав-
лений 3.0...4.5. Такие одноступенчатые ТВД ис-
пользуются в семействах гражданских двигателей
Trent (Rolls-Royce), CFM56 (GE/SNECMA),
PW6000 (Pratt&Whitney). Двухступенчатые ТВД
с отношением полных давлений 4.0.. .5.5 примене-
ны в CF6-80C2, GE90, PW2000, PW4000, V2500
(International Aero Engines). При этом такие пре-
имущества двухступенчатой ТВД, как более высо-
кая аэродинамическая эффективность и более ста-
бильные параметры в эксплуатации [8.2.11.25],
позволяют ей частично сохранять свои позиции
даже в военном двигателестроении. Об этом сви-
детельствует продолжающаяся конкуренция все
новых версий двигателей F100 (Pratt&Whitney)
с двухступенчатой ТВД и F 110 (GE Aircraft
Engines) - с одноступенчатой.
423
Глава 8 - Турбины ГТД
Тем не менее, преимущества одноступенча-
той ТВД в отношении себестоимости и стоимости
обслуживания (из-за меньшего количества деталей)
достаточно очевидны. Поэтому даже консорциум
International Aero Engines (Pratt & Whitney, Rolls-
Royce, MTU и японские фирмы) производитель
одного из наиболее успешных двигателей (V2500),
изучает возможность применения в своем двига-
теле одноступенчатой ТВД вместо двухступенча-
той [8.2.11.25]. И делает это под влиянием очевид-
ных успехов основного конкурента семейства
CFM56. Одноступенчатая ТВД (с отношением дав-
лений 5.5) объявлена также в качестве перспектив-
ной цели GE при совершенствовании двигателя
GE90 [8.2.11.26].
Но на практике переход на одноступенчатую
ТВД связан с большим риском из-за вполне вероят-
ной необходимости увеличения затрат на доводку
и достижение конкурентоспособности новой одно-
ступенчатой ТВД с уже имеющейся двухступенча-
той.
Применение одноступенчатой ТВД (с отноше-
нием полных давлений на входе и выходе 4.0 и бо-
лее) означает:
-	трансзвуковой и сверхзвуковой уровень чи-
сел Маха в проточной части (необходимость реше-
ния проблемы проектирования охлаждаемых про-
филей, эффективных в диапазоне чисел Маха от 1.0
до 1.4); с увеличением скорости потока в трансзву-
ковой области уровень потерь энергии в решетке
профилей существенно возрастает и в большинстве
случаев увеличивается далее и в трансзвуковой
области; это приводит к уменьшению к.п.д. турби-
ны с увеличением степени расширения выше
2.5...3.0;
-	образование системы скачков уплотнения
в проточной части и возможность возникновения
дополнительных потерь от нестационарного взаи-
модействия этих скачков в системе неподвижных
(СА ТВД и СА ТНД) и вращающейся (РК ТВД)
решеток; на Рис. 8.2.7.11 показана волновая струк-
тура течения в решетке рабочих лопаток при чис-
ле Маха за решеткой 1.25;
-	относительно высокий уровень напряжений
в роторе (диске и дефлекторе) из-за высокого (не-
обходимого для обеспечения приемлемой аэроди-
намической нагрузки) уровня окружной скорости
(500.. .600 м/с) потенциальные проблемы с обес-
печением циклического ресурса ротора при про-
ектировании;
-	высокий уровень механических и терми-
ческих (возникающих вследствие температурных
напряжений) напряжений в рабочей лопатке
(25.. .40 кгс/мм2) — потенциальные проблемы с обес-
Рисунок 8.2.7.1_1 - Система скачков уплотнения
в плоской решетке турбинных
лопаток при осредненном числе
Маха 1.25 [8.2.11.21].
Теневая фотография (шлирен-
фотография) при визуализация
потока с помощью окрашенного
масла
печением ее долговечности и надежности;
-	повышенный уровень аэродинамических сил,
возбуждающих динамические напряжения в рабо-
чей лопатке;
-	в целом более низкий, чем в двухступенча-
той турбине, уровень аэродинамической эффектив-
ности ТВД (см. Рис. 8.1.10).
Только после надежного овладения соответ-
ствующими технологиями и достижения надежно-
сти, хотя бы равной надежности двухступенчатой
ТВД, можно рассчитывать на эффективность при-
менения одноступенчатой турбины. Эффективно
работающие в настоящее время одноступенчатые
ТВД (CFM56, F119) прошли достаточно длитель-
ную доводку и эмпирическим путем были найдены
некоторые оптимальные решения, которые в новом
проекте необходимо найти аналитически.
8.2.7.2 - Выбор количества ступе-
ней ТНД
Выбор количества ступеней авиационных ТНД
определяется располагаемой окружной скоростью
и требуемой степенью расширения. Располагаемая
424
Глава 8 - Турбины ГТД
Число ступеней
Рисунок 8.2.7.2_1 - Изменение количества ступеней
в ТНД в зависимости от сте-
пени расширения по полному
давлению для турбин MTU
[8.2.11.27]
окружная скорость зависит от частоты вращения
и выбранного диаметра проточной части. Опти-
мальное решение находится с учетом к.п.д., массы
и стоимости. Хотя эти параметры в различных дви-
гателях выбираются с учетом множества факторов,
оказалось, что в реализованных конструкциях ко-
личество ступеней находится в достаточно узкой
зависимости от степени расширения в ТНД.
Фирма MTU построила такую зависимость
для спроектированных ею ТНД (см. Рис. 8.2.7.2 1).
Резкий переход к меньшему более чем в два раза
количеству ступеней осуществляется только с по-
мощью использования редуктора между вентиля-
тором и ТНД для повышения частоты вращения
турбины.
Сравнение и выбор оптимального варианта для
конкретного применения производится в системе
двигателя на основе сравнения прямых эксплуата-
ционных расходов для каждого варианта. С исполь-
зованием программ одномерного расчета турбины
по среднему диаметру определяется к.п.д. ТНД
и оценивается необходимый расход охлаждающе-
го воздуха, система вторичных потоков. Затем пос-
ле оценок массы и стоимости проводится сравне-
ние вариантов турбины в системе двигателя по
прямым эксплуатационным расходам.
Число ступеней
Рисунок 8.2.7.2_2 - Выбор количества ступеней СТ
425
Глава 8 - Турбины ГТД
На Рис. 8.2.7.22 приведена иллюстрация вы-
бора количества ступеней в свободной СТ для при-
вода электрогенератора.
Функцией цели служит стоимость приобре-
тения и прямые эксплуатационные расходы для
данного варианта конструкции за определенный
(обозримый для заказчика) период времени. В п-
риведенном примере при выборе количества сту-
пеней для силовой турбины учитывается измене-
ние к.п.д., себестоимости (затрат на приобретение),
затрат на эксплуатацию (стоимости топлива) в те-
чение одного года (этот срок выбран как приемле-
мый для заказчика в качестве срока окупаемости
любого рассматриваемого изменения конструк-
ции).
На Рис. 8.2.7.2 2 видно, что стоимость при-
обретения монотонно растет вследствие роста се-
бестоимости при увеличении количества ступеней.
Подобным же образом растет и реализуемый к.п.д.
как следствие снижения нагрузки на ступень. Зат-
раты на эксплуатацию (топливо) падают с ростом
к.п.д. Однако суммарные затраты имеют четкий
минимум при четырех ступенях в СТ.
Во всех этих расчетах очень важно учитывать
собственный опыт и опыт других фирм для досто-
верности проведенных оценок, иначе дальнейшие
сравнения и выводы могут не иметь реальной ос-
новы.
8.2.7.3 - Аэродинамическое проек-
тирование и к.п.д. турбины
Детальное аэродинамическое проектирование
на среднем диаметре заключается в выборе опти-
мального распределения удельной работы и реак-
тивности по ступеням для предварительно выбран-
Рисунок 8.2.7.31 - Схема процесса одномерного проектирования турбины
426
Глава 8 - Турбины ГТД
Таблица 8.2.7.31
Приближенный анализ потерь и к.п.д. типичных ступеней турбины
Потери / к.п.д.	ТВД (одно- ступенчатая)	ТНД (одна ступень многосту- пенчатой турбины)
Перепад полного давления	4	1.55
Параметр нагрузки и/Сад	0.48	0.407
Углы входа венцов СА / РК, град	90.0/42.7	43.7 /43.0
Углы выхода венцов СА / РК, град	10.3/17.8	20.6/20.6
Приведенная изоэнтропическая скорость за СА/РК	0.98/1.30	0.70/0.72
Профильные потери СА / РК, %	2.31/4.06	5.19/5.34
Вторичные потери СА / РК, %	1.85/4.24	1.32/1.03
Аэродинамические потери СА / РК, %	4.16/8.30	6.51 /6.37
к.п.д. (аэродинамический, без охлаяедения), %	92.4	91.6
Охлаждение (относительный расход воздуха) статора/ротора, %	11.3/3.95	-
Потери от охлаждения венцов СА/ РК, %	3.00/0.93	-
Суммарные потери венцов СА / РК, %	7.16/9.23	6.51 /6.37
Коэффициенты скорости в СА / РК	.9635 /.9527	.9669 / .9677
к.п.д. (аэродинамический с учетом охлаяедения лопаток), %	91.4	91.6
Охлаждение осевого зазора (расход воздуха в осевой зазор), %	0.59	-
Ак.п.д. (потери из-за охлаяедение ротора через аппарат закрутки), %	-0.95	-
Ак.п.д. (осевой зазор), %	-0.63	-
к.п.д. с охлаяедением, %	89.8	-
Радиальный зазор СА / РК, мм	0/0.53	0.50/0.50
Относительный (к длине лопатки) радиальный зазор СА / РК, %	0/0.84	0.30/0.30
Ак.п.д. (радиальный зазор) СА/РК, %	-1.68	-0.60 / -0.73
Первичный к.п.д. турбины, %	88.1	90.3
427
Глава 8 - Турбины ГТД
ных осевых и диаметральных размеров проточной
части. В процессе оптимизации допустима коррек-
тировка любых размеров.
Целью оптимизации является выбор сочета-
ния параметров, обеспечивающих минимальную
величину прямых эксплуатационных расходов.
Примерная схема определения к.п.д. турби-
ны в одномерном аэродинамическом расчете для
типичных ступеней (одноступенчатой охлаждае-
мой ТВД с высоким отношением давлений и для
одной из ступеней неохлаждаемой многоступен-
чатой ТНД) приведена в таблице 8.2.7.3 1. Из таб-
лицы следует, что главную роль в определении
к.п.д. играют потери энергии в проточной части
турбины. Они включают потери кинетической
энергии потока газа в лопаточных венцах и поте-
ри мощности (к.п.д.) из-за функционирования си-
стемы охлаждения.
Следует иметь в виду, что оптимальные пара-
метры не могут быть окончательно выбраны в од-
номерном расчете, так как одномерная модель
только с определенной степенью приближения от-
ражает реальные процессы в турбине.
8.2.8 - Аэродинамическое
проектирование лопаточных
венцов
Общая схема процесса
Общая схема процесса проектирования лопа-
точных венцов представлена на Рис. 8.2.8 1).
Содержание процесса проектиро-
вания венца
Предварительная аэродинамическая оптими-
зация лопаточной решетки в 2П-постановке про-
водится непосредственно в программе профилиро-
вания в диалоговом режиме по распределению
приведенной адиабатической скорости (или стати-
ческого давления) по обводам профиля. Обтекание
решетки оценивается моделированием по 2П-ЭЙ-
леру (моделированием сжимаемого дозвукового,
трансзвукового и сверхзвукового потока в решет-
ке по уравнениям Эйлера для невязкого потока).
Критериями оптимального распределения
скорости являются:
-	Обеспечение относительно низких (на уров-
не, близком к средней приведенной скорости на вхо-
де в решетку) значений приведенной скорости на
начальном участке профиля спинки (непосредствен-
но после окончания разгона потока на входной кром-
ке от точки торможения). Наиболее эффективным
средством для этого является отрицательный угол
атаки (разница между конструктивным углом и уг-
лом потока на входе в решетку).
-	Равномерное ускорение потока до точки мак-
симальной скорости вблизи или за точкой горло-
вого сечения межлопаточного канала.
-	Плавное торможение потока от точки мак-
симума скорости на спинке до выходной кромки
(оптимальный темп снижения приведенной скоро-
сти составляет 0.05...0.10 на 10% периметра про-
филя). Очевидно, что чем меньше этот темп, тем
лучше. Значительные отрицательные градиенты
скорости на спинке (в пределе переходящие в скач-
ки уплотнения) могут привести к отрыву потока
и значительному увеличению потерь.
-	Минимально возможная степень перерасши-
рения потока на спинке (отношение максимальной
скорости к средней скорости на выходе из решет-
ки). Приемлемым уровнем перерасширения на
практике можно считать 1.05... 1.20.
-	Исключение местных всплесков скорости
в месте схода потока с окружности входной кром-
ки на спинку и корыто после разгона от точки тор-
можения. Эти всплески оказывают неблагоприят-
ное влияние на развитие пограничного слоя
и способствуют увеличению местных коэффици-
ентов теплоотдачи от газа к корыту лопатки.
Уровень этих местных всплесков может быть
снижен уменьшением диаметра входной кромки
(около 0.6 мм в современных ТНД) или переходом
к описанию входной кромки не окружностью, а эл-
липсом.
Помимо этих общих критериев, необходимо
иметь в виду частные случаи проектирования:
-	В случае появления зоны сверхзвуковых
скоростей на спинке целесообразно максимально
снизить как общий уровень сверхзвуковых скоро-
стей, так и протяженность этой зоны, даже за счет
некоторого повышения уровня скоростей в нача-
ле спинки.
-	Для охлаждаемых лопаток целесообразно
добиваться исключения или снижения местных
забросов скорости в начале корыта, так как это спо-
собствует увеличению местных коэффициентов
теплоотдачи от газа.
-	Для лопаток последних ступеней авиацион-
ных турбин может быть существенным влияние
числа Рейнольдса на полетных режимах. Поэтому
целесообразно исключать значительные градиен-
ты потока в конце спинки (характерные для так
называемых задненагруженных профилей), кото-
рые имеют тенденцию к отрыву потока при умень-
шении числа Рейнольдса.
428
Глава 8 - Турбины ГТД
Ограничения :
по площади сечения
по системе
охлаждения
по моменту инерции
м
ф
Рисунок 8.2.81 - Схема процесса проектирования лопаточных венцов турбины
л
Ё
429
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.2.8_2 - Расчет турбинной решетки по
2В-Навье-Стоксу, показывающий
возможность распознавания от-
рывных зон с областями обрат-
ного течения газа (зона на спинке
профиля около выходной кромки)
Относительное число Маха
Относительная осевая хорда
Рисунок 8.2.8_3 - Сравнение уровней скорости на
поверхности профилей для
обычного профиля, профилей
с «высокой подъемной силой»
(«High Lift») и «очень высокой
подъемной силой»
(«Ultra High Lift»), спроектиро-
ванных в Rolls-Royce [8.2.11.28]
Однако целевое распределение скорости в дву-
мерной постановке при проектировании сечений
может отличаться от вышеизложенного, так как эта
задача является промежуточной. Распределение
скорости в сечении должно быть таковым, чтобы
оптимальное распределение имело место в окон-
чательной постановке многоступенчатом расче-
те по ЗВ-модели (Эйлера или Навье-Стокса). Ха-
рактер изменения распределения скорости при
переходе от двумерной к пространственной поста-
новке не может быть универсальным и определя-
ется опытным путем.
На следующем этапе спроектированная ре-
шетка оценивается на уровень потерь (кинетичес-
кой энергии или полного давления), на чувстви-
тельность к углу атаки (к изменению угла атаки на
входе) и изменению режима работы по числу Маха.
Последние характеристики очень важны для мно-
горежимных турбин (ТНД и СТ). Моделирование
проводится по 2В-Павьс-С'токсу (моделирование
вязкого потока в решетке по уравнениям Навье-
Стокса). Помимо изменения уровня потерь и его
изменения с числом Маха и углом атаки, оценива-
ется вероятность отрыва потока на профиле (см.
Рис. 8.2.8 2).
2В-аэродинамическое проектирование являет-
ся основой в получении эффективной аэродинами-
ки турбины. Как уже говорилось, необычайную
важность имеет наличие гибкого и эффективного
математического обеспечения для проектирования
лопаточных решеток.
В современной практике совершенствование
методов проектирования профилей используется не
для повышения к.п.д., а для поддержания достиг-
нутого уровня эффективности при уменьшении
себестоимости и стоимости обслуживания турби-
ны за счет сокращения количества лопаток
[8.2.11.5].
Так называемые профили с «высокой подъем-
ной силой» («High Lift») и с «ультра-высокой
подъемной силой» («Ultra High Lift») [8.2.11.28] по-
зволяют сократить количество лопаток на величи-
ну до 20% - при сохранении уровня аэродинами-
ческой эффективности. Такие профили интенсивно
исследуются и начинают использоваться в первую
очередь в авиационных турбинах.
Окончательная аэродинамическая оценка
и оптимизация профилей (решеток) и лопаточных
венцов турбины определение граничных усло-
вий, характеристик обтекания и потерь - прово-
дится в системе более высокого уровня, которую
представляет собой численная модель сквозного
течения потока в многоступенчатой турбине (3D-
Эйлер или ЗВ-Навье-Стокс). Сквозное ЗВ-моде-
430
Глава 8 - Турбины ГТД
лирование для многоступенчатой турбины в це-
лом (включая входные и выходные устройства,
переходные каналы, стойки и спрямляющие ап-
параты) позволяет автоматически и наиболее точ-
но моделировать граничные условия для каждой
отдельной лопаточной решетки турбины и оцени-
вать ее характеристики (обтекание и потери) наи-
более точно.
При неудовлетворительных характеристиках
и необходимости дальнейшей оптимизации проис-
ходит возвращение к 2В-проектированию профи-
лей и построению венцов.
Ограничения
Практическое применение технологии 2D-npo-
ектирования связано с использованием конструк-
тивных и технологических ограничений.
Во-первых, это выбор количества лопаток.
Для унификации типа применяемого елочного зам-
ка с существующим (что всегда предпочтительнее
с точки зрения сохранения оснастки и уменьше-
ния риска) количество рабочих лопаток уточня-
ется с учетом применяемого замка. Тогда новое ко-
личество лопаток (Z ) может быть определено на
основе существующего у прототипа (Z ) с учетом
отношений средних диаметров замков новой кон-
струкции (Р ) и конструкции прототипа (Р ) -
В качестве среднего диаметра принимается
указываемый в чертеже диаметр так называемой
«базовой плоскости замка» - базового диаметраль-
ного размера замка. Отклонение от полученного
числа в сторону увеличения/уменыпения количе-
ства лопаток приводит, соответственно, к утоне-
нию хвостовика лопатки/утолщению выступа
диска или к утолщению хвостовика/утонению вы-
ступа диска.
Во-вторых, это прочностные ограничения. На
основании расчетной оптимизации массы профиль-
ной части лопатки задаются конструктивные огра-
ничения:
-	требуемое распределение площади сечения
металла по длине профиля (обеспечение прочнос-
ти по напряжениям растяжения);
-	требуемое распределение минимального
момента инерции по длине профиля (обеспечение
прочности по напряжениям изгиба и динамичес-
ким напряжениям).
В-третьих, это производственные ограниче-
ния. Производственная база для производства ло-
паток определяет технологические ограничения:
-	минимальная толщина выходной кромки;
-	минимальная толщина стенок у охлаждае-
мой лопатки;
-	минимальный угол заострения выходной
кромки;
-	прямоугольная полка для корневого сечения
лопатки (сумма абсолютных максимальных орди-
нат выходной кромки и спинки должна быть мень-
ше шага решетки);
У охлаждаемых и полых лопаток дополни-
тельно задаются минимальная толщина стенки
(у выходной и выходной кромки и в месте макси-
мальной толщины в каждом сечении) и минималь-
ные радиусы входной и выходной кромки внутрен-
ней полости.
8.2.9 - Методы управления
пространственным потоком
в турбине
Формирование лопаточного венца представ-
ляет собой эффективное средство управления рас-
пределением аэродинамической нагрузки и потерь
энергии по длине лопатки с целью уменьшения
суммарных профильных и вторичных потерь и по-
вышения к.п.д. ступени. Однако применение таких
методов управления потоком должно быть эконо-
мически оправдано с точки зрения соотношения
стоимости реализации и получаемого эффекта.
Синтез лопаточного венца (из оптимизирован-
ных в плоской постановке базовых профилей на
цилиндрических поверхностях) проводится с по-
мощью сплайн-функции и задаваемых характери-
стик пространственной формы венца. Формирует-
ся точечно-заданная поверхность профиля лопатки
- геометрическая модель, используемая на всех
следующих стадиях аэродинамического анализа.
К конструктивным методам реализации про-
странственной формы венца относятся следующие.
Местное открытие выходной кромки (уве-
личение эффективного угла выхода).
Местное открытие выходной кромки в конце-
вых сечениях сопловых и рабочих лопаток способ-
ствует уменьшению аэродинамической нагрузки
в этих сечениях и уменьшению генерации вторич-
ных потерь, а также увеличению степени реактив-
ности в корневых сечениях рабочих лопаток.
Открытие корневых сечений сопловых лопа-
ток ТНД (до 6 градусов) наиболее эффективно для
уменьшения вторичных потерь в наиболее нагру-
женных корневых сечениях сопловых и рабочих
лопаток. В малоразмерных турбинах может быть
эффективно открытие обоих концевых сечений
сопловых лопаток с перенесением основной аэро-
431
Глава 8 - Турбины ГТД
динамической нагрузки в середину лопатки
и уменьшением угла поворота и вторичных потерь
в концевых сечениях [8.2.11.29].
Меридиональное сужение проточной части
СА 1 ступени
Меридиональное сужение проточной части
практически применимо для первого соплового
аппарата и имеет целью уменьшение вторичных
потерь за счет реализации большей части поворо-
та потока с меньшей скоростью, а затем разгона
потока, преимущественно, в прямом канале.
Различные варианты профилирования наруж-
ной ограничивающей поверхности были исследова-
ны еще Дейчем [8.2.11.30], но результаты последу-
ющих исследований, в том числе с использованием
численных методов расчета, показали, что наибо-
лее оптимальной является коническая форма на-
ружной поверхности. При этом наибольшее умень-
шение потерь имеет место, как показывает
эксперимент, у корневого сечения лопатки. Экспе-
рименты в составе ступени показали, что не всегда
уменьшение потерь в сопловом аппарате приводит
к увеличению к.п.д. ступени.
В настоящее время меридиональное сужение
проточной части применяется практически на всех
первых сопловых аппаратах ТВД (см. Рис. 8.1.2.5 1,
8.1.2.5 4, 8.1.2.6 1).
Наклон лопаток на корыто
Наклон лопаток на корыто на величину до
15...20 градусов уменьшает потери у корневого
сечения лопатки и увеличивает их у периферии, как
следует из большинства известных экспериментов.
Наклон лопаток считается также средством умень-
шения градиента реактивности ступени по радиу-
су. Однако в некоторых из известных эксперимен-
тов (по крайней мере в двух) наклон лопаток на
корыто не оказал влияния на градиент реактивно-
сти. Современные методы аэродинамического про-
ектирования позволяют достаточно точно оценить
влияние наклона на распределение давления и по-
тери в лопаточных венцах.
Изгиб средней части лопаток в сторону ко-
рыта и спинки
Так же, как наклон лопаток на корыто умень-
шает потери у корневого сечения, наклон верхней
части на спинку уменьшает потери у верхнего се-
чения лопатки. На этом базируется идея так назы-
ваемых саблевидных лопаток, средняя часть кото-
рых смещена в сторону корыта. Идея таких лопаток
известна давно и первые исследования таких ло-
паток проведены в паротурбостроении (см.
Рис. 8.2.9 1).
Однако в реальной конструкции впервые на-
шли применение лопатки с изгибом в сторону
Рисунок 8.2.91 - Сопловые лопатки с изгибом про-
филя в сторону корыта (сабле-
видные) и с изгибом профиля
в сторону спинки
Рисунок 8.2.9_2 - Изгиб лопаток в сторону спинки
в конструкции сопловой лопатки
2 ступени ТВД двигателя PW4168
спинки (см. Рис. 8.2.9 2). Вопрос об эффектив-
ности применения лопаток с изгибом исследован
в работе специалистов Pratt&Whitney [8.2.11.311.
Изгиб в сторону спинки (в отличие от саблевид-
ных лопаток) показал реальный выигрыш в к.п.д.
двухступенчатой ТВД (на турбинном стенде)
в 0.5%.
Дугообразная выходная кромка сопловой
лопатки
Дугообразная форма выходной кромки сопло-
вой лопатки (1 ступени) при практически плоских
поверхностях корыта и спинки является достаточ-
но распространенным видом пространственной
формы венца.
Впервые такая форма лопатки была исследова-
на Морганом [8.2.11.32], экспериментально получив-
шим увеличение к.п.д. на 0.8%. Из работы Моргана
не следует, что такого значительного выигрыша
432
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.2.93 - Пространственная форма сопловых и рабочих лопаток в турбине двигателя Trent 700
Рисунок 8.2.9_4 - Рабочая лопатка ТНД, спроекти-
рованная Rolls-Royce/ITP в ходе
реализации одной из европейских
технологических программ
(ANTLE) [8.2.11.5]
можно ожидать в любых условиях. Тем не менее,
лопатки с различной степенью дугообразности
выходной кромки применены в реальных конструк-
циях, например, в ТВД RB211-535Е4 (Rolls-Royce)
Рис. 8.3.2 3.
Следует иметь в виду, что применение любого
вида пространственной формы венца должно быть
обосновано с использованием численных расчетов
аэродинамики турбины и венца. Любой из упомя-
нутых методов может быть эффективным только
в определенных условиях - например, саблевидные
лопатки получили первое признание в паровых тур-
бинах с относительно низким исходным к.п.д. Их
применение в газовых турбинах не всегда позволя-
ет получить ожидаемый выигрыш, так как исход-
ная база (использованная в экспериментах) могла
быть достаточно низкой.
Таким же образом перераспределение рабо-
ты вдоль радиуса не является универсально эф-
фективным. Имеется в виду увеличение угла по-
ворота потока в среднем сечении (в котором
отсутствуют вторичные потери) и уменьшение
его в корневом и периферийном сечениях т.е. пе-
рераспределение работы в область среднего диа-
метра с меньшим уровнем потерь энергии. Если
в известной работе Шлегеля [8.2.11.29] в малораз-
мерной турбине удалось получить 1.8% увеличе-
ния к.п.д., то в работе специалистов General
Electric [8.2.11.33] все испытанные варианты про-
странственного проектирования турбинной сту-
пени оказались хуже исходного.
Тем не менее, элементы пространственного
проектирования явно видны в некоторых современ-
ных конструкциях например, в ТНД семейства
Trent (Rolls-Royce) Рис. 8.2.9 3.
Применение достаточно сложной простран-
ственной формы венца неизбежно приводит к тех-
нологическим сложностям при его производстве.
Поэтому необходима оценка целесообразности
применения пространственной формы с учетом
увеличения себестоимости производства, т.е. по
критерию стоимость-эффективность.
433
Глава 8 - Турбины ГТД
8.2.10 - Экспериментальное
обеспечение аэродинамического
проектирования
Развитие экспериментальной базы
Основные рабочие инструменты для проек-
тирования одномерное моделирование и много-
мерное численное моделирование невязкого и вяз-
кого потока в проточной части не обеспечивают
необходимой точности результатов. Это следствие
приближенности самих моделей (все они сохра-
няют большой потенциал совершенствования)
и использования в них имеющегося эксперимен-
тального опыта. Применение их за пределами име-
ющегося опыта и экспериментальной базы все еще
представляет собой значительный риск.
Именно поэтому испытания крупномасштаб-
ных моделей или полноразмерных турбин на спе-
циальных стендах на холодном воздухе не только
не сходят с повестки дня, но и приобретают все
большие масштабы. Даже для ТНД, испытания
которых требуют особенно высоких затрат, стро-
ятся полноразмерные натурные стенды. (Из-за вы-
сокой пропускной способности и высоких степе-
ней расширения ТНД необходимо обеспечить
значительно больший расход воздуха и сжать его
до значительно большего давления, чем при испы-
таниях ТВД).
GE Aircraft Engines, в свое время проведя ис-
пытания ТНД проектов Е3 и GE90-85B с модели-
рованием соответственно 2/3 и 3/4, в 2002 году
построила новый автономный стенд для испыта-
ний полноразмерных ТНД [8.2.11.34]. MTU испы-
тывает полноразмерные ТНД своей разработки (и,
в частности, ТНД GP7200) на стенде Штутгартс-
кого университета [8.2.11.35]. Компания Rolls-
Royce испытывает все новые ТВД и ТНД семей-
ства Trent на автономных стендах на холодном
воздухе [8.2.11.4]. Такие же испытания проходят
все новые турбины семейства двигателей малой
тяги BR700 [8.2.11.28].
В качестве дальнейшего развития эксперимен-
тальной базы создаются новые стенды с имити-
рованием переходного канала и первого соплово-
го аппарата ТНД (стенд GE для ТВД GP7200),
а также для испытания двухкаскадных турбин. Это
стенд GE: для испытаний взаимовлияния ТВД
и ТНД CFM56 в технологической программе
ТЕСН56 [8.2.11.26] и стенд Rolls-Royce для совме-
стного испытания ТВД и ТСДТгеп! 500 [8.2.11.36].
Эти стенды позволяют обеспечить наиболее близ-
кие к действительности условия испытания с уче-
том взаимодействия турбин.
Процесс разработки новых аэродинамических
технологий для турбины, несмотря на активное
вторжение в эту область численного эксперимен-
та, продолжает основываться на эксперименталь-
ной проверке и отработке.
Рисунок 8.2.101 - Турбинный стенд для испытаний турбин на холодном воздухе
(испытание ТНД BR715 - Rolls-Royce [8.2.11.28])
434
Глава 8 - Турбины ГТД
Экспериментальное исследование
турбины
Экспериментальное исследование турбины на
стенде (см. Рис. 8.2.10 1) проводится с целью:
1)	Определения реальной аэродинамической
эффективности (к.п.д.) и пропускной способнос-
ти турбины.
2)	Определения характеристик турбины в важ-
ном для применения диапазоне приведенной ок-
ружной скорости и степени расширения.
3)	Определения реальной аэродинамической
нагрузки отдельных ступеней и венцов, их аэро-
динамических характеристик и резервов повыше-
ния к.п.д.
4)	Исследования работы системы охлаждения
и системы регулирования радиальных зазоров.
5)	Идентификации аэродинамических и теп-
ловых моделей турбины различного уровня для
совершенствования математического обеспечения
и использования в ходе доводки и разработки дру-
гих турбин.
Исследование полноразмерных турбин на на-
турных турбинных стендах является очень доро-
гостоящим делом. В России такой стенд имеется
в ЦИАМ. Он позволяет проводить испытания как
охлаждаемых, так и неохлаждаемых турбин.
В ходе доводки двигателя исследование аэро-
динамических параметров турбины проводится
обычно на натурных двигателях и газогенераторах.
Хотя область исследуемых режимов при этом ог-
раничена близостью к рабочей точке, эти испыта-
ния являются часто единственно возможными по
условиям стоимости.
Основные условия моделирования аэродина-
мических процессов в турбине и зависящих от них
процессов теплопередачи сводятся к обеспечению
геометрического, кинематического и динамическо-
го подобия турбин экспериментального и стандар-
тного двигателей, а именно:
1)	Подобия геометрических параметров, оп-
ределяющих геометрическое подобие проточной
части турбины испытываемого и стандартного дви-
гателя.
2)	Равенство критериев подобия, характери-
зующих процесс расширения газа в турбине (чи-
сел Маха, Рейнольдса - Re, показателя изоэнтро-
пы расширения К = Cp/Cv).
3)	Подобие треугольников скоростей, обеспечи-
вающих кинематическое подобие режима турбины.
4)	Подобие полей параметров в испытываемой
и стандартной турбинах.
Требование геометрического подобия обеспе-
чивается использованием натурных газогенерато-
ров и двигателей с натурным рабочим телом (ра-
венство К) на режимах работы, соответствующих
реальным или близким к ним по уровню давления
газа (равенство Re).
Для обеспечения подобия треугольников ско-
ростей и чисел Маха в проточной части необхо-
димо обеспечение равенства степени расширения
по полному давлению на турбине (ят* = Р*/Р.*)
и приведенной частоты вращения и = п/(Т*)°-5.
Равенство этих критериев подобия обеспечи-
вает:
-	одинаковое относительное распределение
удельной работы по лопаточным венцам;
-	одинаковые граничные условия по теплоот-
даче от газа к деталям проточной части;
-	одинаковую рабочую точку по аэродинами-
ческим характеристикам для экспериментальной
и стандартной турбины.
Равенство полей параметров обеспечивается
за счет равенства критериев подобия и использо-
вания камеры сгорания с характеристиками, соот-
ветствующим стандартным.
Рисунок 8.2.10 2 - Измерение и приведение (к пол-
ному давлению на входе в турби-
ну) статических давлений
в осевых зазорах на верхнем
и нижнем диаметрах проточ-
ной части [8.2.27]
435
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.2.10 3 - Сравнение расчетной и экспериментальной (шлирен-фотография) картины течения
в лопаточной решетке [8.2.27]
Идентификация математических
моделей турбины
Идентификация математических моделей те-
чения в проточной части турбины осуществляется
по измеренным статическим давлениям в осевых
зазорах проточной части (см. Рис. 8.2.10 2) и изме-
ренной степени расширения на каждой ступени.
Идентификация осуществляется за счет под-
бора минимальных площадей лопаточных венцов
и коэффициентов потерь в них для согласования
распределения по ступеням полных и статических
давлений в модели и в эксперименте.
Объектом идентификации являются аэроди-
намические модели (одномерная и ЗО-Эйлер) мо-
дели проточной части турбины. После идентифи-
кации эти модели могут быть использованы для:
-	анализа аэродинамической эффективности
турбины и разработки мероприятий по ее усовер-
шенствованию;
-	прогноза ее характеристик в других услови-
ях работы или эксплуатации;
-	сопровождения доводки и эксплуатации тур-
бины (при анализе возникающих проблем, разра-
ботке модификаций и так далее).
В эксперименте возможна и качественная
идентификация моделей Навье-Стокса (см.
Рис. 8.2.10 3) по их прогнозной способности по
предсказанию отрыва потока на профиле.
8.2.11 - Перечень
использованной литературы
8.2.11.1 Fabrycky, W., Blanchard, В. Life-Cycle Costs
and Economic Analysis, ISBN 0-13-538323-4, Prentice
Hill, New Jersey, 1991.
8.2.11.2 Beatty, R.F., Prueger, G.H. Turbomachinery
Design Process Improvements Produce More Robust
Machine. AIAA 2000-3876, 36th Joint Propulsion
Conference and Exhibit, 2000.
8.2.11.3 Core Competency. Aviation Week&Space
Technology, Sept.l, 2003
8.2.11.4 Gonzalez, R, Ulizar I. Advanced Low Pressure
Turbine Design for a High By-Pass Ratio Aero Engine.
ISABE 2001-1061.
8.2.11.5 Vazquez, R., Cadrecha D., Torre D. High Stage
Loading Low Pressure Turbine. A New Proposal for
an Efficiency Chart. GT2003-38374, ASME TURBO
EXPO 2003.
8.2.11.6 Абианц B.X. Теория авиационных газовых
турбин, 1979.
8.2.11.7 Meece С.Е. Gas Turbine Technologies of the
Future. ISABE 95-7006, 1995.
8.2.11.8 Хорлокк Дж.Х. Осевые турбины. М., Ма-
шиностроение, 1972.
8.2.11.9 NASA/P&WA Energy Efficient Engine. High
Pressure Turbine Detailed Design Report. NASA CR-
165608, 1984.
8.2.11.10 NASA/GE E3 - Flight Propulsion System
Final Design and Analysis. NASA CR-168219, 1985.
436
Глава 8 - Турбины ГТД
8.2.11.11 Гостелоу Дж. Аэродинамика решеток тур-
бомашин. Москва: Мир, 1987.
8.2.11.12 Keeker S.C., Okapuu U. A Mean Line
Prediction Method for Axial Flow Turbine Efficiency.
ASME Paper No. 81-GT-58. (Энергетические маши-
ны и установки, т.104, N1, 1982)
8.2.11.13 Мухтаров М.Х., Кричакин В.И. Методи-
ка оценки потерь в проточной части осевых тур-
бин при расчете их характеристик. Теплоэнерге-
тика, №7, 1969.
8.2.11.14 Cherry D.G. The Aerodynamic Design and
Performance of the NASA/GE E3 Low Pressure
Turbine. AIAA Paper, 1984, N 1162. Газодинами-
ческий расчет и характеристики турбины венти-
лятора двигателя Е3 фирмы Дженерал Электрик.
Новости зарубежной науки и техники. Серия Авиа-
ционное Двигателестроение, N 3, 1985
8.2.11.15 Moustapha S.H., Kacker S.C., Tremblay В.
An Improved Incidence Losses Prediction Method for
Turbine Airfoils. Presented at the Gas Turbine and
Aeroengine Congress and Exposition. June 4-8, 1989,
Toronto, Ontario, Canada.
8.2.11.16 Богод А.Б., Грановский А.В., Карелин
А.М. Повышение точности и сокращение времени
при численном исследовании трансзвуковых тече-
ний газа в решетках турбомашин. Теплоэнергети-
ка. №8, 1986, с.48-52.
8.2.11.17 Mathematical Models of Gas Turbine
Engines and their components. AGARD Lecture
Series, AGARD-LS-198, 1994.
8.2.11.18 Denton G.D. The Use of Distributed Body
Force to Simulate Viscouse Flows in 3-D Flow
Calculations. ASME Paper #86-GT-144, 1986.
8.2.11.19 Dunn M.G. Convective Heat Transfer and
Aerodynamics in Axial Flow Turbines. 2001-GT-0506.
Proceedings of ASME TURBOEXPO 2001
8.2.11.20 NASA/PWA Energy Efficient Engine. Low
Pressure Turbine Subsonic Cascade Component
Development and Integration Program. NASA CR-
165592, 1982.
8.2.11.21 NASA/PWA Energy Efficient Engine. High
Pressure Turbine Supersonic Cascade Technology
437
Глава 8 - Турбины ГТД___________________
8.3 - Охлаждение деталей
турбины
Система охлаждения является в настоящее вре-
мя неотъемлемой частью конструкции любой со-
временной турбины. В ТВД охлаждаются все лопат-
ки, роторы, корпуса. В ТНД роторы, корпуса
и достаточно часто лопатки первых ступеней.
Непрерывное совершенствование и усложнение
технологий охлаждения является обязательным ус-
ловием реализации конкурентоспособной конструк-
ции турбины конструкции, в которой при увели-
чении температуры перед турбиной расход воздуха
на охлаждение не перекрывает выигрыш в удель-
ных параметрах двигателя, а ресурс деталей турби-
ны соответствует требованиям заказчиков.
8.3.1 - Тепловое состояние
элементов турбин
На современных гражданских ТРДД большой
тяги уровень температуры газа перед турбиной
практически сравнялся с уровнем температуры
перед турбиной военных ТРДД. Максимальная тем-
пература газа перед ротором ТВД достигает
1700...1850К.
Двигатели для ближне-среднемагистральных
самолетов (CFM56, V2500) имеют существенно
меньший уровень температуры.
Рабочие и сопловые лопатки турбины рабо-
тают в непосредственном соприкосновении с вы-
сокотемпературным газом, при этом допустимая
температура лопаточных сплавов ниже рабочих
температур газа перед каждым венцом на
200...500°С. Наибольшую трудность представля-
ет обеспечение надежности рабочих лопаток, осо-
бенно в турбине высокого давления. Они наряду
с сопловыми лопатками подвержены термической
усталости, вибрации, газовой коррозии и эрозии,
действию газовых нагрузок. Кроме того, рабочие
лопатки подвергаются действию центробежных
сил. С учетом всего этого для надежной работы
средняя температура металла лопаток не должна
превышать 900... 1000°С, а максимальный уровень
- 1100°С. Уровень допустимых рабочих темпера-
тур непосредственно зависит от характеристик
применяемого материала лопаток.
Непосредственному воздействию газа подвер-
жены также некоторые роторные и статорные де-
тали турбины: корпуса, ободная часть дисков, ла-
биринты и другие, менее нагруженные детали. Для
обеспечения их надежной работы в течение задан-
ного ресурса применяются:
-	специальные жаропрочные, жаростойкие
и коррозионно-стойкие сплавы, способные сопро-
тивляться сульфидно-оксидной коррозии;
-	изготовление лопаток методом направленной
кристаллизации или из монокристалла;
-	покрытия для повышения жаростойкости
материала (например, из окиси алюминия);
-	металлические многокомпонентные покры-
тия для повышения коррозионной жаростойкости
материала - например, покрытие из четырех ком-
понентов (никель хром алюминий - иттрий);
-	теплозащитные покрытия из керамических
материалов с низкой теплопроводностью для сни-
жения теплового потока в металл лопатки;
-	различные схемы воздушного (для промыш-
ленных турбин иногда даже парового) охлаждения.
Оптимальная с точки зрения стоимости жиз-
ненного цикла двигателя конструкция турбины
подразумевает оптимальное сочетание всех пере-
численных выше основных способов обеспечения
работоспособности. Применение дорогостоящих
жаропрочных сплавов увеличивает стоимость ма-
териала, но уменьшает потребность в охлаждении.
Применение более сложной и эффективной систе-
мы охлаждения турбинной лопатки увеличивает ее
себестоимость, но позволяет использовать менее
дорогие материалы.
Проектирование оптимальной системы охлаж-
дения предполагает последовательное нахождение
обоснованного компромисса на всех стадиях реа-
лизации проекта.
8.3.1.1 - Принципы охлаждения
Наиболее популярной системой охлаждения
современных турбин является схема открытого
(с выпуском охладителя в проточную часть турби-
ны) воздушного охлаждения. Для охлаждения тур-
бины может использоваться воздух, отбираемый за
КВД или за одной из его ступеней. Для наружного
охлаждения корпусов турбины (и управления ра-
диальными зазорами) используется воздух из-за
КНД или из-за вентилятора. С точки зрения общей
эффективности турбины в двигателе обычно необ-
ходимо проектировать систему охлаждения во-пер-
вых - с минимальным расходом охлаждающего
воздуха, а во-вторых - с использованием по мере
возможности отбора воздуха из-за промежуточных
ступеней компрессора.
Уменьшение расхода воздуха на охлаждение
турбины может быть достигнуто:
-	формированием оптимальной радиальной
эпюры температуры газа за КС;
-	уменьшением окружной неравномерности
438
Глава 8 - Турбины ГТД
температуры за КС;
-	применением аппарата закрутки для закрут-
ки воздуха в направлении вращения диска на вхо-
де в ротор ТВД (при этом снижается температура
охлаждающего воздуха);
-	предварительным охлаждением воздуха в воз-
духо-воздушном теплообменнике, установленном
в наружном контуре ТРДД (такая схема реализова-
на на двигателях Д-30Ф6 и АЛ-31Ф) или (в случае
промышленного двигателя) выведенном за пределы
двигателя и обдуваемого электровентилятором;
-	уменьшением утечек охлаждающего возду-
ха в проточную часть турбины;
-	увеличением эффективности системы охлаж-
дения лопаток;
-	уменьшением потерь давления охлаждающе-
го воздуха при подводе к лопаткам (это позволяет
сохранить и эффективно использовать потенциал
давления охлаждающего воздуха непосредственно
в лопатках).
Существует общепринятая характеристика
эффективности системы охлаждения относитель-
ная эффективность охлаждения, оцениваюшая со-
вершенство системы и позволяющая определить
температуру лопатки при известном расходе воз-
духа. Относительная эффективность охлаждения
является отношением реального понижения тем-
пературы металла лопатки (Гл) относительно газа
Тг к максимально возможному понижению - до
температуры охлаждающего воздуха (Гв). Соответ-
ственно, относительная эффективность охлажде-
ния определяется по формуле:
0=(Гг Гл)/(Гг гв).
На Рис. 8.3.1.11 представлен прогресс в об-
ласти эффективности охлаждения (за счет конст-
руктивного совершенствования схем охлаждения)
и его решающий вклад в увеличение температуры
газа перед ротором ТВД в современных конструк-
циях.
На Рис. 8.3.1.1 2 приведены приближенные
зависимости средней (по сечению лопатки) отно-
сительной эффективности охлаждения для конвек-
тивного и конвективно-пленочного охлаждения.
Для больших расходов воздуха конвективная схе-
ЭФФЕКТИВНОСТЬ
ОХЛАЖДЕНИЯ
Рисунок 8.3.1.11 - Увеличение температуры газа перед ротором турбины [8.3.1]
439
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.3.1.1_2 - Относительная эффектив-
ность охлаждения для среднего
сечения рабочей лопатки
1 - конвективное охлаждение;
2 - конвективно-пленочное ох-
лаждение
ма реализуется с трудом (из-за ограничений по
пропускной способности лопатки). При малых рас-
ходах воздуха трудно реализовать пленочное ох-
лаждение (из-за нехватки воздуха на пленку).
Для ориентировочных расчетов может быть
использована обобщающая формула для оценки
эффективности охлаждения лопатки в зависимос-
ти от расхода охлаждающего воздуха:
0=Gbo/(Gbo+3-5)>
где (7|!О - расход охлаждающего воздуха, %.
Относительная эффективность охлаждения
может определяться для любого места профиля (на-
пример, для входной кромки) или как средняя ве-
личина по сечению профиля лопатки. О определя-
ется соотношением коэффициентов теплоотдачи от
газа к лопатке и от лопатки к охлаждающему воз-
духу. На коэффициент теплоотдачи от газа повли-
ять довольно сложно, хотя повышение аэродинами-
ческого совершенства лопаток позволяет снизить
уровень скоростей на профиле и коэффициент теп-
лоотдачи к нему. Однако решающее влияние на от-
носительную эффективность охлаждения оказыва-
ет интенсивность внутренней теплоотдачи лопатки
- от металла к охлаждающему воздуху.
Расход охлаждающего воздуха в лопатку (как
и на другие детали турбины) обычно измеряется
в относительных величинах в процентах от рас-
хода воздуха на входе в КВД. Сравнение различ-
ных конструкций лопаток наиболее информатив-
но по относительной эффективности охлаждения
при одинаковом относительном расходе охлажда-
ющего воздуха.
Однако, всегда более высокая интенсивность
внутренней теплоотдачи (которая обеспечивает
более высокую эффективность охлаждения) дос-
тигается за счет более высоких потерь полного дав-
ления в самой лопатке. А увеличение давления на
входе в лопатку всегда связано с увеличением па-
разитных утечек охлаждающего воздуха в систе-
ме подвода.
8.3.2 - Конвективное, пленочное
и пористое охлаждение
Конвективное охлаждение деталей турбины
реализуется путем съема тепла потоком воздуха
с внутренних поверхностей охлаждающих каналов
в лопатках и других деталях с последующим выпус-
ком воздуха в проточную часть. Воздух обычно вы-
пускается в проточную часть в зоны с относительно
низким давлением газа (в области выходной кромки
или в область верхнего торца лопатки за гребешка-
ми уплотнения). Поэтому конвективная схема допус-
кает достаточно интенсивное использование запаса
по давлению во внутренних каналах деталей и при-
менение достаточно значительных гидравлических
сопротивлений для интенсификации теплоотдачи на
внутренних поверхностях деталей.
Конвективный теплообмен вносит важнейший
вклад в эффективность системы охлаждения лю-
бой лопатки с интенсивным использованием плен-
ки на наружной поверхности (см. Рис. 8.3.2 1,
8.3.2 3, 8.3.2 4).
Наиболее эффективный метод конвективного
охлаждения струйный когда струи из отверстий
в промежуточной стенке или дефлекторе натекают
на противостоящую поверхность и обеспечивают
очень высокую теплоотдачу в пятне контакта. Хотя
с удалением от центра струи теплоотдача быстро
падает, в целом струйное охлаждение считается наи-
более эффективным по сравнению с другими спо-
собами конвективного охлаждения. На Рис. 8.3.2 1
показана типичная система охлаждения сопловой
лопатки, в которой используются все основные
виды охлаждения.
Воздух, проходящий через отверстия 1 в деф-
лекторе 2, обеспечивает струйное охлаждение
внутренней поверхности стенки лопатки 3. Остав-
шийся потенциал по давлению воздуха использу-
ется для организации пленочного охлаждения стен-
ки через отверстия 4. Выступы 5 на дефлекторе
удерживают его на требуемом расстоянии от сте-
нок лопатки и одновременно создают штырьковую
440
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.3.2_1 - Схема конвективно-пленочного охлаждения стенки сопловой лопатки
1 - отверстия в дефлекторе; 2 - дефлектор; 3 - стенка лопатки; 4 - отверстия в стенке
лопатки; 5 - штырьки
Рисунок 8.3.2 2 - Интенсификация теплообмена
с помощью турбулизирующих ре-
бер
1 - стенка; 2 - ребро; 3 - точка
отрыва; 4 - зона возвратного те-
чения; 5 - точка присоединения
матрицу для турбулизации потока и увеличения
конвективного съема тепла со стенки в полости
между дефлектором и стенкой.
Увеличение интенсивности теплоотдачи за счет
турбулизации потока в канале с помощью массива
штырьков (см. Рис. 8.3.2 1,8.3.2 3) применяется как
в сопловой, так и в рабочей лопатках. Недостатком
штырьковой матрицы является относительно вы-
сокое гидравлическое сопротивление, так как она
обеспечивают высокую теплоотдачу за счет созда-
ния гидравлического сопротивления для всего по-
тока в охлаждающем канале.
Однако наибольшее сопротивление теплообме-
ну воздуха со стенкой лопатки оказывает погранич-
ный слой, который имеет наименьшую скорость за
счет торможения у стенки и, соответственно, наи-
большее термическое сопротивление. Поэтому
столь широкое распространение в лопатках полу-
чил такой способ увеличения интенсивности кон-
вективного теплообмена, как разрушение погранич-
ного слоя с помощью пристеночных поперечных
ребер (см. Рис. 8.3.2 2). Поток воздуха вдоль стен-
ки 1 охлаждающего канала натекает на ребра-тур-
булизаторы 2 с отрывом потока в точке 3 и образо-
ванием зоны возвратного течения 4. Поток вновь
присоединяется к стенке в точке 5 и повторяет цикл
отрыва на следующем ребре. Экспериментально
установлены оптимальные соотношения высоты
ребер h и шага ребер t для различной высоты кана-
ла и параметров потока (числа Рейнольдса).
Основной поток при этом не затрагивается
и увеличение гидравлического сопротивления для
всего потока вполне приемлемо. Максимально
(судя по экспериментам на круглых трубах) коэф-
фициент теплоотдачи может возрасти в 3 раза за
счет пристеночной интенсификации. Следует
иметь в виду, что во всех случаях коэффициент
гидравлического сопротивления для потока в ка-
441
Глава 8 - Турбины ГТД
воздух
Рисунок 8.3.2_3 - Схема конвективно-пленочного охлаждения сопловой лопатки 1 ступени RB211-535E4
Rolls-Royce [8.3.2]. (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic)
1 - дефлекторы; 2 - штырьковая матрица; 3 - пристеночные ребра; 4 - входная кромка;
5 - корыто; 6 - нижняя полка
нале возрастет в большей степени, чем коэффици-
ент теплоотдачи.
Ребра обычно выполняют под углом 30...45
градусов к направлению потока для уменьшения
коэффициента гидравлического сопротивления
(при этом реализуется наиболее выгодное соотно-
шение между увеличением теплоотдачи и увели-
чением гидравлического сопротивления). Суще-
ствуют оптимальные величины высоты и шага
ребер для различной высоты канала и различных
чисел Рейнольдса.
В основной на сегодняшний день схеме ох-
лаждения рабочих лопаток петлевой с многочис-
ленными «ходами» охлаждающего воздуха (под-
робно рассмотренными в следующем разделе)
используются оба основных способа конвективно-
го охлаждения. Это струйное охлаждение внутрен-
ней поверхности входной кромки через литые от-
верстия во внутренней стенке и течение в длинных
(с многочисленными поворотами на 180 градусов)
внутренних каналах (см. Рис. 8.3.2 4) с попереч-
ными пристеночными ребрами.
Пленочное охлаждение деталей подразуме-
вает вторичное использование воздуха после кон-
вективного охлаждения выпуск его на омывае-
мую газом поверхность лопатки для создания
защитной пленки между газом и металлом. Пле-
ночное охлаждение наиболее эффективно при
выпуске воздуха на наиболее нагретые поверхно-
сти лопатки входную кромку, вогнутую поверх-
ность рабочей лопатки и так далее. Выпуск воз-
духа в эти зоны требует сохранения достаточно
высокого потенциала по давлению, т.е. умеренного
использования его запаса по давлению конвектив-
ного охлаждения.
Сопловые лопатки 1 ступени ТВД обладают
наиболее развитой системой конвективно-пленоч-
ного охлаждения. В конструкции сопловой лопат-
ки использованы все типы конвективного охлаж-
дения (см. Рис. 8.3.2 3):
-	струйное охлаждение стенок через дефлек-
торы 1 в передней и задней полостях;
-	штырьковая матрица 2 в районе выходной
кромки;
442
Глава 8 - Турбины ГТД
охлаждающий воздух
низкого давления
охлаждающий воздух
высокого давления
Рисунок 8.3.24 - Развитие схем охлаждения рабочих лопаток ТВД фирмы Rolls-Royce [8.3.2].
(Печатается с разрешения Rolls-Royce pic)
-	поперечные пристеночные ребра 3 в цент-
ральном канале;
а также пленочное охлаждение входной кром-
ки 4, корыта 5 и нижних полок 6.
На Рис. 8.3.2 4 показано развитие системы
охлаждения рабочих лопаток Rolls-Royce от од-
ноходовой конвективной схемы 1 к одноходовой
конвективно-пленочной 2 (с пленкой на входной
кромке и на корыте выходной кромки) и затем
к многоходовой конвективной 3 с интенсивным
пленочным охлаждением.
Пленочное охлаждение дополнительно ин-
тенсифицирует отвод тепла от металла за счет
создания дополнительных поверхностей охлаж-
дения в отверстиях для выпуска воздуха на по-
верхность лопатки. В сопловых лопатках первых
ступеней высокотемпературных турбин приме-
няется практически сплошное пленочное охлаж-
дение. При этом дополнительный эффект от уве-
личения поверхности теплообмена за счет
отверстий пленочного охлаждения может быть
очень значительным (снижение температуры за
счет этого фактора достигает 100°С и более).
Наибольший эффект от увеличения поверхно-
сти теплообмена теоретически может быть достиг-
нут при пористом охлаждении лопаток. Пористая
стенка подразумевает большую внутреннюю по-
верхность охлаждения и создание равномерной
пленки на наружной поверхности. Реализация та-
кой схемы в ее классическом понимании вряд ли
возможна из-за трудностей изготовления и более
чем вероятного засорения рабочих каналов в стен-
ках лопатки.
Поэтому в настоящее время реализуются бо-
лее простые варианты пористого охлаждения так
называемый «ламиллой» (Rolls-Royce-Allison)
и так называемая схема проникающего охлаждения
или «лопатка с охлаждаемыми стенками» (схемы
таких лопаток опубликованы, например, Rolls-
Royce [8.3.6.1] - Рис. 8.3.2 5 и ЦИАМ [8.3.6.2] -
Рис. 8.3.2 6).
443
Глава 8 - Турбины ГТД
Центральная
полость
КОРЫТО
Пленочное
охлаждение
Канал _
у корыта
Подача
воздуха
из-за КВД
СПИНКА
_ Канал
у спинки
ОХЛАЖДАЕМЫЕ
СТЕНКИ
- Охлаждающий поток ограничен горячими
стенками
- Уменьшенные потери на поворот потока
- Струйное охлаждение поверхности корыта
- Подача вдоль хорды в выходную кромку
Рисунок 8.3.25 - Перспективная схема охлаждения «лопатка с охлаждаемыми стенками»
фирмы Rolls-Royce [8.3.3]
8.3.3 - Гидравлический расчет
систем охлаждения
Эффективность и надежность системы ох-
лаждения турбины может быть обеспечена толь-
ко применением достоверных идентифицирован-
ных методов аналитического моделирования ее
гидравлических характеристик.
Расчет системы охлаждения сводится к опре-
делению расходов, давлений и температур охлаж-
дающего воздуха во всех элементах системы. На
стадии проектировочных расчетов решается обрат-
ная задача, заключающаяся в выборе геометричес-
ких размеров каналов охлаждения, обеспечиваю-
щих требуемые расходы и давления и наиболее
рациональное их распределение по элементам си-
стемы охлаждения.
Основные расчетные методы основаны на
положениях гидравлики, в которой движение сре-
ды рассматривается в одномерной постановке,
без учета пространственной структуры течения,
и в качестве расчетных параметров фигурируют
интегральные параметры потока.
Система охлаждения газовой турбины состо-
ит из разветвленной сети каналов, по которым про-
текает охлаждающий воздух. Поэтому ее можно
представить в виде графа, ветви которого соответ-
ствуют характерным частям охлаждающих кана-
лов, а узлы местам соединения отдельных кана-
лов в единую систему.
На Рис. 8.3.3 1 показан пример построения
графа для системы охлаждения корпуса ТВД. Каж-
дый кружок означает полость в системе воздуш-
ных коммуникаций, соединенную рядом гидрав-
444
Глава 8 - Турбины ГТД
Рад 4
Рисунок 8.3.26 - Поперечное сечение лопатки, разработанной в ЦИАМ с использованием так называемой
технологии «гибких стержней» [8.3.4]. Снизу - распределение относительной эффектив-
ности охлаждения по сечению
445
Глава 8 - Турбины ГТД
Давление в трубе подвода
воздуха
Давления в протечной	полости под 2СА
части 1 ВД
Рисунок 833 1 - Конструкция и расчетная схема системы охлаждения корпуса ТВД
лических сопротивлений с соседними полостями.
Двойными кружками обозначены источники пода-
чи охлаждающего воздуха и конечные элементы
гидравлической сети (полости, в которые сбрасы-
вается охлаждающий воздух проточная часть или
окружающая среда).
Для математического описания распределения
расходов воздуха по каналам системы охлаждения
(ветвям графа) используются соотношения, выте-
кающие из первого и второго законов Кирхгофа,
а также дополнительное замыкающее соотноше-
ние. Согласно первому закону Кирхгофа, в каждом
узле графа должно соблюдаться условие матери-
ального баланса, т.е. алгебраическая сумма расхо-
дов должна равняться нулю:
п
£<?,=<>
/=1
Согласно второму закону Кирхгофа, в каждом
замкнутом контуре алгебраическая сумма перепа-
дов давлений в ветвях должна равняться нулю:
ТП
2Х=<»
М
В качестве замыкающего соотношения исполь-
зуется зависимость, характеризующая для каждой
ветви графа взаимосвязь между перепадом давле-
ний, гидравлическим сопротивлением и расходом:
446
Глава 8 - Турбины ГТД
Гидравлическое сопротивление определяется
по формуле:
г = %R Т/2ГР
где £ коэффициент гидравлического сопротивле-
ния;
R универсальная газовая постоянная;
F - площадь канала;
Т - средняя температура в ветви;
Р среднее давление в ветви.
Коэффициент гидравлического сопротивле-
ния вычисляется как сумма из нескольких слагае-
мых, соответствующих сопротивлению на входе,
выходе, сопротивлению трения, местного сужения
(расширения), поворота, подогрева и так далее.
Коэффициент гидравлического сопротивления
каждого участка вычисляется чаще всего по экс-
периментально полученным обобщенным крите-
риальным зависимостям для различных типов ка-
налов на основе задаваемых в исходных данных
геометрических параметров каналов и вычисляе-
мых параметров потока.
На рисунке 8.3.3 2 показан пример расчетно-
го графа системы охлаждения ротора ТВД. Кру-
жочками обозначаются узлы графа с указанием
номера узла и давления в нем, линиями со стрел-
ками ветви графа с указанием расхода и темпе-
ратуры среды.
Математическая модель системы охлаждения
включает геометрические размеры каналов охлаж-
дения, граничные условия (давление и температу-
ра среды в граничных узлах графа), температуру
окружающих деталей (итерационно уточняется
после тепловых расчетов).
Идентификация аналитической модели систе-
мы охлаждения конкретной лопатки или турбины
проводится в два этапа.
На первом этапе для уточнения модели исполь-
зуются конкретные экспериментальные гидравли-
ческие характеристики каналов охлаждения лопа-
ток и отдельных элементов корпуса и ротора (в том
числе аппарата закрутки, целиком соплового аппа-
рата или ротора). Гидравлические испытания кор-
пусов и роторов в собранном виде дают очень цен-
ную информацию о гидравлическом сопротивлении
отдельных каналов и особенно о величине утечек,
обусловленных допусками, зазорами и качеством
поверхностей реальной конструкции.
На втором этапе для идентификации гидрав-
лической модели системы охлаждения использу-
ются результаты испытаний ТВД в системе дви-
гателя с измерением давлений в проточной части,
в основных полостях статора и полостях, окружа-
ющих ротор. Измеряются все расходы охлажда-
Температура
воздуха (°C)
Давление в
проточной части
Давление в полости
перед лабиринтным
уплотнением
проточной части
Рисунок 8.3.32 - Графическое представление модели системы охлаждения ТВД
Расход воздуха (%)
447
Глава 8 - Турбины ГТД
SPEED
8.000Е*01
7.Б80Е*01
7 ЭООЕ^О!
6.880Е+01
6.600Е*01
6.180Е-01
5.900Е4-01
5.480Е+01
Б. 2ООЕ4-С1
4.780Е+С1
4 БООЕ+О1
4.080Е+01
3.S00E+01
З.Э80Е1-01
3 100Е+01
2.680Е+01
2.400Е*01
1.980Е+С1
1.700Е+01
1.280Et01
1.ОООЕ+О1
Рисунок 8.333 - Поле скоростей в полости между дисками турбины, полученное численным моделировани-
ем течения
ющего воздуха, поступающего в турбину (за ис-
ключением 1СА, для которого это сделать затруд-
нительно из-за относительно малых отношений дав-
ления охлаждающего воздуха в системе подвода).
Для более полной информативности испыта-
ний проводится регулирование расходов охлажда-
ющего воздуха в коммуникациях для настройки
реакции модели на изменение расхода воздуха.
Полученная модель далее используется для довод-
ки и совершенствования турбины в течение всего
ее жизненного цикла.
Одним из путей совершенствования расчетов
систем охлаждения является проведение гидрав-
лических расчетов в нестационарной постановке.
Необходимость таких расчетов обусловлена тем,
что на переходных режимах распределение расхо-
дов и давлений по элементам системы охлаждения
может существенно отличаться от стационарного,
в том числе за счет изменения зазоров в лабиринт-
ных уплотнениях. Решение задачи в такой поста-
новке требует проведения совместных расчетов
гидравлики системы охлаждения, теплового и нап-
ряженно-деформированного состояния роторных
и статорных деталей.
Кроме одномерных гидравлических расче-
тов системы охлаждения, возможен расчет тече-
ния в охлаждающих каналах в двумерной и трех-
мерной постановке методами вычислительной
газовой динамики. При этом может быть полу-
чена наиболее полная информация о картине те-
чения. На Рис. 8.3.3 3 приведены результаты рас-
чета полости между двумя дисками в турбине.
Расчеты такого рода весьма трудоемки и, при
наличии принимаемых в расчетных моделях до-
пущений, их результаты требуют эксперимен-
тальной проверки.
448
Глава 8 - Турбины ГТД
Достаточно достоверные результаты получа-
ются лишь для простых каналов, а для наиболее
сложных, таких, как каналы системы охлаждения
лопаток, надежность таких расчетов в настоящий
момент еще не соответствует требованиям прак-
тики и требует дальнейшего развития расчетных
методов.
8.3.4 - Методология расчета
температур основных деталей
турбин
Корректное определение температурного со-
стояния деталей турбины относится к числу наи-
более важных задач на этапе проектирования.
Температурное состояние детали турбины оп-
ределяется, в основном, конвективным теплообме-
ном с внешней средой и контактным теплообменом
с сопряженными деталями. Лучистым теплообме-
ном в практических расчетах можно пренебречь
вследствие его незначительности, кроме определе-
ния температуры сопловой лопатки первой ступе-
ни, где его доля может быть весьма значительна.
Основным способом определения теплового
состояния деталей турбины в настоящее время яв-
ляется расчет по методу конечных элементов
(МКЭ) в двумерной (поперечное сечение лопатки
или осесимметричное сечение ротора) и простран-
ственной постановке.
Задача определения стационарной температу-
ры тела сводится к решению уравнения теплопро-
водности (уравнения Фурье):
q = -1 gradT
где q - тепловой поток;
I - теплопроводность материала;
Т температура.
Для такого класса задач применяются гранич-
ные условия 2-го рода задание на поверхности
теплообмена коэффициента теплоотдачи и темпе-
ратуры среды. Интенсивность конвективного теп-
лообмена в инженерной практике оценивается ве-
личиной коэффициента теплоотдачи а;
a=qwl(T-Tf),
где Т - температура;
q - удельный тепловой поток в данной точке
поверхности теплообмена.
Величина Tf должна быть задана по опреде-
лению и обычно представляет собой температуру
среды, омывающей поверхность теплообмена.
Основной проблемой при определении поля
температур в деталях турбин является назначение
корректных граничных условий. Коэффициенты
Рисунок 8.3.41 - Расчетная схема ротора ТВД для расчета методом конечных элементов в осесимметрич-
ной постановке и выделенная из ротора 3D модель диска 1 ступени (с сопряженными
фланцами дефлектора и вала)
449
Глава 8 - Турбины ГТД
теплоотдачи определяются либо по эмпирическим
зависимостям, либо по результатам расчета пара-
метров течения методами вычислительной газовой
динамики.
Для задания граничных условий в месте кон-
такта сопряженных деталей применяется коэффи-
циент контактного теплообмена aconst
а = цп./(т.- т..),
const Л IF ' о! о2/7
где Т и Т - температуры металла в данной точке
поверхности теплообмена;
q - удельный тепловой поток.
При проектировании комбинируются расчеты
в 2D (осесимметричной) и 3D (пространственной)
постановке.
При расчетах роторов и корпусов турбины,
состоящих в основном из тел вращения, исполь-
зуются осесимметричные (2D) расчетные моде-
ли, позволяющие с некоторыми допущениями по-
лучить представление о тепловом состоянии узла
в целом. На Рис. 8.3.4 1 показана осесимметрич-
ная расчетная модель ротора ТВД и трехмерная
(3D) расчетная модель сектора диска первой сту-
пени ТВД с лабиринтом и фланцем вала.
Для определения циклического ресурса и ра-
диальных зазоров проводятся расчеты теплового
состояния в нестационарной постановке. Для осе-
симметричной модели ротора турбины производит-
ся расчет нестационарного теплового состояния
для определения напряженного состояния деталей
турбины в типовом полетном цикле (ТПЦ) двига-
теля и выбора областей для проведения анализа
в пространственной постановке (см. Рис. 8.3.4 1).
По результатам расчета теплового состояния
в ТПЦ ротора и корпуса определяются их радиаль-
ные перемещения, необходимые для расчета ради-
альных зазоров в турбине (одного из основных
факторов, влияющих на ее к.п.д.). На Рис. 8.3.4 2
показано изменение частоты вращения ротора вы-
сокого давления в ТПЦ двигателя пассажирского
самолета.
Сочетание нестационарного осесимметрично-
го расчета ротора в целом и трехмерного анализа
его наиболее критичных зон (детали с отверстия-
ми подвода воздуха, замковые части дисков и т.п.)
позволяет оптимизировать детали так, чтобы по-
лучить циклический ресурс всех частей турбины
не ниже, чем в наиболее нагруженном месте рото-
ра (обычно ступица диска), и обеспечить прибли-
зительно равные запасы по статической прочнос-
ти в деталях.
Использование комбинированных (2D/3D)
расчетов позволяет значительно сократить трудо-
Рисунок 8.3.42 - Изменение частоты вращения
ротора ТВД в типовом полет-
ном цикле двигателя
Рисунок 8.3.43 - Изменение температуры диска
первой ступени ТВД в типовом
полетном цикле двигателя
емкость и время проектирования турбины.
При проектировании деталей ротора турбины
требуется получить минимально возможные гра-
диенты температуры, определяющие общий уро-
вень температурных напряжений в детали. Для
диска турбины это разница температур между сту-
пицей и ободом диска. Наибольших величин тем-
пературные градиенты достигают на переменных
режимах работы (взлет, снижение), что вызвано
различными темпами прогрева и охлаждения раз-
ных частей ротора.
На Рис. 8.3.4 3 показано изменение темпера-
туры обода и фланца диска турбины в ТПЦ. Темп
прогрева характеризуется величиной, называемой
постоянной времени:
450
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 83.44 - Нестационарное поле температур ротора турбины на взлете и на снижении режима
Рисунок 83.45 - Стационарное поле температур
ротора турбины на крейсерском
режиме
Т= тс / (CtF),
где т - масса;
с удельная теплоемкость материала;
а - коэффициент теплоотдачи;
F площадь поверхности.
Следовательно, более массивные части (сту-
пица диска) ротора или части с меньшим значени-
ем а будут прогреваться и остывать медленнее,
а части с меньшей массой (обод и фланцы диска)
или с большим СС - быстрее.
На Рис. 8.3.4 4 показаны нестационарные осе-
симметричные поля температур в турбине на пе-
реходных режимах (взлет и снижение), наглядно
демонстрирующие разные темпы прогрева и ох-
лаждения ободной и ступичной части дисков.
На Рис. 8.3.4 6 приведено стационарное поле
температур на крейсерском режиме.
Рисунок 83.4_6 - Стационарное поле температур
3D модели замкового соединения
диска 1 ступени ТВД на взлетном
режиме
Необходимо избегать появления зон со значи-
тельными локальными температурными градиента-
ми, обусловленными наличием застойных, невен-
тилируемых зон, не иметь участков с увеличенной
скоростью течения воздуха. Это требование не все-
гда выполнимо по конструктивным соображениям
451
Глава 8 - Турбины ГТД
(например, для отверстий и каналов подвода охлаж-
дающего воздуха), но необходимо конструктивны-
ми мерами минимизировать их влияние.
8.3.5 - Расчет полей температур
в лопатках
Сопловые и рабочие лопатки турбины явля-
ются наиболее теплонапряженными деталями дви-
гателя и потому практически определяют как меж-
ремонтный, так и общий ресурс двигателя.
Наиболее информативным методом определе-
ния теплового состояния охлаждаемой лопатки яв-
ляется тепловой расчет в трехмерной постановке.
Ввиду его сложности и трудоемкости, а также оп-
ределенных методических проблем в достоверном
определении граничных условий на стадии проек-
тировочных расчетов в основном используются дву-
мерные расчеты температурных полей в сечениях
лопаток.
В настоящее время основным методом числен-
ного решения тепловых задач является метод конеч-
ных элементов, позволяющий очень точно модели-
ровать геометрию расчетной области и граничные
условия. Математически задача сводится к реше-
нию уравнения теплопроводности в плоской дву-
мерной постановке с граничными условиями тре-
тьего рода (температура среды и коэффициент
теплоотдачи на границе расчетной области). В ка-
честве расчетных сечений берутся плоские сечения
пера лопатки на нескольких значениях радиуса
(обычно от 3 до 7 сечений на пере). Конечно-эле-
ментная сетка на расчетной области обычно стро-
ится автоматически с использованием какого-либо
готового пакета или программы. На Рис. 8.3.5 1
приведен пример сетки для сечения рабочей ло-
патки.
Численное решение задачи теплопроводности
методом конечных элементов к настоящему време-
ни достаточно хорошо разработано и трудностей не
представляет. При практическом решении конкрет-
Рисунок 83.5_1 - Конечно-элементная сетка сечения рабочей лопатки
452
Глава 8 - Турбины ГТД
ных задач основные сложности возникают при за-
дании граничных условий необходимо в каждом
граничном узле сетки задать коэффициент тепло-
отдачи и температуру среды.
Различают внешние границы расчетной облас-
ти со стороны газа и внутренние границы со сторо-
ны охлаждающего воздуха. Граничные условия со
стороны газа задают по двум методикам. Первая зак-
лючается в получении локального распределения
коэффициента теплоотдачи и температуры газа ме-
тодами вычислительной газовой динамики и при-
вязке их значений к граничным узлам сетки. Кор-
ректное вычисление этих параметров само по себе
является сложной задачей и требует настройки рас-
четных моделей по результатам экспериментов
и дальнейшего совершенствования расчетных ме-
тодов. По второй методике, более простой и про-
веренной, границу со стороны газа разбивают на
характерные зоны теплоотдачи (входная кромка,
корыто, спинка, выходная кромка), в каждой из
которых коэффициент теплоотдачи вычисляется по
критериальным зависимостям, полученным в экс-
перименте. Их общий вид:
Nu = A Re"
где Nu - число Нуссельта;
Re - число Рейнольдса,
А, п - коэффициенты, зависящие от геометрии
лопаточной решетки.
В пределах зоны коэффициент теплоотдачи
может быть постоянным или изменяться по какой-
нибудь простой зависимости. Температура газа во
всех зонах задается (по результатам аэродинами-
ческого расчета проточной части турбины) равной
температуре на входе в лопаточный венец (так как
именно через нее вычислялись экспериментальные
коэффициенты теплоотдачи, входящие в критери-
альные зависимости).
Для рабочих лопаток температура газа на ко-
рыте задается больше, чем на спинке - с учетом
эффекта сегрегации. Для сопловых и рабочих ло-
паток температура газа задается с учетом радиаль-
ной, а для сопловых - и окружной неравномернос-
ти температуры газа за камерой сгорания.
Внутренние границы расчетной области со сто-
роны охлаждающего воздуха также разбиваются на
характерные зоны, коэффициент теплоотдачи в ко-
торых вычисляется по критериальным зависимос-
тям аналогичного вида. При этом используются
зависимости для различных типов течения: струй-
ный обдув входной кромки, гладкий канал, кана-
лы с различного вида интенсификаторами тепло-
обмена и другие.
На Рис. 8.3.5 2 показано расположение зон
теплоотдачи в сечении рабочей лопатки.
Распределение расходов охлаждающего воз-
духа и его температуры по элементам внутренней
полости лопатки, соответствующие зонам тепло-
отдачи, задается на основе результатов предвари-
тельного гидравлического расчета системы охлаж-
дения лопатки.
Лопатки с пленочным (заградительным) охлаж-
дением имеют свои особенности расчета. Наличие
отверстий перфорации и теплосъем в них учитыва-
ется или введением дополнительных зон теплоот-
дачи внутри расчетной области в местах располо-
жения рядов перфорации или заданием в этих
местах стоков тепла. Влияние выдуваемого возду-
ха на теплоотдачу со стороны газа учитывается
снижением температуры газа вблизи поверхности
лопатки, которое численно характеризуется значе-
нием эффективности пленки:
O=(Tt-TJ/(Tt-TJ.
О как функция параметров выдува и расстоя-
ния от ряда перфорации, может быть вычислена
по эмпирическим формулам.
Теплозащитное покрытие, наносимое на вне-
шнюю поверхность лопатки, в расчете учитывается
или непосредственно построением на нем конечно-
элементной сетки или пересчетом коэффициента
теплоотдачи со стороны газа по формуле:
сс’ = (1 / а + 8/А)-1
где 8 и А - толщина и теплопроводность теплоза-
щитного покрытия.
Для определения температурного состояния
лопатки на переходных режимах проводится неста-
ционарный расчет. Граничные условия задаются та-
кие же, как в стационарном расчете, но как функция
времени. При этом не рекомендуется пользоваться
квазистационарными граничными условиями, так
как запаздывание температуры охлаждающего воз-
духа может достигать величины, соизмеримой с по-
стоянной времени лопатки, а относительный расход
охлаждающего воздуха на переменных режимах мо-
жет отличаться от стационарного на 10... 15%.
Теплофизические свойства материала теп-
лопроводность и теплоемкость, задаются как фун-
кция температуры.
На Рис. 8.3.5 3 приведены результаты расче-
та рабочей лопатки 1 ступени в виде изотерм тем-
пературного поля.
453
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.3.52 - Расположение зон теплоотдачи в сечении рабочей лопатки
Рисунок 8.3.53 - Температурное поле в сечении рабочей лопатки
454
Глава 8 - Турбины ГТД
8.3.6 - Перечень использованной
литературы
8.3.6.1 Dailey, G.M. Design and Calculation Issues.
Aero-Thermal Performance of Internal Cooling
Systems in Turbomachines. Lecture Series 2000-03.
Von Karman Institute for Fluid Dynamics, 2000.
8.3.6.2 Иванов М.Я., Почуев В.П. Проблемы созда-
ния высоко-температурных турбин современных
авиационных двигателей. Конверсия в машиност-
роении, №5, 2000.
455
Глава 8 - Турбины ГТД
8.4 - Роторы турбин
Ротор - наиболее напряженная часть турби-
ны, так как он (в отличие от статорных деталей)
подвергается не только тепловым и статическим
механическим нагрузкам, но и, дополнительно,
связанным с вращением, центробежным и вибра-
ционным.
Именно роторные детали ограничивают цик-
лический ресурс турбины и именно фрагментов
деталей ротора (дисков, дефлекторов) при разру-
шении невозможно предотвратить вылет за преде-
лы корпусов.
Ниже рассмотрены конструкции роторов ряда
современных турбин.
8.4.1 - Конструкции роторов
В значительной степени конструкция ротора
определяется центробежными (частотой враще-
ния) и тепловыми нагрузками. Это позволяет (по
крайней мере в авиационных двигателях) рассмат-
ривать отдельно конструкции роторов турбин вы-
сокого давления (10000... 19000 об/мин, темпера-
тура газа на входе в ротор до 1850 К) и низкого
давления (2000... 8000 об/мин, температура газа на
входе в ротор до 1300 К).
8.4.1.1 - Диски турбин
Основной частью ротора турбины является
диск. Диск служит для установки рабочих лопа-
ток, создающих крутящий момент, и для передачи
этого крутящего момента с лопаток на вал.
Диски турбин (см. Рис. 8.4.1.1 1) в общем
случае имеют обод 1 с «елочными» выступами 2,
образующими пазы 3 для крепления рабочих ло-
паток, полотно 4 и ступицу 5, а также фланцы 6
для крепления к другим дискам и к валу. К флан-
цам диска могут крепиться другие диски, дефлек-
торы 7, лабиринты 8, балансировочные грузы.
При проектировании дисков необходимо обес-
печить целый ряд требований.
Так, необходимо обеспечить достаточный за-
пас по прочности на разрыв для любых возмож-
ных условий эксплуатации, так как разрушение
диска всегда приводит к катастрофическим послед-
ствиям и не может быть локализовано в пределах
корпуса турбины.
Следующее требование - минимальная веро-
ятность разрушения диска от перегрева (т.е. защи-
та от непосредственного контакта с высокотемпе-
ратурным газом и надежная - с необходимыми
запасами - работа системы охлаждения). Диски
ТВД обычно защищены от контакта с газом и по-
тока тепла из проточной части как конструктивно
(дефлекторами и промежуточными дисками), так
и системой охлаждения (потоками воздуха, охлаж-
дающего диски, дефлекторы).
Эффективная система охлаждения, обеспечи-
вающая более низкий уровень температуры диска,
дает возможность использования менее дорогих
материалов или уменьшения массы. Для охлажде-
ния наиболее нагруженной и наиболее массивной
части диска ступицы может быть использован
охлаждающий воздух с низкой температурой.
Примером является конструкция ротора ТВД
CFM56 (см. Рис. 8.1.2 8), где ступица диска охлаж-
дается воздухом из-за КНД, который на сотни гра-
дусов холоднее обычно используемого для этих
целей воздуха КВД. С одной стороны, этот вари-
ант увеличивает температурные напряжения в дис-
ке (возникающие из-за разности температур обода
и ступицы диска). Однако положительный эффект
от увеличения прочности ступицы, по-видимому,
превалирует.
Конструкция диска должна быть надежной
и долговечной и обеспечивать передачу крутяще-
го момента с дисков на вал. Как правило, эти эле-
менты диска являются самыми напряженными
и трудными в обеспечении циклического ресурса.
Соединение дисков с валом может быть выполне-
но несколькими способами:
-	Призонными (с малыми зазорами) болтами
или штифтами, при этом детали стягиваются гай-
ками или стяжными болтами (ТВД ПС-90А -
Рис. 8.4.1.2_1,ТВДСРМ56-Рис. 8.1.2.5 2, турби-
ны RB211-535E4 - Рис. 8.1.2.6 1).
-	Шлицами через удлиненный фланец диска
или вспомогательный вал. Такое соединение явля-
ется одним из наиболее распространенных (ТВД
V2500 - см. Рис. 8.4.1.2 3, ТВД и ТНД CF6-80C2 -
см. Рис. 8.4.1.22, 8.4.1.3 1).
-	Шпильками (болтами), расположенными
параллельно оси вала и стягивающими между со-
бой диски (см. Рис. 8.4.1.2 6).
Недостатком конструкции со стяжными
шпильками (болтами) является вероятность их
вытяжки во время эксплуатации. Кроме того, от-
верстия в дисках для шпилек являются концентра-
торами напряжений и снижают циклическую дол-
говечность диска. По этим причинам конструкции
такого типа сейчас применяются редко.
Фланцы диска, необходимые для крепления
к валу, стараются перенести в область наиболее
низких напряжений и удлиняют для повышения
гибкости и уменьшения градиентов напряжений
(см. Рис. 8.4.1.22, 8.4.1.2 3, 8.4.1.2 5).
456
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.4.1.11 - Диск с пазами «елочного» типа для установки рабочих лопаток
1 - обод диска; 2 - выступ диска; 3 - паз для лопатки; 4 - полотно; 5 - ступица; б - фла-
нец; 7 - дефлектор; 8 - профильная часть рабочей лопатки; 9 - замок; 10 - нижняя пол-
ка; 11 - ножка
Также необходимо надежное, технологичное
и долговечное (прежде всего по циклическому ре-
сурсу) замковое соединение с лопатками. Замковое
соединение является самым точным по размерам
и самым трудоемким в производстве диска. Полом-
ка замкового соединения ведет к обрыву рабочей
лопатки, последующему повреждению других ло-
паток в проточной части и вынужденному выклю-
чению двигателя в полете.
В целом при проектировании диска необхо-
димо найти эффективный компромисс между кон-
структивной сложностью системы охлаждения,
затратами энергоресурсов на охлаждение, свой-
ствами применяемого материала, массой и стоимо-
стью получаемого диска. Основной целью проек-
тирования (при выполнении всех нормативных за-
пасов прочности) является обеспечение необходи-
мого циклического ресурса диска. Циклический
ресурс диска определяет величину той части сто-
имости технического обслуживания, которая зат-
рачивается на замену так называемых деталей «ог-
раниченного циклического ресурса» (Life Limited
Parts - LLP) - в первую очередь дисков, а также деф-
лекторов и промежуточных дисков.
Обеспечение циклического ресурса, т.е. за-
паса прочности по малоцикловой усталости, яв-
ляется в настоящее время главной задачей при
конструировании диска. Для решения этой зада-
чи моделируется изменение по времени (т.е. в не-
стационарной постановке) механических напря-
457
Глава 8 - Турбины ГТД
жений и распределения температур в деталях ро-
тора в течение одного рабочего (полетного) цикла.
Задача решается методом итераций - путем после-
довательных проверок циклического ресурса раз-
личных вариантов конструкции (методом конечных
элементов) - с изменением конфигурации, матери-
ала, температуры. При оптимизации конфигурации
диска и других деталей ротора исключаются или
ослабляются концентраторы напряжений - те мес-
та, в которых располагаемый циклический ресурс
минимален.
Основная часть расчетов проводится в пред-
положении об осевой симметрии основных дета-
лей, что является достаточно близким к истине
предположением. Моделирование теплового состо-
яния и напряжений в осесимметричной постанов-
ке эффективно по соотношению результативности
и трудоемкости. Окончательная оптимизация кон-
струкции диска (особенно его фланцевых соеди-
нений и замковой части) проводится в полной про-
странственной постановке - с моделированием
распределения нестационарных температур и нап-
ряжений в специально выделенных пространствен-
ных элементах конструкции.
Все эти расчеты проводятся для ротора в це-
лом - для учета взаимодействия деталей во время
работы, которое играет очень важную роль. Кроме
того, все упомянутые детали ротора должны иметь
одинаковый ресурс - для того, чтобы их можно
было заменить одновременно - без дополнитель-
ной отправки двигателя в ремонт. При этом упро-
щается и отслеживание ресурса в эксплуатации
с планированием технического обслуживания.
Максимальная достигнутая величина цик-
лического ресурса ротора ТВД составляет
20000...25000 циклов. В роторе ТНД может быть
достигнуто более высокое значение циклического
ресурса, но с учетом необходимости согласования
этого ресурса с ресурсом роторных деталей ТВД
увеличение на 5000 циклов только для ТНД уже не
имеет практического значения.
8.4.1.2 - Роторы ТВД
Ротор двухступенчатой ТВД ПС-90А2 (см.
Рис. 8.4.1.21).
Конструкцию этого ротора можно считать во
многом типичной для современных авиационных
ТВД по основным характеристикам:
-	крепление дисков к валу (передача крутящего
момента) болтовыми и шлицевыми соединениями;
-	защита дисков дефлекторами и промежуточ-
ными дисками от газового потока из проточной
части;
-	соединения типа «пушечного замка» для
крепления дефлекторов и промежуточных дисков
к основным дискам;
-	наружное охлаждение дисков и замковых со-
единений за счет закрытия (наддува) охлаждающим
воздухом осевых зазоров между ротором и стато-
ром;
-	использование нескольких источников ох-
лаждающего воздуха (от разных ступеней компрес-
сора);
-	аппарат закрутки для подачи охлаждающего
воздуха в ротор;
-	цилиндрическая проточная часть над беспо-
лочными рабочими лопатками (для исключения
влияния осевых перемещений ротора на радиаль-
ный зазор);
-	крепление лопаток к дискам посредством
елочных замков.
Диск 1 первой ступени и диск 2 второй ступе-
ни крепятся к валу 3 с помощью болтовых флан-
цевых соединений соответственно с валом 4 и пе-
реходником 5. Переходник передает окружное
усилие на вал с помощью шлицевого соединения
6. Рабочие лопатки 7 и 8 крепятся к дискам посред-
ством замковых соединений 9 и 10 елочного типа.
Проточная часть над бесполочной 1РЛ цилиндри-
ческого типа.
Передний дефлектор И защищает от газа
диск 1 и замковое соединение 9, а также уплотня-
ет систему подвода воздуха из аппарата закрутки
12 (лопаточной решетки для разгона и закрутки
охлаждающего воздуха в направлении вращения
диска) к рабочей лопатке 7. Дефлектор 11 крепится
к фланцу диска болтами и к ободу - так называе-
мым «пушечным замком». Снаружи замковое со-
единение 9 охлаждается утечкой воздуха из лаби-
ринта 13 дефлектора И. Этот расход и наддувает
осевой зазор между 1СА и 1РК. Ступица диска 1
первой ступени, промежуточный диск 14 и диск
2 второй ступени, а также рабочая лопатка 8 ох-
лаждаются воздухом промежуточной (за три сту-
пени до выхода) ступени КВД, подаваемым по
каналу 15.
Промежуточный диск 14 служит для уплот-
нения радиального зазора под 2СА 16 от перетеч-
ки газа, а также защиты внутренних полостей ро-
тора от потока тепла из проточной части. Обод
промежуточного диска, а также замковые соедине-
ния 9 (сзади) и 10 (спереди) защищены от газа ох-
лаждающим воздухом, подаваемым в полость 17
через внутренние полости лопаток 2СА. Это воз-
дух промежуточной (за 3 до выхода) ступени КВД.
Дефлектор (лабиринт) 18 диска второй ступе-
ни уплотняет полость за диском от утечки в про-
458
Глава 8 - Турбины ГТД
точную часть воздуха, заполняющего полость 19
за ротором ТВД (этот воздух подается из вала 20
ТНД). Это воздух промежуточной (за 6 до выхода)
ступени КВД.
1РЛ 7 не имеет бандажной полки, однако
для 2РЛ 8 такая полка применена. Применение
бандажной полки на 1РЛ ТВД возможно только
с использованием ее интенсивного охлаждения
Рисунок 8.4.1.21 - Продольный разрез ротора ТВД ПС-90А2
1 - диск первой ступени; 2 - диск второй ступени; 3 - вал ТВД; 4 - фланец вала ТВД;
5 - переходник; 6 - шлицы; 7 - рабочая лопатка первой ступени; 8 - рабочая лопатка
второй ступени; 9,10 - замковые соединения первого и второго диска; 11 - дефлектор
первого диска; 12 - аппарат закрутки; 13 - лабиринт; 14 - промежуточный диск;
15 - кольцевой канал; 16 - 2СА; 17-полость под 2СА; 18 - дефлектор второго диска;
19- полость за ТВД; 20 - вал ТНД
459
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.4.1.2_2 - Ротор ТВД двигателя CF6-80C2 (GE Aircraft Engines)
1 - подшипник ТВД; 2 - масляная полость; 3 - трубы из-за КНД; 4 - полость наддува;
5 - буферная полость низкого давления; б - буферная полость высокого давления; 7 - от-
верстия в корпусе КС; 8 - аппарат закрутки; 9 - лабиринт; 10 - труба; 11 - 1РЛ;
12 - 2РЛ; 13 - полость перед первым диском; 14 - диск первой ступени; 15 - опора 1СА;
16-1 СА; 17- лабиринт; 18 - полость ротора ТВД; 19- промежуточные диски;
20 - промежуточный лабиринт; 21 - трубы; 22 - 2СА; 23 - полость за ротором ТВД;
24 - диск второй ступени; 25 - труба; 26 - передняя полость ЗСА; 27 - ЗСА; 28 - болты
первого диска; 29 - передний дефлектор; 30 - болты 2 диска; 31 - задний дефлектор;
32 - вал ТВД; 33 - фланец первого диска; 34 - шлицы; 35 - межвальная полость;
36 - болтовое соединение фланцев корпусов КС и ТВД; 37 - дополнительный фланец;
38 - болтовое соединение фланцев корпусов ТВД и ТНД
460
Глава 8 - Турбины ГТД
(см. Рис. 8.4.3 7). Причем использовать полку 1РЛ
для демпфирования вибронапряжений очень слож-
но из-за относительно малой длины и, следователь-
но, высокой жесткости лопатки. Поэтому полка 1РЛ
чаще всего бывает так называемой «аэродинами-
ческой», т.е. служит увеличению аэродинамичес-
кой эффективности (к.п.д) ТВД.
Из-за необходимости охлаждения примене-
ние бандажной полки не всегда бывает оправда-
но тем выигрышем в к.п.д, который можно полу-
чить. Для 2РЛ применение полки оправдано
относительно низким уровнем температуры газа
и возможностью использования бандажа для борь-
бы с вибрациями.
Ротор двухступенчатой ТВД CF6-80C2 (GE
Aircraft Engines).
Конструкция этого ротора (см. Рис. 8.4.1.2 2)
имеет ряд особенностей :
-	болты 28 в ободе первого диска 14 для креп-
ления переднего дефлектора 29, промежуточного
лабиринта 20 и двух промежуточных конических
дисков 19;
-	болты 30 в ободе второго диска 24 для креп-
ления промежуточного лабиринта 20 и заднего
дефлектора 31;
-	передача крутящего момента от диска 24
к диску 14 коническими дисками 19 и промежуточ-
ным лабиринтом 20;
-	передача крутящего момента от ротора к ва-
лу 32 ТВД с помощью необычно длинного фланца
33 диска 14 и шлицевого соединения 34 (увеличен-
ная длина затрудняет изготовление, но удаляет
шлицы как концентраторы напряжений от дис-
ка) ;
-	ротор (первый диск, основная часть второго
диска, рабочие лопатки) охлаждается воздухом из-
за КВД; отказ от использования промежуточной
ступени КВД упростил конструкцию, но увеличил
температуру дисков и 2РЛ;
-	охлаждающий воздух поступает в ротор че-
рез аппарат закрутки 8, выполненный не в осевом
(как обычно), а в радиальном направлении;
-	полость 13 охлаждается дозированным рас-
ходом воздуха через отверстия 15, что позволяет
надежно контролировать расход;
-	задняя часть диска 24 и дефлектор 31 охлаж-
даются подачей воздуха промежуточной седьмой
ступени КВД через ЗСА 27 ТНД.
Для охлаждения валов и масляной полости
подшипника используются промежуточные отбо-
ры в компрессоре. Полость 35 между ротором ТВД
и валом ТНД продувается относительно холодным
воздухом из-за КНД, что позволяет хорошо охлаж-
дать вал ТВД и масляную полость. Промежуточ-
ный лабиринт 20 охлаждается воздухом 11-ой сту-
пени КВД (за три ступени до выхода из КВД), ко-
торый подается через 2СА 22 ТВД (аналогично
ПС-90А2). Обе рабочие лопатки ТВД не имеют бан-
дажных полок.
Ротор 2-ступенчатой ТВД V2500
(Pratt&Whitney) (Рис. 8.4.1.23)
Конструкция ротора ТВД V2500 является
одной из наиболее долговечных (ресурс 20000
циклов) и производимых в массовом масштабе
конструкций. Она имеет ряд особенностей по от-
ношению к рассмотренным выше роторам ТВД:
-	оба диска - первой ступени 1 и второй сту-
пени 2 имеют соответственно длинные фланцы 3
и 4 со шлицами 5 для крепления к валу;
-	дефлектор 6 первого диска имеет сложную
Рисунок 8.4.1.2 3 - Ротор ТВД двигателя V2500
(Pratt& Whitney)
1 - диск первой ступени;
2 - диск второй ступени;
3 - фланец первого диска;
4 - фланец второго диска;
5 - шлицы; 6 - передний дефлек-
тор; 7 — «пушечный» замок;
8 - промежуточный диск;
9 - задний дефлектор второго
диска
461
Глава 8 - Турбины ГТД
форму и крепится к диску «пушечным» замком 7;
сложная форма дефлектора обеспечивает мини-
мальные потери давления охлаждающего воздуха.
Конструкции промежуточного диска 8 и зад-
него дефлектора 9 второго диска принципиально
одинаковы с ПС-90А2.
Принципиальная конструкция «пушечного»
замка показана на Рис. 8.4.1.2 4. Фланец диска
имеет выступы 1 и пазы 2 между ними. Выступы 3
фланца дефлектора заводятся в пазы и последую-
щим поворотом вводятся в зацепление с выступа-
ми 1. В этом положении дефлектор фиксируется от
поворота болтовым соединением или пластинча-
тыми контровками.
Конструкцию ротора одноступенчатой ТВД
целесообразно рассмотреть на примере ТВД
CFM56 (GE Aircraft Engines) как самой успеш-
ной и распространенной в мире конструкции,
а также на примере ТВД PW6000 (Pratt&Whitney)
как самой современной конструкции, реализован-
ной с целью минимизации производственной се-
бестоимости и стоимости обслуживания.
Ротор ТВД CFM56 (см. Рис. 8.1.2.5 1,8.1.2.5 2)
использует только болтовые соединения (диска 1
и переднего дефлектора 15, диска 1 и вспомогатель-
ного вала 5), которые передают крутящий момент
и осевое усилие с диска к валу. Передний 15 и зад-
ний 19 дефлекторы зацеплены за фланцы обода
диска «пушечными» замками и защищают замко-
вое соединение 18 диска ТВД. Передний дефлек-
тор 15 организует также уплотнение (системой
лабиринтов) полости за аппаратом закрутки 17, из
которой охлаждающий воздух по отверстиям 28
в дефлекторе поступает в полость между диском
и дефлектором и далее в лопатку. Осевой зазор пе-
ред диском ТВД наддувается утечками через лаби-
ринт дефлектора 15 и перепуском воздуха из по-
лости 29 из-за лабиринта 30 КВД. Осевой зазор за
диском наддувается воздухом четвертой ступени
КВД, поступающим в полость 22 через сопловую
лопатку 21.
Особенностью ротора ТВД CFM56 является
использование относительно холодного воздуха
из-за подпорных ступней для охлаждения ступиц
диска 1 и дефлектора 15. Этот воздух на сотни гра-
дусов холоднее воздуха из-за КВД, подаваемого
через аппарат закрутки и охлаждающего верхние
части диска и дефлектора. С одной стороны, это
экономично и увеличивает прочность диска (его
так называемую несущую способность), но одно-
временно увеличивает градиент температуры ме-
талла от ступицы к ободу, т.е. температурные на-
пряжения.
В роторе ТВД PW6000 (см. Рис. 8.4.1.2 5)
диск 1 соединяется с валом 2 с помощью шлице-
вого соединения 3. Шлицы расположены на длин-
ном фланце 4. От осевого перемещения диск фик-
сируется гайкой 5. Спереди диска 1 с помощью
фланцевого болтового соединения 6 (болты на ри-
сунке не показаны) закреплен передний дефлектор
7. этот дефлектор уплотняет лабиринтами полость
8 за аппаратом закрутки 9, из которой через отвер-
стия 10 в дефлекторе (на рисунке не показаны) воз-
дух поступает в полость 11 под замковым соеди-
нением 12 лопатки и в лопатку 13. Сзади замковое
соединение защищено дефлектором 14, уплотня-
ющим осевой зазор за ТВД. Этот зазор наддувает-
ся воздухом из-за 4-ой (из 6-ти) ступени КВД, по-
ступающим по межвальной полости 15 (между
валом 2 ТВД и валом 16 ТНД) в полость 17 ротора
Рисунок 8.4.1.24 - Конструкция соединения диска и дефлектора, называемая «пушечным» замком
1 - выступы фланца диска; 2 - пазы фланца диска; 3 - выступы фланца дефлектора
462
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.4.1.2_5 - Ротор ТВД PW6000
(Pratt& Whitney)
1 - диск; 2 - вал ТВД; 3 - шли-
цы; 4 - фланец диска; 5 - гайка;
6 - фланцевое соединение;
7 - передний дефлектор; 8 - по-
лость за аппаратом закрутки;
9 — аппарат закрутки; 10 - от-
верстия в дефлекторе 7;
11 - полость под замком лопат-
ки; 12 - замок лопатки; 13 - ра-
бочая лопатка ТВД; 14 - задний
дефлектор; 15- межвальная
полость; 16 - вал ТНД; 17 - по-
лость ротора ТНД; 18 - вто-
ричная зона КС; 19- полость
над 1СА; 20 - полость над РЛ;
21 - отверстия; 22 - вставка
над РЛ; 23 - кольцевая полость
системы охлаждения корпуса;
24 - фланцы корпуса
ТНД. Рабочая лопатка без бандажной полки и с ци-
линдрической проточной частью.
Конструкции роторов стационарных турбин
На Рис. 8.4.1.2 6 приведена конструкция ро-
тора двухступенчатой ТВД стационарного двига-
теля GT10C (Siemens). Этот ротор отличается от
роторов авиационных ТВД по всем рассмотренным
выше конструктивным особенностям.
Диск 1 первой ступени и диск 2 второй ступе-
ни соединены между собой и с промежуточной
вставкой 3 вала 4 компрессора длинными стяжны-
ми болтами 5 и закреплены в один пакет гайками
6. Ротор не имеет дефлекторов и промежуточного
диска. Осевой зазор перед диском 1 уплотняется
лабиринтами 7, отлитыми спереди на замке и нож-
ке 1РЛ (8). Зазор между дисками уплотнен лаби-
ринтами 9, отлитыми заодно с 1РЛ (8) и 2РЛ (10).
Охлаждающий воздух на 1РЛ подается через ап-
парат закрутки 11 непосредственно в полость 12
под замком 1РЛ. Часть воздуха пропускается да-
лее в полость 13 под замком 2РЛ. Охлаждение сту-
пиц дисков осуществляется воздухом, поступаю-
щим внутрь ротора через отверстия 14 в проставке
3. Лопатки 15 2СА охлаждаются воздухом из-за
компрессора, отбираемым из вторичной зоны 16
камеры сгорания. Как следует из схемы, ТВД ох-
лаждается только воздухом из-за последней ступе-
ни компрессора. 1РЛ бесполочная с цилиндричес-
кой проточной частью, 2РЛ с бандажной полкой.
Конструкция ТВД GT ЮС не рассчитана на ра-
боту с высокими температурами газа. Это следует
из умеренного давления воздуха за аппаратом зак-
рутки на 1РЛ, которое способно удержать лабирин-
тное уплотнение 7 (ограниченная эффективность
которого следует из трудности минимизации ра-
диального зазора, обеспечения его концентрично-
сти и неоптимальной конфигурации зубцов). Ла-
биринты 9, выполненные заодно с лопатками,
могут надежно работать только при умеренной тем-
пературе газа. Полость под дисками не имеет на-
дежной изоляции от проникновения газа из про-
точной части.
8.4.1.3 - Роторы ТНД и СТ
Роторы ТНД и СТ работают при более низких
частотах вращения и температурах (см. раздел
8.4.1). В то же время реализуемые на ТНД и СТ
степени расширения часто выше, чем на ТВД и уве-
личиваются с увеличением степени двухконтурно-
463
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.4.1.2_6 - Роторы турбин промышленного двигателя GT10C
1 - диск первой ступени; 2 - диск второй ступени; 3 - проставка; 4 - вал компрессора;
5 - стяжной болт; б - гайка; 7 - лабиринты; 8 - 1РЛ; 9 - лабиринты РЛ; 10 - 2РЛ;
11 - аппарат закрутки; 12 - полость под 1РЛ; 13 - полость под 2РЛ; 14 - отверстие;
15 - 2СА; 16 - вторичная зона КС; 17 - диски ТНД; 18 - стяжной болт; 19- фланец
вала; 20 - задняя гайка; 21 - передняя гайка; 22 - лабиринты; 23, 24 - фланцы дисков
сти и степени сжатия. Низкие частоты вращения
приводят к недостатку окружной скорости и уве-
личению аэродинамической нагрузки. Для оптими-
зации нагрузки на лопаточные венцы увеличива-
ют количество ступеней и окружную скорость за
счет увеличения (по сравнению с ТВД) среднего
диаметра проточной части. Это может привести
к появлению кольцевых переходных каналов (см.
Рис. 8.1.2.4 3, 8.1.2.5 1, 8.4.1.2 6) между ТВД
и ТНД (СТ).
Типичные конструкции роторов авиационных
ТНД показаны на Рис. 8.4.1.3 1 (CF6-80C2)
и 8.4.1.3 2 (PW6000).
Ротор ТНД CF6-80C2 (GE Aircraft Engines)
На Рис. 8.4.1.3 1 представлен ротор ТНД дви-
гателя CF6-80C2. Ротор имеет относительно низ-
кую частоту вращения (3600 об/мин). Это почти
в три раза меньше, чем у ротора ТВД.
Оптимизированные (по массе) диски 1
имеют значительно увеличенный внутренний
диаметр и крепятся не к валу, а друг к другу по-
средством длинных фланцев 2, соединяемых
болтами 3. Образованный таким способом же-
сткий ротор ТНД крепится к конусному пере-
ходнику 4, который с помощью шлицев 5 со-
единяется с валом 6.
464
Глава 8 - Турбины ГТД
Система охлаждения ротора разделена на две
полости полость 7 высокого давления (до пере-
ходника 4) и полость 8 низкого давления. Воздух
для передней полости подается из-за 7 ступени
КВД по трубам 9 через лопатки ЗСА (ТНД). Этот
воздух охлаждает диски третьей и четвертой сту-
пеней турбины и замковые соединения тре-
тьей... пятой ступеней (третьей ступени снару-
жи через осевой зазор 10, а четвертой и пятой
ступеней через пазы во фланцах под дефлектора-
ми 11). Одновременно в полость 7 через заднюю
полость лопаток ЗСА по трубам 12 утилизируется
воздух из буферной полости в опоре ТВД.
Воздух в полость 8 поступает из-за КНД по
межвальной полости 13 и, охлаждая диски трех
последних ступеней, сбрасывается в осевой зазор
за ротором ТНД. Одновременно этот воздух над-
дувает масляную опору 14 ротора ТНД.
Рисунок 8.4.1.3 1 - Ротор ТНД CF6-80C2
1 - диски; 2 - фланец; 3 - болты; 4 - переходник; 5 - шлицы; б - вал ТНД; 7 - передняя
полость ротора ТНД; 8 - задняя полость ротора ТНД; 9 - трубы для охлаждающего
воздуха; 10 - осевой зазор 3 ступени; 11 - дефлекторы; 12 - трубы для воздуха; 13 -меж-
вальная полость; 14 - масляная полость; 15 - сотовые уплотнения; 16 - присоединен-
ная полость ротора; 17 - «крылышки» лопаток; 18 - полость над вставками 1РЛ;
19 - вторичная зона КС; 20 - полость над 2СА; 21 - полость над вставками 2РЛ;
22 - трубы для воздуха из-за 7 ступени КВД; 23 - внутренняя полость корпуса над ЗСА;
24 - трубы подвода воздуха из-за вентилятора; 25 - кольцевая полость; 26 - трубопро-
вод; 27 - центральный трубопровод системы регулирования зазоров ТНД; 28 - трубопро-
воды системы регулирования зазоров
465
Глава 8 - Турбины ГТД
Все рабочие лопатки ТНД вследствие прием-
лемого уровня центробежных нагрузок и темпера-
туры газа имеют бандажные полки, что благопри-
ятно как для аэродинамической эффективности, так
и для демпфирования вибронапряжений.
Для минимизации утечек газа в радиальные
зазоры проточной части над гребешками полок
рабочих лопаток, а также под сопловыми лопатка-
ми установлены сотовые уплотнения 15. Для
уменьшения утечек и вихреобразования в присое-
диненных полостях 16 нижние полки рабочих ло-
паток имеют удлинения 17 (так называемые «кры-
лышки»).
Ротор ТНД PW6000 (см. Рис. 8.4.1.3 2)
Разработан фирмой MTU, которая имеет ог-
ромный опыт разработки авиационных ТНД. Кон-
струкция этого ротора (см. Рис. 8.4.1.3 2) должна
обеспечить надежную эксплуатацию в условиях
жесткого короткого полетного цикла и частых взле-
тов/посадок. Максимальная частота вращения ро-
тора ТНД 6400 об/мин.
Как и для ранее рассмотренной конструкции,
диски 1 крепятся друг к другу посредством удли-
ненных фланцев 2 и болтовых соединений 3. Диск
последней ступени выполнен с удлиненным флан-
цем 4 и с помощью шлицев 5 крепится к валу 6.
Все болтовые соединения между дисками защище-
ны от проточной части дефлекторами 7, которые
одновременно обеспечивают подвод воздуха на
охлаждение замковых соединений 8 через пазы во
фланцевых соединениях 3.
Охлаждающий воздух в полость 9 ротора по-
дается из-за промежуточной (4-ой) ступени КВД
по полости между валом 10 ТВД и валом 6 ТНД.
Полость за ротором ТВД и полость ротора ТНД не
разделены уплотнением (в отличие от CF6-80C2).
Поэтому давление в роторе (для закрытия зазора
за ТВД) повышено и осевой зазор 11 уплотнен дву-
мя ярусами лабиринтов.
На роторе предусмотрены места для установ-
ки балансировочных грузов 12.
За последним диском расположена так назы-
ваемая «разгрузочная полость» 13 (в которую по-
дается воздух относительно высокого давления из
промежуточной ступени КВД), предназначенная
для разгрузки ротора турбины от чрезмерной ве-
личины осевой силы.
Ротор силовой турбины промышленного
двигателя ПС-90ГП-2
Этот двигатель предназначен для использова-
ния в агрегатах перекачки газа) имеет частоту вра-
щения до 5300 об/мин (см. Рис. 8.4.1.3 3).
Стяжной болт 1 стягивает между собой
диски 2, ступицы которых закреплены гайкой
Рисунок 8.4.1.32 - Ротор ТНД двигателя PW6000
(разработка компании MTU)
1 - диски; 2 - фланец диска;
3-болтовое соединение; 4 - уд-
линенный фланец диска;
5 - шлицы; б - вал ТНД;
7 - дефлектор; 8 - замковое со-
единение; 9 - полость ротора
ТНД; 10- вал ТВД; 11 - осевой
зазор; 12 - балансировочные гру-
зы; 13 - разгрузочная полость
3. Крутящий момент передается между диска-
ми с помощью шпилек 4 и с последнего диска
на фланец 5 вала СТ болтовым соединением
6. Обод каждого диска имеет фланцы 7 для креп-
ления к ним лабиринтов 8 с помощью болтовых
соединений 9. Лабиринты защищают полость
10 ротора от проточной части, уплотняют ра-
диальный зазор под сопловыми аппаратами
и фиксируют рабочие лопатки 11 от осевого пе-
ремещения.
Ротор охлаждается воздухом промежуточной
ступени компрессора, который подается через зад-
нюю опору 12 СТ в полость 13, которая является
разгрузочной полостью. Часть воздуха через двой-
ной лабиринт 14 утекает в проточную часть за тур-
466
Глава 8 - Турбины ГТД
бину, а основная часть через пазы в болтовых со-
единениях 9 и лабиринтах 8 охлаждает замковые
соединения дисков.
Отсутствие ограничений на массу дисков по-
зволило выполнить диски с достаточным запасом
прочности для возможной раскрутки ротора, при-
менить более дешевые материалы и унифициро-
вать конструкцию дисков.
Ротор силовой турбины промышленного
двигателя GT10C (см. Рис. 8.4.1.2 6)
Полезная мощность 29 МВт, частота враще-
ния 6500 об/мин. Двигатель предназначен для ме-
ханического привода и привода электрогенерато-
ра (через редуктор).
Ротор СТ имеет два диска 17, стянутые болтом
18, который одновременно крепит диски к фланцу
диска 19 и с обоих концов затянут гайками 20 и 21.
Ротор не имеет дефлекторов и промежуточных
дисков. Уплотнение радиального зазора по внут-
реннему кольцу соплового аппарата реализуется
с помощью лабиринтов 22, выполненных заодно
с дисками на удлиненных фланцах 23 и 24. Ротор
СТ не охлаждается.
Обе рабочие лопатки имеют бандажные полки
очень малого размера (под один гребешок лабирин-
тного уплотнения), предназначенные в основном
для контроля вибронапряжений в лопатках.
8.4.1.4 - Примеры доводки и совер-
шенствования роторов
Модернизация ротора ТВД CF6-80C2 для
увеличения циклического ресурса.
Конструкпия ротора ТВД CF6-80C2 (см.
Рис. 8.4.1.2 2) имеет долгую историю доводки в эк-
сплуатации и достигла ресурса в 15000 циклов. Мо-
Рисунок 8.4.1.33 - Силовая турбина промышленного двигателя ПС-90ГП-2
1 - стяжной болт; 2 - диск; 3 - гайка; 4 - шпилька; 5 - фланец вала; б - болтовое соеди-
нение; 7 - фланец диска; 8 - лабиринт; 9 - болтовые соединения; 10 - полость ротора;
11 - рабочие лопатки; 12 -задняя опора ротора СТ; 13 -разгрузочная полость; 14-ла-
биринт
467
Глава 8 - Турбины ГТД
дернизация (см. Рис. 8.4.1.4 1) была предпринята
с целью увеличения ресурса до 20000 циклов (это
оказалось необходимо для уменьшения стоимости
эксплуатации двигателя на коротких маршрутах).
Как видно из сравнения (см. Рис. 8.4.1.2 2
и Рис. 8.4.1.4 1), основными мероприятиями по
увеличению циклического ресурса являются:
-	исключение отверстий под болты 28 и 30 (см.
Рис. 8.4.1.2 2) в ободных частях дисков (это мероп-
риятие ликвидировало значительные концентрато-
ры напряжений);
-	замена лабиринтных уплотнений 29 и 31 (см.
Рис. 8.4.1.2 2), которые крепились болтами, деф-
лекторами 1 и 2 (см. Рис. 8.4.1.4 1);
-	замена промежуточного лабиринта 20 (см.
Рис. 8.4.1.2 2), который через болты передавал
свою центробежную нагрузку дискам, полноцен-
ным промежуточным диском 3 (см. Рис. 8.4.1.4 1)
(этот диск имеет ступицу и сам несет свою цент-
робежную нагрузку, уменьшая нагрузку на основ-
ные диски);
-	использование для дисков и дефлекторов
нового материала с улучшенными прочностными
характеристиками.
Как видно из сравнения, длина переднего
фланца 33 (см. Рис. 8.4.1.2 2) диска первой ступе-
ни (имеющего шлицы для крепления к валу) прак-
тически не изменилась. Передний дефлектор 1 (см.
Рис. 8.4.1.4 1) имеет отверстие 4 для воздуха из
аппарата закрутки, полость за которым уплотнена
лабиринтами 5 и 6. Размещение аппарата закрут-
ки на большем диаметре позволило снизить тем-
пературу охлаждающего воздуха для рабочих ло-
паток и увеличить их долговечность.
Развитие конструкции ротора ТВД семей-
ства RB211/Trent (Rolls-Royce)
В наиболее совершенных двигателях семей-
ства RB211 (RB211-535Е4 и RB211-524D4C/D) при-
менен ротор ТВД, показанный на Рис. 8.4.1.4 2а
[8.4.4.1]. К его особенностям можно отнести уп-
лотнение аппарата закрутки 1 лабиринтами 2 и 3,
выполненными заодно с диском. Но такое решение
Рисунок 8.4.1.41 - Модернизированный ротор ТВД CF6-80C2 «НТ90», обеспечивающий 20000 циклов
(представлен на Аэрошоу в Ле-Бурже в 1997 году)
1 - передний дефлектор первого диска; 2 - задний дефлектор второго диска; 3 - промежу-
точный диск; 4 - отверстие в дефлекторе; 5 - верхний лабиринт аппарата закрутки;
6 - нижний лабиринт аппарата закрутки
468
Глава 8 - Турбины ГТД
может быть опасным из-за возможности развития
в диск контактных повреждений в лабиринте
и уменьшает ремонтопригодность такой дорогос-
тоящей детали, как диск (после вполне обычной
приработки лабиринта).
Охлаждающий воздух поступает в рабочие
лопатки из полости 4 за аппаратом закрутки че-
рез отверстия в ободе диска (показанные на
Рис. 8.5.3 1). Сзади рабочие лопатки закреплены
пластинчатыми фиксаторами 5, одновременно уп-
лотняющими замковое соединение от перетека-
ний газа.
Конструкция ротора ТВД, примененная на
самой современной модели Trent - Рис. 8.4.1.4 2 б
[8.4.4.2], тоже использует аппарат закрутки 1. Од-
нако к диску ТВД спереди прикреплен болтовым
соединением передний дефлектор 6 с лабиринта-
ми 2 и 3, уплотняющими полость за аппаратом зак-
рутки. Таким образом, из конструкции исключены
лабиринты на самом диске.
Охлаждающий воздух проходит через отвер-
стия в дефлекторе 6 в полость между дефлектором
и диском, откуда сбоку попадает в полость 7 под
рабочей лопаткой. Таким образом, в новой конст-
рукции исключены и отверстия в ободе диска, яв-
ляющиеся концентраторами напряжений. Сзади
обод диска уплотнен небольшим дефлектором 8,
фиксирующим лопатку от сдвига назад и уплотня-
ющим от перетеканий газа через замковое соеди-
нение.
Новый диск ТВД имеет более широкую сту-
пицу, что может быть связано с увеличением час-
тоты вращения (для парирования увеличения аэро-
динамической нагрузки с увеличением температуры
газа). Передний фланец 9 диска несколько опущен
вниз в место с более низким уровнем напряже-
ний. Обращает на себя внимание и применение
ребер 10 для «подкачки» охлаждающего воздуха
на рабочую лопатку.
8.4.1.5 - Предотвращение раскрутки
и разрушения дисков
Нарушение кинематической связи вала турби-
ны с валом компрессора или потребителя мощно-
сти может привести к раскрутке ротора турбины
и разрушению дисков. Удержание осколков дисков
(в отличие от лопаток) в пределах корпуса турби-
ны невозможно и вылетевшие наружу осколки мо-
гут привести и чаще всего приводят к катастрофи-
Рисунок 8.4.1.4_2 - Сравнение роторов ТВД RB211 (а) и Trent 500 (б)
1 - аппарат закрутки; 2,3 - нижний и верхний лабиринты диска; 4 - полость за аппа-
ратом закрутки; 5 - пластинчатый фиксатор; б - передний дефлектор; 7 - полость под
лопаткой; 8 - задний дефлектор; 9 - ступица; 10 - фланец; 11 - ребра
469
Глава 8 - Турбины ГТД
ческим последствиям, особенно если это случилось
в полете.
Практика испытаний и эксплуатации двух-
вальных авиационных двигателей показывает, что
при поломке вала газогенератора (на стенде или
в полете) ротор ТВД не уходит в раскрутку, а сд-
вигается назад (это допускает конструкция роли-
кового подшипника) под действием разницы дав-
лений и тормозится о статор. Для раскрутки ротору
ТВД не хватает мощности, в том числе из-за умень-
шения оборотов и помпажа компрессора.
В отличие от ТВД роторы ТНД и СТ при поте-
ре кинематической связи с компрессором обычно
имеют достаточную мощность для быстрой рас-
крутки, так как продолжающий вращаться ротор
газогенератора обеспечивает сохранение значитель-
ной части давления и расхода газа на входе в тур-
бину. Как показывает опыт, для достижения обо-
ротов разрушения ротору ТНД (не имеющему
конструктивных мероприятий против раскрутки)
достаточно 0,2.. .0,3 секунды. За это время частота
вращения увеличивается на 3000.. .4000 об/мин.
Исключение такого развития событий обеспе-
чивается при проектировании турбины и двигате-
ля в целом.
Наиболее простым решением является увели-
ченный запас по прочности дисков так, чтобы
лопатки ротора в любом случае оборвались рань-
ше достижения опасной для диска частоты враще-
ния и лишили ротор крутящего момента. Однако
такое решение из-за увеличенной массы дисков
применимо только для наземных турбин. Оно ис-
пользовано, в частности, в СТ ПС-90ГП-2 (см.
Рис. 8.4.1.3 3).
Для авиационных ТНД связанное с утолще-
нием дисков увеличение массы является неприем-
лемым. Поэтому для остановки ротора авиацион-
ной ТНД применяются специальные меры
отсечка топлива (как можно более быстрая) и/или
обеспечение увеличенного тормозящего момента
ротора о детали статора.
Система с отключением поступления топли-
ва и обеспечением эффективного механического
торможения ротора ТНД о статор (такую систе-
му называют комплексной) реализована для ТНД
ПС-90А. Отключение подачи топлива производит-
ся по сигналу датчиков, контролирующих превы-
шение заранее установленного максимального зна-
чения частоты вращения ротора или изменение
разности частоты вращения («скольжения») рото-
ров ТНД и КНД (вентилятора).
Наиболее эффективным (по простоте) реше-
нием является обеспечение достаточного тормозя-
щего момента для остановки ротора. Это решение
применено в большинстве авиационных конструк-
ций и реализуется специальными конструктивны-
ми мерами, к которым относятся:
-	исключение препятствий для сдвига осво-
бодившегося ротора турбины назад (под действи-
ем перепада давления) для наиболее полного кон-
такта со статором;
-	исключения возможности упора ротора (во
время сдвига назад) в небольшое пятно контакта
в этом случае под действием сил трения металл
в этом пятне контакта плавится и образуется вре-
менный «упорный подшипник», на котором ротор
практически беспрепятственно раскручивается;
-	искусственное увеличение тормозящего мо-
мента выгнутая вперед входная кромка одной из
сопловых лопаток (см. Рис. 8.1.2.4 3, 8.1.2.4 5),
которая увеличивает площадь зацепления с выход-
ной кромкой лопатки ротора.
8.4.2 - Рабочие лопатки турбин
Рабочие лопатки сложные и дорогостоящие
детали турбины. Так же как и сопловые лопатки,
они находятся под воздействием высокотемператур-
ного газового потока. Кроме того, в отличие от со-
пловых лопаток, рабочие лопатки подвергаются
воздействию центробежных сил, вращаясь с часто-
той до 20000 об/мин и окружной скоростью до
600 м/с. Напряжения от центробежных сил делают
рабочие лопатки более чувствительными и к виб-
рационным нагрузкам. Необходимость противосто-
ять всем этим нагрузкам определяет конструкцию
рабочих лопаток.
Общая характеристика рабочих лопаток
Лопатка (в общем виде - Рис. 8.4.2 1) состо-
ит из профильной части, замка, нижней и верхней
(бандажной) полок, а также ножки, соединяющей
профильную часть и нижнюю полку с замком. Ос-
новными и обязательными частями рабочей лопат-
ки являются профильная часть, замок и нижняя
полка. Профильная часть 9 (см. Рис. 8.4.1.1 1) ра-
бочей лопатки при установке лопаток в диск обра-
зует лопаточный венец, обеспечивающий необхо-
димый поворот и расширение потока рабочего тела
с минимальными потерями т.е. выполнение глав-
ной задачи лопатки.
Замок 10 рабочей лопатки обеспечивает
крепление лопатки в диске в пазах 3 между вы-
ступами 2 на ободе диска. Соединение лопатки
с диском производится с помощью замкового со-
единения так называемого «елочного» типа. Коли-
чество зубьев в «елочном» замке может составлять
от 1...2 (для лопаток, работающих с малыми на-
470
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.4.21 - Трехмерная геометрическая модель рабочей лопатки
пряжениями от центробежных сил) до 5 - для ло-
паток с высоким уровнем напряжений. Уровень
напряжений зависит от окружной скорости (час-
тоты вращения ротора и диаметра проточной час-
ти) и массы самой лопатки. В лопатках авиацион-
ных ТВД основное значение имеет частота
вращения (до 20000 об/мин), а для последних сту-
пеней турбин стационарных двигателей большой
мощности (200...400 МВт) напряжения (при час-
тоте вращения 3000.. .3600 об/мин) определяются,
в основном, массой лопаток.
Направление паза в ободе диска может не со-
ответствовать оси вращения турбины Этот угол
определяется при проектировании корневого се-
чения лопатки. Если корневое сечение не вписы-
вается в прямоугольник (который представляет
собой нижняя полка с прямым пазом), то боко-
вые грани нижней полки наклоняют под требуе-
мым углом к оси вращения турбины. Под таким
же углом к оси вращения нарезают и замковый паз
в ободе диска. Это менее предпочтительный (чем
прямой паз в диске) вариант, но иногда он бывает
неизбежен. Если конструкция позволяет, можно
допустить некоторое различие углов установки
замка и нижней полки лопатки (до 15?), сохраняя
прямой паз в диске.
Нижняя полка 10 лопатки нужна для образо-
вания внутреннего контура проточной части тур-
бины. Кроме того, под нижней полкой могут быть
размещены демпферы (рис. 8.4.2 2) грузы, за счет
своей центробежной силы уменьшающие (демпфи-
рующие) через посредство нижней полки вибра-
ционные напряжения в лопатке.
Ножка 11 (расположена между нижней пол-
кой и замком) лопатки может практически отсут-
ствовать. Увеличение длины ножки позволяет
уменьшить диаметр обода диска и в общем случае
уменьшить диаметр и массу диска (увеличению
длины ножки может препятствовать уменьшение
поперечного сечения выступов диска и увеличение
массы лопатки). Увеличение длины ножки позво-
ляет также снизить поток тепла от проточной час-
ти и профильной части лопаток в диск. Кроме того,
при минимизации уровня вибрационных напряже-
ний в лопатке изменение ее длины за счет ножки
предоставляет определенные возможности по уп-
равлению вибрационными характеристиками ло-
патки.
Бандажная полка служит для размещения ла-
биринтного уплотнения радиального зазора над
рабочей лопаткой (на полке может быть размеще-
но от одного до трех зубцов). Кроме того, бандаж-
471
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.4.22 - Демпфер и его установка в
лопатку
1 - демпфер; 2 - нижняя полка
лопатки; 3 - контактные поверх-
ности демпфера
ная полка в большинстве случаев служит средством
управления вибрационными характеристиками
лопаток. При проектировании бандажной полки
необходимо ее центр тяжести разместить в центре
тяжести верхнего сечения пера. При этом кромки
полки должны иметь минимальное «свисание» от-
носительно профиля для уменьшения напряже-
ний изгиба от центробежных сил.
Для ТВД проблема дополнительных напря-
жений в профильной части и замке от массы бан-
дажной полки может быть очень острой, так как
там уровень напряжений и так высок. Кроме того,
в ТВД бандажные полки чаще всего требуют ох-
лаждения из-за высокого уровня температуры газа.
При этом в первой ступени ТВД из двух рассмот-
ренных выше направлений использования бандаж-
ной полки (уменьшение потерь к.п.д в радиальном
зазоре и демпфирование вибраций) чаще всего мож-
но воспользоваться только первым. Большая жест-
кость на кручение короткой и толстой (из-за разме-
щения каналов охлаждения) профильной части
лопатки затрудняет выбор правильных параметров
зацепления (в этом случае трудно выбрать опти-
мальный натяг из-за опасности возникновения
больших напряжений в лопатке). Это приводит
к тому, что в большинстве случаев рабочие лопат-
ки ТВД выполняются без бандажных полок (тако-
вы все рассмотренные в разделе 8.1.2 конструк-
ции ТВД GE Aircraft Engines и Pratt&Whitney). Для
рабочей лопатки второй ступени ТВД гораздо боль-
ше возможностей для применения полки. Однако
и здесь полку применяют сравнительно редко (на-
пример, ТВД ПС-90А2). Известным современным
исключением из правила применения бесполочных
рабочих лопаток на первой ступени ТВД служат ра-
бочие лопатки ТВД RB211/Trent компании Rolls-
Royce (см. Рис. 8.4.3 7). Следует, правда, иметь
в виду, что одноступенчатая ТВД с полочной ло-
паткой в двигателях Rolls-Royce имеет не очень
высокий перепад давлений (около 3.0).
«Разгрузка» профильной части лопатки от
напряжений изгиба.
На рабочие лопатки действуют как центробеж-
ные, так и газовые силы силы газового потока,
возникающие от разницы давлений перед лопаточ-
ным венцом и за ним, а также от разницы давле-
ния между корытом и спинкой. От действия этих
сил возникают напряжения изгиба, которые дей-
ствуют совместно с напряжениями от центробеж-
ных сил. Однако для рабочих условий возможна
почти полная компенсация напряжений изгиба за
счет центробежных сил при конструировании про-
филя лопатки. При этом пентры тяжести расчет-
ных сечений располагают на линии, расположен-
ной под наклоном к радиальному направлению
так, чтобы возникающий при действии центробеж-
ных сил момент был направлен прямо противопо-
ложно действию суммарного момента газовых сил.
Смещение центров тяжести от радиального на-
правления определяется в расчетах на прочность.
Полная компенсация газовых сил возможна толь-
ко для определенных рабочих условий (режима),
так как величина газовых сил изменяется в зави-
симости от абсолютных параметров режима ра-
боты турбины.
Обеспечение вибрационной прочности ра-
бочих лопаток.
Практика доводки показывает, что случаи об-
рыва рабочих лопаток по причине недостаточной
статической прочности встречаются очень редко
и чаще всего в результате каких-либо производ-
ственных отклонений. В то же время доводка рабо-
чих лопаток для снижения уровня вибронапряже-
ний является обычным делом. Это объясняется тем,
что точность аналитических предсказаний средней
температуры и среднего уровня напряжений (не-
обходимых для определения статической прочно-
сти лопатки) существенно выше, чем при опреде-
лении резонансной частоты вращения и уровня
вибрационных напряжений. Более того, даже про-
ведение необходимых экспериментальных работ по
определению вибронапряжений в лопатках не дает
полной уверенности в форме колебаний, их частот-
ном диапазоне, уровне и месте возникновения.
472
Глава 8 - Турбины ГТД
Дело в том, что для правильного проведения
такого эксперимента (выбора его методологии,
типа датчиков и их расположения) необходимо
предварительное моделирование вибрационных
характеристик лопаток в инженерном пакете вы-
сокого уровня (ANSYS, NASTRAN). Однако точ-
ность аналитического моделирования (построение
сеток, задание корректных граничных условий) не
может быть заранее гарантирована. Поэтому такое
большое значение при проектировании рабочих
лопаток придается обеспечению приемлемого
уровня вибронапряжений и необходимых запасов
по частоте вращения от резонансных частот.
Источниками возбуждения колебаний могут
служить форсунки камеры сгорания, сопловые ло-
патки, стойки промежуточных опор и так далее.
Поскольку точно предсказать источник возникно-
вения опасной частоты часто невозможно, целесо-
образно исключить саму возможность возникно-
вения колебаний за счет конструкции лопатки.
В общем случае необходимо, чтобы конструкция
лопатки по своим характеристикам (жесткости,
моменту инерции, площади отдельных сечений,
массе отдельных элементов) исключала саму воз-
можность появления резонансов в рабочем диапа-
зоне частоты вращения.
В случае неудовлетворительных результатов
анализа вибрационных характеристик производит-
ся следующая итерация проекта лопатки с необхо-
димыми изменениями. Иногда необходимо начи-
нать новую итерацию с изменения площадей
и момента инерции базовых профилей в аэродина-
мическом проектировании.
Однако исключение возможности возникно-
вения колебаний за счет конструкции лопатки воз-
можно далеко не всегда и в этом случае применя-
ются два средства управления (с ограниченными
возможностями) уровнем вибронапряжений в ло-
патках.
Первое из них это применение бандажной
полки на верхнем конце рабочей лопатки, имею-
щей зацепления с полками соседних лопаток спе-
циальными контактными поверхностями (см.
Рис. 8.4.2 1). Контактные поверхности бандаж-
ных полок лопаток соединяются в колесе между
собой с монтажным «натягом» и демпфируют ко-
лебания лопаток за счет трения. Окружной раз-
мер по контактным поверхностям делают боль-
ше шага лопаток в колесе, при этом полку при
сборе лопаток в колесо необходимо повернуть
и тем самым между полками создается «натяг».
Чем меньше жесткость пера лопатки на кручение,
тем больше надо делать натяг. Угол контактных по-
верхностей по отношению к окружному направле-
нию может изменяться от 45 до 15 градусов (см.
Рис. 8.4.2 1). При уменьшении этого угла натяг
растет даже при незначительном увеличении мо-
мента, прикладываемого к полке при сборе лопа-
ток в колесо. Все эти величины оптимизируются
при прочностном расчете лопатки.
Второе средство управления уровнем вибро-
напряжений демпферы 1, устанавливаемые под
нижнюю полку 2 лопатки (см. Рис. 8.4.2 2). Для
лопаток, не имеющих бандажной полки (или име-
ющих бандажную полку «аэродинамического» на-
значения без контактных граней) они применя-
ются в обязательном порядке. Контактными
поверхностями 3 демпферы прижимаются (за счет
центробежных сил) к нижним поверхностям полок
2 и за счет трения уменьшают (демпфируют) коле-
бания лопаток. Демпферы влияют, в основном, на
уровень вибронапряжений и относительно слабо
на собственную частоту колебаний лопатки.
Обеспечение малоцикловой прочности ра-
бочих лопаток.
Запас по малоцикловой усталости рабочих
лопаток реализуется при анализе и последующей
оптимизации циклической долговечности конст-
рукции лопатки в 2D-nocranoBKC (для отдельных
сечений по длине лопатки) и ЗВ-постановке (для
лопатки в целом и ее отдельных наиболее напря-
женных - по тепловым и центробежным нагрузкам
- элементов). При моделировании типового рабоче-
го цикла турбины моделируются размах (изменение
местного уровня напряжений от минимального до
максимального с учетом знака) и темп изменения
напряжений в отдельных элементах лопатки за весь
рабочий цикл. Для отдельных сечений и простран-
ственных элементов лопатки большое значение име-
ет уровень стационарных и нестационарных тем-
пературных напряжений.
При моделировании напряжений в рабочем
цикле особую трудность представляет собой дос-
товерное моделирование граничных условий для
всех критических с точки зрения малоцикловой
прочности элементов конструкции лопатки. Поэто-
му на настоящем этапе в оптимизации и доводке
конструкции лопатки по малоцикловой усталости
наиболее важно использовать и правильно интер-
претировать свой и чужой опыт.
Изготовление лопаток современных тур-
бин.
Лопатки современных турбин почти исклю-
чительно отливаются по выплавляемым моделям.
Лопатки ТВД могут изготавливаться по специаль-
ной технологии заливки и охлаждения - с полу-
чением отливки с направленной кристаллизаци-
ей или монокристалла. В отливках рабочих
473
Глава 8 - Турбины ГТД
лопаток механической обработке подвергаются
только поверхности «елочного» замкового соеди-
нения, сопрягаемые поверхности бандажной пол-
ки и в лопатках с пленочным охлаждением, от-
верстия перфорации.
При проектировании лопаток особое внима-
ние должно уделяться возможностям производ-
ства. Это относится к выбору толщины профиля
в каждом сечении, диаметру входной и особен-
но выходной кромок. Для охлаждаемых лопаток
важна минимальная толщина стенки и возмож-
ность изготовления каналов охлаждения внутрен-
ней полости и выходной кромки. Только так мо-
жет быть обеспечен экономически оправданный
процент выхода годного литья.
В настоящее время сложности в обеспечении
экономики литейного лопаточного производства
привели к сосредоточению основных мощностей
по литью лопаток в руках субподрядчиков. Напри-
мер, компания Howmet выполняет заказы на от-
ливки лопаток основных двигателестроительных
фирм (GE Aircraft Engines, Pratt&Whitney) и круп-
нейших производителей стационарных турбин
(Siemens, Alstom).
8.4.2.1 - Соединение рабочих лопа-
ток с диском
Соединение рабочих лопаток с диском - на-
пряженное и ответственное место в конструкции
турбины.
В настоящее время крепление рабочих лопа-
ток в диске турбины выполняется в виде так назы-
ваемого «елочного» замка. Конструктивная форма
«елочного» замка с тремя парами зубьев показана
на Рис. 8.4.2.1 1.
Зубья под действием центробежной силы
и изгибающих моментов работают на срез, изгиб
и смятие, а сечения по впадинам замка лопатки
и впадинам выступов в диске на растяжение.
Зубья в лопатке и в диске выполняются с большой
точностью, чтобы обеспечить равномерность кон-
такта зубьев по всей поверхности - как по длине,
так и ширине. Например, допуск на шаг зубьев со-
ставляет порядка 0,008...0,016 мм. Так обеспечи-
вается равномерное нагружение всех зубьев соеди-
нения и избегается опасная перегрузка отдельных
элементов замка.
Рисунок 8.4.2.1_1 — Замковое соединение лопаток с диском «елочного» типа
а) внешний вид замкового соединения; б) фрагмент чертежа замка лопатки
1 - замок лопатки; 2 - выступ диска; 3 - перемычка между впадинами замка лопатки;
4 - перемычка между впадинами выступа диска
474
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.4.2.12 - Осевая фиксация рабочих лопаток в дисках
1 - замок лопатки; 2 - дефлектор; 3 - промежуточный диск; 4 - лабиринт; 5 - пласти-
на; 6 - пластина; 7 — двусторонний пластинчатый замок; 8 - односторонний пластин-
чатый замок
«Елочный» замок нашел исключительное при-
менение на практике благодаря своим достоин-
ствам:
-	клиновидная форма замковой части лопатки
и периферийной части диска обеспечивает близкое
к равномерному распределение напряжений (тол-
щина обода и масса диска с лопатками получается
минимальной).
-	свободная посадка лопатки в замке (с зазо-
ром) устраняет возникновение температурных на-
пряжений в соединении;
-	возможна легкая замена лопаток в колесе при
переборках узла или их повреждении.
При построении «елочного» замка основными
параметрами являются шаг лопаток по наружному
диаметру диска, угол клина и количество зубьев.
-	Угол клина замка выбирается, как прави-
ло, в пределах 30...45°, число зубьев - от двух
до пяти. С увеличением числа зубьев уменьша-
ется величина нагрузки на каждый зуб, но уве-
личивается концентрация напряжений так как
при большем числе зубьев величина радиуса впа-
дин зубьев уменьшается. Поэтому меньшее чис-
ло пар зубьев предпочтительнее.
-	Наиболее нагруженное поперечное сечение
в перемычке выступов диска находится у основа-
ния выступов, а у лопатки в первой впадине зам-
ка. Для снижения напряжений в элементах замко-
вого соединения ширину обода диска делают
несколько больше толщины полотна.
-	Пазы в диске изготавливаются протяжкой,
а замковая часть лопаток - фрезерованием или шли-
фованием. Для повышения усталостной прочнос-
ти поверхности «елочного» замка лопатки могут
быть упрочнены, например обдувкой микрошари-
ками.
475
Глава 8 - Турбины ГТД
Закрепление рабочих лопаток в диске (от пе-
ремещения вдоль паза) производится несколькими
способами (см. Рис. 8.4.2.12).
Прежде всего, замок 1 лопатки фиксируется
от перемещений соседними деталями ротора
ободной частью дефлекторов 2, промежуточных
дисков 3, лабиринтов 4. Каждая деталь фиксиру-
ет замок от перемещения в одном направлении.
Одновременно все эти детали могут служить за-
щитой от газового потока и создавать полости для
подвода охлаждающего воздуха и улучшения ох-
лаждения обода диска и замкового соединения.
Для фиксации от перемещения в двух проти-
воположных направлениях замок может фиксиро-
ваться специальными пластинами 5 и 6, которые
одновременно служат уплотнением замкового со-
единения от перетекания газа через зазоры между
замком лопатки и выступом диска.
Наиболее простым элементом фиксации зам-
ка служат пластинчатые замки - двусторонние 7
и односторонние 8.
8.4.3 - Охлаждение рабочих
лопаток
Схемы охлаждения лопаток отличаются
большим разнообразием. В основном, выбор схе-
мы охлаждения определяется температурой газа
в конкретной турбине. Выбор должен быть опти-
мизирован по расходу охлаждающего воздуха, ха-
рактеристикам турбины и долговечности лопат-
ки - с точки зрения характеристик двигателя
и себестоимости конструкции.
Рабочие лопатки первой ступени ТВД
Для рабочих лопаток первой ступени турби-
ны практически исключительное применение на-
шла петлевая многоходовая схема охлаждения,п-
ример которой приведен на Рис. 8.4.3 1. Эта
лопатка имеет два канала, по которым охлаждаю-
щий воздух подается в переднюю 1 и заднюю 2
внутренние полости. Поток из канала 1 поступает
в достаточно просторный (для снижения потерь
давления и равномерного распределения давления
по длине) радиальный канал 3, который является
раздаточным. Из канала 3 воздух через систему от-
верстий 4 (изготовленных литьем) реализует струй-
ное натекание на внутреннюю поверхность вход-
ной кромки в полости 5. Из полости 5 входной
кромки воздух через пять рядов отверстий 6 пле-
ночного охлаждения выходит на поверхность, со-
здавая так называемое «душевое» пленочное охлаж-
дение. Принято считать, что примерно одинаковый
вклад в эффективность охлаждения входной кром-
ки вносят конвективное струйное охлаждение
внутренней поверхности; конвективный теплооб-
мен в отверстиях пленочного охлаждения (в стен-
ке лопатки) и само пленочное охлаждение.
Охлаждающий воздух из полости 2 поступает
в раздаточный радиальный канал 7, размеры кото-
рого обеспечивают равномерное распределение дав-
ления по длине. Часть воздуха поступает в среднюю
часть лопатки в систему из 4-х радиальных кана-
лов 8, весь воздух из которых выходит в проточ-
ную часть через несколько рядов отверстий пле-
ночного охлаждения корыта и спинки. Сечения
охлаждающих каналов 8 имеют относительно ма-
лое гидравлическое сопротивление, так как охлаж-
дающему воздуху необходим запас по давлению
для выхода в проточную часть и исключения зате-
кания газа в отверстия пленочного охлаждения.
Другая часть воздуха из радиального канала
7 проходит последовательно радиальные полости
9 и 10 через систему отверстий И и 12 в стенках
между ними и выходит через длинные каналы 13
на поверхность лопатки перед выходной кромкой.
Система гидравлических сопротивлений управля-
ет расходом воздуха в выходную кромку, в которую
воздух уходит под действием значительной разни-
цы давлений. Этот воздух создает пленку на по-
верхности корыта вблизи выходной кромки. Ввер-
ху и внизу пазы 14 увеличенных размеров - для
удержания литейного стержня.
При течении воздуха в радиальных раздаточ-
ных каналах 3 и 7, а также в радиальных каналах 8
организована пристеночная турбулизация погра-
ничного слоя потока и увеличение теплообмена за
счет поперечных пристеночных ребер 15.
Нижняя полка 16 лопатки тоже имеет отвер-
стия для пленочного охлаждения. На длинной нож-
ке 17 видны выступы 18 для удержания демпфера.
Замок 19 лопатки имеет 4 зуба в «елочном» замке.
Следует отметить, что практически все лопат-
ки первых ступеней ТВД в компаниях GE Aircraft
Engines и Pratt&Whitney имеют аналогичную схе-
му охлаждения. Изменяется только количество ра-
диальных каналов. Расход охлаждающего воздуха
для таких лопаток составляет от 4 до 6%.
Конструкция выходной кромки рабочих ло-
паток ТВД
Выпуск воздуха вблизи выходной кромки мо-
жет быть реализован по двум схемам в торец
выходной кромки (см. Рис. 8.4.32) и на корыто
перед выходной кромкой (см. Рис. 8.4.3 1). Вы-
пуск на корыто является более предпочтительным
вариантом с точки зрения аэродинамических по-
терь, (если при этом удается обеспечить опти-
мальную геометрию кромки), так как толщина вы-
476
Глава 8 - Турбины ГТД
пленочное
Рисунок 8.4.31 - Рабочая лопатка первой ступени ТВД PW2000 (Pratt&Whitney)
1 - передняя полость; 2 - задняя полость; 3 - раздаточный канал передней полости;
4 - отверстия струйного охлаждения; 5 - полость входной кромки; б - отверстия «душе-
вого» охлаждения; 7 - раздаточный канал задней полости; 8 - радиальные каналы;
9,10 - промежуточные полости выходной кромки; 11,12 - отверстия в вертикальных
стенках; 13 - каналы и пазы выходной кромки; 14-увеличенные пазы; 15 - поперечные
ребра; 16 - нижняя полка; 17 - ножка лопатки; 18 - выступы для демпфера; 19- замок
ходной кромки при этом примерно в два раза
меньше. Выпуск в торец выходной кромки более
предпочтителен с точки зрения эффективности
охлаждения, простоты и работоспособности кон-
струкции.
Выпуск воздуха осуществляется в торец 1
выходной кромки через отверстия 2, которые по-
зволяют достаточно точно дозировать расход. По-
мимо рядов отверстий 3 для пленочного охлажде-
ния входной кромки и нескольких рядов 4 для
пленочного охлаждения корыта введен специаль-
ный ряд отверстий 5 вдоль профиля на корыте для
пленочного охлаждения торца профильной части
лопатки. Воздух из ряда 5 под действием разницы
давлений между корытом и спинкой перетекает
через поверхность торца и охлаждает ее.
С точки зрения эволюции охлаждаемых лопа-
ток показательно сравнение двух лопаток первой
ступени ТВД: CF6-80C2 (см. Рис. 8.4.3 2) и GE90
(см. Рис. 8.4.3 3). На лопатке ТВД GE90 применен
выпуск охлаждающего воздуха на корыто перед
выходной кромкой 1. Воздух выходит из внутрен-
ней полости 2 через каналы в виде литейных па-
зов 3 в торцевой поверхности, образованной углуб-
лениями на корыте перед выходной кромкой. Жес-
ткость конструкции выходной кромки придают
ребра 5. В остальных областях система охлажде-
ния лопатки похожа на CF6-80C2 (ряд отверстий 6
для охлаждения торца и ряды 7 отверстий пленоч-
ного охлаждения на корыте).
Конструкция торца рабочих лопаток ТВД
Особенностью конструкции рабочих лопаток
первой ступени является интенсивное пленочное
охлаждение торца рабочей лопатки. Отверстия пле-
ночного охлаждения располагают как на самой тор-
цевой поверхности, так и на корыте лопатки непос-
редственно у торца. Воздух из отверстий на корыте
под действием разницы давлений перетекает на
спинку через торец и охлаждает его.
Специальное пленочное охлаждение торца
является обязательной чертой современных лопа-
ток, так как окисление, износ и эрозия торца явля-
ются характерной особенностью эксплуатации ло-
паток большого ресурса. Пример охлаждения торца
477
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.4.32 - Рабочая лопатка первой ступени
ТВД CF6-80C2 (GE Aircraft
Engines)
1 - торец выходной кромки;
2 - отверстия в выходной кромке;
3 - отверстия на входной кромке;
4 - отверстия на корыте; 5 - от-
верстия около верхнего торца ло-
патки
приведен на Рис. 8.4.3 4. Отверстия пленочного
охлаждения выполнены в два ряда ряд 1 непос-
редственно на торцевой поверхности и ряд 2 на
корыте вдоль торца. В двух рядах вместе около 30
отверстий, причем увеличенного диаметра по
сравнению с отверстиями 3 пленочного охлажде-
ния входной кромки и 4-поверхности корыта. Наи-
более интенсивно охлаждаются последние две тре-
ти длины профиля (в частности, именно там
расположены все отверстия на корыте). Как пока-
зывает практика, именно в этом районе окисление
и эрозия проявляются (в отличие от первой трети
длины профиля) особенно сильно (вероятно, из-за
повышенного уровня скоростей газа).
Аналогичным образом охлаждается и другой
распространенный тип конструкции торца с уг-
лублением (канавкой) на торцевой поверхности
(см. Рис. 8.4.3 5). Здесь тоже применяются два ряда
отверстий на торцевой поверхности в канавке 1
и на корыте у торца 2 (ряд 5 на Рис. 8.4.3 2).
В случае плоского торца бесполочной лопат-
ки наиболее часто реализуемым вариантом конст-
рукции является так называемая «прирабатываемая
пара»: лопатки с нанесенными (пайкой или другим
способом) на поверхность торца абразивными из-
носостойкими частицами и вставки над рабочей
лопаткой с керамическим слоем. Износостойкие
частицы 1 (см. Рис. 8.4.3 6) «вырабатывают» со-
ответствующую дорожку в керамическом покры-
тии корпуса, исключая влияние отклонений фор-
мы корпуса от идеальной и приводя величину
радиального зазора на расчетном режиме к мини-
мально возможной. Отверстия 2 обеспечивают пле-
ночное охлаждение торца.
Рабочие лопатки первой ступени ТВД с бан-
дажной полкой
Несмотря на то, что большинство рабочих
лопаток ТВД в настоящее время не имеют бандаж-
ной полки, существует одно успешное направле-
ние в конструкции рабочих лопаток первой ступе-
ни ТВД с бандажной полкой это лопатки фирмы
Rolls-Royce. Преимущества бандажной полки оче-
видны это значительное уменьшение перетека-
ний газа через радиальный зазор и, соответствен-
но, увеличенное к.п.д. Однако дополнительные
затраты воздуха на охлаждение полки и охлажде-
ние самой лопатки для увеличения несущей спо-
собности профиля (который должен выдерживать
дополнительную нагрузку от полки) не должны
превышать выигрыша от полки. Эту же дополни-
тельную нагрузку должны выдержать замковое
соединение лопатки и диска, а также сам диск.
На Рис. 8.4.3 7 приведена схема охлаждения
рабочей лопатки ТВД Trent 800 самого мощного
в семействе трехвальных двигателей Trent [8.4.4.2].
В дополнение к уже рассмотренным конструкци-
ям рабочих лопаток первой ступени ТВД в этой
полочной лопатке есть особенности:
-	отсутствие контактных граней на бандажной
полке для зацепления с соседними лопатками;
-	система охлаждения полки;
-	использование двух потоков воздуха для ох-
лаждения лопатки: основного потока воздуха вы-
сокого давления из-за КВД и потока более низкого
давления (с соответственно более низкой на 100°С
- температурой).
478
Глава 8 - Турбины ГТД
Эти особенности существенно усложняют
конструкцию лопатки, но повышают ее эффектив-
ность в системе двигателя за счет уменьшения
перетеканий в радиальном зазоре и за счет исполь-
зования менее дорогого для двигателя воздуха.
Воздух высокого давления поступает в лопат-
ку через основной канал 1 в замке, а воздух низко-
го давления в дополнительный канал 2 под пол-
ку с передней стороны лопатки. Из канала 1 часть
воздуха поступает в полость входной кромки 3, из
которой выходит через три ряда отверстий пленоч-
ного охлаждения на входную кромку и спинку,
а также на охлаждение бандажной полки. Через
отверстие 4 и поперечный канал 5 в полке эта часть
воздуха выходит в проточную часть.
Основная часть воздуха поступает в радиаль-
ный канал 6, поворачивает вниз по радиальному
каналу 7 и снова вверх в радиальный канал 8, от-
куда через отверстия 9 на корыте перед выходной
кромкой выходит в проточную часть. Часть возду-
ха по пути выходит в отверстия 10 (из полости 7)
иП (из полости 8) пленочного охлаждения.
Воздух низкого давления по каналу 2 охлажда-
ет спинку и выходит через отверстие 12 в попереч-
а)	б)
Рисунок 8.4.3_3 - Рабочая лопатка первой ступени
ТВД GE90 (GE Aircraft Engines)
а)внешний вид лопатки; б)сече-
ние выходной кромки
1 - выходная кромка; 2 - внутрен-
няя полость; 3 - пазы; 4 -углуб-
ление; 5 - ребро; б - отверстия
у торца; 7 - ряды отверстий на
корыте.
ный канал 13 в бандажной полке, из которого через
два раздаточных канала 14 и 15 поступает в систе-
му отверстий, обеспечивающих конвективное ох-
лаждение полки и выпуск воздуха в заднюю и бо-
ковые торцевые поверхности бандажной полки.
Внутренние стенки лопатки в полостях высо-
кого давления (за исключением спинки в полости
6) имеют пристеночные ребра 16 для интенсифи-
кации теплообмена. Стенки, прилегающие к поло-
сти 2, не оребрены, так как тепловой поток к ох-
лаждающему воздуху и так достаточен за счет
более высокой разности температур стенки и воз-
духа низкого давления.
Рисунок 8.4.34 - Торец лопатки первой ступени
ТВД PW2000
1 - отверстия на торце; 2 - от-
верстия у торца на корыте;
3 - отверстия на входной кромке;
4 - отверстия на корыте
Рисунок 8.4.3_5 - Торец лопатки (CF6-80C2)
с углублением
1 - отверстия в канавке; 2 - от-
верстия на корыте
479
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.4.36 - Торец рабочей лопатки ТВД из
«прирабатываемой пары»
1 - абразивные частицы; 2 - от-
верстия пленочного охлаждения.
Отверстия пленочного охлаждения
Отверстия пленочного охлаждения имеют ус-
ложненную пространственную форму с расшире-
нием на выходе для снижения скорости воздуха
на выходе из отверстий. Отверстия пленочного
охлаждения обычно делают с наклоном к повер-
хности в направлении движения газового потока
(в идеале угол не более 30 градусов). Это улуч-
шает прилегание струи к поверхности и увеличи-
вает внутреннюю поверхность канала охлаждения
в стенке лопатки за счет увеличения его длины.
Технология выполнение отверстий пленочного ох-
лаждения для рабочих лопаток ТВД имеет свои осо-
бенности (см. Рис. 8.4.3 7). В области входной
кромки из-за недостатка места отверстия пленоч-
ного охлаждения могут иметь наклон только в вер-
тикальном направлении и обеспечивают прилега-
ние струи с помощью центробежных сил.
Рисунок 8.4.3_ 7 - Схема охлаждения и конструкция рабочей лопатки ТВД Trent 800 (Rolls-Royce)
1 - основной вертикальный канал; 2 - дополнительный вертикальный канал; 3 - полость
входной кромки; 4 - отверстие для воздуха из полости входной кромки; 5 - внутренний ка-
нал полки; 6,7,8- радиальные каналы; 9 - литые отверстия выходной кромки;
10,11 - ряды отверстий пленочного охлаждения; 12 - отверстие для выхода воздуха из до-
полнительного канала; 13 - поперечный канал в полке; 14,15 - раздаточные каналы;
16- пристеночные турбулизирующие ребра
480
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.4.38 - Рабочая лопатка ТВД
1 - вертикальный канал входной
кромки; 2 - отверстия на входной
кромке; 3 - отверстия на спинку;
4 - вертикальный канал; 5 - от-
верстия с расширением на спинку;
б - отверстия с расширением на
корыто; 7,8- отверстия с расши-
рением на корыто; 9 - отверстия
на корыто; 10 - вертикальный ка-
нал выходной кромки
0.03% G
0.03%
5
0.38% Сквд
Задний паз
0.635 х 3.66 мм
Bsep>
4
Задний
—'"паз
0.35%	0.41%
0.76% Сквд
Рисунок 8.4.3 9 - Схема охлаждения рабочей лопатки второй ступени ТВД Е3 [8.4.3]
1 - вертикальный канал входной кромки; 2 - вертикальный канал выходной кромки;
3, 4, 5, 6- вертикальные каналы для воздуха; 7, 8 - пристеночные ребра
0.32% СКвд
Передний паз
0.635 х 3.66 мм
481
Глава 8 - Турбины ГТД
У лопаток с петлевой многоходовой схемой
движения воздуха (см. Рис. 8.4.3 1) из узких внут-
ренних полостей 8 отверстия пленочного охлаж-
дения тоже могут быть выполнены с необходимым
малым углом наклона только в радиальном направ-
лении. Отверстия в этих лопатках обычно накло-
нены к поверхности профиля под углом 30...45
градусов в вертикальной плоскости. Для наклона
к поверхности в горизонтальной плоскости (в на-
правлении движения потока) недостаточно места
для размещения инструмента снаружи и существу-
ет опасность повреждения внутренних стенок.
Наклон в вертикальной плоскости дает возмож-
ность улучшить прилегание пленки и увеличить
поверхность охлаждения даже в условиях крайне
ограниченного пространства в плоскости сечения
лопатки.
Еще одним способом улучшения эффективно-
сти системы пленочного охлаждения лопатки яв-
ляется выполнение конусообразного расширения
на выходе из отверстий. Обычно это делается для
тех мест выпуска, в которых достаточно велико
отношение давлений воздуха и газа. Этот прием
позволяет существенно повысить эффективность
пленки за счет уменьшения скорости воздуха на
выходе из отверстий и увеличения площади при-
крываемой струей поверхности. Технология выпол-
нения отверстий расширяющейся формы достаточ-
но сложная и дорогостоящая.
На Рис. 8.4.3 8 показано сечение рабочей ло-
патки первой ступени ТВД с пленочным охлажде-
нием. На входной кромке лопатки (в месте мини-
мального отношения давлений) из радиального
канала 1 три ряда отверстий 2 на входной кромке
и один ряд 3 на спинку выполнены в виде обыч-
ных круглых отверстий. Из вертикального канала
4 в области более низкого давления воздух выхо-
дит уже через ряды отверстий 5 и 6 с расширени-
ем. Далее ряды отверстий 7 и 8 тоже выполнены
с расширением. Однако отверстия 9 из канала 10
перед выходной кромкой обычные круглые, так
как давление воздуха в канале 10 уже значительно
понижено для контролируемого выпуска в выход-
ную кромку.
Конструкция рабочих лопаток второй сту-
пени ТВД
Система охлаждения рабочих лопаток второй
ступени ТВД достаточно полно представлена ло-
паткой ТВД двигателя Е3 GE [8.4.4.3] на
Рис. 8.4.3 9.
Воздух поступает в лопатку через два больших
радиальных канала 1 (в районе входной кромки) и 2
(в районе выходной кромки). Таким образом, наи-
более холодный воздух охлаждает наиболее нагре-
тые области (кромки) лопатки. Воздух из канала 1
затем движется вниз и вверх соответственно по ра-
диальным каналам 3 и 4, выходя в проточную часть
через передний паз в верхней части корыта. Воз-
дух из радиального канала 2 совершает аналогич-
ные передвижения вниз и вверх по каналам 5 и 6,
выходя в проточную часть через задний паз на ко-
рыте. Шесть радиальных каналов обеспечивают
значительную поверхность теплообмена и увели-
ченную скорость воздуха, необходимую для эффек-
тивной теплоотдачи на внутренней поверхности
лопатки.
Рисунок 8.4.3_10 - Рабочая лопатка второй ступе-
ни ТВДPW2000 (Pratt&Whitney)
1 - пазы на корыте выходной
кромки; 2 - ножка; 3 - нижняя
полка; 4 - выступы; 5 - демпфер
482
Глава 8 - Турбины ГТД
Для интенсификации теплообмена примене-
ны пристеночные ребра 7 (на внутренней поверх-
ности наружных стенок) и 8 (на межполостных
стенках-ребрах).
Количество радиальных каналов в рабочей
лопатке может составлять от 3 до 7 с расходом ох-
лаждающего воздуха от 0.7 до 3%. Для высокотем-
пературных турбин может быть выполнен допол-
нительный радиальный канал на входной кромке,
из которого обеспечивается пленочное охлаждение
входной кромки.
В отличие от вышеприведенной конструкции,
на внутренних стенках-ребрах интенсификаторы
теплообмена часто не выполняют, так как они и так
являются относительно холодными и дополнитель-
ный отвод тепла от них к воздуху увеличивает тем-
пературные напряжения в поперечном сечении
лопатки.
Типичная конструкция рабочей лопатки вто-
рой ступени ТВД приведена на Рис. 8.4.3 10.
Выпуск охлаждающего воздуха производит-
ся на корыто в пазы 1 перед выходной кромкой.
Ножка лопатки 2 в основном повторяет форму про-
филя корневого сечения лопатки, что позволяет
минимизировать массу. Под нижней полкой 3 вы-
полнены два литейных выступа 4, на которые ус-
тановлен демпфер 5.
Необходимой частью процесса разработки
детальной конструкции охлаждаемых рабочих ло-
паток ТВД является оптимизация элементов кон-
струкции методом конечных элементов на 3D-MO-
дели в инженерных пакетах высокого уровня
(ANSYS, NASTRAN, PATRAN). Целями оптими-
зации являются минимизация массы, отстройка от
форм и частот потенциальных высокочастотных
колебаний; обеспечение запаса по малоцикловой
усталости (циклической долговечности). Ограни-
чениями при этом являются:
-	уровень механических напряжений в элемен-
тах лопатки и запасы прочности (которые должны
быть обеспечены в пределах, установленных прак-
тикой проектирования и опытом эксплуатации);
-	технологические возможности производства;
-	себестоимость.
Такая оптимизация не является полной гаран-
тией отсутствия дефектов в конструкции, так как
точность определения граничных условий по теп-
ловой, аэродинамической и динамической нагруз-
ке, а также точность применяемых конечно-элемен-
тных моделей никогда не бывает для этого
достаточной. Однако только после такой оптими-
зации может быть радикально снижен риск разра-
ботки.
8.4.4 - Перечень использованной
литературы
8.4.4.1 RB211 engine improvements boost Boeing 747
performance. The Rolls-Royce Magazine, Number 25,
June 1985.
8.4.4.2 Dailey, G.M. Design and Calculation Issues.
Aero-Thermal Performance of Internal Cooling
Systems in Turbomachines. Lecture Series 2000-03.
Von Karman Institute for Fluid Dynamics, 2000.
8.4.4.3 Halila, E.E., Lenahan, D.T., Thomas, T.T.
Energy Efficient Engine. High Pressure Turbine Test
Hardware Detailed Design Report, NASACR-167955,
1982.
483
Глава 8 - Турбины ГТД
8.5 - Статоры турбин
Статор турбины часть статора всего двига-
теля. Статор турбины включает корпусы (один или
несколько на турбину) и сопловые аппараты кон-
струкции, удерживающие неподвижные (сопло-
вые) лопатки, формирующие проточную часть тур-
бины.
Кроме того, статор турбины включает детали:
-	формирующие проточную часть турбины
(кольца, уплотнения, лабиринты);
-	обеспечивающие крепление и концентрич-
ность статора и вала;
-	формирующие проточную часть для потоков
охлаждающего воздуха;
-	крепящие статор турбины к другим статорам
двигателя, самолету или фундаменту.
8.5.1 - Корпусы турбин
Корпусы турбины представляют собой оболоч-
ки цилиндрического, конического или ступенчатого
профиля, входящие в общую силовую схему двига-
теля. Спереди к корпусу турбины присоединяется
(с помощью фланцевого крепления) корпус каме-
ры сгорания, сзади выходное устройство.
Корпусы турбин должны обеспечивать:
-	необходимую прочность - для передачи уси-
лий в статоре, и жесткость для минимизации де-
формаций и искажения радиальных зазоров;
-	постоянство (круглой) формы, то есть посто-
янство радиальных зазоров между ротором и ста-
тором в эксплуатации;
-	сохранение герметичности фланцевых соеди-
нений между отдельными корпусами
-	так называемую «непробиваемость» - исклю-
чение сквозного разрушения с вылетом осколков
за пределы корпуса в случае обрыва любой лопат-
ки ротора вблизи нижней полки;
-	простоту процесса сборки и разборки с ми-
нимумом необходимой оснастки;
-	«пассивное» регулирование радиальных за-
зоров то есть соответствие темпов теплового рас-
ширения ротора и статора.
Особенности конструкции корпусов
турбин
В современных турбинах применяется так
называемая «двойная» конструкция корпуса как
для ТВД, так и для ТНД (например, турбина ПС-
90А2 Рис. 8.1.2.4 1). При этом наружная оболоч-
ка («наружный корпус») является основной сило-
вой конструкцией и находится в относительно
благоприятных по температуре условиях. Внутрен-
няя часть корпуса («внутренний корпус») являет-
ся наружной границей проточной части и являет-
ся обычно составной конструкцией. Она состоит
из наружных полок сопловых лопаток и так назы-
ваемых «разрезных» колец над рабочими лопатка-
ми - набираемых из отдельных сегментов (вставок)
и крепящихся на фланцах основного корпуса.
Полости внутри «двойного» корпуса заполне-
ны обычно охлаждающим воздухом с давлением,
превышающим давление газа в проточной части
и исключающим проникновение газа во внутрен-
ние полости корпуса.
Система внутреннего охлаждения корпуса
турбины CF6-80C2 показана на Рис. 8.4.1.3 1.
Внутренняя полость 18 корпуса над 1РЛ ТВД снаб-
жается воздухом из вторичной зоны 19 КС. Полос-
ти 20 над 2СА и 21 над вставками 2РЛ обеспечива-
ются воздухом 7-ой ступени КВД, подаваемым по
трубам 22 на охлаждение 2СА. Внутренние полос-
ти 23 корпуса над ЗСА охлаждаются воздухом из
буферной полости подшипниковой опоры ТВД,
подаваемым по трубам 12 в заднюю полость ло-
патки ЗСА.
Работающие в непосредственном контакте
с высокотемпературной газовой средой вставки
(см.Рис. 8.5.1 1) крепятся зацепами 1 за фланцы на-
ружного корпуса. Вставки изготовлены из монокри-
сталлического литья, имеют систему конвективно-
пленочного охлаждения с выпуском воздуха
в отверстия 2 на боковых контактных поверхнос-
тях. В случае применения прирабатываемой пары
лопатка-корпус на их рабочую поверхность 3 на-
носится истираемое керамическое покрытие.
1	2
Рисунок 8.5.11 - Вставка «разрезного» кольца над
рабочей лопаткой первой ступени
ТВДPW2000 (Pratt&Whitney)
1 - зацепы; 2 - отверстия для воз-
духа; 3 - образующая поверхность
проточной части
484
Глава 8 - Турбины ГТД
Сохранение характеристик RB211
Количество полетных циклов
Рисунок 8.5.12 - Ухудшение удельного расхода
топлива (после первого полета)
в эксплуатации для двига-
телей Rolls-Royce с «двойным»
корпусом и для двигателей с оди-
нарным корпусом
Именно «двойной» корпус обеспечивает от-
носительную удаленность наружных корпусов тур-
бины от высоких температур проточной части
и возможность достаточно эффективного охлажде-
ния деталей, образующих наружную границу про-
точной части.
Кроме того, «двойной» корпус обеспечивает
относительную независимость основного несуще-
го корпуса от температуры в проточной части
и синхронизацию тепловых деформаций корпуса
и ротора. По заявлению Rolls-Royce [8.5.4.1] это
очень важно для стабильности характеристик тур-
бины в эксплуатации (см. Рис. 8.5.1 2).
Полости внутри корпуса ТНД в турбинах
с умеренными температурами не охлаждаются
(ТНД CF6-80C2 Рис. 8.4.1.3 1), но часто запол-
няются теплоизоляционным материалом (RB211-
535Е4 Рис. 8.5.1 3). ТНД на Рис. 8.5.1 3 имеет
силовой наружный корпус 1 и внутренний контур
проточной части, состоящий из наружных полок 2
сопловых лопаток и тонких вставок 3 с сотовыми
уплотнениями (набираемых из отдельных сегмен-
тов) над полками рабочих лопаток. Полости меж-
ду корпусом 1 и вставками 3 заполнены теплоизо-
ляционным материалом 4, позволяющим снизить
тепловую нагрузку на наружный корпус и несколь-
ко повысить тепловую инерцию этого корпуса, не-
обходимую в «пассивном» регулировании радиаль-
ных зазоров.
«Непробиваемость» корпусов обеспечивается
размещением над рабочими лопатками (или с не-
большим смещением назад) фланцевых соединений
корпусов или (при едином для турбины корпусе) -
специальных силовых ребер. На Рис. 8.4.1.2 2 по-
казан корпус ТВД CF6-80C2, имеющий фланцевое
соединение 36 корпусов КС и ТВД непосредствен-
но над осевым зазором между 1СА и 1РЛ, а также
дополнительный (вспомогательный фланец) 37 над
1РЛ с небольшим сдвигом назад. Над 2РЛ распо-
ложено фланцевое соединение корпусов ТВД
и ТНД, скрепленное болтами 38. Над рабочей ло-
паткой ТВД PW6000 (см. Рис. 8.4.1.2 5), ротор ко-
торой имеет частоту вращения до 19000 об/мин,
применены два вспомогательных фланца 24. Кро-
ме того, вставки 22 над рабочей лопаткой имеют
очень жесткую конструкцию (с толстыми и длин-
ными зацепами), которая значительно увеличива-
ет «непробиваемость» корпуса. На Рис. 8.5.1 3
корпус ТНД RB211-535Е4 сконструирован так, что
над рабочими лопатками 5 и 6 расположены соот-
ветственно фланцевые соединения 7 и 8, а над ра-
бочей лопаткой 9 утолшение (вспомогательный
фланец) 10 наружного корпуса.
Корпуса должны обеспечивать возможность
установки необходимых проектных радиальных
зазоров между ротором и статором и исключение
искажения зазоров в эксплуатации за счет конст-
руктивных особенностей корпуса (такой особен-
ностью может стать применение горизонтального
разъема корпуса).
Обычно разъемы корпуса делаются перпенди-
кулярно оси двигателя. На Рис. 8.9 4 показано со-
единение корпуса 1СА ТВД LM2500 с корпусом
2СА и со средним корпусом турбины. Горизонталь-
ные разъемы вдоль оси двигателя применяются ред-
ко, несмотря на облегчение сборки турбины. Это
объясняется тем, что температурные градиенты
и неравномерная жесткость по окружности могут
привести к неравномерности радиальных зазоров
в рабочих условиях. Для устранения деформаций
корпуса можно увеличить толщину стенок корпу-
са, толщину фланцев, применить оребрение. Это
приведет к увеличению массы корпуса, которое
обычно бывает неприемлемо для авиационного
двигателя. К тому же эти мероприятия не всегда
могут решить проблему зазоров.
Для стационарных турбин применение гори-
зонтального разъема корпуса часто оказывается
единственно возможным решением из-за требо-
ваний по возможности замены деталей горячей
части в эксплуатации или из-за трудностей сборки
массивных корпусов турбин большой мощности
(см. Рис. 8.1.2.7 3).
485
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.5J3 - ТНД RB211-535E4 (Rolls-Royce)
1 - наружный корпус; 2 - полки
сопловых лопаток; 3 - вставки с
сотами; 4 - теплоизоляция;
5	,6- РЛ; 7,8- фланцы; 9 - РЛ;
10	- вспомогательный фланец;
11	- кожух; 12 - зацепы;
13	- внутренние фланцы корпуса;
14	- «ножки» лопаток СА;
15	- сегменты (разрезных) колец;
16	- болты
Практически все корпуса современных авиа-
ционных турбин имеют систему наружного охлаж-
дения для регулирования радиальных зазоров
между ротором и статором. Эта система чаще все-
го состоит из трубопроводов, через отверстия в ко-
торых охлаждающий воздух из-за вентилятора или
подпорных ступеней с помощью струйного охлаж-
дения уменьшает температуру корпуса.
На Рис. 8.4.1.31 показана система обдува кор-
пусов ТВД и ТНД CF6-80C2. Для ТВД воздух из-
за вентилятора подается по трубам 24 в кольцевые
трубопроводы 25 и 26, через отверстия в которых
воздух охлаждает основные и вспомогательные
фланцы ТВД. Для ТНД воздух из-за вентилятора
подается в раздаточную трубу 27, из которой воз-
дух поступает в систему опоясывающих корпус
трубопроводов 28, имеющих отверстия для струй-
ного охлаждения корпуса. Трубопроводы с отвер-
стиями размещены над утолщениями корпуса, ко-
торые определяют темп его прогрева и величину
теплового расширения.
В некоторых случаях (см. Рис. 8.5.1 3) систе-
ма обдува корпуса через трубопроводы заменяет-
ся теплоизоляцией в корпусах (уменьшающей теп-
ловой поток к наружному корпусу из проточной
части) и наружными кожухами 11, изолирующими
фланцы от потока наружного контура. Тем самым
замедляется реакция корпуса на изменение режи-
ма работы двигателя.
Оптимизация теплового состояния корпуса на
стационарных режимах работы и тепловой инер-
ции корпуса на переходных режимах с помощью
обдува и теплоизоляции должна сочетаться с необ-
ходимым конструктивным перераспределением
массы корпуса. Это позволяет обеспечивать необ-
ходимые радиальные зазоры во всем рабочем цик-
ле турбины.
Изготовление корпусов
При изготовлении корпусов в последнее вре-
мя интенсивно используется сварка. Она позволя-
ет существенно снизить размеры заготовок и от-
ходы металла (неизбежные при механической
обработке поковок), изготавливать корпусные коль-
ца из стального листа со сваркой встык. Цельные
корпуса многоступенчатых турбин изготавливают
сваркой полученных колец.
8.5.2 - Сопловые аппараты
Статорные (сопловые) лопатки, собранные
в решетку для каждой ступени, образуют сопловой
аппарат (СА), входящий в конструкцию статора
турбины. К основным чертам конструкции сопло-
вых аппаратов можно отнести следующие:
Двухопорное крепление сопловых лопаток.
Двухопорное крепление лопаток (в наружном
корпусе и на внутреннем диаметре проточной час-
ти) применяется для увеличения жесткости и проч-
ности конструкции соплового аппарата. Наружные
полки сопловых лопаток (см. Рис. 8.5.1 3) специ-
альными зацепами 12 крепятся за внутренние флан-
цы 13 корпуса турбины и фиксируются от выхода
из зацепления следующими деталями (сотовыми
вставками 3). Нижние полки лопаток своими плос-
кими выступами («ножками») 14 крепятся (по не-
сколько штук) к сегментам 15 сотовых уплотнений
с помощью болтов 16.
Для того чтобы в СА не возникло добавочных
напряжений, относительно длинные лопатки обыч-
но крепятся жестко только в наружном корпусе. Во
внутренних креплениях (кольцах) «ножки» ло-
486
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.5.21 - Неохлаждаемая сопловая лопат-
ка ТНД
1 - наружная полка; 2 — передний
фланец полки; 3 - задний фланец
полки; 4 - нижняя полка; 5 - фла-
нец
паток устанавливаются с зазором с учетом возмож-
ности их свободного радиального перемещения.
При жестком закреплении во внутреннем кольце
это кольцо делают разрезным (из нескольких сег-
ментов - по одному сегменту на 2 или несколько
лопаток).
Верхними полками лопатки обычно устанав-
ливаются в проточки кольцевых деталей корпуса
и фиксируются в окружном направлении пазами
и выступами на кольцевых деталях. В осевом на-
правлении полки лопаток удерживаются располо-
женными за ними деталями корпуса.
Возможно крепление и фиксация лопаток с по-
мощью штифтов (которые при ремонте приходит-
ся высверливать). Поэтому такая технология креп-
ления не является предпочтительной.
Типичная схема крепления охлаждаемой со-
пловой лопатки ТВД (Rolls-Royce) к корпусу при-
ведена на Рис. 8.5.3 1.
Конструкция неохлаждаемых СА
Типичная конструкция неохлаждаемых сопло-
вых аппаратов ТНД RB211-535E4 (Rolls-Royce)
показана на Рис. 8.5.1 3. Лопатки СА этой ТНД
неохлаждаемые, однако, они выполнены полыми.
В авиационных ТНД жесткие требования по мас-
се вынуждают делать полыми даже неохлаждаемые
лопатки СА.
Рисунок 8.5.22 - 1(Л ТВДRB211-535E4
1 - передняя полость; 2 - отверстие входа в переднюю полость; 3 дефлектор; 4 - высту-
пы на стенках; 5 - отверстия в стенке входной кромки лопатки; 6 - центральный ка-
нал; 7 — поперечные ребра; 8 - поворотный канал в заднюю полость; 9 - пластинчатый
дефлектор; 10 - штырьки; 11 - пластинчатый дефлектор полки
487
Глава 8 - Турбины ГТД
Типичная конструкция неохлаждаемой сопло-
вой лопатки ТНД приведена на Рис. 8.5.2 1. На-
ружная полка 1 лопатки имеет передний фланец 2,
которым она крепится во фланцах корпуса, а по
заднему фланцу 3 наружной полки удерживается
разрезными кольцами. Нижняя полка 4 имеет фла-
нец 5 для крепления сотового уплотнения.
Системы охлаждения 1СА ТВД
Для современных турбин сложился доста-
точно узкий диапазон применяемых конструкций
охлаждаемых СА. Для сопловой лопатки первой сту-
пени ТВД, работающей в наиболее теплонапряжен-
ных условиях, используется конструкция с нес-
колькими полостями и вставными дефлекторами.
Типичная конструкция охлаждаемого 1СА
ТВД показана на Рис. 8.5.22 - 1СА ТВД RB211-
535Е4 (Rolls-Royce).
В переднюю полость 1 лопатки воздух посту-
пает через отверстия 2 в наружной полке, а затем
через отверстия в дефлекторе 3 обеспечивает
струйное охлаждение внутренних стенок. Дефлек-
тор с помощью выступов 4 на стенках лопатки ре-
гулирует расход воздуха на пленочное охлаждение
разных частей профиля через отверстия 5 пленоч-
ного охлаждения. Воздух в заднюю полость про-
ходит через центральный канал 6 с поперечными
ребрами 7 и перебрасывается через поворотный
канал 8 в заднюю полость. В задней полости ис-
пользован односторонний (пластинчатый) дефлек-
тор 9, дозирующий расход воздуха на выходную
кромку. До выходной кромки воздух проходит че-
рез штырьковую матрицу 10. Полки имеют конвек-
тивное струйное охлаждение через пластинчатый
дефлектор 11с отверстиями. Отверстия пленочно-
го охлаждения на внутренних и наружных полках
(в отличие от CF6-80C2 - Рис. 8.5.2 5) отсутству-
ют, так как полки имеют теплозащитное покрытие.
Использование дефлектора в виде односто-
ронней пластины обусловлено трудностями разме-
щения дефлектора из-за элементов пространствен-
ного профилирования лопатки.
На Рис. 8.5.23 приведена схема сопловой
лопатки первой ступени проекта Е3 фирмы General
Electric [8.4.3.1]. Проект Е3 - Energy Efficient Engine
- «энергетически эффективный двигатель» - был
реализован в первой половине 1980-х годов веду-
щими двигателестроительными компаниями США
- Pratt&Whitney и General Electric Aircraft Engines
и финансировался американским правительством.
Разработанные в этом проекте технологии приме-
няются практически во всех современных конст-
рукциях авиационных турбин. К особенностям
конструкции лопатки 1СА ТВД (см. Рис. 8.5.2 3)
можно отнести:
-	радиальное расположение отверстий на вход-
ной кромке 1 и на начальном участке корыта 2;
-	отверстия (на спинку) с расширением для
снижения скорости потока и улучшения формиро-
вания пленки;
-	подача воздуха раздельно в переднюю 3 (сни-
зу) и заднюю 4 (сверху) полости лопатки для
уменьшения гидравлических потерь охлаждающе-
го воздуха;
-	радиальное изменение площади сечения по-
лостей 3 и 4 в соответствии с изменением расхода
воздуха в радиальном направлении (за счет посте-
пенного истечения в отверстия дефлектора).
Охлаждающий воздух из полости 3 через от-
верстия в дефлекторе 5 струйным натеканием ох-
лаждает внутренние стенки передней полости и че-
рез 10 рядов отверстий выходит на поверхность
лопатки для пленочного охлаждения. Охлаждаю-
щий воздух из полости 4 через отверстия в дефлек-
торе 6 струйным натеканием охлаждает внутрен-
ние стенки задней полости и выходит в проточную
часть, частично, через 2 ряда отверстий на корыте и,
в основном, через систему длинных каналов-отвер-
стий 7 в пазы на корыте перед выходной кромкой.
На Рис. 8.5.2 4 показан внешний вид 1САТВД
PW2000 (Pratt&Whitney). Верхняя полка 1 имеет
фланец 2 с пазом под болт для фиксации от пере-
мещения в окружном направлении. Нижняя полка
3 на торце 4 и заднем фланце 5 имеет продольные
прямые пазы-канавки под «перьевые» уплотнения.
Прямыми эти пазы выполняются для обеспечения
низкой шероховатости поверхности паза при изго-
товлении шлифованием (к поверхностям канавки
под действием разницы давлений должна плотно
прилегать тонкая пластинка, препятствуя утечкам
через стык полок).
Входная кромка 6 охлаждается воздухом из 6
рядов отверстий пленочного охлаждения. На ко-
рыте видны два массива отверстий 7 (для возду-
ха из передней полости) и 8 (для воздуха из задней
полости).
Общими проблемами для сопловых лопаток
первой ступени являются ограниченность запаса
по давлению охлаждающего воздуха для пленоч-
ного охлаждения входной кромки (этот запас ра-
вен разнице потерь давления для газа и вторично-
го воздуха в камере сгорания) и значительная
разница в давлениях газа на выходе при выпуске
воздуха в разные участки профиля. Поэтому лопат-
ка обычно имеет не менее двух основных полос-
тей и иногда несколько вспомогательных. Вспомо-
гательные полости образуются при разделении
полости между дефлектором и стенкой лопатки на
несколько полостей за счет выступов на дефлекто-
488
Глава 8 - Турбины ГТД
Радиальный
угол
отверстий
пленочного
охлаждения
на входной
кромке
пазов 0.559 ж 1.63
0.508/18
0.508/16
0.508/16
Разные
углы
0.610/22 о 61(у21
Диаметр/Отверстий в ряду
0,508/16
60е

0,508/13
0.50В/14 \
0.508/1* \	\
0.508/16
0.508/1
0.610/17
45е
Специальная форма отверстий
для диффузорного течения
Поток охладителя сверху
Р* = 2.57 МПа (26.2 кг/см )
Т* = 883 ’К (610 ,JC)
Запас по давлению
воздуха над газом
100 (Ре-Р*г)/Р*г
з.«
®квд
Поток охладителя снизу
2'37* Сквд
Рквд = 2.66 МПа (27.12 кг/с
ЛСД	V
2.9%
®квд
Газ
Р = £509 МПа (25.58 кг/см2)
Р* = 2.526 МПа (25.76 кг/см*)
Т = 2012°К (1739 °C)
= 883 К (610 "С)
Рисунок 8.5.2_3 - Конструкция системы охлаждения 1СА ТВД Е3 GE Aircraft Engines
1 - входная кромка; 2 - корыто; 3 - передняя полость; 4 - задняя полость; 5 - передний
дефлектор; 6 - задний дефлектор; 7 - канал в выходной кромке
489
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.5.24 -1СА ТВДPW2000 (Pratt&Whitney)
1 - верхняя полка; 2 - фланец;
3 - нижняя полка; 4 - торец пол-
ки; 5 - задний фланец; 6 - входная
кромка; 7 — отверстия на корыто
из передней полости; 8 - отвер-
стия на корыто из задней полос-
ти
ре или на стенке. Это позволяет управлять расхо-
дом воздуха по участкам профиля и уменьшить
вероятность затекания газа во внутреннюю полость
при частичном прогаре стенки.
Для сопловых лопаток первой ступени допу-
стимы относительно большие величины расхода
воздуха на охлаждение (8... 12% от расхода возду-
ха на входе в КВД). Это объясняется тем, что от-
бор мощности от потока газа начинается только на
рабочих лопатках первой ступени, на которых ра-
ботает смесь газа и воздуха из 1 сопловой лопат-
ки. Поэтому увеличение отбора на лопатку увели-
чивает только температуру газа перед ней, но не
меняет температуру газа перед ротором ТВД (Т41
см. Рис. 8 1, 8 3), которая и является наиболее
важной в системе двигателя.
Охлаждаемые сопловые лопатки первой сту-
пени ТВД обычно имеют и охлаждаемые полки.
На Рис. 8.5.2 6 приведена конструкция 1СА ТВД
CF6-80C2, на внутренних полках которого хоро-
шо видны отверстия пленочного охлаждения.
Системы охлаждения 2СА ТВД
Типичная конструкция охлаждаемого 2СА
(ТВД Е3 General Electric [8.5.4.2]) показана на
Рис. 8.5.2 5.
Наружный корпус 1 ТВД имеет на внутрен-
нем диаметре фланец 2, в котором с помощью за-
цепа 3 на наружной полке крепится сопловая ло-
патка. Задний фланец 4 наружной полки крепится
к внутреннему фланцу 5 корпуса с помощью бол-
та 6. Наружная полка лопатки 7 образует «внут-
ренний корпус» и одновременно наружный контур
проточной части. Нижняя (внутренняя) полка 8
лопатки образует нижний контур проточной части
и к заднему фланцу 9 этой полки крепится сотовое
уплотнение 10 с помощью болта 11.
В наружном корпусе 1 имеется кольцевой фла-
нец 12, в который через трубы подводится охлаж-
дающий воздух в кольцевую полость 13 над сопло-
выми лопатками. Часть этого воздуха через
пластинчатый дефлектор 14 охлаждает струйным
натеканием внутреннюю поверхность наружных
полок, а основная часть входит во внутреннюю по-
лость 15 дефлектора лопатки и реализует струйное
охлаждение стенок лопатки через отверстия в деф-
лекторе. Воздух после охлаждения полок и стенок
лопатки собирается в полости 16 между дефлек-
тором и стенкой и через щелевой канал 17 в выход-
ной кромке вытекает в проточную часть через пазы
18 на корыте перед выходной кромкой.
Значительная часть воздуха из внутренней
полости дефлектора через отверстия 19 в нижней
полке поступает в полость под лопаткой для над-
дува осевого зазора и охлаждения сотового уплот-
нения 20 и соответствующего ему лабиринта ро-
тора ТВД. К типичным особенностям систем
охлаждения 2СА следует отнести использование
воздуха промежуточной ступени КВД (с более низ-
кой температурой и давлением, чем на выходе из
КВД), что допустимо по давлениям в проточной
части и выгодно для термодинамики двигателя.
В приведенном случае используется воздух седь-
мой (из десяти) ступени компрессора.
Указанный на Рис. 8.5.25 расход воздуха для
высокотемпературной турбины будет существенно
выше (до 4,0.. .4,5%). Следует отметить, что приве-
денный на рисунке уровень утечек является доста-
точно оптимистичным и представляет собой скорее
требования к утечкам, чем их реальный уровень.
Для высокотемпературных двигателей воз-
можно также использование дополнительного пле-
ночного охлаждения вблизи входной кромки.
При весьма вероятном использовании про-
странственной формы лопаток 2СА использование
дефлектора может быть затруднено или даже не-
490
Глава 8 - Турбины ГТД
2
15
16
воздух из-за 7 ступени
компрессора i э
12 13
4
□.15% (утечка)
0.75%
11
19
волнистые пинии
обозначают утечки
0.05%
(утечка)
14
□.5% (продувка лабиринта)
2.35% Окад
3
0.15%
20
1.85% (расход на охлаждение лопатки)
0.05% (утечка)
18
□.35% (продувка вставок корпуса)
17
16
дефлектор с отверстиям
для струйного охлаждения
диаметром 0.51мм
Рисунок 8.5.25 - Конструкция охлаждаемого 2СА ТВД проекта Е3 General Electric [8.S.4.2]
1 - наружный корпус; 2 - фланец корпуса; 3 - зацеп; 4 - фланец полки; 5 - фланец корпуса;
6 - болт; 7 — наружная полка; 8 - нижняя полка; 9 - фланец; 10 - сотовое уплотнение;
11 - болт; 12 - кольцевой фланец; 13 - кольцевая полость; 14 - пластинчатый дефлек-
тор; 15 - полость дефлектора лопатки; 16 - полость между дефлектором и стенкой;
17 - охлаждающий канал; 18 - пазы; 19 - отверстия в полке; 20 - соты
Рисунок 8.5.26 - Блочный 1СА ТВД двигателя
CF6-80C2 (по две лопатки в блоке)
возможно. В этом случае применяется такая же
многоходовая схема течения воздуха, как и в рабо-
чей лопатке первой ступени ТВД.
Изготовление и ремонт
Сопловые лопатки могут изготавливаться
группами (блоками) по несколько штук в каждом
блоке (см. Рис. 8.5.2 6, 8.5.2 7). Преимущества
изготовления лопаток в блоках проявляются ис-
ключительно в удешевлении производства из-за
исключения операций точной механической обра-
ботки боковых сопрягаемых поверхностей верхних
и нижних полок лопаток.
Для охлаждаемых лопаток ТВД в блоке обыч-
но бывает не более двух лопаток, так как в ТВД
наиболее сильны термические деформации. Кро-
ме того, удорожается ремонт таких лопаток (при
необходимости замены только одной лопатки). Для
491
Глава 8 - Турбины ГТД
ТНД в одном блоке может быть до шести и более
лопаток.
Однако при появлении проблем с точностью
литья ущерб от брака возрастает в соответствии
с количеством лопаток в блоке. Кроме того, блоч-
ные лопатки могут привести к увеличению стоимо-
сти ремонта когда при повреждении одной из
лопаток в блоке приходится выбрасывать весь блок.
Именно по этой причине в новых конструкциях
стремятся применять одиночные лопатки.
GE Aircraft Engines традиционно применяет
блоки по две лопатки для первой и второй ступе-
ней ТВД. Для решения проблемы стоимости ре-
монта разработана технология, применимая даже
для монокристаллических сопловых лопаток (см.
Рис. 8.5.2 8). При этом из блочного СА сохраня-
ются детали крепления верхней 1 и нижней 2 по-
лок, а блок с монокристаллическими профилями 3
отливается заново. В новом блоке детали крепле-
ния нижней 2 и верхней 3 полок сохраняются и со-
единены с отливкой с помощью пайки.
Рисунок 8.5.2_ 7 - Блочный СА ТНД (по шесть
лопаток в блоке)
8.5.3 - Аппараты закрутки
Обязательной частью конструкции статора
современной турбины стал аппарат закрутки. Ап-
парат предварительной закрутки охлаждающего
воздуха на выходе из статора и входе в ротор при-
меняется для снижения температуры охлаждающе-
го воздуха для рабочих лопаток. Аппарат закрутки
стал обязательной частью конструкции ТВД (иног-
да и высокооборотных охлаждаемых ТНД военных
двигателей).
При закрутке охлаждающего воздуха в нап-
равлении вращения диска и увеличении его скоро-
сти до окружной скорости диска происходит умень-
шение температуры торможения воздуха по
отношению к ротору. Это уменьшение определя-
ется разностью скоростей воздуха относительно
статора и ротора, так как в относительном движе-
нии скорость воздуха (и его температура торможе-
ния) меньше.
Аппарат закрутки разгоняет охлаждающий
воздух и закручивает его в направлении вращения
диска. Он представляет собой лопаточную решет-
ку или ряд специальных сопел (иногда круглых).
На Рис. 8.5.3 1 приведена конструкция аппарата
закрутки ТВД RB211-535Е4 (Rolls-Royce) [8.5.4.3].
Рисунок 8.5.2_8 — Ремонт блочного СА ТВД CFM56-5
1 - фланец верхней полки; 2 - фланец нижней полки; 3 - отливка блока
492
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.5.3_1 - Аппарат закрутки ТВД
RB211-535E4 [8.5.4.3] (Печата-
ется с разрешения Rolls-Royce
pic.)
1 - полость перед аппаратом
закрутки; 2 - лопатки; 3 - по-
лость перед диском; 4 - верхний
лабиринт; 5 - нижний лаби-
ринт; 6 - отверстия в диске;
7 - обод диска; 8 - замок РЛ;
9-РЛ
Но еще до входа в профильную часть рабочей
лопатки воздух подогревается за счет центробеж-
ных сил (пропорционально разнице окружных ско-
ростей на радиусах входа в диск и в рабочую ло-
патку). В конечном счете, на входе в лопатку
абсолютное снижение температуры воздуха (отно-
сительно температуры за компрессором в месте
отбора) может составить не более 10?С. Однако
схема подвода воздуха с аппаратом закрутки сни-
мает подогрев, который имел бы место без аппара-
та закрутки и снижает температуру лопатки на де-
сятки градусов.
8.5.4 - Перечень использованной
литературы
8.5.4.1 The big turbofans. Interavia 6/1988.
8.5.4.2 Halila, E.E., Lenahan, D.T., Thomas, T.T.
Energy Efficient Engine. High Pressure Turbine Test
Hardware Detailed Design Report, NASA CR-167955,
1982.
8.5.4.3 The Jet Engine. Rolls-Royce pic, 1997.
Воздух из вторичной зоны камеры сгорания посту-
пает в кольцевую полость 1 перед лопатками 2 ап-
парата закрутки. Из лопаток воздух с окружной
скоростью, равной скорости вращения диска, по-
ступает в полость 3 перед диском. Верхний лаби-
ринт 4 предназначен для предотвращения утечки
воздуха в осевой зазор. Нижний лабиринт 5 пред-
назначен для уплотнения полости 3 от горячего
воздуха из-за КВД. Из полости 3 воздух через от-
верстия 6 в ободе 7 диска ТВД поступает под за-
мок 8 рабочей лопатки 9 и далее во внутреннюю
полость лопатки.
В реальных конструкциях максимальное сни-
жение температуры торможения возможно у одно-
ступенчатых турбин с очень высокой степенью
расширения и высокой окружной скоростью рабо-
чего колеса. У таких турбин на входе в диск сни-
жение температуры может достигать 90... 100°С.
493
Глава 8 - Турбины ГТД
8.6 - Радиальные зазоры
в турбинах
Радиальные зазоры между ротором и статором
турбины необходимы для нормальной работы
и оказывают значительное влияние на ее эффектив-
ность. Это влияние увеличивается при увеличении
как абсолютного, так и относительного (по отно-
шению к длине лопатки) значения радиального за-
зора.
8.6.1 - Влияние радиального зазора
на к.п.д. турбины
Протекающее через радиальный зазор над ра-
бочей лопаткой и через радиальный зазор под со-
пловой лопаткой рабочее тело не вносит своего
вклада в мощность турбины. В радиальном зазоре
эти утечки теряют свой потенциал по давлению
и сохраняют свою температуру, т.е. энергию, не
отдавая ее в полезную работу турбины.
Величина утечек достаточно надежно опреде-
ляется на базе эмпирических формул, обобщаю-
щих многочисленные экспериментальные иссле-
дования.
Для турбины с лопатками без бандажных по-
лок можно рекомендовать достаточно простое со-
отношение из работы [8.6.5.1]. Согласно этой ра-
боте, относительное уменьшение к.п.д. ступени
турбины (по параметрам торможения) за счет ра-
диального зазора равно удвоенной относительной
величине радиального зазора (величине зазора,
отнесенной к средней высоте проточной части,
которая включает лопатку и радиальный зазор).
Авторы обобщили экспериментальные результаты
по изменению к.п.д. для относительных величин
зазора до 5%. Важен для конструирования лопа-
ток вывод о том, что величины утечек практичес-
ки не зависят от конструкции торца лопатки (прак-
тически одинаковы для плоского торца и торца
с канавкой — в том числе с выпуском охлаждающе-
го воздуха).
Указанная зависимость выглядит слишком
простой, так как не включает даже степень реак-
тивности. Но ее авторы указывают, что в безбан-
дажной лопатке основную роль играет перетека-
ние газа на торце со стороны давления (корыта) на
сторону разрежения (спинку), которое не зависит
от степени реактивности. Кроме того, зависимость
[8.6.5.1] удовлетворительно подтверждается и дру-
гими данными [8.6.5.2, 8.6.5.3].
Таким образом, можно сделать важный для
практики вывод о равнозначности с точки зрения
494
утечек двух основных вариантов конструкции тор-
ца сплошного (плоского) и с канавкой. Этот вы-
вод в принципе подтверждается и практикой ис-
пользованием в серийных конструкциях лопаток
ТВД как торца с канавкой (ПС-90А, CFM56, CF6-
80С2), так и плоского торца (PW2000, PW4000,
V2500).
Для лопаток с бандажными полками целесо-
образно использовать обычные формулы для оп-
ределения расхода газа через лабиринтные уплот-
нения [8.6.5.4].
Эффективность лабиринтного уплотнения
увеличивается:
-	с заострением верхней части зубца уплотне-
ния;
-	с увеличением размеров воздушной камеры
между зубцами (с увеличением отношения площа-
дей радиального зазора и межзубцовой камеры
увеличивается гидравлическое сопротивление);
-	с введением ступенек между соседними па-
рами уплотнений зубец - соты;
-	с наклоном зубцов против направления утечки.
8.6.2 - Изменение радиальных зазо-
ров турбины в работе
Изменение радиальных зазоров вследствие
износа
Износ концевой (торцевой) поверхности рабо-
чей лопатки ТВД является основной причиной уве-
личения радиального зазора между ротором и ста-
тором. Износ ротора (который может иметь место
на одном из переходных режимов) приводит к уве-
личению рабочего зазора и снижению к.п.д. на всех
остальных — в том числе основных рабочих - ре-
жимах двигателя. Износ корпуса чаще всего быва-
ет местным (обусловленным неидеальной формой
детали) и обычно не имеет столь значительных
последствий для эффективности турбины.
Основными причинами износа торца рабочей
лопатки являются трение (врезание в корпус)
и эрозионный износ. Эрозионный износ торца ло-
паток (а также и корпусных вставок над этими ло-
патками) в процессе эксплуатации становится
главной причиной неконтролируемого увеличения
радиального зазора для первой (и в определенной
степени - во второй) ступени ТВД [8.6.5.5].
Изменение радиального зазора от темпа
прогрева деталей турбины.
Темп прогрева характеризуется величиной,
называемой постоянной времени
Т= тс / ((X.F),
Глава 8 - Турбины ГТД
где т — масса;
с — удельная теплоемкость материала;
О, — коэффициент теплоотдачи;
F — площадь поверхности.
Более массивные или имеющие меньшую ин-
тенсивность теплоотдачи детали (например, дис-
ки) нагреваются и остывают медленнее, а детали
с меньшей массой или с большим коэффициентом
теплоотдачи - быстрее (например, корпус).
Как показывает анализ, изменения размеров де-
талей во время работы вызваны в основном влиянием
температуры. Влияние центробежных нагрузок (для
ротора) в несколько раз менее значительно.
Корпус в пределе представляет собой быстро
реагирующую на изменение режима двигателя тон-
кую оболочку и обычно достаточно быстро изме-
няет свою температуру (и, соответственно, размер)
при изменении температуры потока газа в проточ-
ной части. Ротор представляет собой массивную
(за счет дисков) конструкцию, к тому же находя-
щуюся преимущественно в среде охлаждающего
воздуха (который гораздо медленнее газа реагиру-
ет на изменение режима двигателя). Поэтому теп-
ловая инерционность ротора существенно выше.
При увеличении режима отставание ротора ведет
к увеличению радиального зазора, а при уменьше-
нии (сбросе) режима - к его уменьшению.
Многое в этих процессах зависит от темпа из-
менения режима двигателя и соотношения тепло-
вой инерционности ротора и корпуса. При недо-
статочном радиальном зазоре в сборке или
неблагоприятном сочетании тепловой инерцион-
ности ротора и статора может возникнуть контакт
и недопустимый износ, как на сбросе режима, так
и при быстром увеличении режима (например, на
взлете).
Влияние, которое оказывает увеличение ради-
альных зазоров турбины в работе на ее эффектив-
ность, привело к появлению на двигателе систем
управления радиальными зазорами.
8.6.3 - Управление радиальными за-
зорами
Целями при управлении зазорами турбины
являются:
-	обеспечение минимально возможного рабо-
чего зазора на основном рабочем режиме (режиме
крейсерского полета) или нескольких основных
режимах, обеспечивающего максимальный к.п.д.
турбины;
-	исключение неприемлемого износа корпуса
и особенно ротора при возможном контакте на пе-
реходных режимах, которое приводит к увеличе-
нию радиальных зазоров на величину износа на
всех стационарных рабочих режимах.
Управление радиальными зазорами подразу-
мевает:
-	конструктивное обеспечение минимально
допустимых радиальных зазоров - так называемое
пассивное регулирование радиальных зазоров;
-	конструктивное обеспечения минимально-
го износа деталей ротора (лопаток и лабиринтов)
и статора (корпуса и уплотнений) во время эксплуа-
тации;
-	применение систем активного управления
радиальными зазорами (САУРЗ) во время рабоче-
го цикла двигателя;
Существуют исследовательские работы, посвя-
щенные экономической эффективности регулирования
радиальных зазоров в турбомашинах двухконтурных
авиационных двигателей [8.6.5.5]. Они показывают,
что выигрыш в стоимости жизненного цикла двига-
теля от внедрения мероприятий по управлению ради-
альным зазором в ТВД в два раза больше, чем в КВД
и в четыре раза больше, чем в ТНД.
Пассивное регулирование радиальных за-
зоров.
Пассивное управление радиальными зазора-
ми основано на выборе материалов и конструкции
ротора и статора турбины, обеспечивающих мини-
мальное относительное перемещение.
В конструкциях авиационных турбин, со-
зданных до начала 1980-х годов и до сих пор на-
ходящихся в эксплуатации, применялось только
пассивное регулирование радиальных зазоров.
Наружные корпуса турбины снаружи не охлаж-
дались или охлаждались только постоянным по-
током воздуха наружного контура (в двухконтур-
ных двигателях).
Конструктивные меры по управлению радиаль-
ными зазорами турбины в основном заключаются
в увеличении тепловой инерционности корпуса тур-
бины. Это вызвано тем, что геометрические пара-
метры ротора и его материалы определяются в ос-
новном по условиям прочности и обеспечения
требуемого ресурса.
На Рис. 8.4.1.2 5 приведена конструкция кор-
пуса ТВД PW6000, которая использует различные
способы увеличения тепловой инерционности кор-
пуса:
-	применение двухслойного корпуса (кольце-
вого наружного, удаленного от проточной части
и внутреннего - из отдельных сегментов, состав-
ляющего проточную часть); при этом холодный
наружный корпус определяет радиальное переме-
щение статора;
495
Глава 8 - Турбины ГТД
-	введение двух областей концентрации мас-
сы (фланцев) со специальным их охлаждением на
наружном корпусе;
-	струйное охлаждение вставок через специ-
альные отверстия и их термобарьерное покрытие
для уменьшения теплового потока в корпус.
Конструктивное обеспечение минималь-
ных радиальных зазоров.
Для облегчения местной приработки корпуса
без износа ротора сопряженные с ротором детали
корпуса делают из мягкого материала или покры-
вают их таким материалом.
Для сплошного плоского торца лопатки ис-
пользуется наплавка или напайка частичек абра-
зивного материала, который работает совместно со
вставками (в корпусе) из прирабатываемого мате-
риала. Такая конструкция позволяет компенсиро-
вать неизбежные колебания местной величины за-
зора за счет отклонения от правильной окружности
конструкции корпуса и эксцентриситета ротора.
Локальная приработка мягкого керамического ма-
териала (наносимого на вставки в корпусе) позво-
ляет сохранить торец рабочей лопатки и, соответ-
ственно, радиальный зазор в остальной части
рабочего колеса.
В сохранении величины радиального зазора
в процессе эксплуатации наиболее важную роль иг-
рает предотвращение эрозии, окисления и коррозии
торцевой поверхности рабочей лопатки первой сту-
пени ТВД и корпусных вставок над ней. Главную
роль в этом процессе играет применение пленочно-
го охлаждения торца (способы которого рассмотре-
ны в разделе 8.4.2) и вставок. Еще один доказавший
свою эффективность способ замедления процессов
эрозии и коррозии изготовление лопаток и вставок
из монокристаллического литья. Монокристалличес-
кий материал (см. Рис. 8.7.2 1) обладает существен-
но более высокой устойчивостью к высокотемпера-
турному окислению и коррозии.
Активное регулирование радиальных зазо-
ров.
Активное регулирование зазоров предназна-
чено для уменьшения рассогласования темпов про-
грева роторных и статорных частей турбины. На
Рис. 8.6.2 1 и 8.6.2 2 приведено изменение ради-
ального зазора рабочей лопатки первой ступени
ТВД в полетном цикле двигателя за счет примене-
ния САУРЗ. САУРЗ управляет тепловой инерци-
онностью статора с помощью управляемого его ох-
лаждения (управления расходом охлаждающего
воздуха на корпус).
зазор на
крейсерском
режиме
с АРЗ
Рисунок 8.6.21 - Изменение радиального зазора для 1РЛ ТВД на режимах запуска, взлета, набора высоты
и крейсерского полета (без включения и с включением САУРЗ) [8.6.5.3]
496
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.6.22 - Изменение радиального зазора для 1РЛ ТВД на режимах крейсерского полета, полетного
малого газа и при «горячем запуске» (повторном выходе на крейсерский режим) [8.6.5.3]
На практике активное и пассивное регулирова-
ние зазоров обычно используются совместно. На
Рис. 8.4.1.3 1 приведена система обдува корпусов
ТВД и ТНД CF6-80C2, которая обеспечивает не толь-
ко обдув через трубопроводы, но и с помощью спе-
циальных кожухов прижимает использованный воз-
дух к корпусу ТВД для улучшения теплообмена.
На Рис. 8.1.2.4 4, 8.4.1.3 2 приведена конст-
рукция системы наружного обдува корпусов ТВД
и ТНД PW6000. Для улучшения реакции корпуса
на нем выполнены дополнительные ребра, к ко-
торым непосредственно приближена система об-
дува.
Влияние САУРЗ на характеристики турбины
зависит от:
-	эффективности охлаждения корпусов;
-	закона управления работой системы, который
в свою очередь может быть:
-	двухпозиционным (включено-выключено);
-	управляющим расходом воздуха в трубопро-
водах обдува по заранее установленной модели
(откалиброванной в процессе доводки);
-	использующим систему обратной связи (уп-
равляющий расходом воздуха в системе на осно-
вании информации о реальной температуре корпу-
са и сравнении ее с данными в управляющей
модели). Идеальным вариантом было бы исполь-
зование информации о величине зазора, но в усло-
виях эксплуатации получить такую информацию
пока не представляется возможным.
8.6.4 - Выбор радиального зазора
при проектировании
Задача выбора радиального зазора решается
при проектировании турбины и САУРЗ. На первом
этапе устанавливается минимально необходимый
радиальный зазор, обеспечивающий возможность
сборки и работоспособность конструкции на базо-
вых режимах работы турбины (чаще всего их три
малый газ, взлетный и крейсерский режимы).
После проектирования ротора, корпуса и САУРЗ
оптимизируются системы охлаждения ротора, кор-
пуса и логика управления системой в процессе
497
Глава 8 - Турбины ГТД
аналитического моделирования зазоров в течение
рабочего цикла. Конструктивные особенности,
материалы, система охлаждения ротора и корпуса
определяют скорость и величину изменения разме-
ров ротора и корпуса.
Итогом расчетов становится выбор радиаль-
ного зазора в холодном состоянии (для сборки)
и оптимального варианта логики управления.
Минимально необходимый радиальный
зазор.
На первом этапе должен быть определен ми-
нимальный радиальный зазор, обеспечивающий
исключение врезания роторных деталей (прежде
всего рабочих лопаток) в корпус. На последующих
стадиях проектирования врезание ротора в корпус,
особенно в сотовые уплотнения и прирабатываемые
вставки, вполне может быть признано допустимым
и даже необходимым после детального моделиро-
вания радиальных зазоров в рабочем цикле.
Следует иметь в виду, что минимально необ-
ходимый зазор определяется отдельно для трех
основных режимов работы двигателя — малого газа,
взлетного и крейсерского.
Минимальный зазор должен учитывать (для
примера взята турбина авиационного двухконтур-
ного двигателя тягой около 20 тонн) следующие
факторы:
-	Производственные допуски на изготовление
деталей турбины и эксцентриситет (отклонение от
идеального круга) ротора. Изменение зазора по
этой причине может составить 0,15...0,40 мм
(меньшая величина относится к ТВД, большая —
к ТНД, физические размеры которой обычно боль-
ше). Такая величина зазора обеспечивает сборку
конструкции.
-	Изгиб ротора при работе за счет номиналь-
ных (допустимых) значений дисбаланса. Измене-
ние зазора по этой причине может составить
0,05...0,15 мм.
Изменение зазора по этим двум причинам дей-
ствительно на всех основных режимах.
-	Маневренные нагрузки на корпуса и ротора,
которые приводят к деформациям деталей и требу-
ют дополнительного зазора, необходимого для со-
вместной работы деталей в двигателе. Этот до-
полнительный зазор достигает на взлетном
режиме 0,05...0,10 мм, в несколько раз меньше
на крейсерском режиме, а на малом газе пренеб-
режимо мал.
-	Возможность запуска двигателя через 1.. .2
часа после выключения с учетом эффекта «терми-
ческого изгиба ротора». Этот изгиб имеет место из-
за диаметрального термического градиента (накап-
ливания оставшегося в роторных деталях тепла
в верхней части турбины). Термический изгиб ро-
тора может привести к временному заклиниванию
роторов ТВД и ТНД (на несколько часов) пример-
но через час после выключения. Для исключения
эффекта «термического изгиба» может потребо-
ваться дополнительное увеличение радиального
зазора на 0.50 мм и более. Это увеличение необхо-
димо для малого газа.
Оптимизация изменения радиального зазо-
ра в рабочем цикле
Рабочий цикл двигателя основные рабочие
режимы и типовые переходные процессы между
ними определяют рабочие условия, в которых дол-
жны обеспечиваться радиальные зазоры. Следует
отметить, что для основных стационарных режи-
мов работы турбины достаточно достоверные оцен-
ки радиальных размеров ротора и статора, а также
радиального зазора могут быть сделаны на основе
одномерных расчетов. Такие оценки очень полез-
ны в начальной стадии.
Основой для аналитического определения ра-
диального перемещения ротора и статора на базо-
вых и особенно на переходных режимах работы
является осесимметричное моделирование неста-
ционарного теплового состояния ротора и статора.
Именно моделирование нестационарных процес-
сов радиального перемещения ротора и статора
является одним из важнейших требований при оп-
тимизации системы управления зазорами.
Как показывает практика расчетов, мини-
мальные значения радиального зазора в переход-
ных процессах (создающие опасность врезания
рабочей лопатки в корпус) обычно имеют место
в двух случаях —на режиме взлета (см. Рис. 8.6.2 1
— 540-я секунда) и при увеличении режима с по-
летного малого газа (см. Рис. 8.6.2 2 - 730-я се-
кунда). Как следует из результатов моделирова-
ния зазора 1РЛ, приведенных на Рис. 8.6.2 1
и 8.6.2 2, для рассматриваемой ТВД удалось исклю-
чить задевание рабочей лопатки за корпус в обоих
опасных случаях и обеспечить минимальное зна-
чение радиального зазора на основном (крейсер-
ском) режиме работы.
Выбранный холодный (монтажный) радиаль-
ный зазор и отключение САУРЗ (с увеличением
температуры и размера корпуса) на опасных пере-
ходных режимах обеспечили удовлетворительные
результаты. При этом на всех трех базовых режи-
мах (малый газ, взлет и крейсерский) полученный
радиальный зазор превышает минимально необхо-
димый зазор (соответственно 0.70, 0.30 и 0.20 мм).
Выбранная логика работы наиболее проста (двух-
498
Глава 8 - Турбины ГТД
позиционный вариант). Недостатком полученного
варианта можно считать несколько увеличенный
радиальный зазор на взлетном режиме, однако не-
продолжительность взлетного режима и уменьшен-
ный риск врезания делают результат вполне при-
емлемым.
Подобный же анализ должен быть проведен
и для остальных радиальных зазоров ТВД (2РЛ,
2СА, верхний и нижний лабиринты аппарата зак-
рутки) и ТНД.
8.6.5 - Перечень использованной
литературы
8.6.5.1 Hourmouziadis J., Albrecht G. An Integrated
Aero/Mechanical Performance Approach to High
Technology Turbine Design. MTU, 1988.
8.6.5.2 NASA/PWA Energy Efficient Engine. High
Pressure Turbine Detailed Design Report. NASA CR-
165608, 1984.
8.6.5.3 NASA/GE E3 Flight Propulsion System Final
Design and Analysis. NASA CR-168219, 1985.
8.6.5.4 Абианц B.X. Теория авиационных газовых
турбин. - М.: Машиностроение, 1979.
8.6.5.5 Lattime S.B., Steinetz В.М. High-Pressure-
Turbine Clearance Control Systems: Current Practices
and Future Directions. Journal of Propulsion and
Power, VoL20, No.2, March-April 2004.
8.7 - Герметизация проточной
части
Ликвидация непроизводительных утечек газа
и охлаждающего воздуха представляет собой одну из
наиболее важных и наиболее значительных по полу-
чаемому эффекту задач при проектировании турби-
ны. Утечка каждого процента расхода газа в радиаль-
ный зазор (как рабочего колеса, так и соплового
аппарата) приводит к равному по величине (в про-
центах) уменьшению к.п.д. ступени турбины.
Утечка в проточную часть турбины каждого
процента охлаждающего воздуха, отбираемого за
компрессором высокого давления (для двигателя
типа ПС-90А) приводит к увеличению удельного
расхода топлива на 0,3% и увеличению темпера-
туры газа перед ротором ТВД на 10°С. Кроме того,
сама утечка охлаждающего воздуха в основной
поток, особенно в область больших скоростей (на-
пример, в осевой зазор между СА и РК), способна
привести к дополнительным потерям к.п.д. — до
1,5% к.п.д. ступени на каждый процент утечки ох-
лаждающего воздуха.
8.7.1 - Герметизация ротора и стато-
ра от утечек охлаждающего воздуха
На Рис. 8.7.1 1 приведена схема проточной
части ТВД, ротор и статор которой имеют практи-
чески все виды уплотнений, которые применяются
в современных турбинах.
Для герметизации стыков деталей ротора
и статора от утечек охлаждающего воздуха в про-
точную часть используются (см. Рис. 8.7.1 1):
-	Конусные упругие кольца 1 — для уплотне-
ния значительных осевых зазоров.
-	Гофрированные W-образные кольца 2 — уп-
лотнение стыков между деталями статора, в кото-
рых необходим зазор по условиям сборки для ком-
пенсации температурных перемещений в рабочих
условиях.
-	Так называемые «перьевые» уплотнения 3
между верхними и нижними полками сопловых
лопаток — для уплотнения воздушной полости над
СА и под СА от утечек в проточную часть и уте-
чек газа и воздуха между нижними полками 2СА.
«Перьевые» уплотнения состоят из тонкой
(примерно 0,3 мм) гибкой металлической полоски,
помещаемой одновременно в две параллельные ка-
навки, прорезанные в смежных деталях (торцах по-
лок лопаток). Разница давлений между полостями
сверху и снизу полок прижимает пластинки к стен-
кам канавок и уплотняет зазор. Из принципа дей-
ствия «перьевых» уплотнений ясно, что чем более
499
Глава 8 - Турбины ГТД
гибкой является пластинка и чем более ровной яв-
ляется поверхность канавок, тем лучше прилегание
и уплотнение. Поэтому канавки изготавливают ме-
тодом шлифования и имеют они преимуществен-
но прямолинейную форму.
-	Кольцевые пазы с вставленной в них прово-
локой 4 - для уплотнения стыков деталей ротора
(в переднем и заднем дефлекторах и промежуточ-
ном диске на поверхностях, прилегающих к бо-
ковым поверхностям 1 и 2 дисков). Под действием
центробежной силы проволока уплотняет стык ро-
торных деталей.
-	Деформируемая трубка 5 — для уплотнения
полости внутри лабиринтного уплотнения за ра-
бочей лопаткой 1 ступени использована сжатая при
сборке трубка.
8.7.2 - Уплотнения между ротором
и статором
Лабиринтные уплотнения (ЛУ).
ЛУ (см. Рис. 8.7.2 1) традиционный вид уп-
лотнения между ротором и статором. Вращающе-
муся роторному лабиринту обычно противостоит
прирабатываемое (срезаемое) статорное покрытие.
Обычно на статоре крепятся соты за исключени-
ем высокотемпературных уплотнений в проточной
части ТВД, в которых используется керамическое
покрытие.
Прирабатываемое керамическое покрытие
в проточной части ТВД на Рис. 8.7.1 1 применено
на разрезных вставках над рабочими лопатками,
которые работают в среде газа.
Соты применены в трех ЛУ под 2СА, которые
работают преимущественно в среде охлаждающе-
го воздуха. Соты применяются и в ЛУ системы
охлаждения (вторичной воздушной системе) тур-
бины. В проточной части ТНД (см. Рис. 8.4.1.3 2)
над рабочими лопатками и под сопловыми аппа-
ратами - применяются сотовые ЛУ. Характерные
конструктивные особенности сотовых ЛУ заклю-
чаются в обеспечении максимального коэффици-
ента гидравлического сопротивления за счет:
-	увеличения размера полостей между зубца-
ми сотового уплотнения (называемых также каме-
рами торможения);
-	наклона зубцов уплотнения против направ-
ления движения потока;
-	ступенчатого расположения зубцов в уплот-
нении
Для обеспечения работоспособности уплотне-
ния (уменьшения трения при врезании) концы зуб-
цов выполняются как можно более острыми, а са-
ми соты имеют увеличенную высоту.
Щеточные уплотнения (ЩУ).
ЩУ (см. Рис. 8.7.2 2) внедряются в конструк-
цию турбин с начала 1990-х годов. Они представ-
ляют собой пучки проволоки из очень твердого
сплава (например, на основе кобальта). Гибкость
полученного пучка проволочек является главным
достоинством ЩУ и позволяет ему обеспечивать
минимальный зазор и минимальные утечки на
всех режимах работы. Лабиринтные уплотнения
получают максимальное врезание на переходных
режимах работы (сбросе или наборе режима), по-
этому на стационарных (и наиболее важных для
турбины) режимах работы эти уплотнения рабо-
тают с увеличенным зазором и утечками. Посто-
янный контакт и стабильно минимальные утечки
дают ЩУ значительное преимущество — пример-
но в 20% (в некоторых источниках — до 40%) ве-
личины утечки.
Характеристики ЩУ зависят от износа (ок-
ружной скорости и качества покрытия на проти-
волежащей поверхности ротора). Оптимальное
покрытие (нанесенный с помощью плазмы карбид
хрома) в два раза уменьшает износ [8.7.3.1]. ТТТУ
достаточно хорошо показали себя в эксплуатации
в стационарных турбинах GE Power Systems
[8.7.3.2].
В авиационных турбинах условия работы по
многорежимности и особенно по цикличности зна-
чительно жестче, чем у стационарных энергоуста-
новок.
ТТТУ уже внедрены в эксплуатацию и на авиа-
ционных турбинах (например, на двигателе
PW4084 для уплотнения верхнего и нижнего диа-
метров аппарата закрутки ТВД) — Рис. 8.7.2 2.
Максимальный диаметр 620 мм, окружная ско-
рость 350 м/с, перепад до 11 кг/см2 [8.7.3.1]. Эти
уплотнения успешно прошли 3000 циклов стендо-
вых испытаний на двигателе.
Однако первые сведения о результатах их
длительной эксплуатации в авиакомпаниях были
не очень благоприятны. При разборке несколь-
ких двигателей PW4084 после примерно 5000
часов эксплуатации в авиакомпании United
Airlines [8.7.3.3] оказалось, что ЩУ ТВД вышли
из строя и нуждаются в замене. GE Aircraft
Engines в 2001 году сообщила о хороших резуль-
татах стендовых испытаний и планах проведения
длительных эксплуатационных испытаний щеточ-
ных уплотнений на CFM56 [8.7.3.4].
От результатов совершенствования техноло-
гии ЩУ по долговечности в условиях реальной
эксплуатации зависят темпы внедрения этих уплот-
нений в практику.
В разработке находятся и другие виды уплот-
500
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.7.1_1 - Проточная часть ТВД
1 - конусное кольцо; 2 - гофрированные W-образные кольца; 3 - «перьевые уплотнения»;
4 - проволока; 5 - трубка
501
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.7.2_1 - Лабиринтное уплотнение
Вращающийся гладкий вал
Рисунок 8.7.2_3 - Щеточные уплотнения для аппа-
рата закрутки в ТВД PW4084
(Pratt& Whitney)
Рисунок 8.7.2_2 - Щеточное уплотнение
нений между ротором и статором (аспирационные,
пластинчатые..Более подробно об уплотнениях
см. главу 18.
8.7.3 - Перечень использованной
литературы
8.7.3.1 Mahler Е, Boyes Е. The Application of Brush
Seals in Large Commercial Jet Engines. AIAA-95-2617
(UTC, Pratt & Whitney), 1995.
8.7.3.2 Chupp R., Mahmut E, Ghasripoor F., Turnquist
N. Advanced Seals for Industrial Turbine Applications.
AIAA2001-3626. 37thAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint
Propulsion Conference & Exhibit, 2001.
8.7.3.3 Soditis S.M. Commercial Aircraft Maintenance
Experience Relating to Current Engine Seal
Technology. ALAA-3284, 1998.
8.7.3.4 Benzakein M.J. Propulsion Strategy for the 21st
Century A Vision into the Future. ISABE-2001-1005.
502
Глава 8 - Турбины ГТД
8.8 - Материалы основных
деталей турбины
Конструкции современных турбин базируют-
ся на самых высоких технологиях в области мате-
риаловедения. Прогресс в области жаропрочных
сплавов в значительной степени определяет пара-
метры газовых турбин.
Типичные материалы для турбины авиацион-
ного двигателя характеризуются высокой удельной
прочностью при высоких температурах и удовлет-
ворительной воспроизводимостью механических
свойств в производстве. Все эти материалы долж-
ны быть одобрены государственными сертифици-
рующими организациями.
В конструкцию газовой турбины входит че-
тыре основные группы деталей, определяющих
надежность работы двигателя:
-	диски, кольца и другие вращающиеся ротор-
ные детали
-	лопатки
-	валы
-	корпусные детали
Ниже рассмотрены материалы, применяемые
для каждой группы.
8.8.1 - Диски и роторные детали
турбины
Выбираемый для диска материал должен от-
вечать следующим требованиям:
-	высокая статическая и динамическая проч-
ность при температурах до 750°С.
-	оптимальные характеристики по малоцик-
ловой усталости;
-	трещиностойкость (стойкости к развитию
возникших в материале трещин);
-	достаточный объем базы данных по конст-
рукционной прочности;
-	низкая чувствительность к дефектам;
-	опыт применения в эксплуатации;
-	опыт изготовления в производстве;
-	гарантия отсутствия металлургических де-
фектов в заготовках;
-	возможность контроля внутренних и внеш-
них дефектов;
-	приемлемая стоимость.
Для уменьшения массы турбины стремятся
выбрать материалы для дисков с более высокой
кратковременной и длительной прочностью. Одна-
ко при повышении статической прочности матери-
ала падает его пластичность, что приводит к ухуд-
шению характеристик малоцикловой усталости
и трещиностойкости. В настоящее время, учиты-
вая тенденцию к увеличению циклического ресур-
са, основными критериями выбора материала дис-
ков наряду с прочностью служат малоцикловая
усталость и сопротивление росту трещин.
В 1960-х годах в отечественном двигателест-
роении широкое применение для дисков турбин по-
лучили сплавы на никелевой основе ЭИ437БУ-ВД
(улучшенный, вакуумно-дуговой выплавки)
и ЭИ698ВД. Эти диски производились традицион-
ным методом деформации из слитков (двигатели
Д-ЗО, Д-30КУ/КП, НК-8 и другие). Вследствие
большого (до 80%) содержания никеля, стоимость
этих сплавов довольно высока.
За рубежом в этот период наибольшее распро-
странение получил сплав IN718. Максимальная
температура применения для упомянутых сплавов
составляет 600-650°С.
Следующим поколением отечественных дис-
ковых сплавов стали разработанные ВИАМ спла-
вы ЭП742ИД, ЭК79У, ЭК151ИД, ЭП962. Это вы-
сокопрочные никелевые сплавы, получаемые из
слитков с применением изотермической штампов-
ки. Однако при производстве заготовок сложной
формы из этих сплавов появляются технологичес-
кие проблемы — их трудно деформировать.
Для решения данной проблемы разработана
уникальная технология получения заготовок для
дисков методом металлургии гранул (порошковой
металлургии). Возможность реализации высоких
свойств материала в сочетании с существенной
экономией материала за счет снижения веса заго-
товки (до 35% по сравнению с весом традицион-
ной заготовки) привела к широкому использова-
нию гранульных (порошковых) сплавов для дисков
турбин.
Эти преимущества гранульных сплавов полу-
чены за счет существенного (примерно в два раза)
удорожания материала.
В России успешно эксплуатируются диски из
ЭП741НП (разработки ОАО «ВИЛС») в турбинах
двигателей РД-33 и ПС-90А, а из сплава с наибо-
лее высокими характеристиками ЭП962П из-
готовлены диски для экспериментального двига-
теля АЛ-41Ф.
За рубежом применяются гранульные сплавы
IN100, RENE95, MERL 76 (двигатели V2500,
PW2000), которые можно отнести к сплавам пер-
вого поколения.
Сплав R88DT (используемый в ТВД двигате-
ля GE90) можно отнести к сплавам 2 поколения.
R88DT обладает более высоким (чем у сплавов
первого поколения), сопротивлением ползучести
(примерно на 30-50°С), более высокими кратков-
ременной прочностью и трещиностойкостью. Ха-
503
Глава 8 - Турбины ГТД
рактеристики R88DT достигнуты оптимизацией
химического состава и процесса изготовления (по-
вышение чистоты, оптимизация размера гранул
и так далее).
В настоящее время размер гранул для изго-
товления дисковых отечественных сплавов, состав-
ляет 50...140 мкм. В сплаве IN100 размер гранул
оценивается величиной 60 мкм. Кроме того, за ру-
бежом после горячего изо статического прессова-
ния добавляют операцию деформирования, что
позволяет иметь более равномерную бездефектную
структуру сплава и повышает чувствительность
ультразвукового контроля.
Стоимость базового сплава IN718 в 2000 году
составляла около $22/кг [8.8.1]. Стоимость порош-
ковых сплавов с температурой применения до
730°С примерно в четыре раза выше.
Диски турбин промышленных двигателей,
созданных на базе авиационных, могут работать
в условиях более низких температур и напряже-
ний. Кроме того, уменьшение массы для промыш-
ленных двигателей не является первостепенной
задачей. Поэтому материал для дисков выбирает-
ся прежде всего с учетом стоимости. Например,
для дисков ТВД ГТУ-12П, ГТУ-16П, ГТУ-25П
ОАО «Авиадвигатель» (мощность механического
привода соответственно 12, 16, 25 МВт), создан-
ных на базе авиационного двигателя ПС-90А, ис-
пользуется сплав ЭИ698 вместо ЭП741НП.
Материал для валов должен иметь высокие
прочностные характеристики, хорошо обрабаты-
ваться и иметь удовлетворительную коррозионную
стойкость. Основное назначение вала турбины -
передача значительного по величине крутящего
момента с турбины на компрессор. Валы турбины
работают в воздушно-масляной среде (в зоне мас-
ляных полостей опор) с температурой до 450°С.
Для изготовления турбинных валов применяются
сплавы 40ХНМА, ЭИ961Ш, ЭП517.
8.8.2 - Сопловые и рабочие лопатки
Сопловые и рабочие лопатки являются наибо-
лее нагретыми деталями турбины. Рабочие лопат-
ки при этом подвержены высоким статическим
напряжениям на разрыв и на изгиб, а также дина-
мическим напряжениям. В охлаждаемых лопатках
на переходных режимах работы турбины возника-
ют термические напряжения.
Сопловые и рабочие лопатки работают в га-
зовой среде высокой температуры, содержащей,
кроме кислорода, другие агрессивно действующие
вещества, в том числе особенно опасные - ванадий
и серу. Эти вещества способствуют развитию га-
Температура, С
Рисунок И.К.2_1 - Зависимость уровня агрессивнос-
ти рабочей среды в турбине
авиационного двигателя от
температуры
Рисунок 8.8.22 - Прогресс, обеспечиваемый сплава-
ми с направленной кристаллиза-
цией и монокристаллическими по
надежности и долговечности ло-
паток турбин [8.8.S.2]
зовой коррозии, разрушающей лопатки (см.
Рис. 8.8.2 1).
Поэтому материалы сопловых и рабочих ло-
паток должны быть не только жаропрочными, но
и жаростойкими, то есть устойчивыми против кор-
розии в атмосферных условиях и в газовой среде
при рабочей температуре.
Кроме жаропрочности и жаростойкости, ма-
териал лопаток газовых турбин должен обладать
малой чувствительностью к концентрации напря-
жений, противостоять термической усталости,
удовлетворительно обрабатываться, иметь прием-
лемую стоимость.
Для литья сопловых и рабочих лопаток с 1960-х
годов в России применяются никелевые сплавы
ЖС-6К, ЖС-6Ф, ЖС-6УВИ. Эти сплавы рекомен-
дуется применять до температуры 1050... 1100 К.
504
Глава 8 - Турбины ГТД
I960
1970
I9SO
1990
2ооо
Рисунок 8.8.2_3 - Сравнительная способность лопаточных сплавов к работе при высокой температуре
[8.8.5.3] - равноосных, с направленной кристаллизацией и монокристаллических.
Огромный прогресс в параметрах турбины
и долговечности сопловых и рабочих лопаток до-
стигнут с внедрением в практику сплавов с направ-
ленной кристаллизацией и монокристаллических
сплавов. Основная идея сплава с направленной
кристаллизацией состоит в ликвидации границ
между зернами, перпендикулярных направлению
центробежных сил. То есть исключения возмож-
ностей для ползучести и разрушения на границах
зерен. Монокристаллическая деталь вообще не
имеет границ зерен, поэтому она имеет оптималь-
ные характеристики прочности.
Как следует из Рис. 8.8.22, лопатки, получен-
ные методом направленной кристаллизации, име-
ют увеличенную в 2,5 раза прочность, увеличенную
в 6 раз стойкость к термоусталости и увеличенную
в 2 раза стойкость к окислению и коррозии. Для
монокристаллической лопатки прочность и стой-
кость к термоусталости улучшаются соответствен-
но в 9 раз, а стойкость к окислению и коррозии
в 3,5 раза.
Преимущества монокристаллического литья
реализуются за счет удорожания материала и уве-
личения массы лопатки примерно на 20%.
Жаропрочные лопаточные сплавы (наряду
с системами охлаждения) являются основным дви-
гателем прогресса в обеспечении работоспособно-
сти турбины при увеличении температуры газа.
Очень важно, что применение новых сплавов (на-
правленной кристаллизации, монокристаллических)
на практике доказало целесообразность их приме-
нения по критерию стоимость-эффективность.
В России в настоящее время применяются
монокристаллические сплавы для рабочих лопаток
ЖС32 и ЖС36ВИ, разработанные ВИАМ.
Ведущие фирмы разрабатывают собственные
монокристаллические сплавы. Фирма Pratt&Whitney
разработала уже три поколения монокристалли-
ческих сплавов (PWA1480, PWA1484, PWA1487)
и планирует появление сплава 4 поколения к 2005
году. Сплавы 2 поколения могут применяться при
максимальной температуре до 1095°С, 3 поколе-
505
Глава 8 - Турбины ГТД
ния до 1125°С [8.8.5.1]. GE Aircraft Engines при-
меняет монокристаллические сплавы Rene N5
и Rene N6.
Стоимость обычного равноосного (с одинаковы-
ми свойствами во всех направлениях) сплава IN 100
в начале 2000-х годов составляла около $20/кг. Сплав
с направленной кристаллизапией дороже обычно-
го примерно в 1,5 раза, монокристаллический
сплав 2 поколения (PW1484) примерно в 5 раз, 3
поколения примерно в 10 раз [8.8.5.1].
Применение новых монокристаллических
литейных сплавов часто представляет собой един-
ственно возможную, но чаще всего - наиболее эф-
фективную по стоимости технологию обеспечения
необходимой надежности и долговечности лопаток.
Для двигателей наземного применения, ис-
пользующих в качестве топлива природный или
попутный газ, одним из основных критериев вы-
бора материала для лопаток турбины являются ха-
рактеристики по сопротивлению солевой коррозии.
Такие свойства материалу придает увеличенное
содержание хрома.
В России в турбинах наземных «авиапроиз-
водных» двигателей применяются коррозионно-
стойкие сплавы ЧС70ВИ, ЧС-80, ЦНК-7НК.
ВИАМ разработаны перспективные коррозионно-
стойкие сплавы нового поколения ЖСКС-1
и ЖСКС-2. По жаропропрочности ЖСКС-1 пре-
восходит существующие сплавы ЦНК-7НК, ЧС-80
и зарубежные аналоги GTD-111, IN738LC, не ус-
тупая им по сопротивлению горячей коррозии.
Безуглеродистый сплав ЖСКС-2, легированный
2% тантала и 1% рения, и предназначенный для
литья монокристаллических лопаток, по жаропроч-
ности не уступает авиационным сплавам направ-
ленной кристаллизации ЖС30-НК и ЖС26-ВНК,
значительно превосходя последние по сопротив-
лению солевой коррозии.
8.8.3 - Покрытия лопаток
Для лопаток турбин применяются покрытия
двух видов.
Металлические покрытия (состоящие из
нескольких компонентов) защищают основной
металл лопатки от окисления и коррозии и явля-
ются главным средством обеспечения работоспо-
собности лопаток в агрессивной рабочей среде (см.
Рис. 8.8.2 1).
Для наружной поверхности и внутренней по-
лости лопаток ТВД, в том числе отверстий на вход-
ной кромке, обычно используют для защиты от
окисления диффузионное алитирование. На наруж-
ной поверхности дополнительно наносится кон-
денсированное металлическое покрытие Ni-Co-Cr-
A1-Y методом вакуумно-плазменного напыления.
Толщина этого покрытия 0,10...0,25 мм.
Особенно сильно процессы окисления и кор-
розии сказываются в турбинах наземного приме-
нения. В двигателях для морских судов защитные
покрытия являются, фактически, единственным
средством обеспечения долговечности лопаток тур-
бины. Как свидетельствует опыт GE [8.8.5.4], пер-
вые испытания двигателя LM2500 (наземного ва-
рианта авиационного двигателя TF39) в морском
применении показали беспрецедентное ухудшение
характеристик из-за солевой коррозии лопаток тур-
бины. Решить проблему удалось только срочной
разработкой нового покрытия.
Теплозащитные (керамические) покрытия
(ТЗП) обеспечивают уменьшение теплового по-
тока в детали за счет уменьшенной теплопровод-
ности защитного слоя. Уменьшение максималь-
ной температуры металла составляет от 30 до 90°С
(в зависимости от толщины покрытия, его свойств
и градиента температур между газом и стенкой
лопатки). Широкое применение покрытий для ло-
паток ТВД началось в 1990-х годах на высокотем-
пературных двигателях большой тяги (PW4084,
GE90), а затем прогресс в технологии стал оправ-
дывать их применение на двигателях более массо-
вого применения с более низким уровнем темпе-
ратур (PW2000, V2500, PW6000).
Рисунок 8.8.31 - Принцип действия теплозащит-
ного покрытия. Изменение тем-
пературы металла при снижении
коэффи циента теплопроводнос-
ти в ТЗП в два раза
506
Глава 8 - Турбины ГТД
Применение ТЗП существенно снижает рас-
ход охлаждающего воздуха, увеличивает эффектив-
ность турбины и долговечность лопаток.
Первый вид ТЗП (керамика с низкой тепло-
проводностью из стабилизированного иттрием
циркония - ZrO2-Y2O3) применяется с 1980-х годов.
Это покрытие наносится плазменным напылени-
ем и пригодно только для статорных деталей. Для
него необходим внутренний слой (подслой) в виде
4-5 компонентного покрытия типа M-Cr-Al-Y (где
М - это Ni, Со, Fe или их сочетания), которое обес-
печивает защиту от окисления и переход к имею-
щему более низкий коэффициент температурного
расширения ТЗП. Внешнее покрытие играет роль
теплового барьера, снижая температуру металла
лопатки на 2О...5О°С. Покрытие имеет вид гори-
зонтальных слоев с однородной структурой и об-
ладает недостаточно высокой стойкостью к терми-
ческой усталости в эксплуатации в покрытии
возникают микротрещины и оно отслаивается.
Второй вид ТЗП (того же состава) имеет стол-
бчатую структуру, получаемую испарением под
воздействием электронного луча с последующим
осаждением на поверхность лопатки. Это покры-
тие может использоваться как на статорных, так
и на роторных лопатках. Оно имеет хорошую стой-
кость к термической усталости и не закрывает от-
верстия пленочного охлаждения при нанесении.
Отслоение покрытия может возникнуть из-за окис-
ления на стыке с подслоем. Для использования это-
го вида ТЗП необходимо очень дорогое оборудо-
вание.
8.8.4 - Корпусы турбин
Корпус турбины входит в общую силовую
схему двигателя. Он представляет собой цилинд-
рическую или коническую оболочку с фланцами.
Обычно корпус выполняется с поперечными разъе-
мами между всеми ступенями. Во время работы
двигателя корпус испытывает большие напряже-
ния за счет значительных градиентов температур
газа в проточной части (окружная неравномерность
температур за камерой сгорания) и разницы тем-
ператур в проточной части и воздушной среды над
корпусом. В связи с этим материал для корпуса
должен иметь высокие прочностные характерис-
тики, хорошо обрабатываться, допускать возмож-
ность заварки дефектов и удовлетворительную кор-
розионную стойкость. В настоящее время корпуса
турбин изготовляют из сплавов ЭП609, ЭП648-ВИ,
ЭИ437Б, ЭП718-ИД.
К корпусным деталям также относятся встав-
ки (разрезные кольца) над рабочими лопатками.
Разрезные кольца работают в «жестких» условиях
газового потока проточной части высокая темпе-
ратура, большие скорости течения газа. Для раз-
резных колец наибольшее распространение полу-
чили материалы ЭИ437Б, ЭИ868. Для увеличения
долговечности для вставок над рабочими лопатка-
ми ТВД часто используют монокристаллические
сплавы (например, ТВД PW2000).
Одним из способов уменьшения радиально-
го зазора между рабочими лопатками и статором
в турбине является нанесение истираемых покры-
тий на вставки разрезных колец. Истираемые уп-
лотнительные материалы должны удовлетворять
следующим требованиям:
-	удовлетворительная прирабатываемость, то
есть незначительный износ лопаток относительно
покрытия (не менее чем 1:5); при этом материал
уплотнения не должен наволакиваться на лопатки
и свариваться с лопатками или с гребешками их
бандажных полок;
-	стойкость к окислению;
-	сохранение адгезии к металлической осно-
ве корпуса;
-	эрозионная стойкость;
-	технологичность изготовления и нанесения.
Для нанесения на вставки применяются кера-
мические уплотнительные материалы типа
NiCr+ZrO2
8.8.5 - Перечень использованной
литературы
8.8.5.1 Steffens К., Wilhelm Н. Next Engine
Generation: Materials, Surface Technology,
Manufacturing Processes. What comes after 2000?
MTU Aero Engines. 2001.
8.8.5.2 AltmanR.L. Gas Turbine Technology Benefits
for Commercial Airplane Operators. Pratt & Whitney,
United Technologies, USA, 1991.
8.8.5.3 Gupta D.K. Materials and Processes for
Affordable and High Performance Propulsion Systems.
ISABE-2001-1104.
8.8.5.4 Garvin R. The Commercial Emergence of GE
Aircraft Engines. AIAA, 1998.
507
Глава 8 - Турбины ГТД
8.9	- Особенности конструкции
турбин двигателей наземного
применения
Для эксплуатации в промышленных двигате-
лях могут использоваться авиационные турбины
без принципиальных изменений проточной части
(и это можно считать идеальным вариантом при-
менения) или новые СТ, присоединяемые к газо-
генератору. Для привода потребителей частота вра-
щения выходного вала СТ должна совпадать
с частотой вращения вала потребителя. В энерге-
тике это 3000...3600 об/мин, а для механического
привода различных компрессоров от 4000 до 7500
(и даже до 9000) об/мин. Универсальным вариан-
том решения этой проблемы является применение
редуктора. Однако этого всегда стремятся избежать
из-за дополнительных потерь мощности, проблем
со стоимостью, надежностью, необходимостью
дополнительных систем обеспечения маслом и так
далее.
Ниже рассмотрены примеры успешной разра-
ботки турбин промышленных двигателей на базе
авиационных конструкций.
Турбина LM6000PA/PB (GE Aircraft
Engines) [8.9.1.1]
В конструкции 41-мегаваттной энергоустанов-
ки LM6000PA/PB ТВД и ТНД полностью сохране-
ны с авиационного двигателя CF6-80C2 (см.
Рис. 8.9 1, 8.9 2). Проточная часть турбин сохра-
нена без изменений. ТНД продолжает обеспечивать
Рисунок 8.91 - Разработка «авиапроизводного» наземного двигателя LM6000PA/PB на базе авиационного
двигателя CF6-80C2
а) ТВД и ТНД авиационного двигателя CF6-80C2 «авиапроизводного» наземного двигателя
LM6000PA/PB; б) ТВД и СТ двигателя LM6000PA/PB;
1 - новый вал СТ; 2 - присоединительный фланец выходного вала; 3 - разгрузочная полость
СТ; 4 - лабиринт СТ
508
Глава 8 - Турбины ГТД
1	2	4	3
Рисунок 8.9_2 - Турбина LM6000PA (GE Aircraft Engines)
1 - ТВД; 2 - СТ; 3 - присоединительный фланец выходного вала СТ; 4 - лабиринт разгрузоч-
ной полости СТ
привод КНД и стала одновременно СТ. Вал J ТНД
получил дополнительный вывод назад с фланцем
2 для отбора полезной мошности. Для компенса-
ции осевой силы ТНД (ранее компенсируемой вен-
тилятором) создана дополнительная разгрузочная
полость 3, для чего на вал установлен дополнитель-
ный лабиринт 4.
На последних лопатках ТНД (преимуществен-
но на последней рабочей лопатке) реализуется до-
полнительный перепад давления (ранее создавав-
ший тягу в сопле) и создает полезную мощность,
передаваемую потребителю. На профиле после-
дней рабочей лопатки реализуется сверхзвуковой
уровень скоростей, уменьшающий к.п.д. ТНД
и создающий высокие изгибающие нагрузки на эту
лопатку. Тем не менее, конструкция лопатки обес-
печила необходимую прочность.
Частота вращения базовой авиационной ТНД
CF6-80C2 составляет 3600 об/мин. В наземном ва-
рианте для генератора на 3600 об/мин использует-
ся прямой привод, а для 3000 об/мин — привод че-
рез редуктор.
Через пять лет после начала эксплуатации
(в 1995 году) была разработана новая установка
509
Глава 8 - Турбины ГТД
LM6000PC/PD [8.9.1.2] отличающаяся, в основ-
ном, конструкцией ТНД. Были перепроектирова-
ны последние пять лопаточных венцов с увеличе-
нием их длины и увеличением осевой площади на
выходе из ТНД. Уменьшение уровня скоростей на
последних лопатках и на выходе из ТНД позволи-
ло увеличить к.п.д. ТНД и уменьшить потери в за-
турбинном выходном устройстве. В результате
этой модернизации турбины полезная мощность
установки возросла до 45 МВт, а термический
к.п.д. до 42,6%.
Турбина Industrial Trent (Rolls-
Royce) [8.9.1.3]
Другим примером успешного превращения
авиационного двигателя в промышленный являет-
ся 50-мегаваттный Industrial Trent (в эксплуатации
с 1996) фирмы Rolls-Royce с авиационного дви-
гателя Trent800 сохранены ТВД, ТСД и три из пяти
ступеней ТНД. Как и LM6000, Industrial Trent име-
ет рекордный термический к.п.д. простого цикла
42%. Как и в LM6000, ТНД является одновремен-
но СТ и механически связана с КНД, то есть не
является свободной турбиной.
В Industrial Trent (см. Рис. 8.9 3) сохранена
связь ТНД с КНД и введен выходной вал 1 для от-
бора полезной мощности. Две последние ступени
2 ТНД перепроектированы в связи с увеличением
перепада давления и мощности.
В этой турбине применено интересное техни-
ческое решение изменение частоты вращения
ТНД для привода генераторов на 3000 или на
3600 об/мин, осуществляемое за счет выбора од-
ного из двух вариантов лопаток для КНД. Таким
образом, исключаются редуктор и связанные с ним
проблемы.
Рисунок 8.93 - Сравнительный продольный разрез базовой авиационной турбины Trent 800 (внизу) и
турбины Industrial Trent (вверху) [8.9.1.3]
1 - новый выходной вал; 2 - перепроектированные ступени
510
Глава 8 - Турбины ГТД
ГТУ-2.5/4П (ОАО «Авиадвигатель»)
К конструкциям со столь же высокой степе-
нью преемственности относится и энергоустанов-
ка ГТУ-2,5П/4П (2,5.. .4 МВт), использующая без
изменений ТВД и ТНД авиационного двигателя
Д-ЗО. Авиационный КНД снят и ТНД служит сво-
бодной СТ для привода генератора через редуктор.
Так как нагрузка СТ (при снятом КНД) относитель-
но невелика, оказалось возможным полностью со-
хранить ТНД базового двигателя. Реальная степень
унификации в этой конструкции еще выше, так как
в ней оказалось возможным обойтись без допол-
нительной разгрузочной полости и всю осевую
силу СТ воспринимает шарикоподшипник.
Общие особенности конструкции турбин дви-
гателей наземного применения - производных от
авиационных двигателей, изложены ниже.
Модульность конструкции, допускающая
замену максимально возможного количества узлов
и деталей прямо на месте эксплуатации. На
Рис. 8.9 4 приведено разделение на модули турби-
ны одного из наиболее популярных промышлен-
ных двигателей LM2500 (GE Aircraft Engines).
Отсутствие жестких ограничений по мас-
се, характерных для авиационных турбин. Возмож-
ность использования более массивных конструкций
в отдельных случаях упрощает проектирование кор-
пусов и дисков.
Применение сплавов с более высокой проч-
ностью, стойкостью к окислению и коррозии
для рабочих и сопловых лопаток ТВД - в том чис-
ле сплавов направленной кристаллизации и монок-
ристаллических (даже если они не использовались
в базовой авиационной конструкции). Например,
в ТВД LM6000 рабочие лопатки изготовлены из
монокристаллического сплава Rene N5 вместо
обычного Rene 80 или сплава с направленной кри-
сталлизацией DSR142 в базовой авиационной
турбине CF6-80C2 [8.9. Е4].
Это обусловлено, во-первых, необходимостью
обеспечения длительной работы на максимальной
мощности (хотя и при меньших на 6О...8О°С мак-
симальных температурах) в отличие от авиацион-
ных двигателей, у которых взлетный режим с мак-
симальными температурами занимает небольшую
часть рабочего цикла. Во-вторых, необходимостью
обеспечения значительно более высокой долговеч-
ности (межремонтный ресурс в наземном приме-
нении составляет обычно около 25000 часов, что
в 2.. .3 раза превышает обычные для авиационных
турбин межремонтные наработки).
Рисунок 8.9 4 - Модули ТВД и СТ двигателя LM2500 (GE Aircraft Engines)
511
Глава 8 - Турбины ГТД
Применение металлических многокомпо-
нентных покрытий, обеспечивающих защиту от
окисления и коррозии наружных и внутренних
поверхностей. Это особенно актуально для турбин
двигателей морского применения, а также для тур-
бин двигателей, работающих на природном или
попутном нефтяном газе так как их продукты
сгорания и возможные примеси гораздо более аг-
рессивны по отношению к металлу, чем продукты
сгорания керосина.
Отверстия пленочного или струйного ох-
лаждения в лопатках ТВД должны быть спроек-
тированы или скорректированы для учета условий
постоянной работы в гораздо более запыленной
среде, чем системы охлаждения турбин авиацион-
ных двигателей. Они должны иметь увеличенный
диаметр (ведущие разработчики турбин наземно-
го применения имеют основанные на опыте эксп-
луатации ограничения на минимальный диаметр
отверстия).
8.9.1 - Перечень использованной
литературы
8.9.1.1 GE Aircraft Engines: LM6000 Gas Turbine:
Simply the World’s Most Efficient. AE-3248. USA,
1995.
8.9.1.2 LM6000 rated 45 MW shaft output and 42.6%
simple cycle efficiency. Gas Turbine World,
November-December 1995.
8.9.1.3 Closing the loop. International Power
Generation, March 1996.
8.9.1.4 LM6000 PC. Generator Drive/Mechanical
Drive. Gas Turbine World, March-April 1996.
8.10	- Характерные дефекты
в турбинах и пути их
предотвращения
Современные двигатели эксплуатируются по
техническому состоянию вплоть до исчерпания
запаса по параметрам или до возникновения какой-
либо неисправности.
При стендовых испытаниях и в эксплуатации
неисправности в турбине могут быть выявлены
средствами диагностики двигателя (например, по-
вышение температуры за турбиной) или при техни-
ческом обслуживании, с использованием специаль-
ных средств и методов контроля. Такими средствами
служат оптические эндоскопы (для осмотра дета-
лей проточной части), приборы для ультразвуко-
вого и токовихревого контроля дефлекторов и дис-
ков. Для облегчения проведения диагностики
в корпусах турбины выполняют лючки, обеспечи-
вающие доступ для средств контроля.
Турбина, как самый теплонапряженный узел
двигателя, является и наиболее частым источником
неисправностей, приводящим к отправке в ремонт
и ограничивающим ресурс. Например, при средней
межремонтной наработке 11000 часов в двух из
каждых трех случаев отправки в ремонт двигате-
лей семейства PW4000 (всех моделей) причиной
являются проблемы (прогары и трещины) с лопат-
ками ТВД [8.10.5.1].
Двигатель CFM56-3 при средней межремонт-
ной наработке (на второй и последующие ремон-
ты) около 10000 часов отправляется в ремонт из-
CF6-80C2
Наработка на ремонт новых двигателей
ЧАСЫ
Рисунок 8.10_1 - Средняя наработка новых двига-
телей CF6-80C2 на снятие с кры-
ла - по дефектам лопаток турби-
ны и по всем дефектам, вместе
взятым [8.10.5.3]
512
Глава 8 - Турбины ГТД
за достижения ограничения по циклическому ре-
сурсу (35%), из-за превышения ограничения по
температуре за турбиной (31%) и из-за проблем
с долговечностью лопаток ТВД (прогары и трещи-
ны 1СА, осевые и радиальные трещины 1РЛ)
[8.10.5.2].
На Рис. 8.10 1 приведена средняя наработка
новых двигателей CF6-80C2 (GE Aircraft Engines)
на «снятие с крыла» по причине выхода из строя
лопаток турбины и по всем дефектам, вместе взя-
тым [8.10.5.3]. Из графика следует, что именно де-
фекты лопаток турбины в подавляющем большин-
стве случаев являются причиной вывода двигателей
из эксплуатации и отправки их в ремонт.
8.10.1 - Прогары и трещины
лопаток ТВД
В то время как проблемы с лопатками ТВД
составляют основную часть проблем с двигателя-
ми, подавляющую часть дефектов самих лопаток
составляют прогары, термоусталостные трещины,
высокотемпературные окисление, коррозия и эро-
зия. На Рис. 8.10.1 1 и 8.10.1 2 показаны характер-
ные дефекты сопловых лопаток первой ступени
ТВД.
Основные мероприятия по увеличению дол-
говечности лопаток включают:
-	местное увеличение расхода охлаждающего
воздуха за счет введения дополнительного пленоч-
ного охлаждения;
-	увеличение расхода охлаждающего воздуха
для уменьшения общей теплонапряженности ло-
патки;
-	применение материала с более высокими ха-
рактеристиками при высоких температурах (с нап-
равленной кристаллизацией и монокристалличес-
ких);
-	теплозащитные покрытия;
-	замена общей схемы охлаждения лопатки на
более эффективную (и соответственно более тех-
нологически сложную);
-	изменение (если это возможно) источника
отбора охлаждающего воздуха на ступень компрес-
сора с более высоким давлением (такой воздух рас-
полагает более высоким потенциалом по давлению
и, соответственно, по уровню теплоотдачи в кана-
лах охлаждения);
-	усовершенствование аппарата закрутки с це-
лью снижения температуры охлаждающего возду-
ха для ротора;
-	уменьшение непроизводительных утечек
и потерь давления охлаждающего воздуха в ком-
муникациях системы охлаждения для использова-
ния дополнительного потенциала по давлению
и расходу непосредственно в лопатках;
-	корректировка температурного поля газа в п-
роточной части (корректировка радиальной
и уменьшение окружной неравномерности за КС);
-	уменьшение температуры газа перед турби-
ной за счет комплекса мероприятий по двигателю,
включая увеличение расхода воздуха через газоге-
нератор;
-	улучшенное управление эксплуатацией дви-
гателя.
Местное увеличение расхода охлаждающего
воздуха (в основном, за счет дополнительных от-
верстий пленочного охлаждения) является обыч-
ным на стадии доводки или первых этапах эксплу-
атации, когда необходимо откорректировать
систему охлаждения лопатки по результатам реаль-
ных испытаний.
Применение монокристаллических материалов
для лопаток ТВД гражданских двигателей стало уже
общим правилом со второй половины 1980-х годов,
когда монокристаллические рабочие лопатки были
впервые применены Pratt&Whitney в ТВД PW2000
(сертифицирован в 1983 году) и PW4000 (сертифи-
цирован в 1987году). Монокристаллические со-
пловые лопатки были впервые применены GE
Aircraft Engines в ТВД CFM56-5A (сертифициро-
ван в 1988 году) и позволили существенно повы-
сить долговечность лопаток по сравнению
с CFM56-3C1. В начале 1990-х Pratt&Whitney на-
чала внедрение монокристаллических материалов
так называемого второго поколения, в том числе
— для повышения долговечности лопаток суще-
ствующих двигателей.
При решении проблем с долговечностью ло-
паток ТВД PW4000 [8.10.5.1] было использовано
сразу несколько подходов из перечисленного выше
списка.
Для решения проблем с прогаром спинки 1СА
ТВД PW4000—112” был добавлен расход воздуха
на спинку лопатки.
Рабочие лопатки ТВД PW4000 моделей 94’7
100” у большинства операторов нарабатывают по
2500...3000 циклов между ремонтами. Однако
у операторов, работающих преимущественно в ус-
ловиях жаркого климата и высокой запыленности
воздуха, рабочие лопатки первой ступени выходи-
ли из строя ранее этого срока. Для решения этих
проблем была разработана новая лопатка «с уве-
личенным расходом», появившаяся в эксплуатации
с 1997 года. Рабочие лопатки второй ступени ТВД
подвержены коррозии и трещинам. Для исключе-
ния дефектов была внедрена новая лопатка из мо-
513
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.10.11 - Трещины на профиле и полке сопловой лопатки первой ступени ТВД
Рисунок 8.10.12 - Трещины и прогары на профиле сопловых лопаток ТВД
некристаллического материала с улучшенными
свойствами. Кроме того, для общего снижения теп-
лонапряженности ТВД PW4000 был внедрен па-
кет мероприятий («Phase 3») по снижению темпе-
ратуры перед турбиной (снижение температуры за
турбиной составило около 15°С).
В 1994 году Pratt&Whitney сертифицировала
пакет мероприятий по увеличению долговечности
лопаток ТВД PW2000 [8.10.5.4]. Модифицирован-
ная модель двигателя была названа PW2000-RTC
(Reduced Temperature Configuration Конфигура-
ция уменьшенной температуры) и в ней был реа-
лизован целый ряд мероприятий:
-	уменьшение температуры газа перед турби-
ной на 44°С за счет перепроектирования КНД и уве-
личения расхода воздуха через газогенератор
(уменьшение температуры металла 1РЛ — 25°С);
-	увеличение расхода охлаждающего воздуха
для 1РЛ (уменьшение температуры металла 1РЛ —
28°С);
-	внедрение новой петлевой схемы охлажде-
ния 1РЛ (см. Рис. 8.4.3 1 - уменьшение темпера-
туры металла 1РЛ на 46°С) и 2РЛ;
-	применение монокристаллического матери-
ала 2 поколения для 1РЛ и 2РЛ (увеличивает стой-
кость материала к высокой температуре и сохраня-
514
Глава 8 - Турбины ГТД
ет его свойства при увеличении температуры на
27°С);
-	применение теплозащитного покрытия на
1СА, 1РЛ и 2СА (уменьшение температуры метал-
ла 1РЛ - 28°С).
Таким образом, применение вышеперечислен-
ных мероприятий снизило температуру металла
лопатки на 127°С. Одновременно допустимая тем-
пература материала увеличена на 27°С, что в сум-
ме увеличило запас по превышению допустимого
уровня температуры лопатки над действительным
уровнем на 154°С.
Очевидно, что такой комплексный подход дает
наибольший эффект. По свидетельству издаваемо-
го Pratt&Whitney журнала Customer Service
[8.10.5.5], межремонтная наработка турбины и дви-
гателей в целом после внедрения этого пакета в ави-
акомпании Delta Airlines возросла с 5000 часов бо-
лее чем в два раза и имеет перспективы дальнейшего
увеличения.
Окружная неравномерность температуры за
КС тоже может стать причиной прогара рабочей
лопатки. В работе [8.10.5.5] подробно рассмотре-
но влияние окружной неравномерности за КС на
распределение температуры газа по профильной
части 1РЛ ТВД.
Одномерная оценка треугольников скоростей
для «горячих» и «холодных» струй показывает, что
горячие струи направляются на корыто лопатки,
а холодные — на спинку (см. Рис. 8.10.1 3). Анали-
тическое моделирование распространения «горя-
чей струи» газа в проточной части ТВД (в про-
странственной нестационарной постановке) более
детально показывает на концентрацию горячего
газа на верхней части корыта лопатки (см.
Рис. 8.10.1 3).
Измеренное непосредственно в двигателе рас-
пределение температуры поверхности 1РЛ под-
тверждает вышеприведенные оценки, так же как
и характер повреждений лопатки в эксплуатации
(см. Рис. 8.10.1 4).
Предложенный в [8.10.5.6] способ управления
окружной неравномерностью температурного поля
(исключения ее влияния на 1РЛ) заключается в раз-
мывании горячих струй путем размещения в горя-
чих зонах хорошо охлаждаемых лопаток 1СА ТВД.
Этот метод подтвердил свою эффективность для
снижения местных температур газа.
Еще ряд характерных проявлений дефектов на
1РЛ ТВД приведен на Рис. 8.10.1 5 и 8.10.1 6. Эти
дефекты проявились на ТВД двигателя LM2500
(морского применения) GE Aircraft Engines
[8.10.5.7] после соответственно 8700 и 11700 ча-
сов эксплуатации.
Характерными дефектами рабочей лопатки
являются коррозия и эрозия торца лопатки (на
всех лопатках), повреждения металла входной
кромки (обе лопатки на Рис. 8.10.1 6), корыта
(левая лопатка на Рис. 8.10.1 6) и верхней части
корыта (лопатка на Рис. 8.10.1 5).
8.10.2 - Усталостная поломка рабо-
чих лопаток
На рабочие лопатки турбины при работе двига-
теля действуют периодически изменяющиеся силы.
Если частота возбуждающих колебаний совпадает
с частотой собственных колебаний лопаток, возни-
кает резонанс. В этом случае напряжения в лопат-
ках резко увеличиваются, и может произойти по-
ломка лопаток по перу или по замковой части.
Периодичность сил, вызывающих вынужден-
ные колебания лопаток, объясняется неоднородно-
стью потока в проточной части, связанной с конеч-
ным числом статорных деталей, за которыми
имеются аэродинамические и термические следы.
Это форсунки и жаровые трубы камеры сгорания,
сопловые лопатки, стойки в промежуточной или
задней опоре, лопатки спрямляющего аппарата за
турбиной и так далее.
Излом в лопатках при этом носит усталост-
ный характер. Поломка одной лопатки обычно при-
водит к повреждению и разрушению остальных
лопаток в рабочем колесе и даже лопаток следую-
щих ступеней — Рис. 8.10.2 1.
Возможность возникновения резонанса обыч-
но анализируется и исключается при проектирова-
нии за счет:
-	изменения количества форсунок, стоек, ко-
личества сопловых лопаток и других элементов
проточной части, способных возбудить колебания
лопаток;
-	оптимизации площадей и моментов инерции
основных сечений профильной части и ножки ло-
патки — как за счет изменения формы профиля, так
и за счет введения специальных ребер и других
элементов во внутреннюю полость лопатки;
-	применения демпферов под нижними пол-
ками рабочих лопаток;
-	применения бандажных полок с зигзагооб-
разными гранями, имеющими монтажный натяг по
контактным поверхностям в рабочем колесе —
Рис. 8.4.2 1;
В производстве применяются следующие ме-
тоды обеспечения усталостной прочности лопаток:
-	повышение усталостной прочности «елочно-
го» замка лопаток путем обработки (упрочнения)
его микрошариками;
515
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.10.13 -Результатыраспределения высокотемпературных струй газа в проточной части
турбины [8.10.5.6]
а) одномерная оценка
б) ЗБ-нестационарное моделирование
Область высокой
температуры
Прогар на
корыте
Рисунок 8.10.1_4 - Измеренное распределение температуры по поверхности лопатки
в условиях двигателя (а) и результаты эксплуатации 1РЛ ТВД [8.10.5.6]
516
Глава 8 - Турбины ГТД
-контроль частоты собственных колебаний
бесполочных лопаток;
-контроль усталостной прочности лопаток
при их изготовлении.
Однако надежность аналитических методов
еще не настолько высока, чтобы полностью ис-
ключить возможность возникновения резонанса
или обеспечить безопасный уровень вибронапря-
Рисунок 8.10.1_5 - Состояние 1РЛ ТВДLM2500
после 8700 часов эксплуатации
[8.10.5.7]. Вид на входную кромку
и корыто
жений. Поэтому при доводке турбины проводит-
ся тензометрирование (измерение вибрационных
напряжений на лопатках) на основе предваритель-
ного расчетного анализа наиболее опасных мест.
В случае обнаружения недопустимо высокого
уровня напряжений или необходимости снизить
риск их увеличения проводится выбор наиболее
надежных, приемлемых по себестоимости и сро-
кам реализации мероприятий для борьбы с потен-
циальным дефектом.
Уменьшение резонансных напряжений без
дорогостоящего и длительного перепроектирова-
ния рабочей лопатки возможно за счет увеличения
уровня демпфирования или за счет уменьшения
уровня возбуждающих сил. Такая ситуация, воз-
никшая при доводке одноступенчатой ТВД на
Pratt&Whitney, рассмотрена в [8.10.5.8]. Было про-
анализировано две возможности уменьшения уров-
ня нестационарного давления на рабочих лопатках
- несимметричное размещение лопаток СА по ок-
ружности и перепроектирование спинки СА для
уменьшения колебания (стационарного) статичес-
кого давления в осевом зазоре между СА и РК.
Коррозия и эрозия
металла на корыте
Рисунок 8.10.16 - Состояние 1РЛLM2500 после 11700 часов эксплуатации [8.10.5.7]. Вид на входную кромку
и корыто. У левой и правой лопаток разное покрытие
517
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.10.21 - Обрыв верхней половины про-
фильной части рабочей лопат-
ки второй ступени ТВД и после-
дующие повреждения бандаж-
ных полок других лопаток
Каждый из двух методов показал возмож-
ность снижения резонансных напряжений при-
мерно в два раза, но перепроектирование спинки
СА было сочтено во всех отношениях (себестои-
мость, новая оснастка, необходимость новых де-
талей) более приемлемым.
Несмотря на все принятые во время проекти-
рования и доводки меры, во время эксплуатации
может измениться частота и амплитуда возбуждаю-
щих сил (например, за счет засорения форсунок,
прогара части лопаток) и собственная частота коле-
баний лопаток (в случае потери натяга по бандаж-
ным полкам во время эксплуатации из-за износа
или перегрева лопатки, перекоса демпфера). В этом
случае обычно и возникают поломки, последствия
одной из которых показаны на Рис. 8.10.2 1.
Для предотвращения потери натяга при дли-
тельной эксплуатации используются:
-	нанесение на контактные поверхности полок
износостойких покрытий или напайка твердо-
сплавных пластинок;
-	оптимизация угла наклона контактной пло-
щадки бандажной полки лопатки;
-	снижение рабочей температуры бандажных
полок за счет охлаждения.
Применяется также контроль натяга по бан-
дажным полкам в эксплуатации.
8.10.3 - Недостаточный цикличес-
кий ресурс и поломки роторных де-
талей
Основной проблемой роторных деталей тур-
бины (диски, дефлекторы, валы) является обеспе-
чение циклического ресурса. Установление этого
ресурса (по допустимому количеству циклов) про-
изводится в зависимости от теплового и напряжен-
ного состояния детали.
Диск может быть сертифицирован на опреде-
ленный циклический ресурс как при вводе в эксп-
луатацию, так и постепенно по мере накопления
наработки в эксплуатации. Аналитическая оптими-
зация конструкции по циклическому ресурсу с ис-
пользованием метода конечных элементов обычно
предшествует любым конструктивным изменени-
ям и модификациям диска.
Практика эксплуатации показывает, что дос-
тижимый циклический ресурс детали зависит от
уровня теплонапряженно сти турбины в эксплуата-
ции. Например, для переднего дефлектора ТВД
CFM56-3 в зависимости от температуры газа пе-
ред турбиной в эксплуатации допустимое количе-
ство циклов изменяется от 15100 до 20000 (темпе-
ратура газа перед турбиной при этом изменяется
примерно на 70°С) [8.10.5.2].
Поэтому уменьшение теплонапряженности
детали является одним из способов увеличения ее
циклического ресурса.
Поломки роторных деталей турбины
Поломки роторных деталей турбины чаще
всего возникают в ходе достаточно длительной эк-
сплуатации. На Рис. 8.10.3 1 представлена конст-
Рисунок 8.10.3_1 - Рабочие колеса второй ступени
ТВД двигателя Д-30
а) с односторонним натягом по
ободу; б) с двухсторонним натя-
гом по ободу
1 - диск; 2 - дефлектор; 3 - на-
тяг; 4 - зазор
518
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.10.32 - Роторы турбины MS7001F/FA/MS9001F/FA до и после модификации
1 - диск первой ступени; 2 - диск второй ступени; 3 - диск третьей ступени; 4, 5 - про-
межуточные диски; 6 - место контакта лабиринта и диска; 7 — стяжной болт 2 диска;
8 - стяжной болт 3 диска; 9 -утолщенный промежуточный диск; 10 - фланец проме-
жуточного диска; 11,12 - передний и задний фланцы наружного уплотнения
рукция рабочего колеса второй ступени ТВД Д-30.
Особенностью конструкции является крепление
к диску 1 дефлектора 2 в ободной части с помощью
«пушечного» замка. В первоначальном варианте
конструкции (см. Рис. 8.10 6а) при сборке колеса,
после заведения выступов «пушечного» замка деф-
лектора за выступы диска и затяжки винтов креп-
ления его к диску, создается натяг слева по торцу 3
и зазор 4 между выступами дефлектора и диска.
При таком соединении дефлектора с диском
из-за износа сопрягаемых поверхностей могут
возникать повышенные вибрационные напряже-
ния в дефлекторе. Это может привести к возник-
новению радиальной усталостной трещины меж-
ду выступами «пушечного» замка и поломке
дефлектора. Для исключения вибрационных на-
пряжений был обеспечен постоянный контакт
дефлектора с диском по ободу за счет примене-
ния конструкции дефлектора с «двухсторонним»
натягом 3 по ободу (см. Рис. 8.10.3 16) —как меж-
ду ободом диска и дефлектором, так и между вы-
ступами диска и дефлектора.
Проблемы с роторами турбин двигателей GE
MS7001F/FA nMS9001F /FA (полезной мощно стью
соответственно 167 и 240 МВт) возникли после
пяти лет эксплуатации и 150000 часов общей на-
работки (на более чем 40 машинах) [8.10.5.9]. Кон-
струкции роторов были идентичны и масштабиро-
ваны на разную мощность. Конструкция самого
большого из изготовленных GE роторов турбин
(массой 85 тонн) состояла из дисков 1, 2 и 3 (см.
Рис. 8.10.3 2) с промежуточными дисками 4 и 5,
верхняя часть которых представляла собой лаби-
ринты. Общими для всего парка проблемами по
турбине стали износ (с выкрашиванием материа-
ла) лабиринта 6 промежуточного диска 5, а также
возникновение трещин на диске 5 и в стяжных бол-
тах 7 и 8 — за счет переменных напряжений от из-
гиба ротора при нормальном вращении под дей-
ствием силы тяжести.
При перепроектировании ротора был внедрен
утолщенный диск 9 с укороченным фланцем 10,
а также утолщены фланцы 11 и 12 лабиринта на
промежуточном диске 9. Кроме того, при общем
увеличении тепловой инерции ротора, была умень-
шена скорость снижения режима двигателя при
выключении и остывании. Таким образом, был
исключен прогиб ротора и рабочие нагрузки, при-
водящие к трению лабиринта и диска, а также
уменьшены местные напряжения за счет утолще-
ния фланцев 11 и 12 лабиринта диска 9.
8.10.4 - Устранение дефектов турби-
ны в ходе доводки
Доводка турбины по надежности осуществ-
ляется сначала на экспериментальных установках,
а затем в системе двигателя как в процессе стен-
довых и летных испытаний, так и в эксплуатации.
Несмотря на прогресс в аналитических методах,
экспериментальная доводка остается основным
способом устранения дефектов в турбине и, соот-
ветственно, в двигателе.
Опыт разработки новых конструкций турбин,
накопленный ведущими компаниями в области
двигателестроения, свидетельствует о том, что ос-
новным путем исключения потенциальных дефек-
тов является увеличенный объем испытаний. По
519
Глава 8 - Турбины ГТД
заявлению президента «Двигательного альянса GE
- Pratt&Whitney» (созданного для разработки дви-
гателя GP7200), «альянс планирует за счет экстен-
сивных испытаний выявить все потенциальные
проблемы» до сертификации [8.10.5.10].
GE Aircraft Engines установила три основных
направления работ в целях повышения надежнос-
ти, сокращения риска и стоимости разработки но-
вых конструкций.
Первым направлением является эксперимен-
тальная отработка каждой новой технологии (кон-
струкции) на стадии исследовательских разрабо-
ток еще до начала разработки новой конструкции
двигателя и турбины. Каждая новая технология
должна «созреть» - то есть наработать достаточ-
ное количество времени на экспериментальных
установках и в натурных условиях на двигателях-
демонстраторах — как на стендах, так и в эксплуа-
тации. По мнению руководства GE, «необходимо
быть уверенным в технологии еще до начала ка-
ких-либо конструкторских работ» [8.10.5.11].
Вторым направлением является увеличение
циклической наработки на двигателях до ввода
в эксплуатацию. С 1998 года установлено, что дви-
гатели новой модели должны наработать до ввода
в эксплуатацию не менее 14000... 15000 циклов
(примерно в два раза больше, чем двигательных
программах, реализованных ранее) [8.10.5.12]. На
GP7200 к моменту ввода в эксплуатацию планиру-
ется достигнуть не менее 20000 циклов, причем
с особым упором на наработку в наиболее тяже-
лых по температуре условиях [8.10.5.13].
Третьим направлением является продолжение
длительных испытаний нескольких экземпляров
двигателя для опережающего выявления дефектов
с наработкой до 10000 циклов и более. Например,
в программе GE90-115В был выделен специальный
двигатель для испытания турбины, который дол-
жен в течение трех лет наработать 10500 циклов
[8.10.5.14]. Эта жесткая проверка уже сертифици-
рованного двигателя должна обеспечить выявле-
ние всех возможных дефектов задолго до их воз-
можного проявления в эксплуатации.
8.10.5 - Перечень используемой ли-
тературы
8.10.5.1 PW4000 engine focus. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance. August/September 2002.
8.10.5.2 The CFM56 in service. Aircraft Technology
Engineering & Maintenance. June/July 2001.
8.10.5.3 years later, the CF6 is still rising to meet new
challenges. SKYlines, Paris Air Show 1997 Special
Edition. GE Commercial Aircraft Engines. 1997.
8.10.5.4 United Technologies/Pratt & Whitney:
520
PW2000. The New Standard in Turbine Durability.
USA, 1994.
8.10.5.5 DeltaAchieves Lower Maintenance costs with
MMP Customer Service Quarterly, 1/1999, Pratt &
Whitney.
8.10.5.6 Sharma O.P., Stetson G.M. Impact of
Combustor Generated Temperature Distortions on the
Performance, durability and Structural Integrity of
Turbines. Blade Row Interference Effects in Axial
Turbomachinery Stages. Von Karman Institute for
Fluid Dynamics. Lecture Series 1998-02, 1998.
8.10.5.7 Driscoll M., McFetridge E., Arseneau W.
Evaluation of at Sea Tested LM2500 Rainbow Rotor
Blade Coatings. GT-2002-30263. Proceedings of
ASME Turbo Expo 2002.
8.10.5.8 Clark J.P., Aggrawala A.S., Velonis M.A.,
Gacek R.E., Magge S.S., Price F.R. Using CFD to
Reduce Resonant Stresses on a Single-Stage, High-
Pressure Turbine Blade. GT-2002-30320. Proceedings
of ASME Turbo Expo 2002.
8.10.5.9 Advanced gas turbine teething troubles were
no great shakes. Modern Power Systems, September
1996.
8.10.5.10 GP7200’s to Be ‘Mature’ on Service Entry.
Aviation Week Show News, Farnborough 2004, July
19, 2004.
8.10.5.11 Flight International. October 29-November
4, 2002.
8.10.5.12 General Electric Aims At 18-Month Engine.
Aviation Week & Space Technology. October 21,2002.
8.10.5.13 GP7200 - power for the A380. Aircraft
Technology Engineering & Maintenance — Paris 2003
Special.
8.10.5.14 Zero in-flight events. Engine Yearbook 2004.
Aviation Industry Press, 2004.
Глава 8 - Турбины ГТД
8.11 - Перспективы развития
конструкций и методов
проектирования турбин
Основные направления развития конструкций
турбин связаны с прогрессом в ряде наиболее пер-
спективных (по соотношению стоимости и эффек-
тивности) технологий, которые должны обеспечить
разработку конкурентоспособных турбин в буду-
щем (см. Рис. 8.11 1).
8.11.1 - 20-аэродинамика: эффек-
тивные охлаждаемые лопатки ТВД
Сокращение количества ступеней турбины
это наиболее радикальный путь сокращения себе-
стоимости производства и обслуживания. Односту-
пенчатые ТВД должны иметь эффективные для
высоких чисел Маха охлаждаемые лопатки. Они
должны позволить примерно вдвое уменьшить раз-
личие в аэродинамической эффективности одно-
ступенчатой и двухступенчатой ТВД.
Для реализации конкурентоспособных одно-
ступенчатых ТВД необходима технология разра-
ботки аэродинамически эффективных охлаждае-
мых лопаток с приемлемым уровнем потерь при
высоких числах Маха. Эта технология подразуме-
вает контроль над интенсивностью и расположе-
нием системы скачков уплотнения, которые явля-
ются неизбежным следствием сверхзвуковых ско-
ростей в проточной части.
Малые значения углов заострения (до 2 гра-
дусов) на выходной кромке и тонкие выходные
кромки (толщина стенки 0,40...0,45 мм) являются
обязательным условием реализации эффективных
трансзвуковых и сверхзвуковых решеток. Высокий
уровень напряжений растяжения приводит к необ-
ходимости реализации тонких (до 0,60 мм) стенок
в верхних сечениях лопаток для уменьшения на-
пряжений в корневых сечениях. Поэтому изготов-
ление таких лопаток является столь же сложной
задачей, как и их проектирование.
Заявленная в [8.11.10.1] цель GE Aircraft
Engines (см. Рис. 8.11.11) заключается в разработ-
ке единой платформы одноступенчатой ТВД для
использования в двигателях узкофюзеляжных
(CFM56), региональных (CF34-10) и широкофюзе-
ляжных самолетов (типа GE90). Степень расши-
рения такой турбины до 5,5 и разрабатывается
она по программе правительства США Ultra
Efficient Turbine Engine и в рамках собственной
технологической программы GE Aircraft Engines
ТЕСН56. Эти работы должны существенно сокра-
тить преимущества двухступенчатой ТВД по эф-
фективности.
Минимальное количество лопаток
3D - аэродинамика лопаток
Эффективное, экономичное
управление радиальными
зазорами
Эффективные
и надежные ТЗП
Легкие материалы
для лопаток
Новые порошковые
материалы
Решетки ТНД для малых
чисел Re
Оптимизация взаимного
окружного расположения
лопаток
'игз
Новые лопаточные
сплавы для ТВД
Рисунок 8.11_1 - Перспективные технологии проектирования и разработки турбины
Одноступенчатые ТВД -
решетки для больших
чисел Маха
Эффективные
системы охлаждения
Противоположное
Г вращение ТВД и ТНД
Решетки с
высокой/ультравысокой
подъемной силой”
Эффективные решетки
ТНД для высоких чисел
Маха
521
Глава 8 - Турбины ГТД
Узкофюзеляжный /региональный самолет
CFM56 / CF34-10
-	одноступенчатая турбина
-	умеренная степень расширения
Одноступенчатая турбина
Очень высокая степень расширения
Уменьшение числа ступеней
Широкоофюзеляжный
дальнемагистральный самолет
Рисунок 8.11.1_1 — Создание единой платформы GE Aircraft Engines для высоконагруженной одноступенча-
той ТВД с «очень высокой степенью расширения» реализуется на базе двух платформ -
одноступенчатой турбины с умеренным перепадом давления CFM56/CF34-10 и двухсту-
пенчатой ТВД GE90 с высоким перепадом давления [8.11.10.1].
Рисунок 8.11.1_2 - Прогресс в к.п.д. одноступенча-
тых ТВД GE Aircraft Engines
На Рис. 8.11.1 2 представлены результаты
примерно 15 лет работы GE Aircraft Engines на соб-
ственном модельном стенде [8.11.10.1]. Хотя абсо-
лютные значения к.п.д. оценить трудно (методо-
логия их определения не приведена), очевиден
прогресс в к.п.д., в том числе достигнутый в прог-
рамме ТЕСН56.
Pratt&Whitney разработала успешную тех-
нологию проектирования одноступенчатых ТВД,
с помощью которой были реализованы ТВД для во-
енных двигателей F119/F135 и для гражданского
PW6000.
Однако, несмотря на принятое направление
развития конструкций ТВД, решение для каждого
конкретного случая принимается на основе конк-
ретного анализа (себестоимость производства, сто-
имость обслуживания, затраты на разработку, уро-
вень риска). GE Aircraft Engines, в частности, в ТВД
нового двигателя семейства CF34 (CF34-10) реа-
лизовала одноступенчатую схему (моделировани-
ем ТВД CFM56).
Для разрабатываемых в настоящее ТВД ши-
рокофюзеляжных самолетов (двигатели GP7200
для Эйрбас АЗ 80 и GenX для Боинг 7Е7) в каче-
стве основы принята двухступенчатая конструкция
ТВД GE90. Основанием для такого выбора явля-
ются существенно меньшие затраты на разработ-
ку и несравненно меньший риск.
8.11.2 - 20-аэродинамика: сокраще-
ние количества лопаток
Технологии сокращения количества лопаток
увеличение аэродинамической нагрузки на профиль
без уменьшения его эффективности (или с «прием-
лемым» уменьшением) в настоящее время наибо-
лее популярны и активно развиваются. Во всех но-
вых проектах заявляется о сокращении количества
лопаток, как главного средства снижения стоимос-
ти турбины и стоимости ее обслуживания.
Повышение нагрузки на профиль ТВД дости-
гается более совершенной аэродинамикой профи-
ля, смягчением средствами проектирования влия-
522
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.11.21 - Увеличение нагрузки по коэффи-
циенту Цвайфеля при проекти-
ровании новых ТНД Rolls-Royce
с сокращением количества лопа-
ток [8.11.10.2]
ния конструкционных ограничений по прочности,
а также прогрессом в производственной техноло-
гии. Все эти направления взаимосвязаны и взаи-
мозависимы.
Эффективным направлением повышения на-
грузки на профиль является более оптимальное
и более точное распределение нагрузки по его об-
водам (или вдоль осевой хорды, как это обычно
принято), а также эффективное с точки зрения
аэродинамики распределение пленочного охлаж-
дения. Основным средством повышения эффектив-
ности решеток с высокими числами Маха в уже
упоминавшейся программе GE ТЕСН56 стало
уменьшение (в конечном счете вдвое) интенсивно-
сти скачка уплотнения за выходной кромкой рабо-
чей лопатки. Количество лопаток в одноступенча-
той ТВД CFM56 было сокращено на 10% (со 122
до ПО) и эта технология готовится к серийному
использованию [8.11.10.1].
Необходимым условием улучшения аэродина-
мики лопаток является реализация более жестких
требований к технологиям литья (минимальная
толщина стенок, толщина выходной кромки, ши-
рина канала охлаждения в выходной кромке, угол
заострения выходной кромки) и механической об-
работки (диаметр и угол наклона к поверхности
отверстий пленочного охлаждения). Очень важным
является при этом сохранение приемлемой себес-
тоимости производства.
В ТНД для сокращения количества лопаток
интенсивно развиваются технологии так называе-
мых «разреженных профилей» («Low Solidity
Airfoils» - GE Aircraft Engines) и «профилей с вы-
сокой подъемной силой» («High Lift Airfoils» - Rolls-
Royce). Эти технологии уже позволили уменьшить
количество лопаток соответственно в ТНД GE90-
115В (сертифицирован в 2003 году) и в ТНД BR715
примерно на 10-20% [8.11.10.2]- по сравнению
с более ранними серийными моделями.
Хотя база для упомянутых сокращений неиз-
вестна, эффективность этих технологий можно
считать достаточно высокой. В разработке находят-
ся и более эффективные технологии - профилей ло-
паток с «ультранизкой густотой» («Ultra Low
Solidity Airfoils») и «профилей с очень высокой
подъемной силой» - «Ultra High Lift Airfoils»
[8.11.10.2].
Упомянутые технологии являются аэродина-
мическими и базируются на оптимизации распре-
деления нагрузки по профилю. Управление этим
распределением должно быть очень тонким и эф-
фективным для предотвращения отрыва потока
и возрастания потерь энергии.
Интенсивные и эффективные усилия по со-
кращению количества лопаток были предприняты
в программе передовой технологии ТЕСН56 (GE/
SNECMA) [8.11.10.3]. Три варианта ТНД (Проек-
ты 1.. .3) предусматривали сокращение количества
лопаток по сравнению с 1072 лопатками в базовой
четырехступенчатой ТНД CFM56. В Проекте 1 ко-
личество лопаток было сокращено до 970, в Про-
екте 2 — на 20%, в Проекте 3 - на 35%. Аэродина-
мическая эффективность новых вариантов ТНД
была реализована на высоком конкурентоспособ-
ном уровне Рис. 8.11.2 2.
Аэродинамическая нагрузка AH/2nU 2
Рисунок 8.11.2_2 - Результаты проектирования
новых ТНД в программе TECH56
[8.11.10.4] с сокращением количе-
ства лопаток на 10% (Проект 1),
20%о (Проект 2) и 35% (Проект 3)
относительно ТНД CFM56
523
Глава 8 - Турбины ГТД
Значительный вклад в обеспечение эффектив-
ности профилей ТНД вносит уровень литейной
технологии, которая должна обеспечивать качество
литейных поверхностей, минимизацию толщины
выходных кромок и возможность применения
длинных рабочих и сопловых лопаток ТНД с внут-
ренней полостью. Полые лопатки ТНД имеют бо-
лее высокую себестоимость, но позволяют распо-
лагать большей свободой в оптимизации формы
профиля при проектировании так называемых
«задненагруженных» лопаток, в том числе при
минимизации количества лопаток при существен-
но меньшей вероятности отрыва потока на корыте
и при минимальной массе лопатки и диска. В нас-
тоящее время полые лопатки ТНД применяются
в большинстве новых проектов (например, в ТНД
GP7200-[8.11.10.5]).
8.11.3 - Противоположное вращение
роторов ТВД и ТНД
Противоположное вращение роторов ТВД
и ТНД (СТ) позволяет снизить угол поворота по-
тока и потери энергии в первой сопловой лопатке
ТНД. Как показано на Рис. 8.11.3 1, угол поворо-
та в 1СА ТНД может быть снижен с обычных
90... 120' практически до нуля. Соответственно сни-
жаются потери на поворот потока и повышается
к.п.д. ТНД. Естественно, что наиболее выигрыш-
на эта технология при больших исходных углах
поворота потока (то есть при сильно нагруженных
ступенях как ТВД, так и ТНД) и при меньшем ко-
личестве ступеней ТНД (чем меньше это количе-
ство, тем значимее уменьшение потерь в 1СА
ТНД).
Первое исследование этой технологии прове-
ла фирма Pratt & Whitney еще в начале 1980-х го-
дов в программе Energy Efficient Engine (планиру-
емый выигрыш в к.п.д. ТНД составил около 0,5%)
[8.11.10.6]. Хотя в этом исследовании было пока-
зано, что эффективность мероприятия не столь
очевидна, как кажется с первого взгляда (в сопло-
вом аппарате ТНД снижаются преимущественно
профильные потери, а вторичные потери изменя-
ются гораздо меньше), Pratt&Whitney применила
эту технологию в турбине своего самого современ-
ного двигателя PW6000, то есть сочла ее достаточ-
но эффективной.
Компания Rolls-Royce в трехвальном двигате-
ле Trent-900 применила противоположное враще-
ние ротора ТВД при этом выигрыш в к.п.д. тур-
бины среднего давления (ТСД) составил более
процента. Столь значительный эффект обусловлен
конструктивными особенностями соплового аппа-
рата ТСД за счет уменьшения газовой нагрузки
удалось уменьшить размеры стоек и совмещенных
со стойками лопаток и увеличить их аэродинами-
ческую эффективность [8.11.10.7]. В дальнейшем
планируется применить противоположное враще-
ние для ротора среднего давления - то есть увели-
чить к.п.д. и ТСД, и ТНД.
GE Aircraft Engines планирует использовать
противоположное вращение роторов ТВД и ТНД
в новом двигателе Genx [8.11.10.8] с целью снизить
потери энергии в ТНД и сократить количество ло-
паток 1СА ТНД.
СА I ступени
с прямым вращением
СА I ступени
с обратным вращением
Рисунок 8.11.31 - Принцип изменения профиля
1СА ТНД при изменении направ-
ления вращения ротора ТНД
8.11.4 - 20-аэродинамика: эффек-
тивные решетки профилей ТНД
Решетки ТНД с повышенной часто-
той вращения (редукторным приво-
дом).
Повышение степени двухконтурности и сни-
жение частоты вращения вентилятора сделало ак-
туальным повышение частоты вращения подпор-
ных ступеней и ТНД через редуктор. Количество
ступеней ТНД при этом снижается радикально -
более чем в 2 раза. Но при этом в 3...5 раз возрас-
тает центробежная нагрузка и профили из суще-
ственно дозвуковых переходят в трансзвуковой ди-
апазон скоростей за решеткой.
Все это существенно усложняет получение
сравнимой с традиционной схемой аэродинамичес-
кой эффективности. Профили при этом утолщают-
524
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.11.41 - Сравнение профилей ТНД с
обычной (а) и повышенной (б)
частотой вращения
ся для работы в условиях высокой центробежной
нагрузки и оптимизируются для высоких чисел
Маха [8.11.10.9].
Технологии эффективных решеток ТНД для
редукторного привода интенсивно разрабатывают-
ся MTU (см. Рис. 8.11.4 1). Весьма вероятна акту-
ализация таких разработок в будущем.
Оптимизация взаимодействия ло-
паточных решеток ТВД и ТНД.
Значительным резервом в повышении аэроди-
намической эффективности ТНД является умень-
шение отрицательного влияния скачков уплотне-
ния за выходными кромками рабочих лопаток ТВД
(особенно одноступенчатой ТВД) на к.п.д. ТНД
(см. Рис. 8.11.6 1). Уменьшение к.п.д. ТНД за счет
этого фактора в CFM56 достигает двух процентов
[8.11.10.10]. Полное исключение влияния взаимо-
действия (то есть повышение к.п.д. ТНД на 2%)
нельзя считать реальным, однако даже возможность
частичного использования этого потенциала для
повышения эффективности ТНД привела к интен-
сивным исследованиям в этой области.
Высокие числа Маха за рабочими лопатками
приводят к скачкам уплотнения, взаимодействие ко-
торых с сопловыми лопатками ТНД приводит к воз-
никновению отраженных скачков (см. Рис. 8.11.4 2).
Эти скачки значительно снижают к.п.д. ТНД. Мо-
делирование этих явлений возможно с помощью
моделирования нестационарных аэродинамических
процессов в проточной части сразу двух турбин.
Оно может быть необходимой базой для отработки
технологии проектирования, позволяющей умень-
шать влияние взаимодействия ТВД и ТНД на
Рисунок 8.11.42 - Пример аналитического модели-
рования взаимодействия скачков
за рабочими лопатками ТВД с
сопловыми лопатками ТНД
(Pratt & Whitney) [8.11.10.11]
аэродинамическую эффективность, а также на
аэродинамическое возбуждение лопаток.
Экспериментальное исследование этой про-
блемы составляет одно из главных направлений
программы разработки новой технологии ТЕСН56
для чего был специально построен двухкаскад-
ный стенд. В ходе работ по ТЕСН56 было иссле-
довано несколько конфигураций рабочих лопаток
и снижена на 50% интенсивность скачков уплот-
нения за рабочими лопатками ТВД [8.11.10.1].
Профили лопаток ТНД, эффектив-
ные при малых числах Рейнольдса.
Перспективным направлением в численной
аэродинамике турбин является моделирование ра-
боты лопаток в условиях низких чисел Рейнольд-
са, характерных для авиационных ТНД на крей-
серском режиме полета. Снижение к.п.д. ТНД из-за
увеличения профильных потерь может достичь
двух и более процентов (см. Рис. 8.11.4 3). Опти-
мизация профилей для этих условий работы мо-
жет потребовать создания соответствующих моде-
лей для прямого численного моделирования
525
Глава 8 - Турбины ГТД
л кпд
Число Рейнольдса(х104}
Рисунок 8.11.43 - Изменение к.п.д. современных
турбин с уменьшением числа
Рейнольдса (сувеличением высо-
ты полета) [8.11.10.11]. Показа-
на и потенциальная эффектив-
ность усовершенствованной
технологии проектирования
потока. Решение этой задачи находится пока на на-
чальной стадии.
Теоретически возможность моделировать вли-
яние числа Рейнольдса позволит проводить про-
ектную оптимизацию профилей со снижением это-
го влияния и скомпенсировать хотя бы часть
проигрыша в к.п.д.. Однако, даже при успешном
решении задачи о моделировании влияния чисел
Рейнольдса (так же как и задачи о моделировании
«отраженных скачков») результаты применения их
в проектной практике не обязательно будут поло-
жительными.
Оптимальная форма лопаток, которая сможет
парировать эти эффекты, еще должна быть найде-
на. А это при используемых сегодня аэродинамичес-
ки совершенных профилях является очень сложной
задачей, и успешная борьба с вышеупомянутыми
явлениями может сопровождаться ухудшением ха-
рактеристик в обычных условиях. Фактически уже
сейчас известно, что так называемые «передненаг-
руженные» профили (в отличие от «задненагружен-
ныех») гораздо более устойчивы к малым числам
Рейнольдса. Однако их эффективность сушествен-
КПД ТВД
Управление следами рабочих лопаток
КПД ТВД
% шага 2РЛ
Управление следами сопловых лопаток
% шага 2СА
Рисунок 8.11.4_4 - Экспериментальные результаты Pratt& Whitney по изменению к.п.д. двухступенчатой
ТВД с изменением относительного углового положения рабочих и сопловых лопаток
первой и второй ступени [8.11.10.12]
526
Глава 8 - Турбины ГТД
но ниже, что и обусловило низкий интерес к их при-
менению. На Рис. 8.11.4 3 эти профиля показаны
в виде «турбулентных» профилей, которые слабо
подвержены влиянию числа Рейнольдса, но имеют
неприемлемо большие потери при больших числах
Рейнольдса.
Оптимизация взаимного углового
расположения лопаточных решеток
Для повышения к.п.д. многоступенчатой тур-
бины может быть использован нестационарный
эффект снижения профильных потерь при нате-
кании на лопатку вихревого следа вышележащего
по потоку профиля. Если аэродинамический след
профиля предыдущей ступени проходит в середи-
не межлопаточного канала, то профильные поте-
ри максимальны. Если это след попадает на про-
филь следующей ступени, то суммарные потери
уменьшаются вероятно, в связи с возникающей
при этом не стационарностью в пограничном слое
на профиле. Осредненные по времени потери на
профиле оказываются меньше, чем в случае ста-
ционарного потока. Этот эффект был сначала об-
наружен аналитически на основании моделиро-
вания нестационарного потока в проточной части
турбины.
Реальный эффект измеряется в нескольких
десятых долях процента, но он вполне реален и уже
используется во вновь разрабатываемых конструк-
циях. Пока новая технология внедряется на осно-
ве экспериментальной отработки. Например, фир-
ма MTU в ТНД GP7200 экспериментально на
турбинном стенде подобрала взаимное угловое
смещение сопловых лопаток для увеличения к.п.д.
и планирует провести такую же работу для опти-
мизации взаимного углового положения рабочих
лопаток [8.11.10.13].
Несмотря на малый масштаб эффекта, затра-
ты на внедрение этой технологии кажутся не очень
значительными. Поэтому эту технологию можно
считать перспективной.
8.11.5 - ЗО-аэродинамика: эффек-
тивные формы лопаточных венцов
ЗВ-аэродинамика лопаточных венцов (1СА
и 2СА ТВД, сопловых аппаратов ТНД) активно
используется в настоящее время при разработке
турбин. Новые эффективные ЗВ-формы венцов
(несимметричная проточная часть, местное утол-
щение профиля по высоте, наклон и изгиб лопат-
ки в осевом и радиальном направлениях и так да-
лее) активно исследуются. Усложненные формы
лопаточных венцов остаются достаточно эффектив-
ным направлением увеличения к.п.д. турбины и,
по-видимому, будут оставаться таковыми и в буду-
щем.
Характерными особенностями всех техноло-
гий пространственного проектирования лопаточ-
ных венцов и проточной части являются:
- моделирование основной идеи и всех особен-
ностей новой технологии на ЗВ-аэродинамических
моделях;
-экспериментальная проверка каждого на-
правления и отработка всех особенностей новой
технологии.
Работа на обоих этапах (моделирование и эк-
сперимент) идет параллельно. Особенности чис-
ленных и физических экспериментов при разработ-
ке новой технологии продемонстрированы в работе
специалистов Pratt&Whitney [8.11.10.14], посвя-
щенной разработке пространственной формы (из-
гиб в сторону спинки) сопловых лопаток второй
ступени ТВД. Такая же детальная численная и эк-
спериментальная отработка новой технологии про-
ведена Rolls-Royce при внедрении местного утол-
щения профиля ТНД для подавления вторичных
потерь [8.11.10.15] - в ТНД Trent 500 и проводится
в настоящее время в отношении несимметричной
проточной части для ТВД Trent 500 [8.11.10.16].
8.11.6 - Новые материалы и покры-
тия для лопаток и дисков
Новые материалы являются одним из наибо-
лее действенных средств повышения эффективно-
сти и надежности турбины. Они позволяют непос-
редственно увеличивать способность турбины
работать при более высокой температуре - с сох-
ранением к.п.д. и расхода охлаждающего воздуха.
Определяющее значение для долговечности
и надежности турбины имеют прочностные харак-
теристики материалов дисков (и других роторных
деталей), а также лопаточных материалов.
Дисковые сплавы
На Рис. 8.11.6 1 приведена оценка пределов
применимости дисковых материалов различного
типадля авиационных турбин [8.11.10.17]. Как сле-
дует из этих данных, увеличение рабочей темпе-
ратуры современных никелевых сплавов возмож-
но в перспективных сплавах за счет применения
тугоплавких добавок и использования методов по-
рошковой металлургии при их изготовлении. Про-
гресс в разработке новых сплавов продолжается
для дисков ТВД двигателя GP7200 (разработка GE
Aircraft Engines и Pratt & Whitney) получен совер-
шенно новый сплав МЕЗ [8.11.10.5].
527
Глава 8 - Турбины ГТД
Титановые Сущее шукицис Герспекгнвные	Титано-
сплавы никсясвыс никелевые алюминиевые
сплавы	сплавы сплавы
Рисунок 8.11.6_1 - Сравнительная оценка способно-
сти дисковых материалов тур-
бины работать при высокой
температуре охлаждающего
воздуха за компрессором
Рисунок 8.11.6_2 - Сравнение потенциала монокри-
сталлических сплавов на основе
никеля -1 поколение (PW1480);
2 поколение (PW1484); тугоплав-
кие сплавы [8.11.10.17]
Наиболее перспективные сплавы на основе
интерметаллидов (алюминидов титана) очень чув-
ствительны к повреждениям при низких темпера-
турах и трудны в обработке. Только решение этих
проблем в будущем снимет препятствия к их при-
менению.
Лопаточные сплавы
Темп эволюции свойств современных моно-
кристаллических лопаточных сплавов замедляет-
ся, так как он ограничен температурой плавления
никеля. Революционного прорыва можно добить-
ся только при использовании тугоплавких сплавов
на основе молибдена (см. Рис. 8.11.6 2). Однако
применению молибдена препятствует низкая его
стойкость к окислению. Поэтому молибденовые
сплавы разрабатываются в виде комплексной сис-
темы сплав-покрытие и перспективы их считают-
ся обнадеживающими.
Для лопаток наземных установок, созданных
на базе авиационных двигателей, прогресс в об-
ласти применения новых материалов идет гораз-
до быстрее, чем на авиационных прототипах
(учитывая, что наземные установки, особенно ис-
пользуемые при выработке электроэнергии, час-
то постоянно работают на максимальных режи-
мах). В частности, в ТВД LM6000 для рабочих
лопаток применен монокристаллический сплав
Rene N5, в то время как на авиационном прототи-
пе CF6-80C2 «равноосный» сплав Rene 80Н.
В конце 1990-х годов возрос интерес к интер-
металлическому материалу — TiAl (алюминиду ти-
тана). Этот материал отличается низкой плотнос-
тью и увеличенной (по отношению к обычным
титановым сплавам) стойкостью к высоким темпе-
ратурам. Основная проблема материала — хрупкость
при низких температурах постепенно решается
оптимизацией состава и процесса изготовления.
Лопатки из TiAl планируется использовать в ТНД
и они обещают быть примерно на 40% легче, чем
лопатки из обычного никелевого сплава. Как сооб-
щается в работе специалистов MTU, такие лопатки
уже нарабатывают необходимый опыт на двигате-
лях [8.11.10.18].
Определяющее значение для внедрения конк-
ретной технологии материала имеет ее эффектив-
ность соотношение экономии на увеличенном
ресурсе с дополнительными затратами на разработ-
ку и в производстве (здесь важное значение имеет
процент выхода годных деталей). Производствен-
ные проблемы представляют собой наиболее слож-
ное препятствие для материалов самой высокой
эффективности.
Покрытия для лопаток
Прогресс в области теплозащитных покры-
тий на базе керамических материалов (на опыте
компании GE Aircraft Engines) отражен на
Рис. 8.11.6 3. Работы в области ТЗП сосредоточе-
ны на увеличении долговечности покрытий и на
дальнейшем уменьшении коэффициента тепло-
проводности.
Pratt&Whitney планирует исключить необхо-
димость в подслое, требуемом для крепления ке-
рамического ТЗП на поверхности лопатки. За счет
использования монокристаллического материала
нового поколения на базе иттрия можно будет ис-
528
Глава 8 - Турбины ГТД
Рисунок 8.11.6_3 - Результаты работ компании
GE Aircraft Engines [8.11.10.1] по
разработке лопаточных сплавов
и теплозащитных покрытий
(ТВС)
ключить достаточно тяжелое вспомогательное по-
крытие [8.11.10.19]. Кроме теплозащитных по-
крытий, совершенствуются (особенно в турбинах
промышленных установок) многокомпонентные
металлические покрытия для повышения стойко-
сти основного металла лопаток к окислению.
Прогресс в их развитии выражается, в основном,
в увеличении долговечности, так как сохранение
покрытия фактически определяет долговечность
самой лопатки.
8.11.7 - Совершенствование конст-
рукций охлаждаемых лопаток
В самых современных высокотемпературных
двигателях как военного (Fl 19, F135), так и граж-
данского назначения (Trent-900, PW4098, GE90-
115В, GP7200) лопатки ТВД имеют систему мно-
гоходового конвективно-пленочного охлаждения.
Наиболее сложной является система охлаждения
рабочей лопатки, количество радиальных каналов
в которой достигло 9 (GE90, PW4084). Такие ло-
патки из монокристаллических сплавов, с теп-
лозащитным покрытием обеспечивают в усло-
виях максимальных рабочих температур перед
ротором ТВД до 1800... 1900К (двигатели для ши-
рокофюзеляжных самолетов) расчетный ресурс
эксплуатации до 15000 часов или до 3000 циклов
(Trent 500, GE90-115B, GP7200).
При более низких максимальных температу-
рах перед ротором ТВД (1600... 1700К), которые
применяются в двигателях узко-фюзеляжных са-
молетов (Боинг 737, Боинг 757, А320) расчетный
ресурс рабочей лопатки ТВД составляет свыше
10000 циклов (PW2000, PW6000). Эти цифры сви-
детельствуют о уже достигнутой высокой эффек-
тивности и надежности этой лопаточной техноло-
гии. По-видимому, она способна удовлетворить все
существующие и потенциальные потребности
авиационных и наземных применений.
Однако проработки более эффективных
схем охлаждения ведутся непрерывно. Приме-
ром перспективной системы является, например,
«Supercooling» Pratt & Whitney [8.11.10.20] или
лопатка с «охлаждаемыми стенками» Rolls-Royce
[8.11.10.21]. Судя по имеющейся информации, ре-
зультаты испытаний в ТВД военных газогенерато-
ров были достаточно успешными, так как в даль-
нейшем система «Supercooling» планировалась
к применению в новых гражданских разработках
[8.11.10.22] (ТВД для двигателя самолета 7Е7).
Однако стоимостная эффективность этих техно-
логий еще должна быть подтверждена в эксплуа-
тации реальных конструкций гражданских двига-
телей.
8.11.8 - Оптимизированные систе-
мы управления радиальными зазо-
рами
По мере роста степени сжатия в двигателях
и уменьшения длины лопаток в турбинных ступе-
нях растет влияние радиальных зазоров. Существу-
ющие системы управления радиальными зазора-
ми непрерывно усложняются преимущественно
за счет введения многопозиционного управления
расходом охлаждающего воздуха в систему наруж-
ного охлаждения корпусов, управления источни-
ками отбора — за счет переключения между разны-
ми ступенями компрессора, учета внешних
условий и режима работы двигателя, введения си-
стем обратной связи.
Все эти усовершенствования существенно
усложняют и удорожают систему регулирования
зазоров и систему электронного управления дви-
гателем.
Условия работы систем регулирования зазо-
ров тоже усложняются например, массивные
диски одноступенчатых турбин из-за своей теп-
ловой инерции существенно усложняют задачу
минимизации зазоров в условиях многорежимно-
го полета.
Кроме того, сами возможности управления
зазорами за счет охлаждения корпуса достаточно
529
Глава 8 - Турбины ГТД
ограничены. Поэтому достигаемые системами ре-
гулирования зазоров результаты по-прежнему мо-
гут быть улучшены — преимущественно в отноше-
нии обеспечения минимальных зазоров не только
на крейсерском, но и на других рабочих режимах,
в том числе на взлетном режиме.
С учетом всего вышесказанного весьма ак-
туально новое направление в регулировании ра-
диальных зазоров создание конструкций с уп-
равляемой тепловой инерцией корпуса и ротора
и с существенно упрощенной (с существенно сни-
женной стоимостью) системой регулирования за-
зоров. Эта технология может считаться лишь от-
носительно новой (такая технология применялась
на двигателях Rolls-Royce в 1970-х и 1980-х годах
- без системы охлаждения корпусов).
Эта технология была применена и в самой
современной ТВД - GP7200. В конструкции обес-
печено соответствие тепловой инерции ротора
и статора ТВД и ТНД, что позволило оптимизиро-
вать зазоры на всех эксплуатационных режимах.
8.11.9 - Развитие средств и методов
проектирования
Совершенствование ЗВ-моделирования по-
тока в турбине.
Наиболее актуальными направлениями совер-
шенствования ЗВ-моделирования являются следу-
ющие:
-	Повышение достоверности ЗВ-Навье-Стокса
(сходимости с экспериментом) и надежности (ус-
тойчивости) расчета уровня потерь в одиночном
венце; несмотря на отдельные успехи в этом на-
правлении, о которых можно узнать на конферен-
циях, общая картина, особенно в отношении ком-
мерческих пакетов, оставляет желать много
лучшего. Во многом это обусловлено ограничен-
ностью самого подхода, основанного на использо-
вании моделей турбулентности. В долгосрочной
перспективе новые технологии (такие, как прямое
численное моделирование турбулентности) долж-
ны снять многие из вышеупомянутых ограничений.
-	Повышение достоверности моделирования
многоступенчатых турбин по ЗВ-Эйлеру и ЗВ-На-
вье-Стоксу. Моделирование многоступенчатой про-
точной части подразумевает использование опре-
деленной технологии осреднения потока между
лопаточными венцами. Это осреднение и вводимые
при нем допущения должны в максимальной сте-
пени сохранять реальные характеристики потока
(например, скачки уплотнения) и учитывать неста-
ционарное взаимодействие между венцами. Уже
поэтому многоступенчатое моделирование вы-
нужденно является приближенным и межвенцо-
вое осреднение является одной из основных про-
блем в для этого моделирования. Одной из
возможностей для обоснования решений этой про-
блемы является использование эксперимента.
- Правильный учет таких вторичных эффектов,
как втекания охлаждающего воздуха, утечки в ра-
диальные зазоры и присоединенные полости. Важ-
ность учета этих вторичных потоков на генерацию
потерь в турбине стала в последнее время более
очевидной. Например, утечка в радиальный зазор
одного венца входит в следующий венец с большим
углом атаки и увеличивает профильные и вторич-
ные потери в этом венце. Присоединенные полос-
ти (см. Рис. 8.11.9 1 [8.11.10.23]) существенно ме-
няют картину течения в проточной части около ее
ограничивающих поверхностей и вносят дополни-
тельные потери, которые возрастают с увеличени-
ем радиального зазора.
В моделировании этих явлений, как указано
в [8.11.10.24], большую роль играют модели тур-
булентности, которые нуждаются в дальнейшем
улучшении для придания результатам численно-
го моделирования большей достоверности не
только в качественном, но и в количественном от-
ношении.
Аэродинамика лопаточных решеток с пле-
ночным охлаждением.
При проектировании лопаток ТВД, особенно
лопаток с большими числами Маха на профиле, важ-
ное значение приобретает учет выпуска охлаждаю-
щего воздуха в проточную часть. Как показывает
опыт Pratt&Whitney в программе ЕЗ [8.11.10.25],
управление выпуском воздуха может в два раза
снизить волновые потери и на 20% - суммарные
потери в трансзвуковой решетке.
Повышение эффективности методов аэро-
динамического проектирования лопаток.
Повышение эффективности средств аэродина-
мического проектирования остается одним из наи-
более действенных способов повышения произво-
дительно сти инженерных работ. Повышение
гибкости и возможностей программных средств
синтеза лопаточных решеток и профилей, автома-
тизация подготовки и проведения аэродинамичес-
кого анализа, повышение точности и надежности
2В/ЗВ-Эйлера, 2В/ЗВ-Навье-Стокса, объединение
этих программных средств в единый комплекс —
позволяет существенно повысить качество разра-
боток. В том числе — за счет увеличения количе-
ства проектных итераций за располагаемое время.
В частности, руководители инжиниринга GE
Aircraft Engines считают, что повышение эффек-
530
Глава 8 - Турбины ГТД
Радиальный зазор 1.2 мм
Рисунок 8.11.9_1 - Структура течения и относительный уровень энтропии в присоединенных полостях
[8.11.10.23]
а) под нижней полкой сопловой лопатки; б) над верхней полкой рабочей лопатки
Рисунок 8.11.9 2 - Результаты аналитического моделирования вязкого течения около выходной кромки
турбинной решетки
тивности программного обеспечения и уровня орга-
низации инженерных разработок позволили компа-
нии за пять лет в несколько раз увеличить произво-
дительность при профилировании неохлаждаемых
лопаток ТНД [8.11.10.26]. Повышение производи-
тельности и эффективности проектных работ вно-
сит свой вклад и в сокращение времени доводки
турбины.
531
Глава 8 - Турбины ГТД
Моделирование нестационарного потока
Моделирование нестационарного потока явля-
ется в настоящее время очень затратным по време-
ни и может быть использовано для ограниченного
круга задач — моделирования нестационарного (виб-
рационного) нагружения лопаток и для моделиро-
вания оптимального окружного углового смещения
лопаток в многоступенчатой турбине. В обоих этих
случаях уровень важности получаемой информа-
ции пока не является критически важным для про-
ектирования.
Использование нестационарного моделирова-
ния для лучшего расчета уровня потерь в реаль-
ной турбине и реальных граничных условий для
венцов находится пока на начальной стадии. Пра-
вильное моделирование нестационарных процес-
сов в реальной турбине должно быть обосновано
экспериментальными данными очень высокого
уровня.
8.11.10 - Перечень использованной
литературы
8.11.10.1 Benzakein M.J. Propulsion Strategy for the
21st Century -AVision into the Future. ISABE-2001-
1005.
8.11.10.2 Haselbach F., Schieffer H., Horsman M.,
Harvey N. The Application of Ultra High Lift Blading
in the BR715 LP Turbine. 2001-GT-0436.
8.11.10.3 Thrust for Change. Flight International, 26
June - 2 July 2001.
8.11.10.4 Mari C. Trends in the Technological
Development of Aeroengines: An Overview. ISABE-
2001-1012, 2001.
8.11.10.5 GP7200: Quiet Power for the A380. Engine
Yearbook 2003. Aviation Industry Press, 2003.
8.11.10.6 Energy Efficient Engine. Low Pressure
Turbine Subsonic Cascade Component Development
and Integration Program. P&W/NASA CR-165592,
1982.
8.11.10.7 Trent 900. Engine Yearbook 2004. Aviation
Industry Press, 2004.
8.11.10.8 GE Investing $1 Billion in 7E7’s GEnx
Engine. Aviation Week Show News — Farnborough
2004, July 19, 2004.
8.11.10.9 Walther R., Zarzalis N., Niehuis R. Designing
Advanced Components for High Bypass Engines.
ISABE 99-7109, 1999.
8.11.10.10 Civil engine makers in for the long haul.
INTERAVIA, November/December 2002.
8.11.10.11 Ni R.-H. Advanced Modeling Techniques
for New Commercial Engines. ISABE Paper 99-7043,
1999.
8.11.10.12 Meece C. Gas Turbine Technologies ofthe
Future. ISABE 95-7006, 1995.
8.11.10.13 Mega-Rig. MTU Report, 1/2003.
8.11.10.14 Sharma O.P., Kopper EC. Stetson G.M.,
Magge S.S., Price F.R., Ni R. A Perspective on the
Use of Physical and Numerical Experiments in the
Advancement of Design Technology for Axial Flow
Turbines. ISABE 2003-1035, 2003.
8.11.10.15 Gonzalez P., Ulizar I. Advanced Low
Pressure Turbine Design for a High By-pass Ratio Aero
Engine. ISABE 2001-1061, 2001
8.11.10.16 Harvey N.W., Brennan G., Newman D.A.
Improving Turbine Efficiency Using non-axisymmetric
End Walls: Validation in the Multi-Row environment
and with Low Aspect Ratio Blading. GT-2002-30337,
Proceedings of ASME TURBO EXPO 2002.
8.11.10.17 Gupta D.K. Materials and Processes for
Affordable and High Performance Propulsion Systems.
ISABE-2001-1104.
8.11.10.18 Steffens K., Wilhelm H. Next Engine
Generation: Materials, Surface Technology,
Manufacturing Processes. What comes after 2000?
MTU Aero Engines, 2000.
8.11.10.19 Aviation Week & Space Technology.
February 23, 1998.
8.11.10.20 Caesar Targets Tech Transfer. Aviation
Week & Space Technology, February 9, 1998.
8.11.10.21 Dailey G.M. Design and Calculation Issues.
Aero-Thermal Performance of Internal Cooling
Systems in Turbomachines. Lecture Series 2000-03.
Von Karman Institute for Fluid Dynamics, 2000.
8.11.10.22 No Surprises. Aviation Week & Space
Technology. August 25, 2003.
8.11.10.23 Gier J., StubertB., BrouilletB., DeVito 1.
Interaction of Shroud Leakage Flow and Main Flow
in a Three-Stage LP Turbine. GT2003-38025.
Proceedings of ASME Turbo Expo 2003.
8.11.10.24 Horlock J.H., Denton J.D. A Review of
some design practice using CFD and a current
perspective. GT2003-38973. ASME TURBO EXPO
2003.
8.11.10.25 Energy Efficient Engine. Component
Development and Integration Program. High-Pressure
Turbine Supersonic Cascade Technology Report.
P&W. NASA CR-165567, 1981.
8.11.10.26 General Electric Aims At 18-Month Engine.
Aviation Week & Space Technology, October 21,2002.
532
Глава 8 - Турбины ГТД
8.12 - Англо-русский словарь-
минимум
Active Clearance Control (ACC) — система активно-
го регулирования радиальных зазоров
airfoil лопатка
AN2 — (Annulus Area х rpm2) — произведение коль-
цевой площади на выходе из рабочей лопатки на
квадрат оборотов в минуту (величина, прямо про-
порциональная напряжениям растяжения в рабо-
чей лопатке)
aspect ratio — отношение длины лопатки к ее осе-
вой хорде
backflow margin перепад давления на отверстии
пленочного охлаждения с учетом наихудшего со-
четания допусков
bBlade рабочая лопатка
containment удержание внутри корпуса оборвав-
шейся рабочей лопатки
convergence ratio — конфузорность лопаточной ре-
шетки (отношение площади сечения для потока на
входе лопаточного венца к площади на выходе из
венца)
cooling effectiveness — относительная эффектив-
ность охлаждения (отношение разницы темпера-
тур газа и металла лопатки к разнице температур
газа и охлаждающего воздуха)
corrected rotor speed частота вращения ротора тур-
бины, приведенная к температуре газа перед тур-
биной или перед ротором турбины (поделенная на
квадратный корень из температуры)
design increments — добавки к температуре газа, ох-
лаждающего воздуха и частоте вращения при про-
ектировании турбины, отражающие вероятные ус-
ловия эксплуатации и влияние эффектов установки,
производственных допусков, износа, точности ре-
гулирования и так далее
efficiency — коэффициент полезного действия
(КПД) турбины
EGT (Exit Gas Temperature) — температура газа, из-
меряемая за турбиной двигателя (один из основ-
ных параметров, характеризующих износ двигате-
ля и его теплонапряженно сть в эксплуатации - по
отношению к регламентированным в руководстве
по эксплуатации значениям EGT)
expansion ratio отношение полных давлений пе-
ред и за турбиной
firtree — замковое соединение рабочей лопатки
«елочного» типа
flow guides — удлинения наружной и внутренней
полки лопатки для перекрытия осевого зазора и
повышения гладкости проточной части
flow parameter приведенный расход газа через
турбину (произведение расхода на квадратный ко-
рень из температуры, поделенное на полное дав-
ление), определяется для сечений на входе в тур-
бину или на входе в ротор
gage point точка на профиле, соответствующая
минимальному сечению межлопаточного канала
hub/tip ratio — отношение внутреннего диаметра
лопатки к ее наружному диаметру (измеряемое
обычно по выходной кромке)
incidence — угол атаки (разница между углом про-
филя и углом потока на входе в лопатку)
leaned/bowed (vanes) — сопловые лопатки, выпол-
ненные с наклоном или изгибом
loading parameter — параметр нагрузки (удельная
работа турбины по параметрам торможения, делен-
ная на удвоенный квадрат окружной скорости). С
уменьшением параметра нагрузки КПД обычно
увеличивается.
map (turbine тар) графики характеристик турби-
ны - зависимости ее КПД и приведенного расхода
от приведенной частоты вращения и отношения
полных давлений.
outer air seal уплотнение (вставка) в проточной
части турбины над рабочей лопаткой
pedestals — штырьки (интенсификаторы охлажде-
ния во внутренней полости охлаждаемой лопатки)
pitch — шаг турбинной решетки (расстояние между
профилями на одном радиусе)
pressure ratio — отношение полных давлений перед
и за турбиной (перепад давлений на турбине)
reaction (pressure reaction) — реактивность турбин-
ной ступени по давлению (наиболее часто исполь-
зуется в зарубежной практике) отношение пере-
пада статического давления на рабочей лопатке к
общему перепаду статического давления на ступе-
ни
redline (EGT, speed, inlet temperature) — максималь-
ная величина параметра турбины (температуры
газа на выходе, частоты вращения, температуры на
входе) турбины с учетом добавок (запасов) на про-
изводственные допуска, износ и так далее. Превы-
шение этой величины по контролируемому пара-
метру (EGT, speed) обычно приводит к выводу
двигателя из эксплуатации
ribs ребра на внутренней поверхности охлаждае-
мой лопатки для увеличения интенсивности теп-
лоотдачи.
Rotor Inlet Temperature (RIT, T4.1) — температура
газа на входе в ротор ТВД (Tea)
rotor speed частота вращения ротора (оборотов в
минуту).
showerhead — пленочное охлаждение входной кром-
ки лопатки.
shroud — бандажная полка (рабочей) лопатки
solidity — густота решетки профилей (величина, об-
533
Глава 8 - Турбины ГТД
ратная отношению шага решетки к хорде профи-
ля)
span длина лопатки
swirl — угол закрутки потока за турбиной (от осе-
вого направления)
stagger — угол установки профиля лопатки (угол
между касательной к входной и выходной кром-
кам профиля и фронтом решетки)
Thermal Barrier Coating (ТВС) термобарьерное по-
крытие.
TOBI (Tangential On-Board Injection) устройство
предварительной закрутки охлаждающего возду-
ха перед ротором ТВД
trip strips мелкие ребра на внутренней поверхно-
сти охлаждаемой лопатки, расположенные под уг-
лом к направлению потока воздуха
Turbine Entry Temperature - ТЕТ (Turbine Inlet
Temperature, T4) — температура газа перед турби-
ной
turning угол поворота потока в лопаточной ре-
шетке
vane сопловая лопатка
Velocity Ratio (VR) — отношение скоростей на сред-
нем диаметре турбины, отражающее ее аэродина-
мическую нагрузку (равняется корню квадратно-
му из суммы квадратов окружных скоростей
ступеней, поделенной на удвоенную удельную ра-
боту турбины по параметрам торможения). С уве-
личением VR КПД обычно возрастает
534
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Глава 9 - Выходные
устройства ГТД
Этим термином определяется широкий класс
устройств, являющихся неотъемлемой частью лю-
бого ГТД и объединенных функцией формирова-
ния необходимого выходного импульса по величи-
не и направлению. В зависимости от требований
к выходному импульсу выходные устройства (ВУ)
можно разделить на две группы:
1.	ВУ, которые формируют максимально воз-
можный импульс и в нужном направлении. В основ-
ном - это ВУ ВРД. Вместе с воздухозаборниками они
тесно интегрированы с ЛА и в значительной степе-
ни определяют его характеристики.
2.	ВУ, основное назначение которых - обеспе-
чить «выброс» рабочего тела с минимально воз-
можным выходным импульсом. К этой группе от-
носятся диффузоры, улитки, выхлопные патрубки.
Кроме основной функции формирования вы-
ходного импульса ВУ в зависимости от назначения
ГТД могут обеспечивать дополнительно:
-	регулирование двигателя;
-	управление вектором тяги (включая ревер-
сирование тяги);
-	снижение инфракрасной и радиолокацион-
ной заметности;
-	снижение шума;
-	вывод трансмиссии (выходного вала);
-	«участие» в силовой схеме подвески.
Современные ВУ часто совмещают несколь-
ко функций и представляют собой весьма сложные
конструкции. Ниже приведены примеры ВУ.
На Рис. 9 1 показано ВУ ТРДД ПС-90А, со-
стоящее из сопла со смешением потоков и ревер-
сивного устройства (РУ).
На Рис. 9 2 показано ВУ ТРДДФ Д-30Ф6 -
регулируемое сопло (PC).
На Рис. 9 3 приведено ВУ вертолетного дви-
гателя Д-25В выхлопной патрубок.
На Рис. 9 4 показано ВУ ГТД (фирмы Solar)
промышленного применения «улитка».
ВУ, в которых статическое давление в процес-
се течения падает, скорость растет, т.е. потенциаль-
ная энергия рабочего тела преобразуется в кине-
тическую энергию струи, называются соплами.
Сопла наиболее широкий класс ВУ. Они приме-
няются на всех ТРД, ТРДД, ТРДФ, ТРДДФ, ПВРД,
а также на жидкостных и твердотопливных ракет-
ных двигателях, которые здесь не рассматривают-
ся. Основное их назначение формирование мак-
симального выходного импульса.
На Рис. 2.1.1.11 показан простой газотурбин-
ный цикл в Т-S диаграмме. Одним из образующих
этот цикл процессов является процесс расширения
газа в сопле (см. Рис. 9 5). Если бы газ расширял-
ся в сопле без потерь, то его энтропия была бы
Рисунок 91 - ТРДД ПС-90А
1 - РУ решетчатого типа, 2 - смеситель, 3 - сопло, 4 - затурбинный конус
535
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9 2 - ТРДДФ Д-30Ф6
1 - регулируемое сопло
Рисунок 93 - Двигатель Д-25В
1 - выхлопной патрубок
Рисунок 9 4 - ГТД промышленного применения
(Saturn Gas Turbine of Solar Turbines
Incorporated)
1 - «улитка»
постоянной (S = const) и этот пропесс изображался
бы линией Т-С“ (см. Рис. 9 5). Реальный процесс
(линия Т-С) происходит всегда с потерями и рос-
том энтропии. При этом конечная температура газа
в реальном процессе всегда выше, чем в идеальном
на ДТ{ что связано с переходом части энергии вслед-
ствие трения в тепло) а полное давление ниже -
Р*<Р *. Скорость истечения из сопла в реальном
процессе — Vc всегда меньше чем в идеальном - F ,
поэтому эффективность сопла можно оценивать их
отношением:
ф = V/V ,
тс с с ид. 7
(9-1)
которое называется коэффициентом скорости.
Гидравлические потери в процессе расшире-
ния газа в сопле характеризуются коэффициентом
восстановления полного давления О * = РДР *.
Основными причинами образования потерь
являются:
-	неравномерность потока в сопле;
-	нерасчетность, связанная с работой сопла на
режимах перерасширения или недорасширения
газа (Р*Ри, см. Рис. 9.1 3);
-	трение газа о стенки сопла;
-	утечки газа из проточной части (в соедине-
ниях: например, по фланцу крепления сопла и т.п.).
536
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9 5- Процесс расширения газа в сопле
р *р * _ полное давление и полная
т 7 т
температура на входе в сопло (на
выходе из турбины); Р ,Т - стати-
ческое давление и температура на
входе в сопло (на выходе из турби-
ны); Р *, Р - полное и статическое
давление на выходе из сопла; Р - ат-
7 н
мосферное давление
Коэффициенты восстановления полного дав-
ления ст * и скорости ф связаны соотношением
[9.12.1]:°
(9-2)
где 71* =Р */Р — степень расширения газа в соп-
ле.
Интегрально оценить эффективность работы
сопел можно с помощью коэффициентов тяги
Rc-Rc/ R^ , скорости фс = Vc/VcllR, импульса
7^ =7 /7 , [9.12.2]:
r^g^+f^-p^
I 2к
V« + l
Ic = Gc/gq>c+FcPc
(9-3),
где Rc, V I	- соответственно действи-
тельные тяга сопла, ско-
рость истечения газа и вы-
ходной импульс, определен-
ны с учетом гидравлических
потерь газа в сопле;
Ясид, ^сид’ ^сид ~ соответственно идеальные
тяга сопла, скорость истече-
ния газа и выходной им-
пульс, определенные по
формулам (9-3) при условии
полного расширения газа
без потерь до давления в ок-
ружающей среде (Р = Р^);
Лс	приведенная скорость газа
на выходе из сопла, опреде-
ляется по газодинамической
функции ТГ(А() = Рн/((Тс*Рт*);
сс= 18,1 при к = 1,33 (для
газа); а= 18,3 при к = 1,4
(для воздуха).
Величина коэффициента восстановления
полного давления зависит от перепада давления
в сопле: с увеличением 7Г * величина О* умень-
шается. Коэффициент скорости нерегулируемых
сопел всегда меньше 1 и меняется в диапазоне
ф( 0,97...0,985. Величина коэффициента тяги
Rc меньше 1 и достигает максимального значения
на режиме полного расширения.
9.1 - Нерегулируемые сопла
Форма проточной части сопла определяется,
в основном, диапазоном изменения степени пони-
жения давления газа («перепадом» давлений) в соп-
ле - 71* и требованиями к режимам работы двига-
теля, на которых должна быть получена его
максимальная эффективность.
При околокритических и небольших закрити-
ческих 71* (Д’ * <2,5), что характерно для дви-
гателей транспортных и пассажирских самолетов
с крейсерской скоростью до 900 км/час, сопла, как
правило, выполняются в виде сужающихся или
сужающихся с небольшим расширяющимся за кри-
тическим сечением участком конических или про-
филированных каналов. Геометрия канала сопла
неизменна и оптимизируется в зависимости от по-
летного цикла, чаще всего для крейсерского режи-
ма. Такие сопла называются нерегулируемыми или
«жесткими».
Напомним, что критический перепад давлений
в сопле определяется из условия достижения ско-
рости потока, равной скорости звука Л = 1 в выход-
ном сечении (на «срезе») сужающегося сопла:
537
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.11 - Типы нерегулируемых сопел
а) - конусное сужающееся сопло; б) - сужающееся сопло Витошинского; в) - сужающееся-
расширяющееся сопло (сопло Лаваля)
к
где к - показатель адиабаты газа, при к = 1,33 (для
газа) я* ~ 1,85.
Сопла такого типа используются на всех ТРД,
ТРДД, а также ТВД. Они входят в состав ВУ ТРДД
со смешением.
На Рис. 9.1 1 показаны типы нерегулируемых
сопел.
Сужающиеся сопла могут иметь вид:
-	конуса с углом наклона не более 10... 12 гра-
дусов (см. Рис. 9.1 1а) [9.12.3];
-	профилированного канала (см. Рис. 9.1 16),
образованного вращением кривой, например, опи-
сываемой формулой Витошинского (см. Рис. 9.1 2):
(9-1-2),
гдеМ = Я2 -R2 ,BT = (X/L)2,
- радиус на входе в сопло;
R - радиус сопла в критическом сечении;
£с - длина сопла;
X, У - текущие координаты точек, лежащих на
образующей, начиная от входа в сопло.
Минимальная площадь сужающегося сопла на
выходе при докритических перепадах давления
определяется:
W -^с)
(9-1-3),
где G, Т'Р*ех - соответственно расход, полная
температура и полное давление
газа на входе в сопло;
q(Aj	- газодинамическая функция,
определяемая по газодинами-
ческим таблицам;
т =	t+i к'£ ( 1 'V-i —А.	(9-1-4), R yK + ly
т = 0,3965 для воздуха (при к = 1,4; R = 29,27);
т = 0,3898 для выхлопных газов (при к = 1,33;
R = 29,4);
g = 9,81 м/с2 - ускорение свободного падения;
R - газовая постоянная.
Для критических и сверхкритических перепа-
дов давлений Л. = 1,0; </(Л) = 1,0; a f = F - пло-
щадь критического сечения в сужающемся сопле
(совпадает с площадью выходного сечения).
Действительное значение минимальной (или
критической) площади сопла F отличается от рас-
четной, определенной по формуле (9.1 -3), на вели-
чину Дс:
F = mF,	(9.1-5)
СД.	С С7	v	7
где Дс — коэффициент расхода.
Дс<1 из-за влияния пограничного слоя, обра-
зующегося у стенок сопла, из-за неравномерности
параметров (крутка потока после турбины, кони-
ческий профиль сопла и т.д.).
Значение коэффициента расхода зависит от
формы проточной части в районе минимального
(критического) сечения, от величины перепада дав-
538
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.12 - Профиль сопла Витошинского
ления в сопле. Более плавная форма проточной ча-
сти способствует получению более равномерных
полей и, как следствие, более высоких значений Д .
Увеличение п* также способствует увеличению Д .
Коэффициент расхода, учитывающий влияние толь-
ко пограничного слоя, составляет Дс = 0,96...0,98.
Нерегулируемое сопло может быть также в ви-
де сужающегося-расширяюшегося канала (сопла
Лаваля), имеющего форму двух усеченных кону-
сов или профилированных каналов, сопряженных
вершинами (см. Рис. 9.1 1в). В месте сопряжения
может быть либо угловая точка, либо плавный уча-
сток. Чтобы избежать отрыва потока от стенок углы
профиля должны быть:
-	для сужающейся части сопла <60° (от гори-
зонтали);
-	для расширяющейся части <14° [9.12.3].
Сопла Лаваля могут работать на трех режи-
мах (см. Рис. 9.13):
-	с полным расширением, когда статическое
давление на срезе сопла равно давлению в окру-
жающей среде Рс = Р (см. Рис. 9.1 За);
-	с перерасширением, когда статическое дав-
ление на срезе сопла меньше давления в окружаю-
щей среде Р <Р (см. Рис. 9.1 36);
-	с недорасширением, когда статическое дав-
ление на срезе сопла больше давления в окружаю-
щей среде Р>Ру (см. ис. 9.1 Зв).
Очевидно, что тяга сопла максимальна на ре-
жиме полного расширения. Однако, для установ-
ленного на самолет двигателя это не всегда так.
Максимальная тяга обеспечивается на режиме
с недорасширением. Объясняется это тем, что рас-
ширяющаяся за срезом сопла струя создает «под-
пор» для внешнего потока, что увеличивает давле-
ние на внешнем обтекателе сопла. Происходит так
называемое «восстановление давления», которое
может дать положительный эффект, больший, чем
внутренние потери от недорасширения.
Рисунок 9.13 - Режимы работы сопла Лаваля
[9.12.1]
С учетом уменьшения габаритов и массы со-
пла «расчетные» режимы (т.е. на которых задают-
ся параметры в техническом задании на двигатель),
как правило, с недорасширением.
9.2 - Выходные устройства ТРДД
ВУ ТРДД существуют двух типов:
-	со смешением потоков наружного и внутрен-
него контуров и общим соплом;
-	с раздельным истечением из наружного и внут-
реннего контуров.
Выбор типа ВУ зависит от многих факторов:
параметров двигателя, требований к массе, акус-
тическим характеристикам, реверсивному устрой-
ству, компоновки двигателя на самолете, его назна-
чения. Выбор результат поиска оптимального
решения с учетом всех факторов и требований.
539
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
9.2.1 - Выходные устройства со
смешением потоков
ВУ со смешением потоков и общим соплом
позволяют при умеренной степени двухконтурнос-
ти т = 2...3 дать существенное улучшение эконо-
мичности (до 4% по удельному расходу), которое
сохраняется до ш = 8... 10. С такими ВУ проще по-
лучить требуемые акустические характеристики
и обратную тягу на режиме реверсирования.
Однако ВУ со смешением имеют сравнитель-
но большую массу, сложнее компонуются на само-
лете из-за большего сопротивления интерференции.
В конструкцию ВУ ТРДД со смешением вхо-
дят: «жесткое» сопло, затурбинный «конус» (час-
то профилированный) и смеситель. Пространство
между сечениями на выходе из смесителя и на вы-
ходе из сопла является камерой смешения потоков
наружного и внутреннего контуров. Эффектив-
ность ВУ со смешением в значительной степени
определяется конструкцией смесителя. Существу-
ют различные типы смесителей:
-	кольцевые имеют форму расширяющейся,
сужающейся или цилиндрической круглой трубы
(см. Рис. 9.2.1 1). Конструктивно это самые про-
стые смесители, имеющие минимальные массу
и гидравлическое сопротивление, но и наимень-
шую эффективность.
-	инжекторные поток одного из контуров
внедряется в другой под углом через щелевые от-
верстия (см. Рис. 9.2.1 2);
-	вихревые потоки контуров перед смеше-
нием предварительно закручиваются;
-	лепестковые смесители (см. Рис. 9.2.1 3
...9.2.1 5).
Смешение потоков с помощью инжекторных
и вихревых смесителей повышает интенсивность
выравнивания параметров в камере смешения, но
при этом сопровождается чрезмерно высокими
потерями полного давления. Наиболее широкое
распространение в двигателестроении получили
лепестковые смесители, позволяющие выровнять
потоки с приемлемым уровнем потерь полного
давления. Быстрое выравнивание параметров с по-
мощью лепесткового смесителя достигается за счет
глубокого взаимного внедрения потоков на входе
в камеру смешения.
Лепестковый смеситель представляет собой
одностенную гофрированную оболочку (см.
Рис. 9.2.1 3) пространственной формы, характери-
зуемой параметрами, которые можно разделить на
три группы.
К первой группе относятся геометрические
параметры, которые задаются на основании тер-
Рисунок 9.2.11 - ТРДД с кольцевым смесителем
1-общее сопло; 2-кольцевой смеси-
тель; 3-затурбинный конус
Рисунок 9.2.1_2 - Инжекторное смесительное
устройство [9.12.4] (Печатается
с разрешения Rolls-Royce pic)
модинамического расчета двигателя величины
проходных площадей по внутреннему и наружно-
му контурам на входе и выходе из проточной час-
ти смесителя — F, ,F, (на входе), F , F (на
выходе). Величина площади на входе в смеситель
со стороны внутреннего контура F1bh определяет-
ся площадью на выходе из проточной части турби-
ны за последним рабочим колесом. Величины пло-
щадей на выходе из смесителя ^2вн, Р2нар зависят от
объемных расходов потоков и определяются из
условия равенства статических давлений на выхо-
де из смесителя.
Ко второй группе относятся параметры, кото-
рые характеризуют геометрический облик смеси-
теля и определяют глубину взаимного внедрения
потоков:
-	количество «лепестков» z;
540
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
-	соотношение площади кольцевого зазора
между затурбинным конусом и кромками «карма-
нов» вн к площади внутреннего контура на сре-
зе смесителя F JF ;
-	углы наклона образующих лепестков 0С[
и карманов СК2;
-	степень раскрытия смесителя h JH',
-	угол подрезки лепестков или карманов у.
К третьей группе относятся параметры, кото-
рые характеризуют форму элементов лепестков сме-
сителя и могут быть переменными по его длине:
-	радиусы кривизны лепестков и карманов /?;
-	ширина лепестка по высоте и по длине сме-
сителя со стороны внутреннего контура.
От выбора этих параметров зависит уровень
профильных потерь, определяющихся безотрывно-
стью обтекания поверхностей смесителя и сведе-
нием к минимуму размеров зон ускорения и тор-
можения потоков в пристеночном слое.
Передача энергии от горячего потока к холод-
ному осуществляется в ВУ путем непосредственно-
го взаимодействия потоков в процессе их смеши-
вания. При этом передача энергии в большую массу
холодного воздуха наружного контура происходит
путем и по законам тепломассообмена в турбулен-
тных струях, что связано с потерями диффузии,
потерями кинетической энергии при смешении,
гидравлическими и газодинамическими потерями
в каналах смесителя и сопле, снижающими эффект
от смешения [9.12.5]...[9.12.8].
Эффективность смешения характеризуется ко-
эффициентом тяги ВУ, который можно представить
как функцию двух характеристик: полноты смеше-
ния и потерь полного давления. Коэффициент тяги
С определяется:
И
_______________ЛНЗМ
Т (G	V ) +(g	V )	С9-2’1)
УУнЗМ т ТЕОР /НАР 'С’ИЗМ т ТЕОР /ВН
где /?	— измеренная тяга ВУ;
G — измеренный массовый расход каждого
контура;
F ~ скорость потока в каждом контуре,
определенная при условии расширения
потока до местного давления окружаю-
щей среды.
Полнота смешения потоков определяется из урав-
нения:
Лем —
Стн С Тс
^Тид
(9.2-2)
где СТн, СТс — экспериментально определенные
значения коэффициентов тяги горяче-
541
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
го и холодного потоков для заданной
конфигурации выходного устройства;
дсТвд идеальный прирост коэффициента
тяги, который может быть получен
при полном смешении.
Суммарные потери полного давления вдоль
смесителя и камеры смешения, отнесенные к по-
терям соответствующей конфигурации свободно-
го (кольцевого) смесителя, рассчитываются по па-
раметрам холодного потока из уравнения:
С —С
'-'Тс	'-'Тс0
Ксг • CTCq
(9.2-3)
Рисунок 9.2.14 - ВУ двигателя ПС-90А со смеше-
нием потоков
1 - корпус; 2 - сопло; 3 - смеси-
тель; 4 - конус затурбинный;
5 - наружный обтекатель сопла
где Стс величина коэффициента тяги для конфи-
гурации смесителя с принудительным
смешиванием (лепесткового);
СТСо - величина коэффициента тяги для соот-
ветствующей базовой конфигурации
кольцевого смесителя;
сТ ~
к-\
2к
( *-1 Y1
-1
к 7
- коэффициент влияния.
для защитного корпуса ходового винта).
Рисунок 9.2.1_5 - ВУ двигателя ПС-90А
1 - корпус; 2 - сопло; 3 - смеситель; 4 - конус затурбинный; 5 - наружный обтекатель со-
пла; б - фланец
542
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Наибольший прирост тяги за счет смешения
достигается при близких по величине полных дав-
лениях потоков внутреннего и наружного контуров
на выходе из смесителя.
В настоящее время можно расчетным спо-
собом предварительно оценить эффективность
смесительного устройства (величину потерь пол-
ного давления в каналах смесителя, сопла, пол-
ноту смешения) с помощью двухмерных и трех-
мерных пакетов программ. Окончательный выбор
смесительного устройства осуществляется пос-
ле проведения испытаний на моделях или на на-
турном двигателе.
Пример конструкции ВУ двигателя ПС-90А со
смешением потоков наружного и внутреннего кон-
туров приведен на Рис. 9.2.1 4 и 9.2.1 5. ВУ состо-
ит из корпуса 1, сопла 2,смесителя 3 и затурбин-
ного конуса 4. В конструкцию ВУ также входят
наружный обтекатель 5 сопла и фланец 6 крепле-
ния обтекателя. Корпус 1 сварной конструкции,
передним фланцем крепится к наружному корпу-
су двигателя. Сопло 2 передним фланцем крепит-
ся к корпусу 1. Смеситель 3 состоит из восемнад-
цатилепестковой обечайки с приваренным фланцем
для крепления к задней опоретурбины. Снаружи
к соплу 2 и корпусу 1 крепится обтекатель 5, явля-
ющийся продолжением мотогондолы двигателя.
Пространство между сечениями на выходе из сме-
сителя и на выходе из сопла является камерой сме-
шения потоков наружного и внутреннего контуров.
Корпус 1 с соплом 2 образуют наружный
профиль канала наружного контура и камеры сме-
шения. Смеситель 3 является внутренним профи-
лем канала наружного контура и наружным вме-
сте с затурбинным конусом - канала внутреннего.
Корпус 1, сопло 2 и фланец 6 выполнены из
титанового сплава, смеситель 3 и затурбинный ко-
нус 4 выполнены из теплостойкой нержавеющей
стали. Обтекатель сопла 5 выполнен из алюмини-
евого сплава.
9.2.2 - Выходные устройства ТРДД
с раздельным истечением потоков
ВУ с раздельным истечением потоков (см.
Рис. 9.2.2 1) имеет два сопла, установленных на
выходе из наружного и внутреннего контуров дви-
гателя.
Из Рис. 9.2.2 1 видно, что такое ВУ конструк-
тивно проще и легче ВУ со смешением потоков.
Однако, обтекание мото го идолы двигателя с таким
ВУ более сложное, зависящее от геометрических
параметров сопел, мото гондолы; взаимного распо-
ложения мотогондолы, пилона, крыла; режимов
работы двигателя, скорости полета самолета. Ис-
следования показывают, что правильный выбор
обводов хвостовой части двигателя, его располо-
жения относительно крыла позволяют не только
существенно снизить сопротивление интерферен-
ции, но и получить даже прирост тяги.
Выбор геометрических параметров ВУ с раз-
дельным истечением производится по результатам
расчетов течения газа в трехмерной постановке.
Окончательный выбор геометрии ВУ с раздельным
истечением производится после проведения мо-
дельных испытаний.
Сопло наружного конгу ра
Рисунок 9.2.21 - ВУ с раздельным истечением потоков из контуров [9.12.4] (Печатается с разрешения
Rolls-Royce pic)
543
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
На начальном этапе проектирования предва-
рительно могут быть рекомендованы следующие
параметры (см. Рис. 9.2.2 2):
-а=5...20°,Д = 7...20°,
-у=3...18°, 8 = 5...20°.
По результатам испытаний, проведенных как
на моделях, так и на натурных двигателях, полу-
чено, что минимальные потери тяги обеспечива-
ются при углах наклона образующих сопла наруж-
ного контура в диапазоне 6... 16°. При больших
углах наклона образующих (более 16°) возможны
отрывы потока от поверхности, что приведет к по-
явлению дополнительных потерь тяги. При малых
углах наклона образующих сопла наружного кон-
тура (менее 6°) увеличиваются длина и масса со-
пел, что может оказаться неоптимальным для кон-
кретного двигателя.
Степень совершенства ВУ с раздельным ис-
течением характеризуется коэффициентом потерь
тяги в соплах:
_ и
2J _ _ ИЗМ
^ИД
и коэффициентом расхода:
.. _ ^*изм
Нс - „
Полученные с помощью современных методов рас-
чета и уточненные по результатам модельных ис-
пытаний коэффициенты потерь тяги и расхода из-
меняются в диапазонах:
Я = 0,95... 0,98 ; ц =0,95...0,98
При расчете характеристик следует учиты-
вать:
-	влияние крутки потока газа внутреннего кон-
тура и потока воздуха наружного контура;
-	влияние загромождения стойками задней
опоры канала внутреннего контура;
-	взаимодействие набегающего потока возду-
ха, обтекающего мотогондолу, с пилоном и крылом
(при размещении двигателя на крыле).
ВУ ТРДД с раздельным истечением потоков
из контуров образовано двумя сужающимися, про-
филированными или сужающе-расширяющимися
соплами, рассмотренными в разделе 9.1.
Рисунок 9.2.22 - Схема ВУ с раздельным истечени-
ем потоков
Рисунок 9.2.23 - Конструкция ВУ двигателя GE90-94B с раздельным истечением из внутреннего и наруж-
ного контуров
1 - сопло наружного контура; 2 - сопло внутреннего контура; 3 - затурбинный конус; 4 -
турбина; 5 - опора турбины задняя
544
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Пример конструкции ВУ двигателя GE90-94B
(фирмы General Electric Company)c раздельным
истечением из контуров приведен на Рис. 9.2.2 3.
ВУ состоит из сопла 1 наружного контура,
сопла 2 внутреннего контура и затурбинного кону-
са 3. Наружное сопло 1 крепится к наружному кор-
пусу двигателя, внутреннее сопло 2 и затурбинный
конус 3 крепятся к задней опоре 5 турбины.
Внутреннее сопло 2 и затурбинный конус 3
выполняются из теплостойкой нержавеющей ста-
ли или жаропрочного сплава (в зависимости от
рабочей температуры). Наружное сопло 1, работа-
ющее при относительно низких температурах, вы-
полняется из титановых, алюминиевых сплавов
или из полимерно-композиционных материалов.
Сопла и затурбинный конус могут быть вы-
полнены с использованием звукопоглощающих
конструкций.
9.3 - Регулируемые сопла
При степени понижения давления газа
Л * > 2,5 потери в «жестком» сопле на нерасчет-
ных режимах могут стать неприемлемыми. В этом
случае, а также в случае использования на двига-
теле форсажной камеры (ТРДФ, ТРДДФ) возника-
ет необходимость изменения площадей критичес-
кого, а при Л* » 2,5 — и выходного сечений
сопла, а также формы его каналаз в процессе изме-
нения режима работы двигателя, изменения режи-
ма полета. Форма канала может трансформировать-
ся из сужающейся в сужающе-расширяющуюся
и обратно. Такие сопла называются регулируемы-
ми (PC). Они позволяют получить максимальный вы-
ходной импульс в широком диапазоне высот и ско-
ростей полета, при изменении 7Г * до 20 и более. Чем
больше Я,* и чем шире диапазон высот и скоростей
полета, тем больше влияние сопла на эффектив-
ность двигателя и характеристики самолета.
Кроме выполнения своей основной задачи
обеспечения максимального выходного импульса,
PC позволяют улучшить некоторые характеристи-
ки двигателя, в частности:
-	характеристики запуска (увеличение площа-
ди критического сечения раскрытие сопла
уменьшает сопротивление за турбиной, облегчая
раскрутку ротора на запуске, и снижает потребную
мощность стартера);
-	скоростную характеристику (раскрытие со-
пла с увеличением скорости полета дает возмож-
ность увеличить частоту вращения ротора и тягу
двигателя);
-	повысить запас устойчивости компрессора.
9.3.1 - Осесимметричные регулиру-
емые сопла
Первые PC, как и нерегулируемые, были круг-
лыми в сечении или, точнее, осесимметричными.
Их развитие шло от конструкций с регулировани-
ем площади только критического сечения по двум
схемам:
1. С центральным телом. Возможно, первое
регулируемое сопло такого типа было на ТРД Jumo
004, установленном на Ме262 в 1942 году. (В рос-
сийском обозначении РД10 Jumo 004 устанавливал-
ся на ЯК15). Из-за сложности охлаждения цент-
рального тела в ТРДФ PC с центральным телом
развития не получили.
2. С помощью шарнирно установленных на
фланце форсажной камеры силовых элементов —
створок и расположенных между ними уплотни-
тельных элементов - проставок. Типичная конст-
рукция PC такого типа приведена на Рис. 9.3.1 1.
Регулирование площади критического сечения
производилось поворотом (закрытием) створок,
шарнирно закрепленных на фланце форсажной ка-
меры, перемещаемыми в осевом направлении по на-
правляющим роликами, установленными на корпу-
се. Сверхзвуковая часть сопла и выходное сечение
формировались «жидкими стенками» эжектора.
Наружная часть сопла образовывалась «жестким»
насадком.
Эжекторный контур требовал значительного
расхода вторичного воздуха, что увеличивало га-
бариты и массу самолета.
Стремление к уменьшению коэффициента
эжекции привело к замене наружного насадка
створчатой конструкцией (см. Рис. 9.3.1 2), в прин-
ципе аналогичной дозвуковой части сопла, но ус-
танавливаемой либо под действием аэродинами-
ческих сил (так называемая «флюгерная» часть или
«флюгерные» створки), либо за счет кинематичес-
кой связи с дозвуковым соплом.
Дальнейшее совершенствование PC шло по
пути постепенного отказа от эжекторного контура
(Кэж = 0) и замены «жидких стенок» створчатой
конструкцией. «Наступление» на жидкий контур
шло с двух сторон: вначале со стороны выходного
сечения появились так называемые «подстворки»,
а затем и со стороны дозвуковой части - второй
ряд створок («надстворок») (см. Рис. 9.3.1 3). Та-
ким образом, на большинстве форсажных режимов
разрыв сверхзвукового контура исчез и PC стало
на этих режимах «автомодельным». «Жидкие стен-
ки» сохранились только на бесфорсажных режи-
мах. Логическим завершением развития осесиммет-
ричных створчатых конструкций PC стало создание
545
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.11 - PC створчатого типа [9.12.4] (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic)
а) - створка сопла в положении «закрыто»; б) створка сопла в положении «открыто»
всережимных сопел Лаваля (см. Рис. 9.3.1 4). Та-
кие PC часто называют «автомодельными», что не
совсем корректно, поскольку и в соплах с разрывом
сверхзвукового контура возможны автомодельные
режимы. В то же время не автомодельное течение
может возникнуть на нерасчетных режимах и в соп-
ле Лаваля.
Одновременно с совершенствованием газоди-
намических схем PC развивались и системы управ-
ления ими. Это относится в первую очередь к уп-
равлению площадью выходного сечения, поскольку
управление критическим сечением и определяет
этот класс ВУ. Развитие шло от саморегулирова-
ния Рвых в эжекторе с жестким насадком к саморе-
гулированию с флюгерными створками и частич-
ному управлению от механизма регулирования
критического сечения. Возможно одним из после-
дних PC, где уже была реализована схема сопла Ла-
валя, но Рвых «саморегулировалась», было сопло дви-
гателя АЛ-31Ф (ММ3 «Сатурн»). В этом PC
сверхзвуковая часть по сути уже имела привод в ви-
де «гирлянды», расположенной по окружности це-
почки пневмоцилиндров с подачей воздуха из-за
Рисунок 9.3.12 - PC двигателя М88 (Фотография
любезно предоставлена Snecma
Moteurs)
546
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
а)	б)
Рисунок 9.3.13 -PC (с частично снятыми внешними створками) двигателя Д30-Ф6
(ТМКБ «Союз», ОАО «Авиадвигатель»)
а) «бесфорсажные» режимы; б) форсажные режимы
Рисунок 9.3.14 - PC (со снятыми внешними створками) двигателя F100 (Pratt&Whitney)
547
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
компрессора, но не имела своего регулятора. Пер-
вым отечественным PC типа сопла Лаваля с раз-
дельным регулированием площадей критического
и выходного сечений стало сопло двигателя РД-33
(ТМКБ «Союз»),
Казалось бы «эволюция», о которой так дол-
го говорили конструкторы, завершилась...». (Пе-
рефразированы слова В.И.Ленина : «.. .революция,
о которой так долго говорили большевики, свер-
шилась...».) Однако... Если посмотреть характе-
ристики самолетов, на которые установлены дви-
гатели с PC типа сопла Лаваля, то обнаружится, что
все они имеют максимальную скорость полета не
более М = 2,3. Разумеется, это не случайно и ста-
новится понятным, как только попытаешься прак-
тически реализовать схему сопла Лаваля для боль-
шего диапазона скоростей полета. Дело в том, что
при определенных ограничениях на углы раскры-
тия сверхзвуковой части и наружных обводов,
обеспечивающих безотрывное течение как внутри
сопла, так и снаружи, длина створок вырастает
настолько, что масса работоспособной конструк-
ции становится неприемлемой.
Таким образом, для двигателей многорежим-
ных самолетов с максимальной скоростью полета
М>2,3 схема PC двигателя Д30-Ф6 оказывается оп-
тимальной и сегодня, спустя несколько десятилетий
после создания. В связи с изложенным, представ-
ляется целесообразным рассмотреть конструкцию
PC более подробно именно на примере сопла дви-
гателя Д30-Ф6.
9.3.1.1 - Регулируемое сопло
двигателя Д30-Ф6
РС двигателя Д30-Ф6, устанавливаемого на
самолет МИГ-31 с максимальной скоростью поле-
та, соответствующей М}[ = 2.83, выполнено по схе-
ме с разрывом сверхзвукового контура и аэродина-
мическим регулированием выходного сечения -
с флюгерными самоустанавливающимися под дей-
ствием перепада давления от газовых сил и давле-
ния на наружной поверхности створками. Выбор
схемы сопла обусловлен высоким числом М}[и ди-
апазоном регулирования проходных площадей. На
Рис. 9.3.1 3 приведен общий вид, а на Рис. 9.3.1.11
Рисунок 9.3.1.11 - Схема положения элементов
сопла на различных режимах
1 - гидроцилиндр (ГЦ); 2 - шток
ГЦ; 3 - качалка; 4 - тяги приво-
да; 5 - шарнир створок первого
ряда; 6 - фланец сопла; 7 -
створка первого ряда; 8 - створ-
ка второго ряда; 9 - телескопи-
ческий демпфер; 10- форсаж-
ная камера; 11 - створка
третьего ряда; 12 - створка
четвертого ряда; 13 - балка
флюгерной части
Форсированные режимы
548
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.1.12 - Ферма PC
1 - фланец сопла; 2 - кольцо си-
ловое; 3 - кронштейн створок и
тяг фермы; 4 - кронштейн
крепления тяг и качалок;
5 - тяги фермы; 6 - кронштейн
крепления ГЦ; 7 - кронштейн
крепления балок
Рисунок 9.3.1.13 - Звено створок с тягами привода
1 - шарнир створки; 2 - створка первого ряда; 3 - створка второго ряда; 4 - фиксатор; 5,
б - пазы фиксатора; 7- гнёзда-направляющие; 8-упоры; 9 - винт; 10 - втулка; 11- гай-
ка; 12 - экран; 13 - сферический подшипник; 14 - ось; 15- тяги привода; 16 - демпфер
549
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.1.14 - Телескопическая тяга-демпфер
1 - шток; 2 - гильза; 3 - кольцо
— схемы PC на различных режимах.
Проточная часть сопла образована четырьмя
рядами створок и установленных между ними
проставок. В каждом ряду по 18 створок и 18 про-
ставок. Площадь критического сечения сопла ус-
танавливается в зависимости от режима работы
двигателя поворотом створок первого и второго
рядов с помощью 18 гидро цилиндров. Рабочей жид-
костью является топливо, подаваемое под давлени-
ем до 220 кгс/см2. Каждый гидроцилиндр развива-
ет усилие до 4000 кгс.
Площадь выходного сечения устанавливает-
ся под действием перепада давлений со стороны
газового потока на створки и проставки 3 и 4 ря-
дов и внешнего потока на наружные створки.
При запуске двигателя сопло находится в рас-
крытом положении, близком к показанному на
Рис. 9.3.1.1 1в. После выхода двигателя на режим
«Малый газ» в поршневые полости гидроцилинд-
ров 1 подается топливо под давлением от насоса
сопла. Штоки 2 ГЦ выдвигаются и вращают качал-
ки 3, которые с помощью тяг 4 поворачивают на
шарнирах 5, установленных на фланце 6, створки
7 первого и присоединенные к ним шарнирно
створки 8 второго рядов. Створки 7 и 8 соединены
между собой телескопическими тягами («демпфе-
рами») 9, благодаря которым на закрытие они дви-
жутся вместе, как одно целое, преодолевая усилие
от давления газовых сил. В определенный момент
створки 8 проходят положение параллельное оси
сопла (образуют цилиндр) и критическое сечение
со створок 7 первого ряда переходит на конец сво-
рок 8 второго (см. Рис. 9.3.1.1 1а). Дозвуковая
часть сопла принимает форму биконического ка-
нала. В таком положении сопло остается до мак-
симального бесфорсажного режима.
При включении форсажной камеры (ФК) 10
давление в поршневой полости гидропилиндров
уменьшается и створки под давлением газовых сил
поворачиваются, увеличивая критическое сечение
сопла. Двигаясь дальше, створки 8 опираются на
створки 11 третьего ряда. Телескопическая тяга 9
раздвигается. Под давлением газовых сил створки 11
и 12, установленные на балках 13, поворачиваются,
550
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.1.1_5 - Крепление звена проставок
1 - звено створок; 2,3 - коромысло; 4 - звено проставок; 5 - экран створки
увеличивая выходное сечение сопла. На крейсерс-
ком форсированном режиме (см. Рис. 9.3.1.1 16)
сопло принимает форму сопла Лаваля.
При увеличении расхода топлива в ФК регу-
лятор сопла устанавливает давление в гидроцилин-
драх, уравновешивающее усилие газовых сил на
большей площади критического сечения. При мак-
симальной площади критического сечения сопла
площадь выходного сечения также максимальна.
Это упрощенная схема работы. В действитель-
ности все несколько сложнее. Так и на бесфорсаж-
ных режимах сопло находится «под регуляторм»,
позволяющим компенсировать деформации (рас-
крытие критического сечения) от действия газовых
сил; раскрывать сопло по скорости полета; более
сложно управление на форсированных режимах
для обеспечения устойчивости компрессора (опе-
режающие раскрытия), предотвращения срыва
в ФК и аэродинамической устойчивости самого
PC. Более сложно и взаимодействие между регу-
лируемой и флюгерной частями.
При увеличении расхода топлива в ФК регу-
лятор сопла устанавливает давление в гидроцилин-
драх, уравновешивающее усилие газовых сил на
большей площади критического сечения. При мак-
симальной площади критического сечения сопла
площадь выходного сечения также максимальна.
Рассмотрим конструкцию сопла и его основ-
ных элементов.
Основу сопла, показанного на Рис. 9.3.1 3,
составляет ферма (см. Рис. 9.3.1.1 2), образован-
ная фланцем 1 сопла и кольцом силовым 2, соеди-
ненных между собой через кронштейны 3 створок
и кронштейны 4 тягами 5. На фланце установлены
кронштейны 6 крепления ГЦ, а на кольце кронш-
тейны 7 крепления балок 2 (см. Рис. 9.3.1.111)
флюгерной части (см. Рис. 9.3.1.1 12). На кронш-
тейны 4 устанавливаются также качалки 5 (см.
Рис. 9.3.1.17) привода.
На кронштейны 3 фермы (см. Рис. 9.3.1.12)
551
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.1.1_6 — Звено проставок
1 - проставка первого ряда; 2 - проставка второго ряда; 3 - ось; 4, 5 - коромысла; 6 - эк-
ран; 7 — отверстие; 8 - клапан
устанавливаются с помощью кронштейнов 1 (см.
Рис. 9.3.1.13) звенья створок, состоящие из шар-
нирно соединенных между собой створок 2 перво-
го и створок 3 второго рядов.
Взаимное положение створок между собой оп-
ределяется установленной между ними телескопи-
ческой тягой («демпфером») 16 (см. Рис. 9.3.1.13):
при минимальной длине тяги (на упоре) угол меж-
ду створками минимальный. Угол увеличивается при
выдвижении штока 1 (см. Рис. 9.3.1.1 4) из гильзы
2. На штоке установлены упругие кольца 3, создаю-
щие сухое трение, демпфирующее колебания ство-
рок второго ряда на режимах аэродинамической не-
устойчивости (приложение 1). Между звеньями
створок 1 (см. Рис. 9.3.1.1 5) с помощью коромы-
сел 2 и 3 устанавливаются звенья проставок 4.
Взаимному смещению створок в шарнире пре-
пятствует фиксатор 4, установленный в пазы 5 и 6
створок 2 и 3 соответственно. На створках выпол-
нены гнезда-направляющие 7 для коромысел 2 и 3
(см. Рис. 9.3.1.15) звеньев проставок. На концах
створок 3 выполнены упоры 8, обеспечивающие
зазор между створками второго и третьего рядов
для подвода охлаждающего воздуха из межствор-
чатого пространства на форсированных режимах.
На створках 2 со стороны проточной части с помо-
щью винтов 9, втулок 10 и гаек 11 установлены
экраны 12 для охлаждения створок первого и вто-
рого рядов. К створкам 2 первого ряда с помощью
сферических подшипников 13 и осей 14 крепятся
тяги 15 привода, каждая из которых другим кон-
цом также через сферические подшипники крепит-
ся к своей качалке 5 (см. Рис. 9.3.1.17).
Звенья проставок аналогично звеньям створок
состоят из проставок 1 (см. Рис. 9.3.1.16) и 2, со-
ответственно первого и второго рядов, соединенных
между собой шарнирно осью 3 с возможностью вза-
имного продольного перемещения, но зафиксиро-
ванных в продольном направлении относительно
соответствующих створок коромыслами 4 и 5.
На проставках 1 (см. Рис. 9.3.1.16) первого
ряда аналогично створкам установлены экраны 6,
обеспечивающие необходимое охлаждение. На
проставках 2 второго ряда выполнены отверстия
7, закрывающиеся со стороны проточной части
шарнирно закрепленными клапанами 8. Отверстия
552
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.1.1_ 7 - Гидравлический привод PC (кронштейны качалок, кольцо силовое, тяги фермы, звенья
проставок, теплозащита ГЦ и трубопроводов, а также крепёжные элементы -условно
не показаны)
1 - гидроцилиндр; 2 - трубопроводы; 3 - хвостовик; 4 - шток гидроцилиндра; 5 - качал-
ка; б - проушина гидроцилиндра; 7 - крышка гидроцилиндра; 8 - кронштейн гидроцилин-
дра; 9 - фланец сопла; 10- тяги привода; 11 - звенья створок
с клапанами обеспечивают аэродинамическое дем-
пфирование на нерасчетных режимах (см. прило-
жение 1).
Перемещение створок и удержание их в опре-
деленном положении осуществляется приводом со-
пла. В конструкции сопла двигателя Д30-Ф6 ис-
пользован гидравлический привод.
Он состоит из восемнадцати гидроцилинд-
ров 1 (см. Рис. 9.3.1.1 7), объединенных прива-
ренными трубопроводами 2 в гидроуправление
(см. Рис. 9.3.1.1 8а). Трубопроводы имеют ком-
пенсаторы, обеспечивающие допустимый уро-
вень напряжений при перемещении гидроцилин-
дров в радиальной плоскости.
Гидроцилиндры 1 (см. Рис. 9.3.1.1 7) хвос-
товиками 3 штоков 4 поршней крепятся к качал-
кам5(см.Рис. 9.3.1.1 7), установленным на крон-
штейнах 4 (см. Рис. 9.3.1.1 2) кольца 2 силового
фермы, а проушинами 6 (см. Рис. 9.3.1.1 7) кры-
шек 7 к кронштейнам 8, установленным на
фланце 9 сопла. К каждой качалке 5 подсоедине-
ны две тяги 10 от соседних звеньев створок 11.
Такое построение привода обеспечивает синхрон-
ное перемещение всех элементов регулируемой
части сопла, его осесимметричность и, соответ-
ственно, стабильность вектора тяги.
Синхронному перемещению поршней ГЦ спо-
собствует одновременный подвод рабочей жидко-
553
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.1.18 - Гидроуправление
а) - гидроуправление в сборе; б) - ГЦ; в) - регулятор расхода
1 - гильза; 2 - втулка; 3 - гайка; 4 - крышка; 5 - поршень; б - хвостовик; 7 - гайки регу-
лировочные; 8 - теплоизоляция; 9 - экран; 10 - регулятор расхода; 11 - кожух; 12 - шту-
цер 13 - проточки регулятора; 14 - демпфер
сти под высоким давлением в полости со стороны
штоков всех ГЦ и такой же слив из полостей со сто-
роны поршней.
Силовой ГЦ (см. Рис. 9.3.1.1 8) состоит из
гильзы 1 с втулкой 2, закрепленной гайкой 3, при-
варенной к гильзе крышки 4, поршня 5 с хвосто-
виком 6. На хвостовике расположены гайки 7 для
регулировки длины гидроцилиндра и перемещения
(хода) поршня.
В качестве рабочего тела для силовых гидро-
цилиндров применяется основное топливо двига-
теля (керосин). Для уменьшения его подогрева
и обеспечения надежной работы уплотнений 1 (см.
Рис. 9.3.1.1 9) гильза ГЦ закрыта теплоизоляцией
8 (см. Рис. 9.3.1.1 8) и экраном 9, а шток поршня
с регулятором расхода 10 кожухом 11. Также теп-
лоизоляцией закрыты трубопроводы.
Керосин под давлением подается в штуцер 12
гильзы затем, омывая втулку 2 (см. Рис. 9.3.1.19),
попадает в штоковую полость 3 и далее, через от-
верстия 4 в канал между внутренней проточкой
штока и трубой 5 регулятора непосредственно в п-
554
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.1.19 - Схема охлаждения топливом элементов ГЦ
1 -уплотнения; 2 - втулка; 3 - полость штоковая; 4 - отверстия; 5 - труба
роточки 13 (см. Рис. 9.3.1.1 8в) регулятора расхо-
да и через демпфер 14 в поршневую полость ГЦ.
Расход топлива через гидроуправление поддержи-
вается постоянным, что обеспечивает стабильную
работу системы управления соплом.
Давление керосина в штоковой полости все-
гда выше, чем в поршневой. За счет силы от пере-
пада давлений в полостях, поршень втягивается
в гильзу, преодолевая усилие от газовых сил, дей-
ствующих на створки, перемещает их и уменьша-
ет площадь сопла. При уменьшении перепада дав-
лений, когда усилие на поршне становится меньше
усилия от газовых сил на створках, поршень выд-
вигается, и площадь сопла увеличивается. Мини-
мальная длина гидроцилиндра, а, следовательно,
и минимальная площадь сопла, достигается при
полностью втянутом поршне. Максимальная дли-
на гидроцилиндра и максимальная площадь сопла
достигаются при выдвинутом поршне.
Рассмотренные выше составляющие элемен-
ты: ферма (см. Рис. 9.3.1.1 2), звенья створок (см.
Рис. 9.3.1.13) с демпферами (см. Рис. 9.3.1.14),
звенья проставок (см. Рис. 9.3.1.1 6), детали при-
вода (см. Рис. 9.3.1.1 7) с гидроуправлением (см.
Рис. 9.3.1.1 8а) собранные вместе, составляют ре-
гулируемую часть сопла (см. Рис. 9.3.1.1 10).
На силовом кольце фермы монтируется так-
же и флюгерная, аэродинамически управляемая,
часть сопла, определяющая его выходное сечение.
Основу ее составляют установленные на кронш-
тейнах 1 (см. Рис. 9.3.1.111) балки 2, синхронное
перемещение которых обеспечивается шарнирами
3 и 4, соединенными между собой телескопичес-
ки через сферы 5.
К проушине 6 и через подвеску к проушине 7
(см. Рис. 9.3.1.111) крепятся створки 1 (см.
Рис. 9.3.1.1 12) третьего ряда. К кронштейнам 2,
установленным с внешней стороны балок, и под-
вескам 3 крепятся наружные створки 4, образую-
щие внешний обтекатель сопла и являющиеся про-
должением мотогондолы самолета. Створки
выполнены в виде одного узла с внутренними
створками 5 четвертого ряда. Такая подвеска ство-
рок компенсирует разницу в тепловых расширени-
ях деталей. Как между наружными створками, так
и между створками третьего и четвертого рядов
установлены уплотнительные проставки 6 и 7, со-
ответственно.
Регулируемая часть сопла в отличие от флю-
герной является модулем, который может исполь-
зоваться для стендовых испытаний двигателя. Без
второго ряда створок такое сопло применяется
на стендовых установках, в частности для сня-
тия характеристик компрессоров. Флюгерная же
часть в виде, показанном на Рис. 9.3.1.1 12, от-
дельно не собирается и не используется. Общий
вид PC в закрытом и открытом положениях пока-
зан на Рис. 9.3.1 3.
Регулируемое сопло является теплонапряжен-
ным узлом: его детали работают при температуре
порядка 10007С. Для обеспечения их работоспо-
собности используются жаропрочные материалы
на никелевой основе. Большинство деталей изго-
тавливается методом литья по выплавляемым мо-
делям, что позволяет получать крупногабаритные
отливки с толщиной стенок до 0,8 мм с последую-
щей механической обработкой только присоедини-
тельных мест и, соответственно, PC с достаточно
555
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.1.110 - Регулируемая часть сопла
1-ферма; 2-звено створок; 3-демпфер; 4-звено проставок; 5-привод; 6- гидроуправление
низкой удельной массой. На подвижные детали для
повышения износостойкости наносится методом
плазменного напыления твердое покрытие на ос-
нове карбидов вольфрама и твердая смазка на ос-
нове графита. Детали проточной части: створки,
проставки первого, второго и третьего рядов про-
ходят при изготовлении операцию термофиксации,
что уменьшает коробления в работе при высокой
температуре и способствует сохранению герметич-
ности.
9.3.2 - Плоские сопла
Примерно в середине семидесятых годов про-
шлого века авиационные конструкторы в стремлении
повысить боевую эффективность самолетов сформу-
лировали основные принципы ее осуществления: 1
повышение маневренности как на дозвуковых, так
и сверхзвуковых скоростях и 2 снижение радиоло-
кационной и инфракрасной заметности. Реализация
второй части этих принципов для самолетов в США
проходила в рамках программы «Stealth». В значи-
тельной степени и тот и другой принципы, как по-
казали исследования, достаточно просто могли
быть реализованы в конструкции ВУ: повышение
маневренности управлением вектора тяги (УВТ),
включая применение реверсивного устройства
(РУ), а снижение заметности заменой круглого
выходного сечения прямоугольным с соотношени-
ем высоты к ширине 1:2... 1:3 и более, исключени-
556
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.1.111 - Балки с механизмом синхронизации
1 - кронштейны; 2 - балки; 3 и 4- шарниры; 5 - сфера; би 7- проушины
557
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.1.112 - Флюгерная часть сопла
1 - створка третьего ряда; 2 - кронштейн; 3 - подвеска; 4 - наружная створка;
5 - створка четвёртого ряда; 6 - наружная проставка; 7 - проставка третьего ряда
ем прямой видимости наиболее нагретых частей
двигателя (лопаток турбины) и снижением темпе-
ратуры выхлопа. Такие ВУ получили название
«плоских сопел». Появилось множество схем, одна
из которых приведена на Рис. 9.3.2 1.
Конструктивно узел состоит из неподвижной
рамы 1, к которой крепятся все остальные подвиж-
ные и неподвижные элементы. Механизм управле-
ния створками состоит из рычажного устройства
и гидравлических приводов. На обеих боковых стен-
ках 2 сопла установлено по одному гидроцилиндру
3 для изменения площади критического сечения и по
два гидроцилиндра 4 — для привода сверхзвуковых
створок 5. Верхняя и нижняя створки дозвуковой
части сопла синхронизируются двумя симметрич-
ными рычагами 6 и приводятся двумя гидроцилин-
драми, по одному с каждой стороны. Сопло позво-
ляет осуществлять отклонение вектора тяги на угол
±20° при угловой скорости 30 град/сек.
558
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.21 - Схема плоского сопла с УВТ и РУ
1 - рама; 2 - стенка; 3- гидроцилиндр управления створками дозвуковой части сопла и
РУ;4 - гидроцилиндр управления створками сверхзвуковой части сопла; 5 - створка сверх-
звуковая; 6 - рычаг; 7 - створка дозвуковая; 8 - «щелевые» каналы РУ
Рисунок 9.3.2 2 - Двигатель F119-PW-100
1 - переходный участок; 2 - стенка; 3 - створка
Изменение площади критического сечения
осуществляется поворотом дозвуковых створок 7.
Реверсирование тяги обеспечивается дальнейшим
вращением створок дозвуковой части сопла, кото-
рые открывают «щелевые» каналы 8 для реверси-
руемого потока газов и закрывают критическое
сечение сопла. Изменение направления вектора
тяги осуществляется асимметричным отклонени-
ем сверхзвуковых створок.
По подобной схеме фирмой Pratt&Whitney
было создано ВУ для двигателя F100 самолета F15,
а в дальнейшем - для двигателя Fl 19-PW-100 (см.
Рис. 9.3.2. 2, 9.3.2 3) самолета F22.
Скорость отклонения вектора тяги на полном
форсированном режиме вверх и вниз до 20 град/сек.
Створки сопла могут занимать согласованное с дру-
гими кромками самолета положение с целью
уменьшения радиолокационной заметности и фор-
мируют выхлоп таким образом, чтобы уменьшить
его температуру.
Плоские сопла установлены также на двига-
телях General Electric F404-GE-F102 (тактический
ударный самолет F117 А), F118-GE-100 (бомбарди-
ровщик В-2).
В СССР также проводились эксперименталь-
но-исследовательские и опытные работы по плос-
559
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
б) Режим «УВ Г»
Рисунок 93.23 - ВУ двигателя F119-PW-100
ким соплам. Экспериментальное плоское сопло
было изготовлено в уфимском НПО «Мотор». Сопло
прошло стендовые испытания и было установлено
на левый двигатель АЛ-31Ф самолета СУ-27УБ, пе-
ределанного в летающую лабораторию Т10-26 (см.
Рис. 9.3.2 4). Хорошо видна разница с установлен-
ным на правом двигателе серийным осесимметрич-
ным соплом.
Летающая лаборатория выполнила «... 20 по-
летов, в ходе которых были получены данные по
значительному (в несколько раз) снижению ИК-за-
метности двигателя с плоским соплом» [9.12.9].
Однако развитие средств поражения сегодня опе-
режает возможности «самолетчиков» и «двигате-
листов» в дальнейшем уменьшении заметности
и вряд ли это состояние изменится.
560
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.24 - Плоское сопло двигателя АЛ-31Ф на летающей лаборатории Т10-26
Кроме того, обеспечение необходимой проч-
ности и жесткости конструкции плоского сопла
неизбежно сопровождается увеличением массы ВУ.
Так двигатель F100 (P&W) с плоским соплом име-
ет массу на 180 кг больше, чем с осесимметрич-
ным. Эта проблема частично может быть решена
применением композитных материалов типа «уг-
лерод — углерод», но проблема пререходного учас-
тка от круглого сечения за турбиной (никто еще не
сделал квадратной турбины!) к прямоугольному на
входе в сопло остается... Так при испытании со-
пла НПО «Мотор» потери тяги в плоском сопле за
счет трансформации потока достигли 14... 17%
...[9.12.9]. Остается управление вектором тяги
(УВТ). Но и это достоинство плоских сопел «пе-
рехвачено» и реализовано с осесимметричными со-
плами (и иногда даже с большей эффективностью).
9.3.3 - Осесимметричные сопла
с управляемым вектором тяги
Управление вектором тяги может произво-
диться разными способами:
-	пневматическим способом, с использовани-
ем эффекта Коанда;
-	при помощи дефлекторов, установленных
в районе выходного сечения сопла;
-	механическим способом, когда отклоняется
непосредственно сопло или его часть.
В настоящее время наибольшее распростра-
нение получил механический способ отклонения
вектора тяги. Отклонение вектора тяги осуществ-
ляется либо с помощью поворота всего осесиммет-
ричного сопла на шарнирной подвеске или только
его сверхзвуковой части.
К системам УВТ предъявляются следующие
основные требования:
-	система УВТ должна функционировать на
всех режимах работы двигателя;
-	площадь критического сечения сопла регу-
лируется независимо от системы УВТ и не долж-
на меняться при изменении вектора тяги;
-	частота отклонения вектора тяги может со-
ставлять до 50 движений в минуту при маневрах
самолета в вертикальной и до 25 при маневрах
в горизонтальной плоскостях;
-	скорость изменения углов до 30 град/с, по-
грешность установки угла ~ ± 0,1°;
-	давление газа за турбиной и расход газа че-
рез сопло на режиме УВТ должны быть такими же,
как при прямом выходе потока и с той же степе-
нью понижения давления в сопле Г.
-	при отказе системы УВТ сопло должно авто-
матически устанавливаться в положение прямой тяги.
561
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
9.3.3.1 - Осесимметричное сопло
с поворотным узлом
Наиболее понятной с точки зрения конструк-
ции системы УВТ является схема изменения векто-
ра тяги с помощью поворотного узла, размещенно-
го между форсажной камерой и соплом. При этом
поворот потока осуществляется в его дозвуковой
части сопла. Такая конструкция позволяет модер-
низировать существующие конструкции PC введе-
нием поворотного узла. Примером такого сопла яв-
ляется ВУ двигателя АЛ-31ФП (НПО «Сатурн»).
Осесимметричное сопло с поворотным уз-
лом позволяет обеспечить отклонение вектора
тяги в одной плоскости (см. Рис. 9.3.3.11). Оно
состоит из двух модулей: поворотного узла и ре-
активного сопла. Поворотный узел позволяет из-
менить направление вектора тяги на различных
режимах работы двигателя. Поворот осуществ-
ляется на угол ±15 градусов в одной плоскости.
Реактивное сопло осесимметричное, сверхзву-
ковое, всережимное, с непрерывным контуром.
Схема осесимметричного сопла с поворотным
узлом представлена на Рис. 9.3.3.12.
Поворотный узел состоит из неподвижного 1
и подвижного 2 корпусов с экранами. Неподвиж-
ный корпус шарнирно связан в горизонтальной
плоскости с подвижным корпусом при помощи
двух осей 3, закрепленных в неподвижном корпу-
се. На подвижном корпусе закреплено сферичес-
кое кольцо 4, по которому осуществляется стыков-
ка с мотогондолой.
К переднему фланцу подвижного корпуса
крепится уплотнительное кольцо 5 с подвижны-
ми в радиальном направлении графитовыми вкла-
дышами. Уплотнительное кольцо герметизирует
тракт охлаждения поворотного узла. К заднему
фланцу подвижного корпуса крепится корпус 6 PC.
Гидроцилиндры 7 управления вектором тяги шар-
нирно закреплены на неподвижном корпусе, а што-
ки гидроцилиндров на кронштейнах подвижно-
го корпуса. Верхние и нижние гидроцилиндры
работают в противофазе и управляются агрегатом
управления вектором тяги.
Осесимметричное сопло состоит из корпуса
и привода створок. На корпусе 6 шарнирно зак-
реплены дозвуковые створки 8. Сверхзвуковые
створки 9 шарнирно закреплены на концах дозву-
Рисунок 9.3.3.11 - Осесимметричное сопло с поворотным узлом (НПО «Сатурн»)
562
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
ковых створок. Наружные створки 10 шарнирно
закреплены на кронштейнах корпуса сопла, а их
концы через ролики подвижно закреплены в нап-
равляющих 11 сверхзвуковых створок на выходе
сопла. Механизм коррекции площади выходного
сечения выполнен в виде «браслета» из пневмо-
цилиндров 12.
Дозвуковые створки и проставки образуют
критическое сечение сопла. Управление створка-
ми осуществляется гидроцилиндрами 13. Измене-
ние площади критического сечения происходит за
счет возвратно-поступательного движения штоков
гидроцилиндров, обеспечивающих поворот ство-
рок через систему рычагов и тяг относительно зад-
него фланца корпуса сопла.
9.3.3.2 - Осесимметричные сопла
с управляемым вектором тяги
в сверхзвуковой части
Отклонение вектора тяги также может быть
осуществлено поворотом потока в сверхзвуковой
части сопла за критическим сечением.
Для этого в осесимметричном сопле (см.
Рис. 9.3.3.2 1) поворотный узел размещается меж-
ду венцами створок первого и второго рядов. Уп-
равление поворотом сверхзвуковой части сопла
позволяет обеспечить меньшее усилие управляю-
щей системы, чем при отклонении потока в дозву-
ковой части (осесимметричное сопло с поворот-
ным узлом).
Однако, потери тяги, связанные с поворотом
потока, могут значительно возрасти по сравнению
с потерями отклоненного осесимметричного сопла.
Рисунок 9.3.3.12 - Осесимметричное сопло с поворотным узлом
1 - неподвижный корпус; 2 - подвижный корпус; 3 - оси; 4 - сферическое кольцо; 5-уп-
лотнительное кольцо; 6 - корпус PC; 7 - гидроцилиндры управления вектором тяги; 8 -
дозвуковые створки; 9 - сверхзвуковые створки; 10 - наружные створки; 11 - направляю-
щие сверхзвуковых створок; 12 - пневмоцилиндры «управления» Fmj 13 - гидроцилинд-
ры управления FKp
563
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.3.21 - Схема регулируемого сопла с отклонением сверхзвуковой части
(General Electric Company)
Рисунок 9.3.3.2_2 — Сопло «КЛИВТ» (ГУНПП «Завод имени В.Я. Климова»)
1 - сверхзвуковые створки; 2 - наружные створки; 3 - обтекатели привода управления
вектором тяги
564
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.3.3.23 - Схема сопла «КЛИВТ»
1 - дозвуковые створки; 2 - гидроцилиндры регулирования F^; 3 -управляющее кольцо;
4 - гидроцилиндры управления вектором тяги; 5 - сверхзвуковые створки; 6 - тяги при-
вода сверхзвуковой части
В рассматриваемой схеме (см. Рис. 9.3.3.2 1)
поворот потока осуществляется после критическо-
го сечения сопла воздействием на сверхзвуковые
створки. Сопло обеспечивает всеракурсное откло-
нение вектора тяги (360°). Управление дозвуковы-
ми створками производится с помощью приводов
1, которые перемещают установочное кольцо 2
вдоль оси сопла. Ролики 3 на кольце перемещают-
ся по профилированной поверхности створок 4
и изменяют их угол наклона, а следовательно, и п-
лощадь критического сечения. Поворот сверхзву-
ковых створок 5 и поворот потока осуществляют-
ся за счет изменения угла наклона а кольца 6
управления сверхзвуковыми створками. Угол на-
клона кольца меняется за счет установки различ-
ной длины гидроцилиндров привода 7.
Другим примером сопла с УВТ за счет по-
ворота сверхзвуковой части является сопло
«КЛИВТ».
Сопло с УВТ (см. Рис. 9.3.3.2 2) разработано
на базе серийного регулируемого сопла двигателя
РД-33 (ТМКБ «Союз»),
Схема (см. Рис. 9.3.3.2 3) осесимметричного
PC с поворотом сверхзвуковой части обеспечива-
ет как и сопло GE всеракурсное (360°) отклонение
вектора тяги.
Площадь критического сечения регулируется
изменением угла наклона дозвуковых створок 1
относительно оси сопла с помощью двенадцати
гидроцилиндров 2, объединенных в гирлянду типа
«браслет», охватывающую сопло в районе крити-
ческого сечения.
565
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Площадь FBbK сопла регулируется независимо
от площади критического сечения при перемеще-
нии управляющего кольца 3 вдоль оси сопла. Пе-
ремещение управляющего кольца осуществляется
одновременным перемещением штоков трех управ-
ляющих гидроцилиндров 4.
Отклонение вектора тяги осуществляется из-
менением угла наклона управляющего кольца от-
носительно оси сопла за счет установки различной
длины управляющих гидроцилиндров. Сверхзвуко-
вые створки 5 кинематически связаны с управляю-
щим кольцом тягами 6 и системой рычагов, пово-
рачивающих створки. При этом конструкция
обеспечивает поворот сверхзвуковых створок на
угол 15°.
Недостатком конструкции сопел с поворотом
сверхзвуковых створок является сложность в уп-
лотнении соединения в месте стыковки дозвуковых
и сверхзвуковых створок. Края сверхзвуковых ство-
рок в месте стыковки с дозвуковыми створками
срезаны под углом, на который требуется повер-
нуть створки. Это требует дополнительных конст-
руктивных мероприятий по уплотнению проточ-
ной части сопла.
Разумеется, повышенный уровень утечек
и большая (по сравнению с соплом без УВТ) мас-
са характерны для всех конструкций с УВТ. Но
качество, которое дает УВТ самолету, стоит того
и за это стоит платить!
9.4 - Выходные устройства
двигателей самолетов
укороченного и вертикального
взлета-посадки
ВУ двигателей самолетов укороченного и вер-
тикального взлета-посадки (УВВП) в принципе
можно было бы отнести к классу сопел с УВТ:
и там, и там меняется вектор тяги. Но разное на-
значение и разные конструктивные исполнения дик-
туют целесообразность выделения их в отдельные
классы.
Сопла с УВТ предназначены, в основном, для
повышения маневренности в боевых условиях
и они, как правило, регулируемые, сверхзвуковые;
угол отклонения вектора тяги в соплах с УВТ ре-
гулируется обычно в пределах ±15° относительно
продольной оси двигателя. ВУ УВВП предназна-
чены, как следует из названия, для сокращения про-
бега при взлете и для вертикального взлета-посад-
ки самолета за счет создания подъемной силы,
превышающей его взлетный вес. Эти ВУ представ-
ляют собой, как правило, нерегулируемые дозву-
ковые сопла с углом поворота вектора тяги на 90°.
Для уменьшения потерь на поворот потока и умень-
шения габаритов в них могут устанавливаться на-
правляющие дефлекторы.
На Рис. 9.4 1 показаны схемы ВУ с двумя, че-
тырьмя и переключаемыми соплами. По схеме б)
с четырьмя поворотными соплами выполнено ВУ
двигателя Rolls-Royce Pegasus (см. Рис. 9.4 2).
На Рис. 9.4 3 показан двигатель Р27В-300
(ММ3 «Союз») с двумя поворотными соплами, а на
Рис. 9.4 4 Р79-300 (ММ3 «Союз») с одним пово-
ротным соплом.
Пример механизма поворота сопла показан
на Рис. 9.4 5. Сопло 1 поворачивается с помо-
щью цепного привода 2 ведущей «звездочкой»
3, вращаемой от коробки приводов. Сопло кре-
пится к вращающемуся корпусу 4, являющемуся
наружной обоймой шарикового подшипника. Кор-
пус вращается цепью 5 на шариках 6. Шарики ка-
тятся по беговой дорожке неподвижного корпуса
7. В качестве сепаратора в подшипнике использу-
ются шарики 7 меньшего диаметра.
Механизм может вращать сопла на угол
и больше 90° вплоть до получения обратной тяги.
Рисунок 9.41 - Варианты ВУ с дефлекторными соплами [9.12.4] (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic)
а) с двумя соплами; б) с четырьмя соплами; в) с переключаемыми соплами
566
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.42 -Двигатель Rolls-Royce Pegasus [9.12.4] (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic)
1 - КНД; 2 - поворотные сопла наружного контура; 3 - поворотные сопла внутреннего кон-
тура; 4 - КВД; 5 - КС; 6 - ТВД; 7 - ТНД; 8 - дефлекторы; 9 - привод
Рисунок 9.43 -Двигатель Р27В-300 с двумя пово-
ротными соплами
Рисунок 9.4 4 -Двигатель Р79-300 с одним пово-
ротным соплом
567
Рисунок 9.4 5 - Механизм поворота сопел двигателя Pegasus (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic)
1 - сопло; 2 - цепной привод; 3 - ведущая «звёздочка; 4 - вращающийся корпус; 5 - цепь;
6 - шарики; 7 - неподвижный корпус; 8 - шарики сепаратора
При этом:
-	поворот сопла на 90° должен осуществлять-
ся за время не более 2 секунд;
-	между изменением положения сопла и тягой
должна быть линейная зависимость;
-	количество горячих газов, попадающих на
вход в двигатель, не должно приводить к потере его
устойчивости.
9.5	- «Малозаметные» выходные
устройства
Проблема «заметности» ВУ часть общей
проблемы заметности летательного аппарата.
Различают акустическую заметность, заметность
в оптическом, радиолокационном и инфракрасном
(ИК) диапазонах электромагнитных волн.
Акустическая заметность шум не являет-
ся проблемой для военной авиации, поскольку для
нее, в отличие от коммерческой, шум не нормиру-
ется. При необходимости снижение шума может
обеспечиваться применением средств и методов,
описанных в главе 15.
Заметность в оптическом диапазоне, как
и шум, является ограниченным демаскирующим
признаком. Решается применением камуфлирую-
щих покрытий самолета, а для двигателя умень-
шением дымления камеры сгорания, уровня сажи-
стых частиц в струе.
Наиболее серьезными демаскирующими
факторами, определяющими заметность самоле-
та, являются заметность в радиолокационном
и ИК диапазонах. Основная характеристика, оп-
ределяющая радиолокационную заметность
эффективная площадь рассеивания (ЭПР). Наи-
больший вклад в ЭПР вносит отражение радио-
волн от воздухозаборника, компрессора и сопла.
Снижение ЭПР самолета достигается специаль-
ным профилированием планера, воздухозаборни-
ка (см. Рис. 9.5 1) и применением радиопоглоща-
юших покрытий.
Источником заметности в ИК диапазоне явля-
ются нагретые детали двигателя: лопатки турбины,
форсажной камеры, сопла, а также реактивная
струя. В значительной степени проблема заметнос-
ти и в том и другом диапазоне решается примене-
нием плоских сопел (см. раздел 9.3.2). На Рис. 9.5 1
568
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.51 - Самолёт-«невидимка» F-117
Рисунок 9.52 - Перспективный «малозаметный» ТРДДФ
хорошо видно «щелевидное» выходное сечение со-
пла, значительно уменьшающее «угол захвата».
Плоское сопло с блокированием «видимости» де-
талей турбины (см. Рис. 9.5 2) дополнительно сни-
жает заметность в ПК диапазоне (аналогично бло-
кируется в воздухозаборнике радиолокационная
«видимость» вентилятора).
Блокирование «видимости» в ВУ может быть
реализовано и в других конструкциях, например,
с помощью развитого центрального тела или ис-
кривленных каналов смесителя (см. Рис. 9.5 3).
Смеситель перекрывает прямую видимость
наиболее нагретых элементов турбины двигателя.
Криволинейные патрубки 1 выполнены с одинако-
выми по форме и проходной площади поперечны-
ми сечениями, смещенными относительно друг дру-
га на определенный угол в окружном направлении.
Величина угла смещения выбирается из условия
полного экранирования прямого ПК излучения от
деталей турбины через патрубки при выбранных
значениях количества патрубков, контура попереч-
ного сечения и осевой длины патрубков.
Промежутки между патрубками образуют воз-
душные каналы 2 для воздуха наружного контура,
который охлаждает патрубки и дополнительно сни-
жает величину ПК-излучения.
Дальнейшее снижение заметности в ПК диа-
пазоне достигается за счет применения охлаждения
стенок сопла, нанесения на них специального ме-
таллокерамического покрытия и снижения темпе-
ратуры по границе выхлопной струи «вдувом» хо-
лодного воздуха из наружного контура двигателя.
569
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.53 - Смеситель с блокированием «види-
мости» лопаток турбины
1 - криволинейные патрубки;
2 - каналы наружного контура
9.6	- Реверсивные устройства
Реверсивные устройства (РУ) это ВУ, созда-
ющие обратную тягу за счет поворота потока ра-
бочего тела в направлении «по полету» (Здесь рас-
сматривается реверсирование тяги только в ВУ)
и служащие, в основном, «аэродинамическими
тормозами», используемыми на обледенелой
и мокрой взлетно-посадочной полосе (ВПП), а так-
же для сокращения пробега при посадке и прер-
ванном взлете, для быстрого снижения в случае
разгерметизации кабины, для повышения манев-
ренности военных самолетов. РУ могут быть от-
несены к ВУ с УВТ, но если последние управля-
ют вектором тяги в некотором диапазоне, то РУ
только в двух положениях: «Прямая тяга» и «Об-
ратная тяга».
Кроме того, РУ достаточно самостоятельный,
широко применяемый класс ВУ, что приводит к це-
лесообразности рассматривать их отдельно.
Существует большое количество конструкций
РУ, но функционально можно выделить два типа:
-	реверсивные устройства, в которых разворот
и направление потока выполняется до его разгона
в сопле. Их можно классифицировать как РУ дав-
ления. В таких РУ перекрытие входа в сопло осу-
ществляется створками, на которых происходит
разворот потока, дальнейшее его отклонение в не-
обходимом направлении выполняется или решет-
ками (см. Рис. 9 1), или дополнительными створ-
ками (см. Рис. 9.6.2 1);
-	реверсивные устройства, в которых разворот
и направление потока выполняется после разгона
его в сопле. Их можно классифицировать как РУ
скорости. В таких РУ перекрытие осевого выхода,
разворот и направление потока осуществляется за
соплом створками ковшами (см. Рис. 9.6.1 1).
В РУ давления (РУ решетчатого или створча-
того типа) производится реверсирование или об-
щего потока (после смешения потоков обоих кон-
туров), или (при степенях двухконтурности больше
5) только потока наружного контура. В последнем
случае на двигателях с раздельным истечением по-
токов контуров может реверсироваться и внутрен-
ний контур или на него устанавливается нейтра-
лизатор прямой тяги (спойлер). На двигателях со
смешением потоков контуров из-за перерасшире-
ния в общем сопле потока внутреннего контура на
режиме реверсирования прямая тяга внутреннего
контура значительно уменьшается, поэтому специ-
альных мер по ее нейтрализации не принимают.
Схемы РУ решетчатого и ковшового типов
представлены на Рис. 9.6 1.
При выборе РУ для конкретного двигателя
необходимо учитывать предъявляемые к нему аэро-
динамические и конструктивные требования:
-	характеристики РУ (величина обратной тяги,
прямой тяги, коэффициент реверсирования, коэф-
фициент расхода);
-	потери тяги на крейсерском режиме, вклю-
чая изменение внешнего сопротивления гондолы;
-	область эксплуатационных режимов самого
РУ, включая выбор момента его включения и вре-
мени и степени дросселирования двигателя на ре-
жиме обратной тяги при пробеге самолета по ВПП
с целью предотвращения попадания струи на вход
двигателя, засасывания вихрей и посторонних
предметов;
-	влияние реверсивной струи на аэродинами-
ческие свойства самолета: его устойчивость и уп-
равляемость, значение силы сопротивления при
движении самолета на земле, отказ и непроизволь-
ное включение реверсивного устройства;
-	силовые и температурные нагрузки на дви-
гатель и на самолет, нестационарные нагрузки на
различные элементы самолета;
-	место подвески двигателя на самолете: при
близком расположении от фюзеляжа или ВПП по-
является необходимость укорачивания створок (РУ
ковшового типа), что может оказать существенное
570
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.6_1 - Схемы реверсивных устройств
а) РУ решетчатого типа (реверсирование потоков обоих контуров); б) РУ ковшового типа; в) РУ решетчатого типа (реверсиро-
вание потока наружного контура)
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
влияние на коэффициент реверсирования;
-масса РУ: створки РУ ковшового типа, при
расположении их за срезом сопла, могут оказаться
достаточно громоздкими и, следовательно, тяже-
лыми, кроме этого, для управления такими створ-
ками необходим механизм повышенной прочнос-
ти, что также увеличивает массу.
Эффективность реверсивного устройства оп-
ределяется коэффициентом реверсирования: тяги
наружного контура, если РУ располагается в на-
ружном контуре или тяги двигателя, если РУ рас-
полагается за срезом выходного устройства. Коэф-
фициент реверсирования является отношением
обратной тяги к прямой:
__ и
О _ ЛОЯР
КрЕВ~~^ (9.6-1)
где /?0БР - обратная тяга, создаваемая РУ;
Я - прямая тяга, определенная на реверсив-
ном режиме работы двигателя.
Обратная тяга, создаваемая реверсивным устрой-
ством, определяется:
(GK — Gyj- )• а  JrJ •
R0EP =---------------1--------cosa (9.6-2)
g
где G , Г*к - расход и поная температура воздуха
или газа в канале, где расположено РУ;
G - утечки воздуха или газа из канала,
не создающие вектора обратной тяги;
Лру - приведенная скорость потока на
выходе из реверсивного устройства;
а - угол выхода реверсивной струи
по отношению к оси двигателя;
/ 2к „
где R — газовая постоянная;
g = 9,81 м/с2 — ускорение свободного падения;
к — показатель адиабаты (при к = 1,4 а = 18,3 -
для воздуха; при к= 1,33 « = 18,1- для газа).
Величина утечек G из канала, в котором рас-
положено РУ, и скорость потока на выходе оп-
ределяются экспериментально, по результатам ис-
пытаний моделей РУ или натурных двигателей.
Прямая тяга /? д определяется по тем же пара-
метрам, что и обратная тяга при условии полного
расширения газа в канале:
_ СКаЛ1тК'кК
™ид	п	(9.6-3),
где Лк - приведенная скорость потока на выходе из
канала, определяется по газодинамической
функции = Р,/Р'\;
Р * - полное давление воздуха или газа в кана-
ле, где расположено РУ.
Коэффициент реверсирования РУ ковшового
типа может достигать значения Я рев = 0,4 и нем-
ного более, коэффициент реверсирования РУ ре-
шетчатого типа может достигать значения
Ярев = 0,5...0,55 , при этом коэффициент ревер-
сирования двигателя (без нейтрализации тяги внут-
реннего контура) достигает величины 0,24...0,28.
Реверсивное устройство ковшового типа эффектив-
нее применять в случае, когда не требуется боль-
шая величина обратной тяги (соответственно не
требуется большой коэффициент реверсирования),
РУ решетчатого типа когда требуемая величина
обратной тяги значительна.
Эффективность использования реверсивного
устройства зависит от величины создаваемой им
обратной тяги. Как видно из формулы (9.6-2) ве-
личина обратной тяги прямо пропорциональна углу
выхода реверсивной струи относительно оси дви-
гателя: чем меньше угол выхода струи из РУ, тем
больше величина обратной тяги. Однако, при этом
следует учитывать:
-	потоки газа, направленные в сторону фюзе-
ляжа самолета, будут нагревать и деформировать
его поверхность;
-	потоки газа, направленные к поверхности
ВПП, будут «подметать» ее, перемещая мелкие
твердые предметы вперед к воздухозаборнику;
-	потоки газа, выходящие под малым углом
к поверхности мото гондолы, могут «прилипнуть»
к ней и попасть на вход воздухозаборника, нару-
шая устойчивую работу двигателя;
-	при установке пары двигателей на неболь-
шом расстоянии друг от друга при включении РУ
реверсивные струи могут попасть на вход сосед-
него двигателя.
Минимальная величина (практически 50 гра-
дусов) угла выхода реверсивной струи ограничи-
вается эффектом прилипания реверсируемого по-
тока к мотогондоле. В качестве мероприятия по
предотвращению прилипания реверсивной струи
к мотогондоле может быть использована установ-
ка вертикальной стенки или специально подобран-
ного обтекателя вдоль передней границы реверсив-
ной струи.
Попадание на вход в двигатель реверсивной
струи и посторонних предметов с ВПП в большой
степени зависит также от соотношения скорости
движения самолета (скорости сносящего реверсив-
ную струю набегающего потока) и скорости ревер-
572
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.62 - Разводка реверсивных струй на РУ двигателя ПС-90А с помощью дополнительного разворо-
та лопаток решетки в поперечной плоскости
сивной струи (зависящей от режима работы дви-
гателя), а также направления реверсивных струй
относительно вертикальной плоскости двигателя.
Опыт эксплуатации РУ показал, что максимальная
обратная тяга может быть использована до скоро-
стей пробега не менее 100 км/ч. На меньших ско-
ростях мощность набегающего потока становится
недостаточной для сноса реверсивной струи и ре-
версивная струя достигает входа в двигатель.
Уменьшение массы воздуха, имеющего воз-
можность после отражения от ВПП попасть на вход
в двигатель, достигается разводкой струй в ради-
альном направлении, что выполняется с помощью
установки оси симметрии РУ под некоторым уг-
лом относительно вертикальной оси двигателя или
(в РУ решетчатого типа) дополнительного разво-
рота лопаток в поперечной плоскости двигателя
(см. Рис. 9.6 2). При осесимметричном выходе по-
тока из РУ не образуется неуравновешенных до-
полнительных нагрузок на двигатель при включе-
нии РУ. При несимметричной разводке появляются
вертикальная, боковая или обе нагрузки на двига-
тель.
Разводку струй на РУ ковшового типа можно
осуществить за счет увеличения количества откло-
няющих створок (больше двух) и их расположения.
Необходимо учитывать, что все мероприятия
по предотвращению попадания на вход в двигатель
реверсивных струй и посторонних предметов, кро-
ме ограничения по скорости, приводят к уменьше-
нию величины обратной тяги.
573
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.6.1_1 - РУ ковшового типа двигателя Д-ЗОКУ в положении «Обратная тяга»
1 - балка силовая; 2,3 - корпус; 4 - сопло; 5 - створки; б - рычаги передние; 7 - рычаги
задние; 8 - обтекатель; 9 - противопожарная перегородка
9.6.1 - Реверсивные устройства
ковшового типа
Пример конструкции РУ ковшового типа при-
веден на Рис. 9.6.1 1.
РУ ковшового типа смонтировано на двух си-
ловых балках 1, закрепленных на корпусах 2, 3
и сопле 4. В балках установлены гидроцилиндры,
связанные с гидросистемой самолета. Гидроцилин-
дры поворачивают створки 5 за передние рычаги
6. Створки 5 вместе с передними рычагами 6, зад-
ними рычагами 7 и балками 1 представляют собой
четырехзвенники. На режиме «Прямая тяга» створ-
ки 5 устанавливаются над корпусом 3 и соплом 4
за противопожарной перегородкой 7 и являются
продолжением мотогондолы самолета. Рычаги зак-
рываются обтекателями 8. Противопожарная пере-
городка 7 служит для предотвращения попадания
горячих газов в подкапотное пространство на ре-
жиме реверсирования. В конструкцию РУ допол-
нительно входят устройства, обеспечивающие
включение РУ только на режиме «Малый газ»,
а также предотвращающие несанкционированную
перекладку створок в положение «Обратная тяга».
9.6.2 - Реверсивные устройства
створчатого типа
Пример реверсивного устройства створчато-
го типа в наружном контуре в положении обратной
тяги представлен на Рис. 9.6.2 1.
Створки 1 одновременно выполняют роль эле-
ментов, перекрывающих канал наружного конту-
ра и отклоняющих струю воздуха в нужном направ-
лении, и выполнены в виде жесткой коробчатой
Рисунок 9.6.2_1 - Реверсивное устройство створча-
того типа (разработчик -
Hispano SUIZA)
1 - створка; 2 - гидроцилиндр;
3 -уплотнение створки; 4 - си-
ловое кольцо; 5 - стойки;
6 - лючки
574
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
конструкции. Верхняя поверхность створок в зак-
рытом положении образует обтекаемую поверх-
ность мотогондолы, а внутренняя поверхность об-
разует стенку канала наружного контура.
Каждая из четырех створок приводится в дей-
ствие с помощью гидроцилиндров 2.
С целью герметизации канала наружного кон-
тура на режиме прямой тяги по контуру створок
установлены резиновые уплотнения 3.
В передней части реверсивного устройства рас-
положено силовое кольцо 4, к которому крепятся си-
ловые гидроцилиндры, агрегаты управления и тру-
бопроводы. Силовое кольцо с помощью стоек 5
связано с внутренней оболочкой реверсивного уст-
ройства, которая образует стенку канала наружно-
го контура и в которой имеются люки 6 для обслу-
живания газогенераторной части двигателя при
открытых створках во время стоянки самолета.
9.6.3 - Реверсивные устройства ре-
шетчатого типа
РУ решетчатого типа можно разделить на два
класса:
-	РУ с реверсированием потока наружного
контура применяются на двигателях со степенью
двухконтурности более 4;
-	РУ с реверсированием потоков воздуха и газа
обоих контуров после смешения — применяются на
двигателях со степенью двухконтурности менее 4.
Рассмотрим конструкцию РУ решетчатого
типа на примере РУ в наружном контуре двигате-
ля ПС-90А.
Реверсивное устройство состоит из двух ос-
новных частей: неподвижной и подвижной.
Неподвижная (корпусная) часть (выделена крас-
ным цветом на Рис. 9.6.3 2 и 9.6.3 3) образована
передним фланцем 1 (см. Рис. 9.6.3 1), средним си-
ловым кольцом 2, задним силовым кольцом 3, две-
надцатью направляющими 4, решетками 5, панеля-
ми 6 и 7, перегородкой 8, корпусом 9 наружным
задней подвески. Направляющие крепятся к флан-
цу 1 опорами 10, к заднему кольцу — втулками 11
и дополнительно центрируются в среднем кольце
2 с помощью опор 12.
К фланцу 1 крепится перегородка 8, служа-
щая для предотвращения попадания в подкапотное
пространство реверсивной струи. К переднему
фланцу перегородки крепится фланец 13, к кото-
рому осуществляется стыковка мотогондолы дви-
гателя. Наружная поверхность перегородки 8 яв-
ляется продолжением мотогондолы самолета.
Между фланцем 1 и средним кольцом 2 рас-
положено шесть отклоняющих воздушный поток
решеток 5, а наверху (где проходит пилон самоле-
та) — панель 6 сотовой конструкции. Между сред-
ним кольцом 2 и задним кольцом 3 установлены
панели 7 сотовой конструкции. К фланцу 1, сред-
нему кольцу 2 и заднему кольцу 3 под пилоном
крепятся стенки 14 с уплотнением наружного под-
вижного обтекателя 15 и уголками 34 для уплот-
нения с пилоном.
На фланце 1 также крепятся: переднее уплот-
нение 16 (см. Рис. 9.6.3 2) подвижного корпуса
створок РУ, кронштейны 17 крепления тяг 18 с ка-
чалками 19, силовые гидроцилиндры 20 (см.
Рис. 9.6.3 3) и бак 21 дренажной системы двига-
теля. К среднему кольцу 2 крепится кронштейн 1
(см. Рис. 9.6.3.2 1) с краном 3 управления РУ, ку-
лачком блокировки 11 и кулачком управления 12.
К заднему кольцу 3 (см. Рис. 9.6.3 2) шестнад-
цатью кронштейнами 35 крепится корпус 9 наруж-
ный задней подвески сотовой конструкции, к перед-
нему фланцу которого крепится заднее уплотнение
22 подвижного корпуса.
Через корпус 9 проходят четыре тяги задней
подвески двигателя, для чего в корпусе выполнены
манжеты, к которым крепятся втулки 23 уплотне-
ния. К фланцам корпуса 9 также крепятся кронш-
тейны для такелажных подвесок и транспортиро-
вочной тележки.
Подвижная часть РУ (выделена синим цветом)
состоит из корпуса створок 24 (см. Рис. 9.6.3 2),
кольца 25, восемнадцати звеньев створок, семнад-
цати звеньев проставок, одной большой простав-
ки вверху, восемнадцати тяг 18с качалками 19, ше-
стнадцати кареток 26 подвижного наружного
обтекателя 15, трех кронштейнов 28.
Корпус створок 24 и кольцо 25 образуют под-
вижный корпус. Корпус створок 24 состоит из пе-
реднего, заднего фланцев и обечайки сотовой кон-
струкции. К переднему фланцу изнутри с помощью
кронштейнов шарнирно крепятся звенья створок
и проставок. Снаружи к этому фланцу и кольцу 25,
закрепленному на заднем фланце, крепятся каретки
26, с помощью которых подвижный корпус крепит-
ся на направляющих 4 в двух поясах. К этим же ка-
реткам крепится подвижный наружный обтекатель
15, к кольцу 25 крепятся кронштейны 28, к которым
крепятся штоки трех силовых гидроцилиндров 20,
расположенных равномерно по окружности.
Каждое звено створок (см. Рис. 9.6.3 4) состо-
ит из большой 1 и малой 2 створок, соединенных
между собой шарнирно. На каждые две соседние
створки с внутренней стороны опираются звенья
проставок, которые прижимаются к створкам пру-
жинными коромыслами 6. Каждое звено проста-
вок состоит из большой 4 и малой 5 проставок, со-
575
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.6.3_1 - Реверсивное устройство решетчатого типа двигателя ПС-90А
1 - фланец передний; 2 - среднее силовое кольцо; 3 - заднее силовое кольцо; 4 - направляю-
щая; 5 - решетка; 6 - панель; 7 - панель; 8 - перегородка; 9 - корпус наружный задней под-
вески; 10 - опора; 11 - втулка; 12 - опора; 13 - фланец; 14 - стенка; 15 - обтекатель под-
вижный; 18 - тяга; 19 - качалка; 20 - гидроцилиндр; 21 - дренажный бак; 26 - каретка;
28 - кронштейн; 29 - створка большая; 30 - створка малая; 31 - проставка большая;
32 - проставка малая; 33 -уплотнение; 34 -уголок
576
8	1 5	16	18 19	2	15	22	9	24	7	25	23	3	35
29	30
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
577
Рисунок 9.6.3_2 - Реверсивное устройство в положении «Обратная тяга»
1 - фланец передний; 2 - среднее силовое кольцо; 3 - заднее силовое кольцо; 5 - решетка;
7- панель; 8 - перегородка; 9 - корпус наружный задней подвески; 13 - фланец; 15 - обтекатель подвижный; 16-уплот-
нение; 17 - кронштейн; 18 - тяга; 19 - качалка; 22-уплотнение; 23 - втулка; 24 - корпус створок; 25 - кольцо; 29 - свор-
ка большая; 30 - сворка малая; 35 - кронштейн
578
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
21	29 В	20	SO 2S 25	25
Рисунок 9.6.3_3 - Реверсивное устройство решетчатого типа в положении «Прямая тяга»
20 - гидроцилиндр; 21 - дренажный бак; 25 - фланец; 28 - кронштейн; 29 - створка большая; 30 - створка малая; 33 - уп-
лотнение; 35 - кронштейн
579
Рисунок 9.6.3_4 -Звено сворок с проставкой
1 - створка большая; 2 - створка малая; 4 - проставка большая; 5 - проставка малая; 6 - пружинное коромысло
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
единенных шарнирно. В верхней части в месте
прохождения наклонной тяги подвески двигателя,
на корпусе створок 24 (см. Рис. 9.6.3 2) подвеше-
на только большая проставка. Все створки и прос-
тавки выполнены тонкостенными, с ребрами жес-
ткости для обеспечения легкости и жесткости
конструкции.
Для уменьшения наклепов во всей системе
подвески створки и проставки прижимаются в сто-
рону удержания в положении прямой тяги винто-
выми пружинами, установленными на корпусе
створок 24. С большой створкой 29 шарнирно со-
единена качалка 19 с тягой 18. Другой конец тяги
крепится с помощью кронштейна 17 к фланцу 1
неподвижного силового корпуса РУ.
Наружный подвижный обтекатель 15 являет-
ся продолжением мотогондолы двигателя и состо-
ит из двух передних корпусов, двух задних корпу-
сов и нижнего обтекателя, соединенных между
собой с помощью кронштейнов и винтов. Каждый
корпус и обтекатель представляет собой двухобо-
лочковую клепаную конструкцию с набором шпан-
гоутов и стрингеров в качестве силовых элементов.
На передних корпусах и нижнем обтекателе выпол-
нены уплотнения 33 дренажного бака 21.
Система сигнализации положения элементов
реверсивного устройства состоит из двух сигнали-
заторов положения замка и двух сигнализаторов
обратной тяги. Сигнализаторы замка и обратной
тяги выдают сигналы о положении элементов РУ
в бортовую систему контроля двигателя и в каби-
ну экипажа на сигнальное табло.
В наружных корпусах применяются алюми-
ниевые сплавы. В силовых корпусах и корпусах,
составляющих проточную часть наружного конту-
ра, в направляющих решетках РУ - титановые.
Створки, проставки, качалки изготавливаются ли-
тьем по выплавляемым моделям из сплава на ни-
келевой основе. В шарнирах применяются бронза
и стали высокой твердости с износостойким по-
крытием.
9.6.3.1 - Гидравлический привод ре-
версивного устройства
Привод РУ обеспечивает перевод РУ из поло-
жения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга»
и наоборот.
Гидравлический привод состоит из силовых
гидроцилиндров, штоки которых, соединенные
с подвижными элементами РУ, при перемещении
обеспечивают перевод подвижной части РУ из од-
ного положения в другое. Количество силовых гид-
роцилиндров определяется усилием, необходимым
для перевода РУ из положения «Прямая тяга» в по-
ложение «Обратная тяга». На двигателе ПС-90А
количество силовых гидроцилиндров равно 3.
Гидроцилиндр состоит (см. Рис. 9.6.3.11) из
гильзы 1 со штуцером, поршня 2 со штоком 3, со-
единенных между собой резьбовым соединением,
передней крышки с накидной гайкой 4, втулки 5,
двух гаек 6, уплотнительных 7 и защитных 8 ко-
лец, войлочного кольца (дворника) 9 для защиты
от попадания грязи в гидроцилиндр, кольца 10 для
фиксации дворника и наконечника 11. Для обеспе-
чения герметичности резьбовое соединение пор-
шня со штоком уплотняется герметиком.
Гильза, шток, передняя крышка, две гайки
и наконечник выполнены из титановых сплавов.
Поршень и втулка выполнены из бронзы. Уплот-
нительные кольца выполнены из резиновой сме-
си, работающей с применяемой рабочей жидко-
стью; защитные кольца выполнены из фторопласта.
Для повышения надежности и ресурса рабо-
чие поверхности титановых гильз и штока выпол-
нены с износостойким покрытием.
9.6.3.2 - Механизм управления и
блокировки реверсивного
устройства
Устройство управления и блокировки режи-
мов представляет собой кулачковый механизм,
обеспечивающий включение и выключение РУ на
режиме малого газа, механическую блокировку РУ
от самопроизвольного включения, перевод режи-
ма работы двигателя на малый газ при самопроиз-
вольном включении РУ.
Механизм управления и блокировки состоит
(см. Рис. 9.6.3.2 1) из переключателя 6 с закреп-
ленными на нем роликами 7 и 8, кулачка управле-
ния 12, кулачка блокировки 11 и направляющей 13.
Переключатель и кулачок управления служат для
переключения крана управления РУ и устанавли-
ваются на двух шарикоподшипниках на ось, зап-
рессованную в кронштейн 1. Оси переключателя
и кулачка управления соединены между собой пе-
ремычкой 9 для исключения деформации осей. На
кронштейне 1 закреплен также кран управления
реверсивным устройством 3.
Переключатель и кран соединены между собой
тягой 5. Кулачок управления соединен тягой 2 с си-
стемой управления двигателем и тягой 10 с кулач-
ком блокировки.
Направляющая крепится к подвижной части
РУ через промежуточные кронштейны. Кулачок
блокировки устанавливается на двух шарикопод-
шипниках на ось, запрессованную в кронштейн,
580
Рисунок 9.6.3.1_1 - Силовой гидроцилиндр
1 - гильза; 2 - поршень; 3 - шток; 4 - передняя крышка; 5 - втулка; б - гайка; 7 -уплотнительное кольцо; 8 - защит-
ное кольцо; 9 - кольцо; 10- кольцо; 11 - наконечник
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
оо
KJ
Рисунок 9.6.3.2_1 - Механизм управления и блокировки РУ
1 - кронштейн; 2 - тяга; 3 - кран управления РУ; 4 - рычаг; 5 - тяга; б - переключатель; 7 - ролик; 8 - ролик; 9 - пере-
мычка; 10- тяга; 11 - кулачок блокировки; 12 - кулачок управления; 13 - направляющая
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
закрепленный на среднем кольце неподвижного
силового корпуса РУ.
В положении прямой тяги от взлетного режи-
ма до малого газа кулачок управления через ролик
8 переключателя блокирует кран от самопроизволь-
ного переключения на обратную тягу.
При включении РУ кулачок управления, свя-
занный через тягу 2 с системой управления двига-
телем, поворачивается против часовой стрелки
и через ролик 7 и тягу 5 переводит кран в положе-
ние «Обратная тяга».
Одновременно кулачок блокировки также
поворачивается против часовой стрелки и упира-
ется в направляющую, что не позволяет увеличить
режим на обратной тяге до тех пор, пока направ-
ляющая, связанная с подвижной частью РУ, не пе-
реместится в положение «обратная тяга». После пе-
рекладки РУ и перемещения направляющей
в положение «обратная тяга» кулачок блокировки
и связанный с ним кулачок управления имеют воз-
можность поворачиваться далее против часовой
стрелки, позволяя увеличить режим на обратной
тяге до максимально возможного. На режиме об-
ратной тяги кулачок управления через ролик 7 бло-
кирует кран от самопроизвольного переключения
на прямую тягу.
При переключении РУ на прямую тягу кула-
чок управления поворачивается по часовой стрел-
ке и через ролик 8 и тягу 5 переводит кран в поло-
жение «прямая тяга». Одновременно кулачок
блокировки также поворачивается по часовой
стрелке и упирается в направляющую 3, находящу-
юся в положении «обратная тяга», что не позволя-
ет увеличить режим на прямой тяге, пока направ-
ляющая не переместится в положение прямой тяги.
При самопроизвольной перекладке РУ на об-
ратную тягу направляющая перемещается вправо
и поворачивает кулачок блокировки, а вместе с ним
и кулачок управления, против часовой стрелки
и через тягу 2 уменьшает режим работы двигателя
до малого газа.
9.6.3.3 - Механический замок фикса-
ции положения реверсивного уст-
ройства
Механический замок фиксации положения РУ
(см. Рис. 9.6.3.3 1, 9.6.3.3 2) служит для удержи-
вания подвижной части РУ в положении прямой
тяги от самопроизвольного перемещения.
Замок состоит (см. Рис. 9.6.3.3 1) из корпуса
замка 1, гидроцилиндра 2, качалки 3, упора 4, двух
защелок 5, тяги 6, накладки 7, двух кронштейнов 8
крепления сигнализаторов 9. Функционально к зам-
ку также относятся: накладка 23, закрепленная на
подвижной части РУ 27 и два пружинных привода
защелок, состоящих из поршня 24, пружины 25
и гильзы 26, закрепленной шарнирно на неподвиж-
ном корпусе РУ.
На корпусе замка шарнирно закреплены: гид-
роцилиндр задней крышкой 10, качалка, защел-
ки и упор, который шарнирно соединен с хвосто-
виком 11 штока гидроцилиндра. Качалка и упор
шарнирно соединены тягой 6.
На Рис. 9.6.3.3 2 замок изображен в положении
«замок закрыт», в этом положении замок находится
при работе двигателя на режимах прямой тяги.
Шток 12 гидроцилиндра полностью выдвинут
и упирается поршнем в переднюю крышку 13. Ка-
чалка расположена за подвижным корпусом и пре-
пятствует его самопроизвольному перемещению.
Защелки находятся в открытом положении
и удерживаются накладкой, при этом пружины
в пружинных приводах защелок сжаты.
При включении РУ в штуцеры 14 и 15 гидро-
цилиндра подается высокое давление, шток 12 втя-
гивается, поворачивает упор и качалку в положение
«замок открыт». При этом упор 19, соединенный
со штоком, освобождает толкатель 20, который под
действием пружины, расположенной внутри кор-
пуса 21, нажимает на шток 22 сигнализатора и по-
является сигнал «замок открыт». В конце втягива-
ния шток нажимает на клапан 18, сдвигает его,
высокое давление через открытый клапан и шту-
цер 17 подается в силовые гидроцилиндры на пе-
рекладку подвижного корпуса в положение «обрат-
ная тяга». При перемещении корпуса закрепленная
на нем накладка освобождает защелки, которые под
действием пружин поворачиваются и становятся
в «закрытое положение» (головки защелок через
окна в корпусе замка заходят внутрь корпуса).
При выключении РУ в штуцер 16 гидроцилин-
дра подается высокое давление, шток выдвигает-
ся, поворачивает упор против часовой стрелки до
упора его в защелки и в таком положении упор
остается до тех пор, пока подвижный корпус не
переместится в положение прямой тяги.
После того, как подвижный корпус перешел
в положение «прямая тяга», накладка 24, закреп-
ленная на подвижном корпусе, нажимает на защел-
ки, поворачивает их в «открытое положение», ос-
вобождая упор, после чего шток полностью
выдвигается до упора в переднюю крышку 13 гид-
роцилиндра и качалка становится за подвижным
корпусом в положение «замок закрыт». При этом
упор 19 нажимает на толкатель 20, который отхо-
дит от штока сигнализатора, сигнал «замок открыт»
снимается.
583
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.6.3.31 - Механический замок реверсивного устройства
1 - корпус замка; 2 - гидроцилиндр; 3 - качалка; 4 -упор; 5 - защелка; 6 - тяга; 7 - на-
кладка; 8 - кронштейн; 9 - сигнализатор; 12 - шток; 14...17- штуцеры; 19-упор; 20 -
толкатель; 22 - шток сигнализатора
Рисунок 9.6.3.3 2 - Механический замок реверсивного устройства в положении «замок закрыт»
1 - корпус замка; 2 - гидроцилиндр; 3 - качалка; 4 -упор; 5 - защелка; 6 - тяга; 7 - на-
кладка; 8 - кронштейн; 9 - сигнализатор; 10- задняя крышка; 11 - хвостовик;
12 - шток; 13 - передняя крышка; 14...17- штуцеры; 18 - клапан; 19-упор; 20 - толка-
тель; 21 - корпус; 22 - шток сигнализатора; 23 - накладка; 24 - поршень; 25 - пружина;
26 - гильза; 27- подвижный корпус РУ
584
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
585
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.7.11 - Уплотнение пневмоцилиндра РУ двигателя ДЗО
а) - уплотнения из металлографита; б) - фторопластовые уплотнения;
1 - поршень; 2 - гильза; 3 - крышка; 4 - втулка (металлографит); 5 - кольцо опорное (ме-
таллографии!); 6 - пружина (сталь); 7 - вкладыш (металлографит); 8 - втулка (фтороп-
ласт); 9 - кольца уплотнительные (бронза); 10 - втулка (фторопласт)
Рисунок 9.7.21 - Пневмомеханический привод
1 - ходовой винт; 2 - каретка; 5 - гибкий валик; б - пневмомотор; 7 - редуктор
В конструкциях замка РУ, механизма управле-
ния и блокировки применяются титановые и хро-
моникелевые сплавы.
9.7 - Приводы выходных
устройств
В ВУ кроме приведенных в 9.3.1.1, 9.6.3 гид-
равлических, а в разделе 9.4 механических при-
586
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
водов могут применяться и другие виды. Наибо-
лее распространены среди них:
-	пневматический;
-	пневмомеханический.
9.7.1 - Пневмопривод
Конструкция цилиндров пневматического
привода отличается от гидравлических цилиндров
только конструкцией и материалом уплотнений
(см. Рис. 9.7.1 1). Для уплотнительных колец ис-
пользуются бронза, графит, фторопласт и другие
полимерные материалы.
9.7.2 - Пневмомеханический привод
Схема варианта пневмомеханического приво-
да приведена на Рис. 9.7.2 1. Привод состоит (см.
Рис. 9.7.2 2,9.7.2 3) из ходовых винтов 1, кареток
2 с шариками 3 и возвратными каналами 4, закреп-
ленных на подвижной части РУ, гибких валиков 5
(см. Рис. 9.7.2 1) синхронизации вращения винтов,
пневмомотора 6, редуктора 7. Синхронное враще-
ние ходовых винтов обеспечивает перемещение
кареток и закрепленной на них подвижной части
РУ из одного положения в другое. В конструкции
привода применяются легированные стали (для
винта, каретки) и алюминиевые сплавы (для кор-
пусов редуктора, пневмомотора, для защитного
корпуса ходового винта).
9.8 - Выходные устройства
диффузорного типа
На ГТД, используемых в качестве привода, на-
пример, винта вертолета, электрического генерато-
ра, газоперекачивающего агрегата и т.п. и получе-
ния при этом максимальной мощности, в качестве
выходных устройств применяются конструкции,
проточная часть которых представляет собой рас-
ширяющийся канал диффузор.
Диффузор устанавливается за турбиной дви-
гателя и снижает статическое давление газа за тур-
биной до уровня ниже атмосферного. Чем меньше
Рисунок 9.7.2_2 - Шарико-винтовой привод
1 - ходовой винт; 2 - каретка; 3 - шарик
587
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
s
Рисунок 9.81 - Процесс торможения газа в диффу-
зорном ВУ ГТД
статическое давление газа за турбиной, тем боль-
ше перепад давлений на ней и тем больше снимае-
мая с нее мощность.
На Рис. 9.8 1 показан процесс торможения
в диффузорном ВУ ГТД.
Состояние газа на выходе из турбины (на вхо-
де в ВУ) обозначено точкой 1. В таком ВУ, в отли-
чие от конфузорного (см. Рис. 9 5), скорость газа
падает, а температура и статическое давление рас-
тут, причем на выходе из ВУ давление газа равно
Рисунок 9.8.11 - Геометрические параметры
конического диффузора
атмосферному Р . Процесс торможения газа в ВУ
изображен кривой 1-2. Из-за наличия потерь энт-
ропия газа в ВУ растет (,s2 > s ). Если бы течение газа
в ВУ было идеальным (без потерь), то его энтропия
была бы постоянной (s = const) и процесс течения
в ВУ изображался вертикальной линией 1-2'. Тем-
пература газа на выходе из ВУ в реальном процес-
се всегда больше, чем в идеальном (на величину
АТ), что объясняется переходом (из-за трения) ча-
сти механической энергии потока в тепловую.
Принцип работы диффузорного ВУ можно
понять из анализа уравнения Бернулли (см. при-
ложение 2).
588
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
9.8.1 - Конические диффузоры
Типы диффузорных ВУ ГТД разнообразны.
Одним из наиболее простых (в конструктивном
отношении) и распространенных ВУ является ко-
нический диффузор, образованный поверхностью
усеченного конуса (см. Рис. 9.8. II). Основные
геометрические параметры диффузора длина L,
полуугол раскрытия у (иногда используется пол-
ный угол раскрытия СС = 2у), степень расширения
п = (D/d)2. Наиболее важным в аэродинамическом
отношении является угол у, так как он определяет
плавность увеличения проходной площади ВУ.
Оптимальные значения угла у для большинства
конических диффузоров при различных режимах
течения лежат в диапазоне 3... 5°. При увеличении
угла раскрытия свыше 5° у достаточно длинных
диффузоров на стенках могут возникнуть отрывы
потока, приводящие к повышению неравномерно-
сти поля скоростей в выходном сечении диффузо-
ра и ухудшению его аэродинамических характери-
стик. Достаточно подробные рекомендации по
проектированию конических диффузоров можно
найти в работах [9.12.10], [9.12.11].
ническом диффузоре, важнейшими параметрами
здесь являются углы у и у2, точнее их соотноше-
ние. Для характеристики осекольцевых диффузо-
ров часто используется так называемый эквива-
лентный угол раскрытия, численно равный углу
раскрытия конического диффузора, у которого
длина L, площади входа F и выхода F2 такие же,
как и у рассматриваемого осекольцевого диффузо-
ра. В соответствии с определением:
аэкв
= Zarctg
(9.8.2-1),
где Ft = n(D2-d2)/4.
Эквивалентный угол является удобной уни-
версальной характеристикой осекольцевых диф-
фузоров, так как согласно экспериментальным
данным для сохранения высоких аэродинамичес-
ких качеств диффузора не рекомендуется делать
его более 18 градусов. Рекомендации по проекти-
рованию осекольцевых диффузоров можно най-
ти в [9.12.10], [9.12.11].
9.8.2 - Осекольцевые диффузоры
Осекольцевой диффузор (см. Рис. 9.8.2 1)
представляет собой расширяющийся кольцевой ка-
нал, образованный поверхностями двух соосных
усеченных конусов с разными полууглами раскры-
тия у и уг
Основные геометрические параметры диф-
фузора представлены на Рис. 9.8.2 1. Как и в ко-
Рисунок 9.8.2_1 - Геометрические параметры осе-
кольцевого диффузора
9.8.3 - Улитки
Улитка 1 (см. Рис. 9.8.3 1, 9.8.3 2) жаргон-
ное, но уже почти ставшее техническим терми-
ном, наименование выходного устройства, пред-
назначенного для отклонения потока газа,
выходящего из двигателя 2, в направлении, пер-
пендикулярном оси двигателя, и для отвода пото-
ка в систему выхлопа агрегата 3. Условно улитку
можно разделить на две части: диффузор и кор-
пус 1 (см. Рис. 9.8.3 2). В диффузоре газ тормо-
зится и, разворачиваясь в радиальном направлении,
поступает в корпус улитки, где собирается в один
канал и отводится в шахту.
Диффузор представляет собой описанный в раз-
деле 9.8.2 осекольцевой диффузор, соединенный
с радиальным кольцевым каналом, разворачива-
ющим поток в радиальном направлении (такие
диффузоры называются осерадиальными, так как
содержат осевой и радиальный участки). Диффу-
зор состоит из наружного 2 и внутреннего 3 кор-
пусов, которые, как правило, изготавливаются
сваркой из листовых и точеных деталей. Свобод-
ные кромки корпусов для предотвращения воз-
никновения трещин делают усиленными. Для
уменьшения потерь при повороте потока иногда
в радиальной части диффузора устанавливают
дефлекторы 4, разделяющие его на несколько
кольцевых каналов.
589
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Корпус, если его спроектировать оптималь-
ным по гидравлическим потерям, будет иметь плав-
ные очертания, напоминающие раковину улитки
(см. Рис. 9 4). Однако такой корпус, особенно име-
ющий большие габариты, окажется очень дорогим
в изготовлении.
По этой причине корпус делают упрошенным,
состоящим из деталей, не имеющих поверхностей
двойной кривизны, т.е. не требующих дорогостоя-
щей оснастки при изготовлении.
Для исключения влияния тепловой радиации
разогретых выхлопными газами деталей улитки на
работу оборудования, для защиты обслуживающе-
го персонала, для обеспечения взрывобезопаснос-
ти ГТУ все горячие наружные поверхности корпу-
са и диффузора закрываются теплоизоляционными
матами, изготовленными из минерального волокна.
Часто теплоизоляционные маты 5 (см. Рис. 9.8.3 2)
для исключения их повреждения при транспорти-
ровании улитки и в процессе эксплуатации закры-
ваются снаружи защитными корпусами 6. Способ
крепления защитных корпусов должен обеспечивать
компенсацию разности линейного расширения хо-
лодных защитных корпусов и горячих деталей кор-
пуса и диффузора.
Встречаются конструкции улиток, в которых
теплоизоляция накладывается не на наружные, а на
внутренние поверхности корпуса и диффузора.
Рисунок 9.8.31 - Улитка в составе агрегата
1 -улитка; 2 - двигатель; 3 - система выхлопа агрегата; 4 - кронштейн; 5 - вертикаль-
ные тяги подвески улитки; 6 — горизонтальная тяга подвески улитки; 7 — рама улитки;
8 - сфера; 9 — обойма; 10 - гайка; 11 - компенсатор
590
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
В этом случае проточная часть улитки будет обра-
зовываться защитными корпусами теплоизоляции.
Основные же детали корпуса и диффузора окажут-
ся снаружи и будут работать при низких темпера-
турах. Преимуществом такого варианта является
то, что жаростойкий материал потребуется только
для тонких защитных корпусов, а массивные де-
тали корпуса и диффузора можно изготовить из
дешевой конструкционной стали. Однако при та-
ком варианте труднее обеспечить тепловую развяз-
ку горячих и холодных деталей.
Подвеска улитки и элементы соединения улит-
ки с двигателем должны обеспечивать возможность
тепловых перемещений улитки относительно дви-
гателя и рамы ГТУ. Существует большое разнооб-
разие схем подвески. На Рис. 9.8.3 1 показана под-
веска, включающая в себя кронштейн подвески 4
и систему тяг 5, 6, соединяющихся с опорными
элементами улитки и кронштейнами рамы 7 с по-
мощью сферических подшипников, состоящих из
сферы 8, обоймы 9, которая крепится к тяге с по-
мощью гайки 10. Кронштейн подвески фиксирует
улитку в продольном и (вместе с горизонтальной
тягой подвески) в поперечном направлениях, а вер-
тикальные тяги подвески в вертикальном направ-
лении.
Рисунок 9.8.3_2 — Улитка в разрезе
1 - корпус; 2 - наружный корпус диффузора; 3 - внутренний корпус диффузора; 4 - деф-
лектор; 5 - теплоизоляционные маты; 6 - защитные корпуса
591
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Рисунок 9.83_3 - Основные геометрические параметры улитки
В зависимости от особенностей компоновки
ГТУ улитка может иметь самую разнообразную кон-
струкцию (см. Рис. 9 4). Она может представлять
собой отдельную сборочную единицу или быть
объединенной с силовой турбиной, может кре-
питься на общую с двигателем раму с помощью
специальной подвески или устанавливаться не-
посредственно на двигатель, может располагать-
ся выходным каналом вверх или под углом к вер-
тикальной плоскости, может быть разборной или
неразборной и т.д.
На Рис. 9.8.3 3 приведены основные геомет-
рические параметры, используемые при проекти-
ровании улитки. Как видно из рисунка, улитка
многопараметрическое устройство, в связи с чем
выбор ее геометрии является сложной задачей.
Следует отметить, что нельзя проектировать
диффузор и корпус отдельно друг от друга, так как
взаимное влияние течений в диффузоре и корпусе
может быть значительным. Некоторые эксперимен-
тальные данные и рекомендации по проектирова-
нию улиток представлены в [9.12.10], [9.12.11] и др.
Процесс аэродинамического проектирования
различных узлов ГТД (в том числе и выходных ус-
тройств) значительно ускоряется благодаря исполь-
зованию современных численных методов. На
Рис. 9.8.3 4 в качестве примера приведено распре-
МЛСН
з. ветЕ oi
3-70511-01
Э.5&ЗЕ-01
3 ЭФ1Е-01
3 109E-OI
2_Ь07Е-01
2-705E-OI
2.583Е-01
2 H2I--0J
2 10ОЕ-О1
].67ВЕ 01
1 7T6E-0I
1.5Z4E-O1
1 372F 01
1 170Е-01
9.60OE-OS
7.57JE-O3
6.6S2E-03
3 632E-0S
1 614F-0:
О ОООЕ4-00
Рисунок 9.834 - Течение в улитке (трехмерный
расчет)
деление чисел Маха в улитке, полученное по резуль-
татам трехмерного численного расчета в пакете
TascFlow (хорошо видно снижение скоростей в вы-
ходном устройстве).
592
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
9.8.4 - Соединения с выхлопными
шахтами
Компенсатор устройство, которое устанав-
ливается между составными частями системы вых-
лопа, подвешенными независимо одна от другой,
вследствие чего при нагревании системы во время
работы ГТУ происходят их взаимные перемеще-
ния. Для герметизации зазора между частями сис-
темы выхлопа, а также для компенсации их взаим-
ного перемещения и предназначен компенсатор 11
(см. Рис. 9.8.3 1).
Компенсатор состоит из двух фланцев 1, 2
и соединительного элемента (см. Рис. 9.8.4 1).
Рисунок 9.8.4_1 - Компенсатор
1, 2 - фланцы; 3 - защитный слой; 4 - химически стойкий эластомер; 5 - ткань из мине-
рального волокна; 6 - слой теплоизоляции; 7 - металлическая сетка; 8 - теплоизоляцион-
ный мат; 9 - скользящий корпус
593
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Соединительный элемент представляет собой
многослойную ленту, которая может состоять, в за-
висимости от назначения компенсатора, из различ-
ных слоев:
-	наружного защитного слоя 3 из ткани, покры-
той эластичным полимером (эластомером);
-	слоя из специального химически стойкого
эластомера 4;
-	слой из ткани минерального волокна 5;
-	слоя теплоизоляции 6, защищающего слои из
эластомера от воздействия высокой температуры;
Рисунок 9.8.4_2 - Сильфонный компенсатор
-	формообразующего слоя из нержавеющей
металлической сетки 7.
Для уменьшения теплового воздействия на со-
единительный элемент со стороны фланцев места
крепления соединительного элемента к фланцам
выносят на некоторое расстояние от горячей про-
точной части, располагая их на стенках, охлаждае-
мых воздухом.
Для исключения теплового воздействия на со-
единительный элемент со стороны газового пото-
ка полость между фланцами может заполняться
теплоизоляцией или перекрываться теплоизолиру-
ющим матом 8.
Для уменьшения воздействия на соединитель-
ный элемент колебаний давления потока газа за-
зор между фланцами со стороны потока может пе-
рекрываться скользящим корпусом 9.
Компенсаторы могут иметь в качестве соеди-
нительного элемента металлический сильфон (см.
Рис. 9.8.4 2). Сильфоны из коррозионностойких
жаростойких сплавов могут работать при гораздо
более высоких температурах, чем соединительные
элементы из эластомеров, однако имеют худшую
компенсирующую способность, особенно при по-
перечных и крутильных перемещениях.
Рисунок 9.8.5_1 — Выхлопная труба (внешний вид)
2 - наружная оболочка; 8 - ребро; 9 - окантовка; 14 - трансмиссия
594
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
9.8.5 - Выходные устройства верто-
летных ГТД
Пример конструкции ВУ вертолетного ГТД
приведен на Рис. 9.8.5 1 и 9.8.5 2. Выходное уст-
ройство представляет собой выхлопную трубу
сварной конструкции, состоящую из фланца наруж-
ной оболочки 2, корпуса конического 3, корпуса
цилиндрического 4, трех стоек 5, ребер 6,7,8, окан-
товки 9. Наружная оболочка 2, корпуса 3 и 4 обра-
зуют газовый тракт, через внутреннюю полость
корпусов 3 и 4 проходит трансмиссия 14, соединя-
ющая турбину винта с редуктором. Стойки 5 со-
единяют конический корпус 3 с наружной оболоч-
кой 2.
В передней части к коническому корпусу 3
приварен компенсатор (сильфон) 10, который при-
жимается к корпусу турбины винта, препятствуя
прорыву выхлопных газов в трансмиссию. Корпу-
са 3 и 4 соединены между собой компенсатором
11 для нейтрализации температурных расширений.
Фланцем 1 выхлопная труба крепится к пере-
ходнику 12 разъемным хомутом 13, что обеспечи-
вает быстрый съем и монтаж выхлопной трубы. Пе-
реходник 12 крепится болтами к корпусу турбины
винта.
К ребрам 7 и 8 крепится специальный верто-
летный корпус для подогрева воздуха, отбираемо-
го на нужды вертолета.
Выхлопная труба выполнена из листовой не-
ржавеющей стали.
9.9 - Приложение 1.
Проблемы выходных устройств
с широким диапазоном
изменения п*.
Обеспечение аэродинамической
устойчивости
В наибольшей степени эта проблема характер-
на для PC ВРД самолетов военного назначения.
Дело в том, что при работе в широком диапазоне
Л(* практически всегда имеется рассогласование
между потребной (для данной яс*) и действитель-
ной формой проточной части. Особенно большое
рассогласование возникает на неустановившихся
режимах работы, таких как приемистость, сброс,
воспламенение топлива в форсажной камере (ФК)
и т.д. Иногда такое рассогласование может вво-
диться специально, например, для обеспечения
Рисунок 9.8.5_2 - Выхлопная труба (продольныйразрез)
1 - фланец; 2 - наружная оболочка; 3 - корпус конический; 4 - корпус цилиндрический; 5-
стойка; 6,7,8— ребро; 9 - окантовка; 10,11 - компенсатор; 12 - переходник; 13 - хомут
595
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
газодинамической устойчивости компрессора при
включении и выключении ФК, увеличении
и уменьшении форсированного режима: раскрытие
сопла опережает процесс розжига и отстает при
снижении режима и выключении ФК.
Это рассогласование приводит к возникнове-
нию нерасчетных режимов течения, характеризу-
ющихся появлением нестационарных возмущений
из-за наличия зон неустойчивого торможения, от-
рыва потока, местных сверхзвуковых зон с замы-
кающими скачками уплотнения, которые в сово-
купности с подвижными элементами проточной
части могут, если не принять специальных мер,
привести к значительным динамическим нагрузкам
на детали конструкции и даже к ее разрушению.
По-видимому, впервые столкнулись с этой
проблемой, когда в проточной части сопла появил-
ся второй ряд створок, в конце 50-х годов прошло-
го века при доводке сопла двигателя J-79 [9.12.12].
Первая публикация на эту тему появилась в 1965
году [9.12.13].
Были описаны три типа аэродинамической не-
устойчивости:
-	бафтинг при большой степени расширения
сопла;
-	вибрации при малой степени расширения;
-	акустические колебания при низких л*.
Первый тип неустойчивости бафтинг на-
блюдался тогда, когда л* была недостаточна для
полного расширения. Тогда под действием замы-
кающего скачка уплотнения происходил отрыв
потока, при этом было обнаружено явление гисте-
резиса в распределении давления в зависимости от
направления изменения Л* (что является услови-
ем возникновения автоколебаний).
Второй тип неустойчивости «вибрация при
малой степени расширения сопла» возникал, ког-
да в канале реализовывались зоны как ускорения,
так и торможения потока.
И третий тип неустойчивости акустические
колебания при низких л*. Это явление аналогич-
но генерированию звука в органных трубах.
В дальнейшем с проблемой аэродинамичес-
кой устойчивости PC столкнулись при доводке ВУ
двигателей J-93 [9.12.14], J-85-GE-13 [9.12.15,
9.12.16] и отечественных АЛ-21Ф, Р15 БФ2-300
[9.12.17].
«Автомодельная» конструкция сопла не спа-
сает от этой проблемы. Это подтвердил опыт до-
водки сопла YF-101 [9.12.18], РД-33 и др.
Конструктивные решения можно свести к двум
группам:
1	— аэродинамическое демпфирование;
2	— механическое демпфирование.
Аэродинамическое демпфирование реализует-
ся соединением проточной части с полостью меж-
створчатого пространства с помощью продольных
(J-79-5), кольцевых щелей (J-79-10, J-93) или отвер-
стий в проставках (серийный J-93), перекрываемых
на крейсерском режиме створками [9.12.14].
Такое решение неизбежно ухудшает харак-
теристики.Установка проставок второго ряда с
возможностью образования между створками и
проставками щелей, открывающихся и закрыва-
ющихся под действием перепада давления, как на
РД-33 [9.12.19], а также закрытие отверстий в про-
ставках аэродинамически управляемыми клапана-
ми [9.12.20,9.12.21], как на Д-З0Ф6, устраняет этот
недостаток, хотя и усложняет конструкцию.
Соединение проточной части с межстворча-
тым пространством стабилизирует положение скач-
ка уплотнения, выравнивая давления перед скач-
ком и за ним; уменьшает газодинамический момент
на закрытие створок за счет перепуска воздуха из
межстворчатого пространства в зоны с понижен-
ным давлением.
К аэродинамическому решению можно отне-
сти увеличение минимальной степени расширения
соплаFBHX/F (с 1,47 до 1,53 на J-85; с 1,09 до 1,15
HaYF-101; с 1,037 до 1,232 на АЛ-21Ф). Решение
основано на исключении возможности образова-
ния биконического сужающегося канала, в котором
«горло» образуется жидким контуром на выходе из
первого конуса (первого ряда створок), а далее
сверхзвуковой поток тормозится в сужающемся
втором конусе (втором ряде створок) с возникно-
вением неустойчивого [9.12.22, 9.12.23] замыкаю-
щего скачка уплотнения [9.12.24] и неопределен-
ностью положения критического сечения. Это
решение также приводит к ухудшению параметров.
Кроме того в соплах с большой степенью расши-
рения (как на Д-30Ф6), где критическое сечение
на бесфорсажных режимах расположено на выхо-
де из второго ряда створок, оно неприменимо, как
говорится, по «определению».
Механическое демпфирование — введение
в конструкцию PC элементов с сухим трением, рас-
сеивающих энергию колебаний. Попытка решить
проблему только за счет механического демпфиро-
вания требует мощных демпферов сухого трения
(80... 100 кгс наР-15-БФ2-300). Создание таких дем-
пферов, надежно работающих при температуре до
800°С, — непростая задача.
Применение комбинированного решения со-
вместно аэродинамического и механического дем-
пфирования позволяет использовать надежные
демпферы с относительно небольшим усилием тре-
ния (4...8 кгс на Д-30Ф6) и обеспечить минималь-
596
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
ные динамические нагрузки, гарантирующие на-
дежную работу PC в течение заданного ресурса.
9.10	- Приложение 2.
Принцип работы выходных
устройств диффузорного типа
Принцип работы ВУ можно понять из анали-
за уравнения Бернулли.
Будем считать поток газа в ВУ равномерным
и несжимаемым. Тогда уравнение Бернулли мож-
но записать в виде [9.12.25]:
Р}*=Р2+ДР*	(9.10-1)
где Р* - полное давление на выходе из турбины
(на входе в ВУ);
Р*2 — полное давление на выходе из ВУ;
ДР* — потери полного давления, обусловлен-
ные преобразованием (в результате тре-
ния) части механической энергии в теп-
ловую.
Учитывая, что
2 ’
получаем
P1 + ^- = P2 + ^y?- + AP* (9.10-2),
где Р — статическое давление и скорость газа
на входе в ВУ;
Р V2 — статическое давление и скорость газа
на выходе ВУ;
р — плотность газа.
Если двигатель работает без выходного устройства
и газ после турбины выходит в атмосферу, то ста-
тическое давление на выходе из турбины будет рав-
но атмосферному Р = Р . Если же за турбиной ус-
тановить ВУ, то Р2 = Рн и из уравнения (9.10-2):
Р = Р
г1 гн
(9.10-3).
Из этого выражения следует, что при E2/Ej < 1
и достаточно низком сопротивлении ВУ ДР* ста-
тическое давление на входе в ВУ Р может быть
меньше давления Р т.е. установка ВУ приведет
к снижению статического давления за турбиной (на-
помним, что без ВУ за турбиной давление равно Р )
и, следовательно, к увеличению перепада давлений
на ней. Согласно (9.10-3) разница давлений (Р - Р )
тем больше, чем меньше величина потерь ДР* в ВУ
и отношение скоростей V2IV Последнее говорит
о том, что скорость потока в выходном устройстве
должна снижаться (Е,< F). Снижение скорости
в выходном устройстве достигается за счет плав-
ного увеличения его проходной площади Это сле-
дует из уравнения неразрывности:
G=pVJ\ = pV2F2 (9.10-4),
где G	— расход газа;
F и F; проходные площади на входе и выхо-
де ВУ.
Отсюда:
Е2/Е1 =F2/Fl	(9.10-5).
Фактически снижать статическое давление на
входе в ВУ за счет увеличения проходной площа-
ди можно только до определенного предела, так как
с ростом отношения F^F растет и величина по-
терь ДР* и для каждого конкретного выходного ус-
тройства существует вполне определенное опти-
мальное соотношение площадей, при котором
обеспечивается минимальное давление Р . В об-
щем случае величина ДР* зависит, как от газоди-
намических параметров потока на входе в ВУ (Р*р
Р Ej и др.), так и от геометрических параметров
ВУ (формы, отношения площадей Р/Р2, плавнос-
ти увеличения проходной площади и др.). Опти-
мизация ВУ с точки зрения аэродинамики заклю-
чается в выборе таких геометрических параметров,
при которых в заданных габаритных ограничени-
ях оно обеспечивает наибольшую разность стати-
ческих давлений на выходе и входе (Р - Р^.
Для характеристики аэродинамического со-
вершенства выходных устройств используются
следующие коэффициенты.
Коэффициент восстановления статического
давления (или коэффициент восстановления кине-
тической энергии), равный отношению изменения
статического давления в ВУ к кинетической энергии
потока на входе в него и показывающий, какая часть
входной кинетической энергии переходит в стати-
ческое давление:
(9.10-6).
2
597
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
Следует отметить, что при большом сопротив-
лении ДР* согласно формуле (9.10-2) разница дав-
лений (Р-Р), а значит и коэффициент £, могут
быть отрицательными. В этом случае выходное
устройство приводит не к снижению, а к повыше-
нию статического давления за турбиной. Такое
выходное устройство работает как дополнительное
выходное сопротивление, ухудшая характеристи-
ки двигателя, и единственное его назначение от-
вод газа от двигателя.
Коэффициент потерь полного давления (или
коэффициент гидравлического сопротивления),
равный отношению потерь полного давления в ВУ
к кинетической энергии на входе и характеризую-
щий величину потерь механической энергии внут-
ри ВУ:
. АР* _Р?-Р2*
Pi^i2	Pi^i2 .	(9.10-7)
2	2
Коэффициент восстановления полного давле-
ния:
°	.	(9.10-8)
рЛ?
2
Р-Р
= '—P- = 1-E
Коэффициент полных потерь, учитывающий
потери внутри ВУ ДР* и потери кинетической энер-
гии на выходе из ВУ:
Др^РЙ р*_р*+РЙ_
?	2 _ 1	2	2 =
РЛ?
2
.(9.10-9)
МГ 1
2
В литературе встречаются и другие, менее
используемые характеристики выходных уст-
ройств. Значения аэродинамических коэффициен-
тов для различных выходных устройств определя-
ются, как правило, экспериментальным путем
и приведены в специальной литературе. Знание
этих коэффициентов позволяет по известным па-
раметрам на входе в ВУ определить параметры на
выходе (или наоборот), а также оценить потери
в ВУ, что необходимо при его проектировании.
9.11	- Англо-русский словарь-
минимум
exhaust arrangement - выходное устройство ГТД
propelling nozzle - реактивное сопло
convergent nozzle - суживающееся сопло
convergent-divergent nozzle - суживающе-расширя-
ющееся сопло
plug nozzle - сопло с затурбинным конусом (с цен-
тральным телом)
rear support struts - стойки задней опоры
flow mixer - смеситель
mixer shutes - каналы смесителя
corrugated mixer - рифленый (лепестковый) смеси-
тель
turbofan engine mixing chamber - камера смешения
ТРДД
exhaust cone - конус выпуска (затурбинный конус)
insulating blankets - изолирующие (шумоглушащие)
панели
ejector nozzle - эжекторное сопло
flat nozzle - плоское сопло
axisymmetric nozzle - осесимметричное сопло
supersonic nozzle - сверхзвуковое сопло
variable (area) nozzle - регулируемое сопло
movable evelids - подвижные створки
interblocking flaps - проставки
hydraulic actuator - гидропривод
link - тяга
swivelling nozzle - поворотное сопло
nozzle deflector - дефлектор сопла
two-position nozzle - двухпозиционное сопло
vertical/short take-off and landing - вертикальный/
короткий взлет и посадка
thrust reverser - реверсивное устройство
reverse thrust - реверсивная (обратная) тяга
pre-exit reverse - РУ, расположенное до сопла
post-exit reverse - РУ, расположенное за соплом
blocker door - блокирующая створка
cascade - решетка (лопаток)
rotating cascade - отклоняющая решетка (РУ решет-
чатого типа
rotating buckets - отклоняющиеся створки (РУ ков-
шового типа)
clamshell - отклоняющая створка (РУ створчатого
типа)
exhaust system - выхлопная система
exhaust duct - выходной (выхлопной) тракт
noice suppressor - шумоглушитель
ram - скоростной напор
598
Глава 9 - Выходные устройства ГТД
9.12	- Перечень использованной
литературы
9.12.1 НечаевЮ.Н. Выходные сопла воздушно-ре-
активных двигателей.Типо-литография ВВИА име-
ни профессора Н.Е. Жуковского, 1961г.
9.12.2 Шляхтенко С.М. Теория воздушно-реактив-
ных двигателей. - М.: Машиностроение, 1975г.
9.12.3 Масленников М.М., Шальман Ю.И. Авиа-
ционные газотурбинные двигатели. - М.: Маши-
ностроение, 1975г.
9.12.4 The jet engine. ROLLS-ROYCE pic.
9.12.5 ЗимонтВ.Л. О величине импульса сопла при
неравномерных газодинамических параметрах по-
тока. Изв. ВУЗ «Авиационная техника», №2, 1970г.
9.12.6 Стенькин Е.Д. Оптимальное соотношение
полных давлений в камере смешения ДТРД. Изв.
ВУЗ «Авиационная техника», №1, 1963г.
9.12.7 Стенькин Е.Д. Определение параметров сме-
си двух газовых потоков с учетом переменной теп-
лоемкости. В сб.: «Проектирование и доводка авиа-
ционных газотурбинных двигателей», КуАИ (г.
Самара), 1974г.
9.12.8 Стенькин Е.Д. Влияние неполноты смеше-
ния на эффективность двух-контурного турборе-
активного двигателя. Изв. ВУЗ «Авиационная тех-
ника», №3, 1963г.
9.12.9 «Су-27 и его модификации» CD-ROM сту-
дии «Крылья России», (http://legion.wplus.net/guide/
air/i/su2711.shtml)
9.12.10 Дейч М.Е., Зарянкин А.Е. Газодинамика
диффузоров и выхлопных патрубков турбомашин.
- М.: Энергия, 1970
9.12.11 Довжик С.А. Исследования по аэродина-
мике осевого дозвукового компрессора. - М.: Тру-
ды ЦАГИ, выпуск 1099, 1968
9.12.12 Ammer R.S., Punch W.F. Variable geometry
exhaust nozzles and their effects on airplane perfo-
rmance. SAE Paper № 680295 (Техническая инфор-
мация ЦАГИ, 1969, №21-22).
9.12.13 Alford J.S., Taylor R.P. Aerodynamic Stability
Consideration of high-Pressure Ratio Variable-
Geometry Jet Nozzles. Journal of Aircraft, 1965, vol.2,
№4.
9.12.14 Патент США № 3051825 кл.60-35.6, 1970 г.
9.12.15 Johns A.L. (Lewis Research Center) NASA
TMX 2173, Feb. 1971 (Перевод ЦИАМ №30239,
1973).
9.12.16 Johns A.L., Steffen F.W. Performance of an
Auxiliary Inlet Ejector Nozzle with Fixed Doors and
Single-Hinge Trailing-Edge Flap. NASATMX-2027,
1970.
9.12.17 Алешин B.M., Волынкин С.К., Грицаенко
В.И., Ротмистров Ю.П., Туманский С.К., Ушаков
А.А., Авторское свидетельство 39571, 1967 г.
9.12.18 Dusa D.J., McCardle A. Simplified Multi-
Mission Exhaust Nozzle System. AIAA Paper, №77-
9606 1977.
9.12.19 Сандрацкий В.Л. и др. Патент № 640578,
1976 г.
9.12.20 СандрацкийВ.Л. и др. Патент № 600875,
1976 г.
9.12.21 Сандрацкий В.Л. и др. Патент № 867119,
1979 г.
9.12.22 Основы газовой динамики. Под редакцией
Г. Эммонса, И.Л., М., 1963 г.
9.12.23 Черный Г.Г. Неустановившиеся течения
газа в каналах с проницаемыми стенками. Об ус-
тойчивости скачка уплотнения в каналах. Труды
ЦИАМ №244, 1953 г.
9.12.24 Hardy J.M. Blocage Tri-dimensional interne
dans une tuyere convergente bi-conicue. Aeronautique/
Astronautique, №73, 28-32, 1978 r.
9.12.25 Абрамович Г.Н. Прикладная газовая дина-
мика. - М.: «Наука», 1969
599
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Глава 10 - Привод агрегатов,
редукторы, муфты ГТД
ГТД кроме основных узлов (компрессора, КС,
турбины, выходного устройства) имеет в своем со-
ставе ряд систем, которые обеспечивают его функ-
ционирование - топливную, масляную, гидравличес-
кую, электрическую и др. Большинство из них,
а также гидравлическая и электрическая системы
самолета имеют агрегаты, приводимые во вращение
от ротора ГТД с помощью зубчатых передач. Общие
сведения о зубчатых передачах приведены в разде-
ле 10.6. Отбор мощности производится так называ-
емым центральным приводом (ЦП) 1 (см.Рис. 10 _]).
ЦП посредством вала 2 передает вращение короб-
ке приводов агрегатов (КПА) 3.
Зубчатые передачи широко используются в ре-
дукторах и мультипликаторах для понижения или
повышения частоты вращения выходного вала со-
ответственно. В СУ летательных аппаратов редук-
торы применяются для привода винта (ТВД) (см.
Рис. 10 2), а также для привода несущего и руле-
вого винтов СУ вертолетов (см. Рис. 10 3 и 10 4).
В состав главных газотурбинных агрегатов (ГГТА)
кораблей и судов с приводом гребного винта
Рисунок 10_1 - ДвигательТВЗ-117 (Предоставлено ФГУП «Завод им. В.Я. Климова»)
1 - центральный привод; 2 - вал привода КПА; 3-КПА.
Реду ктор Kupi )бки приводов агрегатов
Рисунок 10_2 - Двигатель Д-27 с редуктором разработки ГП «ЗМКБ «Прогресс» им. А.Г.Ивченко» гДапоро-
жье, Украина.
600
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10_3 - Вертолет S-76A фирмы SIKORSKY (США)
1 - редуктор привода несущего винта; 2-ГТД; 3 - редуктор промежуточный; 4- редуктор хво-
стовой
(винтов) от ГТД входит главный редуктор (см.
Рис. 10 5). Особенностями конструкций главных
редукторов ГГТА являются большие размеры
и масса, обусловленные необходимостью привода
гребных винтов комбинацией из нескольких мощ-
ных двигателей (например, газотурбинных и дизель-
ных). Для размещения двигателей и вспомогатель-
ных систем необходимо достаточное пространство.
Кроме того, эта комбинированная СУ создает боль-
шой крутящий момент на выходном валу, поэтому
усилия, действующие в зубчатых зацеплениях, оп-
ределяют конструкцию редуктора: шевронное зуб-
чатое зацепление с большим модулем.
Редукторы и мультипликаторы также исполь-
зуются в ГТУ наземного применения с ГТД для
привода ГПА и ГТЭС (см. Рис. 10 6).
Передача мощности от одного вала к друго-
му в условиях их взаимных осевых и радиальных
смещений, а также перекосов производится муф-
тами. Из всего разнообразия муфт в приводах ГТД
чаще других используются соединительные зуб-
чатые и гибкие дисковые муфты (см. Рис. 10 7
и Рис. 10 8), соответственно. Более подробно
о муфтах см. раздел 10.3.
Рисунок 10 4 - Привод несущего винта вертолета
Ми-6
1 - ГТД; 2 - редуктор привода несу-
щего винта
601
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10 5 - Редуктор главный ГГТА кораблей и судов
Рисунок 10_6 - Электростанция газотурбинная блочно-модульная ГТУ-2,5П
1 - ГТД; 2-редуктор; 3-генератор
602
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10_7 - Муфта зубчатая
Передача мощности от одного вала к друго-
му в условиях их взаимных осевых и радиальных
смещений, а также перекосов производится муф-
тами. Из всего разнообразия муфт в приводах ГТД
чаще других используются соединительные зуб-
чатые и гибкие дисковые муфты (см. Рис. 10 7
и Рис. 10 8), соответственно. Более подробно
о муфтах см. раздел 10.3.
Рисунок 10 8 - Муфта гибкая дисковая
вода регуляторов оборотов и датчиков-тахометров
для обеспечения функций системы автоматическо-
го регулирования.
Конфигурация проточной части газовоздуш-
ного тракта двигателя часто ограничивает габари-
ты ЦП, как показано на Рис. 10.1.1 1.
Данный вариант ЦП выполнен по схеме с од-
ноступенчатой конической зубчатой передачей. Ве-
дущее зубчатое колесо 1 зафиксировано на валу
компрессора. Ведомое зубчатое колесо 2 через вал
привода КПА 3 передает Мкр ведущему коничес-
кому зубчатому колесу 4 КПА.
10.1 - Привод агрегатов ГТД
Механизм отбора и передачи крутящего мо-
мента (7Икр) от ротора турбокомпрессора на при-
вод агрегатов, показанный на Рис. 10 1, является
одним из важных узлов ГТД, который обеспечива-
ет функционирование основных систем двигате-
ля: топливной, масляной, гидравлической, элект-
рической и других. На ГТД также устанавливаются
агрегаты систем жизнеобеспечения ЛА (гидравли-
ческой и электрической).
10.1.1 - Центральный привод
Из условий компоновки ЦП расположен не-
посредственно у оси двигателя. Компоновка и ус-
ловия работы ЦП на каждом конкретном двигате-
ле накладывает определенные ограничения на его
конструкцию.
Отбор Мкр для привода агрегатов в одноваль-
ном ГТД производится от ротора компрессора,
в двух и трехвальных, как правило, от ротора ком-
прессора высокого давления. На первых многоваль-
ных ГТД ЦП проектировался с отбором Л/) р от всех
роторов, что было связано с необходимостью при-
10.1.2 - Коробки приводов агрега-
тов
Коробки приводов агрегатов (КПА) (см.
Рис. 10.1.2 1) служат для размещения приводных
агрегатов и передачи к ним крутящего момента от
роторов ГТД и от пускового устройства к ротору
двигателя во время запуска.
Конструкция КПА должна обеспечивать ее
работоспособность во всем диапазоне режимов
работы двигателя, от запуска до максимального
режима в течение всего полета, включая возмож-
ные эволюции самолета. На КПА устанавливают-
ся агрегаты, обслуживающие как системы самого
ГТД, так и системы ЛА. К агрегатам, обслужива-
ющим системы двигателя, относятся стартеры, топ-
ливные и масляные насосы топливные регуляторы,
датчики частоты вращения, генераторы для систем
автоматического управления. К агрегатам самолет-
ных систем относятся генераторы постоянного
и переменного тока, гидронасосы и другие.
В зависимости от назначения самолета на
КПА могут быть размещены до 15 различных аг-
регатов. Кроме приводных агрегатов на ней могут
размещаться и неприводные агрегаты. Как прави-
603
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.1.1_1 - ROLLS - ROYCE Gnome (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1-колесо зубчатое коническое ведущее; 2- колесо зубчатое коническое ведомое;
3-вал привода КПА; 4- колесо коническое зубчатое ведущее КПА.
ло, внешние контуры мотогондолы (элемента са-
молета, в котором размещается ГТД) существенно
влияют на компоновку КПА. Масса КПА с агрега-
тами достигает 5... 10% от общей массы ГТД, по-
этому ее снижение является актуальной задачей,
которую решают:
-	сокращением количества приводных агрегатов;
-	интегрированием агрегатов с КПА, например
объединением опор роторов агрегатов с опорами
зубчатых колес КПА;
-	минимизацией габаритов конструкции;
-	применением рациональных кинематических
и силовых схем;
-	заменой изгибных связей связями растяже-
ния-сжатия;
-	применением легких сплавов, неметалличес-
ких и композиционных материалов.
Рисунок 10.1.21 - Коробка приводов агрегатов
604
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.1.2 2 - Двигатель Д-30
1-верхняя КПА; 2-боковая КПА;
3-нижняя КПА
На одном ГТД размещаются, как правило,
одна две КПА. Иногда из условий компоновки
применяется три КПА. Примером двигателя с тре-
мя КПА является разработанный ОАО «Авиадви-
гатель» г. Пермь ГТД Д-ЗО (см. Рис. 10.1.2 2), у ко-
торого кроме верхней и нижней КПА 1 и 2 имеется
еще и боковая КПА 3.
10.2 - Редукторы ГТД
Редукторы ГТД непосредственно не относят-
ся к конструкции двигателя, но в то же время они
входят в единую СУ. Поскольку проектирование
и конструкция редукторов и ГТД тесно взаимосвя-
заны, то иногда их созданием занимаются разра-
ботчики двигателей.
В отдельных случаях фирмы, занимающиеся
разработкой ГТД и имеющие опыт работы по со-
зданию авиационных редукторов, самостоятельно
проектируют и производят редукторы и для газо-
турбинных энергетических установок.
10.2.1 - Редукторы ТВД
В качестве движителей ЛА с ГТД широко при-
меняются воздушные винты. Из-за существенной
разницы оптимальных частот вращения газовых
турбин и воздушных винтов возникает необходи-
мость в использовании для привода последних ре-
дукторов, передаточные отношения которых со-
ставляют 7... 16.
Редукторы ТВД сравнительно малогабарит-
ные и легкие механизмы, передающие мощности
до нескольких тысяч киловатт, имеющие высокий
коэффициент полезного действия. Во многих слу-
чаях они представляют собой дифференциальные
и планетарные передачи.
Редуктор ТВД конструктивно входит в состав
двигателя (см. Рис. 10 2) или выполняется в виде
самостоятельной конструкции (выносные редукто-
ры). На Рис. 10.2.1 1 изображен ТВД СТ7 фирмы
General Electric с выносным редуктором.
10.2.1.1 - Общие требования, кине-
матические схемы
Редукторы ТВД должны удовлетворять следу-
ющим требованиям:
Рисунок 10.2.1_1 - ТВД СТ7 с выносным редуктором
605
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.2.1.11 - Схема редуктора и общий вид
ТВДАИ-20
1 - вал силовой турбины;
2 - вал винта; 3 - измеритель
крутящего момента
-	обеспечение заданных разработчиком ЛА на-
правления и частоты вращения воздушного винта;
-	обеспечение необходимых уровней надеж-
ности и долговечности;
-	обеспечение контролепригодности;
-	уровни и спектр издаваемых редуктором
шумов должны укладываться в установленные пре-
делы;
-	уровень вибраций, возбуждаемых редукто-
ром, не должен превышать установленных норм,
а их спектр не должен содержать резонансных ча-
стот;
-	исключение возможности крутильных коле-
баний в валопроводе от силовой турбины до воз-
душного винта.
Редукторы ТВД можно классифицировать по
таким параметрам, как: число ведущих и ведомых
валов, взаимное расположение входного и выход-
ного валов, тип передач и число ступеней редук-
ции.
Наиболее распространены редукторы с од-
ним ведущим и одним ведомым валами как это вы-
полнено, например, на двигателе АИ-20 разработ-
ки ГП «ЗМКБ «Прогресс» им.А.Г.Ивченко» (см.
Рис. 10.2.1.1 1).
Схема редуктора с одним входным валом и при-
водом двух винтов, вращающихся в противополож-
ные стороны, показана на Рис. 10.2.1.1 2 (двигатель
НК-12МВ разработки СНТК им. Н.Д.Кузнецова,
Рисунок 10.2.1.1_2 - Схема редуктора НК-12
1 - вал силовой турбины;
2 - вал заднего винта; 3 - вал
переднего винта; z, - ведущее
зубчатое колесо (сдвоенное);
z2 - промежуточное зубчатое
колесо (сдвоенное); z3- проме-
жуточное зубчатое колесо;
z4 - центральное зубчатое коле-
со внутреннего зацепления
Рисунок 10.2.1.1_3 - Конструктивная схема ТВД
TPF351-20 с толкающим вин-
том
1 - вал привода винта; 2 - ре-
дуктор
606
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
г.Самара). По аналогичной схеме выполнен также
редуктор турбовентиляторного двигателя Д-27 (см.
Рис. 10 2).
Редукторы ТВД могут быть одно- и многос-
тупенчатыми. По двухступенчатой схеме с просты-
ми зубчатыми передачами выполнен редуктор дви-
гателя TPF351 -20 разработки Garret Engine Division
с толкающим винтом (см. Рис. 10.2.1.1 3).
Одноступенчатые редукторы применяются
в случаях, когда требуется реализовать относитель-
но низкие значения передаточных отношений
(I = 3...9). По одноступенчатой схеме с планетар-
ной дифференциальной передачей выполнен ре-
дуктор двигателя НК-93, конструкция которого
приведена в следующем разделе. У большинства
ТВД редукторы выполнены по многоступенчатой
схеме.
10.2.1.2 - Конструкция редукторов
ТВД
Зубчатые передачи редукторов бывают про-
стыми, планетарными, дифференциальными.
Рассмотрим конструкцию двухступенчатого
редуктора ТВД с различными типами зубчатых
передач на примере двигателя АИ-20А разработки
Рисунок 10.2.1.2_1 - Редуктор двигателя АИ-20А
1 - зубчатое колесо привода от ротора двигателя; 2 - водило; 3 - сателлит; 4 - колесо
зубчатое внутреннего зацепления 1-й ступени; 5 - колесо зубчатое ведущее 2-й ступе-
ни; б - колесо зубчатое промежуточное; 7 - колесо зубчатое внутреннего зацепления
2-й ступени; 8 -вал винта; 9 - ЦП; 10 - КПА
607
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
ГП «ЗМКБ «Прогресс» им. А.Г.Ивченко», г.Запо-
рожье, Украина (см. Рис. 10.2.1.2 1).
Редуктор выполнен по двухступенчатой зам-
кнутой схеме. Первая ступень планетарная зуб-
чатая передача, состоящая из приводимого от ро-
тора двигателя центрального зубчатого колеса 1,
водила 2 с шестью сателлитами 3 и зубчатого ко-
леса 4 внутреннего зацепления. Вторая ступень
простая многопоточная зубчатая передача. Зубча-
тое колесо первой ступени соединено с ведущим
зубчатым колесом 5 второй ступени, которое зацеп-
ляется с шестью промежуточными зубчатыми ко-
лесами 6. Промежуточные зубчатые колеса пере-
дают вращение зубчатому колесу 7 внутреннего
зацепления, соединенному шлицами с валом 8 вин-
та. Передаточное отношение редуктора i= 11,45,
частота вращения входного вала 12500 об/мин, вы-
ходного вала - 1100 об/мин. В конструкции редук-
тора предусмотрен измеритель крутящего момен-
та (не показан). Центральный привод 9 двигателя
выполнен по двухпоточной схеме с отбором Мкр
от ротора компрессора на привод верхней и ниж-
ней КПА 10.
Конструкция одноступенчатого планетарно-
го дифференциального редуктора авиационного
газотурбинного двигателя НК-93 разработки
«СНТК им. Н.Д.Кузнецова» г.Самара показана на
Рис. 10.2.1.2 2.
Центральное зубчатое колесо 1 планетарной
ступени редуктора установлено на шлицах вала 2
силовой турбины. Водило 3 соединено с передним
винтом, а задний винт приводится от зубчатого
колеса 4 внутреннего зацепления.
Передний и задний винты имеют противопо-
ложное направление вращения.
Многоступенчатый редуктор привода винта,
объединенный с КПА, показан на Рис. 10.2.1.2 3.
Мкр от вала 1 турбины двумя последователь-
ными ступенями 2 с простыми зубчатыми переда-
чами и планетарной ступенью 3 передается на вал
4 воздушного винта. Двигатель TF331-14GR/HR
разработки Garret Engine Division один из немно-
Рисунок 10.2.1.2_2 - Редуктор двигателя НК-93
1 - колесо зубчатое ведущее; 2 - вал турбины; 3 - водило; 4 - колесо зубчатое внутрен-
него зацепления
608
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.2.1.2_3 - Редуктор двигателя TF331- 14GR/HR
1 - вал свободной турбины; 2 - передача простая; 3 - передача планетарная; 4 - вал вин-
та
Рисунок 10.2.1.2_4 - Редуктор двигателя Walter М601-Е
1 - шестерня ведущая 1-й ступени; 2 - колесо зубчатое ведомое 1-й ступени; 3 - шес-
терня ведущая 2-й ступени; 4 - колесо зубчатое внутреннего зацепления 2-й ступени;
5 - вал винта.
609
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
гих, у которых оси вала 1 силовой турбины и вала
4 воздушного винта расположены параллельно.
Редуктор (см. Рис. 10.2.1.2 4) двигателя
Walter М601-Е, производства фирмы Walter AS,
Чешская республика, выполнен по двухступенча-
той схеме с простыми зубчатыми передачами.
Первую ступень редукции составляют установ-
ленная на вал (не показан) турбины ведущая ко-
созубая шестерня 1 и ведомые зубчатые колеса 2.
Ведущие шестерни 3 второй ступени редукции
зацепляются с общим колесом 4 внутреннего за-
цепления, которое через шлицевое соединение (не
показано) связано с валом 5 воздушного винта.
Ведомые зубчатые колеса первой ступени состав-
ляют одно целое с ведущими шестернями второй
ступени.
Разделение Мкр, передаваемого первой и вто-
рой ступенями редукции, по потокам способству-
ет снижению удельного веса механизма.
10.2.2 - Редукторы привода несуще-
го и рулевого винтов вертолетов
При разработке конструкции СУ вертолета
разработчики ГТД и редукторов решают многочис-
ленные вопросы по их взаимодействию. Поэтому,
как уже было сказано, разработчики ГТД иногда
проектируют и изготовляют редукторы привода
несущего винта. Примером является разработка СУ
вертолета Ми-6 (см. Рис. 10 4), для которой ГТД
и редуктор привода несущего винта были разрабо-
таны ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь.
10.2.2.1 - Редукторы привода несу-
щего винта
Существуют следующие схемы вертолетов:
-	с одним несущим и одним рулевым винтами;
-	с двумя соосными несущими винтами;
-	с двумя несущими винтами, расположенными
на продольной оси вертолета (продольная схема);
-	с двумя несущими винтами, расположенны-
ми на оси, перпендикулярной продольной оси вер-
толета (поперечная схема).
Соответственно схемам вертолетов, конст-
рукции редукторов для привода несущего винта,
называемых главными редукторами (ГР), имеют
свои особенности. Так, ГР одновинтового верто-
лета в большинстве случаев должен иметь приво-
ды несущего и рулевого винтов.
ГР вертолета с соосными винтами должен
иметь приводы для винтов, расположенных один
под другим и имеющих одинаковые по величине
и разные по направлению частоты вращения.
610
Главные редукторы двухвинтового вертолета
продольной или поперечной схемы должны быть
кинематически связаны между собой.
В таблице 10.2.2.1 1 представлены основные
параметры ГР некоторых вертолетов.
СУ большинства вертолетов включают от 1 до
3 двигателей, которые объединены общим ГР. Вер-
толеты поперечной или продольной схем могут
иметь до четырех двигателей (по 2 двигателя на
каждый ГР).
В число обязательных требований, предъявля-
емых к конструкциям ГР вертолетов, включаются:
-	низкая вибрационная активность;
-	равномерное распределение нагрузок между
параллельными звеньями многопоточных передач;
-	отсутствие концентрации нагрузок по длине
и высоте зубьев;
10.2.2.1.1 - Кинематические схемы
главных редукторов вертолетов
Большая разница частот вращения силовой
турбины ГТД и несущего винта вертолета вынуж-
дает проектировать редукторы с большими вели-
чинами передаточных отношений i = 30.. .78.
Как правило, ГР вертолетов имеют 3.. .4 сту-
пени редукции, к.п.д. редукторов должен быть
в пределах Т] > 0,97.
Специальными исследованиями и опытом
проектирования установлено, что для достижения
минимальной удельной массы ГР (отношение мас-
сы редуктора к величине суммарного крутящего
момента на входе) решающее значение имеет вы-
бор рациональной кинематической схемы.
Поскольку ось вращения несущего винта (вин-
тов) вертолета располагается под углом близким
к 90° к плоскости расположения осей двигателей,
первой или второй ступенью ГР должна быть ко-
ническая передача. Последняя ступень ГР переда-
ет весьма большой крутящий момент, в ней дей-
ствуют значительные по величине окружные
и радиальные нагрузки. С целью уменьшения мас-
сы ГР проектируют по многопоточной схеме, т.е.
крутящий момент разделен на несколько равных
частей, передаваемых параллельно и суммирую-
щихся на валу несущего винта. Одной из задач,
решаемых при проектировании ГР, является обес-
печение как можно более равномерного деления
крутящего момента на параллельные потоки.
У большинства вертолетов последняя сту-
пень ГР выполнена в виде соосной зубчатой пе-
редачи, которая может быть планетарной (плане-
тарно-дифференциальной) или представлять
собой несколько простых зубчатых передач внеш-
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Таблица 10.2.2.11
Параметры ГР некоторых вертолетов
ПАРАМЕТР	ВЕРТОЛЕТЫ					
	Ми-2	Ми-6	Ми-8	Ми-14	Ми-26	СН-53А
Количество и тип двигателей	2 ГТД	2 ГТД	2 ГТД	2 ГТД	2 ГТД	2 ГТД
Частота вращения входных валов, об/мин	5904	8300	12000	15000	8300	5646
Частота вращения вала несущего винта, об/мин	246	120	192	193	132	185,6
Передаточное число	23,89	69,20	62,5	77,6	62,5	30,26
Число ступеней	3	4	4	4	3	3
Количество зубчатых колес	11	34	21	21	45	
Количество ПОДИ! IIIIIIIIKOB	15	60	36	36	90	
Масса редуктора, кг	300	3200	785	842,5	3650	1500
Суммарная взлетная мощность, кВт (л.с.)	661,2 (900)	8088 (11000)	2206 (3000)	3235 (4400)	14706 (20000)	5772 (7850)
Крутящий момент на взлетном режиме, Нм	26202	656717	111906	163279	10851522	301919
Удельная масса, кг/Нм	0,01 14	0,00490	0,0070	0,00516	0,00336	0,0050
него зацепления, имеющих общее центральное
зубчатое колесо.
Ступени с планетарными передачами имеют
ряд преимуществ:
-	нагрузки, возникающие при работе зубчатых
передач, замыкаются на зубчатое колесо внутрен-
него зацепления (эпицикл), разгружая корпус ре-
дуктора;
-	компактность компоновки в горизонтальном
направлении;
-	возможность обеспечения привода двух со-
осных винтов.
Примеры кинематических схем ГР с планетар-
ными ступенями показаны на Рис. 10.2.2.1.1 1,
10.2.2.1.1 2, 10.2.2.1.1 3 и 10.2.2.1.1 4
В то же время, серьезным недостатком пере-
дач планетарного типа является трудность обеспе-
чения равномерного деления нагрузки между са-
теллитами, поскольку относительная угловая
ориентация каждого сателлита зависит от произ-
вольного сочетания большого количества погреш-
ностей звеньев планетарной передачи. На нерав-
номерность распределения нагрузки между
сателлитами, особенно в последней ступени редук-
ции, влияют также низкочастотные колебания /Икр
от несущего винта. В результате, в последней сту-
пени ГР коэффициент неравномерности распреде-
Рисунок 10.2.2.1.1_1 - Схема редукторов ВР-8 и
ВР-14 (разработчик ФГУП
«Завод им. В.Я.Климова»)
1- вал несущего винта;
2,3 - вход от двигателя;
4 - привод рулевого винта
611
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.2.2.1.12 - Схема редуктора Р-5 (разра-
ботчик ОАО «Авиадвига-
тель»)
1- вал несущего винта;
2 - вход от двигателя;
3 - привод рулевого винта
Рисунок 10.2.2.1.13 - Схема редуктора Р-7 вертоле-
та Ми-6 (разработчик
ОАО «Авиадвигатель»)
1-вал несущего винта;
2 -привод от двигателя;
3-привод рулевого винта;
4-муфта свободного хода
ления нагрузки между сателлитами достигает
1,35... 1,40. Это приводит к утяжелению зубчатых
передач последней ступени редукции и ГР в целом
[10.8.1].
На Рис. 10.2.2.1.1 5 показана схема ГР легко-
го вертолета Ми-2. Поскольку в его СУ имеются
два двигателя небольшой мощности, нет необхо-
димости деления крутящего момента на потоки.
Редуктор состоит из конических и цилиндричес-
ких передач внешнего зацепления. Мощность дви-
гателей суммируется ведомым цилиндрическим
колесом.
Отбор Л/кр на привод вала 1 несущего винта ре-
дуктора Р-7 производится от двух двигателей Д-25В
разработки ОАО «Авиадвигатель», привод 2 от вто-
рого двигателя на схеме (см. Рис. 10.2.2.1.1 3) ус-
ловно не показан.
Специальными исследованиями и опытом
проектирования установлено, что для достижения
минимальной удельной массы ГР (отношение мас-
сы редуктора к величине суммарного крутящего
момента на несущем винте) решающее значение
имеет выбор рациональной кинематической схемы.
Минимальным количеством ступеней редукции
можно обойтись в случаях, если удается реализо-
вать большое передаточное число в последней сту-
пени редукции. Например, в трехступенчатой пе-
редаче с передаточными числами (и(,и2, и3.) 3, 3, 8
винтами (разработчик
ФГУП «Завод им. В.Я. Кли-
мова»)
1 - вал верхнего несущего вин-
та; 2 - вал нижнего несущего
винта; 3 - привод от двига-
теля
можно получить общую степень редукции, равную
72 (в случаях, если удается реализовать большое
передаточное число в последней ступени).
В авиационном машиностроении масса лета-
тельного аппарата и его составных частей являет-
ся одной из основных характеристик. Это предоп-
612
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
ределяет тенденцию постоянного поиска новых
кинематических схем и конструктивных решений
ГР, позволяющих снизить массу.
Поиск привел к использованию в последней
ступени редукции многопоточных передач непла-
нетарного типа, составленных из множества оди-
наковых передач внешнего зацепления. Крутяшие
моменты параллельных передач последней ступе-
ни редукции суммируются на большом ведомом
колесе, которое закреплено на валу несущего вин-
та. В такой передаче значительно легче обеспечить
высокую степень равномерности деления нагруз-
ки между потоками (до 1,05). Они допускают ис-
пользование передач шевронного типа, имеющих
высокую удельную нагрузочную способность и не
требующих применения упорных подшипников.
По указанной схеме построены ГР вертолетов
Ми-26, Ми-28Н, «Ансат». Кинематическая схема
редуктора ВР-26 тяжелого вертолета Ми-26 пока-
зана на Рис. 10.2.2.1.1 6.
Крутящий момент каждого их двух двига-
телей Д-136 разработки ГП «ЗМКБ «Прогресс»
им. А.Г.Ивченко» при входе в редуктор делится
на две равные части при помощи торсионных
валов 2 и 3 с тарированной крутильной жестко-
стью и с применением специальной технологии
сборки. Особенностью кинематической схемы
на Рис. 10.2.2.1.1 6 является взаимное замыка-
ние звеньев 2 подвода мощности от двигателей
передачами привода 3 рулевого винта. Таким об-
разом, при полете вертолета только на одном ра-
ботающем двигателе (обычно на повышенной
мощности) равномерно загружаются все звенья
кинематической цепи, исключаются перегруз-
ки отдельных звеньев. В результате нет необхо-
димости увеличивать прочность передач, сни-
жается масса редуктора.
Уравнивание крутящих моментов между по-
токами последней ступени ГР достигается приме-
нением симметричных передач шевронного типа,
соединяемых между собой и со смежной ступенью
при помощи торсионных валов тарированной же-
сткости и специальной методикой сборки, обеспе-
чивающей выборку зазоров в зубчатых передачах
и шлицевых соединениях в направлении передачи
крутящего момента. Применение передач шеврон-
ного типа позволяет значительно повысить их
удельную нагрузочную способность и плавность
работы.
Сравнение характеристик ГР различных кине-
матических схем показывает, что простая многопо-
точная схема редуктора ВР-26 обеспечила его наи-
меньшую удельную массу по сравнению с другими,
приведенными в таблице 10.2.2.1 1.
Рисунок 10.2.2.1.1_5 - Схема редуктора ВР-2
(разработчик
ОАО «МВЗ им. МЛ.Миля»)
1 - вал несущего винта;
2 - привод от двигателя;
3-привод рулевого винта
Рисунок 10.2.2.1.1_6 - Схема редуктора ВР-26
(разработчик ОАО «МВЗ им.
МЛ.Миля»)
1 - вал несущего винта;
2 - привод от двигателя;
3 - привод рулевого винта
10.2.2.1.2 - Конструкция главных ре-
дукторов вертолетов
На Рис. 10.2.2.1.2 1 показан продольный раз-
рез ГР ВР-8А вертолета Ми-8. Редуктор приводит-
ся от двух двигателей ТВ2-117.
Привод 1 от свободной турбины двигателя
шлицевым валом соединен с зубчатой втулкой (не
показана), зубья которой имеют бочкообразную
форму для компенсации взаимного излома осей ва-
лов трансмиссии в полете. Далее крутящие момен-
ты от каждого двигателя проходят через муфту сво-
бодного хода (МСХ) 2, суммируются ведомым
зубчатым колесом 3 в косозубой передаче и пере-
даются на коническую передачу 4 с круговыми зу-
бьями. Дифференциальный замкнутый механизм,
613
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.2.2.1.2_1 - Главный редуктор ВР-8А
1 - привод от ГТД; 2 - муфта свободного хода (МСХ); 3 - передача цилиндрическая ко-
созубая; 4 - передача коническая; 5 - передача планетарная; б - ступень перебора;
7-вал несущего винта; 8-привод рулевого винта; 9 - поддон; 10- горловина заливная;
11- шестерня ведущая привода агрегатов;12-привод вентилятора
состоящий из планетарной ступени 5 и ступени пе-
ребора 6, передает Л/кр на вал 7 несущего винта.
Привод 8 рулевого винта осуществляется ко-
нической передачей с круговыми зубьями, ведущая
шестерня которой установлена на полом валу, со-
единенном с ведомым коническим колесом второй
ступени редукции.
Корпус редуктора выполнен из магниевого
сплава МЛ-5 с литыми масляными каналами, име-
ет обработанные фланцы и расточки. Сверху он
закрыт литой крышкой, служащей опорой для вала
несущего винта и механизма автомата перекоса
несущего винта. Внизу корпуса крепится поддон
9, служащий резервуаром для масла, в нем разме-
щены также агрегаты масляной системы редукто-
ра. Масло в поддон заливается через горловину 10.
Отбор мощности для привода агрегатов вер-
толетных систем производится от того же полого
вала привода рулевого винта, на котором внизу
находится ведущая цилиндрическая шестерня 11
приводов. На редукторе предусмотрен привод 12
вентилятора обдува теплообменников охлаждения
масла.
Основные элементы редуктора ВР-8 показа-
ны на его общем виде (см. Рис. 10.2.2.1.2 2).
На корпусе редуктора размещены два приво-
да 4 генераторов для обслуживания электрической
системы вертолета.
Конструктивно приводы агрегатов скомпоно-
ваны в две КПА 5 (левого борта и правого борта).
Коробки приводят гидравлические насосы, воздуш-
ный компрессор, датчик частоты вращения. Со сто-
роны входа в редуктор в специальном приливе рас-
положен ряд цилиндрических передач для привода
6 вентилятора системы охлаждения.
ГР Р-7 (см. Рис. 10.2.2.1.2 3) тяжелого верто-
лета Ми-6 приводится от свободных турбин двух
двигателей Д-25В.
614
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.2.2.1.2 2 - Общий вид редуктора ВР-8
1 - вход от ГТД; 2 - вал несу-
щего винта; 3 - поддон;
4 - привод генератора;
5 - КПА; 6 - привод вентиля-
тора
Вал свободной турбины каждого двигателя
посредством трансмиссии через роликовую МСХ
и уравнительный механизм (не показаны), который
делит Л/кр на два равных потока, и передает его
наружному и внутреннему валам 1 и 2, соответ-
ственно, первой ступени редуктора. Валы распо-
ложены один внутри другого. Каждый из валов
передаетМ конической зубчатой передаче 3. Все-
го в редукторе находится четыре таких передачи.
Каждое из ведомых конических зубчатых колес вы-
полнено за одно целое с цилиндрическим зубчатым
венцом, который является ведущим звеном второй
ступени редукции.
Все четыре венца находятся в одновременном
зацеплении с ведомым колесом 4 второй ступени.
Далее частота вращения редуцируется дифферен-
циальным механизмом, имеющим планетарную
ступень 5 и ступень 6 перебора. Крутящие момен-
ты планетарной ступени и перебора суммируются
на валу 7 привода несущего винта.
Роликовые подшипники ведомого коническо-
го зубчатого колеса и сателлитов встроенные, т.е.
беговыми дорожками наружных колец являются
точно обработанные поверхности зубчатых колес,
роль внутренних беговых дорожек также выпол-
няют детали передач. Это способствует уменьше-
нию массы ГР.
Рисунок 10.2.2.1.2_3 а - Первая ступень редукции редуктора Р-7
615
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Ведущая шестерня 8 привода рулевого винта
(не показан) входит в сборочную единиц ведомого
колеса 4 второй ступени редукции. Агрегаты вер-
толетных систем (генераторы, гидравлические на-
сосы и датчик частоты вращения) размещены на
двух одинаковых КПА, которые расположены на
стороне, противоположной входу в редуктор. От-
бор мощности для КПА производится ведомыми
коническими шестернями, находящимися в зацеп-
лении с коническими венцами задних ведомых
шестерен 1-й ступени редукции.
Привод вентилятора системы охлаждения
и привод масляных насосов системы смазки уст-
роен при помощи шестерни (не показана), зацеп-
ляющейся с ведомым колесом 4. Корпус редукто-
ра литой конструкции выполнен из магниевого
сплава МЛ-5 и состоит из трех частей. Верхняя
часть служит опорой шариковому подшипнику
вала несущего винта и автомату перекоса несуще-
го винта. На средней усиленной части находятся
фланцы 9 для установки лап, к которым крепится
рама подвески редуктора на вертолете. К нижней
части корпуса крепится поддон, являющийся ре-
зервуаром для масла и служащий для размещения
агрегатов системы смазки редуктора.
Общий вид редуктора Р-7 приведен на
Рис. 10.2.2.1.2 4.
На Рис. 10.2.2.1.2 5 приведен общий вид ГР
ВР-26 самого большого вертолета Ми-26. Как ска-
зано выше, кинематическая схема редуктора выпол-
нена по многопоточной схеме с простыми зубча-
тыми передачами, что позволило существенно
уменьшить его габариты вдоль оси вала несущего
винта и массу редуктора. Для обеспечения необ-
ходимой прочности корпуса редуктора изготов-
лены из высокопрочного алюминиевого сплава.
В качестве заготовки использованы штамповки.
Рисунок 10.2.2.1.23 б - Дифференциальный механизм редуктора Р-7
1 - вал наружный привода передней конической передачи; 2 - вал внутренний приво-
да задней конической передачи; 3 - передача зубчатая коническая 1-й ступени;
4 - колесо зубчатое ведомое 2-й ступени; 5 - планетарная ступень редукции; 6 - сту-
пень перебора; 7 - вал несущего винта; 8 - шестерня ведущая привода рулевого вин-
та; 9 - фланец подвески редуктора
616
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.2.2.1.2_4 - Главный редуктор Р7 верто-
летов Ми-6 и Ми-10
Рисунок 10.2.2.1.2_5 - Главный редуктор ВР-26
транспортного вертолета
Ми-26
10.2.2.2 - Редукторы хвостовые и
промежуточные
Промежуточный редуктор предназначен для
передачи крутящего момента от вала, соединяю-
щегося с ГР, к расположенному под углом к нему
концевому валу вертолета с одним несущим вин-
том (см. Рис. 10.2.2.2 1) .
Входной вал 1 промежуточного редуктора (см.
Рис. 10.2.2.2 1) приводится от ГР и через неорто-
гональную коническую зубчатую передачу 2, вы-
ходной вал 3 передает Мкр на привод рулевого вин-
та. Промежуточный редуктор располагается
в месте стыка хвостовой и концевой балок верто-
лета, к которым крепится фланцами 4. Коническая
зубчатая передача 3 с круговыми зубьями разме-
щена в литом корпусе 5, который входит в сило-
вую схему вертолета в качестве связующего сило-
вого элемента между хвостовой и концевой
балками.
Корпус редуктора имеет ребра для улучшения
его охлаждения, которое осуществляется в полете
обдувом наружного воздуха через щели в обшив-
ке. Система смазки промежуточного редуктора бар-
ботажного типа. Такая смазка применяется при
окружных скоростях смазываемых деталей до
12-15 м/с. Зубья передачи и подшипники смазыва-
ются маслом, заливаемым в корпус редуктора.
У промежуточного редуктора хвостовой
трансмиссии вертолета Ми-8 межосевой угол ра-
вен 134 градусам, его передаточное число равно
единице.
Хвостовой редуктор (Рис 10.2.2.2 2) предназ-
начен для передачи крутящего момента от вала 1
на привод 2 рулевого винта вертолета.
Управление шагом рулевого винта произво-
дится путем перемещения штока 3, осуществляе-
мого винтовой парой (не показана), которая при-
водится во вращение звездочкой 4 цепной передачи
системы путевого управления вертолетом.
Редуктор одноступенчатый, включает в себя
коническую зубчатую передачу из колес 5 с круго-
выми зубьями с межосевым углом 90°. Зубчатые
колеса и вал винта опираются на подшипники ка-
чения.
617
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.2.2.2_1 - Редуктор промежуточный
1 - вал входной от ГР; 2 - пе-
редача зубчатая коническая;
3 - выход к хвостовому редук-
тору; 4 - фланец крепления;
5 - корпус.
Рисунок 10.2.2.2_2 - Хвостовой редуктор
1 - вал входной; 2 - привод ру-
левого винта; 3 - шток управ-
ления шагом винта; 4 - звез-
дочка цепи путевого управ-
ления; 5 - передача зубчатая
коническая; 6 - корпус
Система смазки смешанного типа заливае-
мым в корпус 6 хвостового редуктора маслом. Зуб-
чатая передача смазывается под давлением от встро-
енного маслонасоса, подшипники барботажем.
В корпусе редуктора устроены улавливающие
масло карманы, из которых оно по специальным
каналам и желобам поступает на смазку подшипни-
ков. Редуктор охлаждается наружным воздухом, ув-
лекаемым рулевым винтом. Промежуточный и хво-
стовой редукторы имеют встроенные системы
контроля технического состояния, снабжены суф-
лерами, кранами слива масла, окнами для контро-
ля его уровня.
Уплотнение выходов валов промежуточного
и хвостового редукторов осуществляется, как пра-
вило, манжетами и резиновыми кольцами.
10.2.3 - Редукторы ГТУ
В данном разделе приведена информация по
редукторам газотурбинных установок, так как раз-
работчикам ГТД для приводов ГТУ часто прихо-
дится работать совместно с поставщиками редук-
торов.
Редукторы ГТУ (см. Рис. 10 6) предназначе-
ны для понижения частоты вращения при переда-
че мощности от вала силовой турбины на вал при-
водного агрегата, например, генератора. В ГТУ
с приводом высокооборотных газовых компрессо-
ров используются мультипликаторы.
ГТУ эксплуатируются в самых различных
климатических зонах: пустыни, тропики, арктичес-
кое побережье Северного ледовитого океана.
К редукторам ГТУ предъявляются повышен-
ные требования, такие как:
-	срок службы не менее 20 лет без капиталь-
ного ремонта;
-	назначенный ресурс 100000 часов и более;
-	минимальные затраты на техническое обслу-
живание.
Дополнительно редукторы ГТУ не должны
превышать допустимый уровень шума и обеспечи-
вать взрывобезопасность установленного на него
электрооборудования. К ним могут быть предъяв-
лены и другие дополнительные требования, напри-
мер, по обеспечению заданного взаимного поло-
жения входного и выходного валов.
10.2.3.1 - Конструкция редукторов
Наибольшее распространение в промышлен-
ных ГТУ получили редукторы с простыми одно-
ступенчатыми или двухступенчатыми зубчатыми
передачами, в большинстве своем, с шевронными
или косозубыми зубчатыми колесами.
Характерными представителями конструкций
редукторов промышленных ГТУ среди российских
предприятий являются редукторы Кировского, Ка-
лужского турбинных заводов. Из иностранных фирм
поставкой турборедукторов занимаются RENK AG,
MAAG, Lufking и другие. На Рис. 10.2.3.1 1
и 10.2.3.1 2 показан редуктор типа ТА-45Х фир-
мы RENK AG для энергетических установок мощ-
ностью 10... 16 МВт. Кинематическая схема ре-
618
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.2.3.1_1 - Редуктор типа ТА 45Х фирмы
RENK со снятой крышкой
1 - вал входной; 2 - вал выход-
ной; 3 - корпус редуктора;
4 - разъем редуктора горизон-
тальный; 5 - фланец подвода
масла в редуктор
дуктора представляет собой простую одноступен-
чатую шевронную зубчатую передачу. Входной
и выходной валы 1 и 2, соответственно, редукторов
расположены параллельно в горизонтальной плос-
кости. Корпус 3 редуктора имеет горизонтальный
разъем 4 в плоскости вращения осей валов 1 и 2
зубчатых колес. В опорах быстроходного и тихоход-
ного валов применены гидродинамические подшип-
ники (не показаны) скольжения. Опоры редуктора
и зубчатое зацепление принудительно смазывают-
ся и охлаждаются подводимым к фланцу 5 маслом
от внешней маслосистемы. При необходимости
редуктор может поставляться и с встроенной мас-
лосистемой. Для диагностики температурного
и вибрационного состояния редуктора в опорных
и упорных подшипниках предусмотрены датчики
измерения температур и вибраций.
Корпус редуктора (см. Рис. 10.2.3.1 2) свар-
ной конструкции и включает собственно корпус 1
и крышку 2. На фланец 3 быстроходного вала ре-
дуктора устанавливается валоповоротное устрой-
ство (В ПУ).
ВПУ 1 (см. Рис. 10.2.3.1 3) позволяет мед-
ленно, с частотой вращения несколько оборотов
в минуту, проворачивать валы силовой турбины,
редуктора и турбогенератора при выполнении
профилактических работ и осмотров. Установлен-
ное на фланец 2 ВПУ рычагом 3 через муфту вклю-
чения (не показана) сцепляет валоповоротное устрой-
ство с быстроходным валом редуктора. Вращение
Рисунок 10.2.3.1_2 - Редуктор типа ТА 45Х фирмы
RENK6e3 ВПУ
1 - корпус; 2 - крышка; 3 - фла-
нец установки ВПУ
ВПУ осуществляется установленным на нем элек-
тромотором через редуктор с высоким передаточ-
ным отношением.
С увеличением передаваемой мощности до
100 МВт (см. Рис. 10.2.3.1 4) и более и с ростом
окружных скоростей в зубчатых зацеплениях
(150...200 м/сек) особое внимание уделяется
уменьшению потерь (повышению к.п.д.). Одним
из путей достижения этого является создание по-
ниженного, относительно атмосферного, давления
воздуха внутри корпусов редуктора.
По требованию заказчика и из условий ком-
поновки ГТУ редуктор (см. Рис. 10.2.3.15) может
быть выполнен по схеме с соосными входным и вы-
ходным валами, как это сделано в газотурбинной
установке ГТУ-2,5П (см. Рис. 10 6). Корпус редук-
тора имеет два вертикальных разъема 1, на кото-
рые установлены литые крышки 2. Редуктор смон-
тирован на раме 3. С двигателем он соединен
входным валом 4. Выходной вал 5 приводит во вра-
щение генератор (не показан).
Кинематическая схема (см. Рис. 10.2.3.1 6)
редуктора Р-25 разработки ОАО «Авиадвигатель»
с соосными входным и выходным валами представ-
ляет собой двухступенчатую трехпоточную зубча-
тую передачу с шевронным зубчатым зацеплени-
ем. Первая ступень редуктора состоит из ведущей
шестерни Zt и трех ведомых зубчатых колес Z2.
Вторая ступень редуктора состоит из трех ве-
дущих шестерен Z3 и одного ведомого зубчатого
колеса Z. Мощность с первой ступени на вторую
передается тремя торсионными валами (не пока-
заны), каждый из которых соединяет валы зубча-
тых колес Z2 и Z3. Равномерность распределения
619
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.2.3.1_3 - Редуктор типа ТА 45Х с валоноворотным устройством
1 - ВПУ с электромотором; 2 - фланец установки ВПУ на редуктор; 3 - рычаг включе-
ния ВПУ; 4 - электромотор; 5 - редуктор ВПУ; 6 - муфта ВПУ
Рисунок 10.2.3.14 - Редуктор с передаваемой мощ-
ностью 100 МВт фирмы
RENKAG со снятой крышкой
Рисунок 10.2.3.1_5 - Редуктор Р-25 на раме
1	- разъем вертикальный.
2	- крышка редуктора;
3	- рама; 4 - вал входной,
5- вал выходной
620
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
7.^54
Рисунок 10.2.3.16 - Схема кинематическая редук-
тора Р-25
мощности по трем потокам редуктора обеспечи-
вается специальными методиками комплектования
валов и их установки.
Опорами зубчатых колес в данном редукторе
служат подшипники качения. Зубчатые колеса,
обеспечивающие распределение нагрузки по пото-
кам, опираются на роликовые подшипники с глад-
кими внутренними обоймами, за счет которых они
самоустанавливаются относительно зафиксирован-
ных шариковыми подшипниками центральных зуб-
чатых колес.
В редукторах с косозубыми зубчатыми коле-
сами (см. Рис. 10.2.3.1 7)для восприятия осевой
нагрузки используются один упорный подшипник
1, который удерживает от осевого перемещения
быстроходный вал шестерни 2. Тихоходный вал
зубчатого колеса 3 от перемещений в осевом на-
правлении удерживается установленными на шес-
терне 2 упорными гребнями 4, которые имеют ко-
ническую форму. Сопрягаемые с гребнями торцы
зубчатого венца колеса 3 также имеют коническую
поверхность.
1	3
Рисунок 10.2.3.1_ 7 - Редуктор с косозубой передачей и упорными гребнями
а) общий вид; б) разрез по осям редуктора
1 - подшипник упорный; 2 - шестерня; 3 - колесо зубчатое; 4 - гребни упорные
621
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Для обеспечения работоспособности редукто-
ра при реверсивной нагрузке гребни целесообраз-
но устанавливать с обеих сторон шестерни.
Редукторы ГТУ совершенствуются по пути
увеличения передаваемой мощности, росту окруж-
ных скоростей в зубчатых зацеплениях и снижению
потерь, а также по дальнейшему увеличению ре-
сурсов и сроков службы. Одновременно ведутся
работы по созданию энергетических ГТУ безредук-
торной схемы, при которой частоты вращения ГТД
и турбогенератора совпадают. Но это не всегда воз-
можно из-за трудностей создания эффективных
мощных газовых турбин с низкой частотой враще-
ния. Поэтому редукторы будут длительное время
применяться в газотурбостроении.
10.3 - Муфты приводов ГТД и ГТУ
В приводах агрегатов ГТД и ГТУ соединение
валов и передача крутящего момента от одного из
них к другому производится муфтами. Из всего
многообразия применяемых в различных отраслях
машиностроения муфт в приводах, в основном, при-
меняются механические муфты, которые можно
классифицировать по предлагаемой ниже схеме (см.
Рис. 10.3 1). Электромагнитные, гидродинамичес-
кие и специальные муфты применяются ограничен-
но и в данном разделе не рассматриваются.
10.3.1 - Требования к муфтам
Кроме общих требований по ресурсу, надеж-
ности, массе и технологичности к каждому типу
муфт предъявляются свои специфические требо-
вания, обусловленные их назначением и особенно-
стями работы.
Рассмотрим требования к муфтам на приме-
ре нерасцепляемых компенсирующих муфт приво-
дов ГТУ. Они предназначены, как правило, для
длительной непрерывной работы с большими кру-
тящими моментами при наличии радиального, уг-
лового и осевого смещений валов соединяемых
агрегатов. Причинами этих смещений являются
неточности изготовления и монтажа, силовые
и тепловые деформации, а также осадки фундамен-
тов под оборудованием.
В стандарте [10.8.2] американского нефтяно-
го института к соединительным компенсирующим
муфтам предъявляются следующие основные тре-
бования:
-	сохранять работоспособность при непрерыв-
ном функционировании в течение длительного пе-
риода времени (не менее трех лет);
-	компенсировать радиальные, угловые и осе-
вые смещения валов в оговоренных пределах при
отсутствии дополнительных (создаваемых самой
муфтой) нагрузок на оборудование;
Рисунок 1031 - Классификация муфт ГТД и ГТУ
622
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
-	допускать длительную эксплуатацию при
номинальном передаваемом крутящем моменте
и наличии осевого и радиального смещений валов
в 1,25 раза больше расчетных;
-	выдерживать без повреждений кратковре-
менные перегрузки на переходных режимах, рав-
ные 1,15 максимального крутящего момента;
-	обеспечивать возможность демонтажа вту-
лок муфты и технического обслуживания прилега-
ющих подшипников и уплотнений без нарушения
центровки оборудования;
-	сохранять работоспособность при эксплуа-
тации в коррозионной среде;
-	обеспечивать возможность съема и замены
пакетов упругих элементов (для пластинчатых
муфт с упругими элементами), не нарушая их за-
водской сборки.
Расцепляемые муфты должны обеспечивать
сцепление и расцепление валов как при неработа-
ющей установке, так и во время работы (на ходу).
Обгонные муфты должны обеспечивать автомати-
ческое сцепление и расцепление соединяемых ва-
лов в зависимости от соотношения их угловых ско-
ростей. Предохранительные муфты должны, при
необходимости, автоматически рассоединить валы,
предохраняя оборудование от повреждения при
нерасчетных нагрузках.
10.3.2 - Конструкция муфт
Жесткие некомпенсирующие муфты пред-
назначены для соединения длинных валов и тре-
буют обеспечения их точной соосности. Они мо-
гут быть втулочными или фланцевыми.
Втулочные муфты [10.8.3] представляют со-
бой общую соединяющую валы втулку, закреплен-
ную на каждом валу коническим штифтом. Они
просты по конструкции и имеют малые габариты.
Монтаж и демонтаж муфты требует больших осе-
вых перемещений валов или втулок. Такое соеди-
нение не может обеспечить высокую изгибную
жесткость.
Фланцевые муфты [10.8.4] обеспечивают вы-
сокую жесткость соединения, т.к. фланцы посаже-
ны на валы с натягом и соединяются между собой
с помощью призонных болтов. Они могут обеспе-
чить сборку и разборку без осевого смещения вала.
Расчет жестких некомпенсирующих муфт зак-
лючается в проверке соединительных штифтов,
болтов на смятие и срез.
Жесткие компенсирующие муфты допуска-
ют соединение валов в достаточно широком диа-
пазоне взаимных смещений соединяемых валов.
Все возможные виды смещений осей соединяемых
валов показаны на Рис. 10.3.2 1.
Зубчатые муфты в зависимости от типа
и конструкции способны компенсировать (как от-
дельные, так и в комплексе) ограниченные угло-
вые, радиальные и осевые относительные смеще-
ния соединяемых валов. Поскольку зубчатые
муфты имеют большое число зацепляющихся зу-
бьев, они обладают высокой несущей способнос-
тью и надежностью при малых габаритах, допус-
кают значительную частоту вращения (окружная
скорость до 25 м/с). Допустимый перекос 8 осей
соединяемых валов не должен превышать 1,5°. Зуб-
чатые муфты требуют обязательной смазки при эк-
сплуатации.
При необходимости сгладить действующие
в передаче крутильные колебания и пульсации кру-
тящего момента применяют упругую зубчатую
муфту (см. Рис. 10.3.2 2). Она состоит из двух зуб-
чатых втулок 1 с наружными зубьями, которые за-
цепляются с внутренними зубьями обойм 2, соеди-
ненных полым валом 3. Такой вал называют
торсионным, он обладает крутильной и попереч-
ной упругостью.
Центрирование деталей муфты производится
по поверхностям выступов внешних зубьев и впа-
дин внутренних зубьев. Боковой зазор в зубьях дол-
жен быть минимальным с учетом возможных пе-
рекосов. Для смазки и охлаждения зубьев в муфту
необходимо непрерывно подавать масло
Зубья втулок и обойм выполняют с эвольвен-
тным профилем и углом зацепления 20° или 30°
двух норм точности нормальной (при окружной
скорости до 15 м/с) и повышенной (при скорости

Рисунок 103.21 - Виды смещения осей соединяе-
мых валов
Л - осевое смещение; 8-угловое
смещение; А - радиальное сме-
щение
623
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
более 15 м/с). При ожидаемом перекосе более 15
угловых минут зубья втулок следует изготовлять
бочкообразной формы. Зубья втулок и обоймы под-
вергают химико-термической обработке и закалке
до твердости не менее 60 HRC.
При комбинированных смещениях валов до-
пустимые смещения (AR и 8) снижаются, допусти-
мая их комбинация (см. Рис. 10.3.2 3) для зубча-
тых муфт определена [10.8.5].
Основным критерием работоспособности
зубчатых муфт является износостойкость зубьев.
При перекосе валов зубья втулки и обоймы про-
скальзывают в осевом направлении с частотой
вращения; на концах валов создается изгибающий
момент, достигающий приблизительно 0,1 враща-
ющего.
Муфты рассчитывают по условию смятия по-
верхности зубьев. Расчетный момент Гр определя-
ют, исходя из номинального Гн:
Рисунок 10.3.2 2 - Муфта зубчатая
1 - втулка зубчатая; 2 - обойма;
3 - вал
Т^КДСДСД^, (10.3.2-1)
где К - коэффициент ответственности передачи
(К = 1 при останове машины; К} = 1.2 при
аварии; К} = 1,5 при аварии ряда машин;
К = 1,8 при человеческих жертвах);
К2 коэффициент условий работы (К = 1 при
спокойной работе; К2 = 1,1... 1,3 при не-
равномерной работе; К2 = 1,3... 1,5 при тя-
желой работе с ударами);
К - коэффициент углового смещения (К =1,0
при 8 не более 0,25°; К3 = 1,25 при 8 менее
0,5°; К3 = 1,5 при 8 менее 1,0°; К3 = 1,75
при 8 менее 1,5°).
В приводах агрегатов ГТД часто применяются
соединительные зубчатые муфты с эвольвентны-
ми шлицами. Пример - нижняя КПА 1 двигателя
Д-30 разработки ОАО «Авиадвигатель» (см.
Рис. 10.3.2 4), на которой в числе прочих агрега-
тов установлены также центробежный воздухоот-
делитель 2 и блок 3 маслонасосов откачки масла,
приводимые от зубчатого колеса 4.
Наружными эвольвентными шлицами вал 5
воздухоотделителя соединяется с внутренними
шлицами зубчатого колеса. Шлицевое соединение
представляет собой жесткую компенсирующую
муфту, которая допускает относительное осевое
смещение валов и позволяет за счет имеющихся
в соединении зазоров компенсировать незначитель-
ные радиальные и угловые смещения. По способ-
ности к компенсации радиальных и угловых сме-
щений данное соединение близко к жестким
некомпенсирующим муфтам. Работоспособность
указанной муфты обеспечивается точным совме-
Рисунок 10.3.2 3 - Комбинация допустимых ради-
альных и угловых смещений зуб-
чатых муфт по ГОСТ 5006-83
щением осей вала воздухоотделителя и зубчатого
колеса КПА, что достигается высокой точностью
изготовления и сборки деталей КПА и воздухоот-
делителя. Однако это приводит к росту стоимости
конструкции, в связи с чем следует избегать при-
менения подобных муфт (соединений) в приводах
агрегатов ГТД.
Жесткая компенсирующая муфта, установлен-
ная в приводе блока маслонасосов, в большей сте-
пени соответствует предъявляемым к приводу аг-
регатов требованиям.
624
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.3.2 4 - Зубчатые муфты приводов агрегатов ГТД
1 - КПА; 2 - воздухоотделитель центробежный; 3 - блок маслонасосов откачки; 4 - колесо
зубчатое КПА; 5 - вал воздухоотделителя; б - вал (рессора) шлицевой; 7 - вал привода бло-
ка маслонасосов
Муфта включает вал (рессору) 6, имеющий на
концах шлицы (наружные и внутренние), которые
соединяются с соответствующими шлицами зуб-
чатого колеса 4 и вала 7 блока маслонасосов. На-
личие с двух шлицевых соединений на валу 6 по-
зволяет компенсировать все виды смещений
и отказаться от повышенных требований к точно-
сти изготовления деталей. Для уменьшения изно-
са шлиц необходимо организовывать подвод к ним
масла.
Особую группу составляют шарнирные (кар-
данные) муфты, допускающие значительные (до
45°) угловые смещения осей валов. Шарнирные
муфты применяются в конструкциях, оборудова-
ние которых из условий компоновки размещено со
значительными радиальными и угловыми смеще-
ниями.
Упругие (гибкие) муфты просты по конст-
рукции, не требуют применения смазки и обслу-
живания при эксплуатации. Муфта с одним гибким
элементом компенсирует только угловое и осевое
смещения валов. Муфта с двумя соединенными
промежуточным валом гибкими элементами спо-
собна компенсировать все виды смещений соеди-
няемых валов.
В зависимости от конструкции гибкого эле-
мента упругие муфты подразделяются на дисковые
и мембранные.
Гибкая дисковая (пластинчатая) муфта (см.
Рис. 10.3.2 5) состоит из дисков (пакетов) 1, на-
бранных из тонких упругих пластин, каждый из
Рисунок 10.3.25 - Муфта дисковая (пластинча-
тая) упругая.
1 - пакет гибких пластин;
2 - болты соединительные
(пальцы); 3 - фланец присоеди-
нительный; 4 - вал промежуточ-
ный
625
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
которых поочередно соединен пальцами 2 (болта-
ми или втулками) с фланцем 3 и промежуточным
валом 4. Пластины изготавливают из коррозион-
но-стойких сталей, имеющих достаточные проч-
ностные характеристики, в том числе высокую ус-
талостную прочность. Пластинчатая муфта
с промежуточным валом, благодаря наличию осе-
вой и крутильной упругости, способна сглаживать
вибрации в трансмиссии, уменьшать опасность
возникновения резонансных колебаний.
Мембранная муфта (см. Рис. 10.3.2 6) вклю-
чает в себя две втулки 1 с упругим элементом в ви-
де мембраны (тонкого упругого диска), которые
болтами соединены с соответствующими упруги-
ми элементами промежуточного вала 2. Крутящий
момент от ведущей втулки передается на внешний
периметр ее упругого элемента и далее - на мемб-
рану промежуточного вала, который вторым упру-
гим элементом соединяется с аналогичным элемен-
том ведомой втулки.
Расцепляемые управляемые муфты приме-
няются в случаях необходимости подключения (от-
ключения) дополнительного оборудования к валу
ГТД (ГТУ) при его работе или после останова.
Управляемая расцепляемая муфта 1 (см.
Рис. 10.3.2 7) используется для подключения (от-
ключения) валоповоротного устройства 2 к валу
редуктора 3. Сцепление (расцепление) муфты осу-
ществляется поворотом рычага 4. Валоповоротное
устройство, после его подключения, позволяет мед-
ленно проворачивать зубчатые колеса редуктора
и валы присоединенного к нему оборудования для
выполнения его центрирования при монтаже, для
технических осмотров состояния деталей роторов,
например, лопаток и дисков свободной турбины,
а также для выполнения других работ при техни-
ческом обслуживании.
Расцепляемые автоматические муфты
включат в себя центробежные, обгонные и предох-
ранительные муфты.
Центробежные муфты предназначены для
автоматического сцепления или расцепления валов
при достижении ведущим валом заданной часто-
ты вращения. К этому типу муфт можно отнести
храповую муфту с собачками в приводе ГТД от
стартера (см. Рис. 10.3.2 8).
Пусковое устройство (стартер) через вал 1
передает вращение храповику 2, который в исход-
ном положении находится в зацеплении с собачка-
ми 3 поводка 4. Собачки под действием пружин 5
повернуты на своих осях и находятся в зацеплении
с храповиком. Вращаясь совместно с храповиком,
выходной вал 6 поводка передает Mw по кинема-
тической цепи привода агрегатов ротору ГТД.
1
2
Рисунок 10.3.26 - Муфта мембранная
1 - втулка супругам элементом
(мембраной); 2 - вал промежу-
точный супругами элементами
Рисунок 10.3.2_ 7 - Муфта управляемая расцепляе-
мая
1 - муфта; 2 -устройство вало-
поворотное; 3 - редуктор; 4 - ры-
чаг
После отключения пускового устройства (оконча-
ние запуска двигателя) Mw в зацеплении собачек
и храповика исчезает. В этот момент частота вра-
щения поводка такова, что под действием центро-
бежных сил собачки поворачиваются на осях и вы-
ходят из зацепления с храповиком.
Центробежная муфта восстанавливает воз-
можность передачи вращения от ведущего к ведо-
мому валу лишь после приведения ее в исходное
626
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.3.28 - Муфта центробежная храпового
тина
1 - вал привода от стартера;
2 - храповик; 3 - собачка; 4 - по-
водок; 5 - пружина; б - вал вы-
ходной
состояние снижением частоты вращения поводка,
ниже которой пружины преодолевают центробеж-
ные силы, действующие на собачки.
Более подробно храповая и другие муфты,
применяемые в приводах ГТД для связи с пуско-
вым устройством, описаны в главе 11. В ней муф-
та, изображенная на Рис. 10.3.2 8, отнесена к ти-
пу муфт свободного хода. Такая классификация
имеет право на жизнь, так как муфта с момента
преодоления пружинами действующих на собачки
центробежных сил до полного останова поводка
работает как обгонная муфта.
Обгонные муфты часто называют муфтами
свободного хода (МСХ). Они передаютМ только
в одном направлении и допускают свободное вра-
щение в обратном направлении. МСХ автоматичес-
ки сцепляют и расцепляют валы в зависимости от
соотношения их угловых скоростей. Если скорость
ведущего вала больше скорости ведомого вала, то
муфта сцепляет их. При меньшей скорости веду-
щего вала муфта расцепляет валы, не препятствуя
ведомому валу свободно обгонять ведущий вал.
По принципу действия различают фрикцион-
ные и храповые МСХ.
Фрикционные МСХ работают за счет закли-
нивания вспомогательных элементов (шариков,
роликов, клиньев и т. и.) между ведущим и ведо-
мым звеньями. В авиационной технике наиболь-
шее распространение получила фрикционная ро-
ликовая муфта - передаточный механизм, ведущее
и ведомое звенья которого могут автоматически со-
единяться и разъединяться в зависимости от на-
правления их относительного движения.
Рисунок10.3.2_9 - МСХредуктора Р-7 вертолета Ми-6
627
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Фрикционная роликовая МСХ, представленная
на Рис 10.3.2 9, является обязательным элементом
трансмиссий вертолетов. Обычно она входит в кон-
струкцию ГР, соединяя его входной вал с валом сво-
бодной турбины ГТД. Если СУ вертолета включает
несколько двигателей, то каждый из них присоеди-
няется к ГР через МСХ. Основное назначение МСХ
на вертолете автоматическое отсоединение ГР
(а следовательно - несущего винта) от вала отка-
завшего двигателя, обеспечение безопасности по-
лета на режиме авторотации или при полете с од-
ним работающим двигателем. МСХ обеспечивает
одновременную работу двух двигателей СУ на раз-
ных режимах.
По сравнению с храповыми роликовые МСХ
обладают рядом достоинств:
-	способны передавать большие крутящие мо-
менты при относительно малых габаритах;
-	допускают большие относительные скорос-
ти звеньев;
-	имеют небольшие нагрузки от трения на ре-
жиме свободного хода;
-	легко включаются и выключаются при не-
больших углах относительного поворота звеньев;
-	технологичны;
-	просты в эксплуатации, легко поддаются
ремонту.
На Рис. 10.3.2 10 показана роликовая МСХ
редуктора ВР-8, состоящая из ведущего вала (звез-
дочки) 1, обоймы 2 ведомого вала, которые взаим-
но центрируются общим роликовым подшипником
3. Между обоймой и звездочкой размещены роли-
ки 4, установленные в легком стальном сепарато-
ре 5. Под действием двух плоских пружин 6 с не-
полным витком, изготовленных из проволоки,
сепаратор постоянно поджимает ролики в танген-
циальном направлении к рабочим площадкам звез-
дочки.
Пружины имеют загнутые концы (зацепы),
один из которых вставляется в отверстие звездоч-
ки, другой в отверстие сепаратора. На одной сто-
роне сепаратора имеются выступы, которые входят
в пазы звездочки, они управляют автоматическим
включением и выключением муфты в зависимос-
ти от соотношения угловых скоростей звездочки
и ведомого вала. Смазка рабочих площадок про-
изводится маслом, поступающим через отверстия
в звездочке под действием центробежных сил.
МСХ редуктора Р-7 (см. Рис. 10.3.2 11) име-
ет массивный бронзовый сепаратор 1, который цен-
трируется на звездочке 2. Обойма 3 имеет симмет-
ричную конструкцию, поэтому цилиндричность ее
отверстия не нарушается от действия центробеж-
ных сил. Торцы роликов 4 прижаты к упорному
Рисунок 10.3.2_10 - МСХредуктора ВР-8
1 - звездочка; 2 - обойма;
3 - подшипник роликовый;
4 - ролик; 5 - сепаратор;
б - пружина
кольцу 5 нажимным кольцом (не показано) при
помощи кольцевых пружин 6. Сепаратор и звездоч-
ка МСХ также связаны между собой специальны-
ми выступами, которые управляют автоматическим
включением и выключением муфты. Например,
в случае, если частота вращения звездочки (свя-
занной со свободной турбиной ГТД) уменьшается
и становится меньше частоты вращения обоймы
(связанной с ГР), звездочка совместно с сепарато-
ром и роликами поворачивается относительно
обоймы. Происходит расцепление муфты и прек-
ращение связи вала турбины с редуктором.
Надежность включения МСХ обеспечивается
одновременным контактом роликов с рабочими
поверхностями звездочки и обоймы в начальный
момент заклинивания роликов.
Это достигается правильным выбором типа
прижимного устройства и назначением величины
628
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.3.2_11 - МСХредуктора Р-7
1 - сепаратор; 2 - звездочка;
3 - обойма; 4 - ролик; 5 - кольцо
упорное; 6 - пружина
прижимного усилия. Надежность включения МСХ
также зависит от параметров шероховатости рабо-
чих поверхностей звеньев муфты, сорта смазочно-
го масла.
Правильный выбор величины угла заклини-
вания, геометрических параметров и жесткости
обоймы и звездочки исключают пробуксовку муф-
ты в случае деформации ее элементов.
Параметры МСХ некоторых ГР приведены
в таблице 10.3.2 1.
В общем машиностроении углы заклинивания
МСХ выбирают в пределах 3О<СС<9О. Опыт эксплу-
атации вертолетных МСХ заставляет ограничить
интервал рекомендуемых углов заклинивания пре-
делами З'ЧСК^ЗД0.
Чтобы обеспечить передачу требуемого крутя-
щего момента при минимальных габаритах и массе
МСХ, необходимо разместить в ней как можно боль-
шее количество роликов и организовать равномер-
ное распределение нагрузки между ними. Эту зада-
чу решают применением облегченного стального
сепаратора (в ранних конструкциях применялись
сепараторы из бронзы и алюминиевых сплавов). Же-
лательна также балансировка сепаратора.
Звездочка, обойма и сепаратор центрируют-
ся друг относительно друга с достаточно высокой
точностью, т.к. от этого зависит одновременность
заклинивания роликов, равномерность распреде-
ления нагрузок между роликами и по их длине.
С этой же целью полезно вводить бочкообразность
роликов (бомбинирование).
Прижимное устройство должно обеспечи-
вать постоянный контакт роликов с рабочими по-
верхностями звездочки и обоймы, чем достига-
ется устранение «мертвого хода» в процессе
заклинивания и готовность всех роликов к однов-
ременному заклиниванию. Кроме того, прижим-
ное устройство способствует равномерному рас-
пределению нагрузки между роликами и по их
длине. Конструктивно прижимные устройства
могут быть индивидуальными (для каждого ро-
лика в отдельности) и сепараторными. Сепара-
торные прижимные устройства допускают значи-
тельно большую скорость относительного
движения звеньев в период свободного хода и раз-
мещение в механизме большего количества роли-
ков. Это предопределяет высокую нагрузочную
способность поверхностей обоймы и звездочки
в зонах контакта их с роликами.
Создаваемое прижимным устройством усилие
прижатия роликов зависит от сочетания различных
параметров. Конструктор, проектирующий прижим-
ное устройство, должен иметь в виду следующее:
-	пружинное прижимное устройство обеспе-
чивает относительно постоянную величину усилия
прижима, но несколько затрудняет отвод роликов
от поверхности обоймы во время холостого хода,
что способствует износу рабочих поверхностей
звеньев;
-	фрикционное прижимное устройство хоро-
шо отводит ролики при холостом ходе, но обеспе-
чивает менее надежное включение;
-	комбинированные прижимные устройства,
сочетающие преимущества пружинного и фрикци-
онного устройств, наиболее эффективны, в том
числе при запусках СУ при низких температурах.
Свойства применяемого масла напрямую от-
ражаются на надежности работы МСХ. В период
свободного хода смазка необходима для уменьше-
ния трения, нагрева и износа рабочих поверхнос-
тей деталей. В период заклинивания масляная
пленка препятствует непосредственному контак-
ту роликов с обоймой и звездочкой. Чем выше вяз-
кость масла, тем прочнее масляная пленка и, сле-
довательно, увеличивается потребное усилие
прижимного устройства. Поэтому вязкие транс-
миссионные масла неприемлемы для МСХ. Прак-
тика показала, что МСХ удовлетворительно рабо-
тает при использовании масел, применяющихся
в системах смазки ГТД.
629
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Таблица 10.3.21
МСХ главных редукторов некоторых вертолетов.
ПАРАМЕТР	Обозначения ГР				
	Р-5	РР-7	Вр-8	Вр-2	Вр-26
Крутящий момент, н-м	4680	5050	1065	522	8630
Частота вращения, об/мин	2600	8300	11750	5900	8300
Тип прижимного устройства	фрикционное	фрикционное	тангенциальное	тангенциальное	комбинированное
При низких температурах вязкость масла рез-
ко возрастает и при запуске СУ вертолета включе-
ние МСХ может не произойти или произойти с за-
паздыванием, что неизбежно приводит к ударному
заклиниванию и повреждению муфты. Поэтому
разработчику МСХ следует определить минималь-
но допустимую температуру масла, при которой
разрешен запуск.
Для предотвращения пробуксовки МСХ в про-
цессе запуска при отрицательных температурах ок-
ружающей среды необходимо обеспечить предва-
рительный прогрев масляной системы и ГР.
Храповые МСХ передают Мкр за счет зацеп-
ления одной или нескольких собачек с зубьями
храповика. По конструкции храповые МСХ анало-
гичны центробежным муфтам храпового типа (Ри-
сунок 10.3.2 7). В отличие от центробежной муф-
ты храповая МСХ всегда готова включиться
в работу по передаче Мкр (как только частота вра-
щения ведомого звена становится ниже частоты
вращения ведущего звена). Храповые МСХ, так же
как и центробежные, могу быть с собачками и ку-
лачкового типа.
Предохранительные муфты подразделяются
на муфты с разрушаемым и неразрушаемым эле-
ментами. Муфты с разрушаемым элементом при-
меняют при редких перегрузках. Их недостатком
является необходимость замены разрушаемого эле-
мента. Муфты данного типа применяются в при-
водах агрегатов ГТД в качестве «слабого звена» для
защиты кинематической цепи от действия нерас-
четных Мкр. Примером такой муфты является вал-
рессора 6 (см. Рис. 10.3.2 4) привода блока насо-
сов 3. При воздействии нерасчетного Мкррессора
срезается по специально рассчитанному и спроек-
тированному ослабленному сечению вала (которое
гарантирует передачу рабочего Мкр), не приводя
к другим поломкам приводов агрегатов.
К муфтам с неразрушаемым элементом относят-
ся кулачковые, шариковые и фрикционные. В при-
630
водах ГТУ первые два типа не применяются. Наи-
большее распространение получили фрикционные
муфты, которые допускают частые кратковременные
перегрузки и перегрузки ударного действия.
Фрикционная предохранительная муфта в при-
водах энергетических ГТУ предотвращает повреж-
дения или поломки ГТД и редуктора в случаях вне-
запного и резкого возрастания нагрузки генератора.
К достоинствам фрикционной муфты относятся:
возможность настройки и контроля муфты на тре-
буемый крутящий момент срабатывания в процес-
се производства, готовность после срабатывания
к продолжению работы, не требует специального об-
служивания в процессе эксплуатации.
На Рис. 10.3.2 12 показана одна из конструк-
ций фрикционной муфты. Крутящий момент от
ГТД передается на фланец опоры шлицевой 1, ко-
торым она связана с упругой муфтой 2. Далее вра-
щение передается на корпус 3, соединяющийся
внутренними шлицами с ведущими дисками 4. На
торцах ведущих дисков нанесено специальное ан-
тифрикционное покрытие.
Ведущие диски 4 прижаты через кольца 5 на-
жимным диском 6 к ведомым дискам 7, которые
внутренними шлицами соединены с ведомым кор-
пусом 8. Последний устанавливается на валу при-
водимого оборудования. Нажимной диск 6 болта-
ми (не показаны) крепится к корпусу 8. Усилие
прижима ведущих дисков к ведомым определяет
величину Мкр, при котором происходит срабаты-
вание муфты (проворачивание ведущих дисков от-
носительно ведомых), и обеспечивается подбором
толщины кольца 9. Со стороны ведомого корпуса
диски муфты защищены крышкой 10.
Для увеличения коэффициента трения на дис-
ки 4 напыляют фрикционный состав, наклеивают
или приклепывают металлокерамические наклад-
ки. Применяется также технология нанесения на
диск металлокерамического покрытия с последу-
ющим его уплотнением и спеканием. Такие покры-
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.3.212 - Муфта фрикционная
1 - опора шлицевая, 2 - муфта
упругая; 3 - корпус муфты;
4 - диск ведущий; 5 - кольцо;
6 - диск нажимной; 7 - диск ве-
домый; 8 - корпус ведомый;
9 - кольцо регулировочное;
10 - крышка
тия отличаются высоким коэффициентом трения
(от 0,2 до 0,6), хорошим сопротивлением износу,
высокой теплопроводностью. Применение накла-
док в виде сегментов, улучшает теплоотвод от дис-
ков, способствует уменьшению износа, облегчает
удаление продуктов износа из зоны трения.
Момент срабатывания Т дисковой фрикцион-
ной муфты рассчитывают по формуле:
Г = 5Гпр,	(10.3.2-2)
где Т - предельный крутящий момент;
S - коэффициент запаса сцепления муфты
(S= 1,5...1,7).
Момент трения Гтр, создаваемый муфтой, опреде-
ляется по формуле:
Ттр = 0,5яг/7>РЛр2, (10.3.2-3)
где b - рабочая ширина дисков (обычно принима-
ют b = 0,25 Dcp);
£)(р - средний диаметр рабочей поверхности
дисков;
Z - число поверхностей трения;
f - коэффициент трения по дискам;
р - давление по торцам дисков.
Приравнивая необходимый момент трения
Т муфты к моменту срабатывания Т и выбрав
материал фрикционного покрытия (а значит до-
пустимое давление на диск), можно рассчитать
требуемое количество z поверхностей трения фрик-
ционных дисков.
Часто муфты применяются в высокоскорост-
ных комплексах, поэтому при изготовлении необ-
ходимо выполнять их балансировку. В расчетах
критических частот вращения валов ГТУ также
необходимо учитывать массу и размеры муфт.
Как говорилось выше, фрикционные муфты
допускают в процессе эксплуатации неоднократные
срабатывания. Дальнейшая их работоспособность
без переборки и перенастройки обеспечивается точ-
ностью их изготовления, сборки и монтажа, а так-
же тем, что перед монтажом отдельные части муф-
ты и муфта в сборе проходят обязательную
балансировку. Точность изготовления и баланси-
ровки муфты должны быть таковы, чтобы ее сра-
батывание (проворачивание элементов муфты от-
носительно друг друга) не изменяло уровень
вибраций агрегата, в составе которого она установ-
лена.
10.4 - Проектирование приводов
агрегатов ГТД
Методики проектирования редукторов, при-
меняемых в машиностроении, широко известны.
Например [10.8.6], 110.8.7], [10.8.8] и др. Поэтому
рассмотрим только особенности проектирования
приводов агрегатов ГТД.
При проектировании приводов агрегатов тре-
буется решить сразу несколько задач:
-	создание редуктора отбора мощности от ро-
тора (роторов) двигателя;
-	проектирование КПА, а при необходимости
и нескольких, включая, по особому требованию,
отдельную КПА самолетных агрегатов (отборМ
на привод КПА возможен одновременно от двух
двигателей).
Проектирование приводов агрегатов ГТД вы-
полняется исходя из:
-	назначения;
-	условий работы;
-	величины передаваемого крутящего момен-
та (AfKp) в зависимости от режима работы ГТД и из-
менения мощности приводимых агрегатов;
-	количества и относительного расположения
631
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
входных и выходных валов;
-	направлений и частот вращения валов, от
которых производится отбор Мкр;
-	направления, частот вращения и габаритных
размеров приводных агрегатов;
-	графика полета самолета (полетного цикла);
-	ограничений по габаритам и массе.
Проектирование приводов агрегатов начина-
ется с согласования габаритных размеров мест,
выделенных под них, а также габаритных разме-
ров, частот и направлений вращения самих при-
водимых агрегатов. Обязательное требование - ди-
апазон рабочих частот вращения агрегатов (от
минимальных до максимальных) должен на лю-
бых режимах работы двигателя перекрывать диа-
пазон частоты вращения ротора двигателя (малый
газ - максимальный режим), от которого отбира-
ется Л/рр
После выбора приводных агрегатов принима-
ется решение по отбору Л/рр от одного или несколь-
ких роторов двигателя. Выбирается кинематичес-
кая схема приводов агрегатов. Производится
определение частоты вращения входного вала при-
вода коробки (коробок) приводов агрегатов и пе-
редаточных отношений к самим агрегатам. То есть
прорабатывается несколько вариантов кинемати-
ческих схем ЦП и КПА. Кинематическая схема
приводов агрегатов выбирается с учетом компонов-
ки на электронном макете двигателя расположения
приводных агрегатов, которое должно учитывать
многие факторы:
-	компактность размещения приводных агре-
гатов на КПА;
-	наличие взаимосвязей как между приводны-
ми агрегатами, так и между приводными и непри-
водными;
-	габариты двигателя и мотогондолы;
-	обеспечение удобного доступа к агрегатам
для их монтажа (демонтажа) и обслуживания.
После выбора частоты и направления враще-
ния выходного вала ЦП приступают к проектиро-
ванию КПА, самого ЦП и подбору передаточных
отношений в каждом зубчатом зацеплении кинема-
тической цепи. Передаточные отношения должны
быть выбраны как можно точнее (ближе к задан-
ным). В то же время в сопряженных зубчатых ко-
лесах одним из основных является требование по
обеспечению схемы с «плавающим зубом». Это
связано со стремлением обеспечить зацепление
каждого зуба шестерни (меньшего колеса в зубча-
том зацеплении) с максимально возможным чис-
лом зубьев зубчатого колеса (большего в зубчатом
зацеплении) до повторения его контакта с зубом
колеса, с которым он уже был в зацеплении.
10.4.1 - Проектирование централь-
ного привода
При проектировании ЦП, который размеща-
ется внутри одного из узлов двигателя, основны-
ми исходными данными являются:
-	величина необходимого для привода агрега-
тов Мкр;
-	величина Мкр, передаваемого от пускового
устройства к ротору газогенератора ГТД;
-	максимально допустимая масса;
-	количество КПА и их расположение на дви-
гателе;
-	частота и направление вращения ротора (ро-
торов) двигателя, от которого отбирается Мрр;
-	частота и направление вращения входного
вала от коробки (коробок) приводов агрегатов;
-	габариты выделенного под размещение места;
-	температура окружающей среды.
На основании анализа исходных данных вы-
бирается кинематическая схема ЦП, которая может
быть с отбором Л/рр от одного ротора или двух ро-
торов (для двух и трехвальных ГТД).
В зависимости от типа применяемых в ЦП зуб-
чатых передач отбор Л/рр от ротора ГТД проектиру-
ется одно- или двухступенчатым, а также одно- или
многопоточным. Одноступенчатая схема - отбор
мощности одной конической зубчатой передачей,
двухступенчатая - отбор мощности осуществляет-
ся двумя зубчатыми передачами (цилиндрической
и конической). Однопоточная схема предполагает
отбор Л/рр на привод одной КПА (см. Рис. 10.1.1 1),
при многопоточной схеме Л/р,р в ЦП разделяется на
несколько потоков. Пример - отбор Л/рр для приво-
да верхней и нижней КПА двигателя ТВЗ-117 (см.
Рис. 10 1).
После выбора кинематической схемы ЦП оп-
ределяется общее передаточное отношение и пе-
редаточные отношения входящих в нее зубчатых
передач.
Выполняется компоновка ЦП, которая согла-
совывается с разработчиками узлов двигателя. Вы-
полняются геометрический расчет зубчатых зацеп-
лений и выбор их параметров, расчет на прочность
деталей и узлов, определение долговечности при-
меняемых подшипников, критических частот
вращения валов. Одновременно вносятся необхо-
димые коррективы в компоновку ЦП.
10.4.1.1 - Конструкция центрального
привода
Большинство ГТД имеют ЦП с одноступен-
чатой конической зубчатой передачей. Например,
632
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.4.1.11 - ЦП двигателя Rolls-Royce
Gem 60 (Печатается с разре-
шения Rolls-Royce pic)
1 - вал ротора двигателя;
2 - КПА; 3 - колесо зубчатое ко-
ническое ведущее; 4 - колесо
зубчатое коническое ведомое
ЦП двигателя Rolls-Royce Turbomeca RTM 332
Turboshaft (см. Рис. 10.4.1.1 1) выполнен по одно-
ступенчатой схеме с верхним расположением КПА.
Отбор мощности от вала 1 ротора двигателя на
привод КПА 2 выполняется ведущим и ведомым
коническими зубчатыми колесами 3 и 4, соответ-
ственно, причем ведущее зубчатое колесо располо-
жено непосредственно на валу ротора. Коническая
передача неортогональная, что позволило сдвинуть
КПА назад по полету. Основными достоинствами
такого ЦП являются малая масса и относительная
простота конструкции. Однако такой ЦП обладает
существенным недостатком: осевые перемещения
вала ротора двигателя приводят к изменению зазо-
ров в зубчатом зацеплении конической передачи.
Для исключения этого недостатка ведущее
коническое зубчатое колесо устанавливают на соб-
ственных подшипниках, как это выполнено на дви-
гателе ROLLS - ROYCE Turbomeca Adour 102 (см.
Рис. 10.4.1.1 2). ЦП выполнен по одноступенчатой
схеме, с нижним расположением КПА.
Мощность от вала ротора двигателя на при-
вод КПА отбирается коническим зубчатым коле-
сом 1, которое промежуточным валом 2 соединено
с валом 3 ротора КВД. Коническая зубчатая пере-
дача ортогональная. Так как промежуточный вал 2
с ротором КВД соединяется подвижным шлицевым
соединением, то коническая передача тем самым
защищена от перемещений вала ротора КВД и ус-
тановленного на нем ведущего конического зубча-
того колеса вдоль оси. Однако данная конструкция
ЦП имеет несколько большую массу из-за нали-
чия промежуточного вала и дополнительных под-
шипников.
Примером двухступенчатой кинематической
схемы является ЦП двигателя ПС-90А (см.
Рис. 10.4.1.1 3), ЦП которого расположен между
КНД и КВД и конструктивно охватывает вал 1
КНД. Мкр для привода агрегатов отбирается от вала
2 КВД с помощью установленного на нем цилинд-
рического зубчатого колеса 3. Далее ведомое ци-
линдрическое зубчатое колесо 4, собранное совме-
стно с ведущим коническим зубчатым колесом 5,
через ведомое зубчатое колесо 6 и вал 7 передает
Мкр на привод КПА.
Ведущее 5 и ведомое 6 конические зубчатые
колеса вместе с ведомым цилиндрическим зубча-
тым колесом 4 размещаются в литом магниевом
корпусе 8, который также является опорой 9 роли-
коподшипника ротора КНД.
Передняя опора КВД двигателя ПС-90А - уп-
руго-демпферная с роликовым подшипником, в ко-
торой возможны осевые и радиальные перемещения
передней части вала ротора за счет зазоров в ней.
Использование в первой ступени ЦП цилиндричес-
кого зубчатого зацепления позволило уменьшить
влияние осевых и радиальных перемещений пере-
дней части вала ротора КВД на работоспособность
зубчатых передач ЦП. ЦП выполняется по двух-
ступенчатой кинематической схеме. Цилиндричес-
кая зубчатая передача допускает, без снижения ра-
ботоспособности, относительное смещение
ведущего и ведомого зубчатых колес вдоль зубьев.
А незначительное (вместе с валом) радиальное
смещение ведущего зубчатого колеса (до 0,3 мм)
приводит лишь к некоторому уменьшению боко-
вого зазора в зубчатом зацеплении.
Кинематические схемы ЦП можно разделить
нагруппыс нижним (см. Рис. 10.4.1.1 2), верхним
(см. Рис. 10.4.1.1 1) и с двухсторонним располо-
жением КПА Схемы с двухсторонним расположе-
нием КПА применяются при необходимости раз-
делить отбираемый Мкр на два потока, пример -
ЦП двигателя ТВЗ-117(см. Рис. 10 1).
Примером ЦП с отбором Мкр от разных рото-
ров является двигатель Д-27 (см. Рис. 10 2). Кро-
ме отбора Мкр на привод двух КПА от КНД он
имеет еще и третью КПА с приводом от вала рото-
ра КВД. Дополнительный привод от еще одного
вала ротора ГТД в двух и трехвальных двигателях
применяется в тех случаях, когда необходимо обес-
печить привод части агрегатов (датчики и регуля-
633
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.4.1.12 - ЦП двигателя Rolls-Royce Turbomeca Adour 102 (Печатается с разрешения
Rolls-Royce pl.)
1 - колесо зубчатое коническое ведущее; 2 - вал промежуточный; 3 - ротор КВД
торы частоты вращения, маслонасосы и другие) от
второго ротора ГТД.
Примером является ЦП двигателя RB211 раз-
работки фирмы Rolls-Royce (см. Рис. 10.4.1.1 5).ЦП
двигателя RB211 выполнен с отбором Мкр от двух
роторов двигателя для привода нижней и боковой
КПА. Отбор мощности от фланца 1 ротора КВД
на привод нижней КПА 2 выполняется одной па-
рой конических зубчатых колес 3 и 4, причем ве-
дущее колесо 3 расположено на собственных опо-
рах, а с валом КВД соединено посредством шлиц.
Отбор мощности от вала 5 КНД на боковую КПА 6
выполнен по двухступенчатой схеме парой 7 ци-
линдрических и парой 8 конических зубчатых ко-
лес, причем ведущее пилиндрическое зубчатое ко-
лесо расположено непосредственно на валу КНД.
Цилиндрическая зубчатая передача выполнена ко-
созубой. Обе конические передачи ортогональ-
ные. Зубчатые колеса с подшипниками размеще-
ны в корпусе 9.
При большой длине вала привода КПА и для
исключения попадания критической частоты его
вращения в рабочий диапазон, а также в случаях
необходимости излома оси валика, он делается со-
634
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
1	8	5	6	7	9	4	3
Рисунок 10.4.1.1_3 - ЦП двигателя ПС-90А
1 - вал КНД; 2 - вал КВД; 3 - колесо зубчатое цилиндрическое ведущее; 4 - колесо зубча-
тое цилиндрическое ведомое; 5 - колесо зубчатое коническое ведущее; б - колесо зубча-
тое коническое ведомое; 7 - вал привода КПА; 8 - корпус ЦП; 9 - опора роликоподшипни-
ка КНД
ставным из двух частей с промежуточной опорой
(см. Рис. 10.4.1.1 6) или с промежуточным редук-
тором (см. Рис. 10.4.1.1 7).
Особенностью конструкции двигателя RB211-
22В является наличие соединяющего верхний
и нижний валы привода КПА промежуточного ре-
дуктора 1 с неортогональной конической зубчатой
передачей, что позволяет сдвинуть КПА вперед по
полету относительно ЦП.
Конструкции ЦП можно разделить на модуль-
ные и немодульные. Модульная конструкция (см.
Рис. 10.4.1.1 3 и Рис. 10.4.1.1 5) предполагает нали-
чие корпуса привода с размещенными в нем на под-
шипниках зубчатыми колесами, элементами подвода
масла и другими деталями и сборочными единицами.
Преимущество модульной конструкции состо-
ит в возможности поузловой доводки привода на
специальном стенде вне двигателя, а также в удоб-
стве его замены в связи с ремонтом и при выходе
из строя.
Большинство современных двигателей имеют
ЦП модульной конструкции. Корпуса ЦП представ-
ляют собой сложную, собираемую из отдельных
литых или сварных частей конструкцию.
При проектировании зубчатых передач ЦП
необходимо стремиться к тому, чтобы зубчатый
венец располагался между опорами, т.к. при этом
влияние перекоса зубьев из-за наличия внутренних
зазоров в подшипниках и деформаций корпусов
и валов будет наименьшим. При консольном рас-
635
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.4.1.16 - Двигатель ТРДД CFM56 разра-
ботки General Electric
1 - ЦП; 2 - опора промежуточ-
ная вала привода КПА; 3 - КПА
с вынесенной конической пере-
дачей
Рисунок 10.4.1.1_5 - ЦП двигателя RB211 (Печата-
ется с разрешения Rolls-Royce
pic)
1 - фланец ротора КВД; 2 - при-
вод нижней КПА; 3 - колесо
зубчатое коническое ведущее;
4 - колесо зубчатое коническое
ведомое; 5 - вал ротора КНД;
6 - привод боковой КПА; 7 - пе-
редача зубчатая цилиндричес-
кая косозубая; 8 - передача зуб-
чатая коническая привода
боковой КПА; 9 - корпус ЦП
положении зубчатого венца следует увеличивать
жесткость вала этого колеса и корпуса, уменьшать
радиальные зазоры в подшипниковых узлах.
Пример конструкции подшипниковой опоры
консольного конического зубчатого колеса показан
на Рис. 10.4.1.1 8.
Вал зубчатого колеса 1, установленного в кор-
пусе 2, является одновременно внутренними бего-
выми дорожками роликоподшипников 3, наружная
обойма одного из которых имеет фланцевое крепле-
ние, а наружной обоймой меньшего роликоподшип-
ника служит корпус. От осевых перемещений зубча-
тое колесо 1 удерживает шариковый подшипник 4.
При проектировании опор зубчатых колес
учитывается порядок сборки и разборки ЦП. Под-
шипниковые опоры ЦП проектируются так, что-
бы при регулировке зазоров в зубчатых зацепле-
ниях по возможности не производилась какая-либо
Рисунок 10.4.1.1_7 - Двигатель RB211-22B (Печата-
ется с разрешения Rolls-Royce
pic)
1 - редуктор промежуточный
разборка подшипниковых узлов. Чтобы снизить до
минимума влияние зазоров в подшипниках на па-
раметры зубчатых зацеплений целесообразно при-
менять подшипники с минимальными внутренни-
ми зазорами.
Большинство применяемых стандартных роли-
коподшипников имеют направляющие борта на на-
636
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок10.4.1.1_8 - Конструкция опоры коническо-
го зубчатого колеса
1 - колесо зубчатое; 2 - корпус
опоры зубчатого колеса; 3 - ро-
ликоподшипник; 4 - шарикопод-
шипник
ружном кольце. Такая конструкция подшипников
обеспечивает надежный подвод масла к внутренней
беговой дорожке. Недостаток таких подшипников
в том, что имеющиеся в масле посторонние части-
цы относятся центробежными силами к наружной
закрытой беговой дорожке и оседают на ней. По-
скольку удалить их полностью практически невоз-
можно, то существенно сокращается долговечность
подшипника.
10.4.2 - Проектирование коробок
приводов агрегатов
Основными исходными данными для начала
работ по проектированию КПА служат:
-	количество и состав приводных агрегатов;
-	габаритные, присоединительные размеры
и масса агрегатов;
-	направление и частота вращения приводных
валов агрегатов;
-	наличие и количество трубопроводных
и электрических связей между приводными и раз-
мещающимися на двигателе неприводными агре-
гатами;
-	габаритные размеры выделенного под КПА
места.
Современная КПА в сборе представляет со-
бой отдельный модуль двигателя, имеющий не-
сложное крепление к корпусам двигателя. В кор-
пусах КПА устанавливаются зубчатые колеса с под-
шипниками качения, передающие крутящий мо-
мент от центрального привода ГТД приводным
агрегатам.
Наиболее часто встречаются конструкции дви-
гателей, имеющиеГТД, как правило, имеют одну
основную КПА, которая устанавливается непосред-
ственно на двигателе и представляет собой отдель-
ный модуль (см. Рис. 10.4.2 1).
Как сказано выше процесс проектирования
КПА и размещения на ней приводных агрегатов
начинают одновременно с созданием электронно-
го макета ГТД с учетом габаритов выделенного на
летательном аппарате места под него.
На макете предварительно располагают все
приводные и неприводные агрегаты и прокладыва-
ют механические, трубопроводные и электричес-
кие связи между ними, выбирая тем самым опти-
мальное расположение всех агрегатов на двигателе.
До введения в практику проектирования электрон-
ных макетов эти вопросы прорабатывались конст-
рукторами на компоновках и затем проверялись на
натурном макете, после чего проводилось уточне-
ние документации.
В случае применения вновь создаваемых при-
водных агрегатов имеется возможность влиять на
Рисунок 10.4.21 - Коробка приводов с агрегатами
(Печатается с разрешения
Rolls-Royce pic.)
1 - генератор переменного тока;
2 - суфлер центробежный;
3 - стартер воздушный; 4 - на-
сос-регулятор топливный;
5 - насос масляный откачки;
б - насос гидравлический; 7 - на-
сос топливный подкачивающий;
8 - генератор постоянного тока;
9 - насос масляный основной
637
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
их габаритно-монтажные размеры, выбор направ-
ления и диапазона частот их вращения, а также на
размещение на них штуцеров, электрических разъе-
мов, органов управления и других элементов, что
значительно облегчает дальнейшую работу над со-
зданием КПА.
Расположение приводных агрегатов на КПА
определяется несколькими общими принципами:
-	количество и состав приводных агрегатов
должны быть минимальны при условии выполне-
ния всех необходимых функций;
-	агрегаты должны располагаться компактно
по обе стороны КПА, что позволит разместить их
на меньшей площади и тем самым добиться ее
минимальных габаритов и массы;
-	агрегаты, требующие наибольших Mw на
привод, желательно располагать как можно ближе
к валу отбора мощности от двигателя;
-	привод от стартера должен иметь минималь-
ное количество промежуточных зубчатых колес до
приводимого во вращение ротора;
-	для уменьшения массы КПА целесообразно
применять интегрированные с ней агрегаты, име-
ющие общие с ней элементы и детали (ротор агре-
гата установлен непосредственно на валу зубчато-
го колеса, опоры которого одновременно служат
и опорами агрегата)
-	кинематическая цепь привода агрегатов, по
возможности, должна быть с простыми передача-
ми, не иметь зубчатых колес с малыми и кратны-
ми числами зубьев и учитывать эффект «плаваю-
щего зуба»;
-	количество зубчатых колес должно быть ми-
нимальным;
-	избегать применения зубчатых колес с нес-
колькими венцами;
Рисунок 10.4.2 2 - Схемы приводов с промежуточным •зубчатым колесом
1 - колесо зубчатое ведущее; 2 - колесо зубчатое промежуточное; 3-колесо зубчатое ведо-
мое; Р - сила, действующая в зубчатом зацеплении; R - результирующая сила (принята за
единицу); j -угол между линиями, соединяющими центры зубчатых колес
638
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
зубчатое колесо
Рисунок 10.4.2 3 - Схема предпочтительного расположения промежуточных зубчатых колес
-	возбуждаемые зубчатыми колесами так на-
зываемые «зубцовые частоты» не должны вызы-
вать резонансных колебаний в рабочих диапазонах
частот вращения;
-	масляная полость КПА в местах установ-
ки агрегатов должна иметь надежные уплотнения
с дренажами для предотвращения попадания в нее
рабочих жидкостей из агрегатов и наоборот.
Поскольку в подавляюшем большинстве случа-
ев кинематическая схема КПА представляет собой
ряд последовательных простых зубчатых передач,
то большинство зубчатых колес, за исключением
крайних, располагается между двумя соседними
колесами. Это позволяет за счет их правильного
взаимного расположения существенно влиять на
величину действующих на опоры нагрузок. Схема
влияния положения промежуточного зубчатого ко-
леса на величину действующих на опоры нагру-
зок [10.8.9] показана на Рис. 10.4.2 2. Целесооб-
разно располагать промежуточное колесо так,
чтобы ведущее колесо как бы втягивало промежу-
точное колесо в зацепление.
В зависимости от угла ф, при прочих равных
условиях, результирующая сила R меняется в зна-
чительных пределах. Т ак при ф = 100° (схема б) зна-
чения R почти в два раза меньше, чем при том же
угле на схеме а. Т.е. простой перенос промежуточ-
ного колеса с одной стороны на другую позволяет
существенно уменьшить действующие в конструк-
ции силы. При наименьших реальных значениях
угла ф = 80.. .90°результирующая сила уменьшает-
ся почти в три раза по сравнению с максимально
возможной.
На Рис. 10.4.2 3 приведена предпочтительная
схема расположения зубчатых колес в КПА.
После выбора кинематической схемы КПА
выполняется компоновка, делаются предваритель-
ные расчеты (кинематический, геометрический
и прочностной). Кинематическим расчетом уточня-
ются передаточные отношения в каждом зубчатом
зацеплении и в приводе каждого агрегата, опреде-
ляются числа зубьев всех шестерен. Геометричес-
ким расчетом определяются параметры каждого
зубчатого зацепления, выбираются углы профиля
639
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
исходного контура, коэффициенты коррекции (при
необходимости) и др. Прочностным расчетом оп-
ределяют соответствие нормам прочности выбран-
ных зубчатых передач, корпусов, нагрузки на под-
шипники и их долговечность, достаточность
запасов по критическим частотам вращения валов
КПА. Определяют собственные формы и частоты
колебаний зубчатых колес КПА и, при необходи-
мости, производят изменение их геометрии для ис-
ключения совпадения собственных частот с рабо-
чим диапазоном.
По результатам расчетов уточняется компо-
новка КПА. После чего ее габаритно-монтажный
чертеж согласовывается с разработчиками других
узлов двигателя и разработчиками самолета и мо-
тогондолы (если ее разрабатывает не проектиров-
щик самолета). После согласования чертежа выпус-
кается рабочая документация.
Рисунок 10.4.2.11 - Двигатель GE90
10.4.2.1 - Конструкция коробки при-
водов агрегатов
Как показано выше (см. Рис. 10.4.2 1) КПА
представляет собой самостоятельный модуль дви-
гателя. Модульность конструкции позволяет при
необходимости заменять КПА без съема двигате-
ля с самолета.
Положение КПА зависит от компоновки дви-
гателя в составе самолета (в соответствии с раз-
мещением двигателей на самолёте - в фюзеляже,
под или над крылом, в хвостовой части). В боль-
шинстве случаев их КПА располагают под двига-
телем (нижнее расположение) (см. Рис. 10.4.1.1 2).
Нижнее расположение более предпочтительно, но
нежелательно в случае расположения двигателя под
крылом самолета, так как значительно уменьшает
просвет между двигателем и взлетно-посадочной
полосой. КПА часто размещается в пространстве
между наружным и внутренним контурами. (При-
мер двигатель GE90 разработки General Electric, см.
Рис. 10.4.2.1 1). В ТВД КПА, как правило, совме-
щена с редуктором привода винта, как на двига-
теле АИ-20А (см. Рис. 10.2.1.2 1).
КПА включают в себя коническую зубчатую
передачу, которая конструктивно бывает двух ти-
пов: встроенная в КПА, как на двигателе ПС-90А
(см. Рис. 10.4.2.1 2), или с вынесенным коничес-
ким приводом (см. Рис. 10.4.2.1 3)
Корпуса КПА могут быть разъемными и не-
разъемными. Наличие разъема (см. Рис. 10.4.2.1 4)
облегчает монтаж зубчатых колес при сборке КПА,
но несколько увеличивает ее габариты.
При раздельной обработке посадочных повер-
хностей (в корпусе и крышке КПА) под подшип-
Передача зубчатая коническая
Рисунок 10.4.2.1_2 - КПА двигателя ПС-90А
Передача зубчатая коническая
Рисунок10.4.2.1_3 - КПА
640
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.4.2.14 - КПА с разъемом
1 - крышка; 2 - разъем; 3 - кор-
пус
Рисунок 10.4.2.16 - КПА со съемным фланцем
1 - фланец с зубчатыми колеса-
ми; 2 - фланец на КПА; 3 - кор-
пус КПА без разъема
Рисунок 10.4.2.1_ 7 - Корпус КПА
Рисунок 10.4.2.1_5 - КПА(Печатается с разреше-
ния Rolls-Royce pic.)
1 - передача зубчатая кони-
ческая; 2 - корпус КПА без
разъема
ники затруднительно обеспечить необходимую со-
осность опор зубчатых колес. От соосности опор
также зависит величина перекоса зубьев в зубча-
тых зацеплениях КПА. Для обеспечения требуемой
соосности гнезд под подшипники в доступных
местах выполняют их совместную обработку. Там,
где это не удается, повышают точность выполнения
координат поверхностей под подшипники в корпу-
се и крышке и при сборке обеспечивают точность
их взаимного положения штифтами или призон-
ными болтами.
При возможности совместной обработки всех
посадочных поверхностей под подшипники и обес-
печения сборки корпус КПА выполняется без
разъема (см. Рис. 10.4.2.1 5).
В КПА с неразъемными корпусами для обес-
печения монтажа зубчатых колес используются
специальные съемные фланцы (см. Рис. 10.4.2.16).
Зубчатые колеса, собранные совместно с фланцем
1, монтируются на ответный фланец 2 неразъем-
ного корпуса 3 КПА. Стык между фланцами 1 и 2
641
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
уплотняется резиновым уплотнительным кольцом
в канавке корпуса 3 КПА.
Точное взаимное положение фланца 1 отно-
сительно фланца 2 корпуса КПА обеспечивается
постановкой штифтов или призонных болтов (не
показаны). Предпочтительно, чтобы болты имели
коническую форму, а отверстия под них выполня-
лись совместной обработкой корпуса и фланца.
Корпуса КПА изготовляются из легких маг-
ниевых или алюминиевых сплавов. Корпус КПА
из легких сплавов показан на Рис. 10.4.1.2.2 7.
Уплотнительные устройства в КПА призваны
выполнять две функции - предотвращать утечку
масла из масляной полости КПА и защищать ее от
проникновения извне влаги и посторонних частиц.
Все уплотнительные устройства КПА можно раз-
делить на уплотнения неподвижных стыков и уп-
лотнения вращающихся валов.
Неподвижные стыки корпусных деталей уп-
лотняются между собой посредством герметизи-
рующих прокладок, уплотнительных резиновых
колец и с помощью натяга по посадочным поверх-
ностям. В качестве герметизирующих прокладок
используются парониты, герметики на основе по-
лимерных композиций, маслостойкие резины и по-
лимерные материалы. Уплотнения вращающихся
валов делятся на две категории: бесконтактные
и контактные.
Бесконтактные - уплотнения, в которых гер-
метизация происходит за счет малых зазоров со-
пряженных элементов. Основные уплотнения бес-
контактного типа щелевые, лабиринтные,
винтоканавочные и импеллерные.
В конструкциях редукторов и КПА из бескон-
тактных уплотнений наиболее распространены ла-
биринтные гребешковые уплотнения 1 (см.
Рис. 10.4.2.19). Их применяют для запирания рабо-
чей среды за счет малой величины радиальных или
горновых зазоров между корпусом и валом, как при
относительном движении, так и в состоянии покоя.
Бесконтактные уплотнения эффективны не
при всех условиях работы, они способны лишь ог-
раничить утечку смазки. В частности, они не пре-
дохраняют от утечек масла при невращающемся
вале и не защищают от попадания влаги. Поэтому
на КПА современных ГТД для уплотнений враща-
ющихся валов применяются торцовые контактные
уплотнения.
Примером торцового контактного уплотне-
ние (см. Рис. 10.4.2.18) является уплотнение при-
водных валов КПА двигателя ПС-90А, представ-
ляющее собой самостоятельный узел (модуль)
который при необходимости может быть заменен
непосредственно на самолете.
Рисунок 10.4.2.1_8 - Уплотнение торцовое контак-
тное
1 - корпус; 2 - кольцо контак-
тное; 3 - пружина; 4 - кольцо
ступенчатое; 5 - шпонка; 6 -
уплотнительное кольцо; 7 -
кольцо стопорное
Установленное в корпусе 1 невращающееся
контактное графитовое кольцо 2 волнистой пружи-
ной 3 прижимается к установленному на привод-
ном вале вращающемуся контактному кольцу (не
показано). Подбор необходимого усилия прижатия
обеспечивается ступенчатым кольцом 4. От поворота
вокруг своей оси графитовое кольцо удерживается
тремя шпонками 5, которые приварены к внутрен-
ней поверхности наружной оболочки корпуса. Ре-
зиновое уплотнительное кольцо 6 выполняет фун-
кцию вторичного уплотнения. Стопорное кольцо
7 препятствует выпадению деталей из корпуса уп-
лотнения при его монтаже (демонтаже), хранении
и транспортировке. Неподвижное уплотнительное
кольцо изготовлено из материала на графитовой
основе. Оно обладает высокими показателями эф-
фективности и долговечности, а также хорошими
предельными эксплуатационными характеристика-
ми и сравнительно низким моментом трения.
Часто при проектировании КПА уплотнение
вала приходится делать двойным - так называемое
комбинированное уплотнение (см. Рис. 10.4.2.1 9
а), в котором в дополнение к контактному устанав-
ливается еще одно уплотнение (чаще лабиринтное).
642
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок10.4.2.1_9 - Уплотнения вала привода агрегата КПА
а) комбинированное уплотнение;
1 - уплотнение торцовое контактное; 2 - кольцо контактное; 3 - уплотнение лаби-
ринтное; 4 - подвод масла; 5 - слив масла; б - дренаж;
б) комбинированное уплотнение с магнитным кольцом
1-кольцо магнитное
Необходимость постановки комбинированно-
го уплотнения вызвана следующим:
-	любые уплотнения вращающихся валов,
в т.ч. и контактные, допускают некоторые незначи-
тельные утечки через них. То же относится и к уп-
лотнениям самих приводных агрегатов;
-	полость, образованная между КПА и агрега-
том, должна иметь дренаж для утилизации утечек;
-	иногда жидкость, используемая в агрегате
в качестве рабочей, несовместима с применяемым
в КПА маслом (при их смешении образуются раз-
личные смеси и смолы, вредно воздействующие на
уплотнительные материалы и перекрывающие дре-
нажные отверстия).
Комбинированное уплотнение состоит из тор-
цового контактного уплотнения 1 с вращающимся
на валу контактным кольцом 2 и лабиринтного
уплотнения 3. Вращающееся контактное кольцо
смазывается и охлаждается маслом, которое под-
водится по каналу 4 из КПА и сливается обратно
в нее через канал 5. Лабиринтное уплотнение ус-
тановлено со стороны приводного агрегата. Из
643
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
полости, расположенной между двумя уплотнения-
ми, организован дренаж 6. Применить вместо лаби-
ринтного уплотнения еще одно торцовое контакт-
ное не всегда удается из-за трудностей организации
подвода масла к нему.
Вместо пружин поджатие невращаютцегося
контактного уплотнительного кольца торцового
контактного уплотнения может быть обеспечено
действием магнитного поля, которое создается за
счет магнитных свойств антифрикционного мате-
риала самого кольца. Пример такого уплотнения
показан на Рис. 10.4.2.19 а. Применение контакт-
ного кольца из материалов с магнитными свойства-
ми значительно упрощает конструкцию торцового
контактного уплотнения.
При проектировании торцовых контактных
уплотнений необходимо обеспечить:
-	высокую точность изготовления и сборки;
-	минимальные отклонения от неплоскостно-
сти контактирующих поверхностей;
-	подвод и отвод достаточного количества мас-
ла для охлаждения и смазки трущихся поверхнос-
тей деталей;
-	высокие антифрикционные свойства повер-
хностей контактных колец.
10. 5 - Проектирование
редукторов
Редукторы широко применяются в различных
отраслях машиностроения и их проектированию
уделено достаточно внимания в технической лите-
ратуре, поэтому в данном разделе приведены лишь
особенности проектирования редукторов с приво-
дом от ГТД (редукторов ТВД, вертолетных редук-
торов и редукторов ГТУ).
10.5.1 - Особенности проектирова-
ния редукторов ТВД
Передаточное отношение редуктора ТВД оп-
ределяют, исходя из расчетной частоты вращения
воздушного винта и частоты вращения ротора сво-
бодной турбины. Расчетная частота вращения вин-
та соответствует его работе с требуемым к.п.д. на
определенной высоте при заданной скорости по-
лета и определяется техническими требованиями
к самолету.
В зависимости от количества воздушных вин-
тов и передаточного отношения подвергают анали-
зу несколько вариантов кинематических схем ре-
дуктора. Выбор схемы редуктора производится по
критериям, к которым кроме общетехнических тре-
бований по к.п.д., массе и габаритам, относятся:
-	минимальное количество ступеней зубчатых
передач;
-	удельная масса редуктора (масса редуктора,
отнесенная к крутящему моменту на винте), на
один-два порядка меньшая, чем в общем машино-
строении;
-	отстройка от резонансных частот;
-	минимальный уровень шума при работе ре-
дуктора.
Заданный к.п.д. редуктора достигается умень-
шением потерь в зубчатых зацеплениях и подшип-
никах, а также потерь на размешивание и разбрыз-
гивание масла. Это обеспечивается, в частности,
уменьшением количества зубчатых передач (сту-
пеней редукции) и подшипников, быстрым и эф-
фективным удалением масла из картера.
На количество ступеней редукции влияют за-
данная схема взаимного расположения входного
и выходного валов, направление вращения винта
и величина передаточного отношения.
Одноступенчатый редуктор привода винта
с простой зубчатой передачей редко применяется
в ТВД, т.к. часто в одной ступени невозможно реа-
лизовать необходимые передаточные отношения.
Кроме того несоосность входного и выходного ва-
лов редуктора не всегда согласовывается с компо-
новкой ТВД. Из-за высоких нагрузок, действую-
щих на подшипники и зубчатые колеса, эти
редукторы не могут передавать значительные ве-
личины Мкр без увеличения габаритов и массы.
В простых двухступенчатых редукторах воз-
можно обеспечение соосности входного и выходно-
го валов. Однако, такие редукторы, по сравнению
с планетарными, имеют увеличенные габариты
и удельную массу.
По сравнению с простыми редукторами плане-
тарные и дифференциальные соосные имеют боль-
ший к.п.д., меньшие удельную массу и диаметраль-
ные размеры (относительно оси вращения винта),
позволяют получать более высокие передаточные
отношения, поэтому они наиболее распространены.
На Рис. 10.2.1.1 1 изображены общий вид и кине-
матическая схема планетарного редуктора ТВД
АИ-20.
При создании редуктора для самолета с соос-
ными винтами важно совместно с разработчиком
самолета правильно распределить мощности, пе-
редаваемые на передний и задний винты. Возмож-
ны три варианта распределения мощности между
винтами:
-	мощность распределена поровну;
-	большая часть мощности предается на пере-
дний винт;
644
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
-	большая часть мощности передается на зад-
ний винт.
В соответствии с заданным вариантом распре-
деления мощности выбирается кинематическая
схема редуктора. Как правило, это планетарный
дифференциальный редуктор, часто выполняемый
по замкнутой схеме. В замкнутых передачах одно
из звеньев дифференциала связано непосредствен-
но с одним из выходных валов, а два других с по-
мощью каких-либо передач с другим выходным
валом. При различных направлениях вращения
частоты вращения выходных валов редуктора оди-
наковы. Для равномерного распределения мощнос-
ти между передним и задним винтами необходимо
применять винты изменяемого шага с постановкой
на редуктор двух регуляторов частоты вращения.
Кинематическая схема редуктора с соосными вин-
тами приведена на Рис. 10.2.1.1 2.
10.5.2 - Особенности проектирова-
ния вертолетных редукторов
К проектированию вертолетных редукторов
предъявляются те же требования, что и к редукто-
рам ТВД.
Передаточное отношение ГР определяют ис-
ходя из оптимальной частоты вращения турбины
на выбранном режиме работы ГТД и заданной раз-
работчиками вертолета частоты вращения винта
(при двухвинтовой схеме - винтов). Габаритные
размеры ГР вдоль оси вращения несущего винта
вертолета ограничены. Широко применявшиеся
ранее планетарные кинематические схемы ГР в пос-
леднее время применяются все реже, т.к. они не
дают возможности дальнейшего уменьшения его
габаритов и, соответственно, массы.
После того, как появились высокоточные зубо-
обрабатывающие и зубошлифовальные станки, от-
крылась возможность изготовления зубьев зубчатых
колес с очень высокой точностью (4 и 5 степени точ-
ности [10.8.10]). Благодаря этому удалось значитель-
но снизить динамическую составляющую нагрузок,
действующих в зубчатых зацеплениях. Как след-
ствие, в последнее время наибольшее применение
получила многоступенчатая кинематическая схема
с простыми передачами с разделением (в первых
ступенях) крутящего момента по потокам и после-
дующим их замыканием в выходной ступени на зуб-
чатом колесе с большим числом зубьев.
Хвостовой и промежуточный редукторы вы-
полняются по одноступенчатой схеме с простой
конической передачей. Особенностями их работы,
которые необходимо учитывать, являются наличие
внешних воздействующих факторов от работы вин-
тов, ГР и СУ, а также применение, как правило,
картерной системы смазки.
10.5.3 - Особенности проектирова-
ния редукторов ГТУ
Особенностями редукторов ГТУ являются
значительные передаваемые мощности (до
100 МВт и более) и высокие окружные скорости
в зубчатых зацеплениях и подшипниках. Обычный
для турборедукторов уровень окружных скоростей
в зубчатых зацеплениях составляет 150.. .200 м/сек.
Известны редукторы с окружной скоростью в зуб-
чатых зацеплениях 240...250 м/сек.
Наиболее полно процедура оформления зака-
за на разработку и поставку редукторов, а также
предъявляемые к ним требования, представлены
в стандарте [10.8.11] американского нефтяного
института. По требованию заказчика в техничес-
кое задание могут быть включены и дополнитель-
ные требования, такие, например, как включение
системы смазки непосредственно в состав редук-
тора; размещение на нем дополнительных агрега-
тов; электрооборудования и т.п.
Редукторы ГТУ должны проектироваться
и изготовляться в расчете на минимальный срок эк-
сплуатации 20 лет, из них не менее трех лет безот-
казной работы. (Данный критерий считается рас-
четным). Редуктор должен проектироваться
в расчете на безопасную эксплуатацию вплоть до
устанавливаемой максимальной частоты вращения,
выше которой он отключается. Вращающиеся эле-
менты редуктора должны обеспечивать его безо-
пасную эксплуатацию при кратковременном повы-
шении частоты вращения до 130% от номинальной.
Шум, издаваемый редуктором, не должен превы-
шать установленные нормы. Электрооборудование
редуктора должно соответствовать категории по-
мещения, в котором он размещается, и нормативам.
Компоновка и размещение редуктора в составе
ГТУ должны обеспечивать достаточные проходы
и безопасный доступ в процессе эксплуатации
и обслуживания. Масляные полости редуктора дол-
жны проектироваться из расчета минимального по-
падания влаги, пыли других посторонних частиц
во время эксплуатации и в нерабочие периоды.
Проектирование редуктора ведется из расче-
та номинальной заданной мощности с учетом экс-
плуатационного коэффициента, который использу-
ется для ввода поправок в расчеты в зависимости
от характеристик привода и приводимого оборудо-
вания с учетом различий, связанных с возможны-
ми избыточными нагрузками, ударными и (или)
постоянными отклонениями Мкр. В ГТУ приводи-
645
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
мым оборудованием могут быть: компрессоры, ге-
нераторы, насосы и др.
Величина эксплуатационного коэффициента
в зависимости от типа приводимого оборудования
изменяется в пределах от 1,1 до 2,0. (В случае ис-
пользования в качестве привода вместо ГТД дру-
гого двигателя величина и диапазон изменения эк-
сплуатационного коэффициента иные).
При проектировании размеры редуктора оп-
ределяются с учетом коэффициента питтинговой
коррозии зуба. Питтинг явление выкрашивания
частиц с поверхности зубьев зубчатых колес при
циклических контактных нагрузках. Коэффициент
питтинговой коррозии зуба учитывает такие пара-
метры, как радиус кривизны поверхности контак-
та зубьев, увеличение срока службы, повышение
надежности, воздействие динамических нагрузок,
неравномерность распределения нагрузки на бо-
ковую поверхность профиля зуба, а также устой-
чивость материала зубчатого колеса к воздействию
питтинговой коррозии.
Коэффициент питтинговой коррозииК и тан-
генциальная составляющая нагрузки, передаваемая
по действительному диаметру делительной окруж-
ности W (Н) определяются по формулам:
K=\WjdFn\ [(7? + 1)/7?], (10.5.3-1)
Wt= l,91-107P//V/,	(10.5.3-2)
где F - эффективная длина зуба в осевой плоско-
сти, мм;
d - диаметр делительной окружности шес-
терни, мм;
R - число зубьев зубчатого колеса, деленное
на число зубьев шестерни;
Pg - номинальная мощность, передаваемая
на редуктор, кВт;
Np - частота вращения шестерни, об/мин.
Допустимое значение коэффициента питтин-
говой коррозии меняется в зависимости от марки
материала зубьев колеса и шестерни, от выбран-
ного технологического процесса закалки или хи-
мико-термической обработки зубьев, а также экс-
плуатационного коэффициента.
Кроме общих требований к редукторам ГТУ
дополнительно предъявляются следующие требо-
вания:
-	сохранение во всем диапазоне действующих
нагрузок требуемого взаимного расположения вра-
щающихся деталей;
-	обеспечение достаточных боковых и окруж-
ных зазоров между вращающимися зубчатыми ко-
лесами и стенками и днищем корпуса;
-	обеспечение быстрого слива масла при ми-
нимальном его вспенивании;
-	обеспечение непосредственной визуальной
инспекции зубчатых колес по всей ширине венца
через технологические люки на корпусах;
-	обязательное использование схемы с «пла-
вающим зубом»;
-	исключение в конструкции редуктора кон-
сольных зубчатых венцов.
Конструкция основных корпусных деталей
редуктора (см. Рис. 10.5.3 1), таких, например, как
корпус 1 и крышка 2 редуктора, а также корпусов
3 подшипников должна обеспечивать точную цен-
тровку при последующих сборочных и монтажных
работах.
На крышке редуктора предусмотрено наличие
технологического люка 4 для осмотров зубчатых
колес при регламентных работах.
На корпусе редуктора должны быть предусмот-
рены фланцы 5 и 6 крепления к раме ГТУ и подво-
да масла соответственно, а также кронштейны 7 для
установки уровнемеров, которые обеспечивают кон-
троль правильности монтажа редуктора в горизон-
тальной плоскости. На корпусе и крышке редук-
тора приварены транспортировочные (такелажные)
кронштейны 8.
Для суфлирования внутренней полости редук-
тора с атмосферой на его крышке установлен ста-
тический суфлер 9. Часто вместо суфлера монти-
руется трубопровод, соединяющий редуктор
с воздушной полостью маслобака. Диагностичес-
кий контроль состояния редуктора при работе осу-
ществляется с помощью установленных на нем
датчиков температуры 10, вибраций И и осевого
сдвига 12.
Если требуется редуктор с небольшим переда-
точным числом и параллельным расположением
осей входного и выходного валов, то при противо-
положном направлении их вращения, как правило,
выбирается простая одноступенчатая схема с ци-
линдрическими зубчатыми колесами. При значи-
тельном расстоянии между осями входного и вы-
ходного валов или при совпадении их осей, а также
при одинаковом направлении их вращения в тур-
боредукторе закладывается многоступенчатая схе-
ма с разделением передаваемой мощности на не-
сколько равных потоков. Как уже было сказано
выше кинематическая схема с разделением мощ-
ности по потокам может быть планетарной или
простой многопоточной передачей.
В зависимости от требований к габаритам ре-
дуктора выбирают тот или иной тип многопоточ-
ной передачи.
646
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок 10.5.3_1 - Редуктор ГТУ
1 - корпус; 2 - крышка; 3 - корпус подшипника; 4 - люк технологический; 5 - фланец креп-
ления на раме; 6 - фланец подвода масла; 7 - кронштейн для постановки уровнемера;
8 - кронштейн транспортировочный; 9 - суфлер статический; 10 - датчик температу-
ры; 11 - датчик вибраций: 12 - датчик осевого сдвига
10.6 - Приложение.
Зубчатые передачи ГТД. Общие
сведения
Зубчатые передачи одни из наиболее распро-
страненных видов механизмов в машиностроении.
Общие задачи проектирования и расчета в облас-
ти редукторостроения и зубчатых передач подроб-
но изложены в [10.8.12], [10.8.13] и др. Ниже при-
ведены основные сведения по зубчатым передачам
и особенности, касающиеся зубчатых передач при-
водов агрегатов и редукторов ГТД.
Напомним, что зубчатая передача это трех-
звенный механизм, в котором два подвижных зве-
на являются зубчатыми колесами, образующими
с неподвижным звеном вращательную или посту-
пательную пару. Зубчатые передачи служат для
преобразования (передачи) вращательного движе-
ния между параллельными, скрещивающимися
и пересекающимися осями вращения пары зубча-
тых колес (ЗК).
ЗК с меньшим числом зубьев называется ше-
стерней, с большим колесом. При равенстве чи-
сел зубьев шестерней называется ведущее ЗК, а ко-
лесом - ведомое. Любое из колес называется ЗК.
В приводах агрегатов и редукторах ГТД наи-
большее применение нашли цилиндрические и кони-
ческие зубчатые передачи с эвольвентным зацепле-
нием. Эвольвента кривая, описываемая какой-либо
точкой, лежащей на прямой линии, которая перека-
тывается по окружности без скольжения.
647
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
10.6.1 - Требования к зубчатым пе-
редачам
В основном, к зубчатым передачам в приво-
дах агрегатов и редукторах ГТД предъявляются те
же требования, что и в общем машиностроении.
К зубчатым передачам авиационных ГТД на-
ряду с общими требованиями по максимальному
к.п.д., ремонтопригодности, технологичности, ми-
нимальным габаритам и массе, минимальной сто-
имости производства и эксплуатации предъявляют-
ся дополнительные требования:
-	большая несущая способность;
-	повышенные требования к уровню надежно-
сти для обеспечения безопасность полетов;
-	увеличенные сроки службы
-	уменьшение удельной массы.
10.6.2 - Классификация зубчатых
передач
Зубчатые передачи с параллельными осями
вращения делятся на передачи с внешним и внут-
ренним зубчатыми зацеплениями. Передачи с внут-
ренним зацеплением благодаря совместной рабо-
те выпуклого и вогнутого профилей сопряженных
зубьев при прочих равных условиях более долго-
вечны по сравнению с передачами с внешним за-
цеплением.
По направлению зубьев передачи с параллель-
ными осями выполняются прямозубыми, косозу-
быми и шевронными. В редукторах и приводах
агрегатов ГТД чаще используются прямозубые
и косозубые ЗК. Шевронные зубчатые передачи
получили распространение в редукторах ГТУ. В ГР
ВР-26 (см. Рис. 10.2.2.1.16) последняя ступень ре-
дукции выполнена с шевронными ЗК.
Косозубые и шевронные ЗК благодаря накло-
ну линий зубьев, в отличие от прямозубых, входят
в зацепление не сразу по всей длине зубьев, а в те-
чение некоторого времени. Следовательно, коэффи-
циент перекрытия этих зубьев больше, чем прямых.
Коэффициент перекрытия определяет среднее чис-
ло пар зубьев, одновременно находящихся в зацеп-
лении. Например, если коэффициент перекрытия
1,6 говорит о том, что 0,4 времени работы переда-
чи в зацеплении находится одна пара зубьев, а 0,6
времени - две пары зубьев.
Благодаря большим, по сравнению с прямо-
зубыми передачами, коэффициентам перекрытия
в зацеплении косозубых и шевронных передач они
работают плавно и с меньшим шумом. Эти каче-
ства обуславливают их преимущественное приме-
нение в высокоскоростных и тяжелонагруженных
передачах. Особенностью косозубых передач явля-
ется наличие в них осевых сил, которые требуют
применения упорных подшипников. Этого недо-
статка лишены шевронные передачи. Они имеют
большие углы наклона зубьев (до 30...40°) и спо-
собны передавать при одинаковых габаритах зна-
чительно больший крутящий момент, чем прямозу-
бые и косозубые передачи. Недостатком шевронных
передач является увеличенный размер колес вдоль
оси (зубчатые венцы разнесены для обеспечения
выхода зубообрабатывающего инструмента), а так-
же колебания колес вдоль собственной оси из-за
разности фаз действующих погрешностей шагов
каждого из венцов с противоположным направле-
нием зуба.
Зубчатые передачи со скрещивающимися ося-
ми вращения - это винтовые и червячные зубчатые
передачи. Передачи этого типа не нашли широко-
го применения в приводах агрегатов и редукторах
ГТД, как и в редукторах ГТУ, поэтому в данном
разделе не рассматриваются.
Зубчатые передачи с пересекающимися ося-
ми - это конические зубчатые передачи, которые
в свою очередь делятся на ортогональные и неор-
тогональные - передачи, оси вращения которых
пересекаются под отличным от 90° углом.
В зависимости от формы теоретической ли-
нии зубьев на развертке делительного конуса (см.
Рис. 10.6.2 1) конические ЗК подразделяются на
следующие типы:
а)	с прямыми зубьями, когда их линии прохо-
дят через вершину конуса;
б)	с тангенциальными зубьями, линии кото-
рых касательны окружности радиуса Т(;
в)	с круговыми зубьями, линии которых явля-
ются дугами окружностей d0',
г)	с эвольвентной линией зубьев, являющей-
ся эвольвентой окружности г/л;
д)	с циклоидальной линией зубьев, представ-
ляющей собой циклоидальную кривую, описыва-
емую точкой окружности 1, катящейся по окруж-
ности D.
Колеса с круговыми зубьями используются
в быстроходных силовых передачах и поэтому наи-
более подходят для применения в приводах агре-
гатов и редукторах ГТД.
Конические колеса чрезвычайно чувствитель-
ны к взаимному положению зубчатых венцов. По-
этому важно обеспечить стабильность этого поло-
жения при сборке и в процессе работы. Основным
условием их нормальной работы является обеспе-
чение при изготовлении и сборке локализованно-
го и установленного чертежом пятна контакта по
длине и высоте зубьев. Пятно овальной формы,
648
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок! 0.6.21 - Формы теоретической линии зубьев конических ЗК
удаленное от торцов, вершины и корневого сече-
ния зуба, означает равномерное распределение на-
грузки по длине и высоте зуба. Пятно контакта
подбирают при сборке регулировочными кольца-
ми, подкладываемыми под подшипники, либо ис-
пользуют специальные регулировочные проклад-
ки, устанавливаемые под корпус подшипников.
Контроль приработки зубьев проверяют после их
силовой обкатки.
10.6.3 - Исходный производящий
контур
Под исходным производящим контуром пони-
мается очертание зубьев номинальной исходной
зубчатой рейки в сечении плоскостью, перпенди-
кулярной к ее делительной плоскости и нормаль-
ной к направлению зубьев [10.8.14].
Исходный производящий контур высокоско-
ростных и тяжелонагруженных зубчатых передач
в большинстве случаев соответствует общеприня-
тым стандартам. Как правило, применяется угол
профиля исходного контура 20°, 25° и 28°. Угол
профиля зуба острый угол в выбранном сечении
между касательной к профилю зуба в данной точ-
ке и линией кратчайшего расстояния от поверхно-
сти сечения от этой точки до оси зубчатого колеса.
Увеличение угла профиля обеспечивает повы-
шение контактной и изгибной прочности, улучша-
ет стойкость против заедания. Одновременно
уменьшается коэффициент перекрытия и возраста-
ют нагрузки на опоры зубчатых колес.
Тяжелонагруженные зубчатые колеса для сни-
жения остаточных после шлифовки напряжений
у основания зуба имеют поднутренное основание
зубьев, которое тем легче выполнить, чем больше
угол профиля исходного производящего контура.
Обеспечение в зубчатых передачах с коэффи-
циента перекрытия гарантированно равного 2,0
существенно уменьшает уровень вибраций и при-
мерно в 1,5 раза повышает ее несущую способ-
ность. Такое стало возможным благодаря приме-
нению исходного контура с углом профиля 18°
в диапазоне чисел зубьев 25.. .65 с получением угла
зацепления 20.. .24° и обеспечению точности изго-
товления зубчатых колес не грубее 4 5-й степени
точности.
649
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
10.6.4 - Нагруженность зубчатых пе-
редач
При работе зубчатой передачи в приводах аг-
регатов и редукторах ГТД деформация зубьев колес
превышает погрешность их изготовления. Данное
обстоятельство предопределяет гарантированный
контакт всех сопряженных в этот момент зубьев.
По нагруженности зубчатых передач их мож-
но разделить на:
-	малонагруженные - высокоскоростные зуб-
чатые передачи КПА и первых ступеней редукто-
ров ТВД и ГР вертолетов;
-	тяжелонагруженные - последние ступени ГР
и редукторов ТВД.
Нагрузки в зубчатых зацеплениях делятся на
статические, определяемые передаваемым Мкр,
и динамические, зависящие от точности изготов-
ления зубьев и сборки.
С увеличением окружных скоростей в зубча-
тых зацеплениях увеличивается динамическая со-
ставляющая нагрузок в них и, соответственно, воз-
растают требования к повышению точности
изготовления зубьев. Динамические нагрузки воз-
никают при входе и выходе зубьев из зацепления.
На входе зубьев в зацепление возникает кромоч-
ный удар из-за погрешностей зацепления. При
выходе зубьев из зацепления в точной передаче
происходит перераспределение нагрузки с динами-
ческим усилием. В неточной передаче при выходе
зубьев из зацепления возникает срединный удар.
Погрешности в изготовлении ЗК, деформация
зубьев под действием нагрузки приводят к кромоч-
ным ударам зубьев, вызывающим вибрации, кру-
тильные колебания, высокий уровень шума. Повы-
шение точности изготовления ЗК, увеличение (за
счет применения косозубых ЗК) коэффициента
перекрытия, повышение жесткости зубьев за счет
изменения угла зацепления, а также применение
фланкирования зубьев позволяют существенно
снизить уровни вибраций и шума. Фланкирование
- модификация профиля головки зуба для улучше-
ния работоспособности высокоскоростных и тяже-
лонагруженных цилиндрических передач внешне-
го зацепления.
Основной вывод точность зубчатой переда-
чи назначается с учетом фактической нагруженно-
сти и жесткости сопряженных зубьев и всей упру-
гой системы в целом.
Изгибная и контактная прочность нагружен-
ных ЗК является важнейшим условием их работос-
пособности и долговечности.
Методы повышения изгибной и контактной
прочности и долговечности ЗК во многом анало-
650
гичны. Однако, следует иметь в виду, что контакт-
ная прочность обеспечивается сочетанием удель-
ной нагрузки на зуб и прочности масляной пленки
при рабочей температуре в зацеплении. Поэтому
очень важен выбор смазки, тип который зависит
не только от удельной нагрузки, окружной скорос-
ти и температуры передачи, но определяется и за-
данными условиями эксплуатации (например, пуск
установки, которая содержит зубчатую передачу,
при отрицательных температурах окружающей
среды и т.п.). Имеют значение и адсорбционные
свойства масла. При высокой адсорбционной спо-
собности смазки усиливается ее связь с материалом
зубьев, увеличивается толщина масляной пленки,
смягчаются динамические явления, уменьшаются
максимальные напряжения в точках контакта. Не
следует чрезмерно завышать количество масла,
подаваемого в зацепление быстроходных передач,
т.к. при этом теплосъем не увеличивается, но по-
является опасность гидродинамического расклини-
вания передачи чрезмерно большим масляным сло-
ем. Для быстроходных зубчатых передач выбирают
масла с меньшей вязкостью, а для тихоходных -
с большей вязкостью.
Методы повышения изгибной и контактной
прочности и долговечности ЗК:
1.	увеличение профильного угла ИПК или на-
значение положительной коррекции. Коррекция
(смещение исходного контура) - смещение дели-
тельной прямой исходной производящей рейки по
нормали относительно делительной поверхности
зубчатого колеса;
2.	увеличение радиуса переходной кривой в ос-
новании зубьев;
3.	обеспечение при проектировании: достаточ-
ной жесткости передачи, симметричного располо-
жения зубчатых венцов относительно нагрузки,
требуемого направления упругих деформаций;
4.	уменьшение нагруженности передачи;
5.	регламентация глубины упрочненных ХТО
слоев в соответствии с модулем и толщиной зубь-
ев у их вершины;
6.	введение упрочнения ХТО всех поверхнос-
тей зубьев (в т.ч. - внешней поверхности головок,
торцов зубьев) без разрывов - это позволит избе-
жать концентрации напряжений на кромках и у ос-
нования зубьев, появляющихся в месте стыка упроч-
ненного ХТО слоя с неупрочненной поверхностью;
7.	введение требования о скруглении профиль-
ных и продольных кромок зубьев до ХТО, а после
ХТО - полировки скруглений и регламентация раз-
меров скруглений;
8.	применение продольной и профильной мо-
дификации зубьев. Модификация зубьев - предна-
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
меренное отклонение поверхности зуба от главной
поверхности, осуществляемое для компенсации
действия факторов, отрицательно влияющих на
работу зубчатой передачи;
9.	применение в передачах как можно боль-
ших чисел зубьев (для этого не следует завышать
модуль);
10.	применение в передачах торсионных со-
единительных валов, смягчающих динамические
колебания нагрузки;
11.	применение в планетарных передачах само-
устанавливающихся солнечных колес с податливым
ободом и других способов уменьшения неравномер-
ного распределения нагрузки между сателлитами;
12.	недопущение на торцах зубьев таких кон-
структивных элементов, как сварной шов, ударное
клеймение, чеканка, кернение и пр.;
13.	применение передач внутреннего зацепле-
ния, косозубых и прямозубых передач с возможно
большим коэффициентом перекрытия;
14.	улучшение шероховатости обработки пе-
реходной кривой впадин зубьев; введение контро-
ля частот собственных колебаний колес, склонных
к резонансу;
15.	контроль неразрушающими методами на
отсутствие исходных трещин, шлифовочных при-
жогов, остаточных напряжений растяжения;
16.	балансировка колес и валов быстроходных
передач;
17.	контроль приработки зубьев после обкат-
ки механизма.
10.6.5 - Конструктивные параметры
зубчатых передач
В приводах агрегатов и редукторах ГТД основ-
ной особенностью зубчатых передач является ма-
лая удельная масса и ажурность конструкции ЗК
(см. Рис. 10.6.5 1).
Практически большинство зубчатых передач
имеет угол зацепления > 20°. Обычно в одной зуб-
чатой передаче передаточное число (отношение
числа зубьев колеса к числу зубьев шестерни) не
превышает 4. В зубчатых передачах, как правило,
число зубьев шестерни выбирают не менее Z = 25.
Число зубьев колеса достигает Z= 139 (зубчатое
колесо 2-й ступени редуктора Р-7). Модуль тяже-
лонагруженных зубчатых передач составляет
т = 2,0...8 мм.
В конструкциях зубчатых передач приводов
агрегатов и редукторов ГТД целесообразно избегать
применения консольных ЗК. Обод и диафрагма ЗК
проектируются с учетом формы и частоты их соб-
ственных колебаний. Особенно актуально это для
Рисунок 10.6.51 - Колеса зубчатые приводов
агрегатов
а) одновенцовое зубчатое колесо;
б) двухвенцовое зубчатое колесо;
в) коническое зубчатое колесо.
конических ЗК, которые имеют постоянную осевую
составляющую передаваемой нагрузки.
Головку зуба колес, как правило, подвергают
модификации по профилю зуба, параметры кото-
рой зависят от передаваемой нагрузки и точности
изготовления. Толщина зубьев на окружности вер-
шин не должна быть слишком малой, обычно она
составляет 0,3.. .0,4/я.
651
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Цилиндрические ЗК приводов агрегатов ГТД
это колеса с узким зубчатым венцом. В отличие от
зубчатых передач редукторов ГТУ, а также, напри-
мер, судовых редукторов, в приводах агрегатов не-
равномерность распределения нагрузки вдоль зуба,
как правило, не ограничивает их несущую способ-
ность. Тем не менее, в расчетах на прочность всегда
учитывают деформацию тела колеса в зависимости
от места приложения и направления нагрузки.
Толщина обода ЗК выбирается из отношения
разницы диаметров окружности вершин и внутрен-
него диаметра обода к двум модулям. Рекомендуе-
мое соотношение равняется примерно 4. Чем тонь-
ше обод колеса, тем тщательнее он и зубчатый
венец обрабатываются, применяются поверхност-
ное пластическое деформирование поверхностей,
их полировка и т.п.
На жесткость зубчатого венца существенное
влияние оказывает толщина диафрагмы, которая
из условий обеспечения минимальной массы дол-
жна быть достаточно тонкой, а с другой стороны
должна обеспечивать достаточную жесткость зуб-
чатого венца. Переходы от диафрагмы к ступице
и к ободу должны быть выполнены по радиусу не
менее 2,5 мм.
У конических зубчатых колес ширина венца
со спиральными зубьями обычно составляет от 0,25
до 0,37 длины образующей делительного конуса.
Суммарный коэффициент перекрытия конических
зубчатых колес со спиральными зубьями более 2.
Направление спирали должно обеспечивать воз-
никновение (под нагрузкой) силы, выталкивающей
сопряженные колеса из зацепления. В случаях втя-
гивания сопряженных конических зубчатых колес
со спиральным зубом, например, в режиме запус-
ка ГТД, необходимо конструктивно исключить воз-
никновение распора колес (касания вершин зубь-
ев одного из сопряженных колес со впадиной
зубьев другого).
Для повышения твердости зубьев ЗК и цилин-
дрических поверхностей, на которые монтируют-
ся подшипники, применяется ХТО. Зубья подвер-
гаются ХТО вкруговую, когда обрабатываются
профили зубьев, впадины, вершины, а также их
торцовые поверхности. Такая обработка придает
большую и равномерную по длине жесткость.
Часто торцовые поверхности зубьев не под-
вергают ХТО. Это делается с целью исключения
сколов и образования трещин от случайных забо-
ин при хранении, транспортировке и сборке.
При малой толщине зубьев на окружности
вершин наружный диаметр заготовки перед ХТО
покрывают медью или специальной краской для
того, чтобы предотвратить создание цементирован-
ного (нитроцементированного или азотированно-
го) слоя по всей толщине верхней части зубьев
и тем самым исключить сколы и повреждения из-
за их чрезмерной хрупкости.
10.6.5.1 - Конструкции зубчатых
колес
Цилиндрические ЗК могут быть с одним или
двумя зубчатыми венцами, редко - с большим их
количеством. Способ размещения зубчатого венца
ЗК относительно опор влияет на величину концен-
трации нагрузки по длине зуба. В этом отношении
расположение венцов посередине между опорами
наиболее благоприятно. ЗК предпочтительнее изго-
товлять как единое целое с полотном, ступицей и ва-
лом, поскольку составное колесо нуждается в эле-
ментах центровки и соединения. Все это усложняет
и утяжеляет конструкцию и снижает ее надежность
в работе.
По способу изготовления двухвенцовые ЗК мо-
гут быть цельными или сборными.
Цельные двойные ЗК подразделяются на :
-	колеса с нешлифованными зубчатыми венца-
ми;
-	колеса с одним шлифованным зубчатым вен-
цом;
-	колеса с обоими шлифованными зубчатыми
венцами.
ЗК с нешлифованными зубчатыми венцами
(см. Рис. 10.6.5.1 1) и ЗК с одним шлифованным
венцом (см. Рис. 10.6.5 16) в приводах агрегатов
и редукторах ГТД применяются редко по причине
низкой точности изготовления зубьев.
Возможно изготовление цельных ЗК (см.
Рис. 10.6.5.1 2) с двумя шлифованными зубчаты-
ми венцами. В такой конструкции зубчатые венцы
разнесены вдоль оси для обеспечения выхода шли-
фовального круга при окончательной механичес-
кой обработке малого венца.
Сборные ЗК могут быть со шлицевыми, шпо-
ночными, штифтовыми болтовыми или со сварны-
ми соединениями. Соединение зубчатых венцов по
шпонкам и болтам в приводах агрегатов не нашли
распространения.
В ЗК применяется два типа шлицевого соеди-
нения венцов:
1. посадка одного из венцов 1 на вал 2 с за-
зором по двум цилиндрически пояскам (см.
Рис. 10.6.5.1 3), между которыми располагаются
шлицы. В осевом направлении зубчатый венец
фиксируется подшипником, напрессованным на
вал. Применяются в малонагруженных передачах
приводов агрегатов;
652
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
I
Рисунок 10.6.5.1_3 - ЗК двойное
Рисунок 10.6.5.11 - ЗК с одним шлифованным
зубчатым венцом
Рисунок 10.6.5.12 - ЗК цельное со шлифованными
зубчатыми венцами
2. посадка венца на вал по двум цилиндричес-
ким пояскам с натягом и последующей затяжкой
гайкой (см. Рис. 10.6.5.1 4). Применяется в нагру-
женных передачах приводов агрегатов и редукто-
ров. Недостаток с увеличение ресурса происхо-
дит ослабление затяжки, уменьшение натягов
и износ шлицевого соединения из-за отсутствия
смазки.
На вал цилиндрического ЗК 1 с натягом по
двум цилиндрическим поверхностям 2 установле-
но коническое зубчатое колесо 3. Передача Af .
осуществляется шлицевым соединением 4. Для
надежности соединения коническое колесо на валу
цилиндрического затянуто гайкой 5, которая закон-
трена замком 6 чашечным.
В ненагруженных передачах ограниченное
применение нашли также двойные ЗК со штифто-
вым соединением венцов (см. Рис. 10.6.5.1 5).
На вал ЗК 1 с меньшим диаметром зубчатого
венца напрессовывается больший по диаметру зуб-
чатый венец 2. По окружности сопряжения запрес-
совываются цилиндрические штифты 3 между ко-
торыми дополнительно вворачиваются резьбовые.
И те и другие штифты от выпадания и выворачи-
вания по торцам зачеканены.
В авиационных зубчатых передачах ЗК с дву-
мя зубчатыми венцами чаще всего изготовляются
сварными по ступице (см. Рис. 10.6.5.1 6) или по
диафрагме (см. Рис. 10.6.6.1 7). Иногда из условий
компоновки для обеспечения изготовления ЗК со
сваркой по диафрагме необходимо выполнить два
сварных шва, как показано на Рис. 10.6.5.1 7.
Обычно ЗК и вал центрируются по цилиндричес-
ким пояскам. Каждый из венцов (открытый - ЗК
большего диаметра, закрытый - ЗК меньшего диа-
метра) обрабатываются отдельно. Причем закрытый
653
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД

6	2
Рисунок 10.6.5.14 - ЗК двойное
1 - ЗК цилиндрическое; 2 - поверхность посадочная цилиндрическая; 3 - ЗК коническое;
4 - шлицевое соединение; 5 - гайка; 6 - замок контровочный чашечный
венец шлифуется окончательно до сварки. После
сварки открытый венец шлифуется в сборочной
единице. В особых случаях ЗК собирается в узел
с окончательно обработанными до сварки зубчаты-
ми венцами.
Сварка применяется также при изготовлении
одновенцовых ЗК. В частности - конических для
повышения коэффициента использования матери-
ала (см. Рис. 10.6.5.1 1 в) или обеспечения шли-
фования конического венца (см. Рис. 10.6.5.1 8).
ЗК повышенной ширины (например, в косо-
зубых передачах высоконагруженных редукторов)
на краях венца могут иметь ребра жесткости (см.
Рис 10.6.5.1 9).
С целью получения максимальной длины за-
цепления вдоль зуба ширину обода шестерни де-
лают на 1.. .2 мм больше ширины ЗК.
Дисковые ЗК могут иметь симметрично и не-
симметрично расположенную диафрагму. Диаф-
рагма может быть с постоянной или переменной
толщиной (с утонением к ободу зубчатого венца).
Наклон диафрагмы выбирается в зависимости от
направления действия результирующей радиаль-
ной и осевой сил. При небольших размерах ЗК
имеют плоскую диафрагму постоянной толщины.
Необходимо иметь в виду, что несимметричное
расположение диафрагмы приведет к неравномер-
ной деформации зубьев по длине и к неполному
контакту сопряженных зубьев.
При проектировании обода и диафрагмы не-
обходимо учитывать, что при возбуждении коле-
баний ЗК динамическими нагрузками от пересоп-
ряжения зубьев в нем образуются упругие волны
Рисунок 10.6.5.15 - ЗК со штифтовым соединени-
ем венцов
1 - ЗК; 2 - венец зубчатый; 3 -
штифт
изгибных деформаций по собственным формам,
бегущие вперед и назад. При совпадении частоты
зацепления с частотой прохождения одной из этих
волн возникает резонанс изгибных колебаний ко-
леса.
Частоты вращения, при которых наступает
резонанс изгибных колебаний, определяются по
формуле:
654
Глава 10 - Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Рисунок10.6.5.1_8 - ЗК коническое с приваренным
хвостовиком
Рисунок 10.6.5.1_6 - ЗК со сваркой по ступице
Рисунок10.6.5.1_9 - ЗК повышенной ширины с
ребрами жесткости
Сварка
Рисунок 10.6.5.17- ЗК со сваркой по диафрагме
Демпфер
Рисунок10.6.5.1_10 - ЗК коническое с демпфером
655
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
п = 60 f./( kz± i)	(10.6.5.1-1)
гдеД.	- собственная частота
изгибных колебаний колеса;
k = 1; 2; 3;...- гармоника возбуждения изгиб-
ных колебаний с зубцовой час-
тотой z;
Z	- число зубьев колеса;
i	- число упругих волн деформации
на колесе (число узловых диа-
метров) при колебаниях его по
собственным формам (знак
«плюс» соответствует резонан-
су с назад бегущей волной; знак
«минус» - резонансу с вперед
бегущей волной).
Из выражения (10.6.5.1.1) следует, что для од-
ной собственной частоты изгибных колебаний зуб-
чатого колеса f с i узловыми диаметрами при его
вращении возможны две резонансных частоты с од-
ной гармоникой возбуждения. Наиболее опасна пер-
вая гармоника возбуждения зубцовой частоты, так
как ее интенсивность выше, чем у последующих.
Не допускаются в качестве облегчения отвер-
стия в диафрагме ЗК высоконапряженных и высо-
коскоростных передач, так как они приводят к пе-
риодическим изменениям жесткости зацепления
зубьев. Зачистка острых кромок таких отверстий
приводит к необходимости применения непроиз-
водительного ручного труда. Кроме того, отверстия
являются концентраторами напряжений.
При правильно выбранном расположении ди-
афрагмы, толщине обода и изменении его толщи-
ны по длине зуба продольная модификация зубьев
становится излишней. У ЗК косозубого зацепления
диафрагму рекомендуется делать конусной для
компенсации возможных деформаций, вызванных
осевой силой.
Конические ЗК применяют в высокоскорост-
ных ступенях вертолетных редукторов, а также
в ЦП ГТД и в КПА для передачи мощности от вала
двигателя на привод агрегатов. При передаче боль-
ших нагрузок с высокими окружными скоростями
до 100 м/с и выше используются зубчатые переда-
чи с круговыми зубьями, которые обеспечивают
большую несущую способность и существенно
улучшают плавность работы по сравнению с пря-
мозубыми колесами.
Конические колеса с прямыми зубьями ис-
пользуются для передачи небольших крутящих
моментов. Для уменьшения напряжений в ободе
конического ЗК, наводимых колебаниями с вы-
нуждающими частотами, в качестве демпфера
применяют коническую оболочку, упирающуюся
в обод с небольшим натягом вдоль оси (см.
Рис. 10.6.5.1 10). Демпфер на валу зубчатого ко-
леса фиксируется штифтами или гайкой.
10.6.6 - Материалы зубчатых колес,
способы упрочнения
В качестве материалов для зубчатых колес
приводов агрегатов и редукторов ГТД используют-
ся комплексно легированные теплостойкие стали
довольно узкой группы. Для придания рабочим
поверхностям колес высокой прочности, твердости
и износостойкости зубья и поверхности под уста-
новку подшипников, в большинстве случаев, под-
вергают ХТО - цементации, нитроцементации или
азотированию.
В последнее время разработаны методы и по-
явилось оборудование для ионных процессов ХТО,
которые позволяют сократить технологическое вре-
мя выполнения процесса, исключить дополнитель-
ные циклы нагрева и охлаждения детали, значи-
тельно снизить потребление электроэнергии
и технологического газа, уменьшить хрупкость
слоя и деформации деталей при ХТО, повысить
прочность и долговечность колес.
Для ЗК редукторов и не очень нагруженных
колес приводов агрегатов ГТД обычно применяют
сталь 12Х2Н4А-Ш. Она обеспечивает высокую
прокаливаемость относительно крупных колес,
имеет высокую прочность и вязкость сердцевины
и пониженную чувствительность к поверхностным
дефектам. Реже используются стали 12ХНЗА
и 18Х2Н4ВА. Главным недостатком данных сталей
является низкая теплостойкость. В современных
ГТД нагруженность зубчатых передач значитель-
но повысилась, возросли их рабочие температуры,
что потребовало использования теплостойких азо-
тируемых и цементируемых сталей. Этим услови-
ям удовлетворяют стали с добавкой карбидообраз-
рушающих элементов (Cr, W, Mo, V, Nb) и кремния.
В таблице 10.6.6 1 приведены механические свой-
ства и температуры отпуска некоторых сталей, при-
меняемых для зубчатых колес.
Колеса внутреннего зацепления планетарных
механизмов подвергают в основном азотированию,
которое не приводит к значительной деформации
и короблению детали, но обеспечивает меньшую
глубину слоя (до 0,6 мм). Это позволяет отказать-
ся от шлифования азотированных поверхностей
или снимать при окончательном шлифовании де-
тали слой в сотые доли миллиметра. Для них при-
годны стали марок 38Х2МЮА, 20ХЗМВФА,
30ХЗМФ1, 40ХН2МА, ВКС7, ВКС-10.
656
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
Таблица 10.6.61
Прочность и теплостойкость сталей для зубчатых колес.
Марка стали	Температура отпуска, °C	Механические свойства			
		Ов, МПа	О02, МПа	8, %	V, %
12Х2Н4А-Ш	150-170	1000	800	12	55
14ХГСН2МА (ДИ-ЗА)	150-220	1000	800	12	55
12Х2НВАФА (ЭИ712)	200-250	1000	800	12	55
20ХЗМВФ-Ш (ЭИ415)	250-300	1250	1050	12	55
16ХЗНВФМБ-Ш(ВКС5)	250-300	1300	1150	10	50
13ХЗНВМ2Ф-Ш (ВКС4)	510-530	1200	1050	13	55
16Х2НЗМФБАЮ-Ш (ВКС7)	200-250	1350	1210	12	54
Способами упрочнения поверхностей зубьев
методами пластического деформирования (ППД)
можно достичь заметного увеличения несущей спо-
собности и долговечности зубчатых передач. По-
вышение эксплуатационных качеств зубчатых пе-
редач методами ППД происходит вследствие
увеличения твердости и усталостной прочности
поверхностного слоя, упрочненного ХТО, и обус-
ловлено следующим:
-	образованием в поверхностном слое полез-
ных остаточных напряжений сжатия и улучшени-
ем их распределения по глубине слоя;
-	уменьшением количества остаточного аус-
тенита в подвергнутом ХТО слое;
-	устранением механических повреждений по-
верхности от предшествующей обработки.
В качестве методов ППД для ЗК, прошедших
ХТО, применяют дробеструйную обработку или
виброупрочнение. В первом случае венец враща-
ющегося зубчатого колеса обдувают стальной или
чугунной дробью диаметром 0,4...2,0 мм. Созда-
ваемые при дробеструйной обработке сжимающие
напряжения достигают 100 кгс/мм2, чем повыша-
ется контактная и изгибная долговечность передач.
Толщина наклепанного слоя может доходить до
1 мм. Шероховатость поверхности после ППД
улучшается примерно вдвое. Дробеструйная обра-
ботка устраняет возникшие в процессе шлифова-
ния поверхностные растягивающие напряжения
и заменяет их на сжимающие.
Виброобработкой достигаются те же цели, что
при дробеструйной обработке. Метод заключает-
ся в создании импульсных колебаний контейнера
с зубчатыми колесами, помещенными в среду из
дроби.
10.7	- Англо-русский словарь-
минимум
acceleration - перегрузка
accessories drive shaft - вал привода агрегатов
accessory gear box - коробка привода агрегатов
(КПА)
adjustment, alignment - выверка
aero- engine manufacturing [production] - авиадви-
гателестроение
aeronautics - авиация
allowance, admittance - допуск
assembling - монтаж
assembly - агрегат
altitude - наклон
balance - балансировка
band, range - диафрагма
bearing - подшипник
beating- барботаж
beating - биение
bending - изгиб
bolt - болт
boundary - граница
bronze - бронза
build - сборка
capability, data - данные
cardanic - карданный
carrier - поводок
657
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
case, casing - корпус
cavity - впадина
certificate - паспорт
clamp, clip - зажим
classification - классификация
clearance - диапазон, зазор
change - измерение
co-axial helicopter - вертолет соосной схемы
collar - буртик
cone - конус
conjugation - сопряжение
conicity, conical - конусность
corrosion-resistant - коррозионностойкий
coupling, clutch - муфта
friction - фрикционная
single-plate - однодисковая
safety decoupler - предохранительная, разъе-
динительная
overrinding - свободного хода
flexible coupling - упругая
friction coupling - фрикционная
electro-magnetic - электромагнитная
cover, cap - крышка, заглушка
crossing - пересечение
curvature - кривизна
damping - демпфирование
decuplung - расцепление
degree - градус
design- конструкция, расчет
diameter - диаметр
disk - диск
differential - дифференциальный
dynamic(al) - динамический
driven shaft - вал ведомый
drive [driving] shaft - вал ведущий
driven - ведомый
driving - ведущий
dual (twin) rotor helicopter - двухвинтовой верто-
лет
durability - стойкость
edge - кромка
efficiency - к.п.д.
effort - сила
elasticity - упругость
electro-magnetic coupling - электромагнитная муф-
та
[elektro] plating - гальванопокрытие
engine - двигатель
epicyclic - планетарный
equation - управление
expression - формула
fasteners - крепеж
fatigue life - усталостная долговечность
fault - повреждение
film - пленка
flexible coupling - упругая муфта
flexure - изгиб
flight - полет
force - сила
shear - трения
centrifugal - центробежная
frequency - частота
gearbox, gearing - зубчатые передачи
reduction gearbox - редуктор
primary gearbox - главный
main-rotor - несущего винта
intermediate - промежуточный
tail-rotor рулевого винта
spur reduction - с цилиндрическими шестер-
нями
gearbox casing - картер редуктора
gear train - передача зубчатая
g-load - перегрузка
groove - канавка
hardening, tempering - закалка
hardness - прочность
heat, heating - нагрев
heat output - теплоотдача
heat-resistant - теплостойкий
hydraulic coupling - гидравлическая муфта
hollow - полость, полый
input - вход
intermediate shaft - вал промежуточный
internal stress - внутреннее напряжение
jamming - заклинивание
kinematics - кинематика
labyrinth - лабиринт
landing - посадка
left, port - левый
length - длина
lock - законтривать, замок
locking - заклинивание
lubricant oil, lubrication - смазка
lubrication system - маслосистема
machine, mechanism - машина
machined - механически обработанный
maintenance - обслуживание
margin - запас
modulus elastic - модуль упругости
motion - движение
mounting foot - лапа крепления
noise - шум
nut - гайка
oil cooler - маслорадиатор
oil filter - маслофильтр
oil line - маслопровод
oil pump - маслонасос
oil specification - марка масла
658
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
(oil) sump - маслоотстойник
oil tank - маслобак
operation - работа, эксплуатация
output shaft - вал выходной
overall - габарит
overlap - перекрытие
overrinding - муфта свободного хода
packing - прокладка
pin-fin - ребро
pitch - шаг
plate - пластина
plug - пробка
pointing - заострение
pole - полюс
pressure - давление
probability - вероятность
probe - датчик
propeller shaft - вал воздушного винта
radial - радиальный
replace, change - заменять
research - исследование
resistance - сопротивление
rigid coupling - жесткая муфта
rolling - качение
rotation, revolution - вращение
rounding - закругление
safety decoupler - предохранительная муфта
screw - винт, завинчивать
sealing - манжета
selection - выбор
separator - сепаратор
serrated joint - соединение зубчатое
serration shape - форма зуба
serviceability - исправность
service life - ресурс
shape - профиль
sharpening - заострение
shear(ing) stress - напряжения среза
single-rotor helicopter - одновинтовой вертолет
skewness, slip - проскальзывание
skip - скачок
sieve - гильза
slippage, sideslip - скольжение
soundness - надежность
speed - скорость
spline (d) shaft - вал шлицевой
splinted connection - шлицевое соединение
spring - пружина, рессора
start(ing) - запуск
steel - сталь
high-alloy - высоколегированная
hardened steel - закаленная
carbonized - цементированная
sticking - заедание
stiffness - жесткость
strength, stability - прочность
stress- напряжение
stress concentration - концентрация напряжений
support - опора
surface - плоскость
surface stress - поверхностное напряжение
tail-rotor shaft - вал привода рулевого винта
take-off weigt - вес взлетный
tension stress - напряжение растяжения
test, trial - испытание
thermal expansion - тепловое расширение
thermal gap thickening - тепловой зазор
thickening - загустевание
thickness - толщина
thread - резьба
tolerance - допуск
tooth -зуб
toothing - зубчатое зацепление
torsion - кручение
torsion shaft - вал торсионный
transmission - вал трансмиссионный
trim - центровка
turning - проворачивание
twin-turbine helicopter - вертолет с двумя ГТД
twist - шаг винта
unbalance - дисбаланс
uniformity - однородность
use, usage, utilization - использование
valve - кран
vertical - вертикаль
vibration, motion - вибрация
viscosity - вязкость
wear(ing) - износ
wear resistance - износостойкость
wrench - ключ (гаечный)
10.8	- Перечень использованной
литературы
10.8.1 Авиационные зубчатые передачи и редукто-
ры. Справочник под ред. Булгакова Э. Б. - М.: Ма-
шиностроение, 1981.
10.8.2API671 Му ф ты специального назначения для
нефтеперерабатывающих предприятий. Вторая
редакция. 1990.
10.8.3 ГОСТ 24246-96 Муфты втулочные. Парамет-
ры, конструкция и размеры.
10.8.4 ГОСТ 20761-96 Муфты фланцевые.Парамет-
ры, конструкция, размеры.
10.8.5 ГОСТ 5006-83 Муфты зубчатые. Техничес-
кие условия.
10.8.6 Гавриленко В.А. Зубчатые передачи в маши-
659
Глава 10- Привод агрегатов, редукторы, муфты ГТД
ностроении. - М.: Машгиз, 1962
10.8.7 Кудрявцев В.Н.Планетарные передачи. - М.:
Машиностроение, 1966.
10.8.8 Кудрявцев В. Н. Державец Ю. А., Глухарев
Е. Г. Конструкции и расчет зубчатых редукторов.
Справочное пособие. - Л.:Машиностроение, 1971.
10.8.9 Орлов П.И. Основы конструирования. Спра-
вочно-Методическое пособие. - М.:Машиностро-
ение, 1988.
10.8.10 ОСТ 41671-77 Колеса зубчатые цилиндри-
ческие авиационные. Допуски.
10.8.11 API 613 Редукторы специального назначе-
ния для прменения в химической, нефтяной и га-
зовой промышленности.Четвертое издание. 1995.
10.8.12 Зубчатые передачи. Справочник. Гинсбург
Е.Г., Голованов Н.Ф., Фирун Н.Б., Халебский Н.Т.
- М.:Машиностроение, 1980.
10.8.13 Кудрявцев В.Н. Зубчатые передачи. -
М.:Машгиз, 1957.
10.8.14 ГОСТ 16531-83 Передачи зубчатые цилин-
дрические. Термины, определения и обозначения.
660
Глава 11 - Пусковые устройства
Глава 11 - Пусковые
устройства
11.1 - Общие сведения
Пусковое устройство предназначено для рас-
крутки ротора ГТД до частоты вращения, при ко-
торой обеспечивается надежное воспламенение
топлива в КС и турбина ГТД начинает развивать
положительную мощность на валу ротора ГТД,
достаточную для дальнейшей самостоятельной
раскрутки. Пусковое устройство является частью
пусковой системы ГТД, включается и отключает-
ся по сигналам САУ ГТД.
На большинстве ГТД пусковое устройство свя-
зано с ротором двигателя через кинематический
привод и размещается на коробке приводов двига-
теля. Для однороторных двигателей применяется
также прямой привод, когда пусковое устройство
размещается в коке компрессора и непосредствен-
но соединяется с ротором ГТД. Применение пря-
мого привода пускового устройства позволяет
уменьшить массу и сократить габариты двигателя
и упростить его кинематическую схему.
На основе опыта проектирования, изготовле-
ния и эксплуатации пускового устройства можно
определить предъявляемые к нему основные тре-
бования [11.11.1, 11.11.2]:
1.	обеспечение раскрутки ротора ГТД (запуск,
ложный запуск, холодная прокрутка, а также кон-
сервация и расконсервация) требуемой продолжи-
тельности и до необходимой частоты вращения во
всех заданных условиях эксплуатации;
2.	конструкция в виде отдельного закончен-
ного агрегата;
3.	наличие устройства, обеспечивающего ав-
томатическое соединение-рассоединение с ротором
ГТД;
4.	обеспечение безопасной эксплуатации;
5.	наличие аварийных систем отключения при
возникновении нерасчетных условий или парамет-
ров работы;
6.	применение тех же марок горюче-смазоч-
ных материалов, что и в ГТД;
7.	минимальные масса и габариты;
8.	относительно низкая стоимость изготовле-
ния и обслуживания.
11.1.1 - Основные типы пусковых
устройств современных ГТД
На современных ГТД, в основном, используют-
ся электрические, воздушные, гидравлические и тур-
бокомпрессорные пусковые устройства (далее по
тексту - стартеры). На выбор типа пускового уст-
ройства значительное влияние оказывает тип источ-
ника энергии, имеющегося на борту ЛА, а также
величина требуемой мощности пускового устрой-
ства и продолжительность запуска двигателя.
Электрические стартеры могут быть как посто-
янного, так и переменного тока. Однако, вследствие
широкого использования в качестве бортового ис-
точника питания аккумуляторных батарей и более
простой конструкции, большее распространение
получили стартеры постоянного тока, особенно для
небольших самолетов и вертолетов пассажирской,
транспортной и вспомогательной авиации.
В настоящее время широко используются как
электростартеры, так и стартеры-генераторы. Их
область применения ограничивается величиной вы-
ходной мощностью 18.. .20 кВт. Электрические стар-
теры постоянного тока нашли применение также и на
многодвигательных ЛА, где в качестве бортового
источника питания используется вспомогательная га-
зотурбинная генераторная электроустановка.
Воздушные стартеры широкое распростра-
нение получили на многодвигательных самоле-
тах пассажирской и транспортной авиации, для
надежного запуска которых требуется примене-
ние пусковых устройств с располагаемой мощ-
ностью более 20 кВт. Конструктивно стартер
выполняется с воздушной турбиной. В качестве
источников питания для воздушных стартеров
применяется вспомогательная силовая установ-
ка (ВСУ) многоцелевого назначения, сжатый
воздух от которой, кроме запуска двигателя, ис-
пользуется также для работы системы кондици-
онирования самолета.
Некоторое распространение в авиации и в тан-
ковых ГТД получили стартеры, которые вместо
сжатого воздуха используют газ, образованный при
сгорании специальной пороховой шашки или при
разложении однокомпонентного рабочего вещества,
например, перекиси водорода.
Для упрощения конструкции ЛА с вертикаль-
ным взлетом и посадкой, использующих подъемные
ГТД, двигателей ВСУ и др., а также для снижения
массы, наиболее целесообразным оказывается при-
менение некинематического привода с помощью
струйного пускового устройства. В данном случае
ротор запускаемого ГТД раскручивается струей
воздуха (или газа), непосредственно подаваемой на
рабочие лопатки компрессора или турбины. Сжа-
тый воздух в струйных пусковых устройствах от-
бирается от компрессора работающего двигателя,
либо от бортового генератора сжатого воздуха, либо
от наземного источника питания.
661
Глава 11 - Пусковые устройства
11.1.2 - Технические характеристики
пусковых устройств современных
ГТД
Пусковые устройства характеризуются следу-
ющими основными параметрами:
-	мощность пускового устройства;
-	частота вращения выводного вала при окон-
чании запуска;
-	продолжительность работы;
-	количество возможных повторных запусков
ГТД;
-	ресурс пускового устройства;
-	напряжение питания электрических уст-
ройств, обслуживающих пусковое устройство;
-	габариты;
-	масса;
Мощность пускового устройства должна пре-
вышать мощность нагрузки, которую представляет
собой ГТД в период запуска. Мощность пускового
устройства в процессе раскрутки ГТД постоянно
меняется, т.к. запуск является переходным процес-
сом. В зависимости от величины момента инерции
ротора ГТД и его пусковых характеристик время
запуска большинства ГТД составляет 15...90 се-
кунд.
Количество возможных повторных запусков
ГТД является функцией теплового состояния элек-
трических элементов (например, электромагнита).
В системах с аккумуляторным питанием действу-
ет фактор запаса емкости бортовой аккумулятор-
ной батареи.
Ресурс работы пусковых устройств определя-
ется наиболее слабым элементом конструкции
и должен быть не ниже ресурса ГТД. Например,
таким слабым элементом в электрических пуско-
вых устройствах является щеточно-коллекторный
узел. Для обеспечения заданного ресурса пусково-
го устройства предусматривается замена щеток
и притирка коллектора в условиях эксплуатации.
Питание электрических элементов пускового
устройства и системы выполняется стандартным
напряжением 27В.
Масса пускового устройства находится в пря-
мой зависимости от потребной мощности для за-
пуска ГТД. При проектировании ЛА принято рас-
сматривать массу канала системы запуска, т.е.
массу системы запуска, приходящуюся на один
ГТД. Она складывается из массы источника пита-
ния, пускового устройства, аппаратуры пускового
устройства одного канала, аппаратуры централь-
ного управления системой запуска, дополнитель-
ной коммутационной аппаратуры системы и эле-
ментов защиты режима запуска. Оценку массы
канала системы запуска выполняют по показате-
лю относительной массы, которая выражается от-
ношением ее массы к выходной мощности пуско-
вого устройства. Для электрических систем запуска
эта величина имеет значение 6,5...20 кг/кВт, для
воздушных - 4,7... 8 кг/кВт, для турбокомпрессор-
ных - 0,5... 1,5 кг/кВт.
Отдельную группу составляют турбокомпрес-
сорные стартеры (ТКС) и турбокомпрессорные
стартеры-энергоузлы (ТКСЭ) - пусковые устрой-
ства, представляющие собой малоразмерные ГТД,
работающие на основном топливе двигателя.
При наличии на борту гидравлического источ-
ника питания для ряда ЛА (особенно небольших
самолетов и вертолетов), а также для ГТД назем-
ного применения возможно использование гидрав-
лических стартеров. Роль стартера в таких систе-
мах выполняет гидромотор.
11.2 - Электрические пусковые уст-
ройства ГТД
Электрические пусковые устройства освоены
на наиболее ранней стадии развития ГТД. Этому
способствовало наличие на ЛА аккумуляторных
источников питания и бурное развитие в 40.. .50-х
годах бортовых электроприводов и агрегатов элек-
троснабжения ЛА. Применение в качестве пуско-
вого устройства электродвигателя постоянного
тока позволило получить хорошо управляемый
электропривод, характеристики которого можно
легко согласовать со сложным характером нагруз-
ки, которую представляет собой ГТД в период за-
пуска.
Благодаря указанным качествам, а также про-
стоте и надежности электротехнических устройств,
электрические стартеры не потеряли своего значе-
ния и в настоящее время, хотя сейчас область их
наиболее эффективного использования в авиации
ограничивается величинами выходной мощности
- не более 18.. .20 кВт. Подавляющее большинство
эксплуатируемых отечественных и зарубежных ЛА
имеет на борту в том или ином виде электричес-
кие стартеры. Различие лишь в том, что на легких
вертолетах и самолетах эти стартеры используют-
ся для запуска основных ГТД, а на средних и тя-
желых - для запуска ВСУ, обеспечивающих возду-
хом воздушные турбостартеры. На военных ЛА
электрическим стартером запускается ТКС, кото-
рый, в свою очередь, запускает маршевый ГТД са-
молета.
С целью снижения массы и габаритов конст-
рукция всех авиационных стартеров отличается
высокой степенью удельных нагрузок. Так, напри-
662
Глава 11 - Пусковые устройства
мер, если в промышленных генераторах плотность
тока в обмотках якоря равна 3... 8 А/мм2, то в ави-
ационных стартерах и стартерах-генераторах она
составляет 15...25 А/мм2. Абсолютная температу-
ра нагрева обмоток и щеток при этом достигает
150.. .200°С. Все это вызывает необходимость ши-
роко использовать для их изоляции материалы по-
вышенной теплостойкости. Кроме этого макси-
мальная частота вращения электростартера
составляет 170...350 с1, для стартеров-генераторов
130...200 с1. В то время как для промышленных
генераторов и двигателей той же мощности она
равна 25...50 с1.
Для запуска маломощных ГТД к которым от-
носится большое количество ТКС, и маломощных
ВСУ, применяются электростартеры прямого дей-
ствия [11.11.3] без специального управления магнит-
ным потоком, которые представляют собой электро-
двигатели постоянного тока с последовательным воз-
буждением, снабженные муфтой свободного хода.
Данные пусковые устройства имеют низкий к.п.д.
Однако этот недостаток компенсируется относитель-
но малой массой, простотой конструкции и управ-
ления, высокой эксплуатационной надежностью.
При повышении потребной мощности пуско-
вого устройства возникает необходимость приме-
нять специальные меры для увеличения к.п.д. и рас-
ширения диапазона регулирования скорости выше
принятой. Это реализуется введением дополнитель-
ной коммутационной и регулирующей аппаратуры.
Применение бортовых аккумуляторных источников
для питания пускового устройства мощностью бо-
лее 15.. .20 кВт, ввиду их большой массы, становит-
ся нецелесообразным и, в этом случае, переходят
на использование ВСУ в качестве бортового источ-
ника питания. Структурная схема системы запуска
Рисунок 11.2_1 - Электрический стартер постоянного тока с редуктором (Печатается с разрешения
Rolls-Royce pic)
1 - корпус электростартера; 2 - полюс; 3 - обмотка полюса; 4 - щеткодержатель;
5 - клеммная коробка; б - передняя крышка; 7 - задняя крышка; 8 - фланец; 9 - вал;
10 -якорь; 11 - коллектор; 12 - ведущая шестерня; 13 - сателлит; 14 - водило;!5- фрик-
ционная муфта; 16- колокольная шестерня; 17 - пружина; 18- манжета; 19 - манжета;
20 - храповик муфты свободного хода; 21 - винтовая втулка; 22 - клемма
663
Глава 11 - Пусковые устройства
дополняется в данном случае генератором ВСУ
и элементами регулирования напряжения и тока
источника питания, которые предотвращают воз-
можные перегрузки на электростартере.
Для снижения общей массы электрических
систем запуска и энергопитания широко использу-
ются стартеры-генераторы постоянного тока, не
требующие постановки на ГТД отдельного гене-
ратора.
С целью снижения ударных нагрузок в нача-
ле запуска на 1...2 секунды электростартер или
стартер-генератор обычно включается через пус-
ковой резистор, значительно снижающий напряже-
ние. Для повышения мощности в процессе рас-
крутки применяют переключение напряжения
питания электростартера или стартера-генератора
с 24 В на 48 В.
На Рис. 11.2 1 показана конструкция электри-
ческого стартера постоянного тока с редуктором
[11.11.4].
Корпус электростартера 1 состоит из непосред-
ственно корпуса, полюсов 2 с обмотками 3, щетко-
держателя 4, клеммной коробки 5, передней 6 и зад-
ней 7 крышек. На передней крышке статора имеется
фланец 8, которым стартер крепится на ГТД.
Ротор стартера состоит из вала 9, на который
устанавливаются якорь 10, и коллектор 11. В пазы
якоря заложена обмотка. Ротор вращается на под-
шипниках качения. Вал ротора соединяется с ве-
дущей шестерней 12 редуктора.
Редуктор планетарного типа. Сателлиты 13
установлены на осях водила 14 и вращаются на
подшипниках качения. Для исключения прохожде-
ния чрезмерного крутящего момента в аварийных
ситуациях в конструкции редуктора предусмотре-
на предохранительная фрикционная муфта 15.
Фрикционная муфта представляет набор чере-
дующихся стальных и бронзовых дисков. Бронзо-
вые диски своими наружными шлицами соедине-
ны с обоймой, жестко закрепленной в корпусе.
Стальные диски 16 имеют внутренние зубья и в сум-
ме образуют колокольную шестерню. При увеличе-
нии крутящего момента, передаваемого редуктором,
выше расчетного стальные диски, образующие ко-
локольную шестерню, проворачиваются. Момент
срабатывания фрикционной муфты настраивается
усилием поджатия фрикционных дисков через пру-
жины 17.
Масляная полость редуктора уплотняется
манжетами 18 и 19.
Выходной крутящий момент снимается с во-
дила и поступает на храповик 20 муфты свободно-
го хода храпового типа с торцевыми зубьями, ко-
торый, перемещаясь по винтовой втулке 21,
664
обеспечивает автоматическое соединение и рассо-
единение с ГТД в процессе раскрутки его ротора.
Провода электропитания стартера подсоеди-
няются к клеммам 22.
На Рис. 11.2 2 представлена конструкция
стартера-генератора [11.11.5].
Сочетание стартера и генератора в одном агре-
гате основано на свойстве обратимости электричес-
ких машин. Использование этого свойства в элект-
рических пусковых системах позволяет значительно
сократить вес пусковой системы. Как и электростар-
тер, стартер-генератор имеет статор 1, в котором
вращается якорь 2 с коллектором 3. Также имеется
щеткодержатель 4 и клеммная коробка 5.
Основная особенность стартера-генератора
это отсутствие редуктора, муфты свободного хода,
наличие системы охлаждения с вентилятором 6,
а также наличие, кроме главных полюсов 7 с обмот-
ками 8, дополнительных полюсов 9 с обмотками 10,
одна из которых является компенсационной, а вто-
рая обмоткой возбуждения генератора. Для повы-
шения эффективности воздушного охлаждения вал
11 якоря выполнен полым. Полость продувается воз-
духом от вентилятора.
Соединение с ГТД осуществляется через шли-
цевой валик 12. Переключение агрегата со стар-
терного режима на генерирование электроэнергии
в бортовую сеть самолета осуществляется специ-
альной автоматикой.
На более мощных ГТД нашли применение
стартеры-генераторы с двухскоростным редукто-
ром. Конструкция такого агрегата показана на
Рис. 11.2 3. Стартер-генератор состоит из тех же
основных узлов, что и электростартер. Дополни-
тельно в конструкцию введен двухскоростной ре-
дуктор 1.
На задней крышке 2 статора 3 закреплены
щеткодержатель 4 и клеммная коробка 5 с клемма-
ми 6. К задней крышке также крепится патрубок
подвода воздуха 7, предназначенный для более эф-
фективного охлаждения агрегата. Воздух к нему
в полете подводится с избыточным давлением из-
за борта ЛА за счет скоростного напора. Для га-
рантированного протока охлаждающего воздуха
предусмотрен вентилятор 8, установленный на по-
лый вал 9 якоря 10. Эффективность охлаждения
обеспечивается конструктивным выполнением яко-
ря и коллектора 11. Они напрессовываются на реб-
ристую ступицу звездообразной формы 12. Ступи-
ца имеет вентиляционные каналы для прохода
охлаждающего воздуха.
Внутри полого вала расположен приводной
вал 13. Между ними имеется муфта свободного
хода роликового типа 14. Муфта свободного хода
Глава 11 - Пусковые устройства
Рисунок 11.2_2 - Стартер-генератор
1 - статор; 2 -якорь; 3 - коллектор; 4 - щеткодержатель; 5- клеммная коробка; б - вен-
тилятор; 7 - главный полюс; 8 - обмотка главного полюса; 9 - дополнительный полюс;
10 - обмотка дополнительного полюса; 11 - полый вал; 12 - шлицевой валик
обеспечивает сцепление полого вала якоря с при-
водным валом в генераторном режиме и расцепле-
ние их в стартерном режиме. Наружный конец при-
водного вала, которым он соединяется с ГТД,
выполнен с эвольвентными шлицами.
Якорь смонтирован на двух шарикоподшип-
никах закрытого типа.
Планетарный одноступенчатый редуктор
крепится на передней крышке 15 статора со сто-
роны привода ГТД. Редуктор увеличивает крутя-
щий момент в стартерном режиме и передает его
с приводного вала «напрямую» к полому валу яко-
ря в генераторном режиме. Редуктор состоит из
центрального зубчатого колеса 16, шлицами свя-
занного с полым валом, трех сателлитов 17, каж-
дый из которых смонтирован на двух шарикопод-
шипниках, установленных на оси, закрепленной
в водиле 18. Кроме центрального зубчатого колеса
сателлиты находятся в зацеплении с колокольной
шестерней 19, имеющей внутренние зубья. Коло-
кольная шестерня также имеет три оси 20, на кото-
рых установлены подпружиненные «собачки» 21,
расположенные внутри неподвижно закрепленно-
го храпового колеса 22. Храповое колесо и «собач-
ки» позволяют колокольной шестерне вращаться
только в одну сторону.
Для защиты от механических повреждений
и попадания в него посторонних предметов редук-
тор закрывается специальным кожухом 23.
Кинематическая схема редуктора показана на
Рис. 11.2 4. Редуктор состоит из ведущего зубча-
того колеса 1, соединенного с полым валом 2, са-
теллитов 3, которые связаны с водилом 4 через опо-
ры качения и оси. Колокольная шестерня 5 входит
665
Глава 11 - Пусковые устройства
Рисунок 11.2_3 - Стартер-генератор с двухскоростным редуктором
1 - редуктор; 2 - задняя крышка; 3 - статор;4 - щеткодержатель; 5 - клеммная коробка;
б - клемма; 7- патрубок подвода воздуха; 8 - вентилятор; 9 - полый вал; 10 -якорь;
11 - коллектор; 12 - ступица; 13 - приводной вал; 14 - муфта свободного хода роликового
типа; 15- передняя крышка; 16- центральное зубчатое колесо; 17 - сателлит; 18- води-
ло; 19- колокольная шестерня; 20 - ось «собачки»; 21 - «собачка»; 22 - храповое колесо;
23 - кожух
Рисунок 11.2 4 -Кинематическая схема стартера-
генератора с двухскоростным
редуктором
1	- ведущее зубчатое колесо;
2	- полый вал; 3 - сателлит;
4 - водило; 5 - колокольная шес-
терня; 6 - «собачка»; 7- храповое
колесо; 8 - якорь; 9 - шлицевое со-
единение; 10 - шлицевое соедине-
ние; 11 - вал привода; 12 - обгон-
ная муфта роликового типа
в зацепление с сателлитами. Водило и колокольная
шестерня установлены на шарикоподшипниках.
В состав редуктора входит также муфта свободно-
го хода храпового типа, которая состоит из трех
«собачек» 6, установленных на осях, жестко свя-
занных с колокольной шестерней. При помощи спи-
ральных пружин «собачки» прижимаются к коло-
кольной шестерне и упираются своими торцами
в торцы внутренних зубьев храпового колеса 7.
Храповое колесо жестко закреплено на корпусе
стартера-генератора. Таким образом, колокольная
шестерня не имеет возможности вращаться отно-
сительно корпуса по часовой стрелке, при виде со
стороны привода, а может вращаться против часо-
вой стрелки, при этом центробежные силы «соба-
чек», преодолевая усилие спиральных пружин,
666
Глава 11 - Пусковые устройства
выводят «собачки» из зацепления с храповым ко-
лесом и колокольная шестерня получает возмож-
ность свободного вращения.
В стартерном режиме при подаче напряжения
якорь 8 стартера-генератора и, соответственно,
полый вал приходят во вращение. Полый вал со-
единен с ведущим зубчатым колесом шлицевым
соединением 9. Через ведущее зубчатое колесо вра-
щение передается сателлитам, которые обкатыва-
ются по колокольной шестерне и вращают, води-
ло, жестко связанное шлицевым соединением 10
с валом привода 11. Таким образом, в стартерном
режиме крутящий момент валу привода передает-
ся через редуктор. Следовательно, вал привода вра-
щается с меньшей скоростью, чем полый вал, при
этом обгонная муфта роликового типа 12 проскаль-
зывает и приводной вал вращается относительно
полого вала на шарикоподшипнике. Стартер-гене-
ратор через вал привода раскручивает ГТД. При
достижении двигателем и, следовательно, валом
привода частоты вращения большей, чем частота
вращения якоря, ролики обгонной муфты заклини-
ваются, крутящий момент с вала привода переда-
ется непосредственно полому валу, и стартер-гене-
ратор переходит в генераторный режим.
При заклинивании обгонной муфты роликово-
го типа колокольная шестерня получает направле-
ние вращения, совпадающее с направлением вра-
щения приводного вала, поэтому «собачки» выходят
из зацепления с храповым колесом. При этом води-
ло с колокольной шестерней вращаются вхолостую
и не несут никакой нагрузки, сателлиты относитель-
но своих осей неподвижны. Редуктор выключается
из работы. Частота вращения якоря становится рав-
ной частоте вращения приводного вала.
При остановке ГТД «собачки» муфты свобод-
ного хода храпового типа под действием пружин
входят в зацепление с храповым колесом, муфта
свободного хода роликового типа расклинивается
и стартер-генератор вновь готов к запуску.
11.3 - Воздушные пусковые устрой-
ства ГТД
Воздушное пусковое устройство является ча-
стью системы запуска ГТД и обеспечивает раскрут-
ку ротора двигателя в процессе его запуска, исполь-
зуя энергию сжатого воздуха бортового или
наземного источника питания.
В качестве пускового устройства в воздушной
пусковой системе запуска ГТД чаще всего исполь-
зуется воздушный турбостартер (ВТС) [11.11.6,
11.11.7]. ВТС имеют большую удельную распола-
гаемую мощность при относительно малых массе
и габаритах, сравнительно простую конструкцию
и высокую надежность. На самолетах в качестве
рабочего тела для ВТС используется сжатый воз-
дух, отбираемый от ВСУ, либо от ранее запущен-
ного ГТД, или аэродромной установки воздушно-
го запуска. ВТС промышленных ГТД работают на
сжатом воздухе, который отбирается от стационар-
ного электроприводного компрессора. В настоящее
время воздушная пусковая система применяется
для запуска ГТД на подавляющем большинстве оте-
чественных и зарубежных многомоторных пасса-
жирских и транспортных самолетов.
К недостаткам воздушной пусковой системы
относится сложность подвода рабочего тела (воз-
духа) с минимальными потерями давления и тем-
пературы от ВСУ - требуется провести по самоле-
ту трубопровод большого диаметра.
ВТС имеет воздушную турбину, частота вра-
щения которой достигает 44000 об/мин и выше. Это
требует как дополнительных конструктивных ме-
роприятий по обеспечению безопасной эксплуата-
ции, так и введения систем защиты, автоматически
выключающих ВТС при аварийных ситуациях.
Для небольших ЛА с малогабаритными ГТД,
вспомогательных бортовых ГТД, ЛА с подъемны-
ми ГТД применяются струйные пусковые устрой-
ства с подачей сжатого воздуха непосредственно
на рабочие лопатки компрессора или турбины ГТД.
11.3.1 - Воздушно - турбинные пус-
ковые устройства ГТД
Воздушно-турбинное пусковое устройство
состоит из ВТС, отсечной и регулирующей заслон-
ки. Обычно ВТС размещается на коробке приво-
дов ГТД. На однодвигательном самолете он иног-
да располагается во входном коке ГТД с выходом
отработанного воздуха во входной канал компрес-
сора. Современные ВТС выполняются, как прави-
ло, с осевой воздушной турбиной, которая облада-
ет меньшими диаметральными габаритами и,
следовательно, позволяет сократить габариты мо-
тогондолы ГТД. Регулирующая воздушная заслон-
ка может быть выполнена как отдельным автоном-
ным агрегатом, так и включенным в конструкцию
ВТС.
На Рис. 11.3.11 показано размещение ВТС на
коробке приводов ГТД, автономной регулирующей
заслонки на корпусе ГТД. Подвод воздуха к ВТС
осуществляется через регулирующую воздушную
заслонку, установленную в трубопроводе подвода
воздуха.
Применение автономной регулирующей зас-
лонки позволяет обеспечить высокую эксплуатаци-
667
Глава 11 - Пусковые устройства
Рисунок 11.3.11 - Размещение воздушного турбо
стартера на коробке приводов
ГТД (Печатается с разрешения
Rolls-Royce pic.)
1 - пилон ЛА; 2 - воздух от ГТД;
3 - воздух от ВСУ; 4 - воздух от
наземного источника; 5 - авто-
номная регулирующая заслонка;
б - воздушный турбостартер;
7 - выход воздуха; 8 - коробка
приводов; 9 - трубопровод
Рисунок 11.3.12 - Воздушный турбостартер с осевой турбиной (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1 - входной патрубок; 2 - сопловой аппарат; 3 - ротор турбины; 4- защитное кольцо;
5 - центральное зубчатое колесо; 6 - ведомое зубчатое колесо первой ступени редуктора;
7 - ведущее зубчатое колесо второй ступени редуктора; 8 - зубчатое колесо внутреннего
зацепления; 9 -храповик; 10 - «собачка»; 11 - поводок; 12 - приводной валик
668
Глава 11 - Пусковые устройства
онную технологичность: меняется только вышед-
ший из строя агрегат (регулирующая воздушная
заслонка или воздушный турбостартер). Кроме это-
го конструкция автономной заслонки позволяет раз-
мещать ее на корпусе ГТД, который имеет меньшую
интенсивность вибраций по сравнению с коробкой
приводов. Такое исполнение повышает надежность
работы элементов автоматики регулирующей зас-
лонки, а также благоприятно сказывается на ее ре-
сурсе.
На Рис. 11.3.1 2 показана конструкция ВТС
с осевой турбиной. ВТС состоит из следующих
основных элементов: входного патрубка 1, через
который воздух подается на сопловой аппарат 2,
и далее на ротор 3 осевой одноступенчатой турби-
ны. Отработанный воздух выпускается через окна
в корпусе турбины. Для обеспечения безопасной
эксплуатации над ротором турбины установлено
защитное кольцо 4 П-образной формы. Оно пред-
назначено для удержания обломков турбины при
ее разрушении внутри стартера с целью исключе-
ния повреждения ГТД и ЛА
При подаче воздуха во входной патрубок ро-
тор турбины вместе с установленным на нем цен-
тральным зубчатым колесом 5 первой ступени ре-
дуктора начинает вращаться.
Для обеспечения минимальных габаритов
и передачи большого крутящего момента редуктор
Рисунок 11.3.1_3 - Воздушный турбостартер СтВ-5
1 - регулирующая заслонка; 2 - плунжер; 3 - сопловой аппарат первой ступени турбины;
4 - ротор турбины; 5 - защитные кольца; б - сопловой аппарат второй ступени турби-
ны; 7 - центральное зубчатое колесо; 8 - сателлит; 9 - ось сателлита; 10 - водило;
11 - колокольная шестерня; 12 - внутренняя обойма; 13 - нажимные диски; 14 - сталь-
ной диск; 15- бронзовый диск; 16- наружная обойма; 17 - пружина; 18 - гайка;
19 - маслоподводящая трубка; 20 - маслоуловитель; 21 - магнитная пробка; 22 - центро-
бежный датчик; 23 - выключатель
669
Глава 11 - Пусковые устройства
стартера выполнен двухступенчатым трехпоточ-
ным. Вращение от центрального зубчатого колеса
передается на три ведомых зубчатых колеса 6. Этим
обеспечивается первая ступень редукции. Ведомые
зубчатые колеса первой ступени редуктора шли-
цами соединены с ведущими зубчатыми колесами
7 второй ступени редуктора, которые приводят во
вращение зубчатое колесо внутреннего зацепления
8, образуя вторую ступень редукции. С зубчатым
колесом внутреннего зацепления связан храповик
9, который торцами своих наружных зубьев упи-
рается в торцы подпружиненных «собачек» 10,
установленных в поводке 11, передавая ему враще-
ние. Поводок с «собачками» и храповик составля-
ют обгонную муфту. Соединение агрегата с ГТД
осуществляется эвольвентными шлицами привод-
ного валика 12, который получает вращение от
поводка с «собачками».
При определенной (заданной САУ) частоте
вращения ротора ГТД ВТС отключается и начина-
ет снижать частоту своего вращения, а частота вра-
щения ротора ГТД продолжает увеличиваться. При
этом обгонная муфта расцепляется.
На Рис. 11.3.1 3 показана конструкция ВТС
СтВ-5 мощностью 245 л.с. (ТРДД ПС-90А). Кон-
струкция СтВ-5 позволяет выполнять запуск ГТД
в воздухе с подкруткой его ротора стартером. Ре-
гулирующая заслонка 1 входит в состав агрегата.
Подача воздуха регулируется перемещением плун-
жера 2 в осевом направлении. Подробное описа-
ние заслонки приведено в разделе 11.3.2. С целью
получения максимального к.п.д. и, следователь-
но, максимальной мощности стартера в нем при-
менена двухступенчатая турбина, состоящая из
соплового аппарата первой ступени 3, ротора 4,
который отлит за одно целое с диском, валом, бан-
дажированными рабочими лопаточными венцами
первой и второй ступеней. Над рабочими венца-
ми в корпусе установлены защитные кольца 5,
предназначенные для удержания осколков при
разрушении ротора. Между рабочими венцами ус-
тановлен сопловой аппарат второй ступени турби-
ны 6, состоящий из двух полуколец. При откры-
тии регулирующей заслонки ротор турбины
начинает вращаться в двух шариковых подшипни-
ках. Вместе с ротором вращается установленное
на нем центральное зубчатое колесо 7, которое на-
ходится в зацеплении с тремя сателлитами 8. Са-
теллиты, вращаясь в двухрядных роликовых под-
шипниках, установленных на осях 9 водила 10,
одновременно обкатываясь внутри неподвижной
(при расчетном крутящем моменте) колокольной
шестерни 11, через оси приводят во вращение во-
дило. Центральное зубчатое колесо, сателлиты, ко-
локольная шестерня и водило образуют планетар-
ный редуктор.
Планетарный редуктор позволяет снизить
осевые габариты стартера, а также компактно по-
местить дисковую фрикционную муфту. Она со-
стоит из внутренней обоймы 12 с наружными шли-
цами, закрепленной на корпусе редуктора. На
внутреннюю обойму установлены нажимные дис-
ки 13 и тонкие стальные диски 14, имеющие внут-
ренние шлицы. Между ними поочередно располо-
жены тонкие бронзовые диски 15, имеющие
наружные шлицы, которые входят в зацепление
с наружной обоймой 16, с которой связана коло-
кольная шестерня. Все диски сжаты при помощи
пружин 17, установленных в гайке 18, затяжкой ко-
торой настраивается крутящий момент, при котором
диски проскальзывают друг относительно друга, и,
следовательно, происходит проворот наружной
обоймы относительно неподвижной внутренней
обоймы.
Фрикционная муфта предназначена для пре-
дохранения ГТД от нерасчетного чрезмерного кру-
тящего момента, который может возникать при за-
пуске ГТД в воздухе с подкруткой его ротора
стартером, нештатных ситуациях работы пусковой
системы и непосредственно стартера. В случае воз-
никновения чрезмерного крутящего момента наруж-
ная обойма и колокольная шестерня проворачива-
ются, ограничивая крутящий момент, передаваемый
редуктором.
Муфта свободного хода храпового типа с тор-
цевыми зубьями. Особенностью муфты ВТС СтВ-5
является то, что в самом стартере установлена толь-
ко ведущая часть муфты. Ведомый храповик нахо-
дится в коробке приводов ГТД. Такая конструкция
позволяет исключить из редуктора вращающиеся
детали после отключения ВТС, а также снизить его
осевые габариты.
Масло в стартер подается из коробки приво-
дов двигателя через маслоподводяшую трубку 19.
Смазка шарикоподшипников и зубчатых колес
внутри редуктора осуществляется разбрызгивани-
ем масла вращающимися деталями. Масло к роли-
коподшипникам сателлитов подводится за счет
центробежных сил из закрепленного на водиле
маслоуловителя 20, в который масло подается из
жиклера в корпусе редуктора. Масло из редуктора
сливается в коробку приводов двигателя через от-
верстия в корпусе, расположенные таким образом,
чтобы в редукторе всегда оставался некоторый уро-
вень масла.
Для контроля состояния редуктора стартера
на его корпусе установлена магнитная пробка 21,
при осмотре которой можно определить наличие
670
Глава 11 - Пусковые устройства
стальной стружки в редукторе, т.е. на ранней ста-
дии выявить начало развития дефектов.
Центробежный выключатель относится к си-
стеме аварийного выключения стартера и предназ-
начен для его автоматического отключения при
достижении турбиной предельно допустимой час-
тоты вращения. Центробежный выключатель со-
стоит из центробежного датчика 22 и выключате-
ля 23. В данной конструкции центробежный датчик
непосредственно вмонтирован в ротор турбины 4,
что обеспечивает прямой контроль частоты враще-
ния ее ротора. Такая конструкция более надежна,
т.к. не имеет промежуточных элементов для приво-
да центробежного датчика. При достижении рото-
ром турбины предельной частоты вращения грузы
датчика 22 поворачиваются в пазах и перемещают
влево толкатель, который через рычажную систе-
му нажимает на кнопку выключателя 23. Выклю-
чатель выдает в систему управления двигателем
сигнал на отключение стартера.
11.3.2 - Регулирующие и отсечные
воздушные заслонки
Включение и выключение подвода воздуха
к ВТС, а также ограничение максимального давле-
ния на входе в ВТС выполняется автоматически
управляемой заслонкой. Заслонка должна обеспе-
чивать медленное открытие и плавное нарастание
рабочего давления воздуха (в течение 2.. .7 секунд)
в начале запуска, и быстрое, за время не более од-
ной секунды, закрытие подачи воздуха по сигналу
САУ ГТД. Автоматически управляемая заслонка
размещается в питающей магистрали вблизи ВТС
или непосредственно на нем.
На Рис. 11.3.2 2 приведены принципиальная
схема управления и регулирования, а также конст-
рукция заслонки.
Принцип работы регулирующей заслонки ос-
нован на создании разности давлений воздуха в на-
ружной 1 и внутренней 2 полостях пневмоцилинд-
Рисунок 11.3.21 - Регулирующая заслонка фирмы Allied Signal (Рисунок любезно предоставлен компанией
Honeywell)
1 - корпус; 2 - ось заслонки; 3 - заслонка; 4 - наконечник под ключ для ручного открытия
заслонки; 5 - пневмоцилиндр;6 - регулятор давления; 7 - регулировочный винт регулято-
ра давления; 8 - командный узел; 9 - электромагнит
671
Глава 11 - Пусковые устройства
Рисунок 11.3.2 2 - Продольное сечение элементов и принципиальная схема регулирующей заслонки фирмы
Allied Signal (Рисунок любезно предоставлен компанией Honeywell)
1 - наружная полость пневмоцилиндра; 2 - внутренняя полость пневмоцилиндра;
3 - пневмоцилиндр; 4 - сервопоршень; 5 - электромагнит; б - командный узел; 7 - клапан
подвода воздуха; 8 - регулятор давления; 9 - клапан стравливания воздуха; 10 - жиклер;
11 - клапан; 12 - пружина; 13 - пружина; 14-упор для регулировки закрытого положе-
ния заслонки; 15- заслонка; 16- пружина; 17 - мембрана; 18- жиклер; 19- регулировоч-
ный винт; 20 - система рычагов; 21 - трубопровод; 22 - наконечник под ключ для ручно-
го открытия заслонки; 23 - ось заслонки
ра 3. Причем площадь сервопоршня 4, на которую
действует давление в наружной полости больше,
чем его площадь, на которую действует давление
во внутренней полости. Разделение полостей и уп-
лотнение сервопоршня осуществляется эластичны-
ми мембранами или уплотнительными кольцами.
В исходном положении электромагнит 5 ко-
мандного узла 6 обесточен, подвод воздуха сфери-
ческим клапаном 7 к регулятору давления 8 пере-
крыт, а через открытый клапан 9 давление перед
регулятором давления стравливается в атмосферу
через жиклер 10. Клапан 11 регулятора давления
под расположенной в нем пружины 12 полностью
открыт. Давление во внешней и внутренней поло-
стях пневмоцилиндра равно атмосферному, серво-
поршень отжат действующей на него пружиной 13
до упора 14, которым регулируется полностью зак-
рытое положение заслонки 15.
По команде на включение ВТС подается на-
пряжение на электромагнит командного узла, ко-
торый, преодолевая усилие пружины 16, перекла-
дывает сферические клапаны. При этом клапан 7
открывает подвод воздуха из магистрали перед
заслонкой к регулятору давления, а клапан 9 пе-
рекрывает стравливание воздуха в атмосферу.
Мембрана регулятора 17 под давлением воздуха
прогибается, сжимая пружину регулятора 12,
и уменьшает проходное сечение клапана 11. При-
ток воздуха в полость за клапаном уменьшится.
Поскольку эта полость через жиклер 18 суфли-
руется с атмосферой, в полости устанавливается
выходное давление регулятора, определяемое со-
отношениями проходных сечений прикрытого
клапана и жиклера. Выходное давление в требу-
емых пределах достигается регулировкой затяж-
ки пружины винтом 19.
672
Глава 11 - Пусковые устройства
Под действием выходного давления регулято-
ра, которое передается во внешнюю полость пнев-
моцилиндра, сервопоршень начинает перемещать-
ся и через систему рычагов 20 открывает заслонку,
преодолевая сопротивление пружины и аэродина-
мический момент самой заслонки. Заслонка откры-
вается до тех пор, пока возрастающее за ней давле-
ние, подведенное по трубопроводу 21 к внутренней
полости пневмоцилиндра и направленное на при-
крытие заслонки, не уравновесит силы, стремящи-
еся ее открыть. Если давление за заслонкой увели-
чится выше заданного, то возрастет и давление во
внутренней полости пневмоцилиндра - сервопор-
шень начнет перемещаться и прикрывать заслон-
ку до тех пор, пока вновь не установится равнове-
сие действующих на него сил. При уменьшении
давления за заслонкой уменьшается давление во
внутренней полости пневмоцилиндра и сервопор-
шень начнет перемещаться, открывая заслонку на
большую величину.
При выключении ВТС отключается электро-
магнит командного узла заслонки. Под действием
пружины 16 клапаны 7 и 9 возвращаются в исход-
ное состояние. При этом перекрывается подвод
воздуха с входа к регулятору давления и воздух
начинает стравливаться в атмосферу через жикле-
ры 10 и 18 из полости регулятора давления и из
внешней полости пневмоцилиндра. Под действи-
ем пружины сервопоршень перемещается до упо-
ра, полностью закрывая заслонку.
При возникновении в системе какой-либо не-
исправности заслонку можно открыть вручную
специальным ключом, который устанавливается
в гнездо наконечника 22 на оси 23 заслонки.
На Рис. 11.3.2 3 приведен разрез регулирую-
щей заслонки ВТС СтВ-5. В отличие от предыду-
щей конструкции она является принадлежностью
стартера.
Регулирующая заслонка включает в себя кор-
пус 1, плунжер 2 со штоком 3, командный узел
и пневморегулятор. Данная регулирующая заслон-
ка входит в состав стартера, поэтому имеет с од-
ной стороны фланец для крепления трубопровода
подвода воздуха, а с другой - фланец для крепле-
ния к переднему корпусу редуктора. На корпусе зас-
лонки имеется прилив, в который ввернут штуцер
4, служащий для измерения давления воздуха пе-
ред турбиной по которому выполняется настройка
регулирующей заслонки при испытаниях. К корпу-
су заслонки крепится сопловой аппарат 5 первой
ступени турбины и опора плунжера 6. В опоре плун-
жера перемещается шток с плунжером. Кроме это-
го в корпус заслонки запрессовано седло 7, к кото-
рому под действием двух пружин 8 прижимается
плунжер. На плунжере имеется уплотнение, состоя-
щее из фторопластовых манжет, лепестковых пру-
жин и промежуточных колец, затянутых гайкой 9.
Командный узел состоит из электромагнита 10 и под-
пружиненных клапана 11 и штока 12. Пневморегу-
лятор состоит из корпуса 13, плунжера 14, клапана
15, регулировочного винта 16 и пружины 17.
Внутри корпуса заслонки на штоке плунже-
ра установлены дублирующая заслонка 18 и ее
пружина 19. Дублирующая заслонка представля-
ет собой тонкостенный цилиндр, соединенный
тремя ребрами с центральной втулкой. Для фик-
сации дублирующей заслонки за имеющееся на
ее втулке отверстие снаружи корпуса заслонки
закреплен переходник 20 с пружиной 21 и што-
ком 22, который может перемещаться в направ-
ляющих втулках стойки 23. На переходнике зак-
реплен электромагнит 24 дублирующей заслонки.
Зазор между дублирующей заслонкой и корпусом
заслонки уплотняется плавающим уплотнитель-
ным фторопластовым кольцом 25, установленным
в проточке седла.
На Рис. 11.3.2 4 приведена принципиальная
схема регулирующей заслонки стартера СтВ-5.
При отсутствии давления воздуха плунжер
1 заслонки, под действием пружин 2, находится
в крайнем левом положении, т.е. заслонка закры-
та. При подаче сжатого воздуха на вход в стартер
заслонка также остается закрытой, т.к. давление
воздуха на плунжер уравновешивается давлением
воздуха в подплунжерной полости «А», которая со-
единена с входом в заслонку через канал «Б», от-
крытый клапан 3 командного узла и канал «В».
Дублирующая заслонка 4 прижата к конусу плун-
жера своей пружиной 5.
При подаче питания электромагнит команд-
ного узла 6 перемещает влево шток 7 и клапан ко-
мандного узла, сжимая пружину клапана 8. Одно-
временно включается электромагнит дублирующей
заслонки 9, который, сжимая пружину 10, переме-
щает шток 11, фиксирующий ее за отверстие 12
в исходном положении. Клапан командного узла 3
закрывает доступ воздуха с входа заслонки через
канал «Б» в подплунжерную полость «А», а шток
командного узла 7 открывает доступ воздуха из
подплунжерной полости в канал «Г», который со-
единен с атмосферой через жиклер 13. В результа-
те сообщения подплунжерной полости с атмосфе-
рой появляется перепад давления на плунжере
заслонки, под действием которого плунжер медлен-
но перемещается вправо, смещаясь от седла 14 и от-
крывая подачу сжатого воздуха на турбину.
Турбина плавно вступает в работу за счет до-
зированной подачи воздуха, определяемый в на-
673
Глава 11 - Пусковые устройства
Рисунок 11.3.23 - Регулирующая заслонка воздушного турбостартера СтВ-5
1 - корпус заслонки; 2 - плунжер; 3 - шток; 4 - штуцер; 5 - сопловой аппарат I ступени
турбины; б - опора плунжера; 7 - седло; 8 - пружины; 9 - гайка; 10 - электромагнит ко-
мандного узла; 11 - клапан; 12 - шток; 13 - корпус пневморегулятора; 14 - плунжер
пневморегулятора; 15 - клапан; 16 - регулировочный винт; 17 - пружина; 18 - дублирую-
щая заслонка; 19- пружина; 20 - переходник; 21 - пружина; 22 - шток; 23 - стойка;
24 - электромагнит дублирующей заслонки; 25-уплотнительное кольцо
674
Глава 11 - Пусковые устройства
Рисунок 11.3.24 - Принципиальная схема регулирующей заслонки воздушного турбостартера СтВ-5
1 - плунжер заслонки; 2 - пружины; 3 - клапан командного узла; 4 - дублирующая зас-
лонка; 5 - пружина; б - электромагнит командного узла; 7 - шток; 8 - пружина;
9 - электромагнит дублирующей заслонки; 10 - пружина; 11 - шток; 12 - отверстие
для фиксации дублирующей заслонки; 13 - жиклер; 14 - седло; 15 - сопловой аппарат;
16 - плунжер пневморегулятора; 17 - пружина; 18 - клапан пневморегулятора
чальный период открытия плунжера кольцевым за-
зором между седлом и цилиндрической частью
плунжера. Давление воздуха перед сопловым ап-
паратом 15 через канал «Д» подается к плунжеру
16. При превышении давления воздуха перед тур-
биной давления настройки пневморегулятора плун-
жер 16 под действием давления воздуха, поступаю-
щего по каналу «Д», преодолевает усилие пружины
17 и открывает клапан 18. При этом воздух с входа
в заслонку по каналу «Е» поступает в полость «Ж»,
далее через открытый клапан 18 воздух попадает
в полость «И», канал «Г», соединенный перемес-
тившимся влево штоком 7 с полостью «К» коман-
дного узла, и далее по каналу «В» в подплунжер-
675
Глава 11 - Пусковые устройства
ную полость «А». Давление в подплунжерной по-
лости повышается, и плунжер заслонки J начинает
перемещаться влево до тех пор, пока давление пе-
ред турбиной не уменьшится до давления настрой-
ки пневморегулятора, равному 2,9...3,2 кгс/см2
(изб).
При давлении воздуха перед турбиной ниже
величины, ограничиваемой пневморегулятором,
плунжер заслонки перемещается вправо до упора,
т.е. заслонка открывается полностью.
По истечении времени цикла раскрутки ГТД
электромагнит командного узла 6 отключается.
Клапан 3 и шток 7 командного узла под действи-
ем пружины 8 перемещаются вправо, перекрывая
стравливание воздуха из подплунжерной полос-
ти «А» в атмосферу, и открывая доступ воздуха
с входа в стартер в подплунжерную полость. Плун-
жер заслонки 1 перемещается влево, постепенно
прекращая доступ воздуха на турбину. Через
1...1,5 секунды, когда плунжер уже перекрыл про-
ход воздуха к сопловому аппарату, подается сигнал
на отключение электромагнита 9 дублирующей зас-
лонки. При этом пружина 5 выталкивает шток 11 из
отверстия в дублирующей заслонке, снимая ее фик-
сацию. Задержка отключения электромагнита дуб-
лирующей заслонки необходима для того, чтобы при
штатном отключении стартера не происходила рез-
кая отсечка дублирующей заслонкой отбора возду-
ха от ВСУ во избежание помпажа ее компрессора.
Дублирующая заслонка предназначена для
быстрого прекращения подачи воздуха на турби-
ну стартера при достижении ротором турбины пре-
дельной частоты вращения. В этом случае систе-
ма управления двигателем, получив сигнал от
центробежного выключателя стартера, одновре-
менно выключает электромагниты командного узла
и дублирующей заслонки
При выключении электромагнита дублирую-
щей заслонки шток 11 под действием пружины 10
выходит из отверстия дублирующей заслонки и она
под действием пружины 5 быстро перемещается
по штоку до упора в конусную поверхность плун-
жера 1, перекрывая подачу воздуха на турбину
стартера. При выключении электромагнита коман-
дного узла плунжер заслонки плавно перемещает-
ся влево, возвращая дублирующую заслонку в ис-
ходное положение.
В случае самопроизвольного открытия заслон-
ки, например, при разгерметизации подплунжер-
ной полости, когда не подается питание на элект-
ромагниты стартера, дублирующая заслонка будет
перемещаться вправо вместе с плунжером, исклю-
чая доступ воздуха на турбину стартера.
11.3.3 - Струйное пусковое устрой-
ство ГТД
Для запуска двигателей также применяются
струйные пусковые устройства, в которых рабочее
тело (сжатый воздух или газ) подается непосред-
ственно на рабочие лопатки компрессора или тур-
бины ГТД. Пример такого устройства показан на
Рис. 11.3.31. На рабочих лопатках энергия сжато-
го воздуха или газа, подводимого от постороннего
источника, преобразуется в кинетическую энергию
вращения ротора ГТД.
Область применения подобных пусковых ус-
тройств - небольшие ЛА с малоразмерными ГТД,
вспомогательные бортовые ГТД, подъемные ГТД
самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. Для
запуска подъемных ГТД воздух отбирается от ком-
прессора работающего маршевого ГТД.
Основным преимуществом такого пускового
устройства является возможность значительного
снижения массы и габаритов ГТД за счет исклю-
чения сложного кинематического привода от пус-
кового устройства к ротору ГТД и самого пуско-
вого устройства. Главным недостатком является
низкий к.п.д. Это объясняется рядом причин, основ-
ными из которых являются дополнительные потери
энергии при воздействии струи на рабочие лопатки
ротора ГТД и преобразовании ее в крутящий момент,
отклонение выбранных геометрических углов пус-
Рисунок 11.3.3_1 - Струйное пусковое устройство
(Печатается с разрешения
фирмы Rolls-Royce)
1 - сопло; 2 - обратный клапан;
3 - патрубок входной; 4 - тур
676
Глава 11 - Пусковые устройства
кового сопла от оптимальных величин. В частнос-
ти, к такому отклонению вынуждены прибегать из-
за применения полочных рабочих лопаток турби-
ны и других особенностей конструкции узла
турбины и компоновки пускового устройства на
ГТД.
11.4 - Турбокомпрессорные
пусковые устройства ГТД
Впервые в мире ТКС для запуска авиационных
ГТД были спроектированы и изготовлены в Совет-
ском Союзе для ТРД АМ-3 пассажирского самоле-
та Ту-104 [11.11.8].
Этот тип пускового устройства представляет
собой малоразмерный ГТД с ограниченной продол-
жительностью работы (до 90... 120 секунд) и мощ-
ностью от 50 до 200 кВт в стартерном режиме. Как
правило, крутящий момент от турбины ТКС пере-
дается на ротор ГТД через редуктор стартера и ко-
робку приводов.
Основное преимущество ТКС — это автоном-
ность, поэтому пусковое устройство этого типа
нашло широкое применение для авиационных ГТД
военного назначения. ТКС работают на основном
топливе ГТД и поэтому практически не зависят от
запаса рабочего тела на борту ЛА.
К недостаткам ТКС следует отнести значи-
тельную сложность, появление элементов горячей
части в стартере, сложность размещения на ГТД,
т.к. ТКС имеют большие габаритные размеры, не-
обходимость размещения дополнительных агрега-
тов, обслуживающих данный тип пускового уст-
ройства, и высокую стоимость.
11.4.1 - Классификация ТКС ГТД
По схеме турбокомпрессора ТКС классифи-
цируются на одновальные и со свободной турби-
ной.
Преимуществом одновальной схемы являет-
ся относительно малое количество элементов го-
рячей части (одна ступень турбины). Мощность на
раскрутку ротора ГТД при запуске отбирается от
вала турбокомпрессора через редуктор. Однако,
при этом необходимо специальное устройство для
плавного соединения стартера с ротором ГТД, на-
пример, на ТРД АМ-ЗМ для этого используется
гидромуфта.
ТКС со свободной турбиной не требуют спе-
циального устройства для плавного соединения
стартера с ротором ГТД. Роль силового элемента,
раскручивающего ротор ГТД, выполняет свобод-
ная турбина, имеющая с турбокомпрессором стар-
тера только газодинамическую связь. Поэтому для
сцепления с ГТД здесь применяются те же элемен-
ты конструкции, что и на ВТС (редуктор и муфта
свободного хода).
На современных ЛА военного назначения все
большее распространение получают ТКСЭ, кото-
рые кроме выполнения функции пускового устрой-
ства служат бортовым источником энергии для
привода агрегатов самолетных энергосистем при
наземной проверке и подготовке ЛА. При выходе
из строя основных систем ЛА или двигателя ТКСЭ
служат также в качестве аварийного привода короб-
ки приводов с агрегатами в условиях полета для
обеспечения работы аварийных энергосистем.
11.4.2 - Принцип действия ТКС
Основными элементами ТКС являются газо-
генератор, силовая турбина и редуктор. В ряде кон-
струкций ТКС для привода газогенератора и запус-
ка основного ГТД используется одна и та же
турбина (одновальный ТКС).
Запуск ТКС выполняется электростартером.
Обычно ротор электростартера с ротором турбо-
компрессора ТКС соединеняется через муфту сво-
бодного хода или через редуктор с небольшим пе-
редаточным отношением и муфту свободного хода.
Отключается электростартер либо по времени,
либо по сигналу центробежного выключателя,
встроенного в электростартер или приводимого от
ротора турбокомпрессора ТКС.
В большинстве конструкций ТКС использу-
ется одноступенчатый центробежный компрессор.
Колесо компрессора устанавливается на одном
валу с одноступенчатой осевой или центростреми-
тельной турбиной. В выполненных конструкциях
иногда используются вращающиеся направляющие
аппараты и, как правило, колесо (крыльчатка) ком-
прессора имеет односторонний вход. На выходе
из колеса применяются безлопаточные и лопаточ-
ные диффузоры, в которых кинетическая энергия
потока воздуха на выходе из колеса преобразует-
ся в энергию давления.
После диффузора и поворота на 90° поток воз-
духа попадает в кольцевую прямоточную или про-
тивоточную камеру сгорания. Часть воздуха через
щели стабилизатора попадает в первичную зону
горения. Другая часть через отверстия для подво-
да вторичного воздуха подмешивается к газам, сни-
жая их температуру до уровня, допускаемого ус-
ловиями прочности сопловых и рабочих лопаток
турбины. Смесь, состоящая из газа и вторичного
воздуха, попадает на лопатки соплового аппарата,
а затем на рабочие лопатки турбины.
677
Глава 11 - Пусковые устройства
В турбине турбокомпрессора одновального
ТКС срабатывается давление, с которым газ под-
водится из камеры сгорания. Если ТКС выпол-
нен со свободной турбиной, то одна часть давле-
ния срабатывается в турбине турбокомпрессора,
а другая часть — в силовой (свободной) турбине.
Давление выходящих газов обычно близко к ат-
мосферному.
После отключения электростартера ТКС вы-
ходит на режим раскрутки ротора запускаемого
двигателя. Ротор ГТД с помощью ТКС раскручи-
вается до частоты вращения, при которой мощ-
ность турбины ГТД становится достаточной для
самостоятельного выхода двигателя на режим «ма-
лого газа». После чего ТКС по сигналу САУ ГТД
отключается - прекращается подача топлива.
Механическое рассоединение выходного вала
ТКС и ротора двигателя осуществляется автомати-
чески с помощью муфты свободного хода.
11.4.3 - Одновальный ТКС
На Рис. 11.4.3 1 представлена конструкция
одновального ТКС С300-75, имеющего мощность
90... 100 л.с. авиационного ТРД АМ-ЗМ самолета
Ту-104. Стартер расположен в коке входного уст-
ройства ГТД и крепится консольно к носку пере-
днего корпуса компрессора и закрывается легкосъ-
емным обтекателем. На выхлопном патрубке
стартера устанавливается заслонка, автоматичес-
ки открываемая только во время запуска. Во время
работы двигателя она закрывается для исключения
авторотации ротора ТКС от набегающего потока
воздуха.
Стартер состоит из турбокомпрессора и ре-
дуктора с гидромуфтой и муфтой свободного хода.
Турбокомпрессор в свою очередь состоит из сле-
дующих основных узлов: крыльчатки центробеж-
ного компрессора 1, камеры сгорания с кольцевой
жаровой трубой 2, одноступенчатой турбины 3
выхлопного патрубка 4. Основным узлом турбо-
компрессора является ротор, представляющий со-
бой вал 5, на одном конце которого укреплена тур-
бина, на другом - крыльчатка центробежного
компрессора.
Вал ротора вращается в подшипниках сколь-
жения 6 и 7, установленных в корпусе компрес-
сора 8.
На дисковой части корпуса компрессора вин-
тами укреплен лопаточный диффузор 9, который
Рисунок 11.4.3_1 - Турбокомпрессорный стартер С300-75
1 - крыльчатка компрессора; 2 - жаровая труба камеры сгорания; 3 - турбина; 4 - вых-
лопной патрубок; 5 - вал ротора; 6 - подшипник скольжения; 7 — подшипник скольже-
ния; 8 - корпус компрессора; 9 - лопаточный диффузор; 10 - крышка; 11 - корпус турби-
ны; 12 - сопловой аппарат; 13 - форсунка; 14 - противопожарный экран; 15 - воздуховод;
16- сетка; 17 - ведущий вал редуктора; 18- ведомый вал редуктора; 19- храповая муф-
та свободного хода; 20 - ведущее колесо гидромуфты; 21 - ведомое колесо гидромуфты;
22 - приводной валик.
678
Глава 11 - Пусковые устройства
Рисунок 11.4.32 - Кинематическая схема турбо-
компрессорного стартера С300-75
1 - электростартер; 2 - кони-
ческие зубчатые колеса; 3 - муф-
та свободного хода роликового
типа; 4 - ведущий вал редукто-
ра; 5 - масляный насос; б - на-
сос-регулятор; 7 - датчик час-
тоты вращения выходного вала
ТКС; 8 - датчик частоты вра-
щения ведущего вала ТКС (рото-
ра турбокомпрессора); 9 - веду-
щее колесо гидромуфты;
10 - зубчатое колесо ведущего
вала редуктора; 11 - ведомое ко-
лесо гидромуфты; 12 - ведомый
вал редуктора; 13 - зубчатое ко-
лесо ведомого вала; 14- храпо-
вик муфты свободного хода;
15 - поводок с собачками;
16- валик привода
вместе с крыльчаткой центробежного компрессо-
ра закрыт крышкой 10. Крышка и корпус компрес-
сора крепятся винтами к корпусу турбины 11, яв-
ляющемуся одновременно кожухом камеры
сгорания.
Камера сгорания стартера кольцевого типа. На
выходе из камеры располагается сопловой аппарат
12, который через переходник крепится вместе с -
камерой сгорания к корпусу компрессора. На ко-
жухе камеры сгорания расположены пять рабочих
форсунок 13, подающих топливо в камеру сгора-
ния, и два воспламеняющих устройства. Топливо
в камеру сгорания подается по касательной. Со сто-
роны турбины к кожуху крепится противопожар-
ный экран 14 и выхлопной патрубок.
Турбокомпрессор крепится к редуктору с по-
мощью воздуховода 15, выполненного для этой
цели в виде силовой фермы. Проточный канал воз-
духовода снаружи закрыт сеткой 16 для зашиты от
попадания посторонних предметов.
Редуктор ТКС двухступенчатый. Кроме пони-
жения частоты вращения редуктор обеспечивает
привод агрегатов, обслуживающих стартер. В кор-
пусе редуктора располагаются все элементы его
конструкции: ведущий вал 17, соединенный с ва-
лом турбокомпрессора, ведомый вал 18, зубчатые
колеса, муфта свободного хода роликового типа
электростартера, гидромуфта, служащая для плав-
ного подключения работающего стартера к двига-
телю, и муфта свободного хода храпового типа 19,
отсоединяющая ТКС от ротора ГТД после его за-
пуска. Передача крутящего момента от ТКС к ро-
тору двигателя осуществляется через приводной
валик 22.
Гидромуфта состоит из ведущего 20 и ведомо-
го 21 колес, которые представляют собой половину
тонкостенного тора, на внутренней поверхности
колес имеются радиальные лопатки. Ведущее ко-
лесо является насосным, а ведомое турбинным.
Крутящий момент от ТКС к ротору двигателя
передается через приводной валик 22.
Кинематическая схема стартера представлена
на Рис. 11.4.3 2.
На корпусе редуктора располагаются все аг-
регаты, обслуживающие стартер. Электростартер 1
коническими зубчатыми колесами 2 соединен с ве-
дущей частью муфты свободного хода роликового
типа 3, расположенной на ведущем валу редуктора
4. Вал 4 жестко связан с ротором турбокомпрессо-
ра. Масляный насос 5, топливный насос-регулятор
6, датчик частоты вращения выходного вала стар-
тера 7 и датчик частоты вращения ведущего вала
8. Кроме них на редукторе специальными кронш-
тейнами крепятся агрегат зажигания и электромаг-
нитный топливный кран.
Ведущее колесо 9 гидромуфты на наружной
поверхности имеет зубчатый венец, который нахо-
дится в зацеплении с зубчатым колесом 10, выпол-
ненным за одно целое с ведущим валом редукто-
ра. Ведомое колесо 11 гидромуфты соединено
с ведомым валом 12. Зубчатое колесо 13 ведомого
вала приводит во вращение храповик 14 храповой
муфты свободного хода. Поводок с «собачками» 15
муфты свободного хода шлицами соединен с ва-
ликом привода 16, который передает крутящий
момент на коробку приводов двигателя.
679
Глава 11 - Пусковые устройства
Принцип работы ТКС СЗ 00-75 следующий.
Для запуска двигателя на самолете включается
главный переключатель. При этом открывается зас-
лонка выхлопного патрубка стартера. После нажа-
тия кнопки «Запуск» включается электростартер,
агрегат зажигания и электромагнитный топливный
кран ТКС. Электростартер раскручивает ротор
стартера через два конических зубчатых колеса
и муфту свободного хода роликового типа. При
достижении необходимого начального давления
топлива насос—регулятор подает его в пусковые фор-
сунки воспламенителей и в основные форсунки
стартера. Свечи зажигания, установленные в восп-
ламенителях, поджигают пусковое топливо, обра-
зовавшийся факел пламени поджигает топливо,
распыляемое основными форсунками. Далее дози-
рование топлива насосом — регулятором произво-
дится в зависимости от давления воздуха за комп-
рессором и от частоты вращения ротора ТКС.
После раскрутки ротора до 4500...5000 об/мин
вступает в работу его турбина, мощность которой
увеличивается с ростом частоты вращения. При
достижении ротором стартера частоты вращения
8000... 12500 об/мин электростартер отключается,
роликовая муфта свободного хода расцепляет его
с ротором, далее стартер самостоятельно выходит
на номинальный режим.
При частоте вращения ротора ТКС 29000 об/мин
начинается постепенное заполнение гидромуфты
маслом. Лопатки ведущего (насосного) колеса гид-
ромуфты создают циркулирующий вращающийся
поток масла, который передает энергию лопаткам
ведомого (турбинного) колеса, плавно приводя его
во вращение. Вращение от ведомого колеса гидро-
муфты передается ротору двигателя через храпо-
вую муфту свободного хода и приводной валик.
После запуска двигателя выключается электромаг-
нитный топливный кран, который перекрывает
подачу топлива в камеру сгорания ТКС. Ротор стар-
тера начинает останавливаться, и храповая муфта
свободного хода расцепляет стартер с ротором дви-
гателя. Во время выбега ротора ТКС сливается мас-
ло из гидромуфты. На этом цикл работы стартера
заканчивается.
11.4.4 - ТКС со свободной турбиной
На Рис. 11.4.4 1 представлена конструкция
ТКС ТКС-48 со свободной турбиной. Стартер ус-
танавливается на авиационный ТРДДФ Д-30Ф6
самолета МиГ-31.
Турбостартер ТКС-48 представляет собой ма-
лоразмерный ГТД со свободной турбиной и пред-
назначен для раскрутки ротора КВД при холодной
прокрутке, ложном запуске и запуске на земле. ТКС
крепится на коробке приводов быстросъемным
хомутом и двумя тягами подкрепления, закреплен-
ными на силовой оболочке ГТД. ТКС имеет масля-
ную и топливную системы, системы запуска и за-
жигания, кислородную систему и термопару для
замера температуры выхлопных газов.
Конструктивно ТКС состоит из турбокомпрес-
сора и свободной турбины с редуктором.
В состав турбокомпрессора входят компрес-
сор, камера сгорания и турбина. Компрессор ТКС
центробежного типа. Крыльчатка 1 компрессора
установлена на вал, который выполнен за одно це-
лое с диском рабочего колеса 2 турбины. Крыль-
чатка компрессора, вал и рабочее колесо турбины
составляют ротор турбокомпрессора. Ротор враща-
ется в шариковом 3 и роликовом 4 подшипниках.
Смазка подшипников принудительная - масло под
давлением подводится через форсунки. Для исклю-
чения утечек масла в газовоздушный тракт со сто-
роны компрессора установлено контактное графи-
товое уплотнение, а со стороны турбины имеется
лабиринтное уплотнение.
Диффузор 5 компрессора радиально-осевой
с двумя рядами спрямляющих лопаток. На внут-
реннем торце корпуса диффузора выполнены че-
тыре узла крепления топливокислородного коллек-
тора 6 с форсунками. На наружной поверхности
корпуса диффузора выполнены узлы крепления
штуцеров подвода топлива и кислорода к форсун-
кам. К диффузору большим фланцем крепится кор-
пус воздуховода 7. На малом фланце корпуса воз-
духовода закреплена ферма воздуховода 8, входная
часть которой закрыта сеткой 9. Ферма воздухово-
да и корпус воздуховода образуют противопомпаж-
ную полость 10. На малый фланец фермы возду-
ховода установлен электростартер 11с ведущей
частью муфты свободного хода 12 храпового типа
с торцевыми зубьями. Ведомый храповик установ-
лен в крыльчатке компрессора. В ведущей части
храповой муфты имеется фрикционная муфта, ко-
торая, проскальзывая, предохраняет элементы
конструкции от поломки при ударе, возникающем
в момент зацепления храповой муфты при вклю-
чении электростартера.
Камера сгорания ТКС трубчато-кольцевого
типа. Она состоит из корпуса 13, жаровой трубы 14
с четырьмя головками и топливно-кислородного
коллектора с четырьмя форсунками. Внутри корпу-
са 13 на стойках приварена силовая труба, в кото-
рой установлены подшипники ротора турбокомп-
рессора и форсунки для их смазки, На обечайке
корпуса приварены фланцы для установки двух
свечей зажигания 15, штуцер дренажа топлива 16,
680
Глава 11 - Пусковые устройства
Рисунок 11.4.4_1 - Турбокомпрессорный стартер ТКС-48
1 - крыльчатка компрессора; 2 - рабочее колесо турбины турбокомпрессора; 3 - шарико-
подшипник; 4 - роликоподшипник; 5 - диффузор; б - топливокислородный коллектор с
форсунками; 7 - корпус воздуховода; 8 - ферма воздуховода; 9 - сетка; 10 - противопом-
пажная полость; 11 - электростартер; 12 - ведущая часть храповой муфты; 13 - корпус
камеры сгорания; 14 - жаровая труба; 15- свеча зажигания; 16- штуцер дренажа;
17 - штуцер слива масла; 18- штуцер подвода масла; 19- сопловой аппарат; 20 - ротор
свободной турбины; 21 - роликоподшипник 22 - шарикоподшипник; 23 - корпус свободной
турбины; 24 - обод; 25 - выхлопной патрубок; 26 - выхлопной фланец; 27-улитка;
28 - корпус редуктора; 29 - ведущая шестерня; 30 - ведомое зубчатое колесо первой сту-
пени; 31 - шестерня-валик;32 - колокольное зубчатое колесо; 33 - муфта свободного хода;
34 - заглушка отверстия слива масла; 35 - штуцер подвода масла.
штуцер слива масла 17, штуцер подвода масла 18
к подшипникам ротора турбокомпрессора.
Турбина турбокомпрессора одноступенчатая
и состоит из соплового аппарата 19 и рабочего ко-
леса с лопатками. Лопатки закреплены в диске при
помощи замков «елочного» типа.
Свободная турбина представляет собой ротор
20, который включает рабочее колесо, состоящее
из диска и лопаток, соединенных с диском при по-
мощи замков «елочного» типа. Диск турбины вы-
полнен за одно целое с валом. Ротор свободной
турбины вращается в роликовом 21 и шариковом
22 подшипниках, установленных в корпусе свобод-
ной турбины 23. Смазка подшипников принуди-
тельная, производится подводом масла через фор-
сунки под давлением. Для исключения утечек
масла со стороны роликового подшипника имеет-
ся контактное графитовое уплотнение. Для улуч-
шения герметичности и охлаждения уплотнение
наддувается сжатым воздухом, отбираемым из на-
ружного контура ГТД. Полость наддува образова-
на с одной стороны лабиринтным уплотнением,
а с другой - графитовым уплотнением.
Над рабочими колесами турбины турбокомпрес-
сора и свободной турбины установлен являющийся
корпусом обод 24 с легко истираемые вставками, ко-
торые позволяют обеспечивать минимальные ради-
альные зазоры между рабочими лопатками и корпу-
сом с целью повышения к.п.д.
Свободная турбина не имеет соплового аппа-
рата, поэтому ее ротор вращается против направ-
ления вращения ротора турбокомпрессора. Исклю-
чение соплового аппарата позволило сократить
массу и осевой габарит ТКС. Учитывая, что при
запуске двигателя свободная турбина не имеет ста-
ционарного режима, а только раскручивается от не-
подвижного состояния до максимальной частоты
вращения при постоянном режиме работы турбо-
компрессора, то оптимальный угол входа газа на
рабочие лопатки свободной турбины обеспечива-
ется только на одной определенной частоте ее вра-
щения, как и при наличии соплового аппарата.
681
Глава 11 - Пусковые устройства
Поэтому общие потери к.п.д. турбостартера из-за
отсутствия соплового аппарата свободной турби-
ны практически отсутствуют.
После свободной турбины отработанные газы
направляются в сварной выхлопной патрубок 25.
К обечайке кожуха приварены фланец 26 для креп-
ления самолетного выхлопного патрубка, двухсто-
ронняя улитка 27, штуцер для установки термопа-
ры, которая является датчиком температуры
выхлопных газов, а также штуцер дренажа утечек
из топливно-масляного агрегата.
Редуктор предназначен для понижения частоты
вращения от свободной турбины к муфте сцепления
с ГТД, а также для привода центробежного выклю-
чателя. Редуктор двухступенчатый шестипоточный.
Состоит из корпуса 28, установленной на валу рото-
ра свободной турбины ведущей шестерни 29, шести
ведомых зубчатых колес 30 первой ступени, соеди-
ненных с шестью шестернями-валиками 31 (являют-
ся ведущими шестернями второй ступени), и коло-
кольного зубчатого колеса 32 с внутренними зубьями.
Колокольное зубчатое колесо связано с муфтой сво-
бодного хода 33.
Муфта свободного хода храпового типа с тор-
цевыми зубьями конструктивно входит в состав
редуктора. Крутящий момент от муфты свободно-
го хода к коробке приводов ГТД передается через
шлицевой валик.
Подвод масла к редуктору и подшипникам
свободной турбины выполнен от электропривод-
ного топливомасляного агрегата. Смазка внутри
редуктора барботажная (разбрызгиванием масла
вращающимися деталями). Масла из редуктора
слив в коробку приводов ГТД через окно с сетча-
тым фильтром в торце корпуса редуктора. На кор-
пусе редуктора выполнены отверстия для слива
и заливки масла в масляную полость редуктора.
Отверстия заглушены заглушками 34.
На корпусе редуктора также имеются фланец
для установки центробежного выключателя, шту-
цер для подвода воздуха на наддув уплотнения сво-
бодной турбины (на рисунке не показаны) и шту-
цер подвода масла 35.
Центробежный выключатель (см. Рис. 11.4.4 2)
предназначен для отключения стартера при дости-
жении свободной турбиной максимальной часто-
ты вращения. Центробежный выключатель состо-
ит из зубчатого колеса 1, рычага 5, толкателя 6
и микровыключателя 7. Внутри зубчатого колеса
1 помещен центробежный датчик 2 со штоком 3
и пружиной 4. Полость с микровыключателем 7
при помощи манжеты 8 отделена от масляной по-
лости, в которой находится зубчатое колесо с цен-
тробежным датчиком. Зубчатое колесо центробеж-
Рисунок 11.4.4_2 - Центробежный выключатель
1 - зубчатое колесо; 2 - центро-
бежный датчик; 3 - шток;
4 ~ пружина; 5 - рычаг; б - тол-
катель; 7 - микровыключатель;
8 - манжета; 9 - корпус
ного выключателя установлено в корпусе 9 в двух
шарикоподшипниках и приводится во вращение от
одного из ведомых зубчатых колес первой ступени
редуктора ТКС.
Принцип работы ТКС-48 следующий. ТКС за-
пускается электростартером, который передает кру-
тящий момент на ротор турбокомпрессора через
муфту свободного хода торцевого типа. Атмосфер-
ный воздух через защитную сетку воздуховода по
каналу поступает на крыльчатку, а затем в лопа-
точный диффузор компрессора. В диффузоре ско-
ростная энергия воздушного потока преобразует-
ся в энергию давления.
Из диффузора сжатый воздух поступает в ка-
меру сгорания, куда через четыре топливокисло-
родные форсунки впрыскивается мелко распылен-
ное топливо. Топливо воспламеняется от двух
свечей зажигания. Для обеспечения надежного
розжига топлива в это время в форсунки подает-
ся кислород. После розжига агрегат зажигания
и подача кислорода отключаются. Г азы, образо-
вавшиеся в результате сгорания топлива, и избы-
точный воздух, который подмешивается к ним для
снижения температуры, поступают на турбину тур-
бокомпрессора и свободную турбину.
682
Глава 11 - Пусковые устройства
Отработанные газы выбрасываются в атмос-
феру через выхлопной патрубок. При достижении
ротором турбокомпрессора частоты вращения, при
которой его турбина начинает развивать мощность,
достаточную для вращения компрессора, электро-
стартер отключается, и турбокомпрессор самосто-
ятельно выходит на номинальный режим. Для это-
го подача топлива в камеру сгорания увеличивается
пропорционально росту давления воздуха за ком-
прессором. Во время выхода турбокомпрессора на
режим увеличивается и крутящий момент, разви-
ваемый свободной турбиной. Когда он становится
достаточным для страгивания через редуктор ро-
тора запускаемого двигателя, начинается его рас-
крутка.
При достижении ротором двигателя заданной
частоты вращения по сигналу САУ прекращается
подача топлива в камеру сгорания и ТКС выклю-
чается, его муфта свободного хода расцепляется.
Если свободная турбина ТКС достигнет предельно
допустимой частоты вращения из-за поломки в ки-
нематической цепи передачи крутящего момента
к двигателю или из-за отказа в САУ двигателя, дат-
чик центробежного выключателя перемещает шток,
который через рычаг и толкатель нажимает кнопку
микровыключателя. Микровыключатель выдает
сигнал на выключение ТКС. Более подробно рабо-
та систем ТКС-48 приведена ниже.
11.4.5 - Особенности систем ТКС
Поскольку ТКС представляет собой малораз-
мерные ГТД, для обеспечения их работы требуют-
ся системы:
-	пусковая и зажигания;
-	топливопитания и регулирования;
-	смазки.
Эти системы аналогичны системам полнораз-
мерных ГТД, но большинство из них имеют зна-
чительно упрощенные схемы.
В качестве пусковой системы ТКС, как пра-
вило, применяется электрическая система посто-
янного тока с номинальным напряжением 27 В.
Располагаемая мощность электростартера зависит
от выходной мощности ТКС и обычно не превы-
шает 3 КВт.
Для запуска ТКС чаще всего используются
электростартеры прямого действия, которые пред-
ставляет собой электродвигатель постоянного тока
последовательного возбуждения закрытого типа. Вал
электростартера соединяется с ротором турбостар-
тера через муфту свободного хода. Обычно в сос-
тав таких электростартеров входит центробежный
выключатель для автоматического отключения
электрического питания с целью исключения их
раскрутки до частоты вращения выше предельно
допустимой. Система питания электростартера
двухпроводная от бортовой аккумуляторной бата-
реи или от аэродромных источников питания. Элек-
тростартер обеспечивает проведение запуска, лож-
ного запуска или холодной прокрутки ТКС.
Длительность включения обычно не превышает
10... 15 секунд.
Для розжига камеры сгорания ТКС применя-
ются автономные низковольтные системы зажига-
ния с агрегатом зажигания и полупроводниковыми
свечами. Свечи зажигания устанавливаются непос-
редственно в камере сгорания в районе фронтово-
го устройства.
Вместо непосредственного розжига использу-
ются также блоки факельного зажигания (воспла-
менители) для получения пускового факела. Вос-
пламенитель включает в себя свечу и пусковую
форсунку, питание которой осуществляется от от-
дельного источника давления, либо от топливного
насоса ТКС с краном, который включается на вре-
мя, необходимое для розжига камеры сгорания.
Системы зажигания ТКС аналогичны систе-
мам зажигания полноразмерных двигателей.
На сверхзвуковых самолетах, когда для основ-
ных двигателей применяется тяжелое высоко кипя-
щее топливо, используемое также для работы ТКС,
иногда для надежного розжига при низкой темпе-
ратуре окружающего воздуха в камеру сгорания
подается кислород. Для этого на ТКС применяются
двухконтурные топливокислородные форсунки. Из
имеющегося на борту самолета баллона кислород
через включающийся на время розжига кислород-
ный электропневмоклапан и обратный клапан по-
ступает во второй контур форсунок и смешивает-
ся с топливом, которое распыляется первым
контуром. Обратный клапан исключает заполнение
кислородной системы топливом из первого конту-
ра форсунок после отключения подачи кислорода.
Во время запуска необходимая последователь-
ность и продолжительность работы агрегатов раз-
личных систем ТКС и их электрических элемен-
тов, а также ограничение продолжительности
работы самого ТКС осуществляется программным
механизмом и комплектом электромагнитных реле,
которые входят в состав автомата пуска двигателя
(пусковой панели), также применяемого для запус-
ка основного двигателя.
В последнее время для обеспечения необхо-
димой циклограммы работы ТКС используются
электронные регуляторы двигателей.
Система топливопитания и регулирования
предназначена для подачи топлива в ТКС в коли-
683
Глава 11 - Пусковые устройства
честве, необходимом для каждого момента време-
ни работы, и обеспечивает:
-	запуск;
-	поддержание необходимого режима работы;
-	возможность полного прекращения подачи
топлива при отключении ТКС.
У ТКСЭ система топливопитания и регулиро-
вания обеспечивает также поддержание постоян-
ной частоты вращения выходного вала в режиме
энергоузла.
Система топливопитания и регулирования
ТКС состоит из насоса для создания необходимо-
го давления топлива, регулятора и форсунок.
Обычно насос и регулятор выполняются в виде
объединенного агрегата —насоса-регулятора, при-
водимого от ротора ТКС через соответствующую
зубчатую передачу. Такой агрегат имеет сходство
с насосом-регулятором полноразмерного двигате-
ля с гидромеханической системой топливопитания
и регулирования, но в значительно упрощенном
виде. В связи с низким потребным давлением топ-
лива в насосах-регуляторах ТКС применяются ше-
стеренные насосы вместо плунжерных. Ранее на
ТКС в качестве рабочего топлива для облегчения
розжига иногда использовался бензин. Для этого
на ЛА размещался бак с пусковым топливом.
В некоторых случаях топливный насос и мас-
ляный насос выполняются с приводом от одного
электродвигателя и образуют топливомасляный
агрегат, в который встраиваются и элементы регу-
лирования.
Обычно количество топлива, подаваемого
в камеру сгорания ТКС, является функцией час-
тоты вращения ротора турбокомпрессора или ча-
стоты вращения свободной турбины при работе
в режиме энергоузла у ТКСЭ. Для этого приме-
няются центробежные регуляторы с необходи-
мыми корректировками.
Система топливорегулирования ТКС-48 име-
ет другую схему. Регулирование подачи топлива на
установившемся режиме у этого турбостартера
осуществляется по параметру рк (степень повыше-
ния давления воздуха в компрессоре). Описание
такой системы приведено далее.
Для регулирования подачи топлива в ТКС
могут также применяться электронно-гидравличес-
кие системы.
ТКС обычно работает на том же масле, что
и основной двигатель, поэтому масло для его смаз-
ки забирается из маслобака двигателя. Шестерен-
ный маслонасос, приводимый через зубчатую пе-
редачу от ротора ТКС или от электродвигателя, под
давлением подводит масло для смазки подшипни-
ков, зубчатых колес привода агрегатов и редукто-
ра. У ТКС с гидромуфтой масло от маслонасоса
также подается на ее заполнение. В некоторых кон-
струкциях ТКС масло используется для охлажде-
ния контактных уплотнений турбины и компрес-
сора. Для ограничения максимального давления
масла в системе смазки маслонасос обычно имеет
редукционный клапан, который при превышении
давления в системе сливает часть масла с выхода
на вход в насос.
11.4.5.1 - Системы турбокомпрес-
сорного стартера ТКС-48, принцип
работы
Схема систем (кроме системы зажигания),
обеспечивающих работу ТКС-48 (далее - турбо-
стартера), приведена на Рис. 11.4.5.1 1.
При нажатии на кнопку «Запуск» начинает
работу программный механизм автомата пуска дви-
гателя (АПД-58А) 1, который по заданной циклог-
рамме обеспечивает включение и выключение аг-
регатов турбо стартера 2 и двигателя в период
запуска.
С 0-ой секунды АПД-58А включает агрегат
зажигания турбо стартера, обеспечивающий рабо-
ту свечей зажигания. Одновременно через после-
довательно подключенный дополнительный рези-
стор включается электростартер (СТ-115) 3.
Установленная на стартере ведущая часть муфты
свободного хода зацепляется с храповиком, уста-
новленным в крыльчатке, после чего начинается
раскрутка ротора турбокомпрессора ТКС-48. Вклю-
чение электростартера через дополнительный ре-
зистор и наличие в муфте свободного хода фрик-
ционной муфты снижают величину ударного
момента, возникающего при сцеплении муфты сво-
бодного хода.
На 1 -ой секунде включается электродвигатель
4 топливомасляного агрегата (агрегат 4105) 5, ко-
торый начинает раскручивать шестеренные насо-
сы, создающие давление топлива (насос 6) и масла
(насос 8) перед топливомасляным электромагнит-
ным клапаном 10. Топливо поступает из топлив-
ной системы двигателя через фильтр 7. Масло по-
ступает из маслобака двигателя 9.
На 2-ой секунде включается кислородный
электропневмоклапан 11 - открывает подачу кис-
лорода из баллона 12 через редуктор 13, понижа-
ющий давление до необходимого уровня, а также
через обратный клапан 14 во второй контур фор-
сунок турбостартера. На 2-ой секунде также вклю-
чается топливомасляный электромагнитный клапан
10. При этом топливо с выхода агрегата 4105 через
полностью открытое топливным дозирующим зо-
684
Глава 11 - Пусковые устройства
лотником 15 проходное сечение ограничителя лк
(агрегат 4081) 16 и масло с выхода агрегата 4105
начинают поступать в турбостартер. Топливо, по-
ступающее в камеру сгорания через первый контур
форсунок, смешивается с кислородом, поступаю-
щим через второй контур форсунок, и воспламе-
няется работающими свечами зажигания. Для улуч-
шения распыления топлива оно в это время
подается с повышенным давлением (с так называ-
емым давлением «броска»). Величина этого дав-
ления определяется количеством топлива, сливае-
мого с выхода на вход топливного насоса агрегата
4105 через клапан «броска», проходное сечение
которого регулируется винтом 17, а также через
проходное сечение клапана регулятора 18. В это
время работа турбостартера из-за повышенного
давления топлива сопровождается повышенной
температурой газа на выходе из камеры сгорания.
При достижении ротором турбокомпрессора
частоты вращения 18500...20500 об/мин электро-
стартер СТ-115 отключается по сигналу встроен-
ного в него центробежного выключателя. Предус-
мотрено также отключение электростартера по
времени через 10 секунд программным механиз-
мом АПД-58А. Дальнейшая раскрутка ротора тур-
бокомпрессора продолжается за счет избыточной
мощности его турбины.
В момент выключения электростартера вклю-
чается электромагнитный клапан 19 агрегата 4105,
открывающий дополнительный слив топлива с вы-
Рисунок 11.4.5.1_1 - Системы обеспечения работы ТКС-48
1 - автомат пуска двигателя АПД-58А: 2 - турбостартер; 3 - электростартер;
4 - электродвигатель; 5 - топливомасляный агрегат 4105; б - топливный насос;
7 - фильтр; 8 - масляный насос; 9 - маслобак; 10 - топлвомасляный электромагнит-
ный клапан; 11 - электропневмо-клапан; 12 - кислородный баллон; 13 - редуктор кисло-
родный; 14 - обратный клапан; 15 - дозирующий золотник; 16 - ограничитель пк(агре-
гат 4081); 17 - винт регулировки давления «броска»; 18 - клапан - регулятор;
19- электромагнитный клапан; 20 - винт регулировки «начального» давления; 21 - ре-
сивер; 22 - регулировочный винт; 23 - рычаг; 24 - мембрана; 25 - жиклер; 26 - винт ре-
гулировки пк; 27 - жиклер; 28 - игла термокорректора; 29 - выходной жиклер;
30 - эжектор; 31 - термопакет; 32 - рычаг; 33 - штуцер охлаждения; 34 - регулировоч-
ный винт; 35 - сливной обратный клапан;36 - обратный клапан; 37- отверстие сли-
ва масла: 38 - дренажный штуцер
685
Глава 11 - Пусковые устройства
хода насоса на его вход через клапан-регулятор 18,
у которого проходное сечение отрегулировано вин-
том 20. При этом давление топлива на форсунках
уменьшается до величины так называемого «началь-
ного» давления. Температура газа на выходе из ка-
меры сгорания снижается до номинальной. По мере
раскрутки ротора турбокомпрессора растет давле-
ние за компрессором, которое подводится к силь-
фону клапана-регулятора 18 через ресивер 21.
Удлиняясь по мере увеличения давления воздуха,
сильфон прикрывает клапан-регулятор, уменьшая
количество топлива, сливаемого на вход в насос. Это
приводит к увеличению давления топлива, подава-
емого в форсунки, пропорционально увеличению
избыточного давления воздуха за компрессором.
Ресивер (бачок емкостью 500 см3) в магистрали
подвода воздуха к сильфону клапана-регулятора
обеспечивает динамическое запаздывание увели-
чения расхода топлива на разгоне, благодаря чему
исключается неустойчивая работа и срыв пламени.
Максимальная величина давления топлива на вы-
ходе из агрегата 4105 ограничивается настройкой
редукционного клапана при помощи винта 22.
На 10-ой секунде АПД-58А отключает подачу
кислорода и выключает агрегат зажигания. По мере
раскрутки ротора турбокомпрессора вступает в ра-
боту свободная турбина турбокомпрессорного стар-
тера, которая через редуктор и муфту свободного
хода храпового типа начинает раскручивать ротор
запускаемого двигателя.
После достижения ротором турбокомпрессо-
ра частоты вращения, при которой степень повы-
шения давления в компрессоре 7ГК станет равной
заданной, вступает в работу ограничитель 7ГК (аг-
регат 4081) 16. Топливный дозирующий золотник
15 агрегата имеет возможность перемещаться ры-
чагом 23, связанным с мембраной 24, являющейся
чувствительным элементом, и занимающей равно-
весное положение, зависящее от давлений воздуха
в полостях «А» и «Б». Полость «А» непосредствен-
но соединена с атмосферой, а в полость «Б» под-
водится редуцированное давление воздуха, отби-
раемого после компрессора турбостартера. При
изменении условий, определяющих ^компрессо-
ра, изменяется величина редуцируемого давления
в полости «Б». Вследствие этого равновесие при-
ложенных к мембране сил нарушается, и мембра-
на начинает прогибаться. Величина и направление
прогиба зависят от величины и характера измене-
ния 7ГК от заданного значения. Перемещение мемб-
раны через рычаг передается топливному дозиру-
ющему золотнику, который изменяет подачу
топлива в форсунки до тех пор, пока равновесие сил
на мембране не восстановится, т.е. пока величина
7ГК не примет заданное значение. Редуцируемое дав-
ление подводимого в полость «Б» от компрессора
воздуха определяется проходным сечением жикле-
ра 25, которое может изменяться регулировочным
винтом 26 заданного значения 7ГК, а также проход-
ным сечением жиклера 27, изменяемым в процес-
се работы иглой 28 термокорректора. С целью обес-
печения точности работы агрегата 4081 за счет
получения сверхкритического перепада давления
на выходном жиклере 29 редуктора, за ним уста-
новлен создающий разрежение эжектор 30. Работа
эжектора обеспечивается подводом к нему возду-
ха из-за компрессора турбостартера.
При изменении температуры воздуха на входе
в турбостартер агрегат 4081 с помощью термокор-
ректора обеспечивает коррекцию заданного значения
7ГК Для этого воздух из противопомпажной полости
компрессора, температура которого близка к темпе-
ратуре воздуха на входе, подводится к состоящему
из биметаллических пластин термопакету 30 и выб-
расывается в атмосферу. Этим обеспечивается по-
стоянный теплообмен между пластинами и подво-
димым воздухом. При изменении температуры
подводимого воздуха термопакет изменяет свои
размеры и через рычаг 32 перемещает иглу 28, тем
самым также изменяя проходное сечение жикле-
ра. Это приводит к изменению подводимого в по-
лость «Б» редуцируемого давления. Вследствие
нарушения действующих на мембрану равновесия
сил она устанавливается в новое равновесное по-
ложение, что приводит к изменению заданной ве-
личины 7ГК. Благодаря термокорректору мощность
турбостартера сохраняется постоянной - равной
120 л.с. при температуре воздуха на входе выше
+ 15°С и пропорционально повышается до 150 л.с.
при снижении температуры воздуха на входе от
+ 15°С до —50°С. Этим обеспечивается надежный
запуск двигателя при низких температурах окру-
жающего воздуха.
Для охлаждения агрегатов 4105 и 4081 в про-
цессе работы двигателя используется топливо, ко-
торое подводится к штуцеру 33, отбираемое после
подкачивающего насоса двигателя и сливаемое
после прокачки агрегатов на вход в топливную си-
стему двигателя.
После открытия на 2-ой секунде топливомас-
ляного электромагнитного клапана масло, подавае-
мое от насоса агрегата 4105 на смазку турбостарте-
ра, разделяется на выходе из тройника на два
раздельных канала, обеспечивающие смазку турбо-
компрессора и редуктора ТКС со свободной турби-
ной. Максимальное давление масла ограничивает-
ся редукционным клапаном, который регулируется
винтом 34.
686
Глава 11 - Пусковые устройства
Масло, подаваемое на смазку турбокомпрессо-
ра, через штуцер на корпусе камеры сгорания по-
ступает в продольный канал, расположенный в вер-
хней части силовой трубы корпуса камеры сгорания,
откуда через жиклеры в торцах канала подается на
подшипники ротора турбокомпрессора. После смаз-
ки и охлаждения подшипников масло попадает в по-
лость в нижней части силовой трубы корпуса ка-
меры сгорания, откуда масловоздушная смесь из
отработанного масла и воздуха, проникающего
через лабиринтное уплотнение подшипника тур-
бины, под небольшим давлением, создаваемым
воздухом, сливается через сливной обратный кла-
пан 35 в коробку приводов двигателя.
Масло, подаваемое на смазку редуктора и под-
шипников свободной турбины, через обратный
клапан 36 подается к штуцеру на корпусе редукто-
ра и через каналы в корпусе турбины поступает
в кольцевую полость между корпусом и обоймой
в корпусе. Из этой полости масло по двум жикле-
рам в обойме, подается на подшипники свободной
турбины, а по фрезерованному каналу в корпусе
ротора свободной турбины - на охлаждение торце-
вого графитового уплотнения, размещенного со
стороны диска свободной турбины.
После смазки подшипников свободной турби-
ны и охлаждения уплотнения масло по фрезерован-
ному каналу в нижней части корпуса ротора сво-
бодной турбины сливается в полость редуктора,
где, разбрызгиваясь шестернями, смазывает их
и подшипники редуктора. Из полости редуктора
масло сливается в коробку приводов двигателя че-
рез два отверстия 37, обеспечивающие постоянное
наличие в полости редуктора масла с определен-
ным уровнем, необходимым для смазки редуктора
при последующем запуске. Суфлирование полос-
ти редуктора производится через третье верхнее
отверстие, расположенное в корпусе редуктора.
Сливные обратные клапаны исключают воз-
можность попадания масла и его паров из двига-
теля в систему стартера при неработающем турбо-
стартере. Для обеспечения смазки редуктора при
первом запуске после замены турбостартера, а так-
же после слива масла из него, в полость редуктора
через специальный штуцер выполняется разовая
заливка масла, на котором эксплуатируется двига-
тель, в количестве 0,5...0,7 дм3. В процессе эксп-
луатации дозаправка и смена масла в редукторе
ТКС не требуется.
При достижении ротором турбостартера за-
данной частоты вращения САУ запускаемого дви-
гателя выключает турбо стартер. Дополнительно
турбостартер может выключаться по времени че-
рез 100 секунд, которое заложено в циклограмму
программного механизма агрегата АПД-58А, и по
сигналу центробежного выключателя при дости-
жении свободной турбиной предельной частоты
вращения. Для выключения турбостартера отклю-
чаются топливомасляный электромагнитный кла-
пан и электродвигатель агрегата 4105.
При ложном запуске турбостартера, который
проводится без поджига топлива, несгоревшее топ-
ливо из камеры сгорания и конденсат из воздуш-
ного тракта компрессора через дренажный штуцер
38 сливаются в самолетный выхлопной патрубок.
11.5 - Гидравлические пусковые ус-
тройства ГТД
Гидравлическое пусковое устройство являет-
ся частью пусковой системы ГТД. Гидравличес-
кая пусковая система - это система, обеспечиваю-
щая раскрутку ротора ГТД в процессе его запуска
пусковым устройством, использующим энергию
давления рабочей жидкости, которой чаще всего
является масло. Гидравлические моторы, приме-
няемые в качестве стартеров, преобразуют энергию
давления потока рабочей жидкости в механичес-
кую энергию.
На современных ЛА для различных целей
в системах привода широко используется гидрав-
лика с использованием объемных гидравлических
машин, элементы которых непрерывно совершен-
ствуются. Поэтому на некоторых ЛА может ока-
заться целесообразным использование гидравли-
ческого пускового устройства для запуска ГТД.
Давление рабочей жидкости обычно обеспе-
чивается насосной станцией, имеющей электро-
привод. Давление рабочей жидкости в системе
может достигать 400 кгс/см2, а ее прокачка —
600 дм3/мин. Насосная станция представляет собой
достаточно сложный агрегат, основой которого яв-
ляется регулируемый или нерегулируемый гидро-
насос. Регулируемый гидронасос приводится элек-
тродвигателем, имеющим постоянную частоту
вращения, а для привода нерегулируемого гидро-
насоса необходим регулируемый электропривод.
В состав насосной станции входят клапаны, обес-
печивающие необходимый режим работы, предох-
ранительные клапаны, фильтры, датчики. Если
насосная станция предназначена для запуска не-
скольких ГТД, то на ее выходе устанавливается
гидрораспределитель, который направляет рабо-
чую жидкость в гидростартер ГТД, выбранного для
запуска. Для управления насосной станцией при-
меняется электронная система.
Рабочая жидкость может находиться в отдель-
ном баке, расположенном на насосной станции,
687
Глава 11 - Пусковые устройства
также может использоваться масло из маслобака
запускаемого двигателя или из маслобака агрега-
та, для привода которого используется ГТД.
Накопленный опыт применения объемных
гидравлических машин в качестве пускового уст-
ройства для запуска ГТД определил следующие их
преимущества:
1)	высокий к.п.д. всей системы (до 0,8...0,9);
2)	возможность использования обратимости
объемной гидромашины и применять гидростартер
после запуска как гидронасос для самолетных
нужд, что снижает массу вспомогательных систем
на борту;
3)	обеспечение близкого соответствия харак-
теристик гидростартера и двигателя в процессе
запуска;
4)	минимальное количество агрегатов, разме-
щаемых на двигателе;
5)	отсутствие редуктора у систем малой мощ-
ности, что способствует снижению массы пуско-
вой системы и повышает ее надежность.
6)	низкая стоимость технического обслужи-
вания и обеспечение возможности быстрого по-
вторного запуска:
7)	отсутствие у нерегулируемых гидростарте-
ров электрических элементов, а, следовательно,
и электропроводки к ним, что обеспечивает их
взрывозащищенность при применении в опасной
среде:
8)	невозможность их раскрутки до частоты
вращения, превышающей расчетную, даже при
отсутствии нагрузки.
К недостаткам гидростартера следует отнести:
1) относительную сложность объемных гид-
ромашин типа плунжерных гидромоторов и гид-
ронасосов;
2) меньшую удельную массу системы с гид-
ропередачей по сравнению с удельной массой дру-
гих систем лишь при небольшой мощности, поэто-
му они нашли применение, в основном, для
наземных ГТД.
11.5.1 - Конструкция гидравличес-
ких стартеров
Гидравлические стартеры конструктивно под-
разделяются на гидростартеры с нерегулируемым
расходом рабочей жидкости и гидростартеры с ре-
гулируемым расходом. В основном практическое
применение нашли гидростартеры с нерегулируе-
мым расходом.
Гидростартер с нерегулируемым расходом
рабочей жидкости чаще всего представляет со-
бой реверсивный плунжерный аксиальный
гидромотор с вращающимся цилиндровым блоком,
наклоненным относительно оси вала, и осевым
расположением плунжеров внутри него. В качестве
гидро стартеров могут также применяться плун-
жерные гидромоторы, у которых ось цилиндрово-
го блока совпадает с осью вала, но имеющие на-
клонную опорную шайбу. Иногда оси цилиндров
вместо аксиального расположения могут выпол-
няться с наклоном относительно оси блока.
Распределительные устройства гидростарте-
ров также могут иметь различную конструкцию -
золотниковые, клапанные и др.
Частота вращения гидростартера определяет-
ся величиной прокачки рабочей жидкости, а раз-
виваемый крутящий момент зависит от ее давле-
ния.
Поскольку, гидравлический стартер является
машиной с возвратно-поступательным движением
элементов конструкции, максимальная частота вра-
щения его выходного вала зависит от габаритов.
Гидростартеры с большой мощностью имеют
большие габариты и небольшую частоту враще-
ния. В связи с этим гидростартеры малой мощно-
сти могут соединяться с ГТД через муфту свобод-
ного хода напрямую, а гидростартеры большой
мощности требуют постановки дополнительного
мультипликатора, повышающего частоту враще-
ния. В этом случае муфта свободного хода встраи-
вается в мультипликатор.
Конструкция плунжерного аксиального гид-
ростартера с наклонным цилиндровым блоком по-
казана на Рис. 11.5.1 1.
Вал 1 гидростартера в связи с большими осе-
выми и радиальными нагрузками установлен в кор-
пусе 2 на двух шариковых и одном роликовом под-
шипниках 3. С валом жестко связана опорная
шайба 4. Цилиндровый блок 5 размещен в корпу-
се блока 6 и его ось отклонена от оси вала. Цилин-
дровый блок приводится во вращение от вала че-
рез двойной универсальный шарнир 7, который
обеспечивает равенство угловых скоростей. Опо-
рой цилиндрового блока служит шарикоподшип-
ник 8, установленный на опоре 9, закрепленной
в крышке 10. В крышке выполнены отверстия для
подвода рабочей жидкости из магистрали нагнета-
ния 11 и отвода жидкости в магистраль слива 12.
В крышке также закреплен золотник 13с двумя
серповидными отверстиями, через которые при
вращении цилиндрового блока через отверстия в -
его торце рабочая жидкость подводится в цилинд-
ры во время рабочего хода плунжеров 14 и вытал-
кивается при обратном ходе. Плунжеры при
помощи штоков 15, имеющих сферические шар-
ниры на концах, связаны с опорной шайбой. Слив
688
Глава 11 - Пусковые устройства
Рисунок 11.5.11 - Гидравлический стартер
1 - вал; 2 - корпус; 3 - подшипники; 4 - опорная шайба; 5 - цилиндровый блок; б - корпус
цилиндрового блока; 7-универсальный шарнир; 8 - шарикоподшипник; 9 - опора;
10 - крышка; 11 - подвод рабочей жидкости из магистрали нагнетания; 12 - отвод рабо-
чей жидкости в магистраль слива; 13 - золотник; 14 - плунжер; 15- шток; 16 - штуцер
отвода утечек в дренажную магистраль; 17 - валик - рессора; 18- манжеты
внутренних утечек из гидростартера в дренаж-
ную магистраль производится через штуцер 16.
Передача крутящего момента от вала гидро-
стартера осуществляется валиком рессорой 17,
уплотнение которого выполнено с помощью ман-
жет 18. Вращение вала гидростартера обусловле-
но наличием на опорной шайбе тангенциальной со-
ставляющей силы давления рабочей жидкости на
плунжеры во время рабочего хода.
11.6 - Особенности пусковых
устройств ГТД наземного
применения
Особенностью пускового устройства для ГТД
наземного применения является некритично сть тре-
бований по массе и габаритам, но высокие требо-
вания по взрывозащищенности. При расположении
ГТД в населенных пунктах или вблизи них к пус-
ковому устройству также предъявляются требова-
ния экологии.
689
Глава 11 - Пусковые устройства
Поскольку, в основном, ГТД наземного при-
менения работают на природном газе, в качестве
рабочего тела для пускового устройства может ис-
пользоваться сжатый природный газ. Кроме этого
применяются электрические и гидравлические пус-
ковые устройства.
Применяемый в качестве топлива для ГТД
природный газ в смеси с воздухом взрывоопасен.
Для обеспечения пожаро- и взрывобезопасности
на ГТД применяется режим предварительной про-
дувки проточной части (проточной части ГТД,
канала всасывания и выхлопа) до подачи сигнала
на розжиг камеры сгорания. С этой целью вводит-
ся предварительный режим холодной прокрутки
ротора ГТД, что увеличивает время работы стар-
тера до 5... 12 минут. Это учитывается при проек-
тировании пусковых устройств ГТД наземного
применения.
11.6.1 - Электрические пусковые ус-
тройства
Электрические пусковые устройства для за-
пуска ГТД наземного применения в основном ис-
пользуются в энергетических установках.
Электростартеры ГТД наземного примене-
ния представляют собой обычный асинхронный
трехфазный электродвигатель, к которому от пре-
образователя частоты подводится переменный
электрический ток, частота которого для обеспе-
чения плавной раскрутки изменяется от 0 до рас-
четной, соответствующей максимальной частоте
вращения. В связи с большими габаритами дан-
ных электростартеров они иногда устанавлива-
ются вне ГТД. Передача крутящего момента
к ГТД в этом случае осуществляется специальной
трансмиссией.
Если ГТД конструктивно выполнен по одно-
вальной схеме, то в качестве пускового устройства
используется генератор энергетической установки.
В этом случае применяется свойство обратимости
электрических машин. При раскрутке ротора ГТД
генератор работает в двигательном режиме, после
запуска он автоматически переводится в режим ге-
нерирования электроэнергии.
Электрические пусковые устройства полнос-
тью соответствуют требованиям экологии.
В случаях, когда это требуется по условиям
эксплуатации, электрические пусковые устройства
наземных ГТД выпускаются во взрывозащищенном
исполнении.
11.6.2 - Газовые пусковые устройства
Если ГТД наземного применения работает на
сжатом природном газе, то его можно использовать
и в качестве рабочего тела для запуска ГТД, при-
чем, иногда для этого используют конвертирован-
ные авиационные воздушные турбостартеры. Не-
достатками использования сжатого природного газа
в качестве рабочего тела являются выбросы отра-
ботанного газа в атмосферу, что несколько ухудша-
ет экологию, и достаточно высокая стоимость газа
(на каждый запуск необходимо 75.. .200 кг газа).
Примером газового пускового устройства яв-
ляется газовый турбостартер СтВ-10Г, конверти-
рованный из воздушного турбостартера СтВ-10
авиационного ТРДД Д-30. Мощность турбостар-
тера 75 л.с. Конструкция газового турбостартера
СтВ-10Г представлена на Рис. 11.6.2 1.
Устройство регулирующей заслонки 1 газово-
го турбостартера СтВ-10Г аналогично заслонке
воздушного турбостартера СтВ-10. Заслонка содер-
жит плунжер 2 и управляется электромагнитом 3,
установленным на командном узле. Для ограниче-
ния давления перед турбиной заслонка имеет пнев-
морегулятор 4. Принцип работы таких заслонок
подобен принципу работы заслонки воздушного
турбостартера СтВ-5, описание которой приводи-
лось ранее. Особенностью является отсутствие
дублирующей заслонки. У газового турбо стартера
СтВ-10Г ее роль выполняет специальная перекрыв-
ная заслонка с электромеханизмом, которая уста-
навливается в газовой магистрали подвода пуско-
вого газа к турбо стартеру.
Турбина газового турбостартера СтВ-ЮГ од-
ноступенчатая, состоит из соплового аппарата 5
и ротора 6.
Если у воздушного турбостартера выхлоп от-
работанного воздуха, а также стравливание возду-
ха из подплунжерной полости и от плунжера пнев-
морегулятора осуществляются непосредственно
в атмосферу, то у газового турбостартера отработан-
ный газ и все утечки выводятся в газосборник 7.
К фланцу 8 газосборника присоединяется тру-
бопровод, отводящий отработанный газ в атмосфе-
ру через так называемую «свечу».
С целью исключения утечек газа в окружаю-
щее пространство защитное кольцо 9, предназна-
ченное для удержания обломков ротора турбины
в случае его разрушения, размещено внутри газо-
сборника.
Процесс раскрутки ротора промышленного
ГТД газовым турбостартером несколько отличает-
ся от процесса раскрутки авиационного ГТД воз-
душным турбостартером. Для обеспечения взры-
690
Глава 11 - Пусковые устройства
вобезопасности выполняется задержка включения
регулирующей заслонки стартера после нажатия
кнопки «Запуск». В течение этой задержки проис-
ходит предварительное заполнение газом проточ-
ной части стартера, внутренней полости газосбор-
ника и выхлопной системы и, следовательно,
вытеснение им воздуха во избежание образования
взрывоопасной смеси. Для присоединения трубо-
провода продувки на газосборнике имеется шту-
цер 10.
Редуктор и муфта свободного хода аналогич-
ны соответствующим узлам турбостартера ТКС-48.
Редуктор двухступенчатый шестипоточный.
Состоит из корпуса редуктора 11, установленной
на валу ротора турбины ведущей шестерни 12,
шести ведомых зубчатых колес 13 первой ступе-
ни, соединенных с шестью шестернями-валиками
14 (являются ведущими шестернями второй сту-
пени), и колокольного зубчатого колеса 15 с внут-
ренними зубьями. Колокольное зубчатое колесо
связано с муфтой свободного хода 16.
Муфта свободного хода храпового типа с тор-
цевыми зубьями конструктивно входит в состав
редуктора. Крутящий момент от муфты свободно-
Рисунок 11.6.2_1 - Конструкция стартера СтВ-10Г
1 - регулирующая заслонка; 2 - плунжер; 3 - электромагнит; 4 - пневморегулятор; 5 -
сопловой аппарат; 6 - ротор; 7 - газосборник; 8 - фланец газосборника; 9 - защитное
кольцо; 10 - штуцер продувки; 11 - корпус редуктора; 12 - ведущая шестерня; 13 - ведо-
мое зубчатое колесо; 14 - шестерня-валик; 15 - колокольное зубчатое колесо; 16 - муфта
свободного хода; 17- валик - рессора: 18- штуцер подвода масла; 19- маслоподводящая
трубка: 20 - сетка.
691
Глава 11 - Пусковые устройства
го хода к коробке приводов ГТД передается шли-
цевым валиком-рессорой 17.
В связи со значительно большим временем ра-
боты газового турбостартера по сравнению с авиа-
ционным воздушным в его турбине и редукторе
применен принудительный подвод смазки ко всем
подшипникам и торцевому графитовому уплотне-
нию, что обеспечивает надежную смазку и отвод
выделяющегося тепла от трущихся деталей. Мас-
ло подводится от маслосистемы ГТД через специ-
альный штуцер 18 и маслоподводящую трубку 19.
Слив масла производится через окна в корпусе ре-
дуктора, закрытые сетками 20, в коробку приводов
ГТД.
11.6.3 - Гидравлические пусковые
устройства
Гидравлические пусковые устройства для за-
пуска наземных ГТД применяются когда требует-
ся обеспечить особую взрывобезопасность. К гид-
ростартеру (гидромотору) присоединяются только
трубопроводы подвода жидкости, отвода жидкости
и дренажа внутренних утечек гидромотора. На не-
регулируемом гидромоторе нет электрических аг-
регатов и электропроводки. Насосная станция мо-
жет располагаться в отдельном помещении на
расстоянии до 50...80 м от места расположения
ГТД. Кроме этого гидравлические пусковые уст-
ройства полностью соответствуют требованиям
экологии.
11.7	- Редукторы пусковых
устройств
Редукторы пусковых устройств предназначе-
ны для согласования частоты вращения ротора пус-
кового устройства и ротора ГТД. Редукторы пуско-
вых устройств ГТД имеют некоторые особенности,
к числу которых относятся:
1)	стартеры ГТД имеют малые габариты, по-
этому и редукторы выполняются с учетом этого тре-
бования и с целью получения минимальной массы;
2)	зубчатые колеса проектируются с модулем
зубчатого венца не более 2;
3)	для обеспечения прочности и долговечнос-
ти в малых габаритах редукторы проектируются
многопоточными, где крутящий момент от ведуще-
го зубчатого колеса распределяется на несколько
параллельных потоков - ведомых зубчатых колес.
Кинематические схемы редукторов, приме-
няемых в пусковых устройствах весьма разнооб-
разны. При малых передаточных отношениях
692
применяются одноступенчатые простые или пла-
нетарные передачи. При больших передаточных
отношениях нашли применение двухступенчатые
простые или планетарные передачи, а также ком-
бинированные схемы, у которых первая ступень
выполнена в виде простой передачи, а вторая сту-
пень является планетарной.
Двухступенчатый редуктор с тремя потоками
показан на Рис. 11.3.12. Первая ступень редукции
выполнена в виде простой передачи с зубчатыми
колесами наружного зацепления, вторая ступень
также выполнена в виде простой передачи с веду-
щими зубчатыми колесами наружного зацепления
и ведомым зубчатым колесом внутреннего зацеп-
ления. Ведущие зубчатые колеса второй ступени
изготовлены в виде валика, на одном конце кото-
рого имеются шлицы для соединения с ведомым
колесом первой ступени, а на втором конце непос-
редственно выполнен зубчатый венец.
На Рис. 11.4.4 1 и 11.6.2 1 показана конструк-
ция другого более сложного двухступенчатого ре-
дуктора, имеющего аналогичную схему, который
применяется на турбостартере ТКС-48 и газовом
турбостартере СтВ-ЮГ.
Основное его отличие от предыдущей кон-
струкции — разделение крутящего момента от ве-
дущей шестерни первой ступени нашесть пото-
ков. Разделение на шесть потоков требует
выполнения условия «соседства» зубчатых колес.
Это условие обеспечено тем, что длина ведущей
шестерни увеличена вдвое, а ведомые зубчатые
колеса первой ступени расположены по три шту-
ки в два ряда, сдвинутые друг относительно друга
вдоль оси. Кроме этого, ведомые колеса зубча-
тые первой ступени соединены с ведущими ше-
стернями-валиками второй ступени не шлицами,
а напрессовкой конусными поверхностями. От
проворота они удерживаются силами трения за
счет затяжки гайки.
Такое крепление ведомых зубчатых колес
первой ступени на ведущих шестернях-валиках
второй ступени позволяет подбирать одновремен-
ность зацепления всех зубчатых колес при сбор-
ке редуктора путем проворота на конусах до за-
тяжки гайки.
К особенности данного редуктора следует от-
нести и наличие от него привода центробежного
выключателя стартера. Ведомое зубчатое колесо
центробежного выключателя приводится от ведо-
мого колеса первой ступени редуктора.
Для обеспечения компактности и долговечно-
сти левые опоры шестерен-валиков выполнены на
сдвоенных шариковых подшипниках, а правые
опоры - на специальных игольчатых подшипниках,
Глава 11 - Пусковые устройства
у которых роль внутреннего кольца выполняет на-
ружная поверхность шестерни-валика.
Планетарные редукторы позволяют получить
компактную конструкцию с минимальным количе-
ством деталей, что снижает габариты и массу стар-
тера в целом, но требуют большей точности изго-
товления зубчатых колес. Количество потоков, на
которое распределяется крутящий момент от веду-
щего колеса, определяется количеством сателли-
тов. Кроме этого, в планетарный редуктор легко
встраивается фрикционная муфта, предназначен-
ная для предохранения ГТД от чрезмерных крутя-
щих моментов.
Также на базе планетарного редуктора можно
сравнительно несложно скомпоновать 2-х скорос-
тной привод. Конструкция такого привода была
приведена на Рис. 11.2 3, а кинематическая схема
на Рис. 11.2 4.
Конструкция одноступенчатого планетарного
редуктора электростартера приведена на Рис. 11.2 1.
Конструкция одноступенчатого планетарного
редуктора с встроенной фрикционной муфтой воз-
душного турбостартера СтВ-5 приведена на
Рис. 11.3.1 3.
11.8	- Муфты свободного хода
пусковых устройств
Муфты свободного хода (иногда называются
обгонные муфты) пусковых устройств предназна-
чены для автоматического сцепления пускового ус-
тройства с коробкой приводов или с ротором ГТД
в процессе раскрутки и автоматического расцепле-
ния при отключении стартера.
В конструкции стартеров применяются сле-
дующие муфты свободного хода: роликового типа;
храпового типа с «собачками» или с торцевыми
зубьями.
11.8.1 - Муфты свободного хода ро-
ликового типа
В качестве муфт свободного хода роликового
типа для пусковых устройств ГТД применяются
муфты с цилиндрическими роликами и муфты с эк-
сцентриковыми роликами. Муфта с цилиндри-
ческими роликами применяется в ТКС С-300-75
в кинематической цепи электростартера (см.
Рис. 11.4.3 2) и в стартере-генераторе с двухскоро-
стным редуктором (см. Рис. 11.2 4).
На Рис. 11.8.1 1 приведена конструкция муф-
ты свободного хода с цилиндрическими роликами
электростартера ТКС С-300-75.
Рисунок 11.8.11 - Муфта свободного хода с цилин-
дрическими роликами
1 - ведущее звено; 2 - ролик;
3 - сепаратор; 4 - ведомое звено;
5 - «усик» сепаратора; б - выс-
туп
Она состоит из ведущего звена 1, кинемати-
чески связанного с валом электростартера, роли-
ков 2, размещенных в сепараторе 3, и ведущего
звена 4, связанного с валом турбокомпрессора ТКС.
Каждая рабочая поверхность ведущего звена, кон-
тактирующая с роликом, выполнена по спиральной
кривой и образует суживающийся зазор с рабочей
цилиндрической внутренней поверхностью ведо-
мого звена. Размещение роликов в сепараторе ис-
ключает их перекос и способствует одновременно-
сти работы, Наличие у сепаратора двух отогнутых
«усиков» 5, которые входят в пазы между двумя
выступами 6 на торце ведущего звена, обеспечи-
вает более четкое расклинивание роликов при рас-
цеплении муфты.
Принцип действия муфты следующий. При
включении электростартера начинает вращаться
ведущее звено в направлении, указанном стрелкой
на рисунке. При этом ролики заклиниваются в су-
живающемся зазоре между ведущим и ведомым
звеньями и за счет сил трения вращение от веду-
щего звена передается ведомому звену. После от-
ключения электростартера частота вращения веду-
щего звена уменьшается, в то время как частота
вращения ведомого звена увеличивается. Это при-
водит к тому, что ролики, перекатываясь в более
широкую часть зазора, расклиниваются и, таким
образом, муфта расцепляется. При отставании ве-
дущее звено своими выступами на торце воздей-
ствует на «усики» сепаратора, что способствует
расклиниванию роликов.
693
Глава 11 - Пусковые устройства
Из-за износа роликов подобная муфта не может
применяться при длительной работе в расцепленном
состоянии при вращающемся ведомом звене. При
малых габаритах муфты также невозможна переда-
ча больших крутящих моментов вследствие высоких
контактных напряжений, возникающих в точках кон-
такта роликов с ведушим и ведомым звеном.
Этих недостатков не имеет муфта свободно-
го хода роликового типа с большим количеством
эксцентриковых роликов. Такие муфты применя-
ются в цепи электростартера и в качестве главной
в ТКСЭ ГТДЭ-117. Подобная муфта показана на
Рис. 11.8.1 2а.
Муфта содержит ведущее звено 1 с цилинд-
рической наружной рабочей поверхностью и ведо-
мое звено 2 с цилиндрической внутренней рабо-
чей поверхностью. Между ведущим и ведомым
звеньями в сепараторе 3 размещены ролики 4, име-
ющие рабочие поверхности, описанные дугами
двух эксцентричных окружностей. В пазах, имею-
щихся на торце роликов, располагается замкнутая
браслетная пружина 5, стремящаяся развернуть
ролики в направлении стрелки, показанной на Рис.
11.8.1 26.
Принцип действия муфты. При вращении ве-
дущего звена, связанного со стартером, по часо-
вой стрелке, ролики под действием браслетной
пружины и за счет сил трения разворачиваются
в направлении стрелки (см. Рис. 11.8.1 26). При
этом они заклиниваются между ведущим и ведо-
мым звеньями. За счет сил трения вращение от ве-
дущего звена передается ведомому звену. После от-
ключения стартера частота вращения ведущего
звена уменьшается, в то время как частота враще-
Рисунок 11.8.12 - Муфта свободного хода с эксцен-
триковыми роликами
а) общий вид; б) разворот роли-
ков под действием браслетной
пружины
1 - ведущее звено; 2 - ведомое
звено; 3 - сепаратор; 4 - ролик;
5 - пружина
пня ведомого звена увеличивается. При этом ро-
лики за счет сил трения разворачиваются в проти-
воположном направлении, и муфта расцепляется.
Вращаясь вместе с ведомым звеном, ролики при-
жимаются к его внутренней поверхности за счет
центробежных сил. Поскольку, центр тяжести ро-
ликов смещен от точки опоры, под действием мо-
мента от центробежных сил они стремятся развер-
нуться дальше, преодолевая усилие пружины. При
этом контакт роликов с ведущим звеном пропада-
ет. Это происходит до тех пор, пока частота вра-
щения ведомого звена не уменьшится до величи-
ны, при которой усилие браслетной пружины
превысит момент от центробежных сил, и ролики
снова коснутся наружной поверхности ведущего
звена. При частоте вращения ведомого звена ниже
этой величины можно производить повторное
включение пускового устройства, т.к. муфта будет
готова к сцеплению.
11.8.2 - Муфты свободного хода
храпового типа
Как уже отмечалось, муфты свободного хода
храпового типа подразделяются на муфты с «со-
бачками» и муфты с торцевыми зубьями.
Муфты свободного хода храпового типа с «со-
бачками» широко применяются в конструкциях
Рисунок 11.8.21 - Муфта свободного хода храпово-
го типа с внутренним храпови-
ком (Рисунок любезно предос-
тавлен компанией Honeywell)
1 - храповик (ведущее звено муф-
ты); 2 - поводок (ведомое звено
муфты); 3 - собачка; 4 - пружи-
на собачки
694
Глава 11 - Пусковые устройства
пусковых устройств. Они подразделяются на муф-
ты с внутренним храповиком и муфты с наруж-
ным храповиком. Муфты этого типа применяются
в стартере-генераторе с двухскоростным редукто-
ром (см. Рис. 11.2 3), в воздушном турбостарте-
ре (см. Рис. 11.3.1 2), в ТКС С-300-75 (см.
Рис. 11.4.3 1).
На Рис. 11.8.2 1 показана схема муфты сво-
бодного хода храпового типа с внутренним хра-
повиком. Ведущим звеном ее является храповик
1, имеющий наружные зубья, который соединен
с выходным валом редуктора пускового устрой-
ства. Ведомым звеном является связанный с ГТД
поводок 2, в котором на осях установлены «собач-
ки» 3. Под действием плоских пружин 4 собачки,
поворачиваясь на осях, стремятся войти в зацеп-
ление с храповиком.
Принцип действия муфты. В исходном состо-
янии (пусковое устройство и ГТД не вращаются)
собачки под действием пружин прижаты к храпо-
вику.
При включении пускового устройства храповик
начинает вращаться по часовой стрелке. Торпы его
зубьев упираются в «собачки», которые через оси
передают вращение поводку, связанному с запуска-
емым ГТД. При достижении поводком некоторой
частоты вращения, центробежная сила «собачек»,
стремящаяся вывести их из зацепления с храпови-
ком, начинает превышать усилие пружин. Но «собач-
ки» за счет сил трения между их торцами и торцами
зубьев храповика, возникающих от передаваемого
усилия, остаются в зацеплении с храповиком. Пос-
ле отключения пускового устройства храповик на-
чинает останавливаться. Ротор ГТД и связанный
с ним поводок при этом продолжают увеличивать ча-
стоту вращения. Усилие, передаваемое от храпо-
вика «собачкам», исчезает, следовательно, исчеза-
ют и силы трения, удерживавшие «собачки»
в зацеплении. Поворачиваясь на осях под действи-
ем центробежных сил, преодолевая усилие пружин,
«собачки» выходят из зацепления и не касаются
храповика.
После выключения ГТД происходит уменьше-
ние частоты вращения поводка. При некоторой
частоте вращения центробежные силы «собачек»
становятся меньше усилия пружин и собачки при-
жимаются к неподвижному храповику. Вследствие
этого начинается прощелкивание «собачек» по ско-
шенным поверхностям зубьев храповика, продол-
жающееся до полной остановки поводка. При этом
возникают большие циклические нагрузки на пру-
жины и сами «собачки».
При выборе частоты вращения, при которой
центробежная сила «собачек» начинает превышать
усилие пружин, равной или несколько выше час-
тоты отключения пускового устройства, количество
прощелкиваний «собачек» становится очень боль-
шим. В этом случае трудно обеспечить долговеч-
ность собачек и пружин.
Выбор этой частоты вращения более низкой,
т.е. в рабочем диапазоне частоты вращения выход-
ного вала пускового устройства, может привести
к поломке муфты или редуктора пускового устрой-
ства. Это возможно, например, при неудавшемся
запуске, когда уже пройдена частота вращения, при
которой «собачки» под действием центробежных
сил стремятся выйти из зацепления. После отклю-
чения пускового устройства начинается замедле-
ние вращения ротора ГТД (поводка с «собачками»)
и пускового устройства (храповика). Если в момент
снижения частоты вращения поводка до величи-
ны, при которой центробежные силы уменьшатся
и «собачки» под действием пружин соприкоснут-
ся с храповиком, а частота вращения храповика
окажется выше, то произойдет ударное сцепление
муфты, обычно приводящее к поломке. Это явля-
ется недостатком муфт с «собачками».
Конструктивное исполнение муфты свободно-
го хода храпового типа с наружным храповиком
показано на Рис. 11.8.2 2.
Муфта содержит шлицевой переходник 1, ко-
торый малыми шлицами соединен с выходным ва-
Рисунок 11.8.2_2 - Конструкция муфты свободного
хода с наружным храповиком
1 - шлицевой переходник;
2 - храповик; 3 - поводок;
4 - «собачка»; 5 - ось «собачки»;
6 ~ пружина; 7 - ограничитель
695
Глава 11 - Пусковые устройства
лом редуктора пускового устройства, а на шлицах
большого диаметра установлен наружный храпо-
вик 2, имеющий внутренние зубья, являющийся
ведущим звеном муфты. Внутри наружного хра-
повика расположен поводок 3 с «собачками» 4, ко-
торые имеют возможность поворачиваться на осях
5. На каждой оси имеется пружина кручения 6,
под действием которой «собачка» стремится вой-
ти в зацепление с зубьями храповика. Расположе-
ние центра тяжести «собачки» выбрано таким об-
разом, чтобы при некоторой частоте вращения
момент от центробежной силы «собачки» превы-
шал крутящий момент, создаваемый пружиной кру-
чения, и «собачка» стремилась выйти из зацепле-
ния с храповиком. После выхода из зацепления
«собачка» упирается в ограничитель 7, предназна-
ченный для ограничения угла поворота «собачки».
Поводок является ведомым звеном и своими шли-
цами соединен с коробкой приводов запускаемого
двигателя.
Принцип работы такой муфты аналогичен
принципу работы муфты с внутренним храпови-
ком, аналогичны и ее недостатки.
Муфты свободного хода храпового типа с тор-
цевыми зубьями также широко применяются в сов-
ременных пусковых устройствах (см. Рис. 11.2 1,
11.3.1 3, 11.4.4 1). Эти муфты могут полностью
располагаться внутри пускового устройства, или
ведущая часть муфты может входить в состав пус-
кового устройства, а ведомый храповик может на-
ходиться на запускаемом ГТД. Различным может
быть и конструктивное выполнение элементов
муфты.
Муфта свободного хода храпового типа с тор-
цевыми зубьями, которая применена на газовом
турбостартере СтВ-10Г, показана на Рис. 11.8.2 3.
Муфта состоит из ведомого храповика 1, ус-
тановленного в шарикоподшипнике 2. От осевого
перемещения ведомый храповик зафиксирован гай-
кой. Крутящий момент от ведомого храповика че-
рез валик - рессору 3 передается на коробку при-
водов запускаемого ГТД.
Ведущим элементом храповой муфты являет-
ся шлицевая муфта 4, которая наружными шлица-
ми соединена с колокольным зубчатым колесом 5
редуктора. Шлицевая муфта вращается в двух ша-
рикоподшипниках 6 и 7. В шлицевой муфте штиф-
том жестко закреплен шлицевой валик 8. На глад-
кой поверхности шлицевого валика расположен
пакет тарельчатых пружин 9, а на его шлицах ус-
тановлена винтовая втулка 10, имеющая на наруж-
ном диаметре трехзаходную прямоугольную резь-
бу. Предварительно сжатый с небольшим усилием
пакет тарельчатых пружин и винтовая втулка за-
фиксированы на шлицевом валике гайкой. Внутри
шлицевой муфты расположен ведущий храповик
11с торцевыми зубьями, имеющий на внутренней
поверхности трехзаходную прямоугольную резь-
бу, посредством которой он навернут на винтовую
втулку. На наружном диаметре ведущий храповик
имеет шлицы, срезанные через один зуб, которые
сцеплены с внутренними шлицами 12 шлицевой
муфты, которые также срезаны через один зуб. За
счет срезанных шлиц ведущий храповик имеет воз-
можность поворачиваться в шлицевой муфте на
угол 30°, свинчиваясь с винтовой втулки и переме-
щаясь при этом вдоль оси вправо на 4 мм. Под
шлицами на ведущий храповик приклепана тормоз-
ная втулка 13, к наружной поверхности которой
браслетной пружиной 14 прижимаются бронзовые
тормозные башмаки 15, располагающиеся в непод-
вижном сепараторе. 16. Смазка муфты осуществ-
ляется подводом масла через маслоподводящую
трубку 17.
Рисунок 11.8.23 - Муфта свободного хода храпово-
го типа с торцевыми зубьями:
1 - ведомый храповик; 2 - шари-
коподшипник; 3 - валик - рессо-
ра; 4 - шлицевая муфта; 5 - ко-
локольное зубчатое колесо;
б - шарикоподшипник; 7 - шари-
коподшипник; 8 - шлицевой ва-
лик; 9 - тарельчатая пружина;
16 - винтовая втулка; 11 - веду-
щий храповик; 12 - шлицы, сре-
занные через один зуб; 13 - тор-
мозная втулка; 14- браслетная
пружина: 15 - тормозной баш-
мак; 16- сепаратор; 17 - масло-
подводящая трубка
696
Глава 11 - Пусковые устройства
Принцип действия муфты. При включении
стартера вращение от зубчатого колеса внутренне-
го зацепления через шлицы передается шлицевой
муфте, закрепленному в ней шлицевому валику
и винтовой втулке. При этом из-за наличия окруж-
ного зазора в срезанных через один зуб шлицах вра-
щение не передается ведущему храповику, затор-
моженному тормозными башмаками. Вращающаяся
винтовая втулка за счет трехзаходной резьбы зас-
тавляет свинчиваться с нее неподвижный ведущий
храповик. После перемещения за счет свинчивания
ведущего храповика вправо на 4 мм его торцевые
зубья полностью входят в зацепление с торцевыми
зубьями ведомого храповика. К этому моменту за-
зор в срезанных шлицах выбирается полностью,
шлицы шлицевой муфты и ведущего храповика
соприкасаются, и далее передача крутящего момен-
та осуществляется через эти шлицы.
После отключения стартера ведущий храпо-
вик начинает отставать по скорости вращения от
ведомого храповика. При этом ведомый храповик
скошенными поверхностями своих торцевых зубь-
ев выталкивает ведущий храповик из зацепления.
Но до полной остановки стартера ведущий храпо-
вик будет вновь и вновь стремиться войти в зацеп-
ление с вращающимся ведомым храповиком,
и каждый раз будет отбрасываться. Возникающие
при этом удары демпфируются пакетом тарельча-
тых пружин.
11.9	- Системы смазки пусковых
устройств
Масляная система необходима пусковому ус-
тройству для обеспечения смазки и съема тепла от
трущихся элементов конструкции при его работе.
Пусковые устройства авиационных ГТД работают
кратковременно с неустановившимся режимом ра-
боты, поэтому их масляная система имеет некото-
рые особенности. В настоящее время получили
распространение следующие системы смазки пус-
ковых устройств: автономная и совместная с ГТД.
Автономная масляная система применяется
в основном для смазки ТКС, где требуется при-
нудительная подача масла на узлы опор ротора
турбокомпрессора и свободной турбины. Опоры
турбокомпрессора и свободной турбины имеют
уплотнения для предотвращения утечек масла
в проточную часть ТКС.
Данная система была рассмотрена выше на
примере ТКС-48 (см. раздел 11.4.5.1). Она имеет
автономный маслонасос с приводом от электродви-
гателя, который вступает в работу и отключается
одновременно со стартером. Масло на смазку стар-
тера берется из маслобака ГТД, отработанное мас-
ло сливается в маслосистему ГТД. Смазка редук-
тора барботажная, для обеспечения смазки
редуктора в первоначальный момент раскрутки,
в его полости предусмотрено наличие определен-
ного объема масла. По мере раскрутки ротора ГТД
и, следовательно, появления в его масляной систе-
ме давления масла, происходит пополнение масла
в редуктор через маслоподводящую трубку от ГТД,
слив отработанного масла осуществляется в короб-
ку приводов ГТД.
Разновидностью автономной смазки пусковых
устройств является смазка некоторых воздушных
турбостартеров. В их масляную полость (редуктор
с турбиной) заливается определенное количество
масла, при этом маслосистемы стартера и ГТД не
сообщаются, для чего предусмотрены специальные
уплотнения вращающихся валов. Преимуществом
данной системы является то, что при выходе из
строя стартера, продукты разрушения или износа
деталей не попадают в масляную систему ГТД.
Недостаток системы — разунификация масел стар-
тера и ГТД, т.к. появляется необходимость приме-
нения в стартере специального масла, обладающего
большей смазывающей способностью и термос-
тойкостью. Кроме этого требуется постоянный кон-
троль в эксплуатации свойств масла в стартере и за-
мена его при необходимости. Большое количество
тепла, выделяющееся в редукторе при работе, осо-
бенно при повторных запусках, во избежание пере-
грева требует увеличения количества масла, нахо-
дящегося в редукторе. Это приводит к увеличению
габаритов и массы стартера.
Маслосистема совместная с ГТД нашла ши-
рокое применение на пусковых устройствах. Пре-
имуществом такой системы является обеспечение
обмена масла в маслосистеме стартера и, следова-
тельно, надежной смазки и охлаждения трущихся
деталей. Кроме этого не требуется специального
масла, т.к. масло берется из маслосистемы ГТД и не
требуется специальной операции контроля свойств
масла в стартере при эксплуатации. Недостаток
данной маслосистемы стартера - при выходе из
строя стартера, продукты разрушения или износа
деталей могут попадать в масляную систему ГТД
и наоборот.
Такая маслосистема стартера широко приме-
няется в воздушных и газовых турбостартерах и со-
стоит из постоянного уровня масла в смазываемой
полости и специального подвода масла в стартер из
маслосистемы ГТД. В первоначальный момент рас-
крутки ротора ГТД смазка стартера осуществляет-
ся разбрызгиванием имеющегося в редукторе мас-
697
Глава 11 - Пусковые устройства
ла вращающимися деталями (барботаж), а затем, по
мере появления давления в маслосистеме ГТД - мас-
лом от маслосистемы ГТД через специальную труб-
ку. При этом масло через маслоканалы стартера
подводится к наиболее напряженным подшипникам
и зубчатым колесам.
11.10	- Англо-русский словарь-
минимум
aircraft - аппарат летательный
air turbine starter - стартер воздушный
adjusting screw - винт регулировочный
annular combustor - камера сгорания кольцевая
ball bearing - подшипник шариковый
bearing - подшипник
cannular combustor камера сгорания трубчато -
кольцевая
carbon face seal — уплотнение графитовое торцевое
carrier - поводок
centrifugal compressor компрессор центробежный
compressor wheel compressor - крыльчатка центро-
бежного компрессора
cover - заглушка
disc - диск
disengagement - расцепление
drainage - дренаж
driven shaft - вал ведомый
driving shaft - вал ведущий
ejector - эжектор
epicyclic reduction gear редуктор планетарный
exhaust - выхлоп
friction clutch - муфта фрикционная
gas - газ
gear - колесо зубчатое, шестерня
gear pump - насос шестеренный
generator - генератор
hydraulic coupling - гидромуфта
hydraulic motor - гидромотор
hydraulic pump - гидронасос
hydraulic starter - гидростартер
internal gear - колесо зубчатое с внутренним зацеп-
лением
lift engine - двигатель подъемный
lubrication system - система смазки
membrane - мембрана
microswitch микровыключатель
mist lubrication смазка разбрызгиванием
needle bearing - подшипник игольчатый
nozzle - жиклер
output shaft - вал выходной
overrunning clutch — муфта свободного хода
pawl - собачка
pawl clutch - муфта храповая
pilot burner - воспламенитель
pilot valve - золотник
planet carrier - водило
plunger - плунжер
pole shoe - башмак полюсный
receiver - ресивер
reduction gear - редуктор
roller bearing - подшипник роликовый
rotation - вращение
satellite - сателлит
shoe - башмак
shrouded - бандажированный
spline shaft - вал шлицевой
spray -jet lubrication смазка струйной форсункой
spring - пружина
starter - стартер
starter - generator стартер - генератор
starter j aw - храповик стартера
starting system - система запуска
tooth - зуб
toothing - венец зубчатый
turbine rotor - ротор турбины
turbine wheel - колесо турбины рабочее
turbostarter — турбостартер
two-stage reduction gear — редуктор двухступенча-
тый
valve — заслонка, клапан
11.11	- Перечень используемой
литературы
11.11.1 Б.М. Кац, Э.С. Жаров, В.К. Виноградов
Пусковые системы авиационных газотурбинных
двигателей. - М.: Машиностроение, 1976.
11.11.2 ОСТ 10123-81 Системы запуска авиацион-
ных газотурбинных двигателей. Общие техничес-
кие требования.
11.11.3 ОСТ 100931-88 Стартеры электрические
прямого действия. Общие технические условия.
11.11.4 The Jet Engine - Rolls-Royce pic
11.11.5 Н.И. Павловский Вспомогательные сило-
вые установки самолетов. - М.транспорт, 1977.
11.11.6 Авиационный двухконтурный турбореак-
тивный двигатель Д-30 2-й серии. Техническое опи-
сание. 1970.
11.11.7 Авиационный двухконтурный турбореак-
тивный двигатель Д-30КУ. Техническое описание.
- М.: Машиностроение, 1975.
11.11.8 Авиационный турбореактивный двигатель
АМ-3. Техническое описание. - М.:Оборонгиз, 1956.
698
Глава 12 - Системы ГТД
Глава 12 - Системы ГТД
Конструкция и состав систем ГТД определяют-
ся требованиями к двигателю и его узлам. В свою
очередь системы двигателя значительно влияют
на его конструкцию и характеристики. При про-
ектных работах необходимо учитывать это взаим-
ное влияние для получения оптимального резуль-
тата.
Рассмотрим подключение основных систем
двигателя.
После нажатия кнопки «Запуск» включает-
ся в работу пусковая система (см. раздел 12.4),
и начинается раскрутка стартером ротора компрес-
сора (при двух или трехвальной схеме двигателя,
как правило, ротора высокого давления). На задан-
ной частоте вращения система автоматического
управления (САУ) (см. раздел 12.1) и топливная си-
стема (см. раздел 12.2) начинают подавать топли-
во в камеру сгорания в соответствии с заданными
программами управления. Воспламенение топли-
ва происходит от свечей системы зажигания. Даль-
нейшая раскрутка ротора (роторов) обеспечивает-
ся при совместной работе стартера и турбины
двигателя.
В процессе запуска САУ изменяет положение
механизации двигателя и ограничивает предельно
допустимые параметры газовоздушного тракта.
На заданной частоте вращения по команде
САУ выключаются стартер и зажигание и двига-
тель выходит на режим малого газа.
Режим работы двигателя задается пилотом
рычагом управления двигателем (РУД), сигнала-
ми управления с пульта в кабине пилота и из си-
стем самолета. САУ обеспечивает заданные ре-
жимы работы двигателя на установившихся
и неустановившихся режимах за счет управления
подачей топлива и элементами механизации дви-
гателя по «заложенным» в нее программам управ-
ления. САУ защищает двигатель от превышения
предельных параметров газовоздушного тракта
и частот вращения роторов двигателя, а также
осуществляет противопомпажную защиту. САУ
взаимодействует с интегрированной системой уп-
равления самолета.
В процессе запуска и выхода на заданный ре-
жим работу двигателя обеспечивают и контроли-
руют следующие системы:
Бортовая система контроля и диагностики
(см. раздел 12.3) и электронная часть САУ выда-
ют информацию о параметрах двигателя датчиков
и сигнализаторов, установленных в узлах и систе-
мах ГТД, в самолетную систему контроля и диаг-
ностики. Полученная информация обрабатывается
по «заложенным» в бортовую ЭЦВМ алгоритмам
и индицируется на мониторах в кабине экипажа,
а также регистрируется бортовыми системами. До-
полнительно основные параметры и сигналы выве-
дены на дублирующие показывающие приборы
и сигнальные табло.Информация, необходимая при
расследовании летных происшествий, записывает-
ся на защищенный от механических воздействий
бортовой накопитель (ЗБН) - так называемый «чер-
ный ящик».
Система смазки и суфлирования (см. раздел
12.6) обеспечивает подачу масла и охлаждение под-
шипников валов роторов турбин и компрессоров, аг-
регатов и коробки приводов ГТД, а также суфлиро-
вание с атмосферой масляных полостей двигателя.
При работе двигателя масло из маслобака по
трубопроводу поступает в нагнетающую ступень
блокамаслонасосаи через фильтр тонкой очистки
подается для смазки и охлаждения подшипнико-
вых узлов двигателя. Масло из подшипниковых
узлов откачивается маслонасосом и направляется
в фильтр-сигнализатор, определяющий наличие
магнитной металлической стружки в масле. Пос-
ле отделения центробежным суфлером воздуха
масло охлаждается топливомасляным (и воздухо-
масляным, при необходимости) теплообменником
и поступает обратно в маслобак.
Дренажная система (см. раздел 12.8);
-	собирает и утилизирует утечки топлива из
уплотнений приводных валов агрегатов и остатки
топлива, сливающиеся из коллекторов и форсунок
камеры сгорания;
-	собирает и удаляет топливо и воду из газо-
воздушного тракта ГТД;
собирает и удаляет утечки масла и гидрожид-
кости из уплотнений приводных валов агрегатов.
В газовоздушном тракте топливо остается,
как правило, после неудачного запуска. Топливо
из коллекторов камеры сгорания сливается после
выключения двигателя во избежание коксования
топлива в каналах форсунок. Топливо из уплот-
нений приводных агрегатов, колекторов форсунок
и из газовоздушного тракта, а также утечки мас-
ла и гидрожидкости, как правило, сливаются по
трубопроводам в дренажный бак, откуда при ра-
боте двигателя вытесняются воздухом из-за ком-
прессора или утилизируются в дренажной систе-
ме закрытого типа. Топливо при этом отводится
на вход в подкачивающий насос топливной сис-
темы ГТД.
Гидросистема (см. раздел 12.7) ГТД обеспе-
чивает подачу жидкости высокого давления в гид-
росистемы самолета, реверсивного устройства
699
Глава 12 - Системы ГТД
и реактивного сопла из гидробака самолета гидро-
насосом переменной производительности, установ-
ленным, как правило, на коробке приводов двига-
теля.
Воздушная система (см. раздел 12.5) ГТД вы-
полняет отбор и подачу воздуха от компрессора на
нужды как самого двигателя и его систем, так и са-
молета.
При работе двигателя воздух по воздушным
трубопроводам и каналам в деталях подается:
-	на охлаждение деталей опор роторов;
-	на охлаждение маслосистемы;
-	на наддув лабиринтных уплотнений опор;
-	в систему кондиционирования воздуха
(СКВ);
-	в противообледенительную систему самоле-
та и двигателя (ПОС);
-	на обдув корпусов компрессора и турбины
системы активного управления радиальными зазо-
рами (САУРЗ);
-	на охлаждение деталей ротора турбины;
-	на охлаждение рабочих и сопловых лопаток
турбины;
-	на наддув гидробаков самолета;
-	на охлаждение оптических параметров и све-
чей зажигания;
-	на обогрев датчиков температуры и давления
воздуха на входе в двигатель;
-	в дренажную систему.
Подвод воздуха к узлам двигателя выполня-
ется как постоянно (наддув лабиринтных уплот-
нений; охлаждение турбины, опор роторов, пиро-
метров и свечей зажигания), так и по командам
САУ ГТД или по командам экипажа (обдув корпу-
сов компрессора и турбины САУРЗ, СКВ и ПОС,
охлаждение масла двигателя).
Одной из систем обеспечения безопасной экс-
плуатации ГТД является система пожаротушения.
В случае повышения температуры воздуха в под-
капотном пространстве силовой установки (СУ)
экипажу автоматически выдается сигнал о пожаре
и по команде экипажа включается подача огнега-
сящих составов к очагу возгорания. Как правило,
система пожаротушения ГТД является подсисте-
мой самолета.
В конструкции ГТД могут быть также другие
системы, необходимые для обеспечения его рабо-
ты и выполнения требований по применению са-
молета. В настоящей главе будут рассмотрены осо-
бенности, назначение, конструкция, работа систем
авиационных и наземных ГТД, взаимодействие их
с узлами двигателя и системами самолета или на-
земной промышленной установки.
12.1 - Системы автоматического
управления и контроля
В настоящем разделе рассмотрены системы
автоматического управления и контроля авиацион-
ных ГТД и особенности этих систем для газотур-
бинных установок промышленного применения.
12.1.1 - Системы автоматического
управления и контроля авиацион-
ных ГТД
Система автоматического управления и конт-
роля (САУ) авиационных ГТД рассмотрены на при-
мерах современных ТРДД и ТРДДФ.
12.1.1.1 - Назначение САУ
САУ предназначена для:
-	управления запуском двигателя и его выклю-
чения;
-	управления режимом работы двигателя;
-	обеспечения устойчивой работы компрессо-
ра и КС двигателя на установившихся и переход-
ных режимах;
-	предотвращения превышения параметров
двигателя выше предельно допустимых;
-	управления запуском форсажной камеры
(ФК) (для ТРДФ, ТРДДФ);
-	обеспечения информационного обмена с си-
стемами самолета;
-	интегрированного управления двигателем
в составе силовой установки самолета по коман-
дам из самолетной системы управления;
-	обеспечения контроля исправности элемен-
тов САУ;
-	оперативного контроля и диагностирования
состояния двигателя (при объединенной САУ и си-
стемы контроля);
-	подготовки и выдачи в систему регистрации
информации о состоянии двигателя [12.1.4.1].
Примеры состава агрегатов систем автома-
тического управления и контроля ТРДД и ТРДДФ
приведены на Рис. 12.1.1.1 1 и Рис. 12.1.1.1 2.
Обеспечение управления запуском двигателя
и его выключением
На запуске САУ выполняет следующие функ-
ции:
-	управляет подачей топлива в КС, направляю-
щим аппаратом (НА), перепусками воздуха и площа-
дью критического сечения сопла (если сопло регу-
700
Глава 12 - Системы ГТД
Подкачивающий насос
Блок системы контроля и
диагностики двигателя
Электронный
регулятор
Датчик температуры
воздуха
Блок коммутации
Насос-регулятор
Агрегат распределения
топлива
Топливо-масляный
теплообменник <
Фильгр топливный
Рисунок 12.1.1.11 - Состав агрегатов системы автоматического управления, контроля и
топливопитания ТРДД
лируемое) в соответствии с законами управления ;
-	управляет пусковым устройством и агрега-
тами зажигания;
-	защищает двигатель при помпаже, срывах
в компрессоре и от перегрева турбины;
-	защищает пусковое устройство от превыше-
ния предельной частоты вращения.
САУ обеспечивает выключение двигателя с лю-
бого режима работы по команде пилота или авто-
матически при достижении предельных парамет-
ров, кратковременное прекращение подачи топлива
в основную КС при потере газодинамической ус-
тойчивости (ГДУ) компрессора.
Управление режимом работы двигателя
Управление производится по командам пило-
та в соответствии с заданными программами уп-
равления. Управляющими воздействиями являют-
ся расходы топлива в КС и ФК. При управлении
поддерживается заданный параметр регулирования
с учетом параметров воздуха на входе в двигатель
и внутридвигательных параметров. В многосвяз-
ных системах управления также может управлять-
ся геометрия проточной части для реализации оп-
тимального и (или) адаптивного управления с це-
лью обеспечения максимальной эффективности
комплекса «СУ - летательный аппарат».
Обеспечение устойчивой работы компрессора,
КС (и ФК) двигателя на установившихся и пе-
реходных режимах
Для устойчивой работы компрессора и КС
(ФК) осуществляется автоматическое программ-
ное управление подачей топлива в камеры сгора-
ния на переходных режимах, управление клапа-
нами перепуска воздуха из компрессора и (или)
за компрессором, управление поворотными ло-
патками ВНА и НА компрессора и площадью кри-
тического сечения регулируемого сопла. Управ-
ление обеспечивает протекание линии рабочих
режимов с достаточным запасом от границы ГДУ
компрессора (вентилятора, подпорных ступеней,
КНД и КВД). Для предотвращения превышения
параметров при потере ГДУ компрессора приме-
701
Глава 12 - Системы ГТД
Электронный регулятор
Блок коммутации
Да. чик температуры
воздуха
Подкачивающи!
насос
.	Л Топливно-масляный Агрегат распредел ;ни:
Фильтр ~ Насос-регулятор теплообменник	топлива
топливный	Сигнал р, )Д
Форсажный
насос
Насос сопла
Агрегат
распределения
Форсажный Сигнал РЭД топлива
регулятор I
Регулятор сопла
Рисунок 12.1.1.12 - Состав агрегатов системы автоматического управления и топливопитания ТРДДФ
няется противопомпажная и противосрывная си-
стемы. Для предотвращения недопустимых на-
грузок на элементы КС при вибрационном горе-
нии применяется система защиты двигателя от
виброгорения.
Предотвращение превышения параметров дви-
гателя выше предельно допустимых.
Под предельно допустимыми понимаются мак-
симально возможные параметры двигателя, ограни-
ченные по условиям выполнения дроссельных и вы-
сотно-скоростных характеристик. Длительная
работа на режимах с предельно допустимыми па-
раметрами не должна приводить к разрушению де-
талей двигателя. В зависимости от конструкции
двигателя автоматически ограничивается:
-	предельно допустимая частота вращения
роторов двигателя;
-	предельно допустимое давление воздуха за
компрессором;
-	максимальная температура газа за турбиной;
-	максимальная температура материала рабо-
чих лопаток турбины;
-	минимальный и максимальный расход топ-
лива в КС;
-	предельно допустимая частота вращения
турбины пускового устройства.
В случае раскрутки турбины при обрыве ее
вала производится автоматическое выключение
двигателя с максимально возможным быстродей-
ствием клапана отсечки топлива в КС. Может быть
применен электронный датчик, фиксирующий пре-
вышение пороговой частоты вращения, или меха-
ническое устройство, которое фиксирует взаимное
окружное смещение валов компрессора и турбины
и определяет момент обрыва вала для выключения
подачи топлива. При этом управляющие устрой-
ства могут быть электронными, электромеханичес-
кими или механическими (если датчик обрыва вала
механический).
В конструкции САУ должны быть предусмот-
рены над системные средства защиты двигателя от
разрушений при достижении предельных парамет-
ров в случае выхода из строя основных каналов
управления САУ. Может быть предусмотрен от-
дельный агрегат, который при достижении предель-
ного для надсистемного ограничения значения ка-
кого-либо из параметров (и ист, Г*т, G.JP'^. и др.)
с максимальным быстродействием прекращает
(выдает команду на отсечку) подачу топлива в КС.
702
Глава 12 - Системы ГТД
Обеспечение запуска ФК.
На запуске САУ выполняет следующие функции:
- предварительное открывает регулируемое
сопло на заданную величину для исключения по-
тери ГДУ компрессора при воспламенении в ФК
пускового топлива;
-	дозирует топливо в ФК в соответствии с прог-
раммой управления с учетом атмосферных и внут-
ридвигательных параметров;
-	подает топливо в пусковые форсунки ФК;
-	снимает блокировку на дальнейшее увели-
чение режима ФК.
Аварийное выключение ФК и принудительное
закрытие сопла.
По команде пилота или автоматически (при
потере ГДУ, срыве в ФК) САУ с максимальным бы-
стродействием выключает подачу топлива в ФК
и закрывает сопло для предотвращения раскрутки
роторов двигателя.
Информационный обмен с системами самолета.
Информационный обмен осуществляется по
последовательным и параллельным цифровым ка-
налам информационного обмена.
Выдача информации в контрольно-провероч-
ную и регулировочную аппаратуру.
Для определения исправного состояния элек-
тронной части САУ, поиска неисправностей, эксп-
луатационной регулировки электронных агрегатов
в комплекте принадлежностей двигателя имеется
специальный пульт контроля, проверки и регули-
ровки. Пульт применяется при наземных работах,
в некоторых системах устанавливается на борту
самолета. Между САУ и пультом осуществляется
информационный обмен по кодовым линиям свя-
зи по специально подсоединяемому кабелю.
Интегрированное управление двигателем в со-
ставе СУ самолета по командам из самолетной
системы управления.
С целью получения максимальной эффек-
тивности работы двигателя и самолета в целом
интегрируют управление двигателем и другими
системами СУ, а также управление СУ и аэроди-
намическое управление планером [12.1.4.2,
12.1.4.3]. Системы управления интегрируются на
базе бортовых цифровых вычислительных сис-
тем, объединенных в систему управления борто-
вым комплексом. Интегрированное управление
осуществляется корректировкой программ уп-
равления двигателем от системы управления СУ,
выдачей параметров двигателя для управления
воздухозаборником (ВЗ) и выходным устройством
СУ. По сигналу от САУ ВЗ выдаются команды на
установление элементов механизации двигателя
в положение повышения запасов ГДУ компрессо-
ра. Для предотвращения срывов в управляемом ВЗ
при изменении режима полета режим двигателя со-
ответственно корректируется или фиксируется.
Контроль исправности элементов САУ.
В электронной части САУ двигателя автома-
тически контролируется исправность элементов
САУ. При отказе элементов САУ информация о не-
исправностях выдается в систему контроля СУ са-
молета. Выполняется реконфигурация программ
управления и структуры электронной части САУ
для сохранения ее работоспособности.
Оперативный контроль и диагностирование со-
стояния двигателя.
САУ, интегрированная с системой контроля,
выполняет дополнительно следующие функции:
-	прием сигналов от датчиков и сигнализато-
ров двигателя и самолета, их фильтрацию, обра-
ботку и выдачу в бортовые системы индикации
(КИСС), регистрации (МСРП) и другие системы
самолета, преобразование аналоговых и дискрет-
ных параметров;
-	допусковый контроль измеренных парамет-
ров;
-	контроль параметра тяги двигателя на взлет-
ном режиме;
-	контроль работы механизации компрессора;
-	контроль положения элементов реверсивно-
го устройства на прямой и обратной тяге;
-	расчет и хранение информации о наработке
двигателя;
-	контроль часового расхода и уровня масла
при заправке;
-	контроль времени запуска двигателя и выбе-
га роторов КНД и КВД при останове;
-	контроль систем отбора воздуха и системы
охлаждения турбины;
-	виброконтроль узлов двигателя;
-	анализ тенденций изменения основных па-
раметров двигателя на установившихся режимах.
12.1.1.2 - Состав САУ
В состав САУ ТРДД входят следующие агре-
гаты и датчики:
-	основной регулятор;
-	датчики электронной части;
-	блок коммутации;
-	автономный генератор;
703
704
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок	- Структурная схема САУ ТРДД
APT - агрегат распределения топлива в коллектор форсунок;
ВСУТ - всережимная система управления тягой СУ самолета;
КИСС - комплексная система индикации параметров и сигнализации;
МСРП - многоканальная система регистрации параметров
Рисунок 12.1.1.2_2 - Структурная схема САУ ТРДДФ
APT - агрегат распределения топлива в коллектор форсунок основной КС;
ВСУТ - всережимная система управления тягой СУ самолета;
КИСС - комплексная система индикации параметров и сигнализации;
МСРП - многоканальная система регистрации параметров;
САУ ВЗ - система автоматического управления воздухозаборником двигателя
Глава 12 - Системы ГТД
Глава 12 - Системы ГТД
-	резервный регулятор (если предусмотрено
резервное управление отдельным регулятором);
-	агрегат управления механизацией двигателя;
-	агрегат защиты от достижения предельных
параметров двигателя;
-	датчики резервного регулятора;
-	исполнительные механизмы.
В состав САУ ТРДДФ входят дополнительно:
-	форсажный регулятор;
-	агрегат управления соплом.
Возможные варианты принципиальных схем
САУ ТРДД и ТРДДФ приведен на Рис. 12.1.1.2 1
и 12.1.1.2 2 соответственно.
Состав САУ определяется принятым кон-
структивным решением. К составу САУ традици-
онно относят и агрегаты топливной системы
[12.1.4.4].
Основной регулятор
Электронный регулятор двигателя (РЭД) пред-
ставляет собой специализированную электронную
цифровую вычислительную машину, работающую
в реальном масштабе времени. РЭД оснащен уст-
ройствами сопряжения с датчиками и исполнитель-
ными механизмами электронной системы управ-
ления и устройствами связи с двигательными
и самолетными системами по мультиплексным ка-
налам информационного обмена (МКИО), см.
Рис. 12.1.1.2 3. РЭД предназначен для выполнения
логических, управляющих и контролирующих про-
грамм, обеспечивающих управление двигателем на
всех режимах его работы во всех условиях эксплу-
атации. Он интегрирован с бортовым управляющим
комплексом, а также выдает информационные сиг-
налы в многоканальную систему регистрации па-
раметров (МСРП) и комплексную систему элект-
ронной индикации и сигнализации (КСЭИС).
Рисунок 12.1.1.23 - Электронный регулятор (РЭД)
Основной регулятор может быть гидро (пнев-
момеханическим устройством, если в рассматри-
ваемом конкретном случае его применение более
рационально, чем применение электронного регу-
лятора.
Форсажный регулятор и агрегат управления
соплом.
Форсажный регулятор предназначен для уп-
равления подачей топлива в ФК при её включении
и на форсажных режимах. Агрегат управления со-
плом предназначен для управления соплом в соот-
ветствии с заданными программами.
Указанные агрегаты, как правило, объединя-
ют. Агрегаты могут быть гидромеханическими или
электронными. В последнем варианте форсажный
регулятор и агрегат управления соплом объединя-
ют с основным регулятором, а исполнительную
часть (преобразователи, гидро(пневмо)усилители)
объединяют с резервным гидромеханическим ре-
гулятором. На Рис. 12.1.1.2 4 приведен форсажный
гидромеханический регулятор, а на Рис. 12.1.1.25
- гидромеханический агрегат управления соплом.
Датчики электронной части.
Работу электронно-гидромеханической систе-
мы управления обеспечивают автономные датчики:
-	частоты вращения ротора КВД
-	частоты вращения ротора вентилятора
-	температуры газа за турбиной;
-	температуры газа за ТНД на запуске;
Рисунок12.1.1.2_4 - Форсажный регулятор
706
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок12.1.1.2_5 - Регулятор сопла
Автономный генератор.
Электропитание САУ осуществляется от бор-
товых источников летательного аппарата. Для по-
вышения надежности работы САУ дополнительно
к бортовому электропитанию предусматривают
автономный генератор (АГ) для резервного пита-
ния электронной части САУ АГ устанавливается
на коробке приводов двигателя.
Резервный регулятор.
Резервный регулятор, как правило, гидроме-
ханический или гидропневмомеханический. Он
может быть объединен с качающим узлом, дозато-
ром топлива, исполнительной частью электронной
системы, агрегатом резервного управления меха-
низацией двигателя. В этом случае агрегат назы-
вается «насос-регулятор». Насос-регулятор (HP)
(см. Рис. 12.1.1.2 7) при работе системы управле-
ния на основной автоматике предназначен:
-	температуры РЛ первой ступени ТВД;
-	температуры воздуха на входе в двигатель;
-	полного давления воздуха на входе в двига-
тель;
-	полного давления воздуха за КВД;
-	углового положения лопаток ВНА;
-	углового положения РУД;
-	положения дозирующей иглы ДИ (в составе
насоса-регулятора (HP));
-	расхода топлива в КС (и, или ФК);
-	наличия пламени в КС (и, или ФК);
-	температуры топлива в топливной системе;
-	температуры масла на выходе из опор рото-
ров двигателя.
Возможна установка других датчиков в соот-
ветствии с принятыми программами управления.
Датчики имеют на выходе нормализованный
электрический сигнал в аналоговом, частотном или
кодовом виде. Сигнал подается во входной порт
электронного преобразователя по электрическим
или оптоволоконным линиям связи.
Блок коммутации.
Блок коммутации (БК) (см. Рис. 12.1.12. 6)
предназначен для усиления сигналов управления
электроагрегатами пусковой системы и коммута-
ции сильноточных цепей электроагрегатов по сиг-
налам от РЭД, двигателя или из кабины самолета.
БК обеспечивает также формирование команд на
управление ручным запуском двигателя как на зем-
ле, так и в воздухе при отказе электронного регу-
лятора. БК, как правило, установлен на двигателе.
Рисунок 12.1.1.2 6 - Блок коммутации
Рисунок 12.1.1.2_ 7 - Насос-регулятор
707
Глава 12 - Системы ГТД
-	для топливоподачи в КС;
-	надсистемного ограничения частоты враще-
ния ротора КВД и давления воздуха за КВД,
-	подвода топлива высокого давления к гид-
роцилиндрам систем управления механизацией
компрессора и отборами воздуха по сигналам, фор-
мируемым электронным регулятором.
В агрегат резервного регулятора входят пре-
образователи-усилители сигналов основного регу-
лятора в гидравлические, пневматические сигналы
управления, которые далее поступают к исполни-
тельным механизмам. При работе на резервной
автоматике HP управляет режимом, механизацией
двигателя и обеспечивает переходные режимы без
забросов и колебаний параметров двигателя. Уп-
равление, как правило, осуществляется по упро-
щенным программам с пониженной точностью из
условия обеспечения тяги для безаварийного по-
лета.
HP устанавливается на коробке приводов дви-
гателя.
Агрегат управления механизацией двигателя.
Агрегат управления механизацией двигателя,
как правило, представляет собой гидромеханичес-
кое или гидропневмомеханическое устройство. Он
может быть выполнен отдельным агрегатом или
объединенным с агрегатом типа HP.
Агрегат управления механизацией управляет:
-	направляющими аппаратами, в том числе
ВНА;
-	клапанами перепуска воздуха из подпорных
ступеней, из компрессора, за компрессором;
-	подачей воздуха на охлаждение корпусов
компрессора и турбины, а также охлаждение лопа-
ток турбины.
Агрегаты управляющей и исполнительной
частей, датчики положения, датчики двигательных
параметров и наружного воздуха, регулирующие
органы объединяются в систему управления меха-
низацией двигателя. Программы управления меха-
низацией двигателя могут быть реализованы в ос-
новном электронном регуляторе. В этом случае при
отказе основного регулятора агрегат управления
механизацией двигателя может управлять ею по
упрощенным программам. Может быть реализова-
но смешанное управление, например, управление
ВНА по аналоговой программе осуществляет элек-
тронный регулятор, а управление другими элемен-
тами механизации - резервный агрегат управления
механизацией двигателя.
В варианте управления основным электрон-
ным регулятором, агрегат управления механизаци-
ей двигателя содержит преобразователи сигналов
от электронного регулятора в гидравлические (или
пневматические) сигналы и гидравлические (или
пневматические) усилители сигналов, направляе-
мых в исполнительные механизмы системы управ-
ления механизацией двигателя.
Агрегат защиты от достижения предельных па-
раметров двигателя.
Агрегат защиты двигателя от достижения пре-
дельных параметров, как правило, является над-
системным ограничителем, т.е. защищает двига-
тель в случае неисправностей основного или
резервного каналов управления, приводящих к заб-
росам параметров двигателя. Агрегат защиты дви-
гателя от предельных параметров вместе с датчи-
ками и исполнительной частью объединяют
в систему защиты двигателя от достижения пре-
дельных параметров, например, система защиты
турбины от раскрутки (СЗТР) или блок защиты
двигателя от достижения предельных парамет-
ров.
Датчики резервного регулятора.
Датчики резервного регулятора, как правило,
гидромеханические, пневмомеханические или ме-
ханические аналоговые. Состав датчиков опреде-
ляется выбранными программами управления ре-
зервного регулятора. В своем составе имеют
преобразователь измеренной величины параметра
в аналоговый гидравлический или пневматический
сигнал.
Исполнительные механизмы.
Исполнительные механизмы предназначены
для перемещения регулирующих органов в соответ-
ствии с полученным от основного или резервного
регулятора сигналом управления. Исполнительные
механизмы гидромеханические, пневмомеханичес-
кие или электромеханические (гидропневмоцилин-
дры, гидропневмомоторы, электромоторы, сельсин-
моторы и т.п.).
12.1.1.3 - Основные характеристики
САУ
К основным характеристикам САУ относятся:
-	программы управления;
-	точность выполнения программ;
-	масса, масса сухая;
-	применяемое топливо;
-	параметры топлива на входе;
-	класс чистоты топлива, обводненность топлива;
-	параметры электропитания;
-	удельные характеристики;
708
Глава 12 - Системы ГТД
-	стойкость, устойчивость к внешним воздей-
ствующим факторам;
-	климатическое исполнение аппаратуры;
-	срок службы, ресурс;
-	показатели безотказности, надежности;
-	ремонтопригодность;
-	эксплуатационная технологичность;
-	технико-экономические показатели;
-	контролепригодность.
При рассмотрении характеристик САУ необ-
ходимо иметь в виду, что, как правило, САУ рас-
сматривается совместно с системой топливопита-
ния. Поэтому некоторые характеристики относятся
и к САУ, и к топливной системе.
Программы управления.
Программы управления обеспечивают функ-
ционирование двигателя на статических и переход-
ных режимах и соответствие дроссельных, высот-
но-скоростных и эксплуатационных характеристик
техническим требованиям. Возможные программы
управления приведены в разделе 12.1.1.5.
Точность выполнения программ.
Точность выполнения программ задается ис-
ходя из обеспечения поддержания заданной тяги
и устойчивой работы компрессора и камер сгора-
ния, обеспечения защиты от превышения предель-
но допустимых параметров.
Масса, масса сухая.
На всех стадиях жизненного цикла (ЖЦ) авиа-
ционного ГТД руководствуются следующими поня-
тиями по массе САУ:
-	масса сухая;
-	масса в реальной компоновке;
-	масса поставочная.
Масса сухая - масса САУ, без деталей, сбороч-
ных единиц и агрегатов, предназначенных для его
установки и эксплуатации на борту летательного
аппарата (ЛА) для улучшения характеристик ЛА,
а также без массы рабочих жидкостей.
Масса в реальной компоновке - масса САУ,
соответствующая всем требованиям ТЗ, без массы
деталей, сборочных единиц и агрегатов, предназ-
наченных для обслуживания ЛА.
Масса поставочная — масса САУ в реальной
компоновке, укомплектованной деталями, сбороч-
ными единицами и агрегатами.
Массу сухую и массу в реальной компоновке
рассчитывают с учетом вычета части массы, отне-
сенной к массе ЛА. Коэффициент пропорциональ-
ного распределения массы блоков управления:
А-упр = Яупр/и (12.1.1.3-1)
где /7у[[р количество функций, заведенных в блок
для управления двигателем;
и — общее количество функций блока.
Применяемое топливо.
Номенклатура применяемого в авиационных
двигателях топлива приведена в разделе 12.2.1.3.
В этом же разделе приведены и другие характери-
стики, относящиеся к топливной системе.
Параметры электропитания.
Агрегаты САУ питаются от источников посто-
янного тока напряжением 27В по ГОСТ 19705-81.
Агрегаты должны быть работоспособны при сни-
жении напряжения до 18В. Отдельные датчики
питаются от источников переменного тока часто-
той 400Гц напряжением 115В.
Электропитание осуществляется от бортсети
генераторов самолета. Наиболее ответственные
устройства дополнительно запитываются от акку-
муляторной батареи.
В САУ дополнительно к бортовому может быть
автономный источник питания - автономный гене-
ратор, как правило, переменного тока, работающий
только на САУ и обеспечивающий бесперебойное
электропитание при отказах в бортсети. В этом слу-
чае в электронном регуляторе имеется преобразова-
тель, обеспечивающий электропитанием устройства
САУ с необходимыми для устройств автоматики па-
раметрами тока.
Параметры топлива на входе.
Топливо подается на вход в топливную сис-
тему двигателя из топливной системы самолета.
Топливо имеет определенные параметры:
-	давление минимально допустимое и макси-
мальное рабочее,
-	давление минимальное при неисправной или
выключенной самолетной системе подачи топлива;
-	температура минимально и максимально воз-
можная.
Удельные характеристики.
Удельные характеристики отражают совершен-
ство конструктивного исполнения САУ К удельным
характеристикам относят удельную массу и массу
функции САУ.
Удельная масса САУ - масса САУ, отнесенная
к максимальному расходу топлива в двигатель.
Масса функции — масса САУ, отнесенная к общему
количеству функций, выполняемых системой.
709
Глава 12 - Системы ГТД
Стойкость, устойчивость к воздействию вне-
шних факторов.
Система должна быть стойкой и устойчивой
к внешним факторам.
Внешние воздействующие факторы задаются
в ТЗ на двигатель и нормативных документах для
различных вариантов применения двигателя.
Учитывают следующие факторы:
-	температура рабочая и предельная мини-
мальная и максимальная окружающей среды;
-	давление максимальное и минимальное ок-
ружающей среды;
-	вибрация;
-	удар;
-	песок;
-	влажность;
-	плесневые грибы, микроорганизмы;
электромагнитные импульсы, радиационное
излучение.
Климатическое исполнение аппаратуры.
САУ и ее элементы предназначают для эксп-
луатации в одном или нескольких макроклимати-
ческих районах и изготавливают в требуемом кли-
матическом исполнении. Тип климатического
исполнения задается разработчиком летательно-
го аппарата и обеспечивается разработчиком САУ
посредством выбора соответствующих материа-
лов для изготовления элементов САУ и комплек-
тующих. Климатическое исполнение подтвержда-
ется испытаниями при воздействии внешних
климатических факторов - температура, давление,
влажность воздуха, солнечная радиация, песок,
коррозионно-активные агенты в атмосферном воз-
духе).
Номенклатура типов и характеристика макро-
климатических районов, климатических исполне-
ний и жесткости климатических воздействующих
факторов приведена в ГОСТ 15150-69.
Материал корпусов агрегатов.
Корпуса агрегатов изготавливаются из легких
сплавов. Нагруженные корпуса, находящиеся под
большим давлением топлива, изготавливаются из
стали.
Ведутся исследовательские работы по приме-
нению неметаллических и композитных материалов,
которые позволят уменьшить массу агрегатов.
Срок службы, ресурс агрегатов.
Срок службы агрегатов устанавливается
8... 12 лет и задается в ТЗ на агрегаты. При проек-
тировании агрегаты рассчитываются на этот ре-
сурс. С учетом ресурса и срока службы выбирают -
710
ся комплектующие (электромагнитные клапаны,
исполнительные механизмы, датчики и пр.).
Как правило, срок службы и ресурс агрегатов
устанавливается такой же, как и у двигателя. Одна-
ко, в отдельных случаях допускается иметь ресурс
меньший и кратный ресурсу двигателя. В этом слу-
чае при ремонте двигателя производится замена
агрегатов, выработавших ресурс. В настоящее вре-
мя с развитием средств диагностики стал возмо-
жен переход на эксплуатацию двигателя и его аг-
регатов по их техническому состоянию, а не по
назначенному ресурсу.
Показатели безотказности, надежности САУ.
К основным показателям безотказности отно-
сятся:
-	Тдсд—наработка на отказ, приводящий к дос-
рочному съему двигателя. Учитываются отказы
САУ, приводящие к превышению предельно допу-
стимых параметров или помпажу двигателя, по-
влекшие съем двигателя.
-	Гоп наработка на отказ, приводящий к вык-
лючению двигателя в полете. Учитываются также
отказы САУ, приводящие к ложному выключению
двигателя.
-	Тс наработка на неисправность, выявлен-
ную в полете и на земле. Учитываются неисправ-
ности САУ, приводящие к необходимости досроч-
ного съема агрегатов САУ или проведения
ремонтных работ на агрегатах САУ или проведе-
ния монтажных работ на линиях связи.
-	Гэч наработка на отказ электронной части
САУ, приводящий к переходу на резервную авто-
матику
-	Тпо - наработка на отказ, приводящий к опас-
ным последствиям.
Ремонтопригодность САУ.
При создании САУ могут быть заданы следу-
ющие виды выполнения ремонта: ремонт в усло-
виях мастерской, в полевых условиях, на заводе из-
готовителе или агрегаты неремонтопригодные
и в случае отказа подлежат съему с эксплуатации.
Для обеспечения ремонтопригодности САУ при
работе агрегата и в условиях испытательного стен-
да выполняется его диагностика глубиной до смен-
ного блока, агрегата.
Эксплуатационная технологичность.
Показателями эксплуатационной технологич-
ности САУ являются:
-	трудоемкость и длительность демонтажа
и монтажа агрегатов;
-	трудоемкость и длительность отыскания
Глава 12 - Системы ГТД
и устранения неисправности;
-	трудоемкость и длительность проведения
регламентного ТО;
-	трудоемкость и длительность регулировок
агрегатов.
Технико-экономические показатели.
К технико-экономическим показателям отно-
сятся:
-	стоимость ЖЦ САУ;
-	стоимость разработки САУ;
-	стоимость комплекта САУ и отдельных аг-
регатов и датчиков;
-	сроки создания САУ
Здесь же могут быть рассмотрены также воз-
можные капитальные затраты на подготовку про-
изводства комплектующих САУ
Контролепригодность САУ.
Контролепригодность САУ и агрегатов зада-
ется разработчиком двигателя. Контролепригод-
ность обеспечивается:
-	наличием специальных встроенных сигнали-
заторов исправного состояния;
-	системой самоконтроля с заданной глубиной
контроля, выдающей информацию об отказах в кон-
трольно-проверочную и информационно—сигналь-
ные системы и регистраторы информации;
-	системой тестирования состояния элементов
САУ бортовой или технологической наземной ап-
паратурой.
12.1.1.4-Работа САУ
Работа на режимах запуска
САУ обеспечивает следующие виды запуска
и вспомогательные режимы, необходимые при эк-
сплуатации двигателя:
-	запуск двигателя на земле;
-	запуск двигателя в полете с подкруткой и без
подкрутки ротора компрессора двигателя;
-	встречный запуск;
-	холодная прокрутка;
-	ложный запуск.
Подробно описание пусковой системы, рабо-
ты САУ и других систем, агрегатов и устройств на
режимах запуска приведены в разделе 12.4.
Работа на режимах останова.
Подача топлива выключается по команде пи-
лота или автоматически при срабатывании защи-
ты от предельных параметров.
Агрегаты топливной системы (дозатор топли-
ва или распределитель топлива по коллекторам
форсунок основной КС) имеют устройство выклю-
чения подачи топлива в КС. Устройство выключе-
ния управляется из кабины пилота специальной
ручкой с механическим приводом (тросовая про-
водка или тяга) или электроприводом. Устройство
выключения подачи топлива может иметь элект-
ромагнитный клапан, установленный дополнитель-
но к механическому (электромеханическому) при-
воду или вместо него. Электромагнитный клапан
управляется по электрическому сигналу из каби-
ны пилота или от САУ.
Работа на основных режимах.
Управление двигателем на статических и пе-
реходных режимах выполняется по заданным про-
граммам в зависимости от:
-	положения РУД,
-	сигналов бортовой САУ
-	внутридвигательных параметров,
-	параметров воздуха на входе в двигатель,
-	сигналов от взаимодействующих и управля-
емых систем двигателя.
Электронный регулятор принимает указан-
ные сигналы от датчиков, вырабатывает управля-
ющие сигналы и выдает их на преобразователи ис-
полнительных механизмов САУ. Исполнительные
механизмы приводят регулирующие органы дви-
гателя.
Включение и выключение форсажного контура.
При переводе рычага управления двигателем
(РУД) в сектор форсажных режимов включается
форсажный насос и топливо от регулятора (доза-
тора) расхода топлива поступает в пусковой кол-
лектор ФК. При этом расход топлива несколько
превышает требуемую по программе величину для
ускорения заполнения коллектора. Одновременно
включается устройство розжига ФК пусковые
воспламенители. После розжига, фиксируемого
датчиком наличия пламени, устройство розжига
отключается и разрешается дальнейшее увеличе-
ние форсажного режима.
Для повышения устойчивости компрессора
и КС при включении ФК применяют ускоренное
заполнение коллекторов (для уменьшения забро-
са давления топлива) и предварительное раскры-
тие сопла на величину, достаточную для компен-
сации броска топлива в ФК из коллектора после
его заполнения. При увеличении форсажного ре-
жима в момент включения коллекторов ФК подача
топлива также неравномерна. Для компенсации этой
неравномерности в темпе приемистости и для уве-
личения запасов ГДУ компрессора регулируемое
сопло открывается на несколько большую величи-
711
Глава 12 - Системы ГТД
ну, чем на статическом режиме при данном про-
граммном расходе топлива. При уменьшении фор-
сажного режима расход топлива в ФК уменьшается
и по заданной программе управления отключается
подача топлива в коллекторы. При переводе РУД
в сектор бесфорсажных режимов выключается
форсажный насос и закрываются запорные клапа-
ны в коллекторах ФК.
Для аварийного выключения ФК синхронно
в ускоренном темпе отключается подача топлива
в коллекторы и закрывается сопло. При аварий-
ном принудительном закрытии сопла ускоренно
выключается подача топлива в ФК. Синхронное
ускоренное управление отсечкой топлива и зак-
рытием сопла необходимо для исключения рас-
крутки роторов компрессора или потери ГДУ ком-
прессора.
Работа противопомпажной и противосрывной
систем.
Датчики помпажных или срывных явлений
фиксируют предпомпажное состояние или началь-
ную стадию развития помпажа (срыва потока воз-
духа) и выдают сигнал в блок противопомпажной
системы (ППС) САУ. В электронных САУ функция
блока ППС реализована в электронном регулято-
ре. Помпажный срыв может быть также выявлен
электронным регулятором обработкой сигнала со
штатного датчика измерения давления в тракте
компрессора. При фиксировании помпажа или
предпомпажного состояния САУ по каналам рас-
хода топлива управляет механизацией компрессо-
ра для повышения запасов ГДУ и уменьшения на-
грузок и температурного воздействия на элементы
конструкции двигателя, которые возникают при
возмущениях в газовоздушном тракте.
Работа на режимах обратной тяги .
Как правило, устанавливается два режима об-
ратной тяги:
-	минимальная обратная тяга;
-	максимальная обратная тяга.
Управление статическими и переходными ре-
жимами осуществляется по тем же программам,
что и на режимах прямой тяги. Управление меха-
низацией газовоздушного тракта, обдувами корпу-
сов, зазорами проточной части осуществляется по
упрощенным программам при условии обеспече-
ния работоспособности узлов, ГДУ и заданного
значения обратной тяги.
Для того, чтобы исключить нерасчетную на-
грузку на элементы реверсивного устройства до его
перекладки в положение обратной тяги автомати-
чески блокируется (запрещается) увеличение ре-
жима сверх установленного для минимальной об-
ратной тяги. При переходе с режима максимальной
обратной тяги на режимы прямой тяги также бло-
кируется перекладка реверсивного устройства в по-
ложение прямой тяги, пока режим работы двигате-
ля не уменьшится до минимального (как правило -
малый газ).
Совместная работа с системами управления са-
молета.
Управление двигателями от всережимной си-
стемы управления тягой (ВСУТ) осуществляется
посредством одновременного перемещения РУД
всех двигателей в кабине самолета от одного ис-
полнительного механизма, входящего в состав
ВСУТ. Одновременно из ВСУТ в электронный ре-
гулятор каждого двигателя выдаются в цифровом
коде корректирующие сигналы Дивдкорр. Сигналы
формируются по разности между заданным ВСУТ
(ивдЗАД) и программным (ивдпрог) значениями час-
тоты вращения ротора КВД каждого двигателя. По
корректирующему сигналу электронного регулято-
ра каждого двигателя формирует программное зна-
чение на управление режимом своего двигателя:
ПРОГ =	КОРР Т4 р* Л
ивд -М(Ауд’^ивд ' BX’^Bxl
Из ВСУТ в электронный регулятор каждого
двигателя для расчета максимально допустимых
значений (иВДтахД0П) выдается информация об эта-
пе полета самолета: взлет; уход на второй круг, на-
бор высоты, крейсерский режим, продолжительная
максимальная тяга. В режиме взаимодействия элек-
тронный регулятор начинает работать со ВСУТ по
приходу от нее сигнала о включении автоматичес-
кого режима работы.
Электронный регулятор в свою очередь выда-
ет во ВСУТ следующие параметры:
-	текущее значение ивдпрог;
-	программное значение ивдпрог;
-	максимально-допустимое значение для дан-
ного этапа полета ивд тахдоп;
-	текущее значение п .
Работа САУ на остановленном двигателе и про-
верках самолетных и двигательных систем.
Для проведения регламентных работ, иссле-
дования неисправного состояния, проверки исправ-
ности электронной части САУ, взаимодействия ее
с системами самолета и двигателя в САУ (на нера-
ботающем двигателе) подается напряжение пита-
ния и тестовые воздействия. Возможно проведение
режимов холодной прокрутки и ложного запуска
двигателя. Тестовые воздействия подаются из ка-
712
Глава 12 - Системы ГТД
бины пилота или от специального технологическо-
го пульта. Пульт подсоединяется к контрольному
разъему основного электронного агрегата (элект-
ронного регулятора). При помощи пульта возмож-
но изменение уставок программ управления (ре-
гулировка агрегата), проверка срабатывания
защитных и блокирующих функций, проверка ис-
правности блоков электронной части САУ, ее дат-
чиков и линий связи.
12.1.1.5 - Выбор САУ и её элементов
12.1.1.5.1 - Выбор САУ
Систему автоматического управления и конт-
роля выбирают исходя из требований к двигателю
в целом, к САУ и её элементам.
Правильность выбора САУ влияет не только
на характеристики двигателя, но и на технико эко-
номические показатели. Процесс создания и эксп-
луатации двигателя достаточно длителен, и САУ
должна выбираться с запасом на моральное старе-
ние с учетом перспективы длительного жизненно-
го цикла двигателя. Возможно поэтапное создание
и модернизация САУ.
САУ первого этапа формируется на базе про-
веренных серийных элементов. Отрабатываются
основные принципы. При этом обеспечивается
процесс создания двигателя на ранних этапах, без
задержек из-за возможных отказов недоведенной
окончательной САУ. Параллельно создается и до-
водится до установки на двигатель САУ оконча-
тельной конструкции.
12.1.1.5.2 - Порядок разработки САУ
САУ, как правило, разрабатывает специализи-
рованное предприятие по заданию разработчика
двигателя. Разработчиком САУ может быть и пред-
приятие-разработчик двигателя. В любом случае,
предприятие-разработчик двигателя выпускает ТЗ
на САУ, а разработчик САУ - ТЗ на комплектую-
щие САУ, если существующие комплектующие не
обеспечивают выполнение требований ТЗ.
Этапы создания САУ:
-	анализ нормативной технической документа-
ции, технических требований заказчика двигателя,
опыта создания и эксплуатации аналогов и прото-
типов, изучение современных и перспективных раз-
работок в области САУ, комплектующих и техноло-
гий проектирования, изготовления и доводки;
-	формирование предварительных требований;
-	выполнение предпроектных исследований;
-	выпуск ТЗ на создание САУ или комплекту-
ющего изделия;
-	анализ технических предложений разработ-
чиков САУ и её комплектующих;
-	разработка и экспертиза эскизного (техни-
ческого) проекта, проведение конкурса на созда-
ние САУ (комплектующего изделия);
-	уточнение ТЗ по результатам анализа эс-
кизного (технического) проекта и проведения кон-
курса;
-	разработка рабочей технической документа-
ции (схемы, чертежи, расчеты:
-	макетирование агрегатов на двигателе, изго-
товление опытных образцов;
-	проведение предварительных доводочных
испытаний;
-	уточнение рабочей конструкторской доку-
ментации;
-	проведение официальных испытаний;
-	внедрение образцов в серийное производство
и эксплуатацию.
В дальнейшем жизненном цикле продолжает-
ся доводка, совершенствование по результатам про-
изводства и эксплуатации.
При создании САУ учитывают следующие
требования:
1)	Требования, предъявляемые разработчиком
двигателя:
-	программы управления;
-	размещение, внешние воздействующие фак-
торы;
-	взаимодействие с системами двигателя;
-	исполнительные механизмы и регулирующие
органы, требования к быстродействию и усилиям;
-	требования к надежности;
-	требования к конструкции;
-	технико-экономические требования;
-	требования к эксплуатационной технологич-
ности.
2)	Требования, предъявляемые разработчиком
самолета:
-	управляющие воздействия;
-	взаимодействие с самолетными системами;
-	применяемые топлива и другие эксплуатаци-
онные материалы;
-	внешние воздействующие факторы, клима-
тическое исполнение;
-	область полетов;
-	полетный цикл.
3)	Требования нормативно-технической доку-
ментации:
- требования государственных и отраслевых
стандартов, международных стандартов, нормалей,
регламентов и руководящих технических докумен-
тов (РТМ).
713
Глава 12 - Системы ГТД
Математические модели двигателя, САУ и её
элементов.
При создании САУ и её элементов, а также при
создании двигателя широко применяют математи-
ческие модели двигателя, САУ и её элементов. Это
позволяет ускорить процессы разработки и довод-
ки. Применяют математические модели разных
уровней. Полные нелинейные математические мо-
дели двигателя с упрощенной или полной моделью
САУ применяются при отработке переходных про-
цессов двигателя во всех условиях эксплуатации.
Линеаризованные и линейные модели двигателя
применяют при расчете коэффициентов передаточ-
ных функций регулятора, а также при моделиро-
вании переходных процессов в САУ.
Применение математических моделей позво-
ляет провести расчет режимов работы, которые
невозможно проверить на реальном двигателе из-
за их опасности для конструкции. Проводя расчет,
можно уточнить требования к точности и быстро-
действию элементов САУ или принять решение об
изменении конструкции узлов двигателя. Напри-
мер, проводится расчет при обрыве вала привода
вентилятора или компрессора и срабатывание си-
стемы защиты турбин от раскрутки. Наиболее до-
стоверные результаты расчетов можно получить,
применяя нелинейные поузловые математические
модели двигателя, дополненные полной математи-
ческой моделью САУ.
12.1.1.5.3 - Основные принципы вы-
бора варианта САУ в процессе про-
ектирования
При выборе САУ рассматриваются факторы
технические, технико-экономические, технологи-
ческие и организационные. Основополагающим
критерием является: выполнение технических тре-
бований на САУ при ее создании в пределах задан-
ных сроков и материально-финансовых ресурсов.
САУ двигателя ЛА не является самостоятель-
ным техническим объектом, а рассматривается как
подсистема (элемент, структурная единица) систе-
мы (СУ ЛА). Элемент (САУ) может применяться
в операции объекта и создавать в ней полезный эф-
фект только в составе объекта. Для решения зада-
чи выбора лучшей системы используется мате-
матический и аналитический аппарат теории
эффективности [12.1.4.5, 12.1.4.6]. Основополага-
ющим понятием этой теории является понятие
эффективности.
Показатель эффективности есть мера степени
соответствия реального результата требуемому ре-
зультату (цели). Достижение цели сопряжено с зат-
714
ратами различного рода ресурсов: материальных,
энергетических, финансовых, трудовых, времен-
ных и др.
Применение аппарата теории эффективности
и системного подхода при оценке и формировании
облика САУ позволяют внести в процесс выбора си-
стемы элементы объективности, формализации. Это
дает возможность выбрать для дальнейшей реализа-
ции максимально эффективный вариант САУ.
При разработке требований к техническому
объекту, реализуя принцип системного подхода, од-
новременно формулируют требования к его систе-
мам, элементам. При формировании облика САУ
учитываются как требования разработчиков объек-
та (ЛА), его подсистемы (СУ, двигателя), так и тре-
бования нормативно-технической документации.
На этапах предпроектного проектирования,
разработки технического предложения и эскизно-
го проектирования из множества возможных вари-
антов исполнения САУ выбирается оптимальный.
Вариантность САУ обусловлена множеством
причин, например:
-	технические требования могут быть выпол-
нены различными техническими средствами, в том
числе различных разработчиков и поставщиков;
-	реализация требуемых характеристик двигате-
ля может быть обеспечена различным сочетанием
программ управления и регулируемых параметров;
-	необходимость нахождения компромиссно-
го варианта с наибольшей эффективностью при
некотором отклонении от заданных требований как
технических, так и экономических;
-	оценка повышения эффективности САУ при
возможных вариантах её усовершенствования.
Как было отмечено выше, САУ создает полез-
ный эффект только в составе объекта (ЛА).
Поэтому критерии выбора (сравнения, оцен-
ки) систем должны быть установлены, в первую
очередь, исходя из обеспечения эффективности
объекта. Исходя из целей создания объекта, мож-
но выделить следующие критерии оценки (выбо-
ра) САУ (частные показатели эффективности):
а)	выполнение объектом задачи - вероятность
выполнения объектом задачи;
б)	безопасность эксплуатации объекта - веро-
ятность летного происшествия;
в)	эффективность применения объекта;
г)	стоимость жизненного цикла;
д)	стоимость разработки САУ;
е)	стоимость комплекта САУ;
ж)	сроки создания САУ;
з)	риск разработки;
и)	показатели эксплуатационной технологич-
ности;
Глава 12 - Системы ГТД
к)	масса;
л)	габариты.
Критерии е), ж), з), и) могут быть рассмот-
рены как самостоятельные, так и при определе-
нии критерия в) в зависимости от принятой ме-
тодики оценки САУ. В процессе анализа проекта
может возникнуть необходимость учета дополни-
тельных критериев (частных показателей эффек-
тивности).
12.1.1.5.4 - Структурное построение
САУ
Анализ выполненных систем аналогов и прото-
типов.
При создании САУ опираются на опыт, по-
лученный при создании систем двигателей, оте-
чественной и иностранной разработки. Аналоги
и прототипы выбираются для одного класса дви-
гателей. Отдельные технические и схемные реше-
ния могут выбираться у двигателей других клас-
сов.
Уровень показателей системы, возможные ме-
роприятия по их улучшению.
При создании САУ учитывают современный
и перспективный уровень развития компонентов
САУ, достижения электроники, технологии, мате-
риалов, совершенствования методологии создания
двигателя.
Необходимо учитывать, что процесс создания
двигателя достаточно длителен. Так, создание дви-
гателя нового поколения может длиться 8... 12 лет.
Модификация двигателя может создаваться
2...5 лет. Длительность эксплуатации разрабатыва-
емого двигателя может достигать 40 лет и более.
Поэтому при принятии решения об облике и ис-
полнении САУ необходимо предусмотреть запас на
её моральное старение. Возможна задержка полу-
чения комплекта агрегатов окончательного вида,
поэтому для обеспечения первого этапа создания
нового двигателя, необходимо предусмотреть про-
межуточный вариант, опирающийся на серийно
выпускаемые дорабатываемые агрегаты. В то же
время необходимо и возможно отработать отдель-
ные конструктивные решения по САУ окончатель-
ного вида на серийных двигателях.
Направления совершенствования САУ и её эле-
ментов.
Основными направлениями совершенствова-
ния САУ и её элементов являются:
-	повышение надежности САУ и её элементов;
-	оптимизация программ управления;
-	улучшение контролепригодности;
-	повышение стойкости к воздействию вне-
шних факторов и помехозащищенности;
-	уменьшение стоимости САУ и жизненного
цикла в целом;
-	уменьшение трудоемкости обслуживания,
улучшение эксплуатационной технологичности;
-	уменьшение массы системы.
Выбор структурной схемы системы.
Структурная схема выбирается исходя из обес-
печения требований к функционированию и на-
дежности с учетом других требований.
Резервирование.
Одним из способов повышения надежности
является применение резервирования. В электрон-
ных САУ применяется дублирование или троиро-
вание электронных элементов (устройств). Имеют-
ся системы с основным электронным регулятором
и резервным (дублирующим) гидропневмомехани-
ческим каналом управления.
В электронных агрегатах применяются оди-
наковые элементы, один из которых находится
в контуре управления, другие — в так называемом
«горячем» резерве, т.е. находятся в режиме фун-
кционирования, но при помощи селектора исклю-
чены из контура управления.
Для обеспечения работы схемы с резервиро-
ванием в ней имеется устройство переключения —
селектор. Управление селектором и выбор исправ-
ных резервных элементов осуществляет устрой-
ство автоматического определения исправности
элементов — встроенная в электронный вычисли-
тель система самоконтроля (СВК). СВК осуществ-
ляет функциональный, параметрический, темпо-
вый контроль исправности.
В троированных системах применяется схе-
ма голосования, когда из сигналов трех каналов
управления отбраковывают один значительно от-
личающийся от остальных, а управление ведут
одним из каналов с исправными элементами или
по осредненному сигналу с исправных каналов.
Системы с полной ответственностью, суперви-
зорные системы.
САУ, в которых сигнал от основного, как пра-
вило, гидро(пневмо)механического регулятора для
повышения точности корректируется электрон-
ным устройством называются супервизорными.
Системы, управляющие всеми регулирующими
органами на всех режимах работы двигателя без
ограничения, называются системами с полной от-
ветственностью.
715
Глава 12 - Системы ГТД
Распределенные системы.
Для повышения помехозащищенности по ли-
ниям связи и точности измерения и управления
применяют встроенные в датчики и исполнитель-
ные механизмы (преобразователи) микроЭВМ. Они
нормализуют и корректируют сигнал от преобра-
зователя датчика, преобразуют сигнал в цифровой
вид и по информационной шине передают в вычис-
литель.
От электронного агрегата управления сигнал
в цифровом виде передается в микроЭВМ испол-
нительного механизма, где преобразуется в элект-
рический кодовый (импульсный) или аналоговый
сигнал, воздействующий на силовые элементы ис-
полнительного механизма. Подобная схема приме-
няется при удаленном от регулятора расположении
датчиков и исполнительных механизмов.
Объединение агрегатов.
Для уменьшения массы системы за счет
уменьшения количества коммуникаций и суммар-
ной массы корпусных деталей применяется объе-
динение в одном агрегате нескольких агрегатов.
Например, объединяют в один агрегат подкачиваю-
щий, основной насос, насос механизации компрес-
сора, основной топливный фильтр и теплообменник
или основной топливный фильтр и теплообменник
или основной насос, регулятор, дозатор, агрегат
распределения топлива.
Подбор и анализ комплектующих.
Подбор комплектующих ведется по техничес-
ким характеристикам агрегата, датчика. Инфор-
мацию получают из информационной карточки,
из технической документации, получаемой от раз-
работчика агрегата, датчика. В случае, если выб-
ранный агрегат удовлетворяет всем или большин-
ству требований, то заказчик оформляет протокол
согласования применения, в котором оговарива-
ются условия применения и функционирования.
Если не удалось подобрать готовый агрегат
(датчик) оформляется ТЗ на его разработку и сог-
ласовывается с разработчиком агрегата (датчика).
Управление регулирующими органами.
Исполнительные механизмы привода регули-
рующих органов должны обеспечить необходимое
усилие и быстродействие.
Должны быть рассмотрены следующие ва-
рианты управления исполнительными механиз-
мами:
-	пневмоуправление;
-	гидроуправление;
-	пневмогидроуправление;
-	электрогидро(пневмо)управление.
Оптимальным будет вариант, удовлетворяю-
щий требованиям технического задания и принци-
пам выбора оптимального варианта САУ, см. раз-
дел 12.1.1.5.3.
12.1.1.5.5 - Программы управления
ГТД
Выбор регулируемых параметров ГТД призво-
дят исходя из необходимости выполнения основ-
ной задачи регулирования - поддержание тяги на
установившемся режиме:
-	обеспечение заданной точности поддержа-
ния тяги;
-	обеспечение необходимого изменения тяги
при изменении температуры и давления воздуха на
входе в двигатель;
-	обеспечение интегрированного управления
двигателя и самолета.
В качестве регулируемого параметра, косвенно
отражающего величину тяги двигателя, принимают:
-	частоту вращения ротора вентилятора, КНД
(«В’ иНд ),
-	частоту вращения ротора КВД ( ивд);
-	степень повышения давления воздуха в ком-
прессоре (7Г*К, = Р*к / Р*вх);
-	степень повышения давления воздуха в дви-
гателе (я*дв = Р*т / Р*вх).
Параметр регулирования выбирают с учетом
обеспечиваемой точности измерения параметра,
теплонапряженности двигателя, возможного ухуд-
шения характеристик компрессора, турбины, камер
сгорания [12.1.4.9, 12.1.4.10].
Программы управления на статических режи-
мах должны обеспечивать однозначное выдержи-
вание заданного режима с учетом температуры
и давления воздуха на входе в двигатель. В совре-
менных САУ реализованы следующие программы
управления:
«нд=Жуд> Г*вх’Р*вх)
«ВД =ЖуД> Т\к P\J
^КД=/(^Уд)
Я*дв=Жуд, ^вх^*вх^п)
Режим работы двигателя может быть ограни-
чен для исключения достижения предельных зна-
чений параметров двигателя или обеспечения ус-
тойчивой работы двигателя.
716
Глава 12 - Системы ГТД
В резервном регуляторе управление режимом
выполняется по упрощенным программам. В ос-
новном электронном регуляторе также могут быть
предусмотрены подобные программы как резерв-
ные на случай невозможности выполнения основ-
ных (отказ каналов измерения и преобразования
параметров).
Упрощенные программы управления режи-
мом:
«В f (<W
«ВД f (<W
GT=/(M
GT /р*к=/(^уд).
В качестве резервных программ может быть
программа регулирования определенной, выбран-
ной с точки зрения безопасности эксплуатации, ве-
личины параметра регулирования, например,
п„„ = const,
ВД
GT / Р*к = const
Форсажный контур ГТД регулируется таким
образом, чтобы линия рабочих режимов (ЛРР) на
характеристике газогенератора сохранялась неиз-
менной и гарантировался необходимый запас ГДУ
компрессора. Поэтому программа управления по-
дачей топлива в форсажный контур строится по па-
раметрам, характеризующим положение ЛРР на ха-
рактеристике турбокомпрессора ГТД. Управление
расходом топлива в ФК выполняют по программе:
gto /p*K=mw ^вх)-
При этом площадью критического сечения
сопла управляют по программе:
^Жуд’ ^т)-
С целью обеспечения заданного режима ра-
боты вентилятора управление критическим сече-
нием реактивного сопла можно осуществлять по
параметрам, характеризующим расход воздуха
(скорость потока) в наружном контуре (</(Л), Л(Л)
и т.п.).
Управление двигателем на переходных режи-
мах.
К современным двигателям предъявляют до-
вольно жесткие требования к обеспечению переход-
ных процессов. САУ должна обеспечить переход за
минимальное время (с максимально возможным
темпом) с исходного режима на новый, заданный
пилотом перемещением РУД или другим органом
задания режима, без потери ГДУ компрессора, по-
гасания пламени в камерах сгорания, вибрацион-
ного горения, заброса параметров сверх допусти-
мых. Время приемистости от малого газа до
максимального режима составляет у современно-
го ТРДД 5...7 секунд, у ТРДДФ — 2...4 секунды.
Различают следующие виды переходных процес-
сов изменения режима двигателя: приемистость,
сброс, частичные приемистость и сброс, встречная
приемистость (сброс-приемистость). На выбор
программ управления на переходных режимах вли-
яют характеристики, конструктивная схема двига-
теля, конструктивное исполнение САУ [12.1.4.11,
12.1.4.12].
Для обеспечения необходимого протекания
линии рабочих режимов на характеристиках узлов
двигателя применяют управление подачей топли-
ва и механизацией двигателя. Программы управ-
ления по внутридвигательным параметрам с уче-
том параметров воздуха на входе в двигатель
обеспечивают наилучшее протекание переходных
процессов.
Управление расходом топлива выполняют по
следующим программам:
^ВД	ВХ/)
Янд —fijlbEppyPBJ
6т/Р*к=Л«вд)
GT/P*K=/(«Hfl)
GT/Р*к=/(ивд, Г*ВХ,Р*ВХ).
Резервные упрощенные программы управле-
ния имеют вид:
«вд =/(г)
Ст=/(Т)
GT=/(tf*K)
GT=/(P*K)
717
Глава 12 - Системы ГТД
GB= f (т, Р*вх)
GT=f(P^P\x)
Управление двигателем на режимах запуска.
Для управления расходом топлива на участке
разгона ротора применяются программы управле-
ния как по внутридвигательным параметрам (Р*к,
Т*к, пвд или их комбинации) с учетом параметров
воздуха на входе, так и запуск по независимому
параметру — времени. Задачей САУ является обес-
печение требуемой подачи топлива в КС для рас-
крутки роторов за заданное время и без превыше-
ния допустимой температуры газа за турбиной.
Программы управления расходом топлива по
внутридвигательным параметрам имеют вид:
GT / Р*к = const
GBlP\=f(nBRB7)
GjP\=f(nBR,
G^P\=f(nB№l7)
GT / Р*вх=/(Дивд/ZiZ).
где Лпвд/ At =ДпвД
Программа управления расходом топлива по
времени имеет вид
G, /(т) или
dG/dT = const или
dG/dt=f(nm) или
«вд=/^.
Применение определенной программы обус-
ловлено пусковыми свойствами двигателя, запаса-
ми ГДУ компрессора на участке запуска, требова-
ниями к длительности запуска, допустимой
температурой газа в турбине. Наилучшей програм-
мой для конкретного типа двигателя будет та, ко-
торая учитывает изменение не только внешних ус-
ловий и внутренних параметров двигателя, но
и изменение характеристик двигателя в течение
ресурса. Таким требованиям отвечает программа
поддержания заданного ускорения, так как она ав-
томатически обеспечивает требуемые избытки топ-
лива над статической линией.
Однако, в нерасчетных условиях (например,
срыв компрессора из-за неравномерности на вхо-
де, резкое увеличение отбираемой мощности от
ротора, отключение стартера и т.д.) происходит
соответствующее увеличение потребного расхода
топлива и увеличение температуры газа. В роли
программы ограничения может выступать любая
из приведенных программ поддержания расхода
топлива по внешним или внутренним параметрам.
Регулирование расхода топлива по времени обес-
печивает постоянную его добавку в течение задан-
ного времени. При определенной программе обес-
печивается запуск с минимальными избытками
топлива над статической линией, при этом выби-
раются меньшие запасы ГДУ компрессора.
В любой комбинации основной и ограничи-
тельной программ в условиях эксплуатации могут
иметь место случаи потери ГДУ компрессора
(«хлопки» и «бубнения»). Вследствие этого умень-
шается ускорение ротора компрессора и растет тем-
пература газов за турбиной. Таким образом, для
обеспечения надежности запуска требуется защи-
та двигателя от помпажа на самых ранних стадиях
запуска и защита от перегрева лопаток турбины.
Известные методы определения помпажа ком-
прессора основаны на измерении амплитуды пуль-
сации давления воздуха за компрессором. Совре-
менный уровень развития системы измерения
и регистрации параметров не позволяет достаточ-
но достоверно идентифицировать помпаж на низ-
кой частоте вращения компрессора. Поэтому при-
мерно до частоты вращения отключения стартера
защита от помпажа компрессора реализуется по
уровню температуры газа за турбиной. Для выве-
дения двигателя из срыва применяется алгоритм
с кратковременной отсечкой топлива при достиже-
нии температурой газа за турбиной предельного
значения, последующим розжигом КС и продолже-
нием запуска на пониженном расходе топлива.
Одновременно выполняется и защита турбины от
перегрева.
Для повышения запасов ГДУ и получения
оптимальных значений к.п.д. компрессора на уча-
стке запуска применяют дополнительный перепуск
воздуха за КВД и поворот ВНА. При выходе дви-
гателя на режим при заданной частоте вращения
КВД или степени повышения давления в КВД до-
полнительные клапаны перепуска закрываются,
а ВНА устанавливаются в заданное программой
положение.
Управление проточной частью двигателя.
В современных двигателях управляют следу-
ющими элементами проточной части двигателя:
718
Глава 12 - Системы ГТД
-	ВНА и НА компрессора;
-	перепуск воздуха из средних ступеней ком-
прессора;
-	перепуск воздуха после КВД;
-	перепуск воздуха после КНД — между каска-
дами компрессора;
-	площадь входа (выхода) канала наружного
контура;
-	площадь критического сечения и выходная
площадь сопла;
-	зазоры между рабочими лопатками и стато-
ром компрессора и турбины.
Теоретически проработано управление фрон-
товым устройством КС, сопловым аппаратом тур-
бины, смесителем двухконтурного двигателя.
Задачами управления компрессором является
обеспечение запасов ГДУ, напорности, расхода воз-
духа и к.п.д. каскадов, устранение срыва потока
при помпаже и согласование параметров компрес-
сора с параметрами других элементов двигателя.
Для улучшения характеристик по выбросу вред-
ных веществ управляют площадью фронтового се-
чения КС. Изменяя соотношение площадей наруж-
ного и внутреннего контуров камеры смешения
можно воздействовать на положение рабочей точ-
ки в поле характеристик КНД. Управление может
производиться по аналоговой или релейной про-
грамме. Аналоговое управление требует наличия
обратной связи в контуре управления. Как прави-
ло, управление отборами воздуха и зазорами про-
изводится релейно, без обратной связи.
Управление ВНА выполняют по программам
в зависимости от приведенной частоты вращения
ротора компрессора (по температуре воздуха на
входе в двигатель или компрессор), в зависимости
от степени повышения давления воздуха в комп-
рессоре:
«ил = /(«вд’ Г*вх)
«ил = /(«ВД’ Г*Кнд)
«НА — / («ВД’ КЕ )
Управление перепусками воздуха выполняют
по программам:
Якпв= /(«ВД’ г*вх)
^КПВ ~ / («ВД’ ВХ’ ВХ’ «руд’ ”вд)
'/ли /«J
Для повышения к.п.д. компрессора и турби-
ны величину зазоров между рабочими лопатками
и статором КВД и ТВД на крейсерских режимах
полета уменьшают до минимально возможных по-
средством обдува их корпусов воздухом из-за КНД
или наружного контура ТРДД. Управление клапа-
нами (заслонками) отбора воздуха производят по
разомкнутой программе в зависимости от режима
работы двигателя и параметров воздуха на входе
в двигатель, которые косвенно отражают теплонап-
ряженность деталей двигателя:
^КПВ ~ / («ВД’ ВХ’ ВХ’ «руд’ «вд)
При установке датчиков радиальных зазоров
возможно замкнутое управление обдувами корпу-
сов двигателя.
В таблице 12.1.1.5.51 в качестве примера воз-
можной реализации приведены программы управ-
ления ТРДД отечественной разработки для граж-
данского самолета.
Таблица 12.1.1.5.51
Программы упаравления ТРДД
Функции, выполняемые САУ	Вид программы управления, информация о выполняемой функции	
	ОА	РА
1.	Запуск двигателя 1.1	.Формирование команд на управление агрегатами запуска 1.2	.Регулирование подачи топлива в камеру сгорания на розжиге 1.3	.Регулирование подачи топлива в КС на участке разгона 1.4	.Ограничение расхода топлива в КС на запуске 1.5	.Защита от высокой температуры газа за турбиной на запуске	Выполняется G = f (Т * Р * ) Т	J ( 1 ВХ ’ 1 ВХ / « ВД —	П ВД ’ /*ВХ ’ s ) = f ( «ВД ’ ^ВХ ’ ^вх ) Сгр=Жх>	Выполняется Gт = const GT = f(r) Не выполняется Не выполняется
719
Глава 12 - Системы ГТД
Продолжение таблицы 12.1.1.5.51
Программы упаравления ТРДД
Функции, выполняемые САУ	Вид программы управления, информация о выполняемой функции	
	ОА	РА
1.6.Защита от «срыва» на запуске и выделение сигнала «срыв» 1.7.Блокировка включения (невключение) СтВ по п„, = 2000 об/мин	Выполняется Выполняется	Не выполняется Не выполняется
2. Управление двигателем на установившихся режимах на прямой и обратной тяге	«ВД — /Т^РУД > Г0Х , Р0Х ’ ^'o'l 1. )	ИВХ — Уб^РУД ’Рвх )
3.	Ограничение режима работы двигателя 3.1.	Надсистемное ограничение максимальной величины расхода топлива 3.2.	Ограничение максимальной величины давления воздуха КВД 3.4.	Ограничение температуры газа за ТНД 3.5.	Ограничение частоты вращения вентилятора 3.6.	Ограничение максимальной температуры рабочих лопаток первой ступени турбины 3.7.	Ограничение минимального расхода топлива в КС	g.=/(p:) Рк* = const Сгр =f(Ks) п„„ = const ИД Грлогр = Const СДмин =	)	g, = /(p;) Р,_ = const Не выполняется Не выполняется Не выполняется ^ТМИН = const
4. Приемистость и сброс режима 4.1. Управление подачей топлива из условий 4.2. Ограничение расхода топлива на приемистости и сбросе	^ВД — f(«ВД ’ Рвх ’ s ) GT = f (пв„, Т*х, Р*х )	GT = f(T) Не выполняется
5. Управление положением лопаток ВНА КВД	^ВНА — f ( ПВД ’ Рцд )	^ВНА ~ /(ПВД’Рвх)
6. Управление положением клапанов перепуска воздуха КПВ КВД	^КПВ ~ f (ПВД ^ВХ )	Р^КПВ ~ f (ПВД ’Рвх )
7. Управление положением	клапанов перепуска воздуха КПВ КНД	РР.В.И ~ f (ПВД ^ВХ ’^РУД ’^ВД )	Полностью открыты
8. Управление радиальными зазорами по тракту турбины и КВД	^В — f (ПВД ^ВХ ’Рвх ’^РУД )	Минимально необходимое охлаждение
9.Управление охлаждением РЛ турбины	^В — f ( ПВД ^ВХ ,Рвх ’^РУД )	Полное охлаждение
10.Управление заслонкой ВМТ ГП	^ВМТ ~ f ( ПВД ’Рвх )	Полное охлаждение
11.У правление перепуском масла двигателя	ЯПМ = /СПВД’ТВХ’ТВ’Тм)	Не выполняется
13. Распределение подачи топлива по контурам форсунок	^Т1К’^Т2К — f (PlVK )	^T1K’^T2K — f (PlVK )
14. Выполнение чрезвычайного режима	Выполняется	Не выполняется
15. Блокировка максимального режима на взлете	Выполняется	Не выполняется
720
Глава 12 - Системы ГТД
Продолжение таблицы 12.1.1.5.51
Программы упаравления ТРДД
Функции, выполняемые САУ	Вид программы управления, информация о выполняемой функции	
	ОА	РА
16. Выделение сигнала «помпаж» и защита двигателя при помпаже	Выполняется	Не выполняется
17. Защита от раскрутки ротора ТНД	Выполняется	Выполняется
18. Взаимодействие (обмен информационными и управляющими сигналами	Выполняется	Обмен по МКИО не выполняется
19. Формирование сигнала превышения иВд	Выполняется	Не выполняется
20. Формирование сигнала превышения Ттнд	Выполняется	Не выполняется
21. Формирование сигнала превышения Трл	Выполняется	Не выполняется
22. Выдача информации в КИСС	Выполняется	Не выполняется
23. Выдача информации в МСРП	Выполняется	Не выполняется
24. Выдача информации в АСШУ	Выполняется	Не выполняется
25. Выдача информации в КПА и КЗА	Выполняется	Выполняется
26. Контроль исправности электронной части САУ и ТП встроенной системой самоконтроля	Выполняется	Не выполняется
27. Проверка срабатывания блокирующих и защитных функций имитацией по стимулирующему сигналу и ППС	Выполняется	Не выполняется
28. Выдача сигнала на разгрузку гидронасосов	Выполняется	Выполняется
29. Выдача сигнала в систему отключения генератора	Выполняется	Выполняется
30. Проверка электронной части САУ по сигналу с кнопки «Проверка РЭД»	Выполняется	Не выполняется
31. Выполнение функций по приему, преобразованию и обработке сигналов с датчиков и сигнализаторов для контроля и диагностики состояния двигателя с последующей передачей БСКД	Выполняется	Не выполняется
12.1.1.5.6 - Расчет и анализ
показателей надежности
Из номенклатуры показателей надежности
можно выделить главные, определяющие струк-
туру САУ (см. раздел 12.1.1.3) - Гоп, Гдсд ,ГП0,
ГЭЧ-
Под неисправностью понимается состояние
САУ, при котором она не соответствует хотя бы
одному из требований нормативно-технической
и (или) конструкторской документации.
Под отказом понимается событие, заключаю-
щееся в нарушении работоспособного состояния
САУ.
Интенсивность отказов, приводящих к превы-
шению предельных параметров двигателя или не-
возможности выключения двигателя.
Рассмотрим пример составления расчетной
схемы для определения показателя Гоп [12.1.4.13,
12.1.4.14].
721
Глава 12 - Системы ГТД
Отказы САУ, приводящие к превышению пре-
дельных параметров двигателя или невозможнос-
ти его выключения должны быть практически не-
вероятными, т.е.
Р= 10-9(ТОП = 109ч).	(12.1.1.5.6-1)
В эту же категорию отказов входят нелокали-
зуемые пожары. Однако вследствие крайней малой
вероятности этого события их в данном случае не
рассматриваем. Таким образом, можно выразить
интенсивность отказов как сумму двух составля-
ющих:
Аоп = Апр + Анв (12.1.1.5.6-2)
где Апр - интенсивность отказов САУ, приводящих
к превышению предельно допустимых
параметров двигателя;
Анв — интенсивность отказов САУ, приводящих
к невыключению двигателя.
Интенсивность отказов вычисляется по сле-
дующей зависимости:
1= 1/Г	(12.1.1.5.6-3)
где Т — наработка на данный вид отказа.
В общем случае Апр САУ определяется интен-
сивностью неконтролируемых отказов элементов
САУ, приводящих к превышению предельных па-
раметров двигателя (в том числе и надсистемного
ограничителя, если таковой предусмотрен в САУ).
В оценке Апр учитываются только неконтро-
лируемые отказы, т.к. в случае контролируемого от-
каза превышения параметров двигателя не проис-
ходит.
2ПР = 2ПР (X нкпр + 2 нкпр + 2 нкпр)
л л огр'лвч лд лич '
(12.1.1.5.6-4)
где Апрогр - интенсивность отказов надсистем-
ного ограничителя, приводящих к пре-
вышению предельных параметров;
Авчнкпр - интенсивность неконтролируемых
отказов вычислительной части САУ,
приводящих к превышению предель-
ных параметров;
2^нкпр _ интенсивность неконтролируемых
отказов датчиков САУ, приводящих
к превышению предельных параметров;
Аичнкпр - интенсивность неконтролируемых
отказов исполнительной части САУ,
приводящих к превышению предель-
ных параметров.
Опасным для двигателя и самолета является
нелокализованное разрушение узлов двигателя с воз-
можностью повреждения фюзеляжа, крыла, опере-
ния и систем самолета, обеспечивающих его безо-
пасную эксплуатацию (система управления,
топливная система, гидросистема, шасси, механи-
зация крыла и оперения).
Для однодвигательного самолета к отказам
с опасными последствиями должны быть отне-
сены также все отказы, приводящие к выключе-
нию в полете (самопроизвольному, автоматичес-
кому или вынужденному ручному) и снижению
тяги ниже минимально допустимой по критичес-
ким условиям полета (взлет, посадка с включе-
нием реверса, полет с минимальной скоростью
и предельно допустимыми углами атаки на левой
границе области полетов).
Для двигателя и самолета опасно превышение
следующих контролируемых параметров:
-	частота вращения роторов компрессор-тур-
бина;
-	частота вращения турбин (обрыв вала тур-
бины);
-	превышение температуры металла вращаю-
щихся деталей турбины;
-	превышение давления воздуха в КС;
-	превышение вибронапряжений во вращаю-
щихся элементах компрессора и турбины (если
есть сигнал в САУ о величине вибронапряжений);
-	выключение двигателя в полете (для одно-
двигательного самолета).
Отнесение тех или иных параметров двига-
теля к критическим (с точки зрения последствий
их превышения) зависит от наличия в конструк-
ции двигателя мероприятий, позволяющих не до-
пустить его разрушения или повреждения жизнен-
но важных систем и конструкций самолета.
Например, двигатель проектируют так, чтобы при
обрыве лопатки вентилятора, компрессора, турбин
не пробивались корпуса. Однако, при этом корпу-
са не могут выдержать разлета фрагментов раз-
рушенных дисков. Турбину проектируют таким
образом, чтобы по запасам прочности при превы-
шении частоты вращения вначале происходил
обрыв рабочих лопаток. Это обеспечивает сброс
мощности турбины и прекращение её дальнейшей
раскрутки и разрушения. Причиной раскрутки
роторов из-за отказа САУ может быть подача топ-
лива сверх ограничиваемого программного зна-
чения или прикрытие ВНА сверх программного
значения.
Причиной превышения температуры металла
в турбине может быть подача топлива сверх огра-
ничиваемого программного значения, отказ систе-
722
Глава 12 - Системы ГТД
мы охлаждения турбины, прикрытие ВНА сверх
программного значения, помпаж компрессора (без
срабатывания противопомпажной системы).
Причиной превышения давления воздуха в КС
может быть превышение приведенной частоты вра-
щения роторов компрессора (не выдерживается
программа ограничения приведенной частоты вра-
щения) или виброгорение в КС.
Для выявления критических отказов САУ дол-
жен быть проведен ситуационный анализ и мате-
матическое моделирование двигателя при отказных
ситуациях САУ.
Таким образом, для анализа надежности дол-
жна быть определена структура САУ, технические
характеристики элементов САУ, характеристики
узлов двигателя. Эти данные можно получить как
из предварительного эскизного проектирования,
так и по прототипам с учетом отличий, изменений
конструкции.
Основные пути повышения надежности САУ
отечественной разработки.
1)	Совершенствование процесса разработки
и производства электронных и неэлектронных агре-
гатов САУ, позволяющее уменьшить количество
дефектов по конструктивным и производственным
причинам:
-	внедрение САПР САУ;
-	внедрение специальных современных языков
и программно-технических средств программиро-
вания электронных агрегатов;
-	внедрение комплексных моделирующих
стендов и стендов-имитаторов;
-	внедрение комплектных испытательных
стендов с полной имитацией внешних воздейству-
ющих факторов, методики ускоренных ресурсных
испытаний;
-	внедрение аттестованной системы контро-
ля, обеспечения и управления качеством выпуска-
емой продукции;
-	входной контроль комплектующих изделий;
-	приработка всех выпускаемых агрегатов на
испытательных стендах с полной имитацией вне-
шних воздействующих факторов.
2)	Оптимизация структуры САУ:
-	разработка структуры, позволяющей практи-
чески исключить возможность выключения двига-
теля по вине САУ, в т.ч. из-за превышения предель-
ных параметров двигателя;
-	оптимизация количества резервных, дубли-
рующих устройств и их взаимодействия с целью
уменьшения количества случаев потери функций
САУ и ухудшения качества управления;
-	диагностическая система и реконфигурация
САУ на основе встроенных математических моде-
лей двигателя и САУ;
-	минимизация количества информационных
линий связи элементов САУ;
-	повышение устойчивости передачи инфор-
мации по линиям связи элементов САУ;
-	повышение контролепригодности САУ и ее
элементов в эксплуатации.
3)	Отработка стратегии эксплуатации для
уменьшения съемов и ремонтов элементов САУ.
4)	Повышение качества и надежности комп-
лектующих изделий:
-	применение комплектующих современной
конструкции с гарантией надежности проверенно-
го поставщика;
-	полный входной контроль с проверкой рабо-
тоспособности при воздействии внешних воздей-
ствующих факторов;
-	приработка комплектующих изделий перед
сборкой агрегата.
12.1.1.5.7 - Особенности САУ в свя-
зи с усложнением схем двигателей
и форсированием их параметров
Интегрированное управление СУ.
Для получения высоких выходных парамет-
ров самолета необходимо учитывать характерис-
тики не только двигательной установки, но и са-
молета в целом в широком диапазоне изменения
условий полета. Система объединенного управле-
ния элементами СУ, режимом работы двигателя
и режимом полета самолета называется интеграль-
ной. Цель интегрированного управления состоит
в более глубоком использовании возможностей СУ
методами и средствами автоматического управле-
ния для лучшей адаптации её характеристик к за-
дачам, решаемым в полете [12.1.4.2].
При управлении двигателем ВСУТ улучша-
ется топливная эффективность, взлетно-посадоч-
ные характеристики, экономится ресурс двигателя
и уменьшается нагрузку на пилотов.
Новые возможности открывает интегриро-
ванное управление СУ в соответствии с програм-
мами, оптимальными по показателям эффектив-
ности решения задач на каждом данном этапе или
фазе полета. Перспективные интегрированные
САУ выполняют на базе бортовых цифровых вы-
числительных систем (БЦВС). Информационный
обмен между подсистемами БЦВС осуществля-
ется по мультиплексным каналам информацион-
ного обмена.
723
Глава 12 - Системы ГТД
Управление малоэмиссионной КС.
Для выполнения современных экологических
требований к авиационным двигателям внедряют
малоэмиссионные КС. В этих КС специальная орга-
низация горения позволяет уменьшить образование
и выброс окислов азота и углерода. Задачей САУ
является поддержание значения ССкс и Ткс (темпе-
ратуры газа в зоне горения) в узком диапазоне, при
котором обеспечивается наименьшее образование
вредных веществ в выхлопных газах. Такое регу-
лирование, в основном, осуществляется в достаточ-
но узком диапазоне рабочих режимов двигателя.
Одним из вариантов исполнения является
двухзонная малоэмиссионная КС. Подача топлива
в каждую из зон горения может осуществляться от
отдельного дозатора или от одного дозатора с пе-
рераспределением подачи топлива в зоны горения
переключением электромагнитного клапана.
Дополнительно возможно управление клапа-
ном перепуска воздуха на входе в одну из зон го-
рения топлива. Обеспечение работы малоэмисси-
онной КС и расширение диапазона её работы по
режимам и внешним условиям возможно только
с применением мощных электронных цифровых
регуляторов, сложного математического обеспече-
ния, сложных программ управления, выбранных по
результатам расчетов.
Управление поворотным реактивным соплом.
В настоящее время для улучшения характери-
стик высокоманевренных самолетов наряду с управ-
лением дополнительными аэродинамическими эле-
ментами применяют управление вектором тяги СУ.
Изменение вектора тяги достигается применени-
ем выходных устройств с управляемым вектором
тяги (ВУ УВТ).
Как правило, САУ и система управления ВУ
интегрированы. Управление производится по ко-
мандам от САУ самолета или при ручном управле-
нии - по командам, задаваемым пилотом. Задачей
САУ двигателя и системы управления ВУ являет-
ся обеспечение точного позиционирования и обес-
печение устойчивости ВУ УВТ (отсутствие коле-
бательных процессов в системе).
Интеграция САУ и БСКД.
С целью уменьшения суммарной массы САУ
и БСКД и повышения надежности двигателя в це-
лом эти системы интегрируют:
-	информация от одних и тех же датчиков ис-
пользуется как в САУ, так и в БСКД — сокращается
общее количество датчиков;
-	информация с датчиков БСКД обрабатыва-
ется в блоке электронного регулятора — исключа-
724
ется или значительно упрощается специальный
блок, используемый для приема и нормализации
измерительной информации БСКД;
-	уменьшается количество линий связи.
12.1.1.6 - Особенности системы кон-
троля и диагностики авиационного
двигателя
Характерными особенностями современных
авиационных ГТД являются сложность конструкции,
широкое применение электроавтоматки, развитой
механизации и сложных законов управления для
достижения требуемых характеристик. При этом
к современным двигателям предъявляются высокие
требования по ресурсу, надежности, безопасности
полетов и экономичности при минимальных затра-
тах и трудоемкости обслуживания.
В этих условиях и при высокой стоимости
авиационных двигателей эффективность их эксп-
луатации с одновременным выполнением требова-
ний безопасности полетов определяется не только
их конструктивным совершенством, но и постоян-
ным надежным и эффективным контролем и диаг-
ностированием технического состояния. Поэтому
проблема разработки и применения в эксплуата-
ции оптимальных средств и методов контроля, ав-
томатизации процесса обработки информации о со-
стоянии двигателя является одной из актуальных
задач.
В последние годы в нашей стране и за рубе-
жом получили интенсивное развитие автоматизи-
рованные бортовые системы контроля ГТД на базе
БЦВМ. Данные системы кроме функций “пассив-
ных” систем контроля (систем индикации парамет-
ров экипажу и регистрации для обслуживающего
персонала) обрабатывают информацию непосред-
ственно в полете и выдают необходимые рекомен-
дации экипажу.
Структурно бортовые системы контроля мо-
гут выполняться в двух вариантах: в виде автоном-
ной системы с собственным комплектом датчиков
и блоков преобразования (см. Рис. 12.1.1.6 1)
и объединенной с САУ двигателя с дополнитель-
ными каналами измерения и контроля (см.
Рис. 12.1.1.6 2).
Обозначения Рис. 12.1.1.6 1 и 12.1.1.6 2:
АСК - автоматизированный система контро-
ля; ВСУТ - вычислительная система управления
тягой; ВСС - вычислительная система самолето-
вождения; СУИТ - система управления измерени-
ем топлива; МСРП - многоканальная система ре-
гистрации параметров; АСШУ - автоматическая
система штурвального управления; КИСС - комп-
стружка в
масле
Условные обозначения
Глава 12 - Системы ГТД
Трубопровод подвода
Функциональные связи
Кодовая линия
Шина
ко
со
Рисунок 12.1.1.6_1- Структура бортовой интегрированной системы контроля двигателя
726
КАБИНА ПИЛОТОВ
Самолет
Двигатель
БК £
МСРП
ВСУТ
КИСС
САС
Вход,
*27ВЙИр
в МСРП
УПС
БЭ-М2
V
эп
V
рк
селекто
ЗПВ'ПС 11
помпаж |
в руд
6 ди
БППДЗ
_y5uiyi
вес
СУИТ
ЦВМ
В КИСС
Vsn.VpK-
т
в КИСС, МСРП
ВНА
GT
Окл. PJ1 и
ЗПВ ПС 2|
в САС
в ЦВМ
РЭД
IBM
IEM
ицс
~х~
ИС1Д
канал 1 канал2
tna резервный
индикатор
HP
БППД2
РЕВЕРС
“Оет»нов'
ВСАС,
МСРП
в МСРП и на гайпс
“Превышение Мтк 11
п
т_
ЭРД г t
I	На резервный
'	индикатор
кпь
j 1*0 НЗс cd Ж ру ру ру ccd
п
™Д
---------V-------
10 сигнализаторов
Рт min
маслофильтр
РУ
ГЛ-25
DpT
стружка в
Масле
Рм min
Рсуф
ТЧ->+	t	t	t	Ш	f	+	+	t	+	+	М	t	t	t t	t	t	*-4,
Тт P Pt	Тз .	T ,	T	T T	Tm	Tm	Tm	Tm	T	P	P Pt	Pt	Pm	P Г P	L	G	n n
зап ra Pbxj	тид|	квд,	г/г	тнд вл	bx	вых	вых	вых	m	нх	в ex	1к	ex	«уф ст	м	т	вад
Условные обозначения:
САУ
БСКД
самолетные
системы
кодовая линия
шина
функциональные
связи
Рисунок 12.1.1.6_2 - Структура бортовой системы контроля двигателя
Глава 12 - Системы ГТД
Глава 12 - Системы ГТД
лексная информационная система сигнализации;
САС - система автономной сигнализации; ДЦН -
двигательный центробежный насос; HP - насос-
регулятор; БК - блок коммутации; ЦВМ - цифро-
вая вычислительная машина; УПС - устройство
подгрузки сигнализатора; БЭ - блок электронный
измерения вибраций; БППДЗ - блок преобразова-
ния параметров двигателя резервный; ДКТ - дат-
чик-компенсатор температуры; ИСИД - информа-
ционная система измерения давлений; РЭД -
регулятор электронный двигателя; БЭ-М2 - блок
электронный из комплекта датчика отношения дав-
лений; ЭРД - электронный регулятор двигателя;
БППД2 - блок преобразования параметров двига-
теля основной; ИЦС - индикатор цифровой свето-
вой уровня заправки масла.
Более перспективным направлением являет-
ся объединение функций управления и контроля
двигателя в одном агрегате, что позволяет значи-
тельно сократить количество блоков и датчиков,
обеспечить снижение веса, повысить надежность
и эксплуатационную технологичность. Подобная
система называется системой автоматического уп-
равления и контроля.
Вариант автономной бортовой системы конт-
роля (БСКД) включает БППД2 и БППДЗ, ЦВМ,
блок следящего анализа вибраций БЭ-45, УПС, дат-
чики и сигнализаторы контроля параметров. БСКД
выполнена по принципу автономного мотокомп-
лекта (один двигатель — одна система). Основной
блок преобразования параметров двигателя уста-
навливается на корпусе двигателя, остальные бло-
ки — в техническом отсеке самолета.
На самолете для выполнения функций конт-
роля и диагностики кроме БСКД применены сле-
дующие средства, на которые на всех этапах поле-
та выдается обработанная в бортовой ЦВМ
информация:
-	КИСС;
-	САС;
-	резервные приборы контроля;
-	МСРП;
-	речевой извещатель и центральный сигналь-
ный огонь (ЦСО).
КИСС, созданная на базе цветных электрон-
но-лучевых трубок (дисплеев) предназначена для
выдачи экипажу обобщенной информации о пара-
метрах двигателя и сигналов об отклонениях от
норм данных параметров, отказах в различных си-
стемах и узлах двигателя, режимах работы и сра-
батывания механизации двигателя в предваритель-
но обработанном и удобном для восприятия виде
(шкальном, цифро-буквенном, символьном) с уче-
том цвета и с необходимыми рекомендациями. На
экранах КИСС информация отображается следу-
ющим образом:
1)	автоматически по поступлению (сигналь-
ная информация);
2)	автоматически по программе (наиболее
важные основные параметры, необходимые эки-
пажу на соответствующих этапах полета);
3)	по вызову с пультов управления (диагнос-
тическая информация, не требующая немедленных
действий экипажа).
Несмотря на общее увеличение объема ин-
формации, выдаваемой экипажу, КИСС снижает
психофизиологические нагрузки на экипаж за счет
уменьшения объема одновременно выдаваемой
информации и индикации ее по приоритету, вы-
дачи обобщенных параметров двигателя, выдачи
рекомендаций по действию пилотам, применению
интегральных сигнальных табло. Кроме того, ис-
пользование БЦВМ позволяет выводить информа-
цию экипажу в предварительно обработанном
и удобном для восприятия виде, т.е.:
1)	информация на экране дисплея группиру-
ется в цифро-буквенном, текстовом, профильно-
шкальном виде, а также в виде мнемосимволов;
2)	информация разной важности изображает-
ся разным цветом, цвет информации может изме-
няться;
3)	контролируемых параметров отображают-
ся с индикацией рабочих зон и предельно-допус-
тимых значений, что особенно важно - из-за слож-
ности законов регулирования двигателя эти
величины являются переменными в зависимости
от окружающих условий.
Для регистрации основных параметров и сиг-
налов различных самолетных систем использует-
ся МСРП, которая включает в себя два легкосъем-
ных кассетных бортовых накопителя (КБН)
(двигательный и самолетный), защищенный бор-
товой накопитель (ЗБН) и алфавитно-цифровое
печатающее устройство (АЦПУ). Информация
о параметрах двигателя, записанная на КБН, пред-
назначена для обработки с помощью наземной ав-
томатизированной системы диагностики в базовом
аэропорту по специальным программам с целью
анализа тенденций изменения контролируемых
параметров, диагностики и прогнозирования со-
стояния двигателя, локализации неисправностей,
углубленного контроля выработки ресурса отдель-
ных деталей двигателя.
Информация, необходимая при расследовании
виационных происшествий, записывается на ЗБН.
На АЦПУ информация выводится только
в случае выхода контролируемых параметров за
предельные значения или поступления сигналов
727
Глава 12 - Системы ГТД
об имеющейся неисправности датчиков или сис-
тем с указанием времени появления неисправнос-
ти. Поступившая на АЦПУ информация выводит-
ся для обслуживающего персонала.
Для повышения эффективности и оперативно-
сти контроля экипажем параметров двигателя в ка-
бине используется речевой извещатель, а также
ЦСО для привлечения внимания экипажа к экрану
в момент появления на нем наиболее важной инфор-
мации.
САС предназначена для выдачи на сигналь-
ные табло в кабине самолета аварийных и наибо-
лее важных информационных сигналов, в том чис-
ле и при отказе основной системы индикации
КИСС.
Информация об основных параметрах работы
двигателя и состоянии его систем выдается на эк-
раны КИСС, на табло САС и на цифровые резерв-
ные индикаторы. Датчики и сигнализаторы пара-
метров двигателя, основной блок преобразования
параметров и БЦВМ образуют основной канал си-
стемы по преобразованию, обработке и выдаче
информации о параметрах и сигналах двигателя
в КИСС, МСРП, САС.
Основной блок преобразования параметров
БППД2 принимает электрические сигналы от дат-
чиков и сигнализаторов двигателя, нормализует
(приводит к нормальному напряжению), преобра-
зует в цифровой двоичный двухполярный после-
довательный код и выдает данного кода для даль-
нейшей обработки в БЦВМ. БЦВМ обрабатывает
принятую информацию по заданным алгоритмам,
которые обеспечивают:
-	контроль выхода параметров за допустимые
значения по фиксированным и «плавающим» пре-
делам (корректируются в зависимости от внешних
условий);
-	контроль работы механизации двигателя
и реверсивного устройства;
-	автоматический подсчет и хранение в тече-
ние ресурса двигателя параметров наработки (сум-
марной, эквивалентной и на режимах), числа по-
летных циклов;
-	контроль учета времени выбега роторов КВД
и вентилятора, времени запуска;
-	часового расхода масла за полет.
Результаты обработки информации по алго-
ритмам, заложенным в БЦВМ, позволяют сформи-
ровать признаки отказных и информационных си-
туаций и выдачу сигналов, соответствующих этим
признакам в самолетные системы КИСС и МСРП,
а также на сигнальные табло.
При отказе основного канала дублирующая ко-
довая информация об основных параметрах двигате-
ля выдается из резервного блока преобразования па-
раметров в КИСС и МСРП. Резервный канал систе-
мы подключен к аварийным источникам питания
и обеспечивает выдачу основных параметров дви-
гателя в автономном режиме работы системы элек-
троснабжения.
Для контроля вибрации двигателя применяет-
ся специальная аппаратура следящего анализа, ко-
торая контролирует вибрации в зонах передней
и задней подвесок двигателя по частоте первых ро-
торных гармоник вентилятора и КВД с помощью уз-
кополосных фильтров, работающих в следящем
режиме. В отличие от широкополосных фильтров,
в аппаратуре следящего анализа сигналы с вибро-
датчиков усиливаются в следящих фильтрах, на-
страиваемых на частоты первых роторных гармо-
ник вентилятора и КВД.
Это позволяет выявить дефекты роторной ча-
сти двигателя (подшипников, рабочих лопаток
и т.д.), а также исключить из широкополосного ана-
лиза воздействие помех за исключением воздей-
ствий, настраиваемых на частоты первых роторных
гармоник вентилятора и КВД с помощью сигналов
с датчиков частоты вращения роторов КВД и вен-
тилятора.
12.1.2 - САУ наземных ГТУ
12.1.2.1 - Назначение САУ
Объектом управления и контроля является
ГТУ, основным элементом которой является ГТД
наземного применения. Кроме того, в состав ГТУ
могут входить редуктор, входные и выходные уст-
ройства, трансмиссия «двигатель-редуктор», транс-
миссия «редуктор - приводимый агрегат» и др.
САУ ГТУ предназначена для выполнения фун-
кций управления, регулирования, контроля и защи-
ты, обеспечивающих длительную безаварийную
работу в двух режимах:
-	во взаимодействии с САУ более высокого
уровня;
-	в автономном (при отсутствии или нерабо-
тоспособности САУ более высокого уровня).
Системой управления более высокого уровня
может быть, например, САУ ГПА или САУ ГТЭС.
12.1.2.2 - Выбор САУ ГТУ и ее
элементов
Исходными данными для выбора САУ ГТУ
и ее элементов является ТЗ на САУ или иной доку-
мент, содержащий необходимые требования. Кон-
кретные требования определяются параметрами
728
Глава 12 - Системы ГТД
ГТУ
Управляющие сигналы
Рисунок 12.1.21 - Состав САУ ГТУ
и конструкцией ГТУ, рассматриваемой как объект
управления.
С учетом функционального назначения объек-
та управления (привод центробежного нагнетате-
ля газа или привод генератора) САУ ГТУ должна
выполнять следующие функции:
-	обеспечивать надежную работу ГТУ на всех
эксплуатационных режимах;
-	удерживать ГТУ на холостом ходу при за-
данной частоте вращения;
-	устойчиво поддерживать заданную частоту
вращения СТ, обеспечивающей привод нагрузки;
-	обеспечивать при изменении нагрузки в за-
данных пределах плавное изменение режима ра-
боты ГТУ;
-	удерживать частоту вращения СТ привода
генератора, не вызывающую срабатывания авто-
мата безопасности, при внезапном сбросе нагруз-
ки до заданного значения (в том числе до нуля);
-	обеспечивать беспомпажную работу комп-
рессора ГТУ;
-	обеспечивать защиту от превышения задан-
ных параметров ГТУ на всех режимах от запуска
до максимального;
-	обеспечивать контроль параметров ГТУ.
Для выполнения перечисленных функций
в ТЗ (или ином документе) должны быть сформу-
лированы требования по управлению ГТУ, обес-
печивающие требуемое изменение параметров ком-
прессора, КС, турбины и др. на всех режимах ра-
боты.
Выбор САУ и ее элементов рекомендуется
начинать с датчиков параметров ГТУ. Это связано
с тем, что многие датчики входят в конструкцию
ГТУ и разработчик (конструктор) при проектиро-
вании ГТУ должен иметь представление о типе дат-
чиков, их габаритах, линиях связи. Одновременно
с выбором датчиков следует выбирать составные
части (агрегаты САУ), входящие в состав топлив-
ной системы ГТУ с учетом рекомендаций по вы-
бору элементов топливной системы (смотри раз-
дел 12.2.2.2), а также агрегаты и исполнительные
механизмы, обеспечивающие управление различ-
ными элементами ГТУ.
Следующий этап выбор программно-техни-
ческих средств, принимающих и перерабатываю-
щих входную информацию, формирующих управ-
ляющие команды и информационные сигналы.
Выбор завершается определением типа про-
водников электрических сигналов или оптических
линий для связи агрегатов САУ между собой, а так-
же для обмена информацией САУ ГТУ с САУ бо-
лее высокого уровня.
729
Глава 12 - Системы ГТД
12.1.2.3 - Состав САУ ГТУ
Состав САУ ГТУ определяется выполняемы-
ми функциями и зависит от вида топлива, исполь-
зуемого в ГТУ
В составе САУ ГТУ, работающей на газооб-
разном топливе, в зависимости от функционально-
го назначения выделяются следующие составные
части:
-	блок управления двигателем (БУД);
-	стопорный клапан первый (СК1);
-	стопорный клапан второй (СК2);
-	дозатор газа;
-	блок управления дозатором газа;
-	блок защиты двигателя (БЗД);
-	блоки (агрегаты) управления элементами
ГТУ, определяющими геометрические параметры
газовоздушного тракта (ВНА, различные клапаны
перепуска воздуха и др.);
-	датчики и сигнализаторы технологических
параметров ГТУ;
-	линии связи между составными частями
САУ ГТУ;
-	аппаратура контроля вибраций ГТУ;
-	кабели связи САУ ГТУ с САУ более высоко-
го уровня;
-	алгоритмы управления и контроля ГТУ;
-	пульт технологический (инженерный).
БУД может быть как отдельным блоком, так
и входить в состав программно-технических
средств САУ ГПА (ГТЭС). На Рис. 12.1.2 1 пока-
зан состав САУ ГТУ.
В состав САУ ГТУ, работающей на жидком
топливе, дополнительно к составным частям, пе-
речисленным выше, включают:
-	подкачивающий насос;
-	насос высокого давления;
-	дозатор жидкого топлива;
-	распределитель жидкого топлива по конту-
рам форсунок.
При этом в состав САУ ГТУ не входят агрега-
ты, обеспечивающие подачу и дозирование газо-
образного топлива (СК1, СК2, дозатор газа, блок
управления дозатором газа).
САУ двухтопливных ГТУ, работающих на га-
зообразном и жидком топливе, включает в свой
состав составные части САУ ГТУ, работающей на
газообразном топливе, и составные части САУ
ГТУ, работающей на жидком топливе, с добавле-
нием элементов, обеспечивающих переключения
с одного вида топлива на другое и работу на од-
ном конкретном виде топлива.
12.1.2.4 - Основные характеристики
САУ
Рассматривая САУ как составную часть ГТУ,
обеспечивающую выполнение предъявляемых к ней
требований, в качестве основных характеристик
принимают:
Характеристики быстродействия.
Быстродействие САУ ГТУ складывается из
быстродействия каналов преобразования входных
сигналов, из скорости прохождения и обработки пре-
образованных сигналов в вычислительной части
САУ, формирующей выходные сигналы по заданным
алгоритмам; из быстродействия выходных преобра-
зователей, из быстродействия исполнительных ме-
ханизмов, входящих в состав САУ; а также зависит
от периодичности опроса входных сигналов.
Поэтому существуют интегральные и частные
характеристики быстродействия САУ ГТУ.
В качестве интегрального параметра, харак-
теризующего быстродействие САУ ГТУ, применя-
ется, например, время реакции САУ ГТУ на изме-
нение входного сигнала (время от приема сигнала
до воздействия на объект управления).
В качестве частных характеристик быстродей-
ствия обычно используются:
-	время полного хода основных исполнитель-
ных механизмов, воздействующих на расход топ-
лива или геометрические параметры газовоздуш-
ного тракта ГТУ (дозирующего клапана, выходного
штока механизма привода ВНА и др.);
-	периодичность опроса аналоговых и диск-
ретных сигналов.
Характеристики по точности поддержания па-
раметров.
Точность выполнения программ управления
оценивается отклонением текущего параметра от
программного
(12.1.2.4-1)
Обычно допустимая точность поддержания
параметров характеризуется симметричной вели-
чиной ± Л/7 %. Оценивается точность выполнения
программ на статических (установившихся) режи-
мах и на динамических (переходных) режимах.
Чаще всего оценивается точность поддержания ча-
стоты вращения. Для современных САУ ГТУ точ-
ность поддержания частоты вращения составляет
±(0,1... 0,2) % на статических режимах.
В нормативных документах используется
термин «степень нечувствительности системы ре-
730
Глава 12 - Системы ГТД
гулирования частоты вращения». В соответствии
с ГОСТ 29328 [12.1.4.15] степень нечувствитель-
ности системы регулирования частоты вращения
при любой нагрузке не должна превышать 0,2 %
номинальной частоты вращения. ГОСТ 28775
[12.1.4.16] допускает 0,3 %.
В [12.1.4.17] дается определение степени не-
чувствительности: это возможная относительная
погрешность поддержания частоты вращения при
одной и той же нагрузке или, иными словами, то
изменение частоты, которое необходимо для того,
чтобы началось перемещение исполнительных ор-
ганов. Ее численной характеристикой является ве-
личина:
Е = (ДП1 +ДП2)/п0,	(12.1.2.4-2)
где Д п1= пг п0 — увеличение частоты враще-
ния, минимально необходи-
мое, чтобы вызвать движение
исполнительных механизмов;
Д п2= /п2— nJ — уменьшение частоты враще-
ния, минимально необходи-
мое, чтобы вызвать движение
исполнительных механизмов;
и0	— номинальная частота
вращения при данной нагрузке.
К ГТУ для привода генераторов (по сравнению
с ГТУ для привода центробежных нагнетателей)
предъявляются более жесткие требования по точ-
ности поддержания параметров на динамических
режимах работы. САУ ГТУ для привода турбогене-
раторов не должна допускать срабатывание автома-
та безопасности ГТЭС при внезапном сбросе на-
грузки до нуля. В соответствии с [12.1.4.18]
автоматы безопасности должны быть отрегулиро-
ваны на срабатывание при повышении частоты вра-
щения на 10... 12 % выше номинальной.
Характеристики надежности.
Надежность — комплексное свойство, состоя-
щее в общем случае из безотказности, долговечно-
сти, ремонтопригодности и сохраняемости.
Основные показатели безотказности'.
-	средняя наработка на отказ САУ, приводящий
к необеспечению аварийного останова ГТУ (отказ
типа «пропуск аварии» - не менее 100000 ч.;
-	средняя наработка на отказ САУ, приводя-
щий к аварийному или вынужденному останову
ГТУ - не менее 3500 ч.;
-	средняя наработка на отказ типа «невыпол-
нение функции управления или регулирования» -
не менее 25000 ч.;
-	средняя наработка на отказ по каналу конт-
роля технологических параметров - не менее
25000 ч.
Основные показатели долговечности:
-	назначенный ресурс - не менее 100000 ч.;
-	ресурс до первого капитального ремонта
и между капитальными ремонтами - не менее
25000 ч.;
-	назначенный срок службы - не менее 15 лет.
Ремонтопригодность САУ - свойство, харак-
теризующее приспособленность САУ к поддержа-
нию и восстановлению ее работоспособного состо-
яния путем технического обслуживания и ремонта.
Основные показатели ремонтопригодности:
-	среднее время восстановления работоспо-
собного состояния САУ;
-	вероятность восстановления работоспособ-
ного состояния САУ.
Основным показателем сохраняемости явля-
ется назначенный срок хранения.
Характеристики безопасности.
В соответствии с Федеральным законом «О
техническом регулировании» [12.3.17] минималь-
но необходимые требования по безопасности
САУ ГТУ устанавливаются соответствующими
техническими регламентами (общими и специ-
альными).
Основные требования по выполнению харак-
теристик безопасности:
-	САУ должна быть выполнена таким образом,
чтобы ошибочные действия оперативного персо-
нала или отказы технических средств не приводи-
ли к ситуациям, опасным для жизни и здоровья
людей;
-	части САУ, находящиеся под напряжением,
должны быть защищены от случайного прикосно-
вения к ним обслуживающего персонала и зазем-
лены;
-	части САУ, устанавливаемые в помещениях,
содержащих взрывоопасные концентрации газов
и паров с воздухом, должны быть взрывозащищен-
ного исполнения.
Характеристики эксплуатационной технологич-
ности.
Эти характеристики являются одними из ос-
новных и интегральных характеристик САУ ГТУ.
Эти характеристики во многом зависят от потреб-
ности САУ в техническом обслуживании и ремон-
те. Необходимым условием для выполнения техни-
ческого обслуживания и ремонта является наличие
Системы технического обслуживания и ремонта
(СТОИР) САУ. Техническое обслуживание САУ
731
Глава 12 - Системы ГТД
должно выполняться в перерывах между циклами
эксплуатации ГТУ.
Основные показатели:
-	трудоемкость технического обслуживания
САУ;
-	время замены (восстановления работоспо-
собности) отказавших блоков (агрегатов) САУ.
Технико-экономические характеристики.
Они представляют собой показатели, харак-
теризующие финансовые затраты на разработку,
производство и эксплуатацию САУ.
Ориентировочный перечень характеристик
(показателей):
-	стоимость разработки САУ в целом;
-	цена комплекта САУ (или составной части
САУ);
-	стоимость 1 часа технического обслужива-
ния САУ в процессе работы ГТУ в составе ГПА или
ГТЭС;
-	среднегодовая стоимость эксплуатации САУ
на ГТУ в составе ГПА или ГТЭС;
-	среднегодовая стоимость содержания комп-
лекта САУ (или составной части САУ) в процессе
длительного хранения.
12.1.2.5 - Работа САУ ГТУ
Структурная схема САУ ГТУ представлена на
Рис. 12.1.2.5 1 .
В процессе работы САУ ГТУ осуществляет
следующие основные функции:
-	выполнение холодной прокрутки ГТУ;
-	выполнение автоматического запуска ГТУ;
-	поддержание статического (установившегося)
режима, заданного от САУ более высокого уровня;
-	корректировка режимов ГТУ по командам
САУ более высокого уровня;
-	ограничение предельных параметров ГТУ;
-	обеспечение переходных режимов;
-	останов ГТУ по командам САУ более высо-
кого уровня;
-	аварийный останов ГТУ по командам САУ
более высокого уровня и по сигналам блокировок
и защит, формируемым в САУ ГТУ;
-	управление элементами ГТУ, определяющи-
ми геометрические параметры газовоздушного
тракта;
-	автоматический контроль параметров ГТУ
с формированием и выдачей предупреждающих
и аварийных сигналов;
-	автоматический контроль исправности САУ
ГТУ;
Рисунок 12.1.2.51 - Структурная схема САУ ГТУ
732
Глава 12 - Системы ГТД
-	обмен информацией с САУ более высокого
уровня.
При запуске ГТУ с использованием пневма-
тического стартера САУ ГТУ работает следующим
образом. По сигналу «Пуск» от оператора из САУ
более высокого уровня САУ ГТУ (при наличии
исходных условий запуска ГТУ) по заданным ал-
горитмам формирует команды на исполнительные
механизмы, обеспечивающие:
-	подачу пускового газа к пневматическому
стартеру;
-	подачу топливного газа к дозатору топлива
(открытие стопорных клапанов СК1 и СК2);
-	подачу электропитания на свечи зажигания
(для розжига КС ГТУ);
-	дозирование топлива (управление подачей
топлива через дозатор) в форсунки КС ГТУ на роз-
жиге и в процессе запуска.
До выхода на минимальный установившийся
режим САУ ГТУ формирует команды, обеспечи-
вающие отключение электропитания свечей зажи-
гания и прекращение подачи пускового газа к пнев-
матическому стартеру (отключение стартера).
После выдержки ГТУ на минимальном установив-
шемся режиме САУ ГТУ по командам оператора
выполняет перевод ГТУ на заданный установив-
шийся режим нагрузки - формируются команды,
обеспечивающие:
-	дозирование топлива в КС;
-	закрытие клапанов перепуска воздуха и газа
из газовоздушного тракта ГТУ;
-	управление приводом ВНА компрессора.
В процессе запуска и при работе на различ-
ных режимах САУ ГТУ ограничивает предельные
параметры ГТУ, контролирует параметры ГТУ
и исправность САУ ГТУ, формирует по заданным
алгоритмам предупреждающие и аварийные сиг-
налы при выходе контролируемых параметров за
пороговое значение.
12.1.2.6 - Блок управления двигате-
лем (БУД)
Изначально функции БУД выполняли устрой-
ства на базе гидромеханических элементов (напри-
мер, центробежный регулятор). Такие устройства
отличались высокой надежностью, но были доро-
ги в производстве, ограничены в возможностях по
коррекции динамических свойств системы управ-
ления, сложны в настройке. Структура таких уст-
ройств была неизменяемой.
Значительно повысить качество регулирова-
ния параметров ГТУ удалось с приходом в авто-
матику электронной аппаратуры. Электроника по-
зволила существенно уменьшить габариты, массу
и стоимость устройств управления. С внедрением
электроники стала возможна реализация БУД лю-
бой степени сложности. В электронной автомати-
ке роль информационных сигналов стали выпол-
нять ток или напряжение, величина которых
пропорциональна уровню сигнала (аналоговая
электроника). Несмотря на целый ряд преиму-
ществ, аналоговая электроника не обладала гибко-
стью и универсальностью по сравнению с пришед-
шей ей на смену цифровой электроникой.
Значительно расширить круг решаемых задач
управления двигателем позволил БУД, построен-
ный на базе цифровой электроники с применени-
ем микропроцессоров, поскольку такое устройство
стало программируемым и перепрограммируемым
и стало способным выполнять сложные расчеты.
На Рис. 12.1.2.6 1 представлен современный вид
БУД-
Пульт оператора служит для оперативного
отображения информации и передачи сигналов
оператора в систему управления.
Сигналы с датчиков двигателя через клемм-
ные колодки поступают в аналогово-цифровой пре-
Пул ьт
оператора
Контроллер
Устройство
аналогового ввода
информации
Цифровой в во i
Аналоговый вывод
Цифровой вывод
Клеммные колодки
сопряжения с
датчиками и
и енол 1 штслы i ы ми
механизмами
Устройство
питания БУД
Рисунок 12.1.23 - Микропроцессорный БУД
733
Глава 12 - Системы ГТД
образователь (АЦП). АЦП преобразует непрерыв-
ный электрический сигнал в цифровой сигнал.
Информация из АЦП поступает в контроллер.
Здесь информация обрабатывается по специальной
программе, в основе которой лежат законы управ-
ления двигателем. В результате формируются вы-
ходные данные, которые поступают в цифро-ана-
логовый преобразователь (ЦАП). Здесь цифровые
данные расчета преобразуются в непрерывные
электрические сигналы. Сигналы управления из
ЦАП через клеммные колодки поступают в испол-
нительные механизмы.
На Рис. 12.1.2.6 2 показана архитектура внут-
реннего устройства БУД. Обмен информацией
между внутренними устройствами БУД осуществ-
ляется по общей шине данных. Микропроцессор
по программе, загружаемой в оперативное запоми-
нающее устройство (ОЗУ), формирует управляю-
щие воздействия, которые передаются через ЦАП
и клеммные колодки в исполнительные устройства.
Программа загружается в ОЗУ из инженерного
пульта. ОЗУ энергонезависимо, поэтому програм-
ма в нем сохраняется даже при отключении пи-
тания.
Все элементы микропроцессорного БУД (см.
Рис. 12.1.2.6 2) относятся к неизменяемым элемен-
там САУ за исключением программы, загруженной
в ОЗУ микроконтроллера. В ОЗУ загружается опе-
рационная система, которая обеспечивает обмен
данными между устройствами БУД, обеспечивает
работу пользовательской программы (реализую-
щей выполнение законов управления двигателем),
выполняет функции контроля за электронными ус-
тройствами БУД.
Рисунок 12.1.2.62 - Архитектура микропроцессор-
ного блока управления двигате-
лем
Система автоматизированного проектирования
(САПР) программного обеспечения.
САПР для программирования позволяет спе-
циалисту в области системы управления програм-
мировать микроконтроллер на высоком уровне, не
вникая во все сложности электроники и системы
микрокоманд, и заниматься только уровнем, непос-
редственно относящимся к двигателю. Иными сло-
вами для работы инженеру по автоматике доста-
точно знать о пакете САПР ровно столько, сколько
требует решаемая задача. Современный САПР для
проектирования микропроцессорных систем по-
зволяет:
-	определять и выбирать количество и типы
входов и выходов системы;
-	определять и выбирать количество и типы
электронных модулей;
-	определять характеристики и тип централь-
ного процессора;
-	проектировать интерфейс с оператором
(SCADА системы);
-	разрабатывать пользовательскую программу
на языках различного уровня.
САПР для программирования контроллеров
состоит из двух частей: системы программирова-
ния и системы исполнения. Система программи-
рования содержит собственно средства подготов-
ки проектов, менеджер проектов и средства их
отладки. Менеджер проектов объединяет в себе:
-	редактор переменных;
-	конфигуратор контроллера;
-	менеджер программ;
-	компиляторы.
Система отладки содержит загрузчик про-
грамм, сетевой драйвер, средства осциллографи-
рования и удаленной отладки. Система исполнения
функционирует на целевом контроллере, который
может базироваться на любой платформе (напри-
мер, INTEL). Любой уникальный контроллер мо-
жет быть подключен к САПР, если он имеет систе-
му команд и средства загрузки программы. В одних
случаях программа в контроллер может загружать-
ся, например, по каналу последовательной связи,
в других - с помощью внешне программируемой
микросхемы памяти.
Методика разработки прикладной программы
САУ ГТУ.
При разработке электронных, пневматических
или гидравлических аналоговых регуляторов проек-
тировщик по техническим или экономическим сооб-
ражениям вынужден пользоваться достаточно узким
набором элементов, действующих как интеграторы,
дифференциаторы или пропорциональные усилите-
734
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.1.2.63 - Структура и этапы разработки программного обеспечения САУ ГТУ
ли. Поэтому при синтезе систем управления анало-
гового типа приходиться сталкиваться с весьма серь-
езными ограничениями.
Иначе обстоит дело с алгоритмами для управ-
ляющих ЭВМ. Гибкость программных средств су-
щественно расширяет возможность реализации
сложных алгоритмов. Это создает предпосылки для
практического применения новейших методов со-
временной теории управления, но одновременно
ставит перед проектировщиком вопрос: какой уп-
равляющий алгоритм наиболее эффективен при
решении конкретной прикладной задачи.
Показатели, по которым можно сравнивать
алгоритмы различных типов следующие:
-	качество управления, обеспечиваемое алго-
ритмом;
-	сложность его реализации;
-	чувствительность к изменению параметров
и воздействию помех;
-	требуемая производительность ЭВМ;
-	свойства объекта управления.
Создание современной прикладной программы
САУ ГТУ можно представить в виде последователь-
ности этапов, на каждом из которых осуществляют-
ся расчетно-теоретические исследования с примене-
нием моделей различной сложности и различной
степени соответствия натурным характеристикам
элементов САУ. При проектировании проводятся
экспериментальные исследования и анализ полу-
ченных результатов, а также принимаются решения
по выполнению последующих этапов работы. При
проведении расчетно-теоретических исследований
современных САУ ГТД возникает ряд трудностей,
связанных с большим числом выполняемых ею фун-
кций, большим диапазоном изменения внешних ус-
ловий и режимов работы двигателя.
Методика разработки алгоритмов управления,
закладываемых в основу прикладного программ-
735
Глава 12 - Системы ГТД
ного обеспечения САУ ГТУ, подразделяется на эта-
пы (см. Рис. 12.1.2.6 3).
1)	Получение информации об объекте управ-
ления и сигналах.
Отправной точкой процесса проектирования
системы управления является информация об объек-
те управления и о сигналах, участвующих в его опи-
сании. Она может быть представлена в различных
формах, например:
-	в виде доступных непосредственному изме-
рению входов, выходов, переменных состояния;
-	в форме моделей объектов управления и мо-
делей сигналов;
-	в форме оценок сигналов и состояний объек-
тов управления.
Для построения моделей двигателя и сигналов
могут применяться методы идентификации и оце-
нивания параметров. Модели объектов также могут
быть получены с помощью теоретических выкладок.
Недоступные измерению переменные состояния
можно восстанавливать, используя методы теории
наблюдателей и оценки состояния.
Имеющийся опыт свидетельствует, что при про-
ведении натурных исследований САУ двигателей це-
лесообразно наряду с полными, высокоточными,
многофункциональными математическими моделя-
ми использовать специализированные и упрощенные
модели. Применение специализированных моделей
дает возможность получить необходимые результа-
ты на различных стадиях создания САУ ГТД.
На основе результатов моделирования двига-
теля с использованием полной нелинейной моде-
ли и результатов натурных испытаний выполняет-
ся идентификация линеаризованной модели в виде
системы дифференциальных уравнений с перемен-
ными коэффициентами. Линеаризованная модель
в дальнейшем используется при расчете переда-
точных функций и при моделировании системы
управлении на компьютере и на безмоторном
стенде.
Система передаточных функций использует-
ся для выбора структуры и расчета коэффициен-
тов контуров управления.
С использованием линейной модели анализи-
руются и синтезируются контуры регулирования
двигателя.
2)	Разработка алгоритмов для управления
в прямой цепи и цепях обратных связей (синтез
и настройка).
Завершающим этапом проектирования явля-
ется синтез алгоритмов управления в цепях пря-
мых и обратных связей, а также их настройка (или
подстройка) с учетом конкретных условий функ-
ционирования системы. Последнее можно выпол-
нять различными способами:
-	проводя подстройку параметров вручную,
руководствуясь несложными правилами;
-	с помощью автоматизированного расчета на
ЭВМ;
-	используя самооптимизирующиеся адаптив-
ные алгоритмы управления.
Как правило, применяя различные методы
синтеза, можно получить несколько алгоритмов уп-
равления, отличающихся по своим характеристи-
кам. Среди них необходимо выбрать наилучший,
исходя из совокупности показателей качества ре-
гулирования.
3)	Кодирование программного обеспечения
и моделей.
При разработке программного обеспечения
применяются IBM-совместимые персональные
компьютеры с установленным на них специальным
программным обеспечением САПР. Расчетные ра-
боты выполняются с полной нелинейной моделью
двигателя в программной среде.
4)	Испытания программного обеспечения САУ
ГТУ.
В начале работа программы управления ис-
пытывается на персональном компьютере, в ко-
тором аппаратные средства программно имити-
руются. В завершение разработки программное
обеспечение САУ ГТУ проверяется на полуна-
турном стенде по программе-методике совмест-
но с САУ ГПА (САУ ГТЭС), где уже использу-
ется серийное микропроцессорное устройство
управления, поставляемое разработчиком и по-
ставщиком аппаратной части.
На стенде проводят:
-	оценку качества регулирования на запуске
и основных режимах работы ГТУ;
-	проверку работы ограничительных контуров;
-	проверку срабатывания аварийных защит.
На основании проводимых на стенде испыта-
ний анализируется функционирование программно-
го обеспечения САУ ГТУ и соответствие функцио-
нальных характеристик техническому заданию.
В состав аппаратной части стенда входят: мик-
ропроцессор с устройствами ввода - вывода; испол-
нительные элементы; чувствительные элементы
(в зависимости от поставленных задач исполнитель-
ные элементы и датчики могут имитироваться про-
граммно); микропроцессорная система, имитирую-
щая двигатель. В состав стенда входят ПЭВМ для
отображения состояния системы, пульт и програм-
матор. В программную часть стенда входят средства
разработки программного обеспечения, программа
системы управления, программа модели, програм-
мы обеспечения отображения информации.
736
Глава 12 - Системы ГТД
12.1.2.7 - Особенности системы
контроля и диагностики наземных
ГТД
Состав и структура системы контроля и диаг-
ностики.
Как правило, состав и структура систем конт-
роля и диагностики (СКД) всех наземных ГТД яв-
ляются одинаковыми и состоят из подобных эле-
ментов.
Типовой состав системы контроля наземных
ГТД:
-	датчики контроля параметров ГТД;
-	сигнализаторы контроля предельных значений
параметров и исполнительных механизмов ГТД;
-	электропроводка;
-	аппаратная часть в составе САУ ГТД (входит
в состав САУ ГПА или САУ ГТЭС);
-	пульт оператора ГПА или ГТЭС.
Датчики, применяемые в составе ГТД, пред-
назначены для непрерывного измерения контроли-
руемых параметров, преобразования измеренных
значений параметров в пропорциональные элект-
рические сигналы и их выдачи в САУ ГТД в ана-
логовом виде.
Сигнализаторы, применяемые в составе ГТД,
предназначены для непрерывного контроля како-
го-либо параметра ГТД и выдачи дискретного сиг-
нала при достижении контролируемым параметром
значения уставки срабатывания сигнализатора.
Элементы контроля крайних положений испол-
нительных механизмов ГТД входят в конструкцию
исполнительных элементов, таких как различные зас-
лонки, стопорные клапаны и предназначены для вы-
дачи в САУ дискретных сигналов о положении рабо-
чего органа исполнительного механизма в виде
замыкания пары нормально разомкнутых контактов
или в виде напряжения постоянного тока +27 В.
Электропроводка ГТД предназначена для обес-
печения электрической связи между САУ ГТД и дат-
чиками, сигнализаторами и исполнительными ме-
ханизмами, в том числе подвода электропитания от
САУ и выдачи электрических сигналов в САУ.
САУ ГТД, осуществляет непрерывный конт-
роль аналоговых параметров и дискретных сигна-
лов, поступающих от датчиков, сигнализаторов
и исполнительных механизмов ГТД, преобразует
полученную информацию в цифровой код и обра-
батывает эту информацию по алгоритмам контро-
ля. По результатам обработки информации САУ
ГТД формирует предупреждающие или аварийные
сообщения о достижении контролируемыми пара-
метрами предельных значений, формирует управ-
ляющие воздействия на исполнительные механиз-
мы для выполнения останова ГТД.
Пульт оператора ГПА (ГТЭС) предназначен
для отображения информации, поступающей из
САУ ГТД (САУ ГПА или САУ ГТЭС) в цифровом
виде, в том числе - текущих значений контролиру-
емых параметров, сигналов и положения исполни-
тельных механизмов; архивирования полученной
информации; выдачи информации о параметрах
и сигналах в виде графиков с возможностью выво-
да графиков на принтер.
Аппаратура СКД.
При выборе аппаратуры контроля и диагности-
ки наземных ГТД, в том числе датчиков, сигнализа-
торов и электроагрегатов, необходимо учитывать
связанные с условиями работы ГТД особенности.
Высокие температуры, давления, вибрация, нали-
чие масел и продуктов сгорания топлива обуслов-
ливают предъявление высоких требований к меха-
нической прочности датчиков, сигнализаторов
и электроагрегатов, размещаемых непосредствен-
но на ГТД. Применяемые в них материалы и пок-
рытия должны быть стойкими к высокой темпера-
туре, коррозии, маслам и природному газу.
К датчикам и агрегатам также предъявляются
следующие требования:
-	работоспособность в течение длительного
срока службы - не менее 25000 часов в течение
среднего срока службы 12 лет и более;
-	поддержание стабильности метрологических
характеристик в течение всего срока службы;
-	большой межповерочный интервал (не ме-
нее одного года) для датчиков и сигнализаторов,
имеющих нормируемые метрологические характе-
ристики;
-	обеспечение точности преобразования пара-
метра, (основной и дополнительной погрешнос-
тей), достаточной для управления и контроля па-
раметров наземного ГТД;
-	контролепригодность для обеспечения провер-
ки их основных технических характеристик в усло-
виях эксплуатации;
-	возможность работы вереде природного
газа, то есть они должны иметь взрывозащищен-
ное исполнение.
Для обеспечения указанных выше требований
практически все датчики, сигнализаторы и агрега-
ты, применяемые на ГТД, разрабатываются и из-
готавливаются на специализированных предприя-
тиях по ТЗ предприятия-разработчика ГТД.
Особенности измерения параметров.
При контроле параметров наземных ГТД учи-
тываются следующие особенности:
737
Глава 12 - Системы ГТД
-	САУ осуществляет допусковый контроль па-
раметров - т.е. параметры контролируются с уче-
том диапазонов измерения датчиков и с учетом ра-
бочих диапазонов изменения параметров;
-	осуществляется контроль целостности ли-
ний связи между датчиками и САУ ГТД, при этом
в случае обрыва линии связи САУ формирует со-
общение и в зависимости от типа контролируемо-
го параметра его значение может быть обнулено
или может принять верхнее значение диапазона из-
мерения;
-	параметры давления по газовоздушному трак-
ту ГТД отображаются в единицах абсолютного дав-
ления, при этом измерение давлений осуществля-
ется датчиками избыточного давления, а затем
в САУ к этим измеренным значениям прибавляет-
ся значение атмосферного давления.
-	в САУ ГТД применяются входные преоб-
разователи, имеющие наименьшие погрешности
преобразования для обеспечения необходимой
точности по управлению и контролю параметров
наземного ГТД;
-	опрос входных преобразователей контроли-
руемых параметров осуществляется с частотой не
менее 4 Гц (диагностические параметры) и не ме-
нее 50 Гц (параметры управления ГТД);
-	в САУ ГТД входные сигналы фильтруются
для повышения достоверности информации, посту-
пающей с датчиков и сигнализаторов, а также вво-
дятся временные задержки по выполнению вынуж-
денных или аварийных остановов для уменьшения
ложных остановов ГТД.
12.1.3 - Англо-русский словарь-ми-
нимум
amplification factor - коэффициент усиления
amplification factor - коэффициент усиления
anti ice valve клапан ПОС
astatic governor - астатический регулятор
automatic regulation автоматическое регулирова-
ние
built - in test system (BITS) - система встроенного
контроля (CBK)
boost impeller подкачивающий насос
boostfer] pump подкачивающий насос
control 1 управление, регулирование, контроль
-	2 регулятор, система управления
-	3 регулирующий
control accuracy точность регулирования
control action управляющее воздействие
controller - регулятор
control system - система управления, система ре-
гулирования
control unit - агрегат(ы) управления, блок управле-
ния
detector - чувствительный элемент, датчик
drains system - дренажная система
drip velve - сливной клапан
dump velve сливной клапан
electronic control system - электронная система уп-
равления
Electronic Control Unit (ECU) - электронное управ-
ляющее устройство, электронный регулятор
Electronic Engine Control (EEC) - электронный ре-
гулятор двигателя (РЭД), управляющий блок сис-
темы электронного управления двигателем
Electronic Propulsion Control System (EPCS) - элек-
тронная система управления силовой установкой
Engine Control System (ECOS) - система управле-
ния двигателями
Engine Monitoring System (EMOS) - система конт-
роля двигателя
Engine Supervisory Control - супервизорная систе-
ма управления двигателем
Engine Vane Control (EVC) - система управления
поворотными лопатками НА
fluidic control unit пневматический регулятор
Fuel Control Unit (FCU) - гидромеханический ре-
гулятор подачи топлива
Fuel Flow Governor (FFG) - регулятор расхода топ-
лива
Fuel Flow Regulator (FFR) - регулятор расхода топ-
лива
Fuel Metering Unit (FMU) - регулятор расхода топ-
лива
fuel metering valve - клапан управления подачей
топлива; дроссельный кран (игла)
fuel pump топливный насос
Fuel Pump Unit (FPU) - блок топливных насосов
Fuel Return Valve (FRV) - клапан слива (сброса) топ-
лива
Fuel Spray Nozzle (FSN) - топливная рабочая фор-
сунка
fuel system - топливная система
Full Authority Digital Engine Control (FADEC) - циф-
ровая система управления двигателем с полной
ответственно стью
governor - регулятор
HP bleed valve - клапан перепуска воздуха КВД
hydromechanical control гидромеханическая сис-
тема управления
LP bleed valve - клапан перепуска воздуха КСД
LP bleed valve - клапан перепуска воздуха КНД
low pressure fuel pump топливный подкачиваю-
щий насос
Main Engine Control (МЕС) - основной регулятор
двигателя
738
Глава 12 - Системы ГТД
Mechanical Fuel Control (MFC) - механический
(гидромеханический) регулятор расхода топлива
metering valve - дозирующая игла, дозирующий
клапан
optical pyrometer оптический пирометр
Overspeed Governor (OSG) - ограничитель оборо-
тов
pickup - чувствительный элемент, датчик
pneumatic actuator пневматический привод (пнев-
моцилиндр)
power [control] lever - рычаг управления двигате-
лем
Power Management Control (PMC) - электронный
регулятор (в супервизорной системе)
probe датчик, зонд
redundant system - дублирующая система
responder - срабатывающий (чувствительный) эле-
мент
Rotor Active Clearance Control (RACC) - система
управления радиальными зазорами ротора
RPM governor - регулятор оборотов
sensing element - чувствительный элемент
sensor - датчик, чувствительный элемент
solenoid valve - электромагнитный клапан
speed [control] governor - регулятор оборотов
spill valve - сливной клапан
static governor - статический регулятор
stator vane actuator привод ВНА
throttle lever - рычаг управления двигателем (РУД)
Tthrust (throttle) Lever Angle (TLA) - угол положе-
ния РУД (<^уд)
transducer датчик, преобразователь
transmitter - датчик
turbine blade cooling valve - клапан охлаждения ра-
бочих лопаток турбины
turbine case cooling air valve - клапан воздушного
охлаждения корпуса турбины
turbine vane cooling air valve - клапан воздушного
охлаждения сопловых лопаток турбины
valve - клапан
12.1.4 - Перечень использованной
литературы
12.1.4.1.	Черкасов Б.А. Автоматика и регулирова-
ние воздушно-реактивных двигателей. 3-е изд.
М.: Машиностроение. 1988. - 360с.: ил.
12.1.4.2.	Интегрированное управление силовой ус-
тановкой многорежимного самолета/ О.С.Гуревич,
Ф.Д.Гольберг, О.Д.Селиванов; Под общ, ред. О.С.
Гуревича. - М.: Машиностроение, 1993.- 304 с.
12.1.4.3.	Матов В.И. и др.Бортовые цифровые вы-
числительные машины и системы: Под ред. В.И.
Матова. - М.: Высш, шк., 1988. 216с.: ил.
12.1.4.4.	Раздолии М.В., Сурков Д.Н. Агрегаты воз-
душно-реактивных двигателей. - М.: «Машино-
строение», 1973, 352с.
12.1.4.5.	Надежность и эффективность в технике:
Справочник: В 10 т / Ред. совет: В.С. Авдуевский
(пред.) и др. - М.: Машиностроение, 1988. - В пер.
Т. 3: Эффективность технических систем / Под.общ.
ред. В.Ф.Уткина, Ю.В.Крючкова. - 328 с.: ил.
12.1.4.6.	Формирование технических объектов на
основе системного анализа / В.Е.Руднев, В.В, Во-
лодин, К.М. Лучинский и др. - М.: Машинострое-
ние, 1991. - 220с.
12.1.4.7.	Теория и расчет воздушно-реактивных
двигателей . Под ред. С.М. Шляхтенко. - М.: Ма-
шиностроение, 1987, 568 с.
12.1.4.8.	Теория автоматического управления си-
ловыми установками летательных аппаратов /Под
ред. А.А. Шевякова. -М.: Машиностроение, 1976.
344 с.
12.1.4.9.	Литвинов Ю.А., Боровик В.О. Характе-
ристики и эксплуатационные свойства авиацион-
ных турбореактивных двигателей. - М.: Машино-
строение, 1979. - 288с., ил.
12.1.4.10.	Нечаев Ю.Н. Законы управления и харак-
теристики авиационных силовых устанок: - М.: «Ма-
шиностроение», 1995. -400с.: ил.
12.1.4.11.	Добрянский ГВ., Мартьянова Т.С. Дина-
мика авиационных газотурбинных двигателей.
М.: Машиностроение, 1975.-216с.:илл.
12.1.4.12.	Сосунов В.А,.Литвинов Ю.А. Неустано-
вившиеся режимы работы авиационных газотурбин-
ных двигателей. - М.: «Машиностроение», 1975. -
216 с.
12.1.4.13.	Надежность авиационных двигателей и
силовых установок. - 2-е изд. - М.: Машинострое-
ние, 1988. - 272 с.: ил.
12.1.4.14.	Надежность и эффективность в технике:
Справочник: В 10 т / Ред. совет: В.С.Авдуевский
(пред.) и др. -М.: Машиностроение, 1986. - В пер.
Т. 1: Методология. Организация. Терминология/
Под.ред. А.И. Рембезы. - 224 с.: ил.
12.1.4.15.	ГОСТ 28775-90 Агрегаты газоперекачи-
вающие с газотурбинным приводом. Общие тех-
нические условия
12.1.4.16.	ГОСТ 29328-92 Установки газотурбин-
ные для привода турбогенераторов. Общие техни-
ческие условия
12.1.4.17.	Ольховский Г.Г. Энергетические газотур-
бинные установки. М., Энергоатомиздат, 1985
12.1.4.18. РД 34.20.501-95 Правила технической эк-
сплуатации электрических станций и сетей Россий-
ской Федерации
12.1.4.13.	Федеральный закон №184-ФЗ «О техни-
ческом регулировании» от 27 декабря 2002 года.
739
Глава 12 - Системы ГТД
12.2 - Топливные системы ГТД
В настоящем разделе рассмотрены топливные
системы авиацтонных ГТД и особенности топлив-
ных систем ГТУ промышленного применения.
12.2.1 - Топливные системы
авиационных ГТД
Топливные системы авиационных ГТД рас-
смотрены на примерах современных ТРДД
и ТРДДФ.
12.2.1.1 - Назначение топливной
системы
Топливная система предназначена для:
-	подачи топлива в КС и ФК;
-	подачи топлива в гидроцилиндры управле-
ния механизацией двигателя и гидроцилиндры ре-
гулируемого сопла;
-	подачи топлива на охлаждение масла в мас-
лосистеме двигателя и электронных агрегатов (при
необходимо сти);
-	аварийного слива топлива.
12.2.1.2 - Состав топливной системы
Примеры состава агрегатов топливных систем
современных ТРДД и ТРДДФ приведены на
Рис. 12.1.1.1 1 и Рис. 12.1.1.1 2 соответственно.
В состав топливной системы ТРДД входят сле-
дующие агрегаты [12.2.4.1]:
-	насос топливный;
-	насос для привода механизации;
-	фильтр топливный;
-	дозатор основного топлива;
-	распределитель основного топлива;
-	система охлаждения агрегатов топливом;
-	агрегаты (клапаны) перепуска топлива;
В состав топливной системы ТРДДФ допол-
нительно входят следующие агрегаты:
-	насос форсажного топлива;
-	дозатор форсажного топлива;
-	распределитель форсажного топлива;
-	насос привода регулируемого сопла;
-	запорный клапан.
Насос топливный
В топливных системах авиационных двига-
телей применяют шестеренный, плунжерный
и центробежный насосы [12.2.4.2, 12.2.4.3]. Насо-
сы приводятся или от коробки приводов, или ав-
тономным электродвигателем, или воздушной тур-
биной. Привод насоса от автономного электродви-
гателя позволяет изменять подаваемое количество
топлива в зависимости от потребностей в данных
условиях изменением частоты вращения ротора, что
уменьшает потребляемую мощность, исключает пе-
репуск «лишнего» топлива на вход, а, следователь-
но, его подогрев. В случае привода насоса электро-
двигателем возможно управление подачей топлива
в КС непосредственно от регулятора, без примене-
ния специального дозатора. Для привода насоса от
воздушной турбины воздух отбирается от компрес-
сора. Величина отбираемого воздуха может изме-
няться для управления подачей топлива. Подвод
воздуха может быть отключен, если по режиму не
требуется топливо от этого насоса, (например, фор-
сажный насос, который необходимо отключать на
бесфорсажном режиме).
Интегральное исполнение насоса применяет-
ся для уменьшения массы двигателя. При этом опо-
ры ротора насоса помещаются в коробку приводов.
Насос подкачивающий
Подкачивающий насос подает топливо под
необходимым для устойчивой работы качающих
узлов давлением на вход:
-	насоса высокого давления (ПР);
-	форсажного насоса;
-	насоса механизации компрессора;
-	насоса привода регулируемого сопла.
Насос высокого давления
Насос высокого давления предназначен для
подачи топлива в основную КС. Топливо высоко-
го давления может также использоваться для при-
вода механизации двигателя.
Насос для привода механизации, насос
для привода регулируемого сопла
Для уменьшения влияния отборов топлива для
привода механизации на расход топлива в КС мо-
жет применяться специальный насос в системе
привода механизации. Регулируемое сопло, как
правило, имеет гидропривод, рабочим телом в ко-
тором является топливо или специальная гидро-
жидкость.
Для уменьшения массы, габаритов и обес-
печения заданного быстродействия применяются
насосы высокой производительности и высоко-
го давления (достигает 200...250 МПа) (см.
Рис. 12.2.1.2 1).
Для уменьшения массы системы топливопи-
тания и количества трубопроводов бывает целесо-
образно подкачивающий насос, насос высокого
давления и насос механизации двигателя обведи -
740
Глава 12 - Системы ГТД
нять в одном корпусе с одним приводом от короб-
ки приводов.
Насос форсажного топлива
Насос форсажного топлива (см. Рис. 12.2.1.2 2)
подает топливо в ФК при её работе. Насос может
использоваться для аварийного слива топлива из
баков самолета. Он имеет высокую производитель-
ность и напорность.Привод насоса возможен от ко-
робки приводов или отдельной воздушной турби-
ны. Привод отдельной воздушной турбиной
обеспечивает выключение насоса с остановкой ро-
тора на бесфорсажных режимах во избежание пе-
регрева топлива, остающегося в полости качающе-
го узла.
Турбонасосный агрегат объединяет в одном
корпусе качающий узел и приводящую его турбину.
Фильтр топливный
Фильтр топливный имеет фильтроэлемент
(фильтроэлементы), обеспечивающий очистку
топлива в пределах заданного срока, тонкость
фильтрации абсолютная 16...25 мкм [12.2.4.4].
Как правило, фильтроэлементы не обеспечивают
Рисунок12.2.1.2_1 - Насос сопла
необходимую фильтрацию в течение ресурса и под-
лежат проверке, промывке или замене при выпол-
нении регламентных работ.
Фильтр топливный имеет клапан перепуска
топлива мимо фильтроэлементов. Клапан перепус-
ка предназначен для обеспечения топливопитания
при засорении фильтроэлементов. Проверяется
работа двигателя при работе на засоренном топли-
ве до половины продолжительности полета. Для
контроля засорения фильтроэлементов на корпус
фильтра устанавливается сигнализатор перепада
давления топлива на фильтроэлементах.
Сигнализаторы применяются электрические
и механические. Сигнал с электрического сигнали-
затора выдается пилоту и информирует об откры-
тии клапана перепуска топлива при чрезмерном
засорении фильтроэлементов. Фильтроэлементы
подлежат очистке на специальной установке или
замене. Более подробно фильтр топливный рас-
смотрен в разделе 12.2.1.7.
Дозатор топлива
Дозаторы топлива предназначены для дозиро-
вания основного или форсажного топлива, посту-
пающего от качающего узла в соответствии с задан-
ными программами управления. Дозирующим
топливо элементом может быть дозирующая игла
(ДИ) или дозирующий (дроссельный) кран (ДК).
Дозирующий элемент может приводиться шаговым
двигателем, моментным мотором или гидромеха-
ническим усилителем по сигналу от основного
(или форсажного) регулятора. Дозатор топлива
может быть объединен в одном корпусе с резерв-
ным гидромеханическим регулятором, блоком на-
сосов и преобразователями исполнительной части
электронного регулятора.
Распределитель основного топлива
Двух-, трехконтурные форсунки основной КС
требуют распределения топлива по контурам форсу-
Рисунок 12.2.1.2_2 - Насос форсажный
Рисунок 12.2.1.2_3 - Агрегат распределения топлива
741
Глава 12 - Системы ГТД
нок в зависимости, например, от давления топлива
в одном из контуров форсунок или от его суммар-
ного расхода. Кроме того, топливо может пода-
ваться из одного коллектора по группам форсу-
нок с учетом столба жидкости в коллекторах, что
повышает равномерность температурного поля на
выходе из КС. Для выполнения этих функпий слу-
жит распределитель основного топлива (см.
Рис. 12.2.1.2 3).
Включение подачи топлива в коллектора может
выполняться по команде от основного регулятора.
В этом случае агрегат имеет электрогидроклапан.
Распределитель основного топлива имеет в кон-
струкции клапан останова, перекрывающий по ко-
манде пилота или основного регулятора подачу
топлива в коллектора КС. Распределитель выпол-
няет также функцию слива топлива из коллекто-
ров в дренажную систему при останове двигателя.
В системах с пусковыми воспламенителями в кор-
пусе распределителя основного топлива может
быть установлен электрогидроклапан подачи топ-
лива в пусковые воспламенители.
Распределитель форсажного топлива
Распределитель форсажного топлива аналоги-
чен по конструкции распределителю топлива в ос-
новную КС, однако, как правило, не имеет клапа-
на дренажной системы.
Система охлаждения агрегатовтопливом
Электронные агрегаты работоспособны при
температуре окружающей среды не более 80°С,
поэтому для обеспечения их работоспособности
в отдельных случаях возникает необходимость
охлаждения их топливом. Топливо подается в ка-
налы, выполненные в корпусе электронного агре-
гата, за счет перепада давлений на качающем узле
одного из насосов топливной системы или специ-
ального насоса.
Топливо-масляный теплообменник
Топливо-масляный теплообменник (ТМТ)
предназначен для охлаждения масла двигателя
и подогрева топлива в топливной системе при от-
рицательных температурах. ТМТ является взаимо-
действующим с топливной системой устройством
маслосистемы двигателя или маслосистемы при-
водных самолетных агрегатов.
Агрегаты (клапаны) перепуска топлива
Агрегаты (клапаны) перепуска предназначены
для открытия перепуска топлива из топливной сис-
темы двигателя в топливную систему самолета.
Рисунок 12.2.1.2_4 - Клапан запорный топлива
Запорный клапан
Запорный клапан (см. Рис. 12.2.1.2 4) предназ-
начен для предотвращения попадания топлива в фор-
сунки основной КС на неработающем двигателе или
ФК при выключенной подаче топлива. В процессе
запуска двигателя под действием давления клапан
открывает подвод топлива в коллектор КС. Запорный
клапан может быть совмещен в одном корпусе с рас-
пределителем топлива.
12.2.1.3 - Основные характеристики
топливной системы
К основным характеристикам топливной си-
стемы относятся:
-	тип применяемого топлива;
-	расход топлива в КС и ФК по режимам ра-
боты двигателя;
-	расход и давление топлива на управление
механизацией двигателя;
-	расход и давление топлива, отбираемого на
самолетные нужды;
-	расход топлива суммарный через качающий
узел;
-	расход и давление топлива на управление
соплом;
-	давление топлива за качающим узлом;
-	потери давления топлива в элементах топ-
ливной системы;
-	напорные характеристики качающих узлов
топливной системы;
-	подогрев топлива в элементах топливной
системы;
-	температура топлива в топливной системе;
-	класс чистоты топлива на входе в топливную
систему;
-	класс чистоты внутренних полостей агрегатов;
-	тонкость фильтрации топлива фильтрами
742
Глава 12 - Системы ГТД
топливной системы;
-	минимальное допустимое давление топлива
перед качающим узлом;
-	максимальное допустимое давление топли-
ва в топливной системе в полостях высокого и низ-
кого давления;
-	температура топлива на входе в топливную
систему.
Применяемое топливо
Для самолетов дозвуковой авиации реактив-
ное топливо производят по ГОСТ 10227-86, для
самолетов сверхзвуковой авиации - по ГОСТ ^ЗОБ-
ВО. ГОСТ 10227-86 предусматривает производство
пяти марок топлива: ТС-1, Т-1, Т-1 С, Т-2 и РТ.
В сверхзвуковой авиации, где может быть
значительный нагрев топлива в баках самолета
и увеличенная теплоотдача в масло двигателя при-
меняется топливо отличающееся большей термо-
стабильностью. По ГОСТ 12308-89 производят две
марки топлива: Т-6 и Т-8В.
В настоящее время практически массовыми
топливами являются топлива двух марок - ТС-1
(высшего и первого сортов) и РТ (высшей катего-
рии качества).
Для эксплуатации авиационных двигателей
в особых случаях допускается кратковременное при-
менение смеси авиационных керосинов, а также
применение дизельного топлива отдельно и в сме-
си с авиационным керосином и авиационным или
автомобильным бензином. Во всех случаях работа
двигателя и агрегатов его топливной системы на
этих топливах и их смесях должна быть проверена
специальными стендовыми испытаниями.
Уменьшение запасов нефти, повышение зат-
рат на добычу и производство жидких углеводо-
родных топлив требует разработки двигателей, ра-
ботающих на газовом топливе. Запасы газового
топлива значительно больше, чем нефтяного. Ве-
дутся работы по применению в авиации в качестве
топлива сжиженного водорода, сжиженного при-
родного газа (СПГ) и авиационного газового скон-
денсированного топлива (АСКТ).
Применение сжиженного водорода весьма пер-
спективно в силу неограниченности его ресурсов.
Однако, имеющий более высокую температуру ки-
пения (около минус 160°С) СПГ удобнее в эксплу-
атации и хранении. АСКТ (ТУ 39-1547-91) пред-
ставляет собой смесь углеводородных газов, среди
которых преобладает бутан. АСКТ можно получать
из широкой фракции легких углеводородов как на
газоперерабатывающих заводах, так и вырабаты-
вать непосредственно на нефтяных и газовых про-
мыслах.
Расход топлива в КС и ФК по режимам
работы двигателя
Определяется дроссельной и высотно-скоро-
стной характеристиками двигателя с учетом обес-
печения переходных режимов, в т.ч. запуска.
Расход и давление топлива на
управление механизацией двигателя
Определяется требуемыми быстродействием
и усилием для перекладки регулируемых органов,
а так же количеством регулируемых органов.
Расход и давление топлива, отбираемого
на самолетные нужды
Определяется конструктивными особенностя-
ми систем самолета и согласованным техническим
заданием на двигатель.
Суммарный расход топлива через качаю-
щий узел
Определяется схемой топливной системы дви-
гателя. Расчет суммарного расхода топлива через
качающий узел приведен в разделе 12.2.1.5.
Расход и давление топлива на управле-
ние соплом
Определяется требуемым быстродействием
и усилием для перекладки управляемых элементов
сопла.
Давление топлива за качающим узлом
Определяется потребным давлением и расхо-
дом топлива для исполнительного механизма, КС
с учетом потерь давления топлива по тракту топ-
ливной системы от качающего узла до исполни-
тельного механизма, КС. Расчет давления топлива
за качающим узлом приведен в разделе 12.2.1.5
Потери давления топлива в элементах
топливной системы
Зависят от геометрии проходных сечений маги-
стралей и агрегатов и расхода через них.
Напорные характеристики качающих уз-
лов топливной системы
Определяются типом качающих узлов и пот-
ребным давлением топлива за качающим узлом на
различных режимах работы двигателя.
Подогрев топлива в элементах топливной
системы
Расчет подогрева топлива в элементах топлив-
ной системы приведен в разделе 12.2.1.5.
743
Глава 12 - Системы ГТД
Температура топлива в топливной системе
Определяется температурой топлива на вхо-
де в топливную систему и величиной подогрева
в ее элементах.
Класс чистоты топлива на входе в топлив-
ную систему
Назначается в ТЗ на двигатель и определяет-
ся конструктивными особенностями топливной
системы самолета. Обводненность топлива зада-
ется в нормах на топливо и в ТЗ на двигатель.
Класс чистоты внутренних полостей агре-
гатов
Назначается в ТЗ на САУ исходя из обеспе-
чения работоспособности при заданном классе
чистоты топлива и консервационной жидкости.
Работоспособность зависит от конструкции пре-
цизионных пар трения и фильтрующих элемен-
тов агрегатов.
Тонкость фильтрации топлива.
Различают абсолютную и номинальную тон-
кость фильтрации. Абсолютная тонкость фильтрации
соответствует максимальному размеру частиц, про-
пускаемых фильтроэлементом. Номинальная тон-
кость фильтрации соответствует размеру частиц, не
менее 97% которых задерживается фильтроэлемен-
том. Более подробно о фильтре см. в разделе 12.2.1.7.
Минимальное допустимое давление топ-
лива перед качающим узлом
Определяется особенностью топливной сис-
темы самолета и свидетельствует о кавитационной
стойкости качающего узла.
Максимальное допустимое давление топ-
лива в топливной системе в полостях высоко-
го и низкого давления
Определяется прочностью полостей агрегатов.
В топливной системе предусматривается предохра-
нительный клапан, который предотвращает превы-
шение предельно допустимого давления топлива.
Температура топлива на входе в топлив-
ную систему
Задаются минимальная и максимальная тем-
пературы топлива. По этим значениям рассчиты-
вается тепловое состояние топливной системы.
При работе температура топлива не должно быть
выше максимально допустимой и не должно про-
исходить обмерзание фильтров и других элемен-
тов топливной системы при отрицательных тем-
пературах топлива на входе.
744
Эти значения температуры топлива также ис-
пользуют в расчете маслосистемы.
12.2.1.4 - Работа топливной
системы
Работа на режимах запуска и останова
При запуске по мере увеличения частоты вра-
щения вала привода насосов давление в топливной
системе двигателя увеличивается. Под действием
давления топлива подвижные элементы агрегатов
устанавливаются в рабочее положение, и начина-
ется подача топлива в КС и к исполнительным ме-
ханизмам САУ для реализации заданных программ
управления. На режимах запуска для экономии от-
бираемого топлива возможно отключение его по-
дачи в элементы автоматики, которые не работают
на запуске. Применение таких конструктивных
мероприятий позволяет уменьшить размерность
качающего узла.
При останове уменьшается расход топлива
в КС с режима до малого газа. Затем краном оста-
нова перекрывается подача топлива в КС, и топли-
во из коллекторов КС сливается в дренажный бак.
При необходимости (для предотвращения коксо-
вания форсунок) коллекторы продуваются возду-
хом или нейтральным газом. При аварийном вык-
лючении подача топлива в КС прекращается
с любого режима, а топливо из коллекторов слива-
ется в дренажный бак.
Работа на основных режимах
Топливо подается подкачивающим насосом
через ТМТ и основной топливный фильтр (ОТФ)
на вход в качающий узел высокого давления. От
качающего узла топливо высокого давления пода-
ется в топливодозирующую систему. Часть его от-
бирается на привод механизации двигателя и на соб-
ственные нужды элементов топливной системы
(топливо используется как рабочее тело в элемен-
тах исполнительной части автоматики). Из системы
управления механизацией двигателя и из элементов
автоматики топливо через фильтр сливается на вход
в подкачивающий насос, реже на вход в ОТФ.
Часть топлива отбирается в систему охлаждения
агрегатов и маслосистемы двигателя (и гидросис-
темы самолетных агрегатов) и может затем перепус-
каться в бак самолета. Отдозированное топливо рас-
пределяется по коллекторам форсунок КС.
При включении форсажного режима форсаж-
ным регулятором выдается команда на подачу топ-
лива в форсажный насос или на его включение,
если насос приводится автономным электродвига-
телем или воздушной турбиной. Топливо высоко-
Глава 12 - Системы ГТД
БАК
ДГ - ДР КЗ ФР
КП
В систему
утилизации дренажа
НП
ТНА
Газовоздушный
теплообменник
Воздух на охлаждение
масла и турбины
КР
Воздух из КВД
Газ из-за
д
Теплообменник
-газификатор
турбины
Рисунок 12.2.1.4_1 - Топливная система двигателя на гриогенном топливе
КП - кран пожарный; НП - насос подкачивающий; КР - кран распределительный;
КД - клапан дренажный; ТНА - турбонасосный агрегат; Д - дроссель; ДГ - дозатор
топливного газа; ДР - датчик расхода газа; КЗ - клапан запорный; ФР - форсунки
го давления от форсажного насоса подается к до-
затору (дозаторам) форсажного топлива и далее
распределяется по коллекторам форсунок ФК.
Работа на аварийных режимах
В полете могут возникать аварийные ситуа-
ции, требующие немедленной посадки самолета.
Если на момент возникновения такой ситуации
остаток топлива в баках превышает аварийный
объем, то на исправном двигателе по команде пи-
лота может быть включен сливной клапан (на фор-
сажном двигателе - форсажный топливный насос),
и излишнее топливо из баков через клапан и тру-
бопровод сливается.
Работа топливной системы на СПГ
Топливная система самолета и двигателей на
СПГ имеет особенности. Топливные баки должны
иметь двухстенную конструкцию. Бак, топливные
трубопроводы и агрегаты криогенного топлива
должны иметь эффективную теплоизоляцию.
В настоящее время ведутся работы по созда-
нию двух вариантов топливных систем:
-	двухтопливный вариант - двигатель может
работать как на керосине, так и на СПГ. Топливная
система двигателя имеет два комплекта аппарату-
ры традиционный керосиновый контур и допол-
нительный криогенно газовый контур. Переклю-
чение с одного контура на другой может быть
проведено как на неработающем, так и на работа-
ющем двигателе.
-	однотопливный вариант - обеспечивает ра-
боту только на криогенном топливе.
На Рис. 12.2.1.4 1 приведена схема криоген-
но-газовой топливной системы авиационного дви-
гателя.
Система включает в себя:
-	подкачивающий насос (НП);
-	турбонасосный агрегат (ТНА);
-	теплообменник-газификатор (КГТ);
-	дозатор топливного газа (ДГ);
-	запорный клапан (КЗ);
-	распределительный кран (КР).
Кроме того, может быть установлен теплооб-
менник для охлаждения воздуха, отбираемого из
КВД. Газифицированное топливо имеет значитель-
ный хладоресурс, что позволяет применить тепло-
обменники для охлаждения воздуха, подаваемого
для охлаждения маслосистемы двигателя и в сис-
тему охлаждения лопаток турбины.
НП предназначен для обеспечения минималь-
но необходимого давления топлива на входе в ТНА,
обеспечения топливоподачи на режимах захолажи-
вания (прокачка криогенного топлива на останов-
ленном двигателе для исключения газообразования)
и запуска двигателя. НП приводится от коробки
приводов двигателя или автономно электро-, гид-
ро- или пневмомотором.
745
Глава 12 - Системы ГТД
В ТНА происходит повышение давления СПГ
для обеспечения сверхкритического перепада дав-
ления газа на КГТ. Рассматриваемую топливную
систему называют «закрытой», так как для приво-
да ТНА используется энергия топливного газа пос-
ле КГТ. В «открытой» схеме ТНА приводится воз-
духом, отбираемым от двигателя, или применяется
привод насоса СПГ от коробки приводов.
КГТ расположен после турбины двигателя
и использует тепло выхлопных газов для газифи-
кации криогенного топлива. Для устойчивой рабо-
ты теплообменника на нем должен быть обеспе-
чен сверхкритический перепад давления на всех
статических и динамических режимах работы дви-
гателя.
ДГ управляется электронным регулятором
и может быть электро- или гидроприводным.
КР служит для переключения подачи топли-
ва. В режиме захолаживания криогенного контура
топливо подается в топливный бак, при работе дви-
гателя - в КГТ. Захолаживание криогенного конту-
ра производится при заполнении его СПГ (заправ-
ка, демонтажно-монтажные работы) и перед
запуском двигателя с целью исключения образова-
ния при работе газовых «пробок».
Клапаны запорные и клапан распределительный
электроприводные, управляются САУ двигателя.
Работа топливной системы на АСКТ
В настоящее время имеется опыт работы авиа-
ционных двигателей на АСКТ. АСКТ при низких
и умеренных температурах находится в жидком со-
стоянии и подается самолетными и двигательны-
ми насосами аналогично керосинам. При увели-
чении температуры происходит переход фракций
из жидкой фазы в газообразную. Температура на-
чала перехода в газообразную фракцию зависит
от фракционного состава, и обычно составляет
15. ..25°С. Поэтому, как правило, применяют га-
зификацию в топливной системе двигателя и за-
тем дозирование газообразного топлива, и пода-
чу его в КС.
12.2.1.5 - Выбор топливной
системы и ее элементов
12.2.1.5.1 - Выбор топливной системы
Топливную систему двигателя обычно проек-
тируют совместно с САУ.
В соответствии с назначением и выполняе-
мыми функциями с учетом имеющихся аналогов
и прототипов выбирают принципиальную схему
топливной системы и определяют состав агрега-
тов для конкретного проекта двигателя. На
Рис. 12.1.1.1 1 и Рис. 12.1.1.1 2 приведены приме-
ры состава агрегатов топливных систем бесфор-
сажного и форсажного двигателей. При выборе оп-
тимальной топливной схемы оценивают варианты
исполнения, например:
-	интеграция насосов;
-	интеграция насосов, фильтров и теплообмен-
ников в единый агрегат;
-	привод качающих узлов от ротора двигателя
или автономный (от электромотора или воздушной
турбины);
-	интеграция качающего узла, дозатора и рас-
пределителя топлива.
Основное требование к топливной системе
обеспечить КС, ФК и гидроприводные исполни-
тельные механизмы систем двигателя необходи-
мым количеством топлива с требуемым давлени-
ем. Следовательно, одной из основных задач
является выбор насосов топливной системы.
12.2.1.5.2 - Выбор насосов
топливной системы
При выборе насоса определяется требуемая
производительность качающего узла, его напор-
ность и оценивается предварительно мощность его
привода. Расчет производится для характерных
режимов работы двигателя, определенных при рас-
чете высотно-скоростных и дроссельных характе-
ристик. С учетом рассчитанных параметров под-
бирают насос из имеющихся или выпускают ТЗ на
его проектирование.
Для каждого насоса (подкачивающий, основ-
ного топлива, форсажного топлива, привода меха-
низации двигателя и привода сопла) составляется
алгоритм расчета в зависимости от принятой схе-
мы топливной системы двигателя.
Потребная производительность насоса опре-
деляется по формуле:
~ ^КС + ^САУ + ^МЕХ + ^ОТБ + ^ПЕР’
где М|<(	- расход топлива в КС (для форсажного
насоса Мкс - расход топлива в ФК, для
подкачивающего насоса Мкс - сум-
марный расход топлива в КС и ФК);
МСАУ - расход топлива для обеспечения рабо-
ты агрегатов топливной системы, в ко-
торых топливо является рабочим
телом;
ММЕХ - отбор топлива на гидроприводные
исполнительные механизмы САУ;
М0ТБ - отбор топлива на самолетные нужды;
746
Глава 12 - Системы ГТД
МПЕР - отбор топлива на охлаждение
агрегатов двигателя.
Расход топлива в КС определяется с учетом
ухудшения характеристик двигателя по наработке
и с учетом необходимого избытка при приемисто-
сти. Расход топлива на гидропривод определяется
при максимальном быстродействии механизации
и возможном одновременном срабатывании не-
скольких групп гидроприводов. Для уменьшения
требуемого расхода топлива необходимо по воз-
можности разнести по времени срабатывание групп
гидроприводов.
Потребная напорность качающего узла опре-
деляется выражением:
др =р -р
Н Н НВХ’
где Рн - давление топлива за качающим узлом;
Рнвх ~ Давление топлива на входе в качающий
узел.
Для подкачивающего центробежного насоса
напорность качающего узла определяется мини-
мально допустимым давлением топлива на входе
в насосы высокого давления для подачи топлива
в КС, насос привода механизации и насос привода
сопла. Давление топлива за насосом высокого да-
валения в магистрали топливопитания КС опреде-
ляется по формуле:
р =р +др +др +др др +др
н к тк РТ ТФ ТР ТДИ’
где Рк - давление воздуха в КС;
ДРТК - перепад давления топлива в форсун-
ках КС;
ДРрт - перепад давления топлива в распре-
делителе расхода топлива по контурам
форсунок (коллекторам форсунок);
ДРТф - перепад давления топлива
на топливном фильтре в магистрали
от насоса к распределителю топлива;
4Ртр - потери давления топлива в трубо-
проводах от насоса до форсунок;
4-^тди ~ перепад давления топлива
на дозирующем органе топливо-
дозирующего агрегата.
Величины АРТК, ДРрт, ДРТф, ДР.{рзависят от
величины расхода топлива в данной магистрали
(4РТК, 4Ррт, 4РТф, 4Ртр= Ж бт)).
Для центробежного насоса высокого давления
величина Рн является расчетной. Величина давле-
ния топлива за центробежным качающим узлом,
определенная по напорной характеристике долж-
на быть не меньше расчетной. В противном слу-
чае необходимо увеличить его напорность за счет
увеличения частоты вращения ротора насоса из-
менением передаточного отношения в приводе ко-
робки приводов.
Мощности привода определяется по формуле:
7V = к ДРМ /(у Г] ),
где /т - удельная плотность топлива при
данной температуре,
?7Н - объёмный к.п.д. насоса
12.2.1.5.3 - Определение подогре-
вов топлива в топливной системе
Основными источниками тепла является по-
догрев топлива в топливных насосах, ТМТ, а так-
же в гидроцилиндрах топливной системы.
Подогрев топлива в топливном насосе зави-
сит от величины его объёмного к.п.д. ?7Н. Величи-
на теплоподвода к топливу в топливном насосе оп-
ределяется по формуле
ZWH = 4РНМТ (11/ г?н)
Температура топлива на выходе из насоса оп-
ределяется по формуле:
Гтвых = (rTBXMT СРТ + ^н) / Мт СРТ
Величина теплоподвода в топливо в ТМТ оп-
ределяется по формуле:
AV, = кД Сртср 47) ,
где к - коэффициент, зависящий от конструк-
ции теплообменника, определяется
экспериментально и приводится в
документации на теплообменник;
Мр - расход топлива через теплообменник;
Сртср - удельная теплоемкость топлива при
средней температуре топлива в ТМТ;
ДГ - перепад температур топлива на
выходе и входе в ТМТ, определяемый
jzqjz ЛТ — Т Т
JXOJX дл-f т л твых л твх.
Величина теплоподвода в топлива равна вели-
чине теплосъёма в ТМТ из масла двигателя:
^vM = срмср дтм,
где М№ - прокачка масла через двигатель (через
ТМТ);
Срмср - удельная теплоемкость масла при
средней температуре масла в
747
Глава 12 - Системы ГТД
теплообменнике;
АТ - перепад температур масла на входе
и выходе ТМТ, определяемый как
АТ = Т Т
м мвх мвых
Температура топлива на выходе из ТМТ оп-
ределяется как:
ТТвых = (ЛМЛВХ Сртср + ANJ / кМ{ Срмср
Подогрев топлива в гидроцилиндрах топлив-
ной системы зависит от их расположения на дви-
гателе (от температуры воздуха и корпуса двига-
теля в месте их установки), расхода топлива при
срабатывании гидроцилиндра, расхода топлива,
охлаждающего гидроцилиндр и качества теплоизо-
ляции гидроцилиндра и подводящих топливо тру-
бопроводов.
Величина теплоподвода в гидроцилиндры оп-
ределяется экспериментально или расчетно-экспе-
риментально с учетом данных по аналогам и про-
тотипам топливной системы.
12.2.1.5.4 - Обеспечение темпера-
турного состояния топливной
системы
Агрегаты топливной системы должны быть
работоспособны в заданном температурном диапа-
зоне на входе в топливную систему двигателя. При
отрицательной температуре топлива находящаяся
в нем вода кристаллизуется, и кристаллы льда мо-
гут забить топливные фильтры, дроссели и преци-
зионные золотниковые пары гидромеханических
агрегатов, что приведет к отказу топливной систе-
мы и САУ двигателя.
Для исключения образования льда в топливо
добавляют специальные противоводокристаллиза-
ционные присадки или обеспечивают подогрев
топлива на входе в основной топливный фильтр
установкой перед ним топливомасляного теплооб-
менника. Горячее масло двигателя или масло сис-
темы самолетных приводных агрегатов обеспечи-
вает необходимый подогрев топлива. При этом
также происходит охлаждение масла за счет хла-
доресурса топлива. Температура в топливной сис-
теме не должна превышать предельно допустимую,
заданную техническими условиями на топливо.
В случае превышения температуры возможен вы-
ход из строя агрегатов топливной системы из-за за-
сорения их продуктами разложения топлива. Для
обеспечения требуемого температурного режима
ограничивают теплоподвод при высоких темпера-
турах топлива за счет уменьшения расхода масла
через топливомасляный теплообменник или (и)
увеличивают расход топлива через него. Увеличе-
ние расхода топлива через теплообменник дости-
гают включением перепуска части топлива после
него в бак топливной системы самолета. Для
уменьшения теплонапряженности применяют так-
же следующие мероприятия:
-	уменьшают перепуски из-за качающих узлов
на вход в топливную систему двигателя за счет
применения насоса управляемой производительно-
сти (например, плунжерного);
-	применяют пневмопривод или электропри-
вод исполнительных механизмов вместо гидропри-
вода (гидроцилиндров);
-	уменьшают подогрев масла в маслосистеме
двигателя.
12.2.1.5.5 - Математическая модель
топливной системы
Выбор и разработка топливной системы, зна-
чительно облегчается применением ее математи-
ческой модели и программы, работающей в инте-
рактивном режиме. Математическая модель
позволяет определить:
-	давления и температуры по тракту топлив-
ной системы;
-	необходимый расход и давление топлива на
привод гидроцилиндров для обеспечения заданно-
го усилия и быстродействия;
-	требуемые мощности на привод насосов;
-	эффективность различных вариантов систе-
мы и мероприятий по улучшению ее работы.
В математической модели используются экс-
периментально определенные или рассчитанные
характеристики агрегатов и магистралей топлив-
ной системы. Программы расчета математических
моделей топливной системы, двигателя и его САУ
интегрируют. Это позволяет проводить расчеты
состояния топливной системы для всех режимов
работы двигателя в области полетов.
12.2.1.6 - Гидроцилиндры
В качестве силового привода для лопаток
ВНА, клапанов и заслонок, элементов регулируе-
мых сопел и для других целей на авиационных ГТД
широко используются топливные гидроцилиндры.
На двигателе в зависимости от особенностей его
конструкции может применяться от одного-двух до
10... 15 и более гидроцилиндров.
Гидроцилиндр - это исполнительный меха-
низм поступательного движения, преобразующий
энергию потока жидкости в механическую энергию
перемещения поршня. По сравнению с другими
видами силовых приводов (пневмоцилиндрами,
748
Глава 12 - Системы ГТД
Подвод
и отвод
топлива
Подвод
и отвод
топлива
б)
Рисунок 12.2.1.61 - Схемы гидроцилиндров
а)	одностороннего действия;
б)	двустороннего действия;
П - поршневая полость;
Ш - штоковая полость;
1 - цилиндр; 2 - поршень;
3,6 -уплотнения; 4 - пружина;
5 - шток
электродвигателями) гидроцилиндры позволяют
получать достаточно высокие располагаемые (по-
лезные) усилия при относительно малых размерах
и массе. К недостаткам гидроцилиндров следует
отнести ограничения по максимальной температу-
ре применения (во избежание повреждения рези-
новых уплотнительных колец и коксования топли-
ва) и потенциальную пожароопасность.
Основные требования к гидроцилиндрам обес-
печение необходимого полезного усилия, достаточ-
ная прочность, высокая герметичность и надежность,
ремонтопригодность, малые размеры и масса.
Различают гидроцилиндры одностороннего
действия (см. Рис. 12.2.1.6 1а) и двустороннего
(см. Рис. 12.2.1.6 16). Схематично гидроцилиндр
одностороннего действия состоит из собственно
цилиндра 1, поршня 2 со штоком 5, пружины 4
и уплотнения 3. Поршень делит цилиндр на две по-
лости - поршневую (П) и штоковую (Ш). В порш-
невую полость подводится топливо, штоковая по-
лость сообщается с окружающим воздухом.
В исходном состоянии пружина удерживает пор-
шень в крайнем левом положении. В гидроцилиндр
подается топливо с высоким давлением, поршень
начинает перемещаться в крайнее правое положе-
ние (прямой ход поршня), преодолевая сопротив-
ление пружины, трение в уплотнении и нагрузку на
шток от приводимых в движение элементов конст-
рукции двигателя. Для перемещения поршня в ис-
ходное состояние (обратный ход поршня) поршне-
вая полость соединяется со сливом, давление в ней
снижается, и пружина возвращает поршень обрат-
но в крайнее левое положение. Обратному ходу пор-
шня препятствует остаточное давление в поршне-
вой полости, трение в уплотнении и способствует
или препятствует (в зависимости от конкретных ус-
ловий) внешняя нагрузка на шток.
Гидроцилиндр двустороннего действия отли-
чается тем, что топливо подводится и в поршне-
вую, и в штоковую полости. В этой конструкции
кроме поршня уплотняется также шток гидроци-
линдра. Такие гидроцилиндры могут быть без пру-
жины. Если топливо высокого давления подается
в поршневую полость, то штоковая полость соеди-
няется со сливом. И наоборот при подаче топли-
ва высокого давления в штоковую полость со сли-
вом соединяется поршневая. Применяется и другая
схема подключения гидроцилиндров двусторонне-
го действия, когда в штоковую полость постоянно
подводится топливо высокого давления. Преиму-
ществами двусторонних цилиндров является полу-
чение большего полезного усилия при обратном
ходе поршня, а также меньшие размеры и масса.
Недостатки заключаются в усложнении конструк-
ции гидроцилиндра (наличие второго подвижного
уплотнения), в необходимости использования бо-
лее сложного внешнего узла управления подачей
топлива, в применении дополнительных трубопро-
водов.
Основные геометрические параметры гидро-
цилиндра - диаметр поршня (</п), диаметр штока
(</ш) и ход поршня (Л).
Величину полезного (располагаемого) усилия
(Ргц), развиваемого гидроцилиндром при прямом
и обратном ходе, можно определить по формуле:
F = F F F ±F
ГЦ П Ш ПР ТР’
где F([	- усилие, создаваемое поршневой
полостью (Fn = Рп л d^/4);
749
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.2.1.6_2 - Гидроцилиндр одностороннего
действия:
П - поршневая полость;
Ш — штоковая полость;
1 - корпус (цилиндр); 2 - пор-
шень; 3 - крышка; 4 - штуцер;
5, 6 - кольца уплотнительные
резиновые; 7,8 - пружины;
9 - крепежное отверстие
F||(	- усилие, создаваемое штоковой
полостью (Гш = Рш тг(</и2 - </ш2)/4);
F[[p	- усилие пружины (при отсутствии
пружины F[[p = 0);
FTp - сила трения в уплотнениях (сила
FTp всегда противоположна
силе Fru);
Рп и Р - избыточное давление топлива
в поршневой и штоковой полостях
гидроцилиндра соответственно (для
одностороннего гидроцилиндра
Лп = 0)-
Время срабатывания одностороннего гидроци-
линдра (^.ц) зависит от расхода топлива (0П), пода-
ваемого в поршневую полость или сливаемого из нее:
где ДУ - изменяемый объем поршневой полости
(ДГп = ^п2/1/4).
Для двустороннего цилиндра:
^ = 4^/^= ДГш/еш,
где Qm - расход топлива, подаваемого в штоко-
вую полость или сливаемого из неё;
- изменяемый объем штоковой полости
(ДГш = ^п2-</ш2)й/4).
Детали гидроцилиндров изготавливаются из
легированных сталей и титановых сплавов. Уплот-
нения поршней и штоков осуществляются с помо-
щью резиновых колец, резиновых и фторопласто-
вых манжет. Высокие требования по шероховатос-
ти (не более Ra = 0,1 мкм) и точности изготовления
предъявляются к рабочим поверхностям корпусов
(цилиндров) и поршней. Для повышения износо-
стойкости рабочие поверхности цилиндров и што-
ков азотируются, никелируются или хромируются.
На двигателях применяются самые разнооб-
разные конструкции гидроцилиндров с различны-
ми сочетаниями геометрических параметров. Для
примера на Рис. 12.2.1.6 2 показан гидроцилиндр
одностороннего действия, предназначенный для
привода заслонок перепуска воздуха и устанавли-
ваемый на корпус КВД. Гидроцилиндр состоит из
корпуса (цилиндра) 1, выполненного за одно це-
лое со штоком поршня 2, крышки 3 со штуцером 4
для подвода (отвода) топлива и пружин 7 и 8. Уп-
лотнение поршня и крышки осуществлено с помо-
щью резиновых колец 5 и 6.
Параметры гидроцилиндра: dn = 59 мм;
= 18 мм; h = 15,5 мм. Установка двух пружин
вместо одной позволяет получить большее усилие
на обратном ходе при меньших размерах и массе
гидроцилиндра. Гидроцилиндр крепится на корпу-
се винтами за фланец 9. Детали гидроцилиндра из-
готавливаются из легированных сталей. Для повы-
шения износостойкости рабочая поверхность
цилиндра азотируется, а у штока - хромируется.
На Рис. 12.2.1.6 3 представлен гидроцилиндр
двустороннего действия, состоящий из корпуса
(цилиндра) 1, поршня 2, крышки 3 с регулировоч-
ным винтом 6 и соединенной с поршнем тяги 11.
Для подвода и отвода топлива на крышке и корпу-
се предусмотрены штуцеры. Поршень и крышка
уплотнены резиновыми кольцами 4, 5 и 7. Шток
для повышения надежности уплотнен резиновым
кольцом 16 и фторопластовой манжеты 14. Кроме
того, на штоке установлены упругие металлические
кольца 12 и 13, которые очищают рабочую поверх-
ность корпуса от загрязнений, улучшая условия ра-
боты узла уплотнения. Параметры гидроцилиндра:
dn = 52 мм; = 30 мм; йМАХ = 60 мм. Регулировоч-
ный винт 6 и имеющаяся на тяге 11 муфта позво-
ляют регулировать крайние положения поршня при
прямом и обратном ходе. Крепится гидроцилиндр
винтами за боковые приливы на корпусе через от-
верстия 8 и 10. Отверстие 9 предназначено для
штифта, обеспечивающего повышение точности ус-
тановки гидроцилиндра на двигатель. Детали гид-
роцилиндра изготавливаются из легированных ста-
лей, кроме крышки, выполненной из титанового
сплава. Для повышения износостойкости рабочие
поверхности корпуса (цилиндра) никелированы.
750
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.2.1.63 - Гидроцилиндр двустороннего действия:
П - поршневая полость; Ш - штоковая полость; 1 - корпус; 2 - поршень; 3 - крышка;
4, 5, 7,15,16 - кольца уплотнительные резиновые; 6 - винт регулировочный;
8 и 10 - крепежные отверстия; 9 - отверстие под штифт; 11 - тяга; 12,13 - кольца
пружинные металлические; 14 - манжета фторопластовая
Для обеспечения работоспособности гидроци-
линдров, размещаемых в зонах с относительно вы-
сокой окружающей температурой, предусматрива-
ют различные способы охлаждения - обдув корпусов
более холодным воздухом, выполнение в корпусах
полостей и каналов для продувки охлаждающего
воздуха, перепуск топлива через специальный жик-
лер в поршне, что позволяет отвести избыточное
тепло в сливные линии. Кроме того, может приме-
няться теплоизоляция гидроцилиндров и др.
Конструкция гидроцилиндров достаточно от-
работана на практике и обеспечивает необходимые
безотказность и ресурс. Наличие дефектов обычно
связано с нарушением условий эксплуатации. Чаще
всего неисправностью гидроцилиндра является раз-
герметизация из-за механического или термическо-
го повреждения уплотнительных колец или манжет.
Механическое повреждение колец становится воз-
можным при нерасчетных боковых нагрузках,
приводящих к касанию поршня или штока боковой
поверхности цилиндра и ее повреждению (образо-
вание выработок).
Более подробно вопросы, касающиеся схем,
конструкций, характеристик и расчета гидроци-
линдров, изложены в специальной литературе
[12.2.4.2].
12.2.1.7 - Топливные фильтры
Чистота топлива во многом определяет надеж-
ность работы качающих узлов насосов и элементов
топливо-регулирующей аппаратуры. Для очистки
топлива от механических загрязнений применяют
фильтры. Фильтр это агрегат, в котором обеспе-
чивается удаление из жидкости механических заг-
рязнений посредством ее пропускания через пори-
стые или ячеистые материалы. Чем меньше ячейки
или поры, тем лучше очищается жидкость.
Фильтры условно подразделяют на поверхно-
стные и глубинные. В поверхностных фильтрах ча-
стицы загрязнений задерживаются, в основном, на
поверхности фильтрующего материала, в глубин-
ных по всей его толщине. К фильтрам поверхнос-
тного действия относят фильтры с использованием
металлических и неметаллических сеток, бумаги,
тканей. К фильтрам глубинного действия относят-
ся керамические и металлокерамические фильтры,
а также некоторые типы бумажных фильтров.
Наибольшее распространение в топливных си-
стемах ГТД получили сетчатые фильтры, в которых
используются сетки квадратного или саржевого пле-
тения из металлической проволоки круглого сече-
ния (латунь, бронза, нержавеющая сталь, никель).
751
Глава 12 - Системы ГТД
Одним из основных параметров фильтра явля-
ется тонкость фильтрации. Различают абсолютную
и номинальную тонкость фильтрации. Абсолютная
тонкость фильтрации соответствует максимально-
му размеру частиц, пропускаемых фильтром. Номи-
нальная тонкость фильтрации соответствует разме-
ру частиц, не менее 97 % которых задерживаются
фильтром. Например, если указывается, что фильтр
обеспечивает абсолютную тонкость фильтрации
25 мкм и номинальную 16 мкм, это означает, что
в отфильтрованном топливе будут отсутствовать
частицы размером более 25 мкм и будет содержать-
ся не более 3 % частиц размером 16.. .25 мкм.
В системе топливопитания двигателя устанав-
ливается основной топливный фильтр (ОТФ) и ряд
вспомогательных фильтров. ОТФ устанавливается
перед насосом высокого давления и обеспечивает
фильтрацию всего топлива, поступающего в двига-
тель. Вспомогательные фильтры устанавливаются на
входе в отдельные агрегаты, а также в сливных ма-
гистралях, соединяющих агрегаты с основной маги-
стралью топливопитания двигателя помимо ОТФ.
ОТФ должен удовлетворять следующим тре-
бованиям:
-	обеспечивать необходимую степень фильт-
рации топлива в течение установленного межпро-
мывочного ресурса;
-	иметь достаточную пропускную способ-
ность (т.е. перепад давления на чистом фильтре при
максимальном расходе топлива не должен превы-
шать заданной величины);
-	в конструкции фильтра должен быть предус-
мотрен перепускной клапан, открывающийся при
нерасчетном засорении фильтроэлемента и обеспе-
чивающий подачу топлива с необходимым расходом;
-	фильтр должен быть оборудован сигнализа-
тором перепада давления, позволяющим опреде-
лить предельное засорение фильтроэлемента;
-	на фильтре должны быть установлены уст-
ройства (клапаны) для слива топлива из полости
фильтроэлемента перед его снятием и для страв-
ливания воздуха после его установки;
-	фильтр должен располагаться в легкодоступ-
ном месте на двигателе. Не допускается демонтаж
каких-либо агрегатов, датчиков, трубопроводов
и электропроводки при съеме фильтроэлемента;
-	фильтроэлемент должен быть легкосъемным.
При снятии фильтроэлемента должна исключать-
ся возможность попадания загрязнений в топлив-
ную систему;
-	расположение перепускного клапана долж-
но сводить к минимуму возможность попадания за
фильтр скопившихся загрязнений в случае его от-
крытия;
-	фильтроэлемент и фильтр должны обладать
достаточной прочностью и герметичностью;
-	назначенный ресурс и срок службы должны
быть не меньше, чем для двигателя в целом;
-	масса и размеры фильтра должны быть ми-
нимальными.
Для применения на отечественных ГТД разра-
ботаны топливные фильтры унифицированной кон-
струкции. Основные параметры и размеры фильт-
ров приведены вОСТ1 03512-80, технические
условия - в ОСТ1 00852-88.
Фильтры обеспечивают тонкость фильтрации:
номинальную - 16 мкм; абсолютную - 25 мкм. По
пропускной способности они поделены на 7 типо-
размеров - с максимальным расходом топлива от
6000 до 20400 л/ч. Перепад давления на фильтре
при максимальном расходе топлива для каждого ти-
поразмера не превышает 0,2.. .0,3 кгс/см2. Перепус-
кной клапан настроен на давление открытия
0,7...0,8 кгс/см2. Фильтры имеют электрический
сигнализатор перепада давления на фильтроэлемен-
те, срабатывающий при повышении перепада до
(0,4 ± 0,1) кгс/см2. Для слива топлива и стравлива-
ния воздуха на фильтрах установлены шариковые
клапаны. Фильтры рассчитаны на эксплуатацию
при рабочем давлении топлива до 10...20 кгс/см2
(в зависимости от типоразмера) и температуре до
180°С. Окружающая температура может составлять
до 350°С. Герметичность и прочность фильтров
проверяется при давлении, равном 1,5'Р , при
этом фильтры не должны разрушаться при давле-
нии менее 3-РрАБ (где РрАБ - максимальное рабочее
давление топлива).
Пример фильтра унифицированной конструк-
ции приведен на Рис. 12.2.1.7 1.
Фильтр состоит из корпуса 1 с фланцами для
подвода и отвода топлива, установленного в кор-
пусе перепускного диафрагменного клапана 6, ста-
кана 7, который крепится к корпусу с помощью
резьбы, и фильтроэлемента 8, размещенного меж-
ду дном стакана и перепускным клапаном. Снару-
жи на корпусе фильтра установлены электричес-
кий сигнализатор перепада давления 4 и клапан
для стравливания воздуха 2. В нижней части ста-
кана имеется сливной клапан 9. Фильтроэлемент
содержит перфорированные каркас 10 и защитный
кожух 12, между которыми размещена фильтру-
ющая сетка 11 из никелевой проволоки саржево-
го плетения, выполненная с продольными гофра-
ми в виде цилиндра. Такая форма придается сетке
для того, чтобы при относительно небольших раз-
мерах фильтроэлемента обеспечить достаточную
величину фильтрующей поверхности. В данном
случае это около 0,48 м2. Для повышения прочно-
752
Глава 12 - Системы ГТД
сти с внутренней стороны фильтрующей сетки ус-
тановлена более грубая защитная сетка из сталь-
ной нержавеющей проволоки. По торцам сетки
и каркас привариваются к фланцам фильтроэле-
мента. Крепление фильтра осуществляется за спе-
циальные ушки (приливы) 3, 5 и 13 с отверстия-
ми, имеющиеся на корпусе.
При работе двигателя топливо через входной
фланец поступает в стакан, проходит через фильт-
роэлемент и отводится через выходной фланец.
При полном засорении фильтроэлемента возрас-
тает перепад давления между входом и выходом
из фильтра, открывается перепускной клапан
Рисунок 12.2.1.7_1 - Основной топливный фильтр
унифицированной конструкции
1 - корпус; 2 - клапан стравли-
вания воздуха; 3, 5,13 -ушки
для крепления фильтра;
4 - электрический сигнализа-
тор перепада давления; 6 - пе-
репускной клапан; 7 — стакан;
8 - фильтроэлемент; 9 - слив-
ной клапан; 10 - каркас;
11 - фильтрующая сетка;
12 - защитный кожух
и топливо проходит через фильтр, минуя фильтро-
элемент. За некоторое время до этого (т.е. при мень-
шем перепаде давления) срабатывает электричес-
кий сигнализатор, выдавая сигнал в систему
контроля о засорении фильтра. Для замены филь-
троэлемента из полости фильтра сливается топли-
во через сливной клапан 9, отворачивается стакан,
вместо загрязненного фильтроэлемента устанавли-
вается чистый. После заворачивания стакана че-
рез клапан 2 стравливается воздуха и фильтр за-
полняется топливом.
Максимальная пропускная способность филь-
тра 12000 л/ч. Корпус фильтра выполнен из алю-
миниевого сплава, детали стакана из титановых
сплавов, остальные детали из нержавеющей ста-
ли, титановых и алюминиевых сплавов.
При наличии больших потребных расходов
топлива (например, в ТРДФ и ТРДДФ) применя-
ют многосекционные основные топливные филь-
тры с унифицированными фильтроэлементами.
Многосекционные фильтры имеют меньшую мас-
су, размеры и более удобны в обслуживании по
сравнению с одно секционными фильтрами такой
же пропускной способности.
Пример конструкции многосекционного
фильтра показан на Рис. 12.2.1.7 2. В корпус 1
ввернуты стаканы 2 и 6, в которых размещены оди-
наковые фильтроэлементы 3 и 7. Конструкция
Рисунок 12.2.1.7_2 - Двухсекционный основной топ-
ливный фильтр
1 - корпус; 2,6 — стаканы;
3,7 - фильтроэлементы;
4, 5 - перепускные клапаны;
8 - кран сливной; 9 - электри-
ческий сигнализатор перепада
давления
753
Глава 12 - Системы ГТД
фильтроэлементов аналогична вышеописанной.
Внутри стаканов установлены тарельчатые пере-
пускные клапаны 4 и 5. Кроме того, фильтр обору-
дован электрическим сигнализатором перепада
давления 9 и краном 8 для слива топлива.
При работе двигателя топливо от входного
фланца параллельными потоками поступает в оба
стакана, проходит через фильтроэлементы и, соеди-
няясь, отводится через выходной фланец. Фильтр
рассчитан на максимальный расход топлива до
50000 л/ч. Корпус фильтра выполнен из алюминие-
вого сплава, стаканы из титановых сплавов, ос-
тальные детали из легированных сталей.
В отличие от основного топливного фильтра
вспомогательные фильтры имеют меньшие разме-
ры, и их конструкция может быть существенно
проще. На Рис. 12.2.1.7 3 представлен фильтр, ус-
танавливаемый на входе в агрегат распределения
топлива и выполняющий защитные функции по
предотвращению попадания в указанный агрегат
механических частиц в случае их вымывания из
топливомасляного теплообменника. Фильтр обес-
печивает номинальную тонкость фильтрации
35 мкм, абсолютную - 40 мкм. Максимальный рас-
ход топлива через фильтр 10000 л/ч. Фильтроэле-
мент в эксплуатации не обслуживается.
Конструктивно фильтр состоит из корпуса 2
и двух крышек 1 и 7 со штуцерами подвода и от-
вода топлива. Крышка 1 является одновременно
деталью фильтроэлемента - к ней приварен труб-
чатый каркас 3 с окнами 4. С другой стороны кар-
Рисунок 12.2.1.7_3 - Вспомогательный топливный
фильтр
1,7 - крышки; 2 - корпус;
3 - каркас; 4 - окно; 5 - фильт-
рующая сетка; 6 - опора;
8, 9 - кольца уплотнительные
резиновые
кас приварен к опоре 6. Вокруг каркаса в один слой
обернута фильтрующая сетка 5. Для повышения
прочности фильтрующая никелевая сетка помеще-
на между слоями более грубой защитной сетки из
латунной проволоки. Сетки крепятся к каркасу по
краям с помощью кольцевых паяных швов. Про-
дольный стык сеток также пропаивается. Уплот-
нение фильтра выполнено с помощью резиновых
колец 8 и 9. Корпус фильтра и крышка 7 изготав-
ливаются из титановых сплавов, детали фильтроэ-
лемента из легированных сталей.
Более подробные сведения по конструкции
и характеристикам фильтров, а также вопросы их
проектирования изложены в специальной литера-
туре [12.2.4.1, 12.2.4.4, 12.2.4.8].
12.2.2 - Особенности топливных
систем ГТУ
12.2.2.1 - Назначение топливной си-
стемы
Топливная система предназначена для пода-
чи топлива в КС ГТУ на всех режимах работы.
12.2.2.2 - Выбор топливной системы
и ее элементов
Основными параметрами, определяющими
выбор топливной системы ГТУ [12.2.4.9,12.2.4.10,
12.2.4.11J и ее элементов, являются:
-	виды применяемых топлив;
-	максимальный расход топлива в КС;
-	максимальное давление газа в камере сгора-
ния ГТУ.
Виды применяемого топлива (газ, жидкость)
определяют состав элементов (агрегатов) топлив-
ной системы.
При использовании газообразного топлива
топливная система включает в себя:
-	стопорный клапан первый;
-	стопорный клапан второй;
-	дозатор газа;
-	трубопроводы;
-	форсунки КС.
На Рис. 12.2.2 1 показана схема топливной
системы ГТУ, работающей на природном газе.
При использовании жидкого топлива в состав
топливной системы входят:
-	подкачивающий насос (при необходимости);
-	топливный фильтр;
-	насос высокого давления;
-	дозатор жидкого топлива,
754
Глава 12 - Системы ГТД
Топливный газ
из системы
подготовки газа
ОГК2
Управляющий
электрический сигнал от
электронного регулятора
Рисунок 12.2.2_1 - Схема топливной системы ГТД наземного применения, работающего на газообразном
топливе
Топливо
жидкое
Управляющий электрический
сигнал от электронного регулятора
Рисунок 12.2.2_2 - Схема топливной системы ГТД наземного применения, работающего на жидком топли-
ве: УПФ - устройство переключения фильтров; Ф1, Ф2, ФЗ - фильтры топливные; ЗК1,
ЗК2 - запорные клапаны
Рисунок 12.2.2 3 - Схема топливной системы двухтопливного ГТД наземного применения
УПФ - устройство переключения фильтров; Ф1, Ф2, ФЗ - фильтры топливные;
ЗК1, ЗК2 - запорные клапаны
755
Глава 12 - Системы ГТД
-	распределитель топлива по контурам форсу-
нок (для многоконтурных форсунок);
-	форсунки КС;
-	трубопроводы
Необходимость применения подкачивающего
насоса определяется величиной располагаемого дав-
ления топлива на входе в топливную систему ГТУ
и величиной требуемого давления на входе в насос
высокого давления. Кроме того, в состав топливной
системы ГТУ могут входить теплообменники, ис-
пользующие топливо в качестве хладоагента.
На Рис. 12.2.2 2 показана схема топливной
системы ГТУ, работающей на жидком топливе.
Топливная система двухтопливных ГТУ вклю-
чает себя перечисленные выше элементы топливной
системы ГТУ, работающей на газообразном топли-
ве, и элементы топливной системы ГТУ, работаю-
щей на жидком топливе. Дополнительно в топлив-
ную систему двухтопливных ГТУ входят запорные
клапаны и/или клапаны переключения, обеспечива-
ющие переход с жидкого топлива на газообразное
и наоборот.
На Рис. 12.2.2 3 показана схема топливной
системы энергетической ГТУ, работающей на га-
зообразном и жидком топливе.
Максимальный расход топлива в камеру сго-
рания определяет типоразмер основных элементов
топливной системы ГТУ: отсечные клапаны, доза-
торы, насосы, трубопроводы, фильтры, распреде-
лители топлива.
По характеристике топливных форсунок
для максимального расхода топлива
Ц МАХ определяется максимальный перепад давле-
ния на топливных форсунках ДРфМАХ Зная макси-
мальное давление газа в камере сгорания ГТУ
и ДРфМАХ можно определить максимальную по-
требную величину давления топлива перед топлив-
ными форсунками:
Р =Р +ДР
ТМАХ КМАХ. ФМАХ.
Для топливной системы ГТУ, работающей на
газе, величина РТМАХ определяет (с учетом потерь
давления топливного газа в трубопроводах и в выб-
ранных агрегатах) величину минимально-допусти-
мого давления топливного газа на входе в систему
топливопитания ГТУ (из системы подготовки газа).
Для топливной системы ГТУ, работающей на
жидком топливе, величина РШАХ определяет напор-
ность насоса высокого давления (величину давле-
ния топлива за насосом высокого давления) с уче-
том потерь давления топлива на участке топливной
системы после насоса высокого давления до фор-
сунок.
756
12.2.2.3 - Основные характеристики
топливной системы
Характеристики топливной системы определя-
ются назначением ГТУ и видом применяемых топ-
лив. ГТУ для привода центробежных нагнетателей
природного газа в качестве топлива используют
природный газ. ГТУ для привода турбогенераторов
в качестве топлива используют газообразное топ-
ливо (природный газ) и жидкое топливо (дизель-
ное, газотурбинное).
Возможность использования других видов
топлива (попутный газ, генераторный, доменный,
коксовый и др. газы; реактивные топлива ТС-1, РТ
и т.д.) с отличающимися характеристиками согла-
суется между разработчиком и заказчиком.
Основные характеристики топлива на входе
в топливную систему ГТУ:
-	давление,
-	температура,
-	чистота,
-	содержание коррозионно-опасных реагентов.
Кроме того, параметрами, характеризующи-
ми топливную систему ГТУ, являются:
-	максимальный расход топлива в КС,
-	характеристика топливных форсунок
Ц=/^ф)-
Для топливных систем ГТУ, работающих на
жидком топливе, существенными являются пара-
метры, определяющие тепловое состояние топлив-
ной системы. К этим параметрам относятся:
-	мощность приводных топливных насосов;
-	количество тепла, передаваемого в топливо
теплообменниками, установленными в топливной
системе;
-	расход топлива в камеру сгорания на харак-
терных эксплуатационных режимах.
12.2.2.4 - Работа топливной системы
Работу топливной системы рассмотрим на
примере топливной системы ГТУ, работающей на
газообразном топливе (см. Рис. 12.2.2 1).
Топливо из системы подготовки газа подво-
дится к первому отсечному клапану. При наличии
сигнала из САУ на открытие этого клапана топлив-
ный газ поступает ко второму отсечному клапану
и при наличии сигнала на его открытие топливо
подводится к дозатору газа. Отдозированное коли-
чество топливного газа после дозатора подается
в коллектор, откуда через форсунки поступает в КС.
Глава 12 - Системы ГТД
12.2.3 - Англо-русский словарь-ми-
нимум
boost impeller подкачивающий насос
boostfer] pump подкачивающий насос
centrifugal pump центробежный насос
check valve - запорный клапан
drains tank дренажный бак
drip valve - сливной клапан
dump valve - сливной клапан
fuel filter - топливный фильтр
fuel metering valve - клапан управления подачей
топлива; дроссельный кран (игла)
fuel pump топливный насос
Fuel Pump Unit (FPU) - блок топливных насосов
Fuel return valve (FRV) - клапан слива (сброса) топ-
лива
Fuel spray nozzle (FSN) - топливная рабочая фор-
сунка
fuel system - топливная система
gear pump шестеренный насос
high pressure fuel pump основной топливный на-
сос
hydraulic actuator - гидравлический привод (гид-
роцилиндр)
impeller - рабочее колесо, крыльчатка, центробеж-
ный насос
low pressure fuel pump топливный подкачиваю-
щий насос
main pump основной насос
metering valve - дозирующая игла, дозирующий
клапан
pilot valve - золотник
plunger pump - плунжерный насос
spell velve - сливной клапан
pressure drop [control] velve - клапан постоянного
перепада давлений
12.2.4 - Перечень использованной
литературы
12.2.4.1.	Раздолии М.В., Сурков Д.Н. Агрегаты воз-
душно-реактивных двигателей. - М.: Машиностро-
ение, 1973. - 352 с.
12.2.4.2.	Башта Т.М. Объемные насосы и гидрав-
лические двигатели гидросистем. -М.: Машино-
строение, 1974. - 606 с.
12.2.4.3.	Полиновский А.Ю., Лещинер Л.Б. Авиа-
ционные центробежные насосные агрегаты. 2-е
изд. - М.: Машиностроение, 1978. -216с.
12.2.4.4	Авиационные фильтры для топлив, масел,
гидравлических жидкостей и воздуха. /К.В. Рыба-
ков, Ю.И. Дмитриев, А.С. Поляков. - М.: Маши-
ностроение, 1982. - 103 с.
12.2.4.5.	Андреев Е.И. Расчет тепло - и массооб-
мена в контактных аппаратах. Л.: Энергоатомиз-
дат, 1985. - 192с.: ил.
12.2.4.6.	Котляр Я.М. и др. Методы и задачи теп-
лообмена. - М.: Машиностроение, 1987. - 320с.
12.2.4.7.	Лыков А.В. Тепломассообмен: Справоч-
ник. -2-е изд., перераб. и доп. -М.: Энергия, 1987.
-480 с.
12.2.4.8.	Коваленко В.П., Ильинский А.А. Основы
техники очистки жидкостей от механических заг-
рязнений. - М.: Машиностроение, 1982. - 272 с.
12.2.4.9.	ГОСТ 28775-90 Агрегаты газоперекачи-
вающие с газотурбинным приводом. Общие тех-
нические условия
12.2.4.10.	ГОСТ 29328-92 Установки газотурбин-
ные для привода турбогенераторов. Общие техни-
ческие условия
12.2.4.11.	Ольховский Г.Г. Энергетические газотур-
бинные установки. - М.: Энергоатомиздат, 1985.
757
Глава 12 - Системы ГТД
12.3 - Системы диагностики
Техническая диагностика это новая область
знаний, возникшая в связи с потребностями совре-
менной техники. Она охватывает теорию, методы
и средства определения технического состояния
различных объектов, в том числе и авиационных
ГТД. Применение диагностики при их эксплуата-
ции обусловлено невозможностью изготовления аб-
солютно надежных отдельных деталей и узлов,
а также вероятностью некачественной сборки и ре-
монта двигателей. Вложение средств в техническую
диагностику можно считать «платой» за экономию
при разработке, тестировании, изготовлении, сбор-
ке и испытаниях газотурбинных двигателей. Диаг-
ностика решает задачи их безопасной эксплуатации,
поэтому экономическая эффективность диагности-
ки может выражаться, прежде всего, в стоимости
последствий несостоявшихся аварий и катастроф.
Но есть и более тонкая составляющая эконо-
мической эффективности применения диагности-
ки это возможность оптимизации загрузки обо-
рудования, планирование ремонтов и замены
модулей, агрегатов, деталей, увеличение ресурса
за счет обеспечения эксплуатации ГТД по техни-
ческому состоянию с учетом фактического време-
ни работы на наиболее напряженных режимах.
12.3.1 - Общие вопросы
диагностирования
Ниже представлены наиболее часто применяе-
мые диагностические термины и определения в со-
ответствии с ГОСТ [12.3.9.1... 12.3.9.6].
Техническое диагностирование — определение
технического состояния объекта.
Техническое состояние — состояние, которое
характеризуется в определенный момент времени,
при определенных условиях внешней среды, зна-
чениями параметров, установленных технической
документацией на объект.
Контроль технического состояния — провер-
ка соответствия значений параметров объекта тре-
бованиям технической документации и определе-
ние на этой основе одного из заданных видов
технического состояния в данный момент. Видами
технического состояния являются, например, ис-
правное, работоспособное, неисправное, нерабо-
тоспособное и т.п. в зависимости от значений па-
раметров в данный момент времени.
Параметр технического состояния — величи-
на, характеризующая способность объекта диаг-
ностирования выполнять возложенные на него
функции.
758
Исправное состояние — состояние объекта,
при котором он соответствует всем требованиям
нормативно-технической и конструкторской (про-
ектной) документации.
Неисправное состояние — состояние объекта,
при котором он не соответствует хотя бы одному
из требований нормативно-технической и конст-
рукторской (проектной) документации.
Работоспособное состояние — состояние
объекта, при котором значения всех параметров,
характеризующих способность выполнять задан-
ные функции, соответствуют требованиям норма-
тивно-технической и конструкторской (проектной)
документации.
Диагностический (контролируемый) пара-
метр - параметр объекта, используемый при его
диагностировании (контроле).
Прогнозирование технического состояния —
определение технического состояния объекта с за-
данной вероятностью на предстоящий интервал
времени.
Алгоритм технического диагностирования —
совокупность предписаний, определяющих после-
довательность при проведении диагностирования.
Термин «техническое диагностирование» в от-
личие от словосочетания «техническая диагности-
ка» обозначает сам рабочий процесс.
12.3.1.1 - Задачи диагностирования
ГТД
Диагностирование представляет собой комп-
лексную процедуру, разделяющуюся в общем слу-
чае на три этапа.
1.	Контроль технического состояния, заключа-
ющийся согласно [12.3.9.4... 12.3.9.6] «в проверке
соответствия значений параметров требованиям
технической документации и определении на этой
основе одного из заданных видов технического со-
стояния в данный момент времени» в минимально
необходимом объеме и на основании формальных
правил.
2.	Поиск места и определение причин отказа
для постановки диагноза с учетом прошлого (гене-
за) и настоящего состояний объекта диагностики.
3.	Прогнозирование технического состояния
за счет экстраполяции оценок состояния объекта
при построении тренда (тенденции) и разработки
прогноза на будущее.
Диагностирование авиационных ГТД выпол-
няется, как правило, при наземном обслуживании.
Для этого в эксплуатирующих организациях функ-
ционируют лаборатории диагностики, в которых
практикуется узкая специализация по видам диаг-
Глава 12 - Системы ГТД
Речевой
извещатель
первого
Дуби 1рующие
приборы
контроля
двигателя
Система автоматического управления и контроля двигателя
Система
регистрации
самолета
Дашиц! и снГШы. ‘iii с?ры Д|£Шalеля
Внешний
осмотр
ДШЕЕЕШ.
В |цуально-о лт ическтп i
осмотр РД СЛ
вентилятора и ГК .
Визу ально-оптн чсскнй
осмотр ЖТ КС.
Внешний
осмотр
двигателя
1.	Осмотр контрольных элементов
маслосистемы {фильтров, магнитных
пробок, сигнализаторов)
2.	Анализ масла
3.	Осмотр топливного фильтра
4.	Анализ топлива,
5,	Осмотр фильтров гидросистемы.
Ультразвуковой контроль
лопаток, дисков
Вихретоковый контроль лопаток
дефлекторов.
Контроль зазоров по торцам и
натягов по бандажным попкам
рабочих лопаток
Визу ально-оптичес кий
ж р РЛ и С А турбины
Анализ полетной
информации
Ввэуатл.но-пггпгтеский осмотр
РЛ гад и НА 1 и 2 ст. КВД
AHBiAfe информации и принятие решения о состоянии двшателя
Рисунок 12.3.1.1_1 - Блок-схема комплексной системы диагностирования технического состояния
двигателя ПС-90 А
759
Глава 12 - Системы ГТД
ностирования, что обусловлено большим объемом
специфических знаний, которыми должен обладать
исполнитель в каждом виде диагностирования. Сис-
темы диагностики обеспечивают выявление неисп-
равностей на ранней стадии их развития, предостав-
ление обслуживающему персоналу сведений для
скорейшего и наименее трудоемкого выявления отка-
завшего узла или системы, прогнозирование наступ-
ления неисправного или неработоспособного состо-
яния ГТД, а также ряд сопутствующих функций,
обусловленных информационной емкостью некото-
рых систем диагностирования (расчет наработок, учет
комплектации, контроль действий экипажа и т.д.).
На Рис. 12.3.1.1 1 показан вариант блок схе-
мы комплексной системы диагностики техническо-
го состояния современного двигателя на примере
двигателя ПС-90А. Показаны не только функции ди-
агностирования, но и функции оперативного конт-
роля технического состояния, выполняемые в по-
лете экипажем и бортовой системой контроля
двигателя (БСКД) и при наземном обслуживании
техническим персоналом.
По мере развития науки и техники расширя-
ется применение средств автоматизации в диагно-
стике. Применение мощных компактных средств ав-
томатизации позволяет осуществлять некоторые
функции диагностирования непосредственно в про-
цессе выполнения полета бортовыми средствами
или наземными средствами с использованием пе-
редачи информации с самолета по беспроводным
коммуникационным каналам. Результатом приме-
нения таких систем является повышение степени
готовности самолета к вылету, снижение риска вы-
лета неисправного самолета из транзитного аэро-
порта, возможность длительной эксплуатации в от-
рыве от базового аэродрома.
12.3.1.2 - Оптимальная контроле-
пригодность ГТД - основа
эффективного диагностирования
Конструкция авиационного газотурбинного
двигателя должна удовлетворять требованиям кон-
тролепригодности, изложенным в основном норма-
тивном документе [12.3.9.7], в частности, допускать
слежение за дефектами, потенциально опасными
для данного типа ГТД (осмотр кромок лопаток, кон-
троль трещин в покрывных дисках и т.п.).
Приспособленность объекта к диагностиро-
ванию заданными средствами и есть контролеп-
ригодность. Общие требования к контролепригод-
ности устанавливаются едиными нормами летной
годности самолетов (ЕНЛГС). Они должны обес-
печиваться на всех стадиях разработки новых
и модернизации серийно выпускаемых двигателей
с учетом трудоемкости и затрат на их обеспечение
и достигаемого экономического эффекта.
Одним из основных средств обеспечения кон-
тролепригодности обычно является наличие спе-
циального перечня (спецификации) контролируе-
мых параметров и способов их измерения, а также
стандартизация и унификация процесса определе-
ния значений параметров и конструктивных реше-
ний с целью осуществления доступа к контроль-
ным точкам, установка встроенных измерительных
датчиков и гнезд для их подключения и т.п. Базо-
вой характеристикой контролепригодности являет-
ся перечень измеряемых в полете функциональных
и специальных диагностических параметров, а так-
же перечень узлов и деталей двигателя, доступных
для средств неразрушающего контроля и диагнос-
тирования без разборки двигателя в процессе экс-
плуатации.
Хорошая контролепригодность узлов двигате-
ля иначе говоря, уровень их приспособленности
к проведению операций по выполнению необходи-
мых видов диагностирования технического состо-
яния газотурбинных двигателей - является одним
из главных условий для осуществления современ-
ных требований по эксплуатации авиационных ГТД
по состоянию. Контролепригодность для современ-
ных ГТД должна обеспечиваться уже на стадии про-
ектирования путем введения в конструкцию специ-
альных отверстий (лючков) с быстросъёмными
заглушками. Такие отверстия в соответствии с нор-
мативными требованиями должны быть выполне-
ны в корпусах компрессора и турбины для обеспе-
чения диагностирования состояния всех рабочих
лопаток. Кроме того, для осуществления эффектив-
ного диагностирования ответственных деталей
ГТД должны быть разработаны методы, средства
неразрушающего контроля и инструменты, при-
способленные для надежной доставки датчиков
к местам диагностирования даже без визуального
наблюдения за этим процессом.
Требования ЕНЛГС для самолетов всех типов,
предъявляемые к маршевым ГТД:
1.	Двигатель и его агрегаты должны быть
спроектированы и изготовлены так, чтобы была
возможность для осмотра, технического обслу-
живания и замены деталей, агрегатов и других
элементов конструкции двигателя в эксплуатации
в соответствии с руководством по эксплуатации
и обслуживанию двигателя.
2.	На двигателе в соответствии с действующей
нормативно-технической документацией должна
быть установлена аппаратура, обеспечивающая про-
верку исправности двигателя и прогнозирование его
760
Глава 12 - Системы ГТД
технического состояния, в том числе с помощью
бортового устройства регистрации параметров.
3.	Двигатель должен быть оснащен средства-
ми обнаружения механических повреждений для
выявления отказов на ранних стадиях их развития
и оценки технического состояния двигателей в эк-
сплуатации. Эти средства должны включать:
-	магнитные пробки, сигнализаторы в масля-
ной системе и удобно расположенные сливные кра-
ны для периодического отбора масла и его анали-
за на содержание в нем железа и других металлов;
-	устройства в виде окон и люков для перио-
дического осмотра деталей газовоздушного тракта
с помощью ультразвуковых, токовихревых и других
приборов зондового типа, причем, количество и раз-
мещение окон и люков должно быть выбрано так,
чтобы была обеспечена возможность оценки состо-
яния рабочих лопаток всех ступеней компрессора
и турбины, внутренней поверхности камеры сгора-
ния и других элементов конструкции;
-	датчики и сигнализаторы для измерения не-
обходимых параметров.
Контролепригодность является свойством дви-
гателя, обеспечивающим информационную базу
диагно стирования.
Чем выше контролепригодность, тем больше
возможностей для диагностирования. Однако обес-
печение максимальной контролепригодности ведет
за собой увеличение стоимости, массы двигателя
и возможное снижение надежности конструкции.
Поэтому, при разработке двигателя следует стре-
миться к оптимальному уровню контролепригодно-
сти. Необходимо помнить, что задача создания на-
дежной конструкции является приоритетной по
отношению к задаче обеспечения возможности ди-
агностирования.
Оптимизация обеспечивается не только при-
нятием решения о введении в конструкцию како-
го-либо средства контролепригодности, но и выбо-
ром между разными способами диагностирования
одних и тех же неисправностей, хотя в некоторых
случаях, когда требуется максимальная достовер-
ность диагноза, возможно одновременное приме-
нение альтернативных методов.
Необходимость обеспечения контролепригод-
ности различных узлов двигателя должна быть со-
поставлена с тяжестью возможных последствий
при их поломке. Следует также сопоставлять сто-
имость объекта диагностирования и стоимость
средств диагностирования.
Обеспечение контролепригодности на стадии
проектирования двигателя может носить потенци-
альный характер: в конструкцию двигателя и систем
могут закладываться возможности введения при
небольших доработках дополнительных возможно-
стей диагностирования. Это достигается резервиро-
ванием мест для дополнительных датчиков, лючков
для осмотра, резервированием САУ двигателя по
информационному обеспечению. По мере доводки
конструкции двигателя возможно прекращение не-
которых видов его диагностирования в эксплуата-
ции, сопровождаемое, например, исключением со-
ответствующих датчиков.
Контролепригодность дополнительно к выпол-
нению уже упомянутых требований может обеспечи-
ваться модульностью конструкции двигателя. В не-
которых случаях узел, подозреваемый в наличии
неисправности, может быть оперативно заменен
и исследован уже отдельно от двигателя для обес-
печения высокой готовности самолета к вылету.
12.3.1.3 - Диагностируемые
системы ГТД
С точки зрения оценки технического состояния
двигатель можно разделить на следующие системы
и узлы: компрессор, турбина, КС, выходное устрой-
ство (реверсивное устройство, реактивное сопло),
центральный привод, коробка приводов, редуктор,
система механизации, воздушная система, систе-
ма отборов воздуха, система смазки и суфлирова-
ния , система топливопитания, САУ, БСКД, гидрав-
лическая система.
Все системы и узлы ГТД в той или иной мере
подвергаются диагностированию. Глубина диагно-
стирования в каждом случае различна, и это обус-
ловлено, прежде всего, контролепригодностью си-
стемы или узла.
Некоторые системы, как, например, САУ
и БСКД, обладают функциями самодиагностиро-
вания, а иногда и парирования возникающих отка-
зов. Другие системы и узлы ГТД, такие, как комп-
рессор, турбина, система смазки и суфлирования,
имеют достаточное количество датчиков и сигна-
лизаторов, позволяющих получать объективную
информацию об их состоянии по параметрам.
Проточная часть компрессора, КС, турбины
в значительной мере может быть осмотрена с по-
мощью эндоскопов, проверена ультразвуковым
и вихретоковым методами, возможна оценка ее со-
стояния с помощью методов заряженных частиц.
Для системы смазки и суфлирования и деталей дви-
гателя, работающих в масле, применимы различные
методы анализа наличия частиц износа в масле.
В то же время существуют системы двигателя,
исправность которых обеспечивается конструктив-
но при изготовлении, например, системы газовых
уплотнений. Безусловно, их неисправное состояние
761
Глава 12 - Системы ГТД
отразится на остальных системах, и может быть кос-
венно оценено, но сами они не обладают достаточ-
ной собственной контролепригодности.
12.3.1.4 - Виды наземного и
бортового диагностирования ГТД
По месту и времени выполнения можно вы-
делить виды диагностирования: бортовое, т.е. вы-
полняющееся во время полета на борту самолета,
и наземное выполняющееся после полета в аэ-
ропорту. По способам можно отметить следующие
виды диагностирования:
-	параметрическое, т.е. основанное на изме-
рении параметров штатными датчиками, включая
вибродиагностику;
-	анализ содержания в масле частиц износа
трибодиагностика;
-	визуально-оптический осмотр деталей;
-	ультразвуковой и вихретоковый методы;
-	другие инструментальные методы (электроста-
тический метод, дискретно-фазовый метод и т.д.).
Такие виды диагностирования, как парамет-
рические, могут реализовываться, как в бортовых,
так и в наземных системах. Остальные виды диаг-
ностирования представлены, как правило, только
в наземных системах.
Обычно созданием отечественных систем па-
раметрической диагностики занимаются разработ-
чики двигателей. Системы трибодиагностики
и вибродиагностики разрабатываются организаци-
ями, специализирующимися на соответствующей
аппаратуре.
Наивысшей стадией совершенствования
структуры систем диагностирования является их
объединение в комплексную систему, обладающую
единым интерфейсом оператора, единой базой дан-
ных и единой методикой принятия решений, учи-
тывающей все виды входной информации.
12.3.1.5 - Структура систем диагнос-
тики
Система диагностики современного ГТД
включает в себя аппаратуру, алгоритмическое, про-
граммное, методическое обеспечение, базу данных,
нормативно-техническую документацию.
Бортовая часть системы параметрической ди-
агностики может функционировать в составе БСКД,
оснащенной собственными датчиками и преобразо-
вателями, или автономно, принимая необходимую
информацию от БСКД, САУ и систем самолета.
Возможно выполнение функций диагностирования
различных систем самолета на базе бортовых сис-
762
тем регистрации, обеспечивающих, в том числе, ди-
агностирование ГТД.
Наземная система параметрической диагности-
ки включает в себя устройство чтения зарегистри-
рованной информации, систему обработки и хране-
ния информации, реализованную, как правило,
в компьютерах общего применения.
Система трибодиагностики включает в себя
бортовую часть контрольные элементы и слив-
ные краны для отбора проб масла, и наземную -
пробоотборники, устройства для смывки, спектро-
анализаторы, систему обработки и хранения ин-
формации, реализованную в компьютерах общего
применения.
Стационарные системы вибродиагностики
используют собственные каналы измерения виб-
рации и аппаратуру обработки. При наземном ис-
полнении система вибродиагностики по составу
подобна системе параметрической диагностики, но
включает в себя мобильную аппаратуру измерения
вибраций.
Прочие системы диагностики, в основном, яв-
ляются автономными и включают в себя чувстви-
тельные элементы, аппаратуру преобразования
сигнала и компьютеры для обработки, хранения,
отображения информации.
12.3.1.6 - Регламент диагностирова-
ния ГТД
Все работы по диагностированию техническо-
го состояния ГТД можно разделить на периодичес-
кие, проверочные и непрерывные. Как правило,
бортовые системы диагностирования используют-
ся непрерывно в процессе работы объекта.
Проверочные виды диагностирования выпол-
няются по мере необходимости для подтверждения
неисправностей, выявленных другими методами,
что обусловлено их повышенной трудоемкостью
или стоимостью.
Все остальные виды диагностирования имеют
периодический характер применения.
Периодичность определяется частотой поступ-
ления информации, временем развития выявляемых
неисправностей и особенностями метода (трудоем-
кость выполнения, стоимость расходных материа-
лов). Как правило, работы по диагностированию со-
вмещаются с регламентными работами.
12.3.1.7 - Регистрация параметров ГТД
Практически на всех современных ЛА обес-
печивается регистрация (запись) информации о па-
раметрах двигателя в бортовой системе регистра-
Глава 12 - Системы ГТД
ции. Запись включается перед началом полета
и выключается после его завершения. По мере со-
вершенствования бортовых накопителей информа-
ции запись полета становится все более доступ-
ной для последующей обработки: снижается
трудоемкость расшифровки, уменьшаются требо-
вания к уровню подготовки персонала.
Частота регистрации полетной информации
определяется емкостью съемного накопителя. Ем-
кости накопителя обычно достаточно для записи
информации с частотой порядка 1 Гц в течение все-
го полетного времени от вылета до возврата в базо-
вый аэропорт. При необходимости более длитель-
ной записи экипаж имеет возможность заменить
накопитель информации.
Тип применяющегося накопителя информации
- магнитная лента или современные твердотельные
бортовые накопители - определяет наличие или от-
сутствие ряда специфических проблем (сбои, поте-
ри информации из-за некондиционности ленты, ог-
раниченный объем информации). К достоинствам
современных твердотельных накопителей следует
отнести то, что они, как правило, не требуют спе-
циальных устройств сопряжения с компьютерами,
на которых развертываются наземные диагности-
ческие комплексы, обеспечивают быстрое считы-
вание информации.
12.3.2 - Диагностирование системы
механизации ГТД, САУ и ТП ГТД
Возможности диагностирования системы ме-
ханизации ГТД можно пояснить на следующих
примерах.
А) Диагностирование работы поворотного НА
компрессора.
При эксплуатации двигателя возможно нару-
шение в работе управления положением НА вслед-
ствие люфтов в механической части привода, не-
исправности системы измерения, неисправности
электронной, гидро- или пневмомеханической си-
стемы управления. Для обеспечения контроля по-
ложения НА практикуется измерение его углового
положения.
Поскольку угол установки лопаток НА явля-
ется регулируемым параметром, САУ осуществля-
ет контроль его положения с обратной связью. При
рассогласовании между заданным и фактическим
положением НА САУ формирует соответствующий
сигнал в бортовую информационную систему
и бортовую систему регистрации.
При аналоговом управлении положением ло-
паток НА контролируется отклонение фактическо-
го положения лопаток от программного. При дис-
кретном управлении положением лопаток НА кон-
тролируется соответствие крайних положений ло-
паток требуемому.
В системе диагностирования может выполнять-
ся контроль за изменением величины рассогласова-
ния между заданным и фактическим положением
НА. Кроме того, для оценки исправности НА и его
системы управления могут учитываться результаты
оценки газодинамических параметров, так как не-
соответствие положения НА расчетному приводит
к изменению, в частности, скольжения роторов (от-
ношения частот вращения роторов ВД и НД).
Б) Диагностирование работы заслонок и кла-
панов.
При наличии соответствующей сигнализации
возможен контроль соответствия положения кла-
панов, заслонок отбора/подвода воздуха и газа
компрессора и турбины заданному. При примене-
нии сигнализаторов типа концевых выключателей
положение клапанов и заслонок определяется до-
стоверно.
Однако применение их затруднено по услови-
ям работы, поэтому чаще применяются сигнали-
заторы, срабатывающие по наличию командного
давления в гидромеханическом или пневмомехани-
ческом приводе.
Перспективно использование датчиков переме-
щения, которые отражают фактическое положение
элементов механизации. Несоответствие положе-
ния клапанов и заслонок требуемому может воз-
никнуть из-за неисправности сигнализации, не-
исправности привода, неисправности САУ,
неисправности самих узлов (заклинивания).
Переключение положения клапанов и засло-
нок перепуска воздуха выполняется, как правило,
дискретно, поэтому в бортовой системе контроля
выполняется проверка соответствия открытого или
закрытого положения заслонок командному сигна-
лу из САУ, а также своевременность, в соответ-
ствии с законами регулирования, открытия или зак-
рытия заслонок и клапанов перепуска воздуха из
компрессора.
В наземной системе диагностирования допол-
нительно может выявляться несоответствие поло-
жения клапанов и заслонок заданному путем ана-
лиза газодинамических параметров.
Диагностирование САУ можно выполнять
с учетом изложенных ниже сведений и рекомен-
даций.
Возможные неисправности по САУ:
1)	Неисправность самолетных сигнализаторов
и электрических цепей электронных агрегатов САУ;
2)	Неисправность электронных агрегатов САУ
и их отдельных элементов;
763
Глава 12 - Системы ГТД
3)	Неисправность взаимодействующих с агре-
гатами САУ датчиков и исполнительных механизмов;
4)	Неисправность системы электропитания
САУ.
Современная САУ выполняет контроль свое-
го состояния с момента включения на всех этапах
полета. При этом обеспечивается проверка целос-
тности электрических цепей датчиков и исполни-
тельных механизмов, проверка наличия короткого
замыкания в цепях, проверка работы вычислитель-
ных и преобразовательных модулей, проверка це-
пей питания агрегатов. Применение в электронных
САУ резервирования каналов измерения и вычис-
ления позволяет выполнять межканальное сравне-
ние параметров. При обнаружении неисправности
формируется соответствующий сигнал, поступаю-
щий в бортовую информационную систему для
экипажа и в бортовую систему регистрации для
наземной обработки.
На неработающем двигателе может выпол-
няться расширенный контроль исправности состо-
яния электронной части САУ, включаемый обслу-
живающим персоналом. Кроме того, для проверки
электронных агрегатов САУ, как правило, разраба-
тывается специальная контрольно-проверочная
аппаратура (КПА), позволяющая при наземных
проверках имитировать различные ситуации для
проверки выполнения соответствующих функций.
Например, для проверки срабатывания ограничи-
теля давления воздуха за КВД в КПА может искус-
ственно занижаться величина ограничения.
При наземной обработке полетной информа-
ции проверяется своевременность поступления
в САУ входных самолетных сигналов типа «Дос-
тижение самолетом скорости более 60 км/ч»,
«Предкрылки убраны», «Стояночный тормоз от-
ключен», «Достижение самолетом скорости при-
нятия решения» и т.д. Проверяется также соответ-
ствие регулировок формулярным значениям,
выполняется проверка каналов измерения темпе-
ратуры и давления воздуха на входе в двигатель
сравнением их между собой, проверяется синхрон-
ность положения РУД всех двигателей на взлет-
ном режиме, выполняется анализ соответствия ре-
гулируемых параметров заданным на режиме
максимальной обратной тяги.
Диагностирование системы топливопитания
имеет следующие особенности.
Возможные неисправности в системе топли-
вопитания:
1)	отказы в топливной системе самолета;
2)	неисправности каналов измерения парамет-
ров;
3)	неисправности трубопроводов коллекторов
и агрегатов топливной системы двигателя;
4)	засорение топливных фильтров;
5)	неисправность топливных форсунок;
6)	неисправности агрегатов топливной авто-
матики ГТД.
Объем диагностирования определяется переч-
нем измеряемых параметров системы топливопита-
ния. Основными измеряемыми параметрами являют-
ся расход, давление и температура топлива. Давление
топлива может измеряться на входе в двигатель, пе-
ред HP, в коллекторах подвода топлива к форсун-
кам КС. Для оценки работы самолетной системы
топливопитания, а также самого двигателя, двига-
тельной топливной аппаратуры, топливо-масляных
теплообменников необходимо измерение темпера-
туры топлива на входе в двигатель.
В БСКД осуществляется непрерывный конт-
роль измеряемых параметров с выдачей предупре-
дительного или аварийного сигнала при выходе
параметра за предельно-допустимое значение. При
наземной обработке полетной информации выпол-
няется более тонкий анализ параметров, при этом
предельно-допустимые значения параметра могут
быть индивидуальными на каждом режиме для по-
вышения точности оценки.
Для некоторых параметров в системе диагно-
стирования может выполняться многополетный
анализ с целью выявления тенденций к его изме-
нению по наработке. Например, постепенное или
внезапное изменение давления топлива в коллек-
торе форсунок может свидетельствовать о неисп-
равностях форсунок, топливных трубопроводов
или агрегатов топливной автоматики двигателя.
При многополетном анализе оценка параметров,
как правило, выполняется на установившихся ре-
жимах работы двигателя.
Для очистки топлива от механических приме-
сей в конструкции двигателя предусмотрены спе-
циальные фильтры, загрязнение которых контроли-
руется по сигнализатору перепада давления. При
засорении фильтра происходит срабатывание сиг-
нализатора с выдачей электрического сигнала в ка-
бину самолета и на регистрацию. Применение ана-
логового датчика вместо сигнализатора позволяет
контролировать процесс загрязнения, а также вы-
являть неисправность самого датчика (отказ сиг-
нализатора может быть не выявлен своевременно).
Формирование сигнала для экипажа будет проис-
ходить при выходе значения параметра за предель-
ное значение, а при диагностировании будут ана-
лизироваться более тонкие процессы изменения
параметра во времени с учетом индивидуальных
характеристик системы топливопитания, канала
измерения и т.д.
764
Глава 12 - Системы ГТД
12.3.3 - Диагностирование работы
маслосистемы и состояния узлов
ГТД, работающих в масле
Оценка технического состояния узлов и дета-
лей ГТД, омываемых маслом, выполняется по из-
меряемым параметрам и методами трибодиагнос-
тики. При параметрическом анализе оценивается
влияние неисправностей ГТД на параметры мас-
лосистемы, измеряемые с помощью штатных чув-
ствительных элементов датчиков и сигнализато-
ров. С помощью методов трибодиагностики
оценивается состояние узлов и деталей ГТД по про-
дуктам износа, содержащимся в масле.
12.3.3.1 - Неисправности маслосис-
темы и узлов ГТД, работающих
в масле
Неисправности узлов и деталей ГТД, выявля-
емые методами трибодиагностики и параметричес-
кой диагностики маслосистемы, делятся на следу-
ющие группы:
а)	неисправности системы измерения парамет-
ров маслосистемы (датчиков, сигнализаторов,
разъёмов, линий связи);
б)	неисправности элементов маслосистемы:
неисправность, засорение маслофильтров;
- негерметичность масляных уплотнений
и трубопроводов;
неисправность маслоагрегатов (маслонасо-
сов, маслобака, воздухоотделителей, теплообмен-
ников);
в)	неисправности деталей и узлов двигателя,
омываемых маслом:
неисправность подшипников опор роторов
ГТД;
неисправность лабиринтных уплотнений
опор ГТД;
неисправность деталей коробки приводов
и центрального привода;
г)	неисправности двигателя, влияющие на па-
раметры маслосистемы, например, чрезмерный
нагрев горячими газами из газовоздушного тракта
деталей, омываемых маслом, вследствие неисправ-
ности деталей газовоздушного тракта или систе-
мы перепуска воздуха;
д)	неисправности приводных агрегатов, вклю-
чённых в маслосистему ГТД (электрогенераторы,
гидронасосы и т.д.).
12.3.3.2 - Диагностирование по
параметрам маслосистемы
Требования к перечню измеряемых пара-
метров
Поскольку параметры маслосистемы не уча-
ствуют в регулировании ГТД, то решение об изме-
рении того или иного параметра принимается в за-
висимости от требований к контролю технического
состояния ГТД и требований соответствующих
нормативных документов.
Действующий стандарт [12.3.9.8] устанавли-
вает минимальный перечень измеряемых парамет-
ров маслосистемы ГТД для самолётов:
-	давление масла на входе в двигатель;
-	температура масла на входе в двигатель;
-	количество масла в баке;
-	максимальный перепад давления на масля-
ном фильтре;
-	стружка в масле.
Для увеличения контролепригодности ГТД
используют следующие измерения:
-	температура масла на выходе из двигателя
(из опор подшипников и коробки приводов),
-	давление в полости суфлирования.
Раздельное измерение температуры масла в ма-
гистралях откачки от опор подшипников позволя-
ет существенно упростить процесс поиска неисп-
равности и увеличить количество выявляемых
неисправностей.
Электрические сигналы от датчиков и сигна-
лизаторов маслосистемы преобразуются в цифровой
вид, обрабатываются в САУ ГТД, затем поступают
в информационную систему самолёта и записыва-
ются бортовым регистратором параметров.
Алгоритмы диагностирования по пара-
метрам маслосистемы
Диагностирование параметров маслосистемы
может осуществляться бортовыми и наземными
средствами контроля по измеренным значениям па-
раметров, по значениям параметров, приведенным
к стандартным атмосферным условиям и к режиму.
Во время полёта воздушного судна применя-
ется оперативный контроль, который предназначен
для выявления быстроразвивающихся неисправно-
стей и принятия решения о дальнейших действи-
ях экипажем во время полёта. Оперативный конт-
роль параметров маслосистемы осуществляется
в процессе работы ГТД, как правило, средствами
бортовой системы контроля и визуально экипажем
по отображаемым в кабине самолёта параметрам.
При оперативном контроле измеренные значения
параметров сравниваются с предельно допустимы-
ми значениями, и при выходе за допуск система кон-
765
Глава 12 - Системы ГТД
троля ГТД выдаёт соответствующий сигнал в ин-
формационную систему самолёта.
Для выявления неисправностей ГТД на ранней
стадии их развития существуют наземные комплек-
сы диагностирования параметров ГТД, включаю-
щие диагностирование по параметрам маслосис-
темы. Такие системы отслеживают изменение
параметров каждого ГТД в отдельности, как в те-
чение каждого цикла (полёта), так и за весь пери-
од его эксплуатации. Такой подход является более
тонким инструментом для оценки параметров и ди-
агностирования ГТД, так как каждый конкретный
экземпляр двигателя обладает своими характерны-
ми особенностями, которые не всегда возможно
учитывать при оперативном контроле.
Для оценки изменения параметров двигателя
в течение всего периода его эксплуатации, как пра-
вило, применяется многополётный контроль пара-
метров, при котором анализируется их изменение
по мере увеличения наработки двигателя. Посколь-
ку значения параметров маслосистемы зависят от
ряда факторов, корректное сравнение их возможно
только после приведения к стандартным условиям
с учетом режима работы ГТД и внешних условий.
Приведение параметров маслосистемы производит-
ся по температуре воздуха на входе в двигатель, по
частоте вращения ротора ГТД, по температуре топ-
лива (если масло охлаждается топливом), по дав-
лению масла на входе в двигатель по эмпиричес-
ким формулам. Для уменьшения погрешности
оценки параметров для многополётного контроля
целесообразно использовать установившиеся ре-
жимы работы маслосистемы. Такими режимами
могут быть: режим малого газа, режим, на кото-
ром выполняется взлёт, режим набора высоты,
крейсерский режим полёта. При многополётном
анализе оценивается величина изменения контро-
лируемого параметра по сравнению с начальным
периодом эксплуатации и скорость изменения па-
раметра по наработке за выбранный фиксирован-
ный интервал наработки, например, за 10...20 цик-
лов (полетов). Увеличение интервала оценки
повышает достоверность оценки при отсутствии
неисправностей, но вызывает задержку срабаты-
вания допуска. Рассчитывая скорость изменения
параметра можно спрогнозировать, когда он дос-
тигнет предельных значений, когда и где следует
ожидать появление неисправности. На основании
многополётного анализа прогнозируется выра-
ботка ресурса парка двигателей, осуществляет-
ся планирование закупки запчастей, работ при
регламентном обслуживании, ремонта двигателей,
внедрение мероприятий по увеличению срока
службы двигателей.
766
С увеличением надёжности, компактности
и производительности компьютеров и с развитием
средств связи в последнее время просматривают-
ся тенденции к применению алгоритмов многопо-
лётного анализа во время полёта, как на борту са-
молёта, так и с помощью средств телеметрии
наземными комплексами.
Используя алгоритмы многополётного анали-
за параметров маслосистемы можно выявить не-
исправности ГТД и устранить их до того, когда они
войдут в свою критическую стадию, когда может
произойти выключение двигателя в полёте или его
отказ в транзитном аэропорту.
По давлению масла на входе в двигатель мож-
но определить правильность регулировки давления
масла, исправность нагнетающего маслонасоса
и других элементов маслосистемы (маслофильт-
ров, редукционных клапанов и т.д.), расположен-
ных в нагнетающей магистрали.
По изменению количества масла в баке рас-
считывается часовой расход масла в двигателе (без-
возвратные потери), характеризующий герметич-
ность маслосистемы.
По изменению температуры масла можно оце-
нить изменение теплоотдачи от омываемых мас-
лом деталей ГТД или эффективность работы мас-
ляных теплообменников.
По величине перепада давления на масло-
фильтре определяется момент, когда засорён мас-
лофильтр. Сигнализаторы стружки в масле позво-
ляют определить, когда содержание металлических
частиц в масле достигает опасного уровня. В слу-
чае измерения перепада давления на маслофильт-
ре и количества стружки в масле датчиками появ-
ляется возможность контролировать процесс
изменения содержания металлической стружки
и кокса в масле во времени, что позволит выявить
неисправность на более ранней стадии. Кроме того,
в случае поломки сигнализатора она может быть
не выявлена, а при использовании датчика его не-
исправность может быть выявлена при наличии от-
клонений от нормы.
По величине давления в системе суфлирова-
ния можно определить герметичность масляных
полостей двигателя, исправность агрегатов, отде-
ляющих воздух от масла.
При экспертном анализе по характеру измене-
ния параметров маслосистемы в комплексе с дру-
гими параметрами двигателя можно определить
наиболее вероятные неисправности двигателя, что
существенно облегчает их обнаружение на ран-
ней стадии развития и поиск визуальными мето-
дами.
Глава 12 - Системы ГТД
12.3.3.3 - Контроль содержания
в масле частиц износа (трибодиаг-
ностика)
Методы трибодиагностики
Опыт эксплуатации ГТД в России и в мире
свидетельствует о значительном количестве отка-
зов двигателей в связи с выходом из строя смазы-
ваемых узлов трения [12.3.9.9]. Это обуславливает
важную роль, которую играет трибодиагностика.
Частицы изнашиваемых металлов образуются
в результате взаимного перемещения металличес-
ких деталей в механических системах, несмотря на
наличие смазки. Такое перемещение сопровожда-
ется трением и постоянным износом контактиру-
ющих поверхностей. Металлические частицы исти-
раемого материала попадают в масляную систему.
Следовательно, в масло переходят частицы износа
сплавов и покрытий, применяемых для изготовления
трущихся деталей и узлов маслосистемы, а также
атмосферной пыли. В масле появляется потенциаль-
ный источник информации, который непосредствен-
но свидетельствует о состоянии данного узла.
Трибодиагностику, условно, можно разделить
на две части бортовую и лабораторную.
Бортовая трибодиагностика необходима для
предупреждения о дефекте узлов трения во время
работы двигателя за небольшой период времени до
Рисунок 12.3.3.3_1 - Отложение стружки на
магнитной пробке
возникновения опасности их разрушения, т.е. яв-
ляется средством контроля состояния. Лаборатор-
ная диагностика предназначена для долгосрочно-
го прогнозирования дефекта и определения его
местоположения в двигателе.
В качестве бортовых средств трибодиагнос-
тики, в основном, используются магнитные проб-
ки, сигнализаторы стружки в масле и фильтры сиг-
нализаторы. В последнее время все большее
применение находят автоматизированные системы
предупреждения аварийного износа, основанные
на различных физических принципах.
При лабораторной трибодиагностике прово-
дится спектральный анализ проб масла, феррогра-
фический анализ, гранулометрический анализ,
а так же определение марки материала продуктов
износа - стружки. В процессе спектрального ана-
лиза определяются концентрации в масле метал-
лов, из которых состоят частицы износа. Как пра-
вило, определяется содержание железа и меди,
реже серебра. Современные приборы для спект-
рального анализа позволяют контролировать более
20 элементов. При феррографическом анализе оп-
ределяются размеры, форма и количество крупных
частиц в масле, по которым можно составить кар-
тину характера повреждения трущихся поверхнос-
тей. При гранулометрическом анализе определяет-
ся общая загрязненность масла любыми частицами
с определением их размеров и количества и соот-
ветствие нормируемому классу чистоты масла по
ГОСТ 17216-2001.
Бортовые средства обнаружения частиц
износа
а)	Простейшим приспособлением для выявле-
ния износа стальных (ферромагнитных) деталей яв-
ляется магнитная пробка (МП), которая устанавли-
вается в трубопроводах и полостях двигателя, по
которым циркулирует масло [12.3.9.10]. Осмотр МП
выполняется при ТО на земле с периодичностью,
предусмотренной регламентом. Недостатком МП яв-
ляется невозможность выявления стружки в про-
межутке между осмотрами. Пример отложения
стружки на МП приведен на Рис. 12.3.3.3 1
б)	Для контроля наличия стружки в маслоси-
стеме в полете используются электрические детек-
торы. При накоплении определенного количества
продуктов износа происходит замыкание контак-
тов и формирование предупреждающего сигнала
на приборную панель экипажу или записывающее
устройство.
Одним из примеров конструкции детектора
является магнитный сигнализатор стружки (МСС).
При замыкании стружкой пространства, разделен-
ного диэлектриком, выдается сигнал.
767
Глава 12 - Системы ГТД
Недостатками МСС являются:
-	возможность контроля только магнитных
материалов
-	выдача сигнала при замыкании контактов
единичной крупной частицей, не являющейся про-
дуктом износа трущихся поверхностей
в)	Для контроля в маслосистеме наличия лю-
бых частиц и сигнализации об их наличии при ра-
боте двигателя используется фильтр сигнализатор
(ФС).
На извлекаемой при ТО вставке на сетке 1
ФС отлагаются как металлические частицы, так
и продукты температурного разложения масла -
кокс (см. Рис. 12.3.3.3 2). Сигнал о наличии про-
дуктов износа в маслосистеме формируется при
замыкании зазора между изолированными секци-
ями 2 ФС.
1
Рисунок 12.3.3.32 - Вставка фильтра—сигнализа-
тора
1 - сетка; 2 - секции
На вставке ФС могут быть выявлены, поми-
мо железистых частиц, частицы цветных сплавов,
меди, алюминия, серебра, магния и т.д. Это позво-
ляет сделать предварительный вывод о поврежде-
нии детали. Пример отложения стружки на ФС
приведен на Рис. 12.3.3.3 3.
г)	Опыт ведущих фирм-изготовителей ГТД
показывает, что наиболее перспективным являет-
ся автоматизированный контроль количества и раз-
меров частиц износа, вымываемых с трущихся по-
верхностей узлов непосредственно во время их
работы. Одной из удачных разработок, нашедших
практическое применение является система конт-
роля количества стружки QDM (Quantitative Debzis
Monitoring) с магнитно индукционным датчиком,
выпускаемая фирмой Vickers (США). Система ус-
танавливается на двигатели Rolls-Royse RB 211
и ГТД для газокомпрессорных станций AVON
и Phase 2.
Лабораторные способы обнаружения час-
тиц износа
При эксплуатации авиационных двигателей
широко применяется спектральный анализ проб мас-
ла, отобранных из маслосистемы двигателя путем
контроля концентрации в масле металлов и других
примесей в граммах на тонну. В большинстве слу-
чаев производится мониторинг концентрации железа
имеди. Пробы масла берутся через 15...40 минут
после остановки двигателя, пока частицы износа на-
ходятся во взвешенном состоянии. Периодичность
отборов устанавливается в зависимости от прогно-
зируемой интенсивности износа и трудоемкости тех-
нического обслуживания, как правило, не реже чем
через 200 часов полета. При возрастании содержа-
ния продуктов износа в масле отбор проб произво-
дится чаще.
Рисунок 12.3.3.33 - Отложение стружки на фильтре-сигнализаторе (слева - на секциях,
справа - на сетке)
768
Глава 12 - Системы ГТД
Нормальная кривая закона изменения содер-
жания металла приведена на Рис. 12.3.3.3 4.
1	участок период приработки узлов двига-
теля. На графике наблюдается первоначально рост,
а затем уменьшение содержания металлов в конце
приработки до величины, характеризующей нор-
мальное содержание металлов. Имеет место инди-
видуальное для каждого двигателя значение кон-
центрации металла в допустимых пределах,
зависящее от режимов работы двигателя (от вре-
мени работы на различных режимах).
Рисунок 12.3.3.3_4 - Нормальный закон изменения
содержания металлов в масле
в процессе наработки двигателя
ПК - повышенная концентра-
ция, при достижении которой
двигатель допускается эксплу-
атировать «особым контро-
лем»
ПДК - предельно-допустимая
концентрация, при достиже-
нии которой двигатель подле-
жит отстранению от эксплу-
атации
Рисунок 12.3.3.35 - Изменение содержания метал-
лов в масле при усталостном
повреждении трущихся
поверхностей
2	участок период нормального изнашивания.
Может иметь место медленный рост концентрации
металла по мере увеличения наработки двигателя.
3	участок период интенсивного изнашива-
ния. Этот период предшествует разрушению како-
го - либо узла двигателя (либо связан с частичным
разрушением). Интенсивность увеличения концен-
трации выше, чем на участке 2.
Нормальный закон изменения содержания
металлов в масле реализуется только если в дви-
гателе происходит процесс истирания трущихся
поверхностей с выделением в масло частиц изно-
са не более 15...30 мкм - размер, который способ-
ны учесть большинство современных приборов
(как эмиссионнных, так и ренгеновских).
Одним из самых распространенных и опасных
видов износа является питтинг усталостное вык-
рашивание контактных поверхностей. Началом
процесса питтинга является пластическая дефор-
мация поверхности и образование на поверхнос-
тях трения усталостных микротрещин. Вплоть до
появления первой каверны усталостного выкраши-
вания единственным видом образующихся частип
износа, попадающих в масло, являются сферичес-
кие частицы размером 3...5 мкм, весовой вклад
которых в общую массу образовавшихся при нор-
мальном износе частиц составляет несколько про-
центов, что соизмеримо с ошибкой измерения спек-
трометров.
При дальнейшем износе выделяются крупные
частицы, не учитываемые при спектральном ана-
лизе до тех пор пока не произойдет значительное
повреждение с выделением большого количества,
как крупных, так и мелких частиц. Изменение со-
держания металлов в масле при усталостном по-
вреждении деталей приведены на Рис. 12.3.3.3 5.
Имеются технологии спектрального анализа,
при котором учитываются все частицы в пробе. Это
обеспечивается за счет растворения продуктов из-
носа в растворе кислот и последующего анализа на
специальном спектрометре. Значительного распро-
странения этот метод не получил из-за большой
трудоемкости и дорогостоящего оборудования.
В настоящее время авиакомпании приобрета-
ют новое поколение спектрометров, определяющих
10... 15 металлов, что позволяет контролировать
повреждения деталей из цветных сплавов, анали-
зировать концентрацию легирующих элементов
сталей и сплавов, и тем самым локализовать воз-
можное повреждение.
Для выявления процессов усталостного по-
вреждения применяется феррографический анализ.
Как правило используют часть пробы масла для
спектрального анализа. Феррограмма исследуется
769
Глава 12 - Системы ГТД
под микроскопом где определяются формы, разме-
ры и количество частиц.
По виду частиц, форме и соотношения разме-
ров, путем сравнения с атласом частиц определя-
ются следующие виды износа [12.3.9.11]:
1.	Нормальное изнашивание
Частицы, образующиеся при скольжении и име-
ющие форму плоских пластин. Размеры частиц
0,5... 15 мкм и менее, толщина частиц 0,15... 1 мкм.
Отношение большего размера частиц к их толщине
колеблется от 10 : 1 для более крупных частиц до 3 : 1
для частиц с размерами около 0,5 мкм. Микрофотог-
рафии частиц износа при нормальном изнашива-
нии приведены на Рис. 12.3.3.3 6.
2.	Усталостное выкрашивание
Частицы усталостного выкрашивания име-
ют форму плоских хлопьевидных пластин с глад-
кой поверхностью и хаотичную, беспорядочной
формы периферию. Размеры частиц 10... 100 мкм
и более, отношение большего размера к их тол-
щине 10:1. При данном виде износа встречают-
ся как ферромагнитные частицы, так и не ферро-
магнитные. Микрофотографии частиц износа при
усталостном выкрашивании приведены на
Рис. 12.3.3.3 7.
3.	Микрорезание
Частицы изнашивания микронеровностей в ви-
де стружки длиной 25... 100 мкм и толщиной
2.. .5 мкм. Частицы абразивного изнашивания в ви-
де кусочков проволочек длиной от 5 мкм и толщи-
ной от 0,25 мкм. Микрофотографии частиц износа
при микрорезании приведены на Рис. 12.3.3.3 8.
4.	Задир
Частицы, образующиеся при усиленном про-
скальзывании одной детали относительно другой
с бороздками на поверхности и выступающими
прямыми краями. Размеры частиц от 15 мкм, от-
ношение основного размера к толщине частиц со-
ставляет 10 : 1. Микрофотографии частиц износа
при задире приведены на Рис. 12.3.3.3 9.
При образовании усталостных микротрещин
в подшипниках качения заметного роста содержа-
ния металлов не происходит, однако возникающий
Рисунок 12.3.3.3 6 - Микрофотографии частиц
износа при нормальном
изнашивании
Увеличение: 500х
Рисунок 12.3.3.3 7- Микрофотографии частиц
износа при усталостном
выкрашивании
Увеличение: 500х
Рисунок 12.3.3.3 8 - Микрофотографии частиц износа при микрорезании.Увеличение: 500х
770
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.3.3.39 - Микрофотографии частиц износа при задире. Увеличение: 500х
после достаточного их развития питтинг приводит
к поломке. Усталостные трещины обнаруживают-
ся на зубьях шестерен, которые не вызывают како-
го либо заметного повышения содержания ме-
таллов масле до тех пор, пока зуб не сломается.
Появление в масле сферических частиц может
служить диагностическим признаком образования
усталостных микротрещин не только в подшипни-
ках качения, поив зубчатых зацеплениях. При этом
сферические частицы, характерные для образова-
ния усталостных микротрещин в зубчатых зацеп-
лениях имеют размеры до 20 мкм (для подшипни-
ков качения характерен размер сферических частиц
3... 5 мкм).
В ряде случаев может быть использован ана-
лиз отложений с фильтров маслосистемы. Пред-
варительно производится смыв отложений с ис-
пользованием ультразвуковых приспособлений,
и фильтрация осадка. Осадок направляется в ла-
бораторию на исследование.
Все шире внедряется определение марки ста-
ли (сплава) стружки снятой с МП, МСС, ФС, смы-
вок с фильтров. Знание конкретной марки стали
и места, где выявлена стружка, позволяет локали-
зовать поврежденный узел и принять оптимальное
решение по возможности ремонта двигателя в ус-
ловиях эксплуатации (путем замены агрегата, мо-
дуля) или направление двигателя в ремонт. В ряде
случаев выявляются посторонние частицы не яв-
ляющиеся продуктами износа двигателя, что по-
зволяет после промывки маслосистемы допустить
двигатель к продолжению эксплуатации.
Аппаратное обеспечение трибодиагностики
Аппаратура для проведения атомно-эмиссион-
ного спектрального анализа смазочных масел.
Для измерения концентрации элементов в сма-
зочном масле используются установки типа МФС
(многоканальный фотоэлектрический спектрометр)
различных модификаций. Принцип действия всех ус-
тановок одинаков [12.3.9.12]. Они различаются толь-
ко способом подачи пробы в источник возбуждения
спектров (дуговой разряд) и аппаратурным оформ-
лением.
Аналогичный принцип действия лежит в ос-
нове зарубежных спектрометров с дуговым воз-
буждением спектров (МОА фирмы Baird, D2R2
фирмы Spectro).
1.	Рентгенофлуоресцентная аппаратура
В последнее время в эксплуатации все боль-
ше внедряется оборудование, которое отличаются
от предшествующего поколения приборов только
современной элементной базой и автоматизирован-
ным способом обработки поступающей информа-
ции [12.3.9.13]. Рентгенофлуоресцентная аппара-
тура делится на две большие группы по способу
разложения в спектр и детектирования флуорес-
центного излучения. Процесс анализа на современ-
ных рентгеновских флуоресцентных спектрометрах
полностью автоматизирован.
а)	Кристалл—дифракционная аппаратура (или
аппаратура с волновой дисперсией) использует
кристалл - анализаторы, обеспечивающие весьма
высокое спектральное разрешение по длинам волн.
Разложение флуоресцентного излучения в спектр
происходит в детекторе и основано на использова-
нии закона Вульфа-Бреггов для монокристаллов.
Кристалл-дифракционная аппаратура пред-
ставлена, как правило, стационарными установ-
ками, использующими мощное первичное излу-
чение рентгеновских трубок. Промышленные
кристалл-дифракционные спектрометры являют-
ся, как правило, многоканальными, имеющими
набор жестко фиксированных спектрометричес-
ких каналов, настроенных на регистрацию флу-
оресценции отдельных элементов. Они исполь-
зуются обычно в промышленных лабораториях
для определения элементного состава сталей,
сплавов, горных пород, цементов, руд, продук-
тов обогащения и т.д.
В исследовательских лабораториях, когда
набор определяемых элементов заранее неизве-
стен и требования к экспрессное™ не так вели-
771
Глава 12 - Системы ГТД
ко, предпочтительнее одноканальные рентгено-
вские спектрометры, легко настраиваемые на ре-
гистрацию флуоресцентного излучения любого
элемента.
б)	Бездифракционная аппаратура (или аппа-
ратура с энергетической дисперсией) использует
энергодисперсионные детекторы рентгеновского
излучения. Остальные элементы рентгенофлуорес-
центного спектрометра одинаковы для кристалл-
дифракционной и бездифракционной аппаратуры.
Бездифракционная аппаратура отличается
высокой светосилой, сравнительно малыми габа-
ритами, небольшим энергопотреблением и невы-
сокой стоимостью. Важным достоинством этой
аппаратуры является возможность получить ин-
формацию об интенсивностях почти всех форми-
рующих пробу элементов за одну экспозицию.
В конструкции двигателя используются спла-
вы, в частности, стали, концентрация легирующих
добавок в которых в 10... 100 раз меньше концен-
трации железа. Так, в стали ЭИ-347-Ш, из кото-
рой изготавливаются подшипники, концентрация
железа составляет около 85%, вольфрама - 10%,
никеля - менее 1%, на другие элементы приходит-
ся ~ 4%.
В случае развития дефекта при достижении
концентрации железа 4 г/т (концентрация, при ко-
торой двигатель снимают с эксплуатации) содер-
жание вольфрама и никеля составит ~ 0,4 г/т
и 0,01 г/т соответственно. То есть, значения кон-
центраций W и Ni находятся ниже предела обна-
ружения рентгеноспектральных приборов. Это зна-
чит, что концентрация легирующих компонентов
не может быть измерена и, соответственно, не мо-
жет быть обнаружен дефект. Очевидно, что кон-
центрация легирующих элементов будет достаточ-
на для измерения в случае чрезмерного увеличения
содержания железа.
Приведенный пример показывает, что при
использовании диагностической спектральной
аппаратуры и существующем методическом обес-
печении для двигателей, характеризующихся нор-
мальным износом, возможно определение концен-
трации, в лучшем случае, только основных
металлов. Концентрация легирующих элементов
может быть уверенно измерена в случае большого
содержания элементов основы, т.е. когда двигатель
будет находиться в предотказном, либо отказном
состоянии. Поэтому недостаточные пределы обна-
ружения приводят к низкой достоверности резуль-
татов и невозможности отслеживания дефектов на
ранней стадии развития.
2.	Аппаратура для проведения феррографи-
ческого анализа
Феррографический способ анализа, в отличие
от спектрального, предоставляет значительно боль-
ше информации о частицах износа. Данным спо-
собом представляется возможным оценить размер,
индекс износа (количественная оценка содержания
частиц износа), форму и состояние поверхности
частиц, которая позволяет идентифицировать вид
износа.
Стандартом [ 12.3.9.14] установлено около двух
десятков типов изнашивания. Поэтому для установ-
ления граничных значений, при которых двигатель
допускается (не допускается) к эксплуатации необ-
ходимо точное определение типа. На практике его
определение представляет собой достаточно слож-
ную задачу ввиду большого разнообразия типов
и одновременности действия. Информация, кото-
рую представляет феррографический анализ по
параметрам частиц износа, является не всегда до-
статочной для адекватной оценки технического
состояния двигателя.
Феррографический способ анализа увеличи-
вает количество информации об износных части-
цах по сравнению со спектрометрическими. Глав-
ное достоинство феррографии заключается в том,
что по форме частиц имеется принципиальная воз-
можность определения типа изнашивания. Одна-
ко здесь возникает задача установления граничных
значений для принятия решения о техническом
состоянии двигателя.
Особенности конструкции ГТД для обес-
печения трибодиагностики
На этапе эскизного проектирования нового
авиационного двигателя следует предусмотреть
места (в том числе и резервные) для установки МП,
МСС, ФС. При этом часть мест для МП и МСС
временно может быть заглушена, и установка их
может выполняться для поиска места повреждения
[12.3.9.3].
Часто в маслосистемы авиационных двигате-
лей устанавливают полнопоточные фильтры с од-
норазовыми фильтроэлементами в нагнетающей
и откачивающей магистралях. При такой компонов-
ке основная масса частиц износа оседает на этих
фильтроэлементах. Поэтому информативность проб
масла очень мала. При этом в объеме масла прак-
тически не происходит накопления частиц износа.
Это положительно сказывается на условиях рабо-
ты пар трения, но резко снижает информативность
проб масла и вероятность своевременного обнару-
жения начала износа деталей и узлов двигателя.
Поэтому места отбора проб масла следует распо-
лагать перед фильтрами.
772
Глава 12 - Системы ГТД
12.3.4 - Контроль и диагностика по
параметрам вибрации ГТД
Виброакустическая диагностика — один из
методов технической диагностики ГТД, использу-
ющий в качестве диагностических сигналов меха-
нические колебания деталей и узлов, акустические
колебания в твердых, жидких и газообразных сре-
дах. Методы виброакустической диагностики приме-
няются при проектировании (на стадиях конструи-
рования и доводки опытных образцов), производства,
эксплуатации и ремонта двигателей [12.3.9.15].
Механические колебания (вибрации) обладают
высокой информативностью и быстрой реакцией на
изменения состояния деталей и узлов, а также вы-
сокой чувствительностью к дефектам на ранней ста-
дии развития. Внедрение методов и средств вибро-
акустической диагностики не требует разборки или
доработки конструкции изделий, что очень важно
при их эксплуатации [12.3.9.16].
Задачи виброакустической диагностики ГТД
можно разделить на две группы.
Первая группа задач определение техничес-
кого состояния двигателя и его элементов, а также
раннее обнаружение неисправностей для обеспе-
чения требуемой надежности двигателя и умень-
шения затрат, связанных с устранений последствий
неисправностей. Эти задачи решают на этапе экс-
плуатации, при стендовых испытаниях, во время
доводки и в производстве.
Вторая группа задач оценка вибрационного
состояния двигателя и его элементов с целью предуп-
реждения неисправностей, вызванных колебаниями.
Под вибрационным состоянием двигателя
понимают совокупность параметров, характеризу-
ющих вибрацию данного двигателя. Вибросостоя-
ние можно определить для данной точки двигате-
ля, некоторой его зоны или двигателя в целом,
а также для семейства двигателей. Вибросостояние
определяют для некоторых режимов работы или
множества режимов работы двигателя, а также раз-
личных условий эксплуатации [12.3.9.15].
12.3.4.1 - Параметры вибрации
и единицы изменения
Вибрация представляет протекающий во вре-
мени процесс. При описании вибрации гармони-
ческим законом:
x(t) = A sin(a> t + %)	(12.3.4-1)
используется три независимых параметра: ампли-
туда А, круговая частота (О и начальная фаза X-
Круговая частота (О (рад/с) представляет число пол-
ных колебаний за 2л секунд. Полный цикл совер-
шается за время Т, называемое периодом колеба-
ний. Количество полных колебаний в единицу
времени представляет частоту колебаний f (Гц).
Между этими параметрами существует связь:
/=1/Т
(О = 2л/ = 2л/Т (12.3.4-2)
В некоторых случаях частота колебаний мо-
жет также характеризоваться частотой вращения
соответствующего узла двигателя п (сек1)- При
этом:
(О = пл/ 30
f=n/60	(12.3.4-3)
Фаза измеряется в радианах или угловых гра-
дусах (1 рад = 57,295°).
Единицы измерения уровня вибрации зависят
от измеряемой величины. Амплитуду вибросмеще-
ния X измеряют в миллиметрах или микронах, виб-
роскорость V - в миллиметрах в секунду, виброус-
корение W - в метрах в секунду в квадрате.
Вибрация так же может выражаться в относи-
тельных единицах - децибелах. Тогда уровни ко-
лебаний соответственно вибросмещения Zx (дБ),
виброскорости Zv (дБ) и виброускорения Zw (дБ)
определяются следующим образом:
Zx = 20 lg (Х/Хпор), (12.3.4-4)
Zv = 20 1g (V/Ппор), (12.3.4-5)
Zw = 20 lg (FT/ FKnop), (12.3.4-6)
где Хпор, Ппор, FKnop - пороговые значения (в соот-
ветствии со Стандартом ИСО-1683 Хпор= 10'/2м,
Кпор =10-9м/с, FKnop =10-6 м/с2, приведенные к кру-
говой частоте (О = 1000 рад/с (/'. ^159 Гц).
Для измерения виброускорения чаще исполь-
зуется безразмерная величина виброперегрузки Kg,
представляющая отношение измеренного виброус-
корения FK к ускорению силы тяжести g:
Kg=W/g
(12.3.4-7)
Параметры уровня вибрации связаны между
собой соотношениями:
V =а>Х
W = o2X = g)V’
(12.3.4-8)
773
Глава 12 - Системы ГТД
Вышеперечисленные параметры применяются
для описания отдельных гармонических составля-
ющих вибрации. В случае сложной вибрации, ко-
торая не описывается простым соотношением
(12.3.4-1), для характеристики вибрации применя-
ют пиковое значение хпик, эффективное значение
хЭф и среднее значение хср, которые выражаются
соотношениями:
хпик = тах И	(12.3.4-9)
— ^x\t)dt (12.3.4-10)
1 <О+Г
хеР=~ $\Х(1)\Ж	(12.3.4-10)
1 t„
Пиковое значение вибросмещений представ-
ляет максимальное отклонение колеблющегося
тела и может использоваться, например, при опре-
делении зазора между совершающими колебания
телами. Пиковое значение виброускорения харак-
теризует максимальные значения инерционных
сил. Эффективное и среднее значения используют-
ся для оценки общей интенсивности вибрации.
Пиковые значения применяют при анализе
гармонической вибрации, поскольку в этом случае
они определяют амплитудные значения процесса.
Для сложного процесса вибрации пиковые значе-
ния дают ограниченную информацию, т.к. они опи-
сывают процесс в отдельные моменты времени без
учета взаимосвязи между ними. Тем не менее, при-
менение пиковых значений для сложного процесса
вибрации полезно в тех случаях, когда требуется,
например, получить информацию о максимальных
относительных вибро смещениях ротора и статора
двигателя для анализа зазоров между ними.
Средние и эффективные значения применяются
для анализа вибрации, которая не является синусо-
идальной и может быть, например, случайной. Ве-
личина эффективного значения оценивает общую
интенсивность вибрации и пропорциональна энер-
гии колебаний [12.3.9.17, 12.3.9.18, 12.3.9.19].
12.3.4.2 - Статистические характери-
стики вибрации
При изучении вибрации авиационного двига-
теля практически не удается при повторных изме-
рениях получить совпадающие или достаточно
близкие значения измеряемых величин. Это про-
исходит даже в том случае, когда вибрационные
исследования (вибрографирование) производится
на одном и том же экземпляре двигателя, казалось
бы, в одинаковых условиях, и фиксируется вибра-
ция только с частотами первых роторных гармо-
ник. Причина такого явления связана с влиянием
на уровень вибрации крайне широкого набора вне-
шних и внутридвигательных факторов. Учесть все
факторы при выполнении измерения невозможно.
Например, атмосферные условия можно контроли-
ровать, но ими нельзя управлять.
О характере разбалансировки роторов на ра-
бочих режимах основном источнике роторной
вибрации имеется лишь приближенное представ-
ление. Характер разбалансировки будет зависеть
как от последовательности и длительности рабо-
ты двигателя на рабочих режимах, так и от дли-
тельности стоянки двигателя перед запуском и по-
ложения ротора, в котором он находился при
остывании.
Существенное влияние на упругие и диссипа-
тивные свойства силовой схемы двигателя и, соот-
ветственно, на уровень вибрации оказывают неста-
ционарные тепловые поля в деталях и узлах
двигателя. Учесть их воздействия на величину виб-
рации оказывается невозможным в виду отсутствия
в настоящее время достаточно адекватных моделей
теплового состояния для двигателя в целом.
Наконец, в зависимости от множества внешних
и внутренних факторов в колебательной системе
двигателя будут в различной степени проявляться
нелинейные эффекты (например, в контактных вза-
имодействиях во фланцевых соединениях корпусов
или тел качения в подшипниках), которые приве-
дут к различной степени взаимовлияния и модуля-
ции гармонических составляющих спектра вибра-
ции.
Ввиду сложности конструкции двигателя и мно-
жества причин, влияющих на его вибрацию, перечис-
ление всех возможных причин и их учет при измере-
нии вибрации вряд ли возможен. Нестабильность
амплитуды, фаз и частот, составляющих вибрации за-
ставляет рассматривать вибрацию как случайный про-
цесс. Примеры случайного поведения вибрации по-
казаны на Рис. 12.3.4.2 1.
Несмотря на случайный характер отдельных
измерений вибрации, по множеству измерений,
полученных при многократно повторенных опы-
тах, можно определить средние величины, которые
с некоторой вероятностью будут характеризовать
конкретную реализацию измеренной вибрации.
При статистическом подходе результат измерения
вибрации х рассматривается как случайная вели-
чина. Для ее описания применяется функция плот-
774
Глава 12 - Системы ГТД
ности вероятности распределения значений р(х).
Эта функция принимает значения, равные вероят-
ности попадания значения вибрации х в бесконеч-
но малый интервал dx (см. Рис. 12.3.4.2 2), при-
чем:
оо
J р( х )dx = 1
(12.3.4-12)
В качестве характеристик случайной величи-
ны х вибрации используют среднее значение:
тх
Рисунок 123.4.22 - Плотность распределения
вероятностей
(12.3.4-13)
и среднеквадратичное отклонение:
У р(х)dx
(12.3.4-14)
показывает степень разброса возможных значений
вибрации относительно средней величины ту
Если имеется набор из и измеренных значе-
ний вибрации х, i = 1,..., и, то среднее значение
ту оценивается величиной:
Среднее значение т Y характеризует величину,
около которой группируются измеренные величи-
ны вибрации, а среднеквадратичное отклонение CTY
Л ] П
In* = Zxi	(12.3.4-15)
ni=[ 1	v 7
775
Глава 12 - Системы ГТД
а среднеквадратичное отклонение величиной:
Л	J п г Л Г
Х~тх (12.3.4-16)
Ч П ~ 1 i=l \ J
Для оценки разброса значений вибрации при-
меняется также коэффициент вариации амплиту-
ды вибрации:
Г1=ах/тх	(12.3.4-17)
Для первых гармоник роторов величина Т] со-
ставляет примерно 0,15...0,25. С ростом вибрации
коэффициент вариации несколько падает, а при ма-
лых уровнях несколько увеличивается [12.3.9.20].
12.3.4.3 - Причины возникновения
вибрации в ГТД
Вызывающие вибрацию нагрузки, действую-
щие в ГТД, обусловлены принципом действия
и особенностями конструкции турбокомпрессора,
представляющего собой лопаточную роторную
машину и составляющего основу современного
ГТД, а также условиями эксплуатации СУ на ЛА.
Внешние и внутренние возмущающие силы име-
ют в основном механическое и газодинамическое
(аэромеханическое) происхождение. Поведение
системы под действием этих нагрузок может быть
проанализировано на основе изучения вибрацион-
ного спектра, являющегося совокупностью про-
стых гармонических колебаний, на которые может
быть разложено сложное колебательное движение
различных точек двигателя.
Спектр вибрации ГТД имеет, как правило,
комбинированную структуру (см. Рис. 12.3.4.3 1)
и представляет собой сумму широкополосного
вибрационного шума (фона) и линейчатого спек-
тра, состоящего из ряда дискретных гармоничес-
ких составляющих. Наибольший вклад в образо-
вание фона вносят возмущающие нагрузки,
имеющие аэродинамическую природу; дискрет-
ные же составляющие обусловлены силами как
механического, так и газодинамического проис-
хождения [ 12.3.9.18, 12.3.9.21, 12.3.9.22]. Спектр
вибрации определяется частотами: роторной виб-
рацией; вибрацией аэродинамического происхож-
дения; вибрацией, вызванной акустическим шу-
мом; вибрацией, возбуждаемой зубчатыми
соединениям и подшипниками, вибрацией агре-
гатов.
Рисунок 12.3.4.31 - Спектр вибрации ГТД
1 - дискретные составляющие;
2 - вибрационный шум
Роторная вибрация
Основной источник вибрации ГТД вращаю-
щийся ротор турбокомпрессора. Основная вибра-
ция возникает обычно с частотой вращения рото-
ра и (измеряется в сек1) и носит название первой
(основной) роторной гармоники.
Ряд особенностей (см. раздел 14.6) и, в част-
ности, присущая любой реальной системе нелиней-
ность, приводит к появлению дополнительных виб-
рационных составляющих, частоты которых
кратны частоте основной гармоники:
f=in	(12.3.4-18)
где i - порядок гармоники [ 12.3.9.15, 12.3.9.21,
12.3.9.22].
Вибрация аэродинамического происхож-
дения
Основной источник этой вибрации лопаточ-
ные узлы ГТД (вентилятор, компрессор и турбина).
Данный вопрос подробно рассматривается в разделе
14.4. В результате появляются составляющие с час-
тотами:
f=zn	(12.3.4-19)
где z - число лопаток РК или НА (СА) ступени ком-
прессора (турбины).
Кроме этих составляющих из-за отклонения
в геометрии лопаточных решеток при изготовле-
нии (например, при различном межлопаточном
расстоянии); деформации лопаток под действием
центробежных и газовых сил, появления забоин,
вмятин, коробления, эрозионного изнашивания
возникают составляющие с частотами:
776
Глава 12 - Системы ГТД
А
40
30
20
0
О 19 20	21	22	23	24	25
Рисунок 12.3.4.3 2 - Спектрограмма вибрации
вентилятора ГТД
А - амплитуда; Z - число лопа-
ток
f=zn±in	(12.3.4-20)
где i = 1, 2, 3,... (см. Рис. 12.3.4.3 2).
Суммарное действие аэродинамических сил
и моментов на ротор приводит вследствие указан-
ных выше причин к возникновению аэродинамичес-
кой неуравновешенности, проявляемой в спектре
вибраций на тех же частотах, что и при вибрации
от массового дисбаланса. Интенсивность этих со-
ставляющих растет с ростом степени двухконтур-
ности, достигая своих максимальных значений
у вентиляторов и винтов ГТД [12.3.9.15, 12.3.9.18,
12.3.9.21, 12.3.9.22].
Вибрация, вызванная акустическим шумом
Источником вибрации ГТД может являться
также акустический шум, не только генерируемый
компрессором и турбиной, но и возникающий при
работе входного устройства, выхлопного устрой-
ства и КС. Возникновение вибрации в этих случа-
ях связано с турбулизацией потока, которая возни-
кает при его движении вдоль стенок воздушных
каналов, обтекании стоек и других препятствий,
смешении с окружающим воздухом, горении, а та-
кие воздействии бокового ветра и атмосферной
турбулентности.
Для входного устройства характерна вибрация,
возникающая при взаимодействии турбулентной
струи со стенками воздухозаборника и обтекании
стоек. Происходящие процессы могут существен-
но интенсифицироваться неоднородностью потока,
вызываемой боковым ветром и атмосферной турбу-
лентностью.
Для выхлопного устройства характерно появ-
ление вибрации из-за смешения реактивной струи
с окружающим воздухом и взаимодействия возника-
ющей турбулизации со скачками уплотнения в струе.
В КС при нормальном горении, кроме широ-
кополосного шума, обусловленного вихревыми
эффектами, возникают составляющие с частотой
продольных колебаний столба газа. В некоторых
случаях возможно появление режима вибрацион-
ного горения, имеющего автоколебательный харак-
тер. Причиной подобного явления может стать ин-
тенсивная турбулизация потока на входе в КС,
а также особенности горения ТВС, вызванные не-
равномерностью подачи топлива, изменением ка-
чества распыла и т.д. [12.3.9.18,12.3.9.21,12.3.9.22].
Вибрация, возбуждаемая зубчатыми со-
единениями
Ряд особенностей имеет процесс генерации
вибрации зубчатыми передачами. Такие передачи
имеются в редукторах турбовинтовых и турбоваль-
ных двигателей, а также на любом типе двигате-
лей и системе приводов. Кроме роторной вибрации,
вызванной неуравновешенностью вращающихся
элементов зубчатых передач (частота этих дискрет-
ных составляющих спектра f= in), возникает виб-
рация, определяемая взаимодействием зубьев. При
работе зацепления каждый зуб подвергается пери-
одическому силовому воздействию, приводящему
к возникновению вибрации с частотой пересопря-
жения зубьев:
f=izn	(12.3.4-21)
где z - число зубьев соответствующего
зубчатого колеса;
i - порядок гармоники.
В процессе контакта взаимное движение зу-
бьев сопровождается трением качения и трением
скольжения, причем последнее имеет большую
интенсивность. Силы трения приводят к возбуж-
дению широкополосного вибрационного шума.
Большую роль играет также возбуждение виб-
рации, вызываемое различными погрешностями
изготовления зубчатых передач, деформациями,
возникающими в процессе работы, а также неисп-
равностями, появляющимися в процессе эксплуа-
тации двигателя.
Циклические погрешности зацепления могут
быть разложены по частотным составляющим. Со-
ответствующие компоненты спектра вибрации оп-
ределяются с учетом скорости вращения зубчато-
777
Глава 12 - Системы ГТД
го колеса. Влияние деформаций зубьев и других
элементов зубчатых передач может быть учтено
таким же образом.
Возникающие в процессе эксплуатации дефек-
ты приводят к изменению интенсивности различных
составляющих спектра и вибрационного шума,
а также возникновению новых спектральных состав-
ляющих. Например, при интенсивном изнашивании,
выкрашивании или поломке зуба появляются «бо-
ковые» частоты f=(z ± 1) п, свидетельствующие
об амплитудной модуляции частоты пересопряже-
ния зубьев частотой вращения зубчатого колеса.
В некоторых зубчатых зацеплениях (напри-
мер, в зацеплениях, имеющихся в приводах агре-
гатов) из-за малых передаваемых нагрузок может
возникнуть режим соударения зубьев, который при-
водит к размыванию дискретных составляющих,
увеличению широкополосного шума, а также по-
явлению комбинационных частот типа f= (z ± 7)п.
Все перечисленные возбуждающие нагрузки
могут также вызвать резонансные колебания с ча-
стотами, определяемыми упруго-инерционными
свойствами элементов редуктора (зубьев, валов
и т.д.) [12.3.9.18, 12.3.9.21,12.3.9.22].
Вибрация, возбуждаемая подшипниками
Вибрация, возникающая при работе подшип-
никовых узлов, имеет достаточно сложную струк-
туру и определяется большим числом факторов.
Одна из основных причин вибрации геометричес-
кие погрешности, возникающие в процессе изготов-
ления и монтажа, а также при силовом нагружении.
К основным погрешностям изготовления относят-
ся волнистость дорожек качения, овальность, гран-
ность и разноразмерно сть тел качения, искажение
формы сепаратора, его неуравновешенность и т. д.
Эти отклонения формы приводят к появлению дис-
кретных составляющих спектра, определяемых па-
раметрами погрешности и основными геометричес-
кими размерами подшипника.
Например, вследствие волнистости возника-
ют колебания с частотой:
1±^СО5₽ Z^n
Ро )
b - наибольший общий делитель между
числами ,"ш и
п - частота вращения вала.
Знак «+» в этом выражении берется для на-
ружного кольца, а знак «-» - для внутреннего. Гран-
ность обусловливает вибрацию с частотой
,2
1± cos
Do
Dp zmzr п
(12.3.4-23)
где zr~ число граней,
а неуравновешенность сепаратора:
(12.3.4-24)
При монтаже и силовом нагружении подшип-
ника появляются перекосы, меняются зазоры, уси-
ливается неравномерность распределения нагрузки
между телами качения. Это вызывает интенсифика-
цию вибрации с указанными частотами, а также
появление спектральных составляющих с частотой:
(12.3.4-25)
из-за смещения оси ротора и периодических изме-
нений жесткости подшипника при перекатывании
тел качения.
Трение, имеющееся в подшипнике, способству-
ет образованию широкополосного вибрационного
шума. Этот шум усиливается при возникновении
повышенных зазоров из-за соударения тел качения
и ротора, а также при развитии неисправностей.
Вибро сигнал, генерируемый подшипником,
особенно при возникновении таких дефектов, как
выкрашивание беговых дорожек, имеет импульс-
ный характер. В первом приближении форма этих
импульсов может быть описана выражением вида:
где d - диаметр шариков;
Dq диаметр окружности, проходящей через
центры тел качения;
b - угол контакта;
Z - число шариков;
Z^ - число волн на дорожке;
S(t) = Ue<-at> sin(pt + ф) (12.3.4-26)
где U- амплитуда импульса;
а - декремент колебаний соударяемых деталей;
р - собственная частота колебаний детали;
(р начальная фаза колебаний.
778
Глава 12 - Системы ГТД
Частота последовательности виброакустичес-
ких импульсов вида (12.3.4-26) определяется при
возникновении дефектов беговых дорожек подшип-
ников выражением (12.3.4-22). Амплитуда импуль-
са определяется долей кинетической энергии соуда-
ряемых деталей, расходуемой на удар и практически
линейно зависит от частоты вращения ротора.
Вибрации подшипников могут быть обуслов-
лены также их собственными упруго-массовыми
характеристиками. Импульсное возбуждение и ши-
рокополосный шум вызывают резонансные коле-
бания частей опоры, параметры которых могут
быть использованы для обнаружения различных
неисправностей.
Вибрация подшипника носит в основном ло-
кальный характер из-за малой интенсивности
и большого числа высокочастотных составляю-
щих, фильтрующихся конструкцией двигателя
и практически неразличимых в месте расположе-
ния штатных вибропреобразователей. Локализации
подшипниковой вибрации способствует также при-
менение упругих и упругодемпферных опор
[12.3.9.18, 12.3.9.19, 12.3.9.20,12.3.9.21,12.3.9.22].
Вибрация агрегатов
Она определяется их принципом действия
и особенностями конструкции. Большинство агре-
гатов двигателя представляет собой насосы топлив-
ной и масляной систем, причем применяются ка-
чающие узлы трех основных типов:
- плунжерные;
центробежные;
шестеренные.
Поскольку рассматриваемые агрегаты пред-
ставляют собой узлы гидравлических систем дви-
гателя и ЛА, то для них характерно возникновение
вибрации гидродинамического происхождения.
Поэтому, кроме составляющих спектра с частотой
f= in, вызванной неуравновешенностью ротора,
возникает вибрация с частотами, кратными числу
основных рабочих элементов ротора z, т. е. плун-
жеров, рабочих лопаток крыльчатки или зубьев зуб-
чатых колес f= izn.
Как правило, насосы содержат регулирующие
устройства, выполненные в виде клапанов посто-
янного давления, распределительных, редукцион-
ных и т.д. Наличие интенсивных возбуждающих сил
может привести к возникновению автоколебаний
столба жидкости с частотами, соответствующими
собственным частотам колебаний клапанов. Это не
только вызывает повышенную вибрацию агрегата
и трубопроводов, но и может стать причиной уве-
личения вибрации всего двигателя из-за роста пуль-
саций давления в топливном коллекторе.
Рисунок 12.3.4.4_1 - Устройство индукционного
вибродатчика
1 - кольцевой магнит; 2 - мас-
са; 3 - катушка индуктивнос-
ти
Рисунок 12.3.4.4_2 - Устройство пьезоэлектричес-
кого акселерометра
1 - пьезокристалл; 2 - масса;
3 - корпус вибродатчика;
4 - электрический разъем
Причиной возникновения широкополосной
вибрации могут быть кавитационные явления, воз-
никающие на входе в насосы и в трубопроводах. Эти
процессы обычно интенсифицируются при появле-
нии дефектов в подкачивающих насосах [ 12.3.9.21,
12.3.9.22, 12.3.9.25].
12.3.4.4 - Датчики измерения
вибрации
В зависимости от того в какой размерности
измеряет вибрацию двигателя каждый конкретный
датчик вибрации их подразделяют на два основ-
ных типа, различающиеся по конструкции и осо-
бенностям применения:
датчики виброскорости;
датчики виброускорения, наиболее распро-
779
Глава 12 - Системы ГТД
страненные в настоящее время.
Основные характеристики датчиков вибрации:
частотный диапазон;
чувствительность;
чувствительность в поперечном направлении;
- собственная резонансная частота [12.3.9.26].
Датчики виброскорости
Классический датчик виброскорости пред-
ставляет из себя сильный кольцевой магнит, в за-
зоре которого перемещается катушка, связанная
с инерционной массой. Такие датчики вибрации
еще называют индукционными датчиками. По за-
кону электромагнитной индукции при перемеще-
нии конструкции оборудования, на который уста-
новлен датчик, в катушке будет наводиться ЭДС,
по величине всегда прямо пропорционально ско-
рости перемещения катушки в магнитном поле (см.
Рис. 12.3.4.4 1).
Достоинство - простота и стабильность основ-
ных параметров.
Недостатки:
ограниченный диапазон частот от 10 до
1000 Гц;
большая масса постоянного магнита и, со-
ответственно, датчика.
В настоящее время практически не применяются.
Датчики виброускорения
Это наиболее распространенный в настоящее
время вид вибродатчика. По принципу действия
и конструкции они делятся на пьезоэлектрические
акселерометры и емкостные датчики вибрации.
1)	Пьезоэлектрический акселерометр.
Конструктивно пьезоакселерометр представ-
ляет из себя пьезокристалл с укрепленной сверху
небольшой фиксированной массой.
Вибрации двигателя передаются на корпус
вибродатчика, он перемещается вместе с кристал-
лом. Масса, укрепленная на кристалле, в соответ-
ствии с классическим законом Ньютона, воздей-
ствует на кристалл с силой, пропорциональной
произведению ускорения на величину этой массы.
Под действием инерционной силы происходит де-
формация пьезокристалла и на его обкладках ге-
нерируется электрический заряд, пропорциональ-
ный виброускорению корпуса двигателя (см.
Рис. 12.3.4.4 2).
Достоинства пьезоакселерометров:
широкий диапазон частот;
- малый вес;
большая чувствительность.
Недостатки:
ограниченный диапазон частот;
нельзя применять без проверки резонансных
свойств;
относительно высокая стоимость.
В настоящее время появились трехкоординат-
ные датчики, в которых в одном корпусе устанав-
ливаются три пьезокристалла, ориентированных
в разных осях. Обычно трехкоординатные датчи-
ки используются для систем стационарного виб-
рационного мониторинга.
В некоторых типах пьезоакселерометров име-
ется встроенный усилитель заряда. Если усилитель
заряда встроенный - то не возникает проблем с дли-
ной кабеля, которым датчик подключается к прибо-
ру. Если усилитель заряда отсутствует, то к соеди-
нительному кабелю от датчика предъявляются очень
жесткие требования, стоимость его значительна.
2)	Емкостные датчики вибрации.
Распространение таких датчиков только начи-
нается.
Устройство датчиков такого типа, принцип
действия, достаточно просты. На кристалле мик-
росхемы методом микроэлектроники формирует-
ся упруго перемещаемый элемент. При перемеще-
нии такого элемента под действием внешних
ускорений меняется расстояние до неподвижных
электродов, выполняющих функции электродов
конденсатора. Все электроды включены в колеба-
тельный контур генератора, который сформирован
на том же кристалле микросхемы. Далее сигнал
с переменной частотой преобразуется в перемен-
ное выходное напряжение. Внешние размеры та-
кого датчика малы.
Достоинства:
возможность регистрации сверхнизкочастот-
ных вибраций, практически с 0 Гц;
высокая чувствительность (может регистри-
ровать даже ускорение свободного падения);
при «перевороте» датчика напряжение на его
выходе меняет свой знак.
Недостатки:
невысокая рабочая граница в области высо-
ких частот, обычно 200...1000 Гц;
сложность тарировки.
12.3.4.5 - Вибрационная диагностика
ГТД
Вибрации ГТД измеряют при испытаниях дви-
гателей и при эксплуатации. При этом вибрация дви-
гателя рассматривается с двух точек зрения. С од-
ной стороны, высокий уровень вибрации может
стать причиной усталостных поломок элементов
конструкции двигателя и размещенных на нем аг-
регатов и обвязки. По этой причине должен быть оп-
ределен допустимый уровень вибрации, с превыше-
нием которого работа двигателя не допускается.
780
Глава 12 - Системы ГТД
С другой стороны, повышение или изменение виб-
рации может рассматриваться как признак появив-
шейся или развивающейся неисправности какого-
либо узла двигателя. В этой связи разрабатываются
методы вибрационной диагностики методы, по-
зволяющие по характеру изменения вибрации оп-
ределить тип неисправности двигателя [12.3.9.15,
12.3.9.16].
Допустимые уровни вибрации и общие требо-
вания к контролю вибрации двигателей определя-
ются нормативными документами. При определе-
нии вибрационных характеристик двигателя
в опытном производстве проводят подробное виб-
рографирование, при котором датчики вибрации
(вибропреобразователи) устанавливают на корпусах
двигателя в плоскостях расположения опор роторов,
имеющих непосредственную связь с корпусом, на
узлах крепления самолетных подвесок.
По результатам вибрографирований двигате-
ля, выполненных в процессе доводки и на этапе ос-
воения серийного производства, определяются виб-
рохарактеристики двигателя зависимости
амплитуды вибросмещения, виброскорости или
виброускорения от частоты вращения ротора. Уточ-
няются штатные места расположения вибропреоб-
разователей, по которым в дальнейшем будет кон-
тролироваться вибрация, назначаются диапазоны
частот вращения роторов для проведения эффек-
тивного контроля вибрационного состояния дви-
гателя на приемо-сдаточных испытаниях, при дли-
тельных стендовых испытаниях и в эксплуатации.
При определении размещения штатных виб-
ропреобразователей необходимо стремиться к тому,
чтобы вибрация в этих точках была наиболее четко
связана с возбуждающими силами и имела наибо-
лее характерный для двигателя спектральный состав
(причем величина вибрации при этом не обязатель-
но должна быть самой максимальной). Крепление
вибропреобразователей к корпусу должно быть та-
ким, чтобы собственная частота вибропреобразова-
теля, размещенного на корпусе, лежала вне иссле-
дуемого диапазона частот вибрации [12.3.9.25].
Для эксплуатационных условий допустимый
уровень вибрации назначается, исходя из требова-
ния обеспечения динамической прочности элемен-
тов конструкции двигателя. Однако, это требование,
являясь основным, может быть не единственным.
Вибрация, передаваясь по самолетным конструк-
циям, может приводить к снижению комфортнос-
ти в салоне самолета, например, по уровню шума.
Это также может учитываться при назначении до-
пустимого уровня вибрации в эксплуатационных
условиях. В целом, в качестве нормы принимают-
ся такие значения вибрации, при которых доста-
точно мала вероятность вибрационных дефектов,
а меры обеспечения заданной нормы остаются при-
емлемыми для конструкции, технологии и эксплу-
атации [12.3.9.22, 12.3.9.25].
При назначении допустимого уровня вибрации
в производстве (на приемо-сдаточных испытаниях)
учитываются данные о статистическом разбросе
значений вибрации, полученные при доводке и ос-
воении двигателя, а также ожидаемое влияние экс-
плуатационных факторов на величину вибрации.
Производственное ограничение вибрации должно
выбираться более жестким, чем эксплуатационное,
так чтобы обеспечить в эксплуатации достаточно
малую вероятность превышения допустимого уров-
ня. Если при этом окажется, что производственное
ограничение может быть с большой вероятностью
превышено, разрабатываются мероприятия по сни-
жению вибрации двигателя. Снижения вибрации
можно достичь технологическими (качество изго-
товления, сборки, технология и качество баланси-
ровки) и конструктивными (отстройка резонансов
и демпфирование колебаний) мерами. Анализ ста-
тистического распределения величин вибрации дви-
гателей на приемо-сдаточных испытаниях дает
оценку стабильности производства и позволяет
выявить резкие выпады, обусловленные снижени-
ем качества изготовления двигателей [44].
В эксплуатационных условиях контроль виб-
рации используется не только для оценки допусти-
мости ее уровня, но и для вибродиагностики тех-
нического состояния двигателя. Диагностирование
изменения технического состояния двигателя свя-
зано с анализом тенденций изменения параметров
вибрации. Для этого выполняется регистрация виб-
рации и построение графиков зависимости парамет-
ров вибрации от времени эксплуатации. С целью
уменьшения влияния эксплуатационных факторов
регламентируются участки полета и режимы рабо-
ты двигателя, на которых выполняется регистра-
ция вибрации. Анализ тенденций изменения виб-
рации выполняется по результатам ее регистрации
в 10...40 полетах в сходных высотно-скоростных
и режимных условиях работы двигателя. Опыт
показывает, что можно выделить несколько основ-
ных типов поведения вибрации, которые могут
быть связаны с появлением и развитием неисправ-
ностей в роторной части двигателя: тренд, скачок,
выброс и разброс (см. Рис. 12.3.4.5 1) [12.3.9.15].
Появление тренда вибрации может указывать
на относительно медленное развитие неисправно-
сти, связанной с износом элементов проточной ча-
сти или опор ротора. В практике отмечались слу-
чаи появления тренда в связи с поломками
подшипников.
781
Глава 12 - Системы ГТД
а)
б)
г)
Скачок параметра вибрации представляет рез-
кое изменение ее среднего значения. Это может
быть связано с мгновенным изменением неуравно-
вешенности ротора вследствие повреждения лопа-
ток посторонними предметами или, например, об-
рыва болтов крепления деталей в роторе.
Выброс представляет скачкообразное увели-
чение уровня вибрации с последующим возвра-
щением к исходному уровню. Чаще всего такое
поведение наблюдается при неисправности вибро-
аппаратуры, что выявляется ее проверкой. Возмож-
ной причиной также может быть наличие дефекта
в двигателе, когда при определенном сочетании
теплового состояния и нагруженности ротора с ре-
жимом работы двигателя возникает раскрытие сты-
ков сопрягаемых деталей вследствие недостаточ-
ной затяжки или потери натяга. В этом случае
происходит резкое изменение жесткости узла и не-
уравновешенности ротора. Однако, при снижении
нагрузки или изменении режима работы двигате-
ля это явление пропадает.
Появление повышенного разброса параметра
вибрации может быть связано с нестабильностью
возмущающих сил, изменениями параметров (на-
пример, диссипативных) колебательной системы
двигателя или с изменением характера влияния на
вибрацию внешних эксплуатационных факторов.
Разброс, тренд и скачки параметров вибрации ха-
рактерны и для исправных двигателей.
Алгоритмы вибрационной диагностики ГТД
по параметрам вибрации разделяются следующие
группы:
диагностирование состояния двигателя по
параметрам вибрации в процессе эксплуатации;
определение состояния двигателя в процес-
се доводки эксплуатируемых двигателей;
обработка и анализ вибросигналов в целях
измерения диагностических параметров.
Диагностирование состояния двигателя по
параметрам вибрации в процессе эксплуатации
Алгоритмы разделяются на три подгруппы:
1.	Допусковый контроль (двухуровневый
предупредительный и предельный). Допуски могут
быть фиксированными или изменяемые с учетом ре-
жима работы двигателя и условий полета ЛА.
2.	Контроль наработки с повышенным уров-
нем вибрации.
Рисунок 12.3.4.51 - Изменение параметров вибра-
ции ГТД
а - тренд параметра вибрации;
б - скачок; в - выброс; г - раз-
брос
782
Глава 12 - Системы ГТД
3.	Диагностирование и прогнозирование со-
стояния двигателя по изменению (тренду) парамет-
ров вибрации.
Допусковый контроль по предельным уров-
ням вибрации. Основная задача такого вида конт-
роля, как было показано ранее обеспечение виб-
ропрочности и вибронадежности двигателя и его
оборудования, но этот контроль применяют и для
обнаружения неисправностей. Исправность двига-
теля оценивается сравнением текущих значений
вибрационного параметра с допуском. Предельные
значения вибрационных параметров силовых ус-
тановок различных ЛА составляют 50...90 мм/с
для двигателей и 100...200 мм/с для силовых пе-
редач вертолетов. Обнаружение неисправностей по
ГТД по предельным допускам вибрации - доста-
точно грубый диагностический метод.
Контроль наработки с повышенным уровнем
вибрации. Основная задача контроля этого вида
обеспечение вибропрочности и вибронадежности
двигателя (и его оборудования) в условиях выше
предупредительного допуска. Наработка контроли-
руется в единицах времени или в циклах вибрации.
Диагностирование по изменению параметров
вибрации. Эффективность обнаружения неисправ-
ностей двигателя при контроле параметров суще-
ственно повышается в сравнении с предыдущими
алгоритмами, т.к. анализируется изменение парамет-
ров вибрации по наработке. Проявления различных
дефектов осуждались ранее и более подробно дан-
ный вид диагностики рассмотрен в разделе 12.3.5.
Определение состояния двигателя в процессе
доводки эксплуатируемых двигателей. Диагности-
руемые при доработках состояния обычно характе-
ризуются комплексом параметров и соответствен-
но комплексами диагностических признаков,
знания о которых неполные, Значения параметров
и диагностических признаков, определяющих дина-
мическую нагруженность надежных и ненадежных
деталей, различаются не очень сильно (вследствие
небольших запасов прочности). Кроме того, значе-
ния параметров состояния имеют значительный раз-
брос. Это затрудняет распознавание состояний и оп-
ределение пороговых значений диагностических
признаков. Связи между диагностическими призна-
ками и состояниями выявляются эксперименталь-
но по результатам исследования объектов с извест-
ным состоянием диагностируемых элементов.
Учитывая указанные особенности, диагноз состо-
яния при доработках необходимо ставить на ста-
тистико-вероятностной основе.
Возможны два подхода к решению этой зада-
чи. Первый выявление одного или небольшого
числа диагностических признаков, позволяющих
применить правило распознавания или оценки.
Второй принятие решений на основе комплекса
исходных физических признаков со сжатием этой
информации в одном или нескольких обобщенных
(алгоритмических) признаках.
Обработка и анализ вибросигналов. Разнооб-
разие дефектов, обнаруживаемых методами вибро-
диагностики, сложность сигналов, порождаемых
неисправностями и колебаниями деталей ГТД, за-
ставляет при выявлении и измерении диагности-
ческих параметров проводить следующие виды
обработки сигнала:
-	разделение вибрационного сигнала вибраци-
онного сигнала на «элементарные» сигналы;
-	пространственное разделение вибрационных
сигналов;
-	восстановление формы выделенных «эле-
ментарных» сигналов;
-	линейные и нелинейные преобразования сиг-
налов;
-	измерение отдельных параметров и статичес-
ких характеристик сигналов;
-	измерение характеристик взаимосвязи сиг-
налов.
Для реализации указанных видов обработки
в вибродиагностике ГТД применяются общеизвес-
тные методы: спектральный и автокорреляционный
анализ сигналов, выделение огибающей сигнала
(детектирование), синхронное детектирование сиг-
нала, спектральный анализ огибающей, фильтрация
сигнала с помощью полосовых и гребенчатых филь-
тров, получение функций частной и множественной
когерентности, многомерный вероятностный ана-
лиз и т.д.
Выбор способа обработки сигнала определя-
ется постановкой диагностической задачи, особен-
ностями исследуемого и выделяемого сигналов,
особенностями конструкции обследуемого двига-
теля и другими факторами.
В целом, при решении задач вибродиагностики
наиболее важным является умение различать изме-
нения вибрации исправного двигателя, находящего-
ся под воздействием внешних и внутренних эксплу-
атационных факторов, от изменений вибрации,
вызванных появлением и развитием неисправности
в двигателе. Повышение достоверности алгоритмов
вибродиагностики может быть достигнуто на ос-
нове обобщения обширных данных о возможных
типах вибрационного поведения исправных дви-
гателей в сочетании с тщательным анализом неис-
правностей, обнаруженных при эксплуатации, и их
влияния на вибрацию.
Наибольшей эффективности вибродиагности-
ки можно достичь сочетанием ее с другими видами
783
Глава 12 - Системы ГТД
бортового и наземного контроля и диагностики па-
раметров двигателя. Здесь следует использовать ре-
зультаты осмотров контрольных элементов масло-
системы ГТД (МП, МСС и ФС), результаты анализа
содержания металлов и примесей в масле, резуль-
таты измерения температуры в различных точках
маслосистемы и других параметров двигателя.
12.3.5 - Диагностирование ГТД по
газодинамическим параметрам
Диагностирование ГТД по газодинамическим
параметрам является одним из наиболее распрост-
раненных и эффективных методов оценки его тех-
нического состояния. Именно этим методом оцени-
вается способность ГТД обеспечивать выполнение
основных функций - создавать требуемую тягу или
мощность.
12.3.5.1 - Неисправности проточной
части ГТД
Для различных типов ГТД на стадии их до-
водки и эксплуатации характерны различные ком-
плексы дефектов и ухудшения состояния проточ-
ной части.
В процессе эксплуатации на двигатель воздей-
ствуют факторы эксплуатации - приемистость,
сбросы, тепловая нестационарность элементов кон-
струкции, износ пар трения, перегрузки при эво-
люциях ЛА, изменение климатических условий,
попадание посторонних предметов и др. Воздей-
ствие факторов эксплуатации проявляется в увели-
чении радиальных зазоров в лопаточных машинах,
в износе сопряженных элементов, уплотнений, эро-
зионном изменении формы профилей лопаток, по-
явлении люфтов в приводе НА, загрязнении эле-
ментов проточной части и каналов системы
охлаждения.
Износ элементов газогенератора является ос-
новной причиной ухудшения газодинамических
параметров двигателя. Характерными дефектами
проточной части являются дефекты турбины
трещины, прогары отдельных сопловых и рабо-
чих лопаток, эрозионный износ торцев рабочих
лопаток.
Среди прочих неисправностей можно назвать
повреждения лопаток компрессора из-за попадания
посторонних предметов, эрозионного износа, прога-
ры форсунок, жаровых труб КС, утечки воздуха че-
рез фланцевые соединения компрессора и КС в мес-
тах крепления трубопроводов, клапанов, заглушек,
раскрытие стыков турбин.
12.3.5.2 - Требования к перечню
контролируемых параметров
В идеале для полноценного диагностирования
проточной части ГТД требуется измерение пара-
метров потока (давления и температуры) во всех
характерных сечениях: на входе и выходе двигате-
ля, на входе и выходе каждого каскада компрессо-
ра и турбины. На практике перечень измеряемых
параметров значительно меньше, хотя и наблюда-
ется тенденция к его расширению. Чаще всего на
современных двигателях измеряется давление
и температура воздуха на входе в двигатель, за ком-
прессором и за турбиной. Обязательными для из-
мерения являются частоты вращения роторов,
а также параметры, характеризующие изменение
регулируемых элементов механизации ГТД, вели-
чину отбора воздуха на нужды противообледини-
тельной системы и системы кондиционирования
самолета. Большинство указанных параметров уча-
ствуют в регулировании двигателя и этим, в пер-
вую очередь, обусловлено их применение.
Температура газа за ТНД представляет собой
«комплексный» по чувствительности к состоянию
проточной части параметр. Рост чувствительнос-
ти могут вызывать различные причины - увеличе-
ние утечек в КВД, ухудшение характеристик ком-
прессора и турбины. Температура воздуха под
панелями газогенератора позволяет выявлять утеч-
ки горячего воздуха из КВД. Об изменении харак-
теристик компрессора высокого давления свиде-
тельствует характер изменения по наработке
температуры воздуха за КВД.
12.3.5.3 - Алгоритмы диагностиро-
вания проточной части ГТД
В настоящее время процессы, происходящие
в ГТД, достаточно хорошо изучены. В общем слу-
чае они могут быть описаны системой нелинейных
уравнений, связывающих между собой параметры
состояния (коэффициенты потерь давления, коэф-
фициенты полезного действия узлов, площади про-
ходных сечений, величины утечек газа и воздуха)
и измеряемые параметры (давления и температуры
воздуха и газа в различных сечениях, частоты вра-
щения роторов, расход топлива, тяга).
Развитие (плавное или скачкообразное) дефек-
та обычно обусловлено изменением недоступных
для измерения характеристик узлов, но проявляет-
ся оно непосредственно в дрейфе измеряемых тер-
могазодинамических параметров. Связь измеряемых
параметров с характеристиками узлов описывается
термогазодинамическими математическими моделя-
784
Глава 12 - Системы ГТД
ми разного уровня сложности. Во всех методах вы-
явления дефектов используются данные модели.
Методы выявления дефектов проточной части
могут быть классифицированы на два основных
вида:
-	распознавание дефектов на основании ана-
лиза измеряемых параметров;
-	выявление дефектов, основанное на иденти-
фикации термогазодинамической модели, с после-
дующим распознаванием дефектов на основании
анализа параметров характеристик узлов.
Выбор вида, наилучшего для практической
реализации, зависит от текущего этапа жизненного
цикла газотурбинного двигателя. По мере увеличе-
ния срока эксплуатации и накопления эмпиричес-
кой информации о состоянии двигателя усиливают-
ся преимущества методов первого направления. Эти
методы дополнительно обеспечивают хорошую на-
глядность при выполнении экспертного анализа на
группе объектов диагностирования и при регрес-
сионном анализе временных рядов.
Как правило, при применении методов перво-
го вида выполняется приведение значений парамет-
ров к стандартным атмосферным условиям и к рас-
четному режиму.
При использовании второго вида чаще всего
используются так называемые «невязки» парамет-
ров или характеристик узлов. Для данных внешних
условий и режима работы двигателя с помощью
математической модели (выполняется идентифика-
ция модели) рассчитываются значения параметров
для различных дефектов и определяется разность
с текущими значениями параметров. Полученные
разности и представляют собой «невязки» парамет-
ров. Минимальные «невязки» получаются для того
состояния, которое соответствуют наиболее веро-
ятному дефекту, задаваемому в модели. Метод опи-
рается на идентификацию модели и перебор воз-
можных дефектов малой кратности.
Принятие решения о конкретном виде состо-
яния ГТД производится по принципу минимума
«невязки». При положительных свойствах мето-
да к существенным его недостаткам метода сле-
дует отнести низкую наглядность при выполне-
нии экспертного анализа на группе объектов
диагностирования и особенно при анализе вре-
менных рядов.
Допустимые величины изменений характери-
стик диагностируемых узлов назначаются по ста-
тистике, полученной при испытаниях и эксплуата-
ции двигателей, имевших дефекты и отработавших
ресурс без дефектов.
В процессе анализа параметров в условиях
эксплуатации имеет место воздействие случайных
факторов на результаты расчетов:
-	изменения отбора воздуха или мощности на
нужды самолета;
-	погрешности измерения и регистрации па-
раметров;
-	погрешность поддержания режима работы
двигателя системой регулирования.
-	неравномерность потока воздуха на входе
в двигатель;
-	изменение нагрузки приводных агрегатов;
-	технологический разброс геометрических
размеров, характеристик узлов при изготовлении
двигателей;
-	износ деталей в процессе эксплуатации;
-	влажность, турбулентность воздуха, направ-
ление и скорость ветра.
В системах автоматизированного диагности-
рования ГТД традиционно применяются алгорит-
мы идентификации математических моделей для
определения неисправностей проточной части и ал-
горитмы тренд-анализа для выявления тенденций
изменения измеряемых параметров во времени.
Идентификация математической модели заключа-
ется в определении расхождения между измеряе-
мыми и расчетными значениями параметров. При-
менение процедуры тренд-анализа к отклонениям
параметров от расчетных позволяет выявить зако-
номерности их изменения по наработке на фоне
случайных ошибок измерений.
При относительно низкой частоте регистра-
ции информации бортовыми системами регист-
рации, с учетом высокой инерционности каналов
измерения отдельных параметров двигателя, зат-
руднительно обеспечить диагностирование состо-
яния проточной части на переменных режимах ра-
боты двигателя. Наиболее приемлемыми для
диагностирования проточной части ГТД следует
признать установившиеся режимы работы двигате-
ля. Общие требования к выбору режимов диагнос-
тирования можно сформулировать следующим об-
разом:
-	режим работы двигателя должен быть дос-
таточно высок, чтобы отличить изменения парамет-
ров, вызванные изменением состояния проточной
части, от изменений, вызванных случайными фак-
торами.
-	измерения параметров должны быть подвер-
жены влиянию наименьшего количества случай-
ных неизмеряемых факторов за счет выбора режи-
мов с максимальным подобием внешних условий
и режимных параметров.
На режиме взлета двигатель имеет максималь-
но высокие значения параметров, что способствует
снижению погрешности измерения. Однако имеют-
785
Глава 12 - Системы ГТД
ся трудности в обеспечении подобия условий из-за
происходящих процессов прогрева массивных де-
талей ротора, закрытия клапанов, изменения скоро-
сти движения воздушного судна и т.д. В условиях
набора высоты двигатель прогрет и измерения его
параметров подвержены влиянию наименьшего ко-
личества случайных неизмеряемых факторов при до-
статочно высоком абсолютном уровне измеряемых
параметров. Режим крейсерского полета проходит
при минимальных условиях турбулентности.
Оптимальное время формирования и размеры
выборок для определения значений параметров
выбираются исходя из особенностей регистрируе-
мой информации двигателя, а также длительности
протекания процессов в двигателе.
В практике достаточно широко употребляется
понятие «реперная точка», служащее, как для обо-
значения определенного установившегося режима,
так и для осредненного значения параметра, рассчи-
танного по выборке значений. Для исключения вли-
яния метеоусловий на величину контролируемых
парметров ГТД требуется выполнить приведение их
к стандартным атмосферным условиям (MCA). Для
уменьшения влияния погрешностей при приведе-
нии, эту процедуру следует выполнять примени-
тельно к стандартным атмосферным условиям, со-
ответствующим выбранным реперным точкам.
Приведение параметров к MCA выполняется по
стандартным газодинамическим формулам приве-
дения, к температуре и давлению соответствую-
щим MCA реперной точки данного типа. Получен-
ные после выполнения процедуры приведения
к MCA значения параметров в реперной точке од-
ного типа относятся к близким, но вообще-то раз-
личным режимам, поэтому для обеспечения сопо-
ставимости значений параметров необходимо
выполнение процедуры приведения к расчетному
режиму.
В рамках создания этой процедуры необхо-
димо:
-	выявить вид функциональной зависимости
достаточно точно описывающей изменение пара-
метра по режимному параметру;
-	определить, как изменяется вид этой зави-
симости от двигателя к двигателю;
-	определить соответствие между реальной
зависимостью и зависимостью, полученной с по-
мощью математической модели двигателя;
-	определить характер изменения функцио-
нальной зависимости при увеличении наработки
двигателя (параллельное смещение или разворот);
-	определить характер влияния величины от-
боров воздуха, положения элементов механизации
компрессора и т.д.
786
Последовательное применение метода приве-
дения значений параметров сначала к стандартным
атмосферным условиям, а затем к расчетному режи-
му, позволяет строить зависимости изменения па-
раметров от наработки. Графики этих зависимостей
являются полезным инструментом для обеспечения
наглядного визуального воспроизведения смещения
параметров или долговременных тенденций.
При этом открываются возможности выпол-
нения диагностирования состояния проточной ча-
сти путем анализа временных рядов. Наиболее
простым, но вместе с тем надежным методом ана-
лиза является определение базовых значений па-
раметров по начальному периоду эксплуатации
и последующий контроль отклонений приведен-
ных значений параметров от базовых.
12.3.6 - Обеспечение диагностиро-
вания ГТД инструментальными
методами
К настоящему времени определились наиболее
часто применяемые инструментальные методы ди-
агностирования, широко использующие средства не-
разрушающего контроля: визуально-оптические ме-
тоды с применением эндоскопов, ультразвуковые
методы (УЗК) и электромагнитные методы, больше
известные в эксплуатации как вихретоковые (ВТК),
капиллярные, магнитопорошковые и рентгеновские
методы. В производстве ГТД успешно применяются
все вышеперечисленные методы. В эксплуатации
магнитопорошковый и рентгеновский методы прак-
тически не применяются, а используются главным
образом те методы, которые позволяют оперативно
и без больших затрат определять техническое состо-
яние наиболее нагруженных деталей авиационных
ГТД, надежно проводить их диагностирование. Прак-
тически около 90% эксплуатационного объема диаг-
ностирования относится к визуально-оптическому
осмотру с применением жестких и гибких эндоско-
пов, за ним следует применение ультразвукового
и вихретокового методов. Причем, ультразвуковой
метод, хотя и значительно сложнее при реализации
в условиях эксплуатации, является более надеж-
ным при выявлении поверхностных и глубинных
дефектов в дисках и лопатках.
12.3.6.1 - Виды неисправностей, вы-
являемых инструментальными ме-
тодами
При использовании некоторых из упомянутых
в данном разделе методов применяются специаль-
ные инструменты, не входящих в состав штатных
Глава 12 - Системы ГТД
средств неразрушающего контроля двигателя или
его САУ. Эти инструменты позволяют оценивать
состояние деталей и узлов двигателя, как правило,
на остановленном (холодном) двигателе и связаны
с введением чувствительных элементов во внут-
ренние полости двигателя.
Инструментальные методы диагностирования
предназначены для выявления в элементах ГТД (ло-
патках, жаровых трубах, зубчатых колесах, кольцах,
дисках, дефлекторах, кронштейнах, трубопроводах
и других деталях) повреждений (дефектов) в виде
деформаций, сколов, трещин, в том числе внутрен-
них, прогаров, следов эрозионного износа и корро-
зии, забоин, погнутостей. Практически все методы
являются прямыми методами обнаружения, т.е.
дают достоверную и окончательную информацию
о наличии или отсутствии дефекта. Как правило,
дефекты, обнаруживаемые инструментальными
методами, не могут быть выявлены иначе.
Поскольку данные методы диагностики явля-
ются весьма трудоемкими, но во многом определя-
ющими надежность и безопасность эксплуатации
ГТД, периодичность их применения может быть
довольно высокой, например, через 50 часов. В не-
которых случаях для уменьшения эксплуатационных
затрат они могут применяться как арбитражные,
когда требуется лишь достоверное подтверждение
факта наличия или отсутствия неисправности.
12.3.6.2 - Методы и аппаратура
инструментальной диагностики
К инструментальным методам относятся:
-	визуально-оптический метод с применением
эндоскопов;
-	ультразвуковой метод;
-	вихретоковый метод;
-	капиллярный метод с применением портатив-
ных аэрозольных наборов;
-	другие перспективные методы.
12.3.6.2.1 - Оптический осмотр про-
точной части ГТД
Визуально-оптический метод позволяет вы-
полнять осмотр газовоздушного тракта и внутрен-
них полостей двигателя, коробок приводов, меж-
вального пространства, которые не доступны для
обычного визуального осмотра и фотографирова-
ния. Для оптических осмотров применяются спе-
циальные приборы эндоскопы.
Современные технические волоконные эндос-
копы состоят из следующих элементов:
-информационного и осветительного светово-
дов, заключенных в жесткую или гибкую оболочку;
-	рабочей части;
-	оптических устройств (окуляра и объектива);
-	системы управления дистальной (поворот-
ной) частью;
-	а также блока питания с мощным галоген-
ным источником света.
Рабочая часть при исследовании погружается
во внутренние полости объекта исследования. Ви-
деоизображение от объективной части через ин-
формационный световод выводится к оптической
окулярной части прибора. Эндоскопы бывают же-
сткими, у которых рабочая часть обычно представ-
ляет собой цилиндрическую трубку, и гибкими,
рабочая часть которых позволяет менять направ-
ление наблюдения и имеет органы управления ди-
стальной частью (дистальным концом) в одной,
реже в двух (для панорамного обзора) взаимно пер-
пендикулярных плоскостях наблюдений.
Жесткие эндоскопы конструктивно значи-
тельно проще и поэтому надежнее в условиях ре-
альной эксплуатации. Они применяются при регу-
лярном осмотре деталей, когда траектория ввода
световода представляет собой прямую линию и за-
ранее задана. Кроме этого, условием для их при-
менения является наличие специальных отверстий
с быстросъемными заглушками (лючков). Жесткие
эндоскопы наиболее применимы для оценки состо-
яния элементов роторных деталей - рабочих лопа-
ток, дисков, дефлекторов и т.п.
Гибкие эндоскопы позволяют осматривать де-
тали, доступ к которым сильно затруднен, (напри-
мер, статорные и роторные лопаточные венцы), или
выполнять поиск дефекта, расположение которого
заранее неизвестно. Такие эндоскопы являются
практически единственным средством для оценки
состояния лопаток статорных венцов - направляю-
щих лопаток компрессора и сопловых лопаток тур-
бины.
Современные системы эндоскопии, фото
и видеосъемки, измерения дефектов, устране-
ние дефектоввстраиваемыми инструментами.
К настоящему времени наиболее совершен-
ным из всех типов технических эндоскопов счита-
ется видеоэндоскоп. У такого эндоскопа в качестве
объектива используется миниатюрный видеопро-
цессор (ПЗС-матрица) и поэтому становится не-
нужным один из главных элементов гибкого эндос-
копа - информационный волоконно-оптический
световод, обычно определяющий разрешающую
способность эндоскопа. Для видеоэндоскопа, по
сравнению с обычным волоконным, разрешение
может быть несколько раз выше.
787
Глава 12 - Системы ГТД
Современные видеоэндоскопы представляют
собой моноблочный комплекс, состоящий из сис-
темы управления дистальной частью гибкого эндос-
копа, электронного блока запоминания и обработ-
ки изображения (встроенного микропроцессора),
блока подсветки наблюдаемого объекта и встроен-
ного миниатюрного монитора для отображения
объекта наблюдения. В комплексе имеется также
устройство для определения размеров поврежде-
ний. Такой комплекс имеет весьма высокую сто-
имость, что не всегда позволяет использовать его
в жестких условиях эксплуатации.
Более практичными и дешевыми могут быть
видеоэндоскопические комплексы на базе гибких
волоконных эндоскопов, соединенных с миниа-
тюрными цветными цифровыми видеокамерами.
Такие видеокамеры с сетевым или автономным
питанием могут не только производить непрерыв-
ную запись, но и выполнять цифровые фотогра-
фии в режиме «стоп-кадра», перезаписывать изоб-
ражения в стационарный или портативный ком-
пьютер, а с него, в свою очередь, через сеть «Ин-
тернет» или спутниковую связь оперативно пере-
давать информацию в диагностические центры
аэропортов и предприятий, разрабатывающих или
серийно производящих ГТД.
Представляет определенные преимущества
и наличие у видеокамеры поворотного жидкокри-
сталлического дисплея, позволяющего наблюдать
изображение обнаруженного дефекта нескольким
специалистам одновременно. Кроме этого, видео-
камера позволяет одновременно записывать и ре-
чевой комментарий, что очень важно для ведения
аудио- и видеоэндоскопического архива. При не-
обходимости непосредственно в условиях эксп-
луатации могут быть получены цветные распе-
чатки изображения дефекта на портативном
фотопринтере.
Таким образом, применение портативного
видеоэндоскопического комплекса позволяет в ус-
Рисунок 12.3.6.2.11 - Схема доставки эндоскопа к месту осмотра
788
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.3.6.2.1_2 - Вид транспортных
устройств с эндоскопом
1 - транспортные устрой-
ства; 2 - прорезь для выхода
эндоскопа; 3 - гибкий эндоскоп
Рисунок 12.3.6.2.1_3 - Фотография через эндоскоп
прогаров и выкрашивания ра-
бочих лопаток турбины
1 - охлаждаемая полость со-
пловой лопатки турбины; 2 -
поврежденная часть лопат-
ки
ловиях эксплуатации выполнять эффективное ви-
зуально-оптическое диагностирование техническо-
го состояния узлов и деталей ГТД и установок и,
что особенно важно, оперативно принимать реше-
ние по результатам диагностирования.
Изображения дефектов могут сохраняться
в специальном видео-архиве - накопленный опыт
необходим для принятия оптимальных решений.
Применение транспортных устройств
Главная задача технической эндоскопии - вы-
явление различных дефектов в проточной части,
например, обрывов частей рабочих и статорных
лопаток, забоин, погнутостей, коррозии, сколов,
следов перегрева и прогаров. Особенно техничес-
ки сложно обеспечить визуально-оптический ос-
мотр лопаток статорных венцов, в частности, на-
правляющих и сопловых лопаток, лабиринтных
и сотовых уплотнений, бандажных полок рабочих
лопаток. Также сложно осматривать шестерни
и подшипниковые узлы.
С целью повышения эффективности эндоско-
пической диагностики применяется различные уст-
ройства для транспортировки (доставки) к местам
осмотра гибких эндоскопов как со стороны входа
в проточную часть ГТД, так и со стороны выхода.
Рассмотрим конструктивные особенности таких ус-
тройств на примере одного из наиболее эффектив-
ных транспортных устройств [12.3.9.27, 12.3.9.29].
Оптимальным вариантом для проведения эф-
фективной технической эндоскопии является кон-
струкция устройства для доставки в места осмотра
гибких эндоскопов диаметрами 6 и 8 мм и длиной
более двух метров.
Схема доставки эндоскопа к месту осмотра
представлена на Рис. 12.3.6.2.11.
Например, в проточную часть лопаточных
венцов турбины 1 (со стороны выхода газов) или
венцов компрессора (со стороны входа в авиаци-
онный ГТД) вводят вначале само транспортное
устройство 2 на требуемое расстояние. Затем в его
внутренний канал вводят и продвигают гибкий
эндоскоп 3. Управляя дистальным концом, заводят
эндоскоп в кольцевой межлопаточный канал 4 на
всю длину рабочей части. После этого, перемещая
эндоскоп в обратном направлении и управляя его
дистальным концом, осматривают элементы ста-
тора, например, сопловых лопаток турбины или
направляющих лопаток компрессора.
Такие типы устройств также обеспечивают
надежную и быструю доставку и других гибких ди-
агностических инструментов, таких как ультразву-
ковые и вихретоковые датчики—зонды. Зонды мо-
гут проникать в труднодоступные каналы сложной
формы и большой осевой протяженности с изви-
листой или прерывистой образующей, характерные
для проточной части многоступенчатых турбин,
компрессоров и камер сгорания без какой-либо
разборки и доделки этих узлов [12.3.9.27]. Подоб-
ные устройства применяются также для зачистки за-
боин и полировки рабочих и направляющих лопаток
КВД. Вариант конструктивного исполнения транс-
портных устройств показан на Рис. 12.3.6.2.12.
Вид дефекта детали ГТД через гибкий эндос-
коп показан на Рис. 12.3.6.2.1 3.
789
Глава 12 - Системы ГТД
12.3.6.2.2 - Ультразвуковой метод
диагностирования
Сущность ультразвукового метода заключает-
ся в регистрации ультразвуковых волн (импульсов),
отраженных от поверхностных или скрытых в глу-
бине материала различного рода дефектов. Импуль-
сы вырабатываются генераторами импульсов специ-
альных дефектоскопов. Импульсы посылаются
в объекты диагностирования, отражаются и прини-
маются специальными пьезоэлектрическими преоб-
разователями (ПЭП). Для авиационных ГТД ультра-
звуковой метод обычно реализуется как эхо-метод
с раздельно-совмещенным типом преобразователей,
когда излучающий и приемный ПЭП расположены
в одном корпусе.
Для точного позиционирования ПЭП служат
специальные приспособления для их доставки через
лючки. Приспособления обычно включают в себя
средства фиксации, элементы масляной системы для
обеспечения надежного акустического контакта и си-
стему контроля этого контакта.
Ультразвуковому диагностированию подвер-
гаются кромки рабочих лопаток компрессора и тур-
бины, межпазовые выступы дисков КНД и венти-
лятора, проушины шарнирных рабочих лопаток
компрессора, диски КВД, болты крепления лаби-
ринтов и т.п.
В качестве примера показаны специальный
образец для настройки дефектоскопа, состоящий
из части диска с имитатором трещины, устройство
для доставки и проведения диагностирования шар-
нирных лопаток и диска КВД и широко применя-
ющийся в эксплуатации ультразвуковой портатив-
ный дефектоскоп УД2-12 (см. Рис. 12.3.6.2.21,
12.3.6.2.22).
Рисунок 12.3.6.2.2_1 — Настроечный образец и уст-
ройство для доставки преоб-
разователя к исследуемому
месту
1 - настроечный образец;
2 —устройство доставки
ПЭП
Рисунок 12.3.6.2.2_2 - Ультразвуковой портатив-
ный дефектоскоп
Метод показал высокую надежность при выяв-
лении неисправностей в эксплуатации ГТД и с кон-
ца 70-х годов двадцатого столетия пользуется весь-
ма высокой степенью доверия.
12.3.6.2.3 - Вихретоковый метод ди-
агностирования
Сущность метода состоит в реакции перемен-
ного электромагнитного поля на наличие трещи-
ны или другого дефекта в исследуемом объекте.
Электромагнитное поле наводится переменными
электромагнитными импульсами генератора дефек-
тоскопа. Импульсы передаются в объект в виде
вихревых токов от преобразователя, состоящего из
индукционной катушки и ферромагнитного сердеч-
ника. Размеры миниатюрной катушки с сердечни-
ком могут быть менее 3 мм. Привлекает простота
настройки дефектоскопа и небольшие размеры
преобразователей, которые легко изготавливаются
даже в условиях серийного производства ГТД.
Вихретоковый метод широко используется для ди-
агностирования состояния кромок турбинных ло-
паток, дефлекторов и дисков турбины.
790
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.3.6.2.3_1 - Вихретоковый дефектоскоп
и средство доставки преоб-
разователя
1 - дефектоскоп с индикато-
ром; 2 - преобразователь и
средство доставки; 3 - на-
ушники оператора
На Рис. 12.3.6.2.3 1 показан вихретоковый
дефектоскоп и средство доставки преобразовате-
ля. Дефектоскоп 1 обрабатывает электрический
сигнал от преобразователя 2, подводимого к иссле-
дуемому участку с помощью средства доставки,
и обеспечивает пропорциональное отклонение
стрелки индикатора, а также выдает акустический
сигнал на наушники 3.
12.3.6.2.4 - Капиллярный метод
диагностирования с применением
портативных аэрозольных наборов
В практике эксплуатации авиационных ГТД
применяются также капиллярные методы. Спосо-
бы применения различны. Известно применение
в условиях эксплуатации метода цветной дефектос-
копии совместно с традиционной технологией для
диагностирования состояния корпуса топливного
фильтра. Хорошие результаты достигаются при
применении для таких исследований портативных
аэрозольных комплектов отечественного или им-
портного производства. В особых случаях приме-
нение капиллярного метода (типа ЛЮМ-А) для
исследования труднодоступных мест возможно при
использовании специального эндоскопа с инстру-
ментальным каналом и источником ультрафиоле-
тового освещения. Такие эндоскопы выпускаются
японской фирмой «OLYMPUS».
12.3.6.2.5 - Диагностирование состо-
яния проточной части ГТД перспек-
тивными методами
Метод электростатического диагностиро-
вания
Существует метод электростатического диаг-
ностирования (электростатического зондирования)
газовоздушного тракта ГТД. Метод основан на ре-
гистрации разности потенциалов, возникающей
между чувствительным элементом электростати-
ческого датчика и корпусом ГТД в результате вы-
носа газовым потоком заряженных частиц, обра-
зующихся при прогарах и поломках элементов
конструкции, эрозионном износе газового тракта,
частиц конденсированной фазы продуктов сгора-
ния топлива, а также песка и частиц воды.
Рассматриваемый метод это единственный
практически реализованный метод выявления на-
чальной стадии процесса разрушения элементов
проточной части работающих авиационных ГТД,
ракетных двигателей и других теплоэнергетичес-
ких установок в реальном масштабе времени. За
рубежом (в США) метод является штатным для ди-
агностирования СУ вертолетов. Например, появ-
ление трещины на рабочей лопатке компрессора
не приводит к изменению газодинамических и виб-
рационных параметров, которое может быть вы-
явлено методом параметрической диагностики. Но
развитие трещины приведет к обрыву лопатки, ко-
торый вызовет значительные вторичные разруше-
ния проточной части и, как следствие, к существен-
ному увеличению стоимости ремонта. Выявление
трещины электростатическим методом позволит
вовремя остановить двигатель и при ремонте за-
менить только лопатку с трещиной.
Электростатический метод позволяет прогнози-
ровать большую группу таких отказов, которые рань-
ше считались непредсказуемыми, а также почти все
отказы, которые можно прогнозировать традицион-
ными методами анализа тенденций изменения пара-
метров проточной части ГТД анализом трендов.
Реализация электростатического метода диаг-
ностики при испытании и эксплуатации ГТД по-
зволяет создать автоматизированную систему об-
наружения и регистрации твердых и жидких
дисперсных частиц в газе в реальном масштабе
времени, что обеспечивает улучшение техничес-
кого обслуживания и ремонта двигателей, опреде-
ление границ работоспособности и предаварийно-
го состояния при работе ГТД.
В качестве датчиков в различных сечениях дви-
гателя могут быть применены емкостные датчики
как с экранами для центральных электродов, повы-
791
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.3.6.2.51 - Схема возможной установки датчиков электростатического диагностирования
в проточной части двигателя ПС-90ГП-1 для ГТУ
Рисунок 12.3.6.2.5 2 - Схема реализации классического способа ДФМ
1 - ЭЛТ; 2 - экран ЭЛТ с изображением сигнала
792
Глава 12 - Системы ГТД
шающих эффективность работы датчиков, так и без
них [12.3.9.30]. На входе в двигатель и на выходе из
него могут быть установлены интегральные датчи-
ки, представляющие собой конструкции с кольце-
вым электродом или кольцевые конструкции с сет-
чатым электродом, перекрывающие всю площадь
соответствующих сечений.
На Рис. 12.3.6.2.5 1 показана схема возмож-
ной установки датчиков электростатического ди-
агностирования в проточной части ГТД. Датчики
целесообразно устанавливать в каждом из шести
указанных сечений.
Диагностирование предельных амплитуд
колебаний рабочих лопаток компрессора ГТД
Эксплуатация по техническому состоянию
авиационных ГТД, наземных ГТУ и других турбо-
машин свидетельствует о большой актуальности
применения методов и средств диагностирования,
которые дают оперативную информацию для оцен-
ки фактического состояния объекта и его монито-
ринга - прогнозирования технического состояния
с целью определения тренда и принятия необходи-
мых решений при обнаружении предаварийных
состояний. Для этих целей может быть использо-
ван бесконтактный дискретно-фазовый метод
(ДФМ) и соответствующая аппаратура для регис-
трации и обработки результатов диагностирования.
Схема измерений в классическом варианте
ДФМ [12.3.9.31] приведена на Рис. 12.3.6.2.5 2.
Здесь использованы следующие обозначения:
-	До - оборотный датчик,
-	Дк - корневой датчик,
-	Ди - периферийный датчик,
-	Np - частота вращения ротора турбомашины,
-	К - корневые выступы-возбудители с угло-
вым шагом рабочих лопаток t на специально смон-
тированном в роторе кольце,
-	О - оборотный выступ,
-	2Амах - размах колебаний концов лопаток,
-	1 - длина яркой линии,
-	ГНР - генератор непрерывной развертки го-
ризонтальных пластин-электродов электронно-лу-
чевой трубки (ЭЛТ), запускающийся от импульс-
ного сигнала с оборотного датчика До
-	ГЖР- генератор ждущей развертки верти-
кальных пластин-электродов ЭЛТ 1, запускающий-
ся от импульсного сигнала с корневого датчика Д^,
-	М-модулятор, дающий подсветку луча ЭЛТ
от импульсного сигнала с периферийного датчика
Ди и в результате вращения колеса с лопатками на
вертикальных строках ЭЛТ возникает совокуп-
ность ярких точек, которая в результате послесве-
чения экрана преобразуется в яркую метку.
При работе ГТД на экране ЭЛТ 2 появляются
вертикальные строчки по числу рабочих лопаток
исследуемой ступени компрессора с яркими мет-
ками различной длины, соответствующей размаху
колебаний конца конкретной лопатки.
Однако, достоверная оценка предельно-допу-
стимых величин амплитуд колеблющихся лопаток
в эксплуатации для использования классического
метода ДФМ, как правило, связана с большими
техническими трудностями, вызванными доработ-
кой статорной части при частичной или полной
разборке ГТД, использованием сложной техноло-
гической оснастки и большими денежными затра-
тами. Все это в значительной степени сдерживает
широкое применение классического варианта
ДФМ.
Существует принципиально новый метод, ос-
нованный на базе ДФМ, довольно просто и эффек-
тивно решающий актуальную задачу бесконтакт-
ного диагностирования предельных колебаний
лопаток компрессора ГТД в эксплуатации. Новый
способ измерения параметров колебаний лопаток
[12.3.9.32] позволяет при помощи только одного пе-
риферийного импульсного датчика получить ис-
черпывающую достоверную информацию об амп-
литудах колебаний, а значит и наиболее опасных
напряжениях в корневом сечении для всех рабочих
лопаток любой ступени турбомашины, колеблю-
щихся по изгибной или крутильной формам коле-
баний с амплитудами не менее 0,25 мм. Сущность
способа заключается в замене сигналов от оборот-
ного и корневого датчиков импульсами от специаль-
ных электронных устройств (генераторов импуль-
сов), выполняющих роль электронных датчиков
(квазидатчиков) и обработке этих сигналов по спе-
циальному алгоритму с использованием програм-
мы вычислительного модуля. Эти импульсы синх-
ронизированы с вращением ротора и числом
лопаток в исследуемой ступени. Для практической
реализации предложенного способа в корпус ком-
прессора снаружи над концами рабочих лопаток
одной или нескольких ступеней устанавливаются
импульсные датчики в зависимости от материала
лопаток индукционного или емкостного типа. При
этом основные проблемы, как правило, сводятся
к обеспечению долговечности и помехоустойчиво-
сти импульсных датчиков. Для исключения этих
проблем в качестве индукционных датчиков реко-
мендуется использовать датчики оборотов типа
ДО-5, применявшиеся в ракетной технике, а в ка-
честве емкостных - датчики на базе авиационных
свечей зажигания типа СД-96 со стандартными
контактными устройствами. Опыт применения
импульсных датчиков указанных типов для бескон-
793
Глава 12 - Системы ГТД
тактных измерений колебаний рабочих лопаток
ГТД показал их достаточную устойчивость к по-
мехам и требуемую долговечность.
Диагностирование напряженного состоя-
ния деталей ГТД неразрушающими методами
Определение величин монтажных и техноло-
гических остаточных напряжений в ответственных
деталях ГТД (дисках и лопатках из магнитных ма-
териалов, валах, шестернях, подшипниках) нераз-
рушающими методами диагностирования являет-
ся актуальной задачей для эксплуатации. Одним из
таких методов в настоящее время является осно-
ванный на эффекте Баркгаузена магнито-шумовой
метод, позволяющий оценивать величину и знак
напряжений в поверхности магнитных материалов
по спектру шумового сигнала. В специальной ли-
тературе, а также и в Российских стандартах этот
метод классифицирован как метод эффекта Барк-
гаузена (МЭБ), названный так в честь немецкого
ученого - первооткрывателя этого явления.
Эффект заключается в получении через спе-
циальный датчик спектра шума от магнитного ма-
териала при воздействии на него импульсным элек-
тромагнитным полем. По спектру шума при
соответствующей тарировке можно получить ин-
формацию о параметрах поверхности после термо-
механической обработки и упрочнения: твердости,
степени упрочнения, величине и знаке остаточных
и действующих напряжений и других параметрах.
В настоящее время в нашей стране и за рубежом
ведутся исследовательские работы по практическо-
му использованию МЭБ, т.к. измерение напряжений
этим методом позволяет без разрушения определять
их величины в поверхности ответственных деталей
ГТД. Метод аппаратно реализован в США, где се-
рийно выпускается система ROLLS CAN-200-3 для
измерения магнитных параметров и обработки по-
лученных данных по величинам напряжений (см.
Рис. 12.3.6.2.5 3).
Из опыта применения МЭБ [12.3.9.33] извес-
тно, что наиболее трудоемким и ответственным
этапом определения величин напряжений являет-
ся тарировка измерительной системы. Для этого не-
обходимы специальные образцы, изготовленные из
материалов, аналогичных материалам валов, име-
ющие поверхности, идентичные поверхностям ва-
лов. Точность измерений в конечном итоге напря-
мую зависит от качества и точности калибровки
с учетом хорошей чувствительности метода. Калиб-
ровку аппаратуры следует выполнять на образцах,
вырезанных из объекта исследования, с сохранени-
ем поверхностного слоя и формы поверхности ис-
следуемой детали.
С помощью МЭБ можно надежно определять
дефекты механической обработки, например, при-
жоги при шлифовании, неравномерность упрочне-
ния при дробеструйной обработке, оценивать ка-
чество электрохимической обработки и сварки,
мест наличия локальных растягивающих или не-
допустимых сжимающих напряжений в обоймах
подшипников, зон пластического деформирования
материала, например, в деталях и узлах ГТД, на-
ходящихся под нагрузкой.
Для определения напряжений в немагнитных
материалах в эксплуатации применяется работа-
ющая на принципе. Рентгено-структурный метод
заключается в получении информации об измене-
нии угла наклона оси кристаллической решетки
материала под действием нагрузки. Информация
регистрируется детектором «мягкого» рентгено-
вского излучения, отражающегося от поверхност-
ных слоев материала глубиной до 40 мкм. Пере-
носная аппаратура типа «XSTRESS-ЗООО» для
рентгено-структурных измерений показана на
Рис. 12.3.6.2.5 4.
Гониометр 1 устройство, имеющее рентге-
новский излучатель и приемник отраженного от
поверхностных слоев (глубиной 40 мкм) объекта
сигнала. В комплект аппаратуры входит источник
высоковольтного напряжения 2 и портативный ком-
пьютер 3.
Аппаратура может быть использована для
выполнения ресурсных прогнозов. Сравнительная
оценка измеренных величин напряжений в ответ-
ственных деталях ГТД с использованием эффекта
Баркгаузена и рентгено-структурного метода с ап-
паратурой «XSTRESS-ЗООО» дает удовлетвори-
тельные результаты.
Рисунок 12.3.6.2.53 - Общий вид аппаратуры
ROLLSCAN-200-3
794
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.3.6.2.5_4 - Общий вид аппаратуры «XSTRESS-ЗООО»
1 - переносный гониометр; 2 - источник высоковольтного напряжения;
3 - портативный компьютер
12.3.7 - Особенности диагностиро-
вания технического состояния ГТД
наземного применения на базе
авиационных двигателей
В числе особенностей конструкции ГТД на-
земного применения, влияющих на организацию
систем диагностирования, можно выделить следу-
ющие:
-	использование топливного газа вместо керо-
сина;
-	применение ТНД для привода внешних уст-
ройств - нагнетателя или электрогенератора, вме-
сто вентилятора (КНД) авиационного двигателя,
являющегося частью двигателя.
-	упрощение доступа к деталям газогенерато-
ра для выполнения осмотров в случае отсутствия
наружного контура;
-	применение в маслосистеме маслобака боль-
шого объема, сдвоенных выносных маслофильт-
ров, мощных теплообменников с автоматической
системой управления, устройства подогрева мас-
ла на запуске; МСС, выдающих электрический сиг-
нал в систему автоматического управления и уча-
ствующих в логике вынужденных или аварийных
остановов ГТД.
К числу факторов, влияющих на диагности-
руемые параметры, можно отнести отсутствие
подвижности подвески ГТД - отсутствует само-
лет, который является движущимся объектом, со-
ответственно нет эволюций, отсутствует крыло, об-
ладающее собственными колебаниями.
Существенное влияние на газодинамические
параметры оказывают параметры транспортируе-
мого газа на входе и выходе нагнетателя, примене-
ние в составе электростанций котлов-утилизато-
ров, нагреваемых теплом отработанного газа,
выходящего из ГТД. Эти обстоятельства приходит-
ся учитывать при разработке алгоритмов парамет-
рической диагностики.
В ГТД наземного применения больше возмож-
ностей для измерения параметров из-за менее же-
стких требований по массе, габаритам ГТД и взаи-
модействующих систем.
795
Глава 12 - Системы ГТД
12.3.7.1 - Особенности режимов
эксплуатации
Режимы эксплуатации наземных ГТД имеют
не меньшее влияние на особенности диагностиро-
вания, чем конструкция.
Особенности режимов работы наземных ГТД:
-	продолжительность цикла непрерывной ра-
боты от запуска до останова - 1500...3000 ч;
-	продолжительность работы на установив-
шихся режимах работы, когда режим меняется не-
значительно (только из-за колебаний атмосферных
условий, незначительного и плавного изменения
параметров в трассе магистрального газопровода
для ГТД в составе ГПА или малозаметного влия-
ния подключения и отключения слабых потреби-
телей для электростанций);
-	для ГТД, работающих в составе электростан-
ций, частое изменение нагрузки потребителя элек-
трического тока в случае применения в условиях
городской или поселковой системы электропита-
ния, что затрудняет выбор установившегося режи-
ма для оценки параметров;
-	дозаправка масла в маслобак в большом объе-
ме, которая может производиться во время работы
ГТД, а также наличие маслоохладителей является
причиной того, что маслосистема может обладать
собственными циклами, постоянно находясь в ре-
жиме нагрева или остывания, а это затрудняет вы-
бор подобных режимов для диагностирования.
К особенностям условий работы наземных
ГТД можно отнести интенсивное загрязнение про-
точной части атмосферным воздухом, ухудшающее
параметры ГТД (авиационные ГТД в подобных
условиях работают лишь кратковременно в процес-
се взлета и посадки). Особенно интенсивным заг-
рязнение может быть на объектах, где на вход в ГТД
поступает отработанный газ из выходных уст-
ройств соседних агрегатов. Некоторые ГТД могут
по большей части работать в условиях высоких или
низких атмосферных температур или при высокой
влажности.
12.3.7.2 - Общие особенности
диагностирования наземных ГТД
Длительность циклов работы наземных ГТД,
запрещение подхода к работающей ГТУ по услови-
ям техники безопасности, дополнительные возмож-
ности по размещению оборудования и т.д. опреде-
ляют предпочтительный способ диагностирования
наземных ГТД - применение стационарных систем,
обеспечивающих непрерывный процесс диагнос-
тирования технического состояния. Понятие непре-
рывности здесь является условным, так как любой
контроль может выполняться лишь с определенной
частотой: один раз в секунду, один раз в час и т.д.
Анализ технического состояния ГТД должен вы-
полняться не после завершения, а в процессе ра-
боты ГТД, т.е. вычислительная техника должна
обеспечивать одновременный прием информации
от датчиков, обработку информации, отображение
и выдачу результатов диагностирования.
Современные наземные ГТД работают под
управлением электронных САУ, входящих в состав
САУ ГПА, или САУ компрессорного цеха, или САУ
электростанции. В указанных САУ параметричес-
кая информация используется в цифровом виде
и доступна для выполнения любых вычислитель-
ных действий. При этом в САУ объектов (компрес-
сорных станций магистральных газопроводов,
энергоблоков) присутствует вся информация об
измеряемых параметрах и сигналах, характеризу-
ющих состояние их отдельных элементов. Таким
образом, информация САУ может быть использо-
вана для разработки систем параметрической ди-
агностики (СПД). При этом система параметричес-
кой диагностики может являться частью САУ или
работать в специально выделенном компьютере,
принимающем информацию от САУ.
Обязательным условием взаимодействия САУ
и СПД является односторонняя связь, исключаю-
щая выдачу какой либо информации или управля-
ющих сигналов из СПД в САУ. Следует отметить,
что СПД, как и другие разновидности систем ди-
агностирования, не участвуют в автоматическом
управлении объектом. Рекомендации, формируе-
мые диагностическими системами, не требуют
оперативного вмешательства в работу. Воздействие
на ГТД организуется через оператора - на основа-
нии рекомендации, прочитанной на экране компь-
ютера, оператор принимает решение о снижении
режима, выполнении нормального останова и пос-
ледующих осмотрах.
На объектах, имеющих в своем составе ГТД
наземного применения, как правило, на одной пло-
щадке работает более одного ГТД. Информация от
всех ГТД поступает на общий пульт оператора, рас-
положенный в специальном отапливаемом помеще-
нии - щитовой или операторной. Современные САУ
таких объектов бывают цехового уровня, т.е. инфор-
мация обо всех ГТД цеха поступает в локальную
вычислительную сеть и может быть доступна од-
новременно на одном компьютере. Это дает воз-
можность разработки алгоритмов, использующих
методы сравнения однородных данных нескольких
ГТД для выявления неисправности каналов изме-
рения параметров.
796
Глава 12 - Системы ГТД
Следовательно, задача обеспечения диагнос-
тической обработки информации одновременно
нескольких ГТД в процессе работы этих ГТД выд-
вигает повышенные требования к ресурсам средств
вычислительной техники.
Таким образом, основные системы диагнос-
тирования, применяемые на наземных ГТД, долж-
ны быть стационарными:
-	система параметрической диагностики;
-	система вибродиагностики;
-	система трибодиагностики;
-	перспективные системы диагностики (элек-
тростатическая, акустическая и т.д.).
Со временем все указанные методы могут
быть объединены понятием параметрических, так
как в любом из методов имеются измеряемые па-
раметры: температура, давление, частота враще-
ния, виброскорость, параметры, описывающие
спектр вибрации, концентрация частиц износа
и т.д.
Прочие методы оценки технического состоя-
ния могут использоваться лишь как дополнитель-
ные или периодические. Это относится к визуаль-
но-оптическим осмотрам, ультразвуковому,
люминесцентному, вихретоковому контролю.
Развитие систем диагностирования должно
приводить к интеграции методов для выработки
окончательных рекомендаций. Интеграция может
происходить как на уровне принятия решений, так
и на уровне оценки параметров. Первый вариант
наиболее вероятен вследствие того, что разработ-
чиками различных методов диагностирования яв-
ляются, как правило, различные специализирован-
ные фирмы. Однако более глубокая интеграция
могла бы обеспечить более оптимальное исполь-
зование ресурсов вычислительной техники.
Отличие этих двух вариантов можно пояснить
таким образом. В первом случае, например, сис-
тема параметрической диагностики формирует со-
общение о повышении температуры масла в маги-
страли откачки от переднего подшипника ТВД.
Методика рекомендует выполнить останов и про-
вести анализ масла. В то же время трибодиагнос-
тика выдает повышенное содержание железа и ме-
ди в двигателе и рекомендует работы по поиску
неисправного подшипника. Причем неисправность
одного подшипника позволяет ГТД проработать
еще несколько сотен часов, а другого - требует
немедленного выключения. Совместный же анализ
параметрической информации и результатов три-
бодиагностики может сразу указывать на развива-
ющуюся неисправность переднего подшипника
ТВД, требующую немедленного вынужденного
останова, вследствие быстроты развития дефекта
и тяжести последствий (заклинивание подшипни-
ка, разогрев и разрезание вала ТВД, раскрутка
и разрушение диска ТВД).
При разработке алгоритмов диагностирования
всегда следует учитывать вероятность неправиль-
ного измерения параметров, поэтому для всех сис-
тем ГТД должны быть разработаны алгоритмы
проверки достоверности измерения параметров,
работающие, как и все прочие алгоритмы, в авто-
матическом режиме. При необходимости продол-
жения работы ГТД после выявления неисправнос-
ти какого-либо канала измерения, данный канал
должен быть автоматически исключен из участия
в алгоритмах диагностирования, некондиционный
параметр должен быть заменен. При отсутствии
дублирующего параметра соответствующие алго-
ритмы не должны выполняться или должны ис-
пользоваться альтернативные алгоритмы.
Перспективным направлением развития тех-
нологии управления наземными ГТД является уда-
ленное управление, когда непосредственно на
объекте отсутствует технический персонал. При
этом задание режимов работы, контроль исправно-
сти оборудования выполняется дистанционно из
пультов управления, расположенных за сотни кило-
метров от самого объекта. Очевидно, что по такой
концепции должны развиваться и системы диагно-
стирования. Это позволит уменьшить количество
требуемого квалифицированного персонала, сни-
зит вероятность ошибок, даст дополнительные воз-
можности, связанные с наличием статистики по
парку ГТД. Современные информационные кана-
лы и компьютеры позволяют применять такую тех-
нологию уже сегодня.
Целесообразность применения систем диагно-
стирования, требующих дополнительных средств на
разработку и внедрение, следует определять исхо-
дя из анализа соотношения стоимости самого ГТД
и оборудования для его диагностирования, а также
вероятности возникновения неисправностей, тяже-
сти последствий от неисправностей и экономичес-
кой эффективности прогнозирования неисправно-
стей и ремонта ГТД.
12.3.7.3 - Особенности диагностиро-
вания маслосистемы
Особого описания требует влияние особенно-
стей маслосистемы на формирование системы ди-
агностирования. Указанные выше конструктивные
особенности наземных ГТД, особенности режимов
работы ГТД и режимов работы маслосистемы при-
водят к существенной доработке концепции при-
менения методов диагностирования.
797
Глава 12 - Системы ГТД
Оценка измеряемых параметров маслосис-
темы (температур масла на входе и выходе ГТД,
давления масла на входе ГТД) с учетом режимов
работы системы маслоохлаждения позволяет вы-
являть плавный рост температур масла из-за по-
падания горячего воздуха через систему уплотне-
ния опоры в масляную полость двигателя при
нарушении в работе системы маслоохлаждения или
при возникновении дефекта подшипника. С целью
оценки параметров маслосистемы выполняется
расчет приведенных к стандартным условиям зна-
чений параметров с учетом внешних условий (ат-
мосферной температуры) и режима работы (часто-
ты вращения роторов). Контроль отклонений
параметров от нормы выполняется на динамичес-
ких и статических режимах с периодичностью
0,1... 10 Гц. Дополнительно выполняется тренд-ана-
лиз и прогнозирование с частотой один раз в час
или реже.
Расчет и оценка изменения расчетного пара-
метра часового расхода масла в маслосистеме по-
зволяет выявлять утечки масла. В отличие от авиа-
ционных ГТД, расчет выполняется не за полет, а за
фиксированные промежутки времени, например,
ежечасно. Увеличение интервала времени между
контрольными точками позволяет повысит точ-
ность и достоверность контроля, но снижает быс-
троту реакции на выявляемые отклонения. Опти-
мальным решением может быть одновременное
применение расчетов расхода масла за различные
интервалы времени с различными допусками.
Наличия стружки в маслосистеме контроли-
руется при помощи МСС. Из-за длительного цик-
ла работы наземных ГТД применение в них МП ис-
ключено полностью, поскольку контроль МП
невозможен без выключения ГТД, а осмотры с пе-
риодичностью 1500...3000 часов неэффективны.
МСС могут быть задействованы в системе автома-
тической защиты - при их срабатывании будет про-
исходить вынужденный или аварийный останов.
Издержкой введения данной функции является ве-
роятность необоснованного останова из-за ложно-
го срабатывания МСС. Хотя выключение наземно-
го ГТД не так опасно, как выключение двигателя
в полете, но оно может привести к прекращению
подачи электроэнергии, помпажу в магистрали га-
зопровода. Кроме того, сам факт выключения с пос-
ледующим запуском, особенно выключение с вы-
сокого режима снижает ресурс ГТД. Поэтому
требуется тщательная проработка конструкции
МСС и магистралей откачки масла в местах, где они
установлены с целью обеспечения максимально
раннего обнаружения неисправности и исключения
ложного срабатывания.
Возможность анализа наличия продуктов из-
носа в масле имеет те же ограничения, что и при-
менение МП для выявления стружки. Поскольку
отбор проб масла возможен лишь при выключении
ГТД (через каждые 1500...3000 часов работы), то
вероятность выявления дефекта таким методом
становится крайне малой. Ситуация усугубляется
большим объемом масла, циркулирующим в мас-
лосистеме. Поэтому, для создания систем трибо-
диагностики наземных ГТД требуется альтернатив-
ный подход.
Таким подходом может быть анализ смывок
с фильтров тонкой очистки масла. Решению данной
задачи способствует применение в конструкции
маслосистемы сдвоенных (параллельно) выносных
фильтров с переключением магистралей. Съем од-
ного из фильтров для выполнения смывки с него
возможен с требуемой периодичностью в процессе
работы ГТД, когда масло проходит через другой
фильтр. Еще более радикальным решением являет-
ся внедрение датчика непрерывного контроля час-
тиц износа в масле.
12.3.7.4 - Особенности диагностиро-
вания вибросостояния наземных
ГТД
По сравнению с авиационными двигателями,
на наземных ГТД более благоприятные условия для
применения стационарных систем вибродиагнос-
тики, которые обеспечивают анализ спектров виб-
рационных сигналов, поступающих с датчиков.
В отличие от штатных датчиков, которые устанав-
ливаются по одной...две штуки на двигатель, для
вибродиагностики может применяться шесть...во-
семь специальных датчиков. Эти датчики измеряют
вибрацию в трех взаимно перпендикулярных плос-
костях - вдоль оси ГТД, в вертикальной и горизон-
тальной плоскостях. Информация от них преобразу-
ется с помощью специальных устройств в цифровой
код, который поступает в компьютер для анализа.
В настоящее время преобладают системы, обеспе-
чивающие лишь мониторинг, т.е. отображение ин-
формации на экране и выдачу сигналов при каких-
то отклонениях. Применение таких систем требует
от оператора слежения за результатами. При этом
оператор должен обладать высокой квалификаци-
ей. В перспективе должны быть разработаны ал-
горитмы, автоматически определяющие причину
отклонения в работе и выдающие рекомендации
обслуживающему персоналу.
Одной из сложностей на пути разработки ал-
горитмов вибродиагностики является отсутствие
практической возможности имитации дефектов,
798
Глава 12 - Системы ГТД
которые должна выявлять система. Имитация мог-
ла бы заключаться в постановке на ГТД подшип-
ников, зубчатых колес, лопаток с известными де-
фектами различной степени тяжести с целью
записи спектров вибраций в процессе работы не-
исправных элементов и анализа изменения харак-
тера спектров вибрации. Однако такие эксперимен-
ты являются дорогостоящими и на практике не
всегда реализуются. Ситуация осложняется задем-
пфированной конструкцией опор роторов ГТД на
базе авиационных двигателей, в результате чего
сигнал с неисправного подшипника гасится и те-
ряется среди шума, вызванного работой лопаточ-
ного аппарата, центрального привода и коробки
приводов.
12.3.7.5 - Особенности диагностиро-
вания проточной части
Особенности диагностирования проточной
части ГТД связаны, в первую очередь, с влиянием
параметров нагнетателя на параметры ГТД, воз-
можностями анализа поля температур за турбиной,
измерением параметров газа между турбинами, ис-
пользованием измеряемой электрической мощно-
сти электрогенератора в качестве режимного пара-
метра, применением периодической обработки
вместо обработки выполненного полета. Указан-
ные особенности сказываются на алгоритмах ди-
агностирования, хотя основные принципы остают-
ся такими же, как и для авиационных ГТД.
Анализ параметров проточной части выпол-
няется на динамических и статических (установив-
шихся) режимах работы ГТД. К динамическим ре-
жимам относятся режимы запуска, останова
и изменения заданного режима. К статическим -
работа на минимальном режиме, «в кольцо» (без пе-
рекачки газа в магистрали), на рабочих режимах. Ус-
тановившиеся режимы преобладают при работе
ГТД в магистральных газопроводах и на электро-
станциях обеспечивающих технологические нуж-
ды предприятий. Режимы запуска и останова, в от-
личие от авиации, бывают через 1500... 3000 ч. Тем
не менее, параметры запуска должны анализиро-
ваться для выявления отклонений и определения
необходимости подрегулировок с целью сокраще-
ния затрат времени на процедуру запуска. В про-
цессе запуска контролируется общее время запус-
ка, заброс температуры газа за турбинами, темп
разгона, вступление в работу ограничительных
контуров. Кроме того, возможен анализ динамики
изменения температур за турбинами, измеряемых
отдельными термопарами, что может характеризо-
вать процессы розжига, переброса пламени, нали-
чие дефектов КС и т.д. Контроль параметров в про-
цессе останова может позволять выявлять такие
неисправности, как утечки топливного газа, отсут-
ствие разгрузки генератора и т.д.
В процессе работы на статических режимах
и переходов между ними должен выполняться кон-
троль отклонений параметров от нормы. Этот кон-
троль является более тонким, чем реализованный
в системе управления, так как при задании допус-
ков учитывается влияние метеоусловий, режима
работы, индивидуальных особенностей каждого
экземпляра ГТД.
Вид оценки параметров, именуемый тренд-
анализом, выполняется реже, например, ежечасно.
При этом анализируется выборка параметров за
продолжительный период времени, например
50 часов, с целью выявления тенденций к измене-
нию параметров. Одновременно с тренд-анализом
или еще реже может выполняться прогнозирова-
ние неисправностей. Для повышения достоверно-
сти в анализируемую выборку может включаться
информация за еще более длительный период ра-
боты ГТД (до 500 часов). При этом время прогно-
за не должно превышать длительности выборки
(50... 100 часов).
12.3.8 - Англо-русский словарь-ми-
нимум
algorithm, procedure - алгоритм
breakdown- поломка
breathing pressure - давление суфлирования
characteristic, feature, parameter - параметр
chip, debris - стружка
crack - трещина
data registration - регистрация информации
defect - дефект
detector - сигнализатор
deterioration - износ
diagnosis, diagnostics - диагностика
diagnostic system - система диагностирования
dynamic - динамический
engine - двигатель
estimation - оценка
failure - поломка
filter - фильтр
flaw - дефект
fracture - разрушение
frequency - частота
heat exchanger - теплообменник
maintenance - эксплуатация
model - модель
nondestructive inspection (check) - неразрушающий
контроль
799
Глава 12 - Системы ГТД
oil level - уровень масла
parametric diagnostics - параметрическая диагнос-
тика
prediction, prognostics - прогнозирование
pressure - давление
resonance - резонанс
rotor - ротор
sensor - датчик
surge - помпаж
technical condition - техническое состояние
technical documentation - техническая документация
temperature - температура
test - испытание
testability - контролепригодность
trend - тренд, изменение, тенденция
tribodiagnostics - трибодиагностика
ultrasonic diagnostics - ультразвуковая диагностика
valve - клапан
valve - заслонка
vibration - вибрация, колебания
visual-optical inspection - визуально-оптический
осмотр
12.3.9 - Перечень используемой ли-
тературы
12.3.9.1 ГОСТ 20911-89. Техническая диагности-
ка. Термины и определения.
12.3.9.2 ГОСТ 27.002-90. Надежность в технике.
Основные понятия и определения.
12.3.9.3 ГОСТ 26656-85. Техническая диагности-
ка. Контролепригодность. Общие требования.
12.3.9.4 ГОСТ 27518-87. Диагностирование изде-
лий. Общие требования.
12.3.9.5 ГОСТ 24212-80. Система технического
обслуживания и ремонта авиационной техники.
Термины и определения. -М.: Издательство Стан-
дартов, 1980. 16с.
12.3.9.6 ГОСТ 20417-75. Техническая диагности-
ка. Общие положения о порядке разработки сис-
тем диагностирования. -М.: Стандарты, 1980. 16с.
12.3.9.7 Единые нормы летной годности самоле-
тов ЕНЛГ-С.
12.3.9.8 ОСТ 1 00788-2000. Двигатели газотурбин-
ные для самолетов. Общие требования по контро-
лепригодности.
12.3.9.9 Степанов В.А. Диагностика технического
состояния узлов трансмиссии газотурбинных дви-
гателей по параметрам продуктов износа в масле.
ЦИАМ, 2002, 232 с. Рыбинск. 2002.
12.3.9.10 ОСТ 1 11128-83. Пробки магнитные с
клапаном.
12.3.9.11 Wear Particle Atlas. Spectro Technical
Services LTD. Spectro inc (USA)
12.3.9.12 Кюрегян С. К. Атомный спектральный
анализ нефтепродуктов. -М.: Химия, 1985, 385 с.
12.3.9.13 Лосев Н. Ф., Смагунова А. Н. Основы
рентгено-спектрального анализа. -М.:Химия, 1982,
281 с.
12.3.9.14 ГОСТ 27674-88. Трение. Изнашивание и
смазка. Термины и определения.
12.3.9.15 Технические средства диагностирования:
Справочник /Под общ. ред. В.В. Клюева. - М.:
Машиностроение, 1989. - 672 с.
12.3.9.16 Технология эксплуатации, диагностики и
ремонта газотурбинных двигателей: Учеб, пособие.
/ Ю.С. Елисеев, В.В. Крымов, К.А. Малиновский,
В.Г. Попов. - М.: Высшая школа, 2002. - 355 с.
12.3.9.17 Бидерман В.Л. Теория механических ко-
лебаний. - М.: Высшая школа, 1980.
12.3.9.18 Сиротин Н.Н., Коровкин Ю.М. Техничес-
кая диагностика авиационных газотурбинных дви-
гателей. - М.: Машиностроение, 1972. - 272 с.
12.3.9.19 Вибрация в технике: Справочник: В 6-ти
т. - М.: Машиностроение, 1981.
12.3.9.20 Вентцель Е.С. Теория вероятности: Учеб,
для вузов. - 7-е изд. стер. - М.: Высш, шк., 2001, -
575 с.
12.3.9.21 Генкин М.Д., Соколова А.Г. Виброакус-
тическая диагностика машин и механизмов. - М.:
Машиностроение, 1987. -288 с.
12.3.9.22 Карасев В.А., Максимов В.П., Сидорен-
ко М.К. Вибрационная диагностика газотурбинных
двигателей. - М.: Машиностроение, 1978. - 132 с.
12.3.9.23 Кюрегян С. К. Эмиссионный спектраль-
ный анализ нефтепродуктов. -М.:Химия, 1969,
296 с.
12.3.9.24 Практическая диагностика авиационных
ГТД. Под ред. В. П. Степаненко. -М.: Транспорт,
1985, 101 с.
12.3.9.25 Карасев В.А., Ройтман А.Б. Доводка экс-
плуатируемых машин. Вибродиагностические ме-
тоды. - М.: Машиностроение, 1986. - 192 с.
12.3.9.26 Приборы и системы для измерения виб-
раций, шума и удара: Справочник: В 2 кн. /Под ред.
В.В. Клюева. М., 1978.
12.3.9.27 Минацевич С.Ф., Овчинников М.И., Суб-
ботин Н.С. Устройство и способ доставки гибких
эндоскопов, предназначенных для визуально-опти-
ческого контроля деталей и узлов ТРДД // Техни-
ческая эндоскопия авиадвигателей. Труды ЦИАМ
№1204. М., 1987. с.72-79.
12.3.9.28 Минацевич С.Ф., Овчинников М.И. Уст-
ройство для доставки гибкого диагностического
инструмента в исследуемый канал. Авторское сви-
детельство №1436627. 1988.
12.3.9.29 Чепкин В.М., Овчинников М.И., Мина-
цевич С.Ф., Лимонов А.П. Устройство для достав-
800
Глава 12 - Системы ГТД
ки гибкого диагностического инструмента в иссле-
дуемый канал и способ его доставки. Авторское
свидетельство №1228633. 1986.
12.3.9.30 Алешин М.А. Леванов Д.В., Минацевич
С.Ф. Экспериментально-теоретическое исследо-
вание кольцевых электростатических датчиков.
Тезисы докладов. Российская с международным
участием научно-техническая конференция «Не-
разрушающий контроль в науке и индустрии - 94»
М, 1994.
12.3.9.31 Заблоцкий И.Е.,Коростелев Ю.А.,Шипов
Р.А. Бесконтактные измерения колебаний лопаток
турбомашин. -М.: «Машиностроение», 1977. 160 с.
12.3.9.32 Минацевич С.Ф., Ермолаев А.В. Спосо-
бы повышения эффективности диагностирования
турбомашин. Наука -производству -М.: 1999. №12.
с.6-11.
12.3.9.33 Minatsevich S.F., Zvonov S.N., Ermolaev A.V.,
Anisimov A.V., Minatsevich E.S. Residual Stress
measurements with Barkhausen noise method in
pipelines and gas-turbine details // The Fifth European
Conference on Residual Stresses-ECRS-5: Trans Tech
Publications Ltd., Zuerich. Switzerland, 2000. c. 172-177.
801
Глава 12 - Системы ГТД
12.4 - Пусковые системы
12.4.1 - Пусковые системы авиаци-
онных ГТД
12.4.1.1 - Назначение
Пусковая система (ПС) должна обеспечивать
автоматическое выполнение холодной прокрутки,
ложного запуска и запуска во всех условиях эксп-
луатации на земле и в полете, а также прекраще-
ние запуска в любой момент времени по командам
с борта или по предельным параметрам.
12.4.1.2 - Общие требования
Запуск ГТД является одним из его важнейших
эксплуатационных режимов. Это самый длительный
переходный процесс из одного устойчивого состоя-
ния роторов, чаще всего неподвижного, в другое,
характеризующееся устойчивой частотой вращения
и называемое «малый газ» (или минимальный ре-
жим). Надежность запуска двигателя определяет эк-
сплуатационную надежность самолета в целом, опе-
ративность его применения, область эксплуатации и,
в конечном итоге, технико-экономическую привле-
кательность для потенциальных заказчиков. В связи
с необходимостью запуска во всей области эксплуа-
тации к ПС предъявляются повышенные требования
как по технологичности выполняемых операций, так
и по качеству процесса. Общие требования к запус-
ку двигателя можно сформулировать следующим об-
разом: запуск двигателя должен быть надежным.
12.4.1.3 - Состав пусковых систем
Запуск двигателя на борту воздушного судна
(ВС) обеспечивают следующие устройства и сис-
темы:
-	стартер, для подвода мощности к ротору дви-
гателя;
-	система топливопитания и автоматического
управления подачей топлива в КС;
-	система зажигания, для воспламенения го-
рючей смеси в КС;
-	система механизации компрессора и пере-
пусков воздуха из КВД;
-	САУ двигателя в части управлением процес-
сом запуска.
-	бортовая система электропитания ЛА для
подвода энергии к агрегатам ПС;
-	вспомогательная силовая установка (ВСУ)
с системой подвода сжатого воздуха к воздушно-
му стартеру.
12.4.1.4 - Область эксплуатации
двигателя, область запуска
Область эксплуатации в земных условиях за-
дается по допустимой температуре воздуха на вхо-
де в двигатель и максимальной высоте расположе-
ния аэродрома над уровнем моря. Современные
авиационные двигатели эксплуатируются при тем-
пературе воздуха от минус 55 до плюс 60°С и вы-
соте расположения аэродрома до 4500 метров. За-
пуск двигателя должен обеспечиваться во всей
области эксплуатации на земле.
Область полета в составе СУ самолета зада-
ется в координатах: приборная скорость полета
(F ) - высота полета {НД.
Для запуска в полете задаются требования
к максимальной высоте и диапазону скоростей по-
лета, в пределах которых должен обеспечиваться
надежный запуск. Принцип выработки требований
к области надежного высотного запуска сохраняет-
ся для всех типов ВС и сводится к следующему.
Имеется оптимальный для данного типа ВС диапа-
зон высот и скоростей крейсерского полета. В слу-
чае самовыключения двигателя в полете происхо-
дит торможение ВС. Область высотного запуска
должна с некоторым запасом включать в себя ре-
жимы крейсерского полета, нормального и аварий-
ного снижения.
Высота крейсерского полета современного
пассажирского самолета составляет 11...12 тысяч
метров. Верхняя граница области запуска двигате-
ля в соответствии с Требованиями летной годнос-
ти пассажирских самолетов должна быть не более
чем на две тысячи метров ниже крейсерской высо-
ты полета.
12.4.1.5 - Описание процесса запус-
ка двигателя, особенности процес-
са запуска в полете
Рабочий процесс ГТД характерен непрерыв-
ным горением ТВС в КС. Устойчивое горение воз-
можно только при непрерывном поступлении в КС
необходимого количества воздуха с некоторым из-
быточным давлением. Затрачиваемая на работу ком-
прессора мощность, зависит от расхода воздуха че-
рез двигатель, степени сжатия и к.п.д. компрессора.
Чем выше напорность и расход воздуха через ком-
прессор и ниже к.п.д., тем большая мощность нуж-
на для его вращения. По мере увеличения частоты
вращения требуется все большая мощность.
Непрерывное увеличение частоты вращения
ротора двигателя в процессе запуска возможно
лишь при условии превышения суммарной мощ-
802
Глава 12 - Системы ГТД
ности пусковой системы и турбины над мощнос-
тью, потребной для вращения компрессора и пре-
одоления сил сопротивления в двигателе. Этот из-
быток мощности обеспечивает необходимое
ускорение вращающихся частей двигателя.
Источником мощности в ГТД является турби-
на. Мощность, развиваемая турбиной, зависит от
температуры газа перед турбиной и степени пони-
жения давления газа в турбине. В начальный мо-
мент запуска турбина двигателя не только не со-
здает мощности, а наоборот, для своего вращения
требует ее затрат. Кроме того, и после вступления
турбины двигателя в активную работу для обеспе-
чения требуемого ускорения требуются затраты
мощности, пока частота вращения ротора двигате-
ля не достигнет некоторого определенного значе-
ния. При этом устанавливается режим, когда тур-
бина развивает мощность, достаточную для
собственного вращения, а так же для вращения
компрессора, агрегатов двигателя и преодоления
механических потерь.
Для достижения этого режима двигателя к его
ротору необходимо подводить мощность от посто-
роннего источника энергии. Эта мощность обес-
печивается пусковым устройствам - стартером.
При эксплуатации двигателя возможны слу-
чаи самопроизвольного или преднамеренного его
выключения в полете. После прекращения горения
топлива на любом режиме частота вращения рото-
ров уменьшается. При этом часть энергии набега-
ющего потока воздуха расходуется на вращение
ротора, и самолет начинает испытывать дополни-
тельное сопротивление. Основной особенностью
запуска двигателя в полете является наличие вра-
щения ротора (роторов) компрессора набегающим
потоком - авторотация. Частота вращения роторов
на авторотации зависит от скорости и высоты по-
лета, загрузки ротора, конструктивных особенно-
стей двигателя. Современные ПС обеспечивают
запуск в полете как с подводом мощности от стар-
тера, так и без подвода - в случае, когда мощность
набегающего потока воздуха достаточна для вра-
щения ротора двигателя с требуемой минимальной
частотой [12.4.4.1].
12.4.1.6 - Надежность запуска
Надежность запуска оценивается коэффициен-
том надежности, который равен отношению коли-
чества запусков без отказов к суммарному числу
запусков, выполненных при данных наземных или
полетных условиях. Коэффициент надежности за-
пуска характеризует техническое состояние двига-
теля и вероятность выполнения удачного запуска.
Экономическая целесообразность обеспече-
ния высокого коэффициента надежности запус-
ка обуславливается высокой степенью интенсив-
ности использования авиационной техники
(особенно в гражданской авиации). Это плот-
ность расписания пассажирских рейсов, высокая
стоимость времени стоянки на транзитных аэро-
дромах, аренды наземной техники обеспечения
вылета. В условиях военного применения высо-
кий коэффициент надежности запуска обуславли-
вается требованиями боевой готовности самолета,
обеспечения его боеживучести (запуск в воздухе
после возможной остановки двигателя после пус-
ков ракет) и т.д.
Надежность запуска двигателя обеспечивает-
ся оптимальным сочетанием характеристик узлов
двигателя и его систем, участвующих в запуске,
адаптивностью законов управления, точностью
регулирования, точностью выполнения технологи-
ческих операций по запуску, исправностью само-
летных систем и другими условиями.
12.4.1.7 - Характеристики запуска
Процесс запуска авиационного ГТД условно
может быть разбит на три этапа (см. Рис. 12.4.1.7 1).
На первом этапе запуска - с момента подклю-
чения стартера к ротору двигателя до момента вос-
пламенения ТВС в КС - раскрутка ротора двигателя
ведется только стартером. Можно считать, что тур-
бина двигателя вступает в активную работу с нача-
ла воспламенения ТВС в КС. В течение первого
периода запуска расход и давление воздуха за КВД
увеличиваются по мере увеличения числа оборо-
тов ротора двигателя.
На втором этапе запуска - с момента воспла-
менения ТВС в КС до момента отключения стар-
тера от ротора двигателя - раскрутка ведется одно-
временно стартером и турбиной двигателя.
Пусковое устройство отключается от двигателя ав-
томатически в момент выхода на определенную ча-
стоту вращения ротора, при которой турбина име-
ет необходимый избыток мощности для раскрутки
ротора. Этот этап запуска характеризуется продол-
жительностью и максимальными тепловыми на-
грузками на детали турбины.
На третьем этапе запуска - с момента отклю-
чения пускового устройства до выхода двигателя
на режим малого газа - ротор двигателя раскручи-
вается только турбиной [12.4.4.2].
Рассмотренные этапы характерны для процес-
са вывода на режим малого газа большинства со-
временных авиационных двигателей и ГТУ назем-
ного применения.
803
Время
Рисунок 12.4.1.71 - Этапы запуска ГТД, циклограмма запуска
Гт - температура газа за турбиной; п2 - частота вращения ротора КВД; (7Т - расход
топлива в КС
Рисунок 12.4.1.7_2 - Положение границ запуска ГТД - « дорожка запуска»
Для качественной и количественной оценки
применяется комплексная характеристика процес-
са запуска - допустимый диапазон изменения мгно-
венного расхода топлива в КС. Допустимый диапа-
зон расхода топлива (для текущей частоты вращения
ротора) ограничивается «богатой» и «бедной» гра-
ницами.
Так, на этапе розжига КС (начало второго эта-
па) «богатая» граница - это максимальный расход
топлива, при котором обеспечен розжиг и отсут-
804
Глава 12 - Системы ГТД
ствует потеря устойчивости КВД. Потеря устой-
чивости КВД проявляется ростом температуры газа
за турбиной с одновременным уменьшением тем-
па роста частоты вращения (зависание). «Бедная»
граница - это минимальный расход топлива, при
котором возможно воспламенение ТВС.
На этапе разгона (продолжение второго и тре-
тий этапы запуска) «богатая» граница - это запуск
на максимальном расходе топлива, при котором
отсутствует потеря устойчивости КВД или дости-
жение предельной температуры газа за турбиной.
«Бедная» граница - это запуск с минимальным рас-
ходом топлива, при котором возможно увеличение
частоты вращения (раскрутка ротора) с выходом
на «малый газ».
Применительно к топливорегулирующей ап-
паратуре допустимый диапазон изменения расхо-
да топлива определяется регулировками соответ-
ствующих программ, и называется «дорожка
запуска».
Положение границ запуска показано на
Рис. 12.4.1.7 2.
12.4.1.8. - Выбор типа и параметров
стартера
Для запуска авиационных ГТД применяют
стартеры различного принципа действия. Выбор
стартера зависит от большого числа факторов, в ча-
стности, от назначения и размерности двигателя,
требуемой продолжительности запуска, требования
автономности пусковой системы. При этом немало-
важное, а в ряде случаев определяющее значение
имеет тип энергосистемы самолета (в особенности
для автономных пусковых систем). Наибольшее рас-
пространение для двигателей малой размерности
в гражданской авиации нашли электрические стар-
теры. Для двигателей средней и большой размерно-
сти - воздушные стартеры. Для двигателей военно-
го назначения - газотурбинные стартеры.
Каждому типу стартера свойственна опреде-
ленная механическая характеристика, представля-
емая обычно в виде изменения крутящего момен-
та на выходном валу стартера в зависимости от
частоты его вращения. Аналитически механичес-
кая характеристика пускового устройства часто
выражается линейной, гиперболической функци-
ей или ломаной кривой, составленной из этих фун-
кций.
Так, например, для воздушного стартера ана-
литическое выражение механической характерис-
тика имеет вид:
Мст = MQ - Ьп,
где MQ - начальный крутящий момент на роторе
двигателя;
b - постоянный коэффициент для данного
типа стартера и передаточного отношения
от стартера к ротору двигателя;
и - частота вращения ротора двигателя.
Такое представление механической характери-
стики является в известной степени условным. Фак-
тическое изменение крутящего момента по частоте
вращения носит более сложный характер вследствие
наличия передаточного запаздывания в системе под-
вода энергии при релейном срабатывании органов
управления, а также вызванных нестабильностью
частоты вращения стартера колебательных процес-
сов, взаимодействием инерционных масс старте-
ра, привода и ротора двигателя. Под воздействием
эксплуатационных факторов механическая харак-
теристика стартера изменяется [12.4.4.2].
Наиболее заметно характеристики могут из-
меняться при изменении давления воздуха, по-
даваемого на турбину стартера, как вследствие
особенностей регулирования и нестабильности под-
держания давления источником сжатого воздуха, так
и из-за увеличения потерь давления в трубопрово-
дах пусковой системы. Немаловажное значение
имеет температура сжатого воздуха, величина по-
терь тепла при передаче.
Передаточное отношение (/ ) кинематической
цепи определяется отношением частоты вращения
ротора стартера к частоте вращения ротора двига-
теля. Оно определяет соотношение между момен-
том и частотой вращения выходного вала стартера,
мощность которого при этом остается постоянной.
С увеличением i увеличивается момент на выхо-
де редуктора, а частота вращения уменьшается.
И наоборот - с уменьшением передаточного отно-
шения момент на выходе уменьшается, а частота
вращения увеличивается. В зависимости от значе-
ния его меняется наклон моментной характерис-
тики пускового устройства приведенной к ротору
двигателя (см. Рис. 12.4.1.8 1). Как видно, при
уменьшении i уменьшается наклон моментной ха-
рактеристики к оси абсцисс, а максимум мощнос-
ти пускового устройства смещается в сторону боль-
шей частоты вращения ротора двигателя [12.4.4.2].
Так как i влияет на величину момента, пере-
даваемого к двигателю, то имеется оптимальное
значение передаточного отношения, при котором
обеспечивается наилучшее использование момен-
тной характеристики.
В общем случае крутящий момент на валу
ротора двигателя Мпу (Кг-м) и мощность стартера
А’[[у (л.с.) определяются выражениями:
805
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.4.1.8_1 - Моментные и мощностные характеристики пускового устройства на валу ротора
двигателя при различных общих передаточных отношениях
^пу=^пур'о=^пур'гед'п (12.4.1.8-1)
= 716,2МпуИпу (12.4.1.8-2)
где Мпур - крутящий момент на валу ротора стар-
тера, Кгм,
i - общее передаточное отношение между
роторами пускового устройства и двига-
теля;
'ред ’ передаточное отношение редуктора, вклю-
ченного в конструкцию пускового устрой-
ства;
I - передаточное отношение редуктора,
включенного в конструкцию двигателя;
и - частота вращения выходного вала
пускового устройства.
Кроме передаточного отношения важным па-
раметром, влияющим на надежность запуска, яв-
ляется частота сопровождения ротора двигателя
стартером. Раннее отключение пускового устрой-
ства приведет к увеличению продолжительности
запуска, увеличению потребного расхода топлива
и, как следствие - к росту температуры газа, сни-
жению запасов ГДУ компрессора.
Очевидно, чем больше подводимая к ротору
двигателя мощность от стартера и чем более про-
должителен период сопровождения ротора, тем
меньше топлива требуются для необходимого уско-
рения ротора. Следовательно, снижаются тепловые
нагрузки на детали турбины. С другой стороны, уве-
личение мощности пускового устройства вызывает
увеличение его массы или при неизменной массе -
снижение надежности (ресурса) и, в конечном ито-
ге, приводит к необоснованным экономическим
затратам. Поэтому выбор и оптимизация парамет-
ров стартера имеет большое значение при проек-
тировании двигателя.
Выбор параметров стартера выполняется в нес-
колько этапов при разработке двигателя.
На этапе эскизного проектирования применим
принцип подобия для уже эксплуатирующихся дви-
гателей.
Строятся известные зависимости и выполня-
ется оценка требуемых параметров для разрабаты-
ваемого двигателя в относительных координатах:
Vs,. -/(V
=/(Як)"
где и - частота вращения ротора двигателя при
отключении стартера;
и - частота вращения ротора двигателя на
режиме «малый газ»,
Як - степень сжатия компрессора,
- тяга двигателя,
7Vny - мощность стартера.
Такой подход на этапе рабочего проектирова-
ния позволяет с достаточной точностью предвари-
тельно оценить параметры стартера для определе-
ния его конструктивных характеристик (габариты,
масса). Также на этапе рабочего проектирования
806
Глава 12 - Системы ГТД
уточняются предварительно выбранные параметры.
На математической модели двигателя выполняют-
ся расчеты, на основании которых определяют рас-
полагаемые запасы ГДУ компрессора на пусковых
режимах для нескольких вариантов сочетаний мощ-
ности, частоты сопровождения ротора пусковым
устройством и общего передаточного отношения в
кинематической цепи пускового устройства.
12.4.1.9 - Особенности запуска дви-
гателей двухроторных схем
Как говорилось в главе 1, современный авиа-
ционный ТРДД имеет два (а в некоторых конструк-
циях и три) механически не связанных ротора ВД
и НД, которые на всех эксплуатационных режимах
вращаются с различной частотой вращения в зави-
симости от распределения работ между каскадами
компрессора, срабатываемого перепада на турби-
нах (между ступенями турбин), а так же от режи-
ма работы двигателя, площади реактивного сопла
и атмосферных условий.
При запуске двигателя двухроторной схемы
необходимо каждый ротор вывести из состояния
покоя на режим малого газа.
Возможны три варианта запуска двухротор-
ного двигателя [12.4.4.2]:
-	стартер раскручивает ротор ВД, а обороты
ротора НД увеличиваются за счет газовой связи
между роторами;
-	стартер раскручивает ротор НД, а ротор ВД
раскручивается за счет газовой связи между рото-
рами;
-	стартеры раскручивают оба ротора.
Если стартер раскручивает один ротор, то вто-
рой ротор до вступления турбины в активную ра-
боту будет авторотировать.
При раскрутке обоих роторов ни один из них
не работает на режиме авторотации и потому дав-
ление за ротором ВД повышается в большей степе-
ни, чем за компрессором при раскрутке одного из
роторов. В первом случае турбина раньше вступает
в работу и отдает в процессе запуска большую мощ-
ность. Благодаря этому запуск двигателя улучшает-
ся. Однако раскрутку обоих роторов стартерами
трудно выполнить конструктивно. Кроме того, та-
кая схема приводит к увеличению массы ПС. По-
этому при запуске двухроторных двигателей пуско-
вое устройство раскручивает только один из роторов.
На современных двухроторных двигателях за-
пуск путем раскрутки ротора НД не применяют по
следующим причинам. Во-первых, момент инерции
ротора НД обычно больше момента инерции рото-
ра ВД, поэтому для его раскрутки требуется более
мощный стартер. Во-вторых, при таком запуске дви-
гателя обороты ротора НД получаются выше, чем у
ротора ВД. Поэтому диапазон устойчивой работы
компрессора на пусковых режимах снижается, что
приводит к необходимости уменьшения расхода
топлива в КС. В результате снижается эффектив-
ность работы турбины на пусковых режимах.
Таким образом, в силу указанных причин, за-
пуск двухроторных двигателей выгоднее осуществ-
лять путем раскрутки ротора ВД.
12.4.1.10 - Системы зажигания
К важным характеристикам агрегатов зажига-
ния относится величина накопленной энергии и
частота разрядов в канале. Как правило, агрегаты
зажигания современных авиационных двигателей
- двухканальные. Для систем зажигания с пуско-
выми воспламенителями применяют агрегаты за-
жигания с величиной накопленной энергии 1 ...2 Дж
и частотой разряда 7...10 Гц. Системы зажигания
непосредственного воспламенения требуют более
высоких параметров агрегата зажигания. Так, ве-
личина накопленной энергии канала может нахо-
диться в пределах 6...20 Дж, а частота разряда мо-
жет быть 0,5...4 Гц.
Основным критерием в выборе типа системы
зажигания является надежность воспламенения ТВС
в заданной области эксплуатации. Современное раз-
витие техники предполагает следующее направле-
ние: если конструкция КС со свечами зажигания не-
посредственного воспламенения обеспечивает
надежное воспламенение во всей области эксплуа-
тации, то ей отдается предпочтение перед системой
зажигания с пусковыми воспламенителями в силу ее
простоты. Однако кажущаяся простота системы за-
жигания со свечами непосредственного воспламене-
ния требует тщательной отработки всех параметров
ПС, проведения полного комплекса испытаний КС,
в том числе в термобарокамере. Окончательное ре-
шение по выбору системы зажигания принимается
по результатам летных испытаний двигателя с запус-
ками в согласованной области полета.
12.4.1.11 - Обеспечение характерис-
тик запуска на разгоне
При воспламенении и горении ТВС в КС по-
вышается температура газов перед турбиной, вли-
яющая на мощность турбины. Можно сказать, что
после вступления в работу турбины величина ус-
корения ротора зависит от избытка подаваемого
в КС топлива и от мощности пускового устройства.
При повышении температуры газов перед турби-
807
Глава 12 - Системы ГТД
ной увеличивается объем газов, проходящих через
сопловой аппарат и, следовательно, увеличивает-
ся тепловое сопротивление сети, на которую рабо-
тает компрессор. Избыточная мощность турбины
на режимах запуска зависит от создаваемого ком-
прессором давления воздуха и от подогрева возду-
ха в КС. Величина допустимого подогрева возду-
ха в КС определяется из условия обеспечения
устойчивой работы компрессора во всем диапазо-
не пусковых режимов.
12.4.1.12 - Регулирование компрес-
сора на пусковых режимах
Осевые компрессоры современных ТРД на
максимальном режиме имеют степенью сжатия
16...20 (глава 1). Напомним, что характеристики
компрессора выбираются из условия минимизации
потерь посредством обеспечения безотрывного
обтекания лопаток на расчетном режиме.
На пониженных (по сравнению с расчетным)
режимах работы осевые скорости движения воз-
духа через ступени компрессора отличаются от
значений на расчетном режиме. Скорость воздуха
на входе в компрессор изменяется только за счет
изменения расхода воздуха через двигатель (плот-
ность воздуха во входном сечении остается посто-
янной). Во всех последующих ступенях эта ско-
рость изменяется за счет изменения не только рас-
хода, но и плотности воздуха.
Из условия неразрывности потока для сече-
ний на входе в компрессор и выходе из него можно
получить выражение для отношения осевых ско-
ростей в указанных сечениях:
С /С, =/,/(/Х.")> (12.4.1.12-1)
2а 1с J 1	2 К '	7
где f и С - площадь сечения и скорость воздуха
на входе в компрессор,
f и С - то же на выходе из компрессора,
7ГК - степень сжатия воздуха в компрес-
соре,
и - показатель политропы сжатия.
При неизменных (для конкретного двигателя)
площадях сечений f nf2 отношение осевых скоро-
стей зависит только от степени сжатия. С умень-
шением оборотов степень сжатия воздуха в комп-
рессоре уменьшается и соответственно этому
отношение осевых скоростей на выходе из комп-
рессора и входе в него увеличивается. Т.е. осевая
скорость на входе в компрессор при уменьшении
оборотов падает быстрее, чем на выходе. Из при-
веденного уравнения видно, что чем больше сте-
пень сжатия на расчетном режиме, тем больше рас-
Рисунок 12.4.1.121 - Образование срыва потока на РЛ компрессора. Запуск с закрытым перепуском воздуха
из-за КВД
808
Глава 12 - Системы ГТД
согласование между скоростями воздуха на входе
и выходе при работе компрессора на режиме ниже
расчетного. В результате этого на нерасчетных ре-
жимах возможна неустойчивая работа отдельных
ступеней и всего компрессора [12.4.4.4].
Большая степень уменьшения осевой скорос-
ти потока воздуха на входе в компрессор на режи-
мах менее расчетного приводит к тому, что угол
натекания потока на профили лопаток на входе по
мере снижения режима работы двигателя увели-
чивается. При достижении критического значения
угла происходит срыв потока с профилей и начи-
нается неустойчивая работа компрессора (см.
Рис. 12.4.1.12 1).
В таких условиях невозможно вывести дви-
гатель на режим малого газа без регулирования
компрессора.
Регулирование компрессора на пусковых ре-
жимах осуществляется специальными устройства-
ми, которые позволяют обеспечить оптимальные
треугольники скоростей на первых ступенях по-
средством перепуска воздуха из-за определенных
ступеней компрессора и изменения угла установ-
ки лопаток НА.
Перепуск воздуха осуществляется автомати-
чески по заданному алгоритму управления. Воз-
дух перепускается через специальные клапаны или
заслонки, установленные на корпусе компрессора.
При перепуске воздуха через клапаны заслон-
ки расход воздуха до места отбора увеличивается,
при тех же оборотах компрессора. Это приводит
к росту осевой скорости на входе в компрессор,
к уменьшению угла притекания воздуха к профи-
лям лопаток компрессора и исключению срыва
потока (см. Рис. 12.4.1.12 2).
Такую же по весомости роль в обеспечении
надежности запуска, как и система перепуска воз-
духа, играет начальное положение НА первых сту-
пеней компрессора. Поворот лопаток НА первых
ступеней в сторону вращения РК (отрицательный
угол) приводит к изменению направления скорос-
тей потока до получения оптимального обтекания
(см. Рис. 12.4.1.12 3).
12.4.2 - Особенности пусковых сис-
тем наземных ГТУ
При проектировании ПС для наземных ГТУ
применимы принципы построения ПС авиацион-
ных двигателей, с учетом особенностей конструк-
Рисунок 12.4.1.12_2 - Безотрывное обтекание профиля РЛ компрессора. Запуск с открытым перепуском воз-
духа из-за КВД
809
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.4.1.123 - Безотрывное обтекание профиля РЛ компрессора. Запуск с большим углом установки
лопаток НА
ции, используемых топлив, области и условий эк-
сплуатации, требований по массе и габаритам.
Как правило, наземные ГТУ для привода ГПА
или для ГТЭС создаются на основе газогенерато-
ров авиационных двигателей. При этом САУ и сис-
тема топливопитания проектируются заново для
работы на газообразном или жидком топливе (в за-
висимости от требований заказчика). При проек-
тировании максимально используются узлы базо-
вого авиационного двигателя.
Для ГТУ, в отличие от авиационного двигате-
ля, требуется предварительная прокрутка ротора
пусковым устройством для продувки проточной
части и удаления из нее остатков газового топли-
ва. Запуск производится с установившейся часто-
ты вращения ротора. Число включений стартера на
один час работы наземной ГТУ меньше, чем на
авиационном двигателе.
К ГТУ наземного применения массово-габа-
ритные требования значительно ниже, чем для
авиационных двигателей. Поэтому спектр приме-
няемых пусковых устройств по рабочему телу
широк. Это могут быть турбодетандерные старте-
ры (работающие на сжатом газе или воздухе), элек-
трические машины или гидравлические стартеры.
Применение конкретного типа пускового устрой-
ства определяется требованиями заказчика, нали-
чием энергетических ресурсов и экологическими
требованиями.
В отличие от авиационного двигателя на на-
земных ГТУ применятся перепуск газа минуя СТ,
что повышает перепад давления газа на турбине
ВД, а следовательно, и работу (мощность) этой
турбины.
12.4.3 - Англо-русский словарь-ми-
нимум
atomizer- распылитель, форсунка
fuel atomizer - топливная форсунка
air - blast atomizer - форсунка с воздушным
распылом
swirl atomizer - вихревая (центробежная) фор-
сунка
blowout- срыв пламени
rich blowout - срыв пламени при переобога-
щении смеси («богатый» срыв)
burner - форсунка, горелка, камера сгорания
810
Глава 12 - Системы ГТД
pilot burner - воспламенитель
cranking - прокрутка
dry cranking - холодная прокрутка
wet cranking - холодная прокрутка с подачей
топлива (ложный запуск)
distributor- распределитель
fuel distributor - топливная форсунка
disturbance- возмущение
combustion disturbance - неустойчивость (не-
равномерность) горения
die-out- срыв пламени
lean die-out - срыв пламени при обеднении
смеси («бедный» срыв)
flameout- срыв пламени
lean flameout - срыв пламени при обеднении
смеси («бедный» срыв)
rich flameout - срыв пламени при переобога-
щении смеси («богатый» срыв)
fuel/air mixture - топливовоздушная смесь
hang-up - зависание
igniter - запальная свеча, воспламенитель
igniter plug - свеча зажигания
ignition - зажигание, воспламенение
injector - форсунка, распылитель, головка
fuel injector - топливная форсунка
jet- струя, жиклер, реактивный двигатель
fuel jet - топливная форсунка (жиклер)
metering jet - дозирующий жиклер
swirl jet - центробежная форсунка
light-off - срыв пламени
light-up - воспламенение
limit - граница, предел
rick limit - границы срыва пламени при обо-
гащении смеси
weak limit - граница срыва пламени при обед-
нении смеси («бедная» граница)
margin - край, запас
learn blowout margin - граница срыва пламе-
ни при обеднении смеси («бедная» граница)
stall margin - запас по срыву (помпажу)
surge margin - запас по помпажу
motoring - прокрутка
nozzle - сопло, форсунка, жиклер
aerating fuel nozzle -
airblast [fuel] nozzle -
airspray [fuel] nozzle - [топливная] форсунка
с воздушным распылом
centrifugal nozzle - центробежная форсунка
dual orifice nozzle -
duplefx][spray] nozzle - двухконтурная (двух-
канальная) форсунка
fuel nozzle - топливная форсунка
igniter fuel nozzle - форсунка воспламенителя
simplex [spray] nozzle -
single orifice nozzle - одноканальная (одно-
контурная) форсунка
spray nozzle - распылительная (струйная)
форсунка
swirl nozzle - завихритель, центробежная
форсунка
vortex nozzle - вихревая (центробежная) фор-
сунка
reignition - повторное воспламенение (запуск)
relightfing] - повторное зажигание (запуск), встреч-
ный запуск
flight relight] ing | - запуск в полете
restarting] - повторный запуск
rotating stall - вращающийся срыв
spark - искра, свеча зажигания
start - запуск
air start - запуск в полете
false start - неудавшийся запуск
hot start - горячий запуск (с забросом темпе-
ратуры газа)
hung start - затяжной запуск
stagnated start - затяжной запуск
starter - стартер
air [turbine] starter - воздушный стартер
electric starter - электростартер
fuel-air combustion starter - газотурбинный
стартер
gas turbine starter - газотурбинный стартер
pneumatic starter - воздушный стартер
turbine starter - турбостартер
starting - запуск
gross - bleed starting - запуск от работающего
двигателя
turning - прокрутка, вращение
unit - агрегат
ignition unit - агрегат (коробка) зажигания
transformer [exiter] unit - агрегат зажигания
12.4.4 - Перечень использованной
литературы
12.4.4.1.	Литвинов, Боровик. Характеристики и
эксплуатационные свойства авиационных турборе-
активных двигателей,- М.: Машиностроение,
1979.-288 с.ил.
12.4.4.2.	Алабин, Кац, Литвинов. Запуск авиаци-
онных газотурбинных двигателей. - М.: Машино-
строение, 1968. - 228 с.
12.4.4.3.	Кац, Жаров, Винокуров. Пусковые систе-
мы авиационных газотурбинных двигателей. - М.:
Машиностроение, 1976. - 220 с.
12.4.4.4	Шляхтенко. Теория воздушно-реактивных
двигателей. - М.: Машиностроение, 1975. - 568 с.
811
Глава 12 - Системы ГТД
12.5 - Воздушные системы ГТД
Среди систем обеспечивающих функциониро-
вание ГТД (в том числе на объекте применения)
есть ряд систем и устройств, работающих на от-
бираемом из газовоздушного тракта (ГВТ) возду-
хе, энергия которого в последующем полностью
или частично не используется для создания тяги
или мощности ГТД [12.5.9.1]. Совокупность этих
устройств и протекающих в них потоков образуют
воздушную систему (ВС) ГТД, часто называемую
системой вторичных воздушных потоков. При этом
потоки называют вторичными потоками (ВП)*,
а сам воздух - вторичным воздухом (ВВ).
12.5.1 - Функции ВС
ВС обеспечивают:
-	охлаждение деталей «горячей» части двига-
теля, в том числе корпусов компрессора, турбины
в системах управления радиальными зазорами;
элементов подшипниковых опор; масла, циркули-
рующего в маслосистеме двигателя; агрегатов, ком-
муникаций и др.
-	наддув уплотнений масляных полостей под-
шипниковых опор; полостей, формирующих опти-
мальные для работы радиально-упорных подшип-
ников осевые силы роторов;
-	подогрев воздухозаборников, входных кор-
пусов, лопаток ВНА (для защиты от обледенения);
некоторых агрегатов, топлива, масла при низких
температурах;
-	отбор и подачу сжатого воздуха на нужды
объектов применения ГТД; в воздушно - турбин-
ные приводы генераторов, устройств запуска (стар-
тёров), пневмоприводных исполнительных меха-
низмов реверсивных устройств, регулируемых
сопел, элементов механизации компрессора, агре-
гатов управления вторичными потоками и т.д..
На осуществление этих функций может рас-
ходоваться более пятой части воздуха, поступаю-
щего на вход в ГТД (для ТРДД - на вход во внут-
ренний контур двигателя).
Пример построения схемы общей ВС авиаци-
онного ТРДД CFM56-5 представлен на Рис. 12.5.1 1.
Как видно из рисунка, современные ТРДД имеют
достаточно сложные и развитые общие ВС.
Нетрудно заметить, что ВС ГТД по существу
состоит из разветвленной сети каналов, с протека-
ющим по этим каналам вторичным воздухом. По-
этому при анализе работы ВС (в частности, при
гидравлическом расчете) ее часто представляют
в виде графа, ветви которого соответствуют харак-
терным частям каналов, а узлы - местам соедине-
ния отдельных каналов в единую систему.
На Рис. 12.5.1 2 показан фрагмент графа ВС
ГТД. Каждый кружок означает полость в системе
воздушных каналов, соединенную рядом гидрав-
лических сопротивлений с соседними полостями.
Двойными кружками обозначены конечные эле-
менты гидравлической сети (полости, в которые
сбрасывается вторичный воздух, в данном случае
- проточная часть двигателя). Двойными кружка-
ми на графах ВС обозначаются также и источники
подводимого в ВС вторичного воздуха.
Для удобства анализа общие ВС часто рас-
сматриваются как совокупность взаимодействую-
щих между собой и с окружающей средой локаль-
ных ВС. В качестве локальных ВС могут быть
выделены, например, система охлаждения турби-
ны, система наддува и охлаждения опор (фрагмен-
ты этих систем, в частности, представлены на
Рис. 12.5.1 2), а также система активного управле-
ния радиальными зазорами (САУРЗ), противооб-
леденительная система (ПОС), система кондицио-
нирования воздуха (СКВ) самолёта и др. Граф
общей ВС в этом случае также может быть пред-
ставлен в виде совокупности графов соответству-
ющих локальных ВС или даже отдельных их от-
дельных частей. Пример построения графа
локальной ВС охлаждения турбины, а также его
использования для гидравлического расчета пред-
ставлен в разделе 8.3.3.
На Рис. 12.5.1 3 изображен пример схемы ВС
условного ГТД, состоящей из трех ВП различного
назначения, а именно:
-	ВП «А» - предназначенного для охлаждения
соплового аппарата турбины;
-	ВП «Б» - системы отбора воздуха на нужды
объекта применения (в кабину самолёта);
-	ВП «В» - предназначенного для обогрева ло-
паток ВНА с целью их защиты от обледенения.
-	ВВ потока «А», проходит по каналам в ло-
патках, подогревается и поступает в ГВТ, где сме-
шивается с основным воздухом и уже в составе ос-
новного потока газа продолжает движение до
выхода из реактивного сопла, тем самым участвуя
в создании тяги или мощности двигателя и частич-
* - Вторичные потоки не следует смешивать с вторичными течениями, например, в межлопаточных каналах
компрессора, турбины [12.5.9.2].
- К вторичным потокам не относятся различного рода утечки, которые могут иметь место в соединениях эле-
ментов конструкции ГТД (стыках и сопряжениях корпусных и роторных деталей, соединениях трубопроводов и т.д.).
812
Глава 12 - Системы ГТД
. CFM56-5 ENGINE AIRFLOW
Рисунок 12.5.11 - Схема воздушной системы авиационного ТРДД CFM56-5
813
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.5.12 - Фрагмент графа ВС ГТД
Рисунок 12.5.13 - Схема ВС ГТД
А - ВП на охлаждение СА турби-
ны; Б- ВП на обогрев ВНА; В- ВП
на нужды объекта применения
но компенсируя связанные с его отбором потери.
ВВ потока «Б», проходя через соответствующие си-
стемы самолета, отводится в атмосферу. Энергия
этого воздуха более не используется в создании
тяги или мощности двигателя. ВВ потока «В», про-
ходя через каналы в лопатках ВНА, также как и воз-
дух потока «А» поступает в ГВТ. Однако, являясь
условно «замкнутым» потоком, он не только не
участвует в создании тяги или мощности двигате-
ля, но и, подогревая поток основного воздуха на
входе в компрессор, в какой- то мере увеличивает
работу сжатия. Таким образом, с точки зрения уров-
ня относительных потерь в цикле, связанных с от-
бором воздуха в ВС, поток «А» является менее
«энергетически вредным», а поток «В» - наиболее
«энергетически вредным» ВП.
12.5.2 - Основные требования к ВС
Основные требования к ВС с одной стороны
обусловлены их назначением, с другой - необхо-
димостью обеспечения минимально возможного
ухудшения характеристик основных узлов и ГТД
в целом, связанных с работой этих систем. Эти тре-
бования сводятся к следующему:
1.	ВС ГТД должна обеспечивать локальные ВС
воздухом в количестве и с параметрами необходи-
мыми для их надежного функционирования во всех
ожидаемых условиях эксплуатации.
Если параметры воздуха, которые имеются за
ступенями компрессора, на некоторых режимах не
совпадают с потребными, применяется переклю-
чение ступеней в зависимости от режима работы
двигателя, а также условий полета.
Например, в условиях снижения самолета по-
требный расход на СКВ кабины не отличается от
расхода, потребного на режимах взлета, сниже-
ния или крейсерского полета, в то время как дав-
ление воздуха на фланце отбора двигателя может
быть существенно отличным и недостаточным
для нормальной работы системы. В этом случае
предусматривается переход на другую более вы-
сокую ступень компрессора. То же самое можно
сказать и относительно работы ПОС. Ступень
отбора выбирается исходя из минимально возмож-
ных потерь эффективности двигателя. При этом
для выбора ступени отбора руководствуются воз-
можностью обеспечения ступенью, прежде все-
го. требуемого уровня давления воздуха (при задан-
ном расходе) на определяющем режиме работы
двигателя. Например, для магистрального само-
лета таким режимом может являться режим
крейсерского полета. На режимах где потребное
давление превышает максимально возможное, ко-
торое может обеспечить данная ступень, приме-
няется переключение отбора на более высокую
ступень. Для систем охлаждения турбины высоко-
го давления с целью повышения экономичности дви-
гателя может применяться ограничение расхода
воздуха на режимах крейсерского полета. С этой
же целью на крейсерском режиме может вклю-
чаться также САУРЗ. ПОС может включаться
при условиях обледенения в любой фазе полетного
цикла. Таким образом, в различных условиях от
одной и той же ступени компрессора может от-
бираться существенно разное количество возду-
814
Глава 12 - Системы ГТД
ха. При этом процесс изменения расхода воздуха,
отбираемого от ступени, может протекать в весь-
ма малые промежутки времени. Это обстоятель-
ство должно приниматься во внимание при про-
ектировании воздушных систем и может быть
положено в основу следующего основного требо-
вания к воздушным системам авиационных ГТД.
2.	ВС ГТД должна обеспечивать работу одной
локальной ВС без влияния на работу другой.
В системах с переключением ступеней долж-
на быть исключена возможность даже кратковремен-
ного сообщения полостей отбора высокой и низкой
ступени компрессора из-за возможности снижения
его устойчивости и возникновения помпажа.
Этим обусловлено требование к ВС, которое
может быть сформулировано как:
3.	Работа ВС ГТД не должна снижать запасы
устойчивости компрессора.
Это требование обеспечивается конструкци-
ей распределительных устройств переключения
ступеней компрессора.
4.	Воздух, отбираемый из компрессора в ВС,
особенно в СКВ, не должен содержать паров мас-
ла, механических частиц загрязнений и т.д.
Это требование обеспечивается конструкци-
ей уплотнений масляных полостей, параметров си-
стемы их наддува, а также правильным выбором
мест отбора воздуха в ВС.
12.5.3 - Общие и локальные ВС ГТД
Как уже было сказано выше, общая ВС ГТД
может быть представлена как совокупность локаль-
ных (или частных) ВС, обеспечивающих функци-
онирование систем, агрегатов и устройств, как соб-
ственно ГТД, так и объекта его применения.
К наиболее важным локальным ВС ГТД, в ча-
стности, относятся:
-	система охлаждения турбины,
-	система наддува уплотнений масляных по-
лостей и охлаждения подшипниковых опор ( ко-
роче- система наддува и охлаждения опор),
-	система защиты элементов двигателя (вход-
ного корпуса, кока, лопаток ВНА и т.п.) от обледе-
нения ( противообледенительная система - ПОС),
- система отбора воздуха на нужды объектов
применения ГТД.
Эти системы потребляют основное количество
отбираемого от ГТД вторичного воздуха и в свою
очередь могут состоять из локальных подсистем.
Так система отбора воздуха на нужды объекта при-
менения ГТД в свою очередь может быть представ-
лена как совокупность расположенных на двига-
теле (или входящих в комплект поставки двигателя)
составных частей локальных ВС самого объекта
применения. К типовым и наиболее важным ло-
кальным ВС летательных аппаратов, составные
части которых (систем) могут быть расположены
на двигателе, в частности, относятся:
-	система кондиционирования воздуха (СКВ),
-	ПОС воздухозаборников, крыла, оперения.
Кроме этого, в зависимости от типа летатель-
ного аппарата, в составе общей ВС авиационного
ГТД могут быть выделены локальные системы (или
их составные части), которые осуществляют сле-
дующие функции:
-	наддув топливных и гидравлических баков,
-	охлаждение масла, циркулирующего в мас-
лосистеме приводов генераторов переменного тока,
-	сдув пограничного слоя,
-	обеспечение сжатым воздухом управляющих
устройств (воздушных сопел) самолетов вертикаль-
ного взлетай посадки [12.5.9.3].
Более подробно с вопросами конструкции
и работы воздушных систем летательных аппара-
тов можно ознакомиться в [12.5.9.4], [12.5.9.5],
[12.5.9.6], [12.5.9.7].
К наиболее важным и «воздухоемким» ВС
объектов применения промышленных ГТД отно-
сятся ПОС воздухоприемных устройств газотур-
бинных электростанций (ГТЭС) и газоперекачива-
ющих агрегатов (ГПА).
12.5.4 - Работа локальных ВС
Основной принцип работы локальных ВС зак-
лючается в том, чтобы «отобрать» воздух из ГВТ
и доставить его к потребителю с необходимыми па-
раметрами (по Р*, Т* и чистоте) и в нужном коли-
честве (G).
Тогда задача сводится к определению мест от-
бора воздуха из ГВТ, при необходимости - его под-
готовке (по параметрам), транспортировке в нуж-
ное место с допустимыми (минимальными)
потерями и, наконец, определению мест и транс-
портировке отработавшего воздуха туда, куда его
можно «сбросить» с максимальной эффективнос-
тью. При этом подразумевается, что
р* > р*	> р
Г ОТБОРА Г ПОТРЕБИТЕЛЯ Г СБРОСА
[12.5.9.8],[12.5.9.9],[12.5.9.10].
Схему отборов в ВС рассмотрим на примере
авиационного ТРДД ПС-90А (см. Рис. 12.5.4 1).
Воздух в ВС двигателя отбирается из канала на-
ружного контура, из-за подпорных ступеней, а так-
же из-за 6-й, 7-й и 13-й ступеней КВД.
Воздух из канала наружного контура исполь-
зуется:
- В1 - на продувку воздухо-воздушного теп-
815
816
Рисунок 12.5.4_1 Схема отборов в ВС авиационного ТРДДПС-90А
Глава 12 - Системы ГТД
Глава 12 - Системы ГТД
лообменника (ВВТ) СКВ самолета,
-	В2 - на продувку воздухо-масляных тепло-
обменников маслосистем двигателя и гидроприво-
да гененератора переменного тока системы энер-
госнабжения самолета,
-	ВЗ - на вентиляцию подкапотного простран-
ства газогенератора,
-	В4 - на продувку стоек задней опоры.
Воздух из-за подпорных ступеней исполь-
зуется:
-	П1 - на охлаждение ТНД
-	П2 - на наддув уплотнений масляных полос-
тей и охлаждение подшипниковых опор,
-	ПЗ - на охлаждение корпусов компрессора
и турбины в системе САУРЗ КВД и турбины.
Воздух из-за 6-й ступени КВД используется:
-	6.1 - на ПОС воздухозаборника,
-	6.2 - на обогрев кока и приемников темпера-
туры и давления на входе в двигатель,
-	6.3 - на эжекторы дренажной системы дви-
гателя,
- 6.4 - на эжекторы системы воздушного ох-
лаждения электронного блока БППД2-1 системы
контроля параметров двигателя.
Отбор воздуха от 6-й ступени для этих целей
производится на режимах при и2ФИЗ > 10000 об/мин.
Воздух из-за 7-й ступени КВД используется:
- 7.1 - на охлаждение 2-й ступени ТВД,
- 7.2 - на СКВ самолетов ТУ-204 и ИЛ-96-300,
- 7.3 - на наддув бака гидросистемы самолета
ИЛ-96-300.
Воздух из-за 13-й ступени КВД используется:
-	13.1 - на охлаждение 1-й ступени ТВД,
-	13.2 - на систему СКВ самолёта ТУ-204 (на
низких режимах работы),
-	13.3 - на ПОС воздухозаборника*,
-	13.4 - на обогрев кока и приемников темпе-
ратуры и давления на входе в двигатель*,
-	13.5 - на эжекторы дренажной системы дви-
гателя*,
-	13.6 - на эжекторы системы воздушного ох-
лаждения электронного блока БППД2-1 системы
контроля параметров двигателя*.
Отбор воздуха от 13-й ступени КВД для це-
лей, отмеченных звездочкой (*), производится на
режимах при и2ФИЗ< 10000 об/мин.
12.5.4.1 - ВС охлаждения турбин
ГТД
В настоящее время реализовано достаточно
большое количество вариантов исполнения схем
ВС охлаждения турбин ГТД. Выбор схемы в каж-
дом конкретном случае определяется:
-	силовой схемой ГТД,
-	конструкцией и схемой «внутренней» систе-
мы охлаждения турбины,
-	традициями фирмы- разработчика ГТД.
Рассмотрим некоторые возможные схемные ре-
шения по системе охлаждения турбины на примере
условного двухвального ТРДД (см. Рис. 12.5.4.11),
«внутренняя» система охлаждения турбины которо-
го построена по схеме, типичной для турбин мно-
гих современных ТРДД. В рамках этой схемы мож-
но выделить, по крайней мере пять характерных
полостей, а именно:
-	полости А и А1, в которые подводится воз-
дух, охлаждающий СА ТВД,
-	полость Б (перед аппаратом закрутки), в ко-
торую подводится воздух на охлаждение рабочих
лопаток ТВД,
-	полость В, расположенная перед диском ТВД
«ниже» аппарата закрутки,
-	полость Г, расположенная между ТВД
и ТНД,
-	полость Д, расположенная между ротором
ТНД и задней опорой.
При нормальной работе системы охлаждения
турбины давление воздуха в этих полостях долж-
Рисунок 12.5.4.1_1 - Характерные полости систе-
мы охлаждения турбины двух-
вального ТРДД
-	А, А1 - полости подвода возду-
ха на охлаждение С А ТВД;
-	Б- полость подвода воздуха на
охлаждение рабочих лопаток
ТВД;
-	В- полость перед диском ТВД
«ниже» аппарата закрутки;
- Г- полость, расположенная
между ТВД и ТНД;
-	Д- полость, расположенная
между ротором ТНД и задней
опорой;
а, б, в,г,д- точки отвода ох-
лаждающего воздуха.
817
Глава 12 - Системы ГТД
но быть выше, чем давление газа в ГВТ, куда будет
отводиться этот воздух (точки а, б, в, г, д - соответ-
ственно). Очевидно, что давление в полости А дол-
жно быть наибольшим, а давление в полости Д -
наименьшим из упомянутых полостей. Переходя
к рассмотрению вариантов схемных решений по
системам охлаждения, прежде всего следует отме-
тить, что схема подвода воздуха в полости А и А1
на большинстве двигателей выполнена практичес-
ки идентично - туда подводится воздух из полости
корпуса КС (см. Рис. 12.5.4.1 2).
Подвод воздуха в полость Б также производит-
ся из полости корпуса КС или исключительно че-
рез отверстия 1 в корпусе КС (см. Рис. 12.5.4.1 За),
или с дополнительной линией 2, в которой может
производиться регулирование расхода (см.
Рис. 12.5.4.1 36), или дополнительное охлаждение
воздуха (см. Рис. 12.5.4.1 Зв).
Подвод воздуха в полость В осуществляется
или от подходящей средней ступени компрессора
(см. Рис. 12.5.4.1 4аи 12.5.4.1 46), или из залаби-
ринтной полости К (см. Рис. 12.5.4.1 4в).
Подвод воздуха в полость Г, в зависимости от
силовой схемы двигателя, может производиться
или из полости Б (см. Рис. 12.5.4.1 5а), или от под-
ходящей средней ступени компрессора по межваль-
ной полости (см. Рис. 12.5.4.1 56), или от подхо-
дящей средней ступени компрессора через стойки
межтурбинной опоры (см. Рис. 12.5.4.1 5в).
Полость Д в большинстве случаев наддувает-
ся утечками из системы охлаждения турбины и си-
стемы наддува и охлаждения опор, поступающим
из смежных полостей двигателя (см. Рис. 12.5.4.16,
12.5.4.1 7, 12.5.4.1 8).
Рисунок 12.5.4.12 - Схема подвода воздуха на охлаж-
дение 1 СА ТВД
А, А1- полости подвода воздуха
Во , дух от после, ще й с .упени КВ. |
Рисунок 12.5.4.13 - Варианты схемы подвода воздуха на охлаждение РЛ 1 ступени ТВД:
а)	через отверстия в корпусе КС;
б)	через отверстия в корпусе КС и дополнительную линию с регулированием
расхода воздуха;
в)	через отверстия в корпусе КС и дополнительную линию с охлаждением
воздуха.
1 - отверстие в корпусе КС; 2 - дополнительная линия; 3 - заслонка; 4 - воздухо-воздуш-
ный теплообменник;
Б - полость перед аппаратом закрутки
818
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.5.4.14 - Варианты схемы подвода воздуха на охлаждение ступицы диска ТВД
а) от средней ступени КВД;
б) от средней ступени КВД через полость в роторе ВД;
в) из залабиринтной полости
В - полость перед диском ТВД ниже аппарата закрутки;
К - залабиринтная полость
Рисунок 12.5.4.15 - Варианты схемы подвода воздуха в межтурбинную полость
а)	из полости перед диском ТВД;
б)	по межвальной полости от средней ступени КВД;
в)	от средней ступени КВД через стойки межтурбинной опоры.
В - полость перед диском ТВД ниже аппарата закрутки;
Г - межтурбинная полость
Турбина ТРДД ПС-90А охлаждается возду-
хом, отбор которого производится от подпорных
ступеней, а также от 7-й и 13-й ступеней КВД. Воз-
дух от подпорных ступеней поступает на охлаж-
дение ротора ТНД. Подвод воздуха к ротору осу-
ществляется по каналам в стойках задней опоры,
сброс происходит в ГВТ за 6-й ступенью турбины.
Воздухом от 7-й ступени КВД осуществляет-
ся охлаждение рабочих и сопловых лопаток 2-й
ступени ТВД, а также дисков ротора ТВД. В тру-
бопроводах подвода воздуха на охлаждение рабо-
чих лопаток 2-й ступени ТВД, а также дисков ро-
тора ТВД предусмотрены специальные заслонки 1
для регулирования расхода этого воздуха.
Воздухом от 13-й ступени КВД осуществля-
ется охлаждение сопловых и рабочих лопаток 1-й
ступени ТВД. Подвод воздуха в полость Б на вход
в аппарат закрутки осуществляется через отверстия
2 в кожухе внутреннем диффузора КС, а также по
трубопроводам с заслонками 3, предназначенными
для регулирования расхода этого воздуха. Сброс
утечек воздуха из системы охлаждения ТВД осу-
ществляется в полость Е, расположенную между
роторами ТВД и ТНД, а также в полость Ж вала ро-
тора низкого давления.
819
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.5.4.16 - Вариант схемы наддува затур-
бинной полости утечками из
смежных полостей ТРДД
В - полость перед диском ТВД
ниже аппарата закрутки;
Г - межтурбинная полость;
Д - затурбинная полость
Рисунок 12.5.4.1_ 7 - Вариант схемы наддува затур-
бинной полости воздухом, от-
водимым из системы охлажде-
ния ротора ТНД:
Д- затурбинная полость;
И- полость ротора ТНД
12.5.4.2 - ВС наддува и охлаждения
опор
Среди множества факторов, определяюших
работоспособность опор ГТД, особое место зани-
мают те, что обусловлены физическими парамет-
рами сред, находящихся как внутри, так и снару-
жи масляных полостей опор. Например, давление
воздуха снаружи опоры должно быть достаточным
для надежного «запирания» зазоров в подвижных
уплотнениях масляных полостей на всех режимах
работы двигателя. В то же время, это давление не
должно быть чрезмерно большим, так как это мо-
жет стать причиной повышенного расхода возду-
ха, поступающего в масляную полость, что в свою
очередь может стать причиной недопустимого по-
вышения давления в системе суфлирования двига-
теля, а также интенсивного насыщения масла во-
дяными парами, вспенивания, окисления масла
и т.д. (Вопросы, связанные с конструкцией и ра-
ботой систем смазки и суфлирования подробно
изложены в разделе 12.6).
Температура воздуха, поступающего в масля-
ные полости, не должна превышать предельно-до-
пустимую по характеристикам термостабильнос-
ти масла, а также по условиям предотвращения
самовоспламенения масловоздушной смеси внут-
ри масляных полостей опор.
По упомянутой причине также должна быть
ограничена и температура омываемых маслом по-
верхностей деталей опор, в том числе внутренних
поверхностей стенок масляных полостей. Для со-
временных синтетических авиационных масел тем-
пература омываемых маслом поверхностей дета-
лей опор не должна превышать 200...250°С.
Очевидно, что эти ограничения применимы
ко всем опорам вне зависимости от их места рас-
положения на двигателе. В то же время зоны рас-
положения опор в различных сечениях двигателя
характеризуются существенно разными внешними
(по отношению к опорам) условиями. Эти условия,
в основном, определяются параметрами воздуха
или газа в примыкающих к опоре полостях двига-
теля, а также температурой деталей находящихся
в непосредственной близости от опоры (дисков, ва-
лов, корпусов, силовых элементов и т.д.). В усло-
виях реальных ГТД осуществить наддув уплотне-
ний и охлаждение опор воздухом из смежных
воздушных полостей, как правило, не представля-
ется возможным по причине или слишком низких
или слишком высоких значений давления и темпе-
ратуры последнего. Это приводит к необходимос-
ти введения в конструкцию двигателя специальной
ВС наддува и охлаждения опор.
820
Воздух от подпорных
Воздух ог7-й ст. ИВД
| Воздух от 13-й ст. КВД
ет^теней
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок12.5.4.1_8 - Схема отбора воздуха на охлаждение турбины авиационного ТРДД ПС-90А:
А, Б, Д, Е, Ж- полости;
1,3- заслонки;
2- отверстие в корпусе КС.
Глава 12 - Системы ГТД
12.5.4.2.1 - Работа ВС наддува и ох-
лаждения опор
ВС наддува и охлаждения опор в работе тес-
но связана с системами смазки и суфлирования ГТД
(см. раздел 12.6). Рассмотрим их совместную ра-
боту на примере типичной отдельно взятой опо-
ры, например, передней опоры ротора компрессо-
ра (см. Рис. 12.5.4.2.1 1).
Масляная полость М рассматриваемой опоры
образована оболочкой 1 и внешней поверхностью
вала 2 с установленными на них элементами под-
вижного уплотнения (для определенности примем,
что это будет щелевое лабиринтное уплотнение).
Наддув уплотнения осуществляется непосредствен-
но из окружающей опору воздушной полости Н.
Воздух, поступающий в масляную полость М
из полости Н через зазор в уплотнении (поток «а»),
смешивается с находящимися в масляной полости
парами и аэрозолями масла, образуя масловоздуш-
ную смесь. Далее уже в составе масловоздушной
смеси воздух покидает масляную полость по двум
Воздух
Масло
Возд> к с тарами и аэрозоля ми масла
Откачиваемое масло, насыщенное воздухом
Воздук с парами масла
Рисунок 12.5.4.2.11 - Схема наддува уплотнения масляной полости опоры ГТД
1 - оболочка масляной полости опоры; 2 - вал; 3 - центробежный суфлер; 4 - центро-
бежный воздухоотделитель; 5 - трубопровод суфлирования; б - маслонасос откачки;
7 - форсунка подачи масла на подшипник
822
Глава 12 - Системы ГТД
путям: через канал суфлирования (поток «б») и че-
рез канал откачки поток в), причем большая часть
воздуха уходит через канал суфлирования.
Воздух (поток «б»), движущийся по каналу
суфлирования поступает в полость С (обычно это
полость принадлежит входному или разделитель-
ному корпусу ГТД), которая сообщается с атмос-
ферой через центробежный суфлер 3.
Воздух (поток «в», уходящий из полости опо-
ры с откачиваемым маслом, также направляется
в полость С, однако, прежде чем попасть в эту
полость он предварительно отделяется от масла
в центробежном воздухоотделителе 4. В полости
С происходит объединение потоков («б» и «в»)
один общий поток, который затем направляется на
вход в центробежный суфлер 3. В крыльчатке суф-
лера воздух освобождается от жидко-капельных
фракций масла и по трубопроводу суфлирования
5 в общем потоке «г» вместе с парами масла отво-
дится за пределы двигателя.
В приведенном выше описании мы приняли,
что наддув уплотнения опоры производится из воз-
душной полости Н, т.е., по существу, непосред-
ственно из окружающей среды. На практике это
будет являться допустимым (учитывая ранее при-
веденные требования к наддуву уплотнений опор)
лишь при выполнении следующих условий:
1.	рассматриваемая опора будет расположена
в «холодной» зоне двигателя, т.е. ожидаемая тем-
пература воздуха в полости Н расположения опоры
будет ниже предельно-допустимой по условиям тер-
мостабильности масла, а внешний теплоподвод
к опоре будет отсутствовать,
2.	давление воздуха в полости Н будет являть-
ся приемлемым для обеспечения перепада на уп-
лотнении в пределах, допустимых по условиям гер-
метизации и ограничения максимального расхода
воздуха через уплотнение.
Примем, что рассматриваемая нами опора яв-
ляется «холодной», т.е. первое условие выполняет-
Ъслягая полость
Возду шная полость
Лабиринтное уплотнение
Рисунок 12.5.4.2.12 - Схема наддува и гистограммы перепадов давления на уплотнении масляной полости
опоры ГТД:
а)- на максимальном режиме; б)- на минимальном режиме;
Рм - давление в масляной полости опоры (Рм = 1 кгс/см2)
Р - давление в воздушной полости Н;
Ш - шкала перепадов давления
823
Глава 12 - Системы ГТД
ся и попытаемся проиллюстрировать качественно-
количественные соотношения между давлениями
в полостях М и Н, при которых было бы обеспече-
но выполнение второго условия. На гистограмме
(см. Рис. 12.5.4.2.1 2а) столбцами соответствующе-
го цвета в относительных величинах изобразим
избыточные давления в полостях М и Н (избыточ-
ное давление в масляной полости М принято рав-
ным 1 кгс/см2) на некотором режиме работы ГТД
(пусть для определенности это будет максималь-
ный режим работы двигателя). Здесь и в дальней-
шем мы будем оперировать с избыточным давле-
нием, если иное не будет оговорено особо. Со
столбцом, изображающим давление в масляной по-
лости М, свяжем шкалу перепадов Ш, на которой
отрезками зеленого и красного цвета нанесем об-
ласти, соответственно, допустимых и недопусти-
мых перепадов давления между полостями Н и М.
Отрезками желтого цвета изобразим области «рис-
ка», ограничивающие диапазон допустимых пере-
падов давления между полостями Н и М по сооб-
ражениям обеспечения запаса на компенсацию
различных факторов случайного характера, напри-
мер, «забросов» давления в полостях на перемен-
ных режимах и т.п. В данном случае столбец, изоб-
ражающий давление в воздушной полости Н на
максимальном режиме работы находится в «зеле-
ной» области шкалы перепадов Ш (т.е. в области
допустимых значений перепада давления между
полостями Н и М), что свидетельствует о соответ-
ствии параметров системы наддува требованиям
по ограничению максимального перепада давления
воздуха на лабиринтном уплотнении масляной
полости.
Давления в сообщающихся полостях Н и М
в общем случае зависят от режима работы двига-
теля, повышаясь с его увеличением и наоборот.
Соответствующим образом будет вести себя и пе-
репад давления между этими полостями. На
Рис. 12.5.4.2.1 2 б приведена гистограмма давле-
ний и перепадов на минимальном режиме работы
двигателя. Видно, что столбец, изображающий дав-
ление в воздушной полости Н, на минимальном
режиме работы также находится в «зеленой» об-
ласти шкалы перепадов Ш, что свидетельствует
о соответствии параметров системы наддува тре-
бованиям по ограничению в данном случае мини-
мального перепада давления воздуха на лабиринт-
ном уплотнении масляной полости.
Размеры областей допустимых перепадов дав-
ления между полостями Н и М зависят от типа
уплотнения. Сравнительная качественная характе-
ристика по диапазонам допустимых перепадов дав-
ления для различных типов уплотнений, которые
находят применение в конструкции опор ГТД,
представлена на Рис. 12.5.4.2.1 3. Как видно из
рисунка, торцовое уплотнение, работающее в ре-
жиме граничного трения, а также уплотнение типа
«динамический гидрозатвор», в силу заложенных
в них физических принципов работы, а также кон-
структивных особенностей, способны обеспечить
достаточную герметизацию масляной полости даже
при некотором «отрицательном» перепаде между
воздушной и масляной полостями. (Вопросы, свя-
занные с особенностями конструкции и принципа-
ми работы различных типов уплотнений достаточ-
но подробно отражены в главе 18 и специальной
литературе, например [12.5.9.11]).
12.5.4.2.2 - Типы ВС наддува и ох-
лаждения опор
Напомним, что при построении схем систем
наддува и охлаждения опор определяющими фак-
торами являются:
-	рабочее давление масловоздушной смеси
в масляной полости опоры, обусловленное кон-
струкцией маслосистемы,
-	предельно-допустимая по характеристикам
термо стабильности масла температура воздуха,
поступающего в масляные полости,
-	предельно-допустимая по характеристикам
термо стабильности масла температура омываемых
маслом поверхностей деталей опор,
-	температура воздуха или газа в полости дви-
гателя, в которой расположена опора, а также тем-
пература деталей, находящихся в непосредствен-
ной близости от опоры (дисков, валов, корпусов,
силовых элементов и т.д.),
-	давление воздуха или газа в полости двига-
теля, в которой расположена опора.
-	тип уплотнения масляной полости, обуслов-
ленный конструкцией опоры.
Существуют три основных типа схем надду-
ва и охлаждения отдельных опор ГТД:
Тип 1 - схема с наддувом уплотнений непос-
редственно из воздушной полости двигателя, в ко-
торой расположена опора (см. Рис. 12.5.4.2.2 1а).
Эта схема уже была рассмотрена выше (см.
Рис. 12.5.4.2.1 1). Схема может применяться для
неохлаждаемых «холодных» опор (т.е. для опор,
расположенных в полостях, с температурой возду-
ха ниже предельно-допустимой по условиям тер-
мостабильности масла и при отсутствии находя-
щихся в непосредственной близости от опоры
«горячих» деталей) и только при условии обеспе-
чения допустимого для принятого типа уплотне-
ния диапазона перепадов давления.
824
Глава 12 - Системы ГТД
Масляная полость
| Воздушная полость
] Область допустимого давления
в воздушной полости
Масло
Рисунок 12.5.4.2.1_3 - Диапазоны допустимых перепадов давления для различных типов уплотнений масляных полостей опор ГТД:
а) щелевое лабиринтное уплотнение; б) щелевое уплотнение с «плавающим» кольцом; в) контактное торцовое гидродинамическое
уплотнение; г) контактное торцовое уплотнение, работающее в режиме граничного трения; д) уплотнение типа «Динами ческий
гидрозатвор»; 1 - уплотнительное кольцо; 2 - пружина; Рм - давление в масляной полости опоры (Рм = 1 кгс/см2); Р - давление в воз-
душной полости.
825
826
Глава 12 - Системы ГТД
Маслмы»» иолосгъ
Воздушная полость
Полости. надлум
Дренажная полос ib
Рисунок 12.5.4.2.2_1 - Вторичные потоки и гистограммы перепадов давления на уплотнениях для различных схем построения систем наддува и охлаждения
опор ГТД:
а) схема с наддувом непосредственно из смежной воздушной полости (Тип 1); б) схема с полостью наддува (Тип 2); в) схема с полостью
наддува и дренажной полостью (Тип 3); Рм - давление в масляной полости опоры (Рм = 1 кгс/см2); Р - давление в воздушных полостях
Глава 12 - Системы ГТД
Тип 2 - схема с наддувом уплотнений из спе-
циально организованной т.н. полости наддува,
в которую подводится воздух с необходимыми для
осуществления наддува уплотнений и охлаждения
опоры параметрами (см. Рис. 12.5.4.2.2 16). Воз-
дух для этих целей отбирается от соответствую-
щей ступени компрессора. При необходимости
может производиться изменение параметров это-
го воздуха путем его дросселирования, охлажде-
ния и т.п. Находят применение также схемы управ-
ления параметрами упомянутого воздуха способом
переключения ступеней отбора. Эта схема может
применяться как для неохлаждаемых, так и для ох-
лаждаемых «горячих» опор при условии, что дав-
ление воздуха в полости двигателя, где располага-
ется опора, меньше давления в масляной полости
и в полости наддува. Давление воздуха в полости
наддува, как и первом варианте, выбирается из ус-
ловия обеспечения допустимого для принятого
типа уплотнения диапазона перепадов давления.
При этом температура и расход воздуха в полости
наддува для охлаждаемых опор определяется из
условий ограничения максимальной температуры
омываемых маслом деталей опоры, а также огра-
ничения максимальной температуры воздуха, по-
ступающего в масляную полость.
Тип 3 - схема с наддувом уплотнений из по-
лости наддува, в которую, как и в схеме второго
типа, подводится воздух с параметрами, необходи-
мыми для осуществления наддува уплотнений
и охлаждения опоры, отличающаяся тем, что меж-
ду полостью наддува и полостью двигателя, где
располагается опора находится дополнительная,
так называемая дренажная полость, в которой под-
держивается давление, меньшее, чем в первых двух
полостях (см. Рис. 12.5.4.2.2 1в). Дренажная по-
лость обычно сообщается с областями пониженно-
го давления, например, с каналом наружного кон-
тура ТРДД или с атмосферой. Эта схема может
применяться как для неохлаждаемых, так и для
охлаждаемых опор в случае, если давление воз-
духа в полости двигателя, где располагается опо-
ра, превышает давление воздуха в полости над-
дува. В авиационных ГТД эта схема применяется,
как правило, только для охлаждаемых опор.
Для повышения надежности системы надду-
ва кроме описанных выше могут находить приме-
нение также схемы, в которых между полостью
наддува и масляной полостью вводится дополни-
тельная, так называемая предмасляная полость,
предназначенная для сбора и отвода утечек масла
из масляной полости, которые могут иметь место
в экстремальных условиях работы двигателей оп-
ределенных типов. Описание этой схемы, а также
некоторые принципиальные вопросы построения
схем систем наддува уплотнений и охлаждения
опор авиационных ГТД представлены в [12.5.9.12],
а также в других работах автора упомянутого ис-
точника.
12.5.4.2.3 - Построение общей схе-
мы ВС наддува и охлаждения опор
Варианты построения общей схемы системы
наддува и охлаждения опор ГТД рассмотрим на при-
мере условного ТРДФ с параметрами в ГВТ, расчет
которых приведен в [12.5.9.13]. Наш двигатель бу-
дет выполнен по одновальной схеме с трехопорным
ротором турбокомпрессора (см. Рис. 12.5.4.2.3 1).
(Следует отметить, что конструкции ГТД с подоб-
ным расположением опор существуют реально,
например, газогенератор широко распространенно-
го морского и промышленного ГТД LM-2500.) Для
упрощения примем количество ступеней компрессо-
ра равным трем, при этом будем полагать, что вторая
ступень компрессора на нашей схеме будет обозна-
чать произвольную промежуточную ступень. Распо-
ложение опор примем следующим: опора №1 - в по-
лости перед ротором компрессора, опора №2 -
в полости между ротором компрессора и турбины, и,
наконец, опора №3 - в полости за ротором турбины.
Обозначим полости расположения этих опор соот-
ветственно П1, П2 и ПЗ. Нанесем на схеме границы
масляных полостей опор, обозначив эти полости М1,
М2 и М3 соответственно.
Примем также, что:
-	масляные полости всех опор будут сообщать-
ся между собой через общую систему суфлирования,
рабочее давление масловоздушной смеси в масляных
полостях всех опор, обусловленное конструкцией
маслосистемы, будет поддерживаться одинаковым
и равным Рм1 = Рм2 = РмЗ = 1 кгс/см2,
-	максимально-допустимая температура возду-
ха, поступающего в масляные полости опор по ус-
ловиям термостабильности масла будет ограниче-
на на уровне 250°С,
-	в качестве уплотнений масляных полостей бу-
дут применены щелевые лабиринтные уплотнения.
Для того, чтобы приступить к построению
общей схемы системы наддува и охлаждения
опор необходимо, ориентируясь на параметры
в ГВТ, расчет которых приведен в уже упоминав-
шемся источнике [12.5.9.13], а также на приня-
тую нами схему двигателя, назначить параметры
воздуха в полостях расположения опор. Назначе-
ние упомянутых параметров произведем с опре-
деленными непринципиальными для дальнейших
рассуждений допущениями:
827
Глава 12 - Системы ГТД
-	давление и температуру воздуха в полости
П1 примем приблизительно равными полным
давлению и температуре на входе в двигатель
(Р*П1 ~ 3 кгс/см2, Т*П1 ~ 200°С),
-	давление и температуру воздуха в полости
П2 (воздух из этой полости используется для ох-
лаждения диска турбины) примем с учетом запаса
на преодоление потерь в полостях охлаждения,
пусть Р*П2 =10 кгс/см2,
-	температуру воздуха в полости П2 примем
приблизительно равной температуре в ГВТ в сече-
нии за компрессором Т*П2 = 500°С,
-	давление воздуха в зоне полости ПЗ для пре-
дотвращения затекания газа из ГВТ в полость ро-
тора турбины должно быть несколько большим,
чем давление газа в сечении за турбиной; примем
Р*ПЗ = 6 кгс/см2,
-	температура воздуха в полости ПЗ будет оп-
ределяться подогревом воздуха, отбираемого от
КВД на охлаждение диска турбины; примем
Т*ПЗ = 700°С.
Примем также во внимание, что с задней сто-
роны полость ПЗ примыкает к форсажной камере
двигателя, где максимальная температура состав-
ляет 2000°С.
Принятые нами выше давления в полостях
в относительных величинах отобразим на гистог-
рамме (см. Рис. 12.5.4.2.3 1). Сопоставив давле-
ния в масляных полостях и в соответствующих воз-
душных полостях двигателя, мы увидим, что
наддув уплотнений воздухом, поступающим не-
посредственно из полости расположения опоры П1,
возможен только для опоры № 1. При этом, однако,
надо иметь ввиду, что на низких режимах работы
двигателя давление в полости П1 может оказаться
меньшим, чем давление в масляной полости Ml и,
следовательно, недостаточным для обеспечения
наддува лабиринтного уплотнения. Наддув уплот-
нений опор №2 и №3 воздухом из полостей П2 и ПЗ
расположения опор не приемлем по причине не-
допустимо высоких для лабиринтных уплотнений
перепадов давления (см. Рис. 12.5.4.2.3 1). Воздух
в полостях П2 и ПЗ имеет также и недопустимо вы-
сокую для обеспечения наддува температуру. Кро-
ме этого, опоры №2 и №3 расположены в горячих
зонах двигателя и, следовательно, нуждаются в той
или иной степени интенсивном охлаждении. При-
няв во внимание изложенное, а также рассмотрен-
ные выше подходы к выбору схем наддува и ох-
лаждения отдельных опор, выберем наиболее
В систему
суфлщ ования
it
5
1
С.5
Опора№1 Опора№2	Г)пора№3
Воздушные полости
Масляные полости
Сткач И1 аеьк-е масло
Рисунок 12.5.4.2.31 - Схема расположения опор и давления в полостях условного ТРДФ
Рм - давление в масляной полости опоры (Рм = 1 кгс/см2);
Р - давление в воздушных полостях
828
Глава 12 - Системы ГТД
приемлемую схему наддува и охлаждения для
каждой опоры нашего двигателя. Очевидно, что
для «холодной» опоры № 1 (с учетом возможного
разрежения на входе в двигатель и соответствен-
но в полости П1 на низких режимах работы)
наиболее подходящей будет схема типа 2 (см.
Рис. 12.5.4.2.2 16). Для «горячих» и, следователь-
но, нуждающихся в охлаждении опор №2 и №3,
очевидно, будет необходимо выбрать схему типа 3
(см. Рис. 12.5.4.2.2 1в).
Воздух в полости наддува опор подведем из-
за первой ступени компрессора, где параметры
в ГВТ (при Р*(Л ~ 1,2) будут близки к требуемым
для обеспечения наддува охлаждения при задан-
ных рабочем давлении в масляных полостях и ти-
пе уплотнений опор. При необходимости можно
будет предпринять снижение давления этого воз-
духа путем дросселирования в жиклере Ж. Дренаж-
ные полости опор №2 и №3 сообщим с атмосфе-
рой и на этом будем считать построение системы
наддува и охлаждения опор нашего двигателя за-
вершенным (см. Рис. 12.5.4.2.3 2).
Примечание: Полость наддува и дренажная по-
лость опоры №3, изображенные на Рис. 12.5.4.2.3 2,
имеют большие размеры в сечении, чем соответ-
ствующие полости опоры №2. Это связано с необ-
ходимостью пропуска большего расхода воздуха по
указанным полостям опоры №3 для отвода очевид-
но существенно больших, чем у опоры №2 вне-
шних тепловых потоков.
Отличительной чертой построенной нами си-
стемы является то, что давление в полостях над-
дува всех опор поддерживается примерно на оди-
наковом и при этом на относительно низком
уровне.
Условно подобные системы можно отнести
к системам наддува и охлаждения опор, выполнен-
ным по схеме с низким давлением в полостях над-
дува. Вариант общего построения системы наддува
и охлаждения опор авиационного ТРДД выполнен-
ной по схеме с низким давлением в буферных по-
лостях опор приведен на Рис. 12.5.4.2.3 3.
В атмосферу
; |	|	| Масляные полости
Воздушные полости | Откачиваемое масло
□
| | Полости наддува	| Лабиринтное уплотнение
I I Дренажные полости	Ж-жиклер
Рисунок 12.5.4.2.3 2 - Система наддува и охлаждения опор условного ТРДФ с низким давлением в полостях
наддува
Рм - давление в масляной полости опоры (Рм = 1 кгс/см2); Р - давление в воздушных по-
лостях
829
830
Лабиринтное уплотнение
Воздушные полости
Масляные полости
Откачиваемое масло
Полости наддува
Воздух с парами масла
Устройство для суфлирования
масляных полостей
Глава 12 - Системы ГТД

 Дренажные полости
Рисунок 12.5.4.2.3_3 - Система наддува и охлаждения опор ТРДД с низким давлением в полостях наддува
(Рисунок выполнен с использованием рекламных материалов компании «cfm international».)
Глава 12 - Системы ГТД
3
Воздух от подпорных ступеней
J Воздух в системе охлаждения ТВД
Масляные полости
Дренаж воздуха из системы наддува/охлаждения
Рисунок 12.5.4.2.3_4 - Система наддува и охлаждения опор ТРДДПС-90А
1 - полость отбора; 2- канал; 3- межвальная полость; 4- дренажная полость; 5- линия охлаждения ТНД.
Глава 12 - Системы ГТД
В вышеприведенной системе наддув лабирин-
тных уплотнений как передней, так и задней мас-
ляных полостей осуществляется воздухом, отби-
раемым из-за КНД. Дренажные полости задней
опоры сообщаются с ГВТ в сечении за ТНД, а так-
же с областью низкого давления за срезом сопла.
Суфлирование обеих масляных полостей осуще-
ствляется через полость вала ротора низкого дав-
ления на срез сопла.
Типичным представителем систем, выполнен-
ных по схеме с низким давлением в буферных по-
лостях, является также система наддува уплотне-
ний и охлаждения опор авиационного ТРДД
ПС-90А (см. Рис. 12.5.4.2.3 4).
Для наддува уплотнений и охлаждения опор
используется воздух, отбираемый из ГВТ в сече-
нии за КНД двигателя. Наддув уплотнений всех
опор за исключением опор шарикоподшипника
КВД, роликоподшипника ТВД и переднего уплот-
нения роликоподшипника ТНД осуществляется по
схеме типа 2 (см. Рис. 12.5.4.2.2 16), наддув опор
шарикоподшипника КВД и роликоподшипника
ТВД - по схеме типа 3 (см. Рис. 12.5.4.2.2 1в), при
этом:
-	воздух для наддува уплотнений опор шари-
коподшипника вентилятора, шарикоподшипника
КВД, роликоподшипника ТВД и роликоподшипни-
ка ТНД подводится из полости отбора 1 раздели-
тельного корпуса,
-	воздух для наддува уплотнения опоры роли-
коподшипника КВД подводится непосредственно
из ГВТ по каналу 2 в разделительном корпусе,
-	воздух для наддува уплотнений опоры роли-
коподшипника ТНД подводится из системы охлаж-
дения ТНД, при этом наддув переднего уплотнения
осуществляется по типу 1 (см. Рис. 12.5.4.2.2 1а).
-	воздух для наддува уплотнения опоры роли-
коподшипника вентилятора (межвального уплот-
нения) подводится из межвальной полости 3.
Общая дренажная полость 4 опор шарикопод-
шипника КВД и роликоподшипника ТВД сообща-
ется с каналом наружного контура двигателя.
Основным преимуществом систем наддува
и охлаждения опор, выполненным по схеме с низ-
ким давлением в полостях наддува, является их от-
носительная простота и высокая надежность. К их
недостаткам можно отнести повышенные потери
вторичного воздуха, связанные с утечками в дре-
нажную полость, особенно из смежных полостей
с высоким давлением, а также довольно значитель-
ные внешние габариты опор. По упомянутым при-
чинам, подобные системы в настоящее время на-
ходят наибольшее применение на двигателях,
имеющих компоновку с расположением задних
опор ротора высокого давления в полостях с уме-
ренным давлением, как, например, уже рассмотрен-
ная выше система наддува опор двигателя с меж-
роторной опорой (см. Рис. 12.5.4.2.3 3) и т.п.
Недостатков, присущих системам, выполнен-
ным по схеме с низким давлением в полостях над-
дува, в значительной степени лишены системы, вы-
полненные по схеме, исключающей необходимость
введения в конструкцию опор дренажных полос-
тей.
Попытаемся так изменить схему системы над-
дува и охлаждения опор нашего условного двигате-
ля, чтобы исключить дренажную полость, например,
у опоры №2 (т.е. организовать наддув уплотнений
этой опоры по типу 2) (см. Рис. 12.5.4.2.2 1 б). Для
осуществления нашего намерения нам, как мини-
мум, будет необходимо:
1. Подвести в полость наддува воздух с дав-
лением, большим, чем давление в полости П2
(Р*П2 =10 кгс?см2). В нашем случае - большим
10 кгс/см2, и с температурой, не превышающей
предельно-допустимую по условиям термоста-
бильности масла (т.е. не более 250°С).
2. Обеспечить заданный уровень давления
в масляной полости (Рм2 = 1 кгс/см2) при значи-
тельно повышенном по сравнению с исходным ва-
риантом давлении воздуха в полости наддува. Что-
бы выполнить первое требование, подведем
в полость наддува воздух из ГВТ, отобрав его в се-
чении за компрессором (Рк* ~ 12 кгс/см2). Охлаж-
дение этого воздуха до требуемой температуры
выполним в воздухо-воздушном теплообменнике
(ВВТ), где в качестве охлаждающего воздуха ис-
пользуем, например, воздух, поступающий с набе-
гающим потоком. Для выполнения второго требо-
вания нам, скорее всего, придется отказаться от
лабиринтных уплотнений и применить наиболее
подходящие для этих условий контактные торцо-
вые уплотнения, работающие в режиме гранично-
го трения [12.5.9.11]. «Новая» система наддува
и охлаждения опор нашего двигателя изображена
на Рис. 12.5.4.2.3 5.
Подобные системы условно можно отнести
к системам наддува и охлаждения опор, выпол-
ненным по схеме с разным (или дифференцирован-
ным) давлением в полостях наддува. Вариант об-
щего построения системы наддува и охлаждения
опор авиационного ТРДД, выполненной по схеме
с дифференцированным давлением в полостях над-
дува, приведен на Рис. 12.5.4.2.3 6.
В этой системе наддув уплотнений передней
и задней масляных полостей осуществляется воз-
духом, отбираемым из-за КНД. Наддув межваль-
ного уплотнения осуществляется воздухом, отби-
832
Глава 12 - Системы ГТД
В атмосферу
В систему
суфлирования
Откачиваемое масло
Воздушные полости
Лабиринтное уплотнение
Полости наддува
пшч
Дренажная полость
ВВТ
Масляная г олость
Контактное торцовое
уплотнение
Рисунок 12.5.4.2.3 5 - Система наддува и охлаждения опор условного ТРДФ с дифференцированным давле-
нием в полостях наддува:
Рм - давление в масляной полости опоры (Рм = 1 кгс/см1)-, Р - давление в воздушных по-
лостях
833
Глава 12 - Системы ГТД
□□□□ I
Бездушные полости
Масляные полости
Откачиваемое масло
Полость няд/(\ ва
гПШЧ
Лабиринтное уплотнение
Контактное торцовое
уплотнение
ВВГ
Рисунок 12.5.4.2.3_6 - Система наддува и охлаждения опор ТРДД с дифференцированным давлением в полостях наддува (Рисунок выполнен с использованием
рекламных материалов фирмы «Pratt & Whitney»)
Глава 12 - Системы ГТД
раемым из-за средней ступени КВД через специ-
альный канал, выполненный в роторе. Наддув уп-
лотнений средней масляной полости осуществляет-
ся воздухом, отбираемым из-за КВД и охлаждаемым
в ВВТ, продувка которого осуществляется возду-
хом наружного контура. Преимуществами систем
наддува и охлаждения опор, выполненным по схе-
ме с дифференцированным давлением в полостях
наддува, являются высокая эффективность исполь-
зования вторичного воздуха, относительная просто-
та конструкции опор и существенно меньшие, чем
в схемах с низким давлением внешние габариты
охлаждаемых опор (особенно расположенных в по-
лостях с высоким давлением окружающей среды).
К их недостаткам можно отнести более высокую
стоимость и повышенные требования к качеству
изготовления и сборки узлов контактных уплот-
нений, повышенные потери в канале наружного
контура, связанные с установкой ВВТ. Несмот-
ря на отмеченные недостатки, подобные систе-
мы в силу высокой эффективности использова-
ния вторичного воздуха находят применение на
ряде эксплуатируемых и вновь разрабатываемых
двигателей, имеющих компоновку с расположе-
нием задних опор ротора высокого давления в по-
лостях с относительно высоким давлением окру-
жающего опору воздуха, например, в зоне камеры
сгорания перед ротором ТВД.
Уменьшение перепада давления на уплотнени-
ях масляных полостей этих опор (с целью увеличе-
ния ресурса контактных торцовых уплотнений или
применения более надежных бесконтактных уплот-
нений) может быть достигнуто за счет регулирова-
ния давления в масляной полости опоры в зависи-
мости от режима работы двигателя. При этом,
однако, происходит соответствующее усложнение
конструкции масляной системы [12.5.9.12].
12.5.4.3 - Противообледенительная
система (ПОС)
ПОС ГТД рассмотрим на примере ВС обогре-
ва воздухозаборника, кока и приемников темпера-
туры и давления на входе в двигатель с целью за-
щиты их от обледенения ТРДД ПС-90А (см.
Рис. 12.5.4.3 1).
Воздух, предназначенный для обогрева упо-
мянутых элементов конструкции отбирается в за-
висимости от режима работы двигателя от 6-й или
13-й ступеней КВД. Переключение ступеней отбо-
ра в зависимости от частоты вращения ротора КВД
осуществляется распределительным устройством 1
Воздух от 6 -й ст. КВД
Воздух от 13-й ст. КВД
Рисунок 12.5.4.31 - Система отбора воздуха на ПОС воздухозаборника, кока, приемников температуры
и давления на входе в двигатель, а также на эжекторы систем ТРДД ПС-90А. (Отбор
воздуха на режимах при п2фИЗ> 10000 об/мин)
1 - распределительное устройство; 2 - регулирующее устройство; 3 - заслонка
835
Глава 12 - Системы ГТД
по командам САУ двигателя. (Описание и работа аг-
регатов, предназначенных для регулирования воз-
душных потоков, рассматриваются в разделе 12.5.7).
Необходимый уровень давления в системе
поддерживается автоматическим регулирующим
устройством 2. Включение подачи воздуха на обо-
грев в условиях возможного обледенения осуще-
ствляется заслонкой 3 по команде бортовой систе-
мы управления самолета.
12.5.4.4 - Система кондиционирова-
ния воздуха
Система кондиционирования воздуха на авиа-
ционных ГТД представлена, как правило, своим
начальным участком, в функции которого входит
отбор и в ряде случаев (как, например, на рассмат-
риваемом ниже примере ТРДД ПС-90А) регулиро-
вание расхода и температуры отбираемого возду-
ха. Начальный участок СКВ по этой причине
иногда носит название «Система предварительно-
го охлаждения воздуха- СПОВ». Схема системы от-
бора воздуха от компрессора ТРДД ПС-90А на СКВ
самолетов ТУ-204 и ИЛ-96-300 приведена на
Рис. 12.5.4.4 1. Отбор воздуха в систему осуществ-
ляется от 7 ступени КВД (на самолете ТУ-204 на
низких режимах работы двигателя этот отбор про-
изводится от 13 ступени КВД, что обусловлено
спецификой СКВ двухдвигательного самолета).
Регулирование расхода воздуха, отбираемого
в СКВ, производится запорно-регулирующими ус-
тройствами по командам бортовой системы управ-
ления самолетов. Далее воздух, поступающий
в СКВ охлаждается в установленном на корпусе
двигателя ВВТ и далее по трубопроводу поступа-
ет непосредственно в систему самолета. Охлажде-
ние воздуха в ВВТ осуществляется за счет продув-
ки последнего воздухом, отбираемым из наружного
контура двигателя.
Из трубопровода отбора от 7 ст. в СКВ также
производится отбор воздуха на наддув бака гидро-
системы самолета ИЛ-96-300.
В хэдух st7 й ст КВД
В^чдух от 13-й ст КВД
Рисунок 12.5.4.41 - Система отбора воздуха от ТРДД ПС-90А на СКВ самолетов
а) Ту-204; б) Ил-96-300; в) Ту-204 на низких режимах работы двигателя;
1 - ВВТ; 2 - запорно-регулирующее устройство (ЗРУ); 3 - запорное устройство (ЗУ);
4 - обратный клапан
836
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.5.4.5_1 - Система отбора воздуха на САУРЗ КВД и турбины ТРДДПС-90А (Отбор на крейсерском режиме)
1- линия охлаждения корпуса КВД; 2,3- линии охлаждения корпусов турбины; 4- заслонка
837
Глава 12 - Системы ГТД
12.5.4.5 - Система активного управ-
ления зазорами
12.5.4.7 - Системы внешнего обо-
грева ГТД
Схема системы активного управления радиаль-
ными зазорами (САУРЗ) КВД и турбины приведе-
на на Рис. 12.5.4.5 1. Подача воздуха на охлажде-
ние корпусов КВД и турбины на соответствующих
режимах работы двигателя осуществляется по трем
линиям: линия 1 предназначена для охлаждения
корпусов КВД, линии 2 и 3 соответственно для
охлаждения корпусов турбины. Линия 3 обеспе-
чивает дополнительное охлаждение корпусов тур-
бины на крейсерском режиме, на всех остальных
режимах подача воздуха по этой линии не произ-
водится.
Включение подачи воздуха на охлаждение
корпусов КВД и турбины осуществляется заслон-
ками 4 по командам САУ двигателя.
12.5.4.6 - Системы внешнего охлаж-
дения ГТД
Системы внешнего охлаждения ГТД, как и сле-
дует из их определения, предназначены для охлаж-
дения ГТД, работающих в замкнутом пространстве,
например, в отсеках ГПА, ГТЭС или машинных
отделений кораблей (см. Рис. 16.5 3), где по усло-
виям объекта применения эти ГТД должны быть
помещены в шумотеплоизолирующие кожухи.
Кроме этого, системы внешнего охлаждения обес-
печивают вентиляцию пространства под упомяну-
тыми кожухами с целью предотвращения скопле-
ния в нем паров масла, топлива и т.п.
Охлаждение ГТД в отсеке осуществляется
воздухом, который поступает из окружающей
среды, омывает горячие поверхности корпусов
двигателя и отводится за пределы отсека (см.
Рис. 16.5 1). Продувка внутреннего пространства
кожухов осуществляется за счет вентиляторов,
которые могут устанавливаться как на входных,
так и на выходных воздуховодах, обеспечивая
внутри кожуха избыточное давление или разре-
жение.
В некоторых случаях продувка кожухов может
также осуществляться за счет эжекции воздуха
струей выхлопных газов двигателя. При проекти-
ровании систем внешнего охлаждения ГТД необ-
ходимо обращать особое внимание на обеспечение
равномерного обдува горячих корпусов во избежа-
ние возникновения недопустимых температурных
деформаций последних.
При низких температурах окружающего воз-
духа -15...-20°С и ниже перед запуском «холодно-
го» двигателя выполняют его обогрев теплым воз-
духом с целью повышения температуры масла. Это
необходимо для обеспечения нормальных условий
работы подшипников (исключение проскальзыва-
ния тел качения). Одновременно с маслом подогре-
вается топливо, что улучшает его пусковые свой-
ства. В основном для подогрева используют
передвижные аэродромные подогреватели, от ко-
торых теплый воздух с температурой 85...90°С по
рукавам подается в газовоздушный тракт и в мо-
тогондолу двигателя. Двигатель считается прогре-
тым, если температура масла после холодной про-
крутки составляет 5...10°С. Продолжительность
обогрева зависит от температуры окружающего
воздуха и скорости ветра и может составлять от
15...20 минут до 1,5...2 часов.
Для уменьшения трудоемкости работ по обо-
греву двигателя и времени на их выполнение, а так-
же для повышения мобильности самолета на дви-
гатели могут устанавливаться автономные системы
воздушного обогрева. Одна из применяемых схем
представлена на Рис. 12.5.4.7 1.
|	2 Теплый воздух
Холодный воздух Горячий воздух
Рисунок 12.5.4.71 - Схема системы обогрева
1 - коробка приводов; 2 - воз-
душный стартер; 3 - эжек-
тор; 4 и 7- трубопроводы;
5 - электропроводка; б - элек-
тромагнитный клапан;
8 - магистраль подвода воздуха
к стартеру
838
Глава 12 - Системы ГТД
Система обеспечивает обогрев агрегатов и тру-
бопроводов в мотогондоле двигателя. В состав си-
стемы входит эжектор 3, электромагнитный кла-
пан 6, трубопроводы 4 и 7 и электропроводка 5. Для
введения системы в действие производится запуск
ВСУ и открывается электромагнитный клапан 6.
Горячий воздух, отбираемый от ВСУ, по магистра-
ли 8 питания воздушного стартера 2 и трубопрово-
дам 4 и 7 поступает к активному соплу эжектора 3.
Эжектор подсасывает «холодный» воздух из мото-
гондолы, подогревает его, смешивая с «горячим»
воздухом, и уже «теплый» воздух возвращает в мо-
тогондолу. Обтекая коробку приводов 1, маслобак,
масляные и топливные агрегаты и трубопроводы,
теплый воздух обеспечивает повышение темпера-
туры масла и топлива. По завершению обогрева
электромагнитный клапан закрывается. Для вырав-
нивания температуры масла в масляной системе
выполняется холодная прокрутка двигателя.
12.5.5 - Подготовка воздуха для ВС
ГТД
В зависимости от места откуда берется и ку-
да подаётся вторичный воздух параметры его по
давлению, температуре, «загрязненности» могут
не удовлетворять требованию надёжной работы.
В этом случае может потребоваться предваритель-
ная «подготовка» воздуха. Подготовка по давлению
может производиться только в одну сторону - на
уменьшение. Осуществляется это дросселировани-
ем потока жиклёром или регулирующим устрой-
ством (клапаном, заслонкой и т.п.).
Более сложным по выполнению требованием
к ВС наддува и охлаждения опор является требо-
вание по ограничению концентрации и размеров
твердых абразивных частиц в воздухе, поступаю-
щем на наддув уплотнений масляных полостей.
Это требование связано с необходимостью предот-
вращения возможного повреждения рабочих повер-
хностей подшипников упомянутыми абразивными
частицами, причем наибольшую опасность для
подшипников представляют частицы с размерами
10... 15 мкм и более.
Основными источником упомянутых твердых
частиц является запыленный атмосферный воздух.
Абразивные частицы могут также содержаться
и в продуктах износа прирабатываемых покрытий
корпусов компрессоров.
Наиболее эффективным способом обеспече-
ния чистоты воздуха, поступающего на наддув уп-
лотнений масляных полостей опор, является ис-
пользование эффекта инерционной сепарации
[12.5.9.14], что достигается соответствующим вы-
бором места расположения и конструктивного ис-
полнения мест отбора, а именно:
-	каналы для отбора воздуха должны распола-
гаться возможно ближе к втулочным сечениям ГВТ
(весьма эффективным в этом смысле представля-
ется отбор через каналы в роторе КВД),
-	отверстия для отбора воздуха на деталях ста-
тора, по возможности, должны быть расположены
в «тени» крутых изгибов внутренней поверхности
ГВТ или защищены установленными спереди от
них по потоку специальными экранами.
Кроме этого, весьма эффективным мероприя-
тием по обеспечению чистоты воздуха может ока-
заться специально организованный перепуск наи-
более «запыленного» слоя воздуха с периферии
проточной части в сечении за КНД в канал наруж-
ного контура (например, по типу ТРДД PW-4084)
[12.5.9.15].
Для очистки воздуха от механических частиц
могут также применяться т. и. инерционные воз-
духоочистители, принцип действия которых осно-
ван на использовании эффекта инерционной сепа-
рации твердых частиц [12.5.9.16]. Инерционные
воздухоочистители подразделяются на инерцион-
ные воздухоочистители конфузорного (баллисти-
ческого), жалюзийного и циклонного типов
[12.5.9.17]. В воздухоочистителях конфузорного
(баллистического) и жалюзийного типа сепарация
частиц происходит в осесимметричном или плос-
ком потоке. В воздухоочистителях циклонного
типа - в спирально-закрученном потоке воздуха.
Применение в системах наддува опор ГТД всевоз-
можных фильтров является крайне нежелательным
ввиду их высокого гидравлического сопротивле-
ния, а также существующей опасности загрязнения
или обмерзания фильтрующих элементов.
Подготовка ВП по температуре заключается,
как правило, в охлаждении воздуха в теплообмен-
ных устройствах. В качестве теплообменных уст-
ройств чаще всего применяются ВВТ. Охлаждаю-
щим воздухом служит воздух наружного контура
двигателя (для ТРДД), для промышленных ГТД
может использоваться воздух от первых ступеней
компрессора или забираемый из атмосферы. В пос-
леднем случае продувка теплообменника охлажда-
ющим воздухом осуществляется при помощи вен-
тиляторов с электроприводом. ВВТ такого типа
получили название «Аппарат воздушного охлаж-
дения» (АВО) (см. Рис. 12.5.5 1). ВВТ, применяе-
мые в воздушных системах ГТД, по конструкции
делятся в основном на два типа: трубчатые и плас-
тинчатые. (Подробнее о конструкции и работе теп-
лообменников см., например, в [12.5.9.5]). Трубча-
тые ВВТ, чаще всего применяются при более
839
Глава 12 - Системы ГТД
ДВО-РОГП
Рисунок 12.5.5_1 - Аппарат воздушного охлаждения (АВО) разработки Научно-производственного центра
«Анод», Россия
высоких, а пластинчатые ВВТ - при более низких
(порядка 300°С и менее) значениях температурных
напоров. Пример конструктивного исполнения
авиационного пластинчатого ВВТ представлен на
Рис. 12.5.5 2.
Воздухо-воздушные теплообменники для ГТД
разрабатываются и поставляются, как правило,
фирмами, специализирующимися на такого рода
продукции. Среди них можно выделить:
-Научно- производственное объединение
«Наука», Россия.
-	Производственно- конструкторское объеди-
нение «Теплообменник», Россия.
-Научно- производственный центр «Анод»,
Россия.
-	«HS Marston Aerospase Limited», Великоб-
ритания.
-	«Serck Aviation», Великобритания.
Рисунок 12.5.5_2 - Пластинчатый ВВТ. (Из рек-
ламных материалов производ-
ственно- конструкторского
объединения «Теплообменник»,
Россия)
840
Глава 12 - Системы ГТД
12.5.6 - Особенности ВС наземных
ГТУ
Воздушные системы наземных газотурбин-
ных установок, созданных на базе авиационных
ГТД, могут иметь отличия в конфигурации и па-
раметрах некоторых локальных воздушных систем,
обусловленных как особенностями конструкции
ГТУ, так и особенностями конкретного объекта
применения, например: измененную систему от-
бора воздуха на нужды объекта применения, до-
полнительную систему охлаждения силовой тур-
бины, дополнительную систему перепуска газа за
турбиной газогенератора двигателей с целью об-
легчения их запуска и т.д. Одним из важнейших
требований, предъявляемых к наземным ГТУ, яв-
ляется требование по сохранению работоспособ-
ного состояния последних после т.н. аварийных
остановов (АО), которые происходят по причинам,
не связанным с отказами двигателя. При возник-
новении аварийных ситуаций в системах объекта
применения (ГТЭС, ГПА и т.п.) АО ГТУ может
выполняться практически с любого режима рабо-
ты двигателя, включая максимальный.
В этом случае, вследствие прекращения рабо-
ты системы охлаждения двигателя, может возник-
нуть значительный перегрев деталей опор, особен-
но «горячих» опор турбин [12.5.9.8]. Это, в свою
очередь, может привести к развитию процесса ин-
тенсивного отложения продуктов термического
разложения масла на внутренних поверхностях
масляных полостей опор, а также в каналах и жик-
лерах подвода масла к подшипникам, вплоть до их
полного «перекрытия».
Для предотвращения этого явления в системах
наддува и охлаждения опор некоторых наземных
ГТУ предусмотрена возможность их охлаждения
непосредственно после АО воздухом, который на-
чинает подаваться от внешнего автономного источ-
ника в полости наддува или непосредственно в мас-
ляные полости [12.5.9.18]. Охлаждение опор от
внешнего автономного источника может произво-
диться также и после нормального останова ГТУ.
12.5.7 - Агрегаты ВС
В воздушных системах двигателей для регу-
лирования подачи воздуха применяются перекры-
вающие устройства в виде заслонок и клапанов.
Заслонка - это агрегат, в котором перекрытие воз-
душного канала происходит при повороте запор-
ного элемента. В клапане канал перекрывается за
счёт поступательного движения запорного элемен-
та (см. Рис. 12.5.7 1).
Срабатывание заслонок и клапанов происхо-
дит автоматически или по специальной команде.
В первом случае источником энергии (усилия) для
перемещения запорного элемента является давле-
ние подаваемого воздуха; во втором - для этого
чаще всего используется внешнее усилие, созда-
ваемое приводом. Агрегаты с приводом наиболее
распространены в воздушных системах.
По типу привода запорного элемента заслон-
ки и клапаны можно подразделить:
-	на электроприводные, имеющие привод от
электродвигателя (электромеханические заслонки)
или от электромагнита (электромагнитные клапаны);
-	на пневмоприводные, имеющие привод от
пневмоцилиндра;
-	на гидроприводные, имеющие привод от гид-
роцилиндра.
Выбор в пользу заслонки или клапана, нали-
чия привода и его типа зависит от большого числа
факторов: параметров воздуха в магистрали; усло-
вий размещения агрегата (величина окружающей
температуры, допускаемые габариты, уровень виб-
раций и т.д.); требований по пропускной способ-
ности и герметичности, алгоритму управления,
времени срабатывания, надежности, эксплуатаци-
онной технологичности, массе.
На двигателях заслонки и клапаны устанавли-
ваются в магистралях с диаметром проходного се-
чения от 2 до 150 мм и более при давлении возду-
ха до 40 кгс/см2 и температуре до 650°С. При этом
температура окружающей среды может повышать-
ся до 350...400°С.
При диаметре магистралей менее 30...40 мм
обычно применяют только клапанные перекрыва-
ющие устройства (из-за конструктивной сложнос-
ти реализации заслонок малых размеров), а при
больших диаметрах используют как клапаны, так
и заслонки.
В заслонках, по сравнению с клапанами,
можно получить меньшие потери давления при
одинаковом проходном сечении, однако клапан-
ные устройства могут быть выполнены более гер-
метичными.
В магистралях с относительно большими раз-
мерами проходного сечения и невысокими пара-
метрами подаваемого воздуха могут устанавли-
ваться заслонки жалюзийного типа, в которых
имеется несколько параллельно расположенных
запорных элементов. Такое решение позволяет
уменьшить габаритные размеры агрегата.
Бесприводные (автоматические) воздушные
клапаны имеют малые массу, габариты и наиболее
просты по конструкции. Они могут надежно рабо-
тать при высоких температурах подаваемого воз-
841
Глава 12 - Системы ГТД
Отвод
воздуха
Г
Заслонка открыта
Подвод
воздуха
Отвод
воздуха
Подвод
воздуха
Подвод
воздуха
Клапан открыт
Клапан закрыт
б
Рисунок 12.5.71 - Схемы перекрывающих устройств
а - заслонка; б - клапан;
1 - корпус; 2 - запорный элемент
духа и окружающей среды. Примерно такими же
качествами обладают пневмоприводные агрегаты.
Агрегаты с гидроприводом незначительно проигры-
вают по массе и габаритным размерам, но допуска-
емая температура эксплуатации у них ниже из-за
возможности коксования рабочей жидкости в поло-
стях гидроцилиндра и опасности термического по-
вреждения резиновых уплотнительных колец. Элек-
троприводные агрегаты имеют наибольшую массу
и более жёсткие температурные ограничения. Вме-
сте с тем, они не нуждаются в дополнительных ко-
мандных узлах и трубопроводах для обеспечения
подвода и отвода рабочей жидкости или воздуха
в гидро- или пневмоцилиндры агрегатов.
Перечисленные качества дают только общее
представление о преимуществах и недостатках
заслонок и клапанов. Конкретные конструкции
агрегатов могут иметь заметные отличия в свой-
ствах. Особенно это касается таких свойств и ха-
рактеристик, как надежность, эксплуатационная
технологичность, масса. Если обратиться к сов-
ременным двигателям, то наиболее широко в воз-
душных системах применяются гидро- и пнев-
моприводные заслонки и клапаны; бесприводные
и электроприводные агрегаты устанавливаются
реже.
Для изготовления деталей заслонок и клапа-
нов в зависимости от рабочих температур приме-
842
Глава 12 - Системы ГТД
Подвод
воздуха
Рисунок 12.5.7_2 - Электромеханическая заслонка
(открытое положение)
1 - электропривод; 2 - корпус;
3 - вал; 4 - запорный элемент;
5 - кольцо уплотнительное ме-
таллическое
няются легированные стали, сплавы на никелевой
основе и титановые сплавы.
Примеры конструктивного исполнения засло-
нок и клапанов приведены на Рис. 12.5.7 2,
12.5.7 3, 12.5.7 4, 12.5.7 5.
На Рис. 12.5.7 2 показана электромеханичес-
кая заслонка, содержащая электропривод 1 (элект-
родвигатель и редуктор), установленный на корпус
2. В цилиндрическом канале корпуса на валу 3 раз-
мещен запорный элемент (собственно заслонка) 4.
Соединение вала 3 с запорным элементом и валом
электропривода выполнено с помощью шлиц. За-
порный элемент имеет круглую форму и канавку
по периметру, в которой установлено металличес-
кое уплотнительное кольцо 5 для уменьшения пе-
ретечек воздуха через закрытую заслонку. Наклон
оси вала позволяет расположить его верхнюю опо-
ру в области более низкого давления (при закры-
той заслонке) и тем самым уменьшить возможные
утечки воздуха в окружающую среду. Для откры-
тия или закрытия заслонки подается электропита-
ние на электродвигатель, который через редуктор
поворачивает запорный элемент на ~ 90°. В конце
Рисунок 12.5.7_3 - Гидроприводная заслонка
(открытое положение)
1 - тяга; 2 - гидроцилиндр;
3 - поршень; 4 - вал; 5 - запор-
ный элемент; 6 - корпус
поворота происходит замыкание контактов встро-
енных в электропривод микровыключателей и вы-
дается электрический сигнал об открытии или зак-
рытии заслонки.
На Рис. 12.5.7 3 представлена гидропривод-
ная заслонка, в состав которой входит двусторон-
ний гидроцилиндр 2 с поршнем 3, корпус 6, запор-
ный элемент (заслонка) 5 и вал 4. Заслонка имеет
круглую форму, установлена с минимальными за-
зорами в цилиндрическом канале корпуса и закреп-
лена на валу 4 с помощью штифтов. На верхнем
конце вала выполнен рычаг, который через тягу 1
соединен с поршнем гидроцилиндра. Открытие
или закрытие заслонки обеспечивается подачей
топлива с высоким давлением в одну из полостей
гидроцилиндра при одновременном сообщении
другой полости с линией низкого давления. При
этом происходит перемещение поршня в сторону
полости с низким давлением и поворот запорного
элемента на ~ 90°.
Гидроприводные заслонки, как и электри-
ческие, могут быть выполнены с наклоном вала
и с уплотнением запорного элемента, а также
иметь электрическую сигнализацию открытого
и (или) закрытого положений. В некоторых заслон-
ках запорные элементы, устанавливаемые в цилин-
дрический канал, имеют эллиптическую форму
и изготавливаются за одно целое с валом. Для
обеспечения сборки таких заслонок корпус выпол-
няется разъемным. Вместо двусторонних могут
применяться односторонние цилиндры с пружи-
843
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.5.7_4 - Пневмоприводной клапан
(открытое положение)
1 - пнеемоцилиндр; 2 - пор-
шень; 3 - кольцо направляющее
графитовое; 4 - кольцо уплот-
нительное графитовое; 5 - пру-
жина; 6 - корпус; 7 — тарелка
ной, возвращающей поршень в исходное положе-
ние. Для снижения трения при повороте вала в зас-
лонках могут использоваться подшипники качения
игольчатого или шарикового типа. Пневмопривод-
ные заслонки в целом не отличаются от гидропри-
водных, за исключением того, что вместо гидро-
цилиндра устанавливается пневмоцилиндр.
На Рис. 12.5.7 4 изображён пневмоприводной
клапан, который состоит из пневмоцилиндра 1 од-
ностороннего действия с поршнем 2 и пружиной 5,
корпуса 6 и запорного элемента 7 в виде тарелки,
шток который соединён с поршнем. Уплотнение пор-
шня выполнено с помощью графитового кольца 4;
второе графитовое кольцо 3 используется как на-
правляющее. Под действием пружины клапан нахо-
дится в нормально открытом (верхнем) положении.
Пружинная (штоковая) полость пневмоцилиндра со-
общается с окружающей средой. Для открытия кла-
пана в поршневую полость подается силовой воз-
дух, под давлением которого поршень перемещается
вниз до упора тарелки в седло на корпусе. При страв-
ливании воздуха из пневмоцилиндра пружина пе-
ремещает запорный элемент в верхнее (открытое)
положение. Открытию клапана может также способ-
ствовать давление воздуха в магистрали, действую-
щее на тарелку снизу.
Воздушный автоматический клапан представ-
лен на Рис. 12.5.7 5. Клапан состоит из крышки 8,
выполненной за одно целое с радиальной опорой
7, корпуса 4, запорного элемента 3 и пружины 2.
Пружинная полость клапана сообщена с окружа-
ющей средой. Уплотнение между запорным элемен-
том и радиальной опорой выполнено с помощью
упругих металлических колец 5 и 6. Пружина обес-
печивает открытое (левое) положение клапана, при
котором запорный элемент упирается в торцевую
опору 1 на корпусе. При подаче воздуха через кла-
пан, когда перепад давления на запорном элементе
достигает определённого значения, происходит
сжатие пружины и перемещение запорного элемен-
та вправо до упора в седло на крышке - клапан зак-
рывается. При снижении давления в полости кла-
пана, когда перепад давления воздуха на запорном
элементе упадёт до величины несколько меньшей,
чем при закрытии пружина открывает клапан.
Разница в величине перепадов давления, при ко-
торых открывается и закрывается клапан, объясня-
ется действием сил трения.
В приведенных примерах каждая заслонка или
клапан имеют один вход и один выход для рабоче-
го воздуха. Вместе с тем, применяются перекры-
вающие устройства, в которых рабочий воздух
может подводиться попеременно через два входа
и отводиться через один выход или, наоборот, под-
водиться через один вход и отводиться через два
выхода. Пример одного из таких устройств - пнев-
моприводного клапана, обеспечивающего попере-
менный отбор воздуха в ПОС воздухозаборника
двигателя от высокой и низкой ступеней КВД, по-
казан на Рис. 12.5.7 6.
Клапан содержит корпус 4 с фланцем 10 для
отвода воздуха, установленные соосно на корпусе
фланцевые патрубки 1 и 9 для подвода воздуха от
высокой и низкой ступеней, выполненные за одно
целое с неподвижными поршнями 3 и 7, подвиж-
ный цилиндр 5 с герметичной перегородкой 11, яв-
ляющийся запорным элементом, и пружину 6. Пор-
шни уплотнены графитовыми кольцами 12 и 15
и имеют направляющие графитовые кольца 13 и 14.
На остановленном двигателе, а также на низких
режимах его работы, поршневая (П) и штоковая
(Ш) полости пневмоцилиндра сообщены через
штуцеры 2 и 8 с окружающим воздухом, и пружи-
на удерживает запорный элемент в крайнем левом
844
Глава 12 - Системы ГТД
положении, обеспечивая отбор воздуха через фла-
нец 9 (от высокой ступени). На режиме переклю-
чения отбора в поршневую полость клапана через
штуцер 2 подается силовой воздух, под давлением
которого запорный элемент (цилиндр), сжимая
пружину, смещается в крайнее правое положение,
сообщая фланец 1 с фланцем 10 (отбор от низкой
ступени). Соотношение хода запорного элемента
и размеров корпуса исключает возможность даже
кратковременного сообщения между собой флан-
цев 1 и 9, чтобы не допустить перетекания возду-
ха из высокой ступени КВД в низкую во избежа-
ние возможного помпажа компрессора. При
стравливании силового воздуха из поршневой по-
лости пружина возвращает клапан в исходное по-
ложение.
Более полное представление о схемах, конст-
рукции, характеристиках и расчетах воздушных
клапанов и заслонок можно получить из специаль-
ной литературы [12.5.9.19].
12.5.8 - Англо-русский словарь-ми-
нимум
active clearance control (ACC) - система активного
регулирования радиальных зазоров.
air-air heat exchanger - воздухо-воздушный тепло-
обменник
air bleed system( S ) - система отбора воздуха
air conditioning S. - система кондиционирования
воздуха
anti-icing S. - противообледенительная система
bearing - подшипник
ball-bearing - шарикоподшипник
roller-bearing - роликоподшипник
bearing support - подшипниковая опора
bypass - наружный контур двигателя
drain S. - дренажная система
inertial air cleaner - инерционный воздухоочисти-
тель
inlet\outlet air channel - входной\выходной возду-
ховод
pressure ratio - перепад давления
seal pressurization S. - система наддува уплотнений
secondary flow - вторичный поток
turbine cooling S. - система охлаждения турбины
12.5.9 - Перечень использованной
литературы
12.5.9.1.	The Jet Engine. Rolls-Royce pic
12.5.9.2.	Прандтль Л. Гидроаэромеханика. Научно-
издательский центр «Регулярная и хаотическая
динамика», Москва- Ижевск, 2002.
12.5.9.3.	Павленко В. Ф. Силовые установки лета-
тельных аппаратов вертикального взлета и посад-
ки. - М.: Машиностроение, 1972.
12.5.9.4.	С.М. Егер и др. Проектирование самоле-
тов. - М.: Машиностроение, 1983.
12.5.9.5.	Воронин Т.П. Системы кондиционирова-
ния воздуха на летательных аппаратах. - М.: Ма-
шиностроение, 1973.
12.5.9.6.	В.К. Кординов и др. Противообледени-
тельные системы летательных аппаратов. - М.:
Машиностроение, 1967.
12.5.9.7.	Ж.С. Черненко и др. Самолет Ан-26. Кон-
струкция и эксплуатация. - М.: Транспорт, 1977.
12.5.9.8.	Конструкция и проектирование авиацион-
ных газотурбинных двигателей. Под ред. Д.В. Хро-
ника. - М.: Машиностроение, 1989.
12.5.9.9.	Скубачевский Г.С. Авиационные газотур-
бинные двигатели. Конструкция и расчет деталей.-
М.: Машиностроение, 1974.
12.5.9.10.	И.Т. Швец, Е.П. Дыбан Воздушное ох-
лаждение деталей газовых турбин. «Наукова Дум-
ка», Киев, 1974.
12.5.9.11.	Уплотнения и уплотнительная техника.
Справочник. Под. ред. А.И. Голубева и Л.А. Кон-
дакова. - М.: Машиностроение, 1986.
12.5.9.12.	Л.И. Франкштейн Опыт разработки и в-
недрения перспективных схем и устройств в мас-
ляную систему авиационных двигателей. ISSN
0869-6772 Конверсия в машиностроении - Conver-
sion in machine building of Russia. 2003. №3.
12.5.9.13.	Теория воздушно-реактивных двигате-
лей. Под ред. С.М. Шляхтенко, - М.: Машиностро-
ение, 1975.
12.5.9.14.	А..И. Пирумов. Аэродинамические ос-
новы инерционной сепарации. - М.: Гос. Изд-во ли-
тературы по строительству, архитектуре и строи-
тельным материалам, 1961.
12.5.9.15.	«New super power» «FLIGHT INTER-
NATIONAL», 7-13 September 1994.
12.5.9.16.	А.И. Пирумов Обеспыливание воздуха.
- М.:Стройиздат, 1974.
12.5.9.17.	Г.Ю. Степанов, Н.М. Зицер Инерцион-
ные воздухоочистители.- М.: Машиностроение,
1986.
12.5.9.18.	Описание изобретения к заявке RU
94025938 27.05.96 Бюл. № 15.
12.5.9.19.	Прудников С.Н. Расчет управляющих
устройств пневматических систем. - М.: Машино-
строение, 1987.
845
Глава 12 - Системы ГТД
12.6 - Системы смазки
и суфлирования ГТД
В ГТД кроме основных его узлов имеется
большое количество трущихся деталей - подшип-
ники роторов, приводов агрегатов и редукторов;
зубчатые зацепления приводов и редукторов; пары
трения агрегатов и другие. В результате трения
происходит износ деталей и выделяется значитель-
ное количество тепла, к которому добавляется теп-
ло от нагретых деталей опор двигателя.
Подвод масла к трущимся деталям на их сма-
зывание и охлаждение обеспечивает одна из сис-
тем ГТД - система смазки и суфлирования (далее
- маслосистема). Вместе с подводом масла она так-
же выравнивает и поддерживает на необходимом
уровне давление воздуха в масляных полостях опор
роторов, приводов агрегатов и редукторов ГТД.
Маслосистема в значительной степени опре-
деляет надежность и ресурс двигателя.
12.6.1 - Общие требования
Маслосистемы ГТД представляют собой сово-
купность устройств и агрегатов, обеспечивающих:
-	смазку трущихся поверхностей;
-	отвод тепла, выделяющегося при трении
и передаваемого в масло;
-	защиту трущихся поверхностей от наклепа
и коррозии;
-	удаление продуктов износа из зоны трения
трущихся пар.
На большинстве ГТД масло используется так-
же для демпфирования опор роторов.
При необходимости, масло в ГТД может приме-
няться и в качестве рабочего тела для различных ме-
ханизмов, агрегатов и т.п. Иногда масло использует-
ся для обогрева отдельных элементов двигателя.
Суфлирование обеспечивает удаление излиш-
него воздуха из масляных полостей в атмосферу,
очистку его от масла и возврат последнего в масло-
систему. Суфлирование также поддерживает избы-
точное давление в масляных полостях двигателя
и в маслобаке на всех режимах работы двигателя.
Избыточное давление в масляных полостях двига-
теля и в маслобаке улучшает работу нагнетающей
и откачивающих ступеней блока маслонасосов.
Давление суфлирования, с одной стороны,
должно быть достаточно высоким, чтобы нагретые
воздух и газы не попадали в масляные полости,
а с другой стороны - не достигать предельных ве-
личин, при которых могут быть выбросы паров
масла в газовоздушный тракт ГТД и в атмосферу.
Требования, предъявляемые к маслосистеме:
-	обеспечение надежной подачи масла с задан-
ными параметрами на всех режимах работы и ус-
ловиях эксплуатации;
-	уменьшение износа трущихся пар;
-	недопущение образования кокса во внутрен-
них полостях масляной системы и отложения смол
на фильтрующих элементах, свидетельствующего
о качественном ухудшении физико-химических
свойств используемого масла;
-	минимальные безвозвратные потери масла
в процессе работы.
Различного рода нарушения подачи масла,
даже кратковременные, могут вызвать повышен-
ный износ, перегрев и заедание трущихся пар.
Время нахождения масла в двигателе должно
быть по возможности минимальным, так как в про-
тивном случае значительно увеличивается насыще-
ние масла газами, возрастает нагрев и ускоряется
процесс его окисления. Маслосистема должна не
только обеспечивать подачу масла в двигатель, но
и своевременно удалять нагретое и насыщенное
воздухом масло.
Требования к конструкции ГТД, связанные
с системой смазки и суфлирования:
-	избегать в масляных полостях контактов ма-
лоподвижных объемов масла с сильно нагретыми
поверхностями деталей во избежание коксования
масла;
-	не допускать попадания масла или его паров
в систему отбора воздуха для нужд летательного
аппарата на всех режимах работы, включая пере-
менные режимы и стоянку;
-	конструкция, технология изготовления, сбор-
ки и испытаний узлов и деталей, входящих в мас-
лосистему двигателя, должны обеспечить необхо-
димую чистоту масла и масляных полостей;
-	в системах трубопроводов не должно быть
сильфонных соединений и застойных карманов;
слив масла из системы должен быть полным; ма-
гистрали должны иметь минимальное число соеди-
нений в доступных местах;
-	необходимо создать возможность удобных
подходов для:
а)	быстрой заправки масла в систему откры-
тым способом через заливную горловину или зак-
рытым - под давлением;
б)	слива масла;
в)	контроля уровня масла для определения его
количества в баке;
г)	замены отдельных агрегатов и их регули-
ровки при необходимости;
- обеспечить контролепригодность маслосис-
темы, что заключается в возможности оценки ее
846
Глава 12 - Системы ГТД
работоспособности перед полетом и в полете как
визуально, так и средствами системы автоматизи-
рованного контроля.
12.6.2 - Схемы маслосистем ГТД
Применяются две принципиальные схемы
маслосистем:
-	циркуляционная, в которой масло использу-
ется многократно для смазывания и охлаждения
деталей, вновь возвращаясь к ним после откачки,
отделения воздуха, очистки и охлаждения (см.
Рис. 12.6.2.1 1);
-	разомкнутая (нециркуляционная), в которой
масло после смазывания и охлаждения деталей
выбрасывается в атмосферу.
Разомкнутую маслосистему применяют в тех
случаях, когда ресурс ГТД ограничен, а цикл ра-
боты кратковременен. По сравнению с циркуляци-
онной, ввиду отсутствия части агрегатов, она су-
щественно проще, обладает меньшей массой, но
имеет значительные безвозвратные потери масла
и оказывает вредное воздействие на окружающую
среду.
В разомкнутой системе смазки и суфлирова-
ния иногда вместо масла может подаваться керо-
син, являющийся одновременно основным топли-
вом.
В большинстве случаев маслосистемы выпол-
няются по циркуляционной схеме, обеспечивающей
низкие безвозвратные потери масла и длительную
непрерывную работу двигателя. Циркуляцион-
ные системы подразделяются на одноконтурные,
в которых циркуляция происходит по схеме
«бак - двигатель - бак», и двухконтурные, в ко-
торых бак в той или иной степени исключается
из циркуляции масла. Любая из этих систем бу-
дет считаться открытой, если маслобак сообща-
ется с атмосферой либо непосредственно, либо че-
рез суфлер двигателя. Сообщение верхней,
расположенной над маслом, полости бака с атмос-
ферой через суфлер обуславливается желанием
снизить безвозвратные потери масла путем
уменьшения его выброса в атмосферу в жидкой
фазе. В открытых системах давление масла на
входе в нагнетающий насос уменьшается с уве-
личением высоты полета, и поэтому их высот-
ность относительно мала.
Закрытые системы обладают большей высот-
ностью и обеспечивают ускоренный прогрев мас-
ла при запуске двигателя. В закрытых системах
внутри маслобака создается избыточное по отно-
шению к атмосферному давление. Величина избы-
точного давления поддерживается постоянной за
счет установленного на маслобаке или трубопро-
водах масляной системы клапана.
Циркуляционная маслосистема любого двига-
теля включает в себя подачу, охлаждение, очистку
и откачку масла, а также суфлирование масляных
полостей с атмосферой. В зависимости от величи-
ны давления подаваемого в систему нагнетания мас-
ла маслосистемы могут быть двух вариантов.
Первый вариант - маслосистема обеспечива-
ет постоянную подачу масла независимо от режи-
ма работы. Такая система называется «маслосис-
темой с регулируемым давлением масла на входе
в двигатель». Для поддержания постоянной прокач-
ки масла после нагнетающего насоса установлен
редукционный клапан (иногда его называют пере-
ливным). Редукционный клапан ограничивает под-
вод масла сверх количества, необходимого для
смазки и охлаждения узлов трения при номиналь-
ном режиме работы двигателя.
Недостаток данной маслосистемы в том, что
для обеспечения работы на номинальном режиме
требуется применение нагнетающего насоса, про-
изводительность которого на остальных режимах
значительно превышает потребную, из-за чего зна-
чительную часть масла после выхода из насоса при-
ходится возвращать обратно на вход в него. То есть
на малых режимах работы двигателя к трущимся
поверхностям подается излишнее количество мас-
ла, что ухудшает характеристики маслосистемы.
Положительным является то, что в маслосис-
теме с регулируемым давлением масло подводит-
ся к узлам трения в полном объеме также и в слу-
чае аварийных утечек из нее до тех пор, пока
суммарная величина прокачки и аварийных утечек
не превысит подачу нагнетающего насоса. После
этого начнет снижаться давление масла на входе,
что приведет к срабатыванию сигнализатора мини-
мального давления.
Второй вариант - величина давления масла
зависит от частоты вращения ротора ГТД, так на-
зываемая «маслосистема с нерегулируемым давле-
нием масла на входе в двигатель» или «полнопо-
точная маслосистема». Прокачка масла в этом
случае зависит от частоты вращения, она всегда
удовлетворяет действительную потребность узлов
трения в нем, а запас нагнетающего насоса по про-
изводительности при этом незначителен.
Масло из нагнетающей ступени насоса посту-
пает к узлам трения в заданных количествах. Ко-
личество масла сверх нормированной прокачки
через двигатель сливается в коробку приводов аг-
регатов через жиклер, диаметр которого подбира-
ется при первом испытании двигателя. Подбор
диаметра жиклера выполняется для обеспечения
847
Глава 12 - Системы ГТД
нормируемой прокачки на номинальном режиме
работы ГТД.
В случае запуска двигателя при низких отри-
цательных температурах нагнетаемое масло обла-
дает высокой вязкостью и в маслосистеме его дав-
ление может достигать величин, при которых
в агрегатах и трубопроводах могут возникнуть
чрезмерные напряжения. Для защиты маслосисте-
мы от высокого давления масла при холодном за-
пуске устанавливается предохранительный клапан
- клапан холодного запуска, который при давлении,
превышающем рабочее, открывается и перепуска-
ет масло в коробку приводов агрегатов.
Преимущества этой схемы по сравнению с мас-
лосистемой с регулируемым давлением масла сле-
дующие:
-	существенно меньший барботаж (перемеши-
вание) масла и, соответственно, меньшее тепловы-
деление;
-	более эффективная по сравнению с масло-
системой с регулируемым давлением откачка мас-
ла на всех режимах работы двигателя;
-	лучшие условия смазки узлов трения при
низкотемпературном запуске;
-	отсутствие редукционного клапана упроща-
ет обслуживание маслосистемы.
Подвод масла с нерегулируемым давлением
широко распространен в авиационных двигателях
последнего поколения.
12.6.2.1 - Маслосистема с регулиру-
емым давлением масла
Схема циркуляционной маслосистемы с регу-
лируемым давлением масла на входе в двигатель
приведена на Рис. 12.6.2.1 1 [12.6.8.1].
Масло из бака 1 поступает по всасывающей
магистрали 2 к нагнетающему маслонасосу 3, про-
ходит через фильтр 4 тонкой очистки и по трубо-
проводам поступает к масляным форсункам дви-
гателя. Редукционный клапан 5 обеспечивает
постоянную подачу масла на всех режимах рабо-
ты ГТД. Давление и температура масла за масло-
насосом контролируется датчиками 6. Использо-
ванное масло из опор роторов и коробки приводов
агрегатов откачивающими маслонасосами 7 по тру-
бопроводам 8 доставляется обратно в бак, прохо-
дя по пути воздухоотделитель 9, удаляющий воз-
дух из вспененного масла, и теплообменник 10,
снижающий температуру масла.
Для откачки масла должны быть предусмотре-
ны достаточные проходные сечения каналов и слив-
ных трубопроводов. Каждая сливная емкость внут-
ри двигателя имеет свой откачивающий насос.
Все масляные полости 11 сообщаются между
собой трубопроводами 8 и 12 откачки и суфлиро-
вания соответственно. Прорвавшиеся через уплот-
нения в масляные полости воздух и газ через цен-
тробежный суфлер 13 с баростатическим клапаном
14 выводятся в атмосферу, а масло возвращается
в масло систему.
Во избежание перетекания масла из масло-
бака в неработающий двигатель устанавливают
обратный клапан 15 с пружиной, открывающий-
ся в начале работы двигателя, а также применяются
петлевые трубопроводы за нагнетающим насосом
с дросселем, обеспечивающим разрыв струи мас-
ла при останове двигателя. Верхняя точка петле-
вых трубопроводов располагается выше уровня
масла в маслобаке.
При любых эволюциях ЛА масло из маслоба-
ка к насосу должно поступать без перебоев. Для
этого заборник масла 16 в баке часто выполняют
качающимся на оси. Заборник постоянно ориен-
тирован в сторону перемещающегося объема мас-
ла, противоположная часть этого патрубка исполь-
зуется для суфлирования бака. В маслобаке
установлен дополнительный статический воздухо-
отделитель 17.
Теплообменник 10 оборудован перепускным
клапаном 18, который перепускает часть масла
в бак, минуя теплообменник. Перепуск осуще-
ствляется при холодном вязком масле в началь-
ный момент работы двигателя и в случае засо-
рения теплообменника.
Масляные трубопроводы нагнетающей маги-
страли обычно выполняют с небольшим проход-
ным сечением. Скорость движения масла в них
1,5...3 м/с. Сечения трубопроводов подвода мас-
ла от бака к нагнетающему насосу, магистралей
откачки и суфлирования имеют сечения в 1,5...2
раза большие. Это необходимо из-за наличия пены
в масле, которая образуется при попадании в него
воздуха. При стандартных атмосферных условиях
количество воздуха в виде пузырьков достигает до
10% от объема масла.
В теплонапряженных ГТД принимают меры
по теплоизоляции масляных полостей и трубопро-
водов в горячих местах. Это необходимо для умень-
шения подогрева откачиваемого масла, особенно
в застойных зонах, а также для устранения его кок-
сования на горячих поверхностях.
Для обеспечения работы турбовинтовых дви-
гателей маслосистему выполняют по типу двухкон-
турной циркуляционной схемы, отличающейся от
приведенной на Рис. 12.6.2.1 1 тем, что только
небольшая часть масла (до 15%) пройдя теплооб-
менник поступает в маслобак. Это необходимо для
848
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.6.2.11 - Маслосистема с регулируемым давлением масла на входе в двигатель
1	- бак масляный; 2 - магистраль всасывающая; 3 - маслонасос нагнетающий;
4	- фильтр тонкой очистки; 5 - клапан редукционный; 6 - датчики замеров давления;
7	- маслонасосы откачивающие; 8 - магистраль откачивающая; 9 - воздухоотделитель
центробежный; 10 - теплообменник; 11 - полости (масляные) двигателя; 12 - магист-
раль суфлирующая; 13 - суфлер центробежный; 14 - клапан баростатический;
15- клапан обратный; 16 - заборник масла маятниковый; 17 - воздухоотделитель ста-
тический; 18 -клапан перепускной
прогрева находящегося в баке масла. Уменьшение
количества циркулирующего масла ускоряет про-
цесс его подогрева (при низких отрицательных тем-
пературах) в маслосистеме, облегчает запуск дви-
гателя при низких температурах, повышает
высотность, так как откачивающие маслонасосы
и дополнительный маслонасос увеличивают дав-
ление масла на входе в нагнетающий насос. При
этом упрощается система суфлирования, выполня-
емая открытой.
12.6.2.2 - Маслосистема с нерегули-
руемым давлением масла
На Рис. 12.6.2.2 1 показана централизованная
маслосистема двигателя RB2И с нерегулируемым
давлением масла и «холодным» маслобаком. Из
маслобака 1 через грубый сетчатый фильтр (не по-
казан) масло поступает в нагнетающую ступень
блока насосов 2. От высоких давлений, превыша-
ющих 12,6... 15,4 кгс/см2, маслосистема защищена
849
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.6.2.21 - Маслосистема двигателя RB211 с нерегулируемым давлением масла на входе в
двигатель (Печатается с разрешения Rolls-Royce pic.)
1 - забор масла из маслобака; 2 - блок маслонасосов; 3 - клапан предохранительный;
4 - фильтр; 5 - сигнализатор максимально перепада давления на фильтре; 6 - ТМТ;
7- ВМТ; 8 - слив в маслобак; 9 - воздухоотделитель; 10 - суфлер центробежный;
11 - датчик перепада давления между нагнетанием и откачкой масла;12- фильтры
последнего шанса
предохранительным клапаном (клапаном холодно-
го запуска) 3, который возвращает излишнее масло
обратно на вход в насос. Высокие давления в тру-
бопроводах нагнетания могут возникнуть при низ-
кой температуре масла или засорении фильтра.
Нагнетаемое масло очищается фильтром 4
и затем подводится на смазку узлов трения двига-
теля. При загрязнении фильтра срабатывает сиг-
нализатор перепада 5 и выдается сигнал. Из мас-
ляных опор двигателя масло откачивающими сту-
пенями блока маслонасосов 2 направляется далее
для охлаждения в топливо-масляный теплообмен-
ник (ТМТ) 6 и воздушно-масляный теплообменник
(ВМТ) 7 и по трубопроводу 8 слива масла через
воздухоотделитель 9 возвращается в бак.
850
Глава 12 - Системы ГТД
Из коробки приводов масло отводится в мас-
ляный бак отдельной откачивающей ступенью
блока маслонасосов. На входе в откачивающие
ступени блока маслонасосов устанавливаются
фильтры защитные и магнитные сигнализаторы
стружки (не показаны). Масляные полости под-
шипников узлов двигателя, коробка приводов
и маслобак системой трубопроводов через уста-
новленный на двигателе центробежный суфлер 10,
который отводит отделенный воздух за борт, со-
общаются с атмосферой.
В маслосистеме установлен датчик давле-
ния 11, который поддерживает постоянный пе-
репад между магистралями нагнетания и откач-
ки масла.
Непосредственно перед жиклерами смазки
подшипников опор роторов двигателя установле-
ны так называемые фильтры последнего шанса
(ФПШ) 12, которые представляет собой сетчатый
фильтр с тонкостью фильтрации приблизительно
200...300 мкм. Основной задачей ФПШ является
исключение засорения жиклеров и защита подшип-
ников и узлов трения от проникновения в них круп-
ных посторонних частиц.
12.6.2.3 - Маслосистемы ГТД
промышленного применения
Системы смазки и суфлирования как авиаци-
онного, так и ГТД в составе ГТУ для промышлен-
ного применения принципиально не отличаются
друг от друга. В авиационной технике агрегаты
маслосистемы располагаются на двигателе и дол-
жны иметь минимально-возможные габариты
и массу. Для ГТУ размещение агрегатов возможно
вне двигателя, в удобном для обслуживания мес-
те. Приводные агрегаты маслосистемы могут при-
водиться от электродвигателей.
Для обеспечения работоспособности масло-
системы без остановок в течение всего межрегла-
ментного периода (на ГТУ составляет несколько
тысяч часов) конструкция ее агрегатов должна
обеспечивать возможность переключения между
основными и дублирующими элементами. Приме-
нение дублирующих элементов маслосистемы по-
вышает ее надежность.
Потребитель может выдвигать различные тре-
бования по размещению агрегатов маслосистемы
- внутри или снаружи отапливаемого помещения,
на открытой площадке с крышей или без крыши
и т.п. В зависимости от требований, а также от ус-
ловий окружающей среды маслосистема должна
быть пригодна для работы при указанных услови-
ях, и при необходимости в конструкцию маслоаг-
регатов вводятся дополнительные элементы, на-
пример, электронагреватели для подогрева масла
в баках перед запуском двигателя.
Помимо подачи, охлаждения, очистки и откач-
ки масла, а также суфлирования в масло системах
могут быть предусмотрены дополнительные фун-
кции - гравитационная, центробежная и вакуумная
очистка масла, заправка маслобаков маслом при
работе ГТУ и другие.
Пример схемы маслосистемы ГТД для газо-
турбинной установки ГТУ-2,5П приведен на
Рис. 12.6.2.3 1. При работе ГТУ масло из масло-
бака 1 поступает в нагнетающую ступень основ-
ного маслонасоса 2, имеющего редукционный
клапан (не показан), и через фильтр 3 и петле-
вой трубопровод 4 поступает на смазку и охлаж-
дение узлов двигателя. Петлевой трубопровод 4
с дросселем (не показан) предназначен для ис-
ключения перетекания масла из маслобака в опо-
ры и коробку приводов двигателя во время его
останова и стоянки. Из нагнетающей магистра-
ли масло подводится также к командному агре-
гату 5, в котором используется в качестве рабо-
чей жидкости. Из командного агрегата масло
сливается в нижнюю коробку приводов двигате-
ля. Из подшипниковых узлов двигателя и ниж-
ней коробки приводов через магнитные сигнали-
заторы стружки 6, защитные фильтры 7, масло
откачивается ступенями маслонасоса откачки 8
и откачивающей ступенью основного маслонасо-
са 2. Далее масло по трубопроводам поступает
в воздухоотделитель 9 с фильтром-сигнализато-
ром, после которого через фильтр 10 по трубо-
проводам направляется в аппарат воздушного
охлаждения масла (АВОМ) 11, где охлаждается
воздухом, принудительно подаваемым вентиля-
тором (не показан). Фильтрованное и охлажден-
ное масло возвращается в бак 1 двигателя. В на-
чальный период работы, когда откачиваемое
масло недостаточно прогрето и очень вязкое, пе-
репускной клапан 12 возвращает его в бак, ми-
нуя АВОМ.
Внутренние полости подшипниковых опор
компрессора, турбины компрессора и свободной
турбины, входного корпуса и верхней коробки при-
водов суфлируются с атмосферой через центробеж-
ный суфлер 13, на входе в который установлен дат-
чик 14 давления суфлирования. Для контроля
работы маслосистемы двигателя предусмотрены
датчики 15, 16 и сигнализатор 17.
851
Глава 12 - Системы ГТД
Масло из масло&ика
Нагнетаемое масла
 О начинаемое масла
------Суфлирование
Рисунок 12.6.2.3_1 - Маслосистема двигателя Д-ЗОЭУ-1 газотурбинной установки ГТУ-2,5П
1 - маслобак; 2 - маслонасос основной; 3 - фильтр; 4 - трубопровод петлевой; 5 - агре-
гат командный; б - сигнализатор магнитный стружки; 7 - фильтр защитный;
8 - маслонасос откачки; 9 - воздухоотделитель центробежный с фильтром-сигнализа-
тором; 10 - фильтр; 11 - АВОМ; 12 - клапан перепускной; 13 - суфлер центробежный;
14 - датчик давления суфлирования; 15 - датчик давления масла; 16 - датчики темпе-
ратуры; 17 - сигнализатор минимального давления
12.6.3 - Маслосистемы редукторов
Редукторы, как и большинство механизмов
с парами трения, нуждаются в смазке и охлажде-
нии. Эффективность работы маслосистем во мно-
гом определяет надежность и долговечность редук-
торов.
12.6.3.1 - Маслосистемы авиацион-
ных редукторов
Маслосистемы редукторов ТВД и ТВВД яв-
ляются частью маслосистемы двигателя В такой
маслосистеме обеспечивается дополнительный
подвод масла на смазку и охлаждение трущихся
деталей редуктора, а откачка, очистка масла и ос-
852
Глава 12 - Системы ГТД
««««««««« ~ Магистраль горячего масла
- Магистраль холодного масла
Рисунок 12.6.3.11 - Маслосистема редуктора ВР-8
1 - отсек охлажденного масла; 2 - отсек горячего масла; 3 - горловина для заливки
масла; 4 - стекло масломерное; 5 - маслонасос нагнетающий; 6 - фильтр; 7 - клапан
редукционный; 8 - маслонасос откачивающий; 9 - маслорадиатор; 10 - вентилятор;
11 - сетка; 12 - суфлер; 13 - датчик давления; 14 - датчик температуры; 15 - пробка
магнитная; 16- шланг слива масла
853
Глава 12 - Системы ГТД
тальные функции обеспечиваются двигательной ее
частью.
Из редукторов вертолетов наиболее нагружен-
ным и ответственным является редуктор привода
несущего винта или главный редуктор. Поскольку
зубчатые передачи являются высоконагруженны-
ми и имеют большие окружные скорости, необхо-
дим интенсивный отвод тепла от зубьев колес
и подшипников. Маслосистема главного редукто-
ра, как правило, выполняется автономной, цирку-
ляционной. Маслосистемы главных редукторов
различных вертолетов принципиально не отлича-
ются друг от друга. В качестве примера рассмот-
рим маслосистему редуктораВР-8, показанную на
Рис. 12.6.3.1 1.
 Масла, посту тающее из маслобака
Нагнетаемое масло
 Откачиваемое масло
------- Суфлирование
Рисунок 12.6.3.2_1 - Маслосистемаредуктора Р-25 газотурбинной установки ГТУ-2,5П
1 - маслобак редуктора; 2 - маслонасос редуктора; 3 - фильтр магистрали нагнетания
масла; 4 - трубопровод петлевой; 5 - сигнализатор стружки магнитный; 6 - фильтр-
сигнализатор; 7 - фильтр магистрали откачки масла; 8 - АВОМ; 9 - клапан перепуск-
ной; 10 - датчик давления; 11 - датчик температуры; 12 - сигнализатор минимального
давления
854
Глава 12 - Системы ГТД
Маслосистема редуктора полностью автоном-
ная, циркуляционная. Маслобаком служит поддон
редуктора, который перегородкой поделен на два
отсека. Отсек 1 охлажденного масла, отсек 2 горя-
чего масла. В поддон масло заливается через гор-
ловину 3, его уровень контролируется по масло-
мерному стеклу 4.
Масло из отсека охлажденного масла нагне-
тающим насосом 5 через фильтр 6 подается в наг-
нетающую магистраль на смазку и охлаждение
зубчатых передач и подшипников. Давление мас-
ла поддерживается установленным на насосе ре-
дукционным клапаном 7. Отработанное масло сли-
вается в отсек 2 поддона, откуда двухсекционным
откачивающим насосом 8 через воздухомасляные
теплообменники 9, обдуваемые вентилятором 10,
возвращается в отсек 1 охлажденного масла. Вен-
тилятор располагается таким образом, чтобы поток
воздуха обдувал также и корпус редуктора. В под-
доне для уменьшения пенообразования масла ус-
тановлена сетка 11, выполняющая одновременно
и роль предохранительного фильтра. Избыточное
давление воздуха и пары масла через суфлер 12
удаляются в атмосферу.
Параметры маслосистемы контролируются по
установленному в поддоне датчику 13 давления
масла, датчику 14 температуры масла, наличию
металлических частиц на магнитной пробке 15.
Предусмотрена возможность слива масла из
редуктора через шланг 16 слива масла, который
устанавливается вместо магнитной пробки.
Маслосистемы промежуточного и хвостового
редукторов более просты. Они, как правило, бар-
ботажного типа или смешанной схемы, в которой
зубчатые зацепления смазываются принудительно
под давлением с помощью встроенного маслона-
соса, а подшипники за счет барботажа заливаемо-
го в корпус редуктора масла.
12.6.3.2 - Маслосистемы редукто-
ров ГТУ
При работе редуктора в составе ГТУ (см.
Рис. 12.6.3.2 1) масло из маслобака 1 поступает
в нагнетающую ступень маслонасоса 2, имеюще-
го редукционный клапан (не показан), и через два
фильтра 3 и петлевой трубопровод 4 поступает на
смазку и охлаждение подшипников и зубчатых за-
цеплений.
Из редуктора Р-25 минуя два магнитных сиг-
нализатора стружки 5 масло откачивается откачи-
вающей ступенью маслонасоса 2 и по трубопро-
водам отводится в фильтр-сигнализатор 6. Далее
по трубопроводам масло поступает в фильтры 7
и затем в АВОМ 8, где охлаждается воздухом, при-
нудительно подаваемым вентилятором (не пока-
зан). Для перепуска холодного масла в бак, минуя
АВОМ, имеется перепускной клапан 9.
Фильтрованное и охлажденное масло возвра-
щается в бак.
Для обеспечения нормальной работы масло-
системы внутренние полости редуктора суфлиру-
ются с атмосферой через воздухоотделитель (не
показан), установленный на маслобаке. Во время
останова и при стоянке ГТУ петлевой трубопро-
вод 4 с дросселем исключает перетекание масла из
бака в редуктор. Для контроля работы маслосис-
темы редуктора предназначены датчики 10, И
и сигнализатор 12.
12.6.4 - Особенности проектирова-
ние маслосистем
Рассмотрим особенности проектирования мас-
лосистемы на примере создания маслосистемы ГТД.
Проектирование ведется с учетом существу-
ющих конструкций отечественных и иностранных
аналогов, особенностей работы двигателя, для ко-
торого предназначена маслосистема, технологичес-
ких возможностей производства. На Рис. 12.6.4 1
представлена блок-схема для имеющихся типов
маслосистем ГТД.
Маслосистема должна удовлетворять задан-
ным требованиям, обеспечивать эксплуатационную
эффективность, легкость и простоту технического
обслуживания, достаточные ресурсы и сроки хра-
нения, безопасность работы, эргономические тре-
бования, патентную чистоту, минимальную сто-
имость [12.6.8.2], [12.6.8.3].
В техническом задании на разработку ГТД,
как правило, задается часть исходных данных для
маслосистемы, например величина безвозвратных
потерь масла.
Условия эксплуатации ГТД также служат ос-
нованием для разработки технического задания на
маслосистему. От температуры окружающей сре-
ды при запуске двигателя зависит выбор марки мас-
ла. При низких отрицательных температурах толь-
ко отдельные сорта масла могут обеспечить
приемлемую вязкость.
К исходным данным для проектирования мас-
лосистемы также относятся:
-	величина теплоотдачи в масло;
-	температуры масла в полостях опор газоге-
нератора и коробки приводов агрегатов;
-	максимальные температуры поверхностей
деталей, соприкасающихся с маслом;
-	длительность полетного цикла самолета;
855
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.6.41 - Блок -схема типов маслосистем ГТД
-	максимальная высота полета самолета;
-	максимальные нагрузки в парах трения.
Иногда разработчики самолета задают марку
применяемого масла [12.6.8.4, 12.6.8.5, 12.6.8.6,
12.6.8.7].
Для обеспечения возможности заправки мас-
ла в любых аэропортах применяемые масла долж-
ны быть взаимозаменяемы с отечественными и за-
рубежными аналогами.
Современные синтетические масла, например
ИПМ-10, допускают запуск ГТД без их подогрева
от внешних источников при температуре минус
40°С. Если температура опускается ниже, то необ-
ходим подогрев от внешних источников (специаль-
ных подогревателей) элементов маслосистемы
и самого ГТД. Для эксплуатации ГТД в жарких
климатических условиях требуется эффективное
охлаждение откачиваемого масла.
Температура масла, откачиваемого из опор
и других узлов ГТД, не должна превышать допус-
тимые пределы во всем диапазоне режимов рабо-
ты. Масло не должно терять смазочные свойства,
окисляться, образовывать смолы и кокс. Применя-
емые синтетические масла обладают высокой тер-
мостабильностью и не теряют ее при температуре
до 200°С.
При выборе схемы маслосистемы ГТД реко-
мендуется отдавать предпочтение замкнутой схе-
ме с нерегулируемым давлением масла на входе
в двигатель. Полнопоточная схема позволяет спро-
ектировать нагнетающий масляный насос с мень-
шим запасом по производительности. В целях стро-
856
Глава 12 - Системы ГТД
гой дозировки прокачки масла его подвод к узлам
трения, включая смазку подшипников качения,
выполняют через калиброванные струйные фор-
сунки. Насосы, откачивающие масло из опор и аг-
регатов ГТД, должны в 2.. .3 раза превосходить по
производительности нагнетающие насосы.
Важным параметром маслосистемы является
прокачка масла через двигатель, которая напрямую
зависит от величины теплоотдачи в масло. Тепло
в масло передается от соприкасающихся с ним на-
гретых деталей и узлов трения ГТД. Часть тепла
в масляную систему поступает с воздухом, кото-
рым наддуваются лабиринтные уплотнения рото-
ров и валов приводов агрегатов.
Потребная прокачка масла определяется, как:
G Q /(Ср At) [12.6.7.4].
где Q - теплоотдача в масло;
Ср - удельная теплоемкость масла;
At - разность температуры масла на выходе
из двигателя и на входе в него.
Исходя из требуемой прокачки масла через
двигатель, выполняется выбор, расчет и констру-
ирование нагнетающего и откачивающих насосов.
Теплоотдача в масло определяется расчетным
методом с учетом имеющихся экспериментальных
данных и опыта проектирования. Выбор системы
охлаждения масла авиационного двигателя осуще-
ствляется на основании проведенных расчетов теп-
лового состояния масляной и топливной систем,
так как охлаждение масла в большинстве авиаци-
онных двигателей осуществляется в топливомас-
ляных теплообменниках.
Важно, чтобы безвозвратные потери масла из
маслосистемы ГТД не были высокими.
От их величины и заданной продолжительно-
сти полета зависит объем маслобака. Увеличение
объема маслобака и заправляемого в него масла ве-
дет к сокращению полезной нагрузки летательного
аппарата. У двигателей малой размерности масло-
баки иногда отсутствуют и их функции выполня-
ют маслосборники.
Безвозвратные потери это, в основном, мас-
ло, которое удаляется в атмосферу через суфлер.
Они слагаются из удаляемого вместе с воздухом
масла в жидкой, каплеобразной и парообразной
фазах.
Масло в жидкой и каплеобразной фазах отде-
ляется от воздуха с помощью суфлера, пары же
масла свободно проходят через него. Снижение па-
рообразной составляющей безвозвратных потерь
масла достигается уменьшением его испарения
и конденсацией паров в устанавливаемом на вхо-
де в суфлер конденсаторе. Конденсатор представ-
ляет собой обычный теплообменник. Применение
конденсатора является нежелательным. Целесооб-
разно при проектировании ГТД предусмотреть ме-
роприятия по обеспечению минимального испаре-
ния масла.
В циркуляционных маслосистемах ГТД без-
возвратные потери масла, как правило, незначи-
тельны и приблизительно равны 0,1 л/ч на каждые
10 кН тяги [12.6.8.4].
Количество масла, расходуемое за полет в ГТД
или за определенное время работы ГТД наземного
применения, определяют опытным путем по изме-
нению уровня масла в баке и приводят в соответ-
ствующих инструкциях.
12.6.5 - Агрегаты маслосистемы
Маслосистема ГТД включает в себя различ-
ные агрегаты как с приводом от двигателя, так
и неприводные. Основными из них являются:
-	бак масляный;
-	насосы нагнетающие и откачивающие;
-	маслоохладители;
-	фильтры масляные;
-	воздухоотделители;
-	суфлеры.
В маслосистемах большинства двигателей
широко используется принцип агрегатирования
конструкции. С этой целью в одном агрегате объе-
диняются такие узлы, как маслобак и топливо-мас -
ляный теплообменник низкого давления, нагнета-
ющий и откачивающий насосы, фильтр тонкой
очистки. Это позволяет сосредоточить маслосис-
тему в небольшом числе агрегатов, сократить ко-
личество и длины трубопроводов и соединений.
Одним из важнейших вопросов является ра-
циональное размещение агрегатов маслосистемы
на двигателе. К агрегатам должен быть обеспечен
удобный доступ для их обслуживания, трубопро-
водные и электрические связи между ними долж-
ны иметь минимальную протяженность.
12.6.5.1 - Бак масляный
Бак масляный (далее - маслобак) предназна-
чен для размещения масла. Из маслобака масло по-
дается в маслосистему и возвращается в него пос-
ле откачки. Бак предпочтительно располагать выше
продольной оси двигателя, а нагнетающий масло-
насос в самой нижней части двигателя. Это обес-
печивает постоянный напор масла на входе в мас-
лонасос и создает благоприятные условия работы
в высотных условиях. Маслобак обслуживается
857
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.6.5.1_1 - Маслобак двигателя ПС-90А
1 - перегородка отсека отри-
цательных перегрузок; 2 -пат-
рубок забора масла; 3 - горло-
вина заливная; 4 - фильтр;
5 - штуцер заправки под дав-
лением; б-клапан поплавко-
вый; 7 -клапан предохрани-
тельный; 8 - кран сливной;
9 - датчик уровня масла;
10 - сигнализатор минималь-
ного уровня масла; 11 - линей-
ка мерная; 12 - фланец подво-
да возвращаемого из двигателя
масла; 13 - патрубок суфлиро-
вания; 14 - фланец слива мас-
ла из петли
и контролируется до и после каждого полета.
В маслобаке должны быть предусмотрены
следующие устройства:
-	заправочные;
-	отделения воздуха от масла;
-	контроля уровня масла;
-	поддержания давления в баке;
-	защиты от попадания посторонних предме-
тов в бак и из него в нагнетающий насос;
-	предохранения от последствий неправильно-
го крепления крышки заливной горловины;
-	питания двигателя маслом при всех возмож-
ных положениях самолета и перегрузках;
-	сливные устройства.
В маслобаках ТВД установлены устройства
для забора масла в систему флюгирования воздуш-
ных винтов.
Геометрический объем маслобака V должен
превышать объем всего заправляемого в двигатель
масла lz3Anp- на 10...20%. Это необходимо из-за
увеличения объема масла при нагреве и вспени-
вании.
На Рис. 12.6.5.1 1 приведен маслобак авиаци-
онного двигателя ПС-90А с горизонтальной пере-
городкой 1, отделяющей отсек отрицательных пе-
регрузок от основного объема маслобака. При
действии отрицательных перегрузок масло удер-
живается под перегородкой и заборный патрубок
2 остается в масле, благодаря чему смазка двига-
теля не прекращается.
В горловине 3 заливной бака установлен
предохранительный фильтр 4 для задержания по-
сторонних предметов, аналогичный фильтр (не
показан) установлен и на выходе маслобака. Для
обеспечения закрытой заправки маслобака авиа-
ционного двигателя предусмотрен щтуцер 5. Для
автоматического прекращения закрытой заправ-
ки предусмотрен поплавковый клапан 6. Предох-
ранительный клапан 7 защищает маслобак от
разрушения при повышении давления суфлиро-
вания сверх допустимого. Сливной кран 8 дол-
жен располагаться в нижней части маслобака для
полного удаления масла. Уровень масла в мас-
лобаке контролируется датчиком 9, сигнализа-
тором 10 минимального уровня масла и мерной
линейкой 11. Патрубок забора масла 2 целесо-
образно располагать на 20...30 мм выше днища
бака для предотвращения попадания в маслоси-
стему механических частиц и влаги. Возвращать
масло из откачивающей магистрали следует в вер-
хнюю часть маслобака, так как это увеличивает
длительность пребывания его в баке и обеспе-
чивает участие в циркуляции всего предназна-
ченного для этой цели масла. Возвращаемое че-
рез фланец 12 в бак масло направляют на стенку
маслобака под небольшим углом, благодаря чему
оно стекает по ней без обильного образования
пены.
В верхней части маслобака располагаются
патрубок 13 суфлирования, соединенный трубо-
проводом с суфлером и фланец 14 слива масла из
петли 4, показанной на Рис. 12.6.3.1 1.
Маслобаки авиационных двигателей могут
быть отдельным агрегатом (двигатель ПС-90А) или
входить в состав блока масляных агрегатов (дви-
гатель RB211, см. Рис. 12.6.5.1 2).
Маслобак двигателя RB211 размещается на ко-
робке приводов и совмещен с масляными агрега-
858
Глава 12 - Системы ГТД
Откачиваемое масло
СЧфшфс ванне
Рисунок 12.6.5.12 - Маслобак двигателя RB211 в составе блока маслоагрегатов (Печатается с разрешения
Rolls-Royce pic.)
1 - фильтр сетчатый; 2 - фильтроэлемент; 3 - клапан перепускной; 4 - клапан пре-
дохранительный; 5 - стекло смотровое; 6 - заглушка сливная; 7 - клапан сливной
тами. При работе масло из маслобака через сетча-
тый фильтр 1 подводится к нагнетающему насосу,
а из него - в теплообменник (не показан). Затем
масло поступает в фильтрующий элемент 2 с пе-
репускным клапаном 3 и подается непосредствен-
но к подшипникам и узлам трения. В магистрали
нагнетания установлен предохранительный клапан
4 (клапан холодного запуска), защищающий сис-
тему от чрезмерного давления масла.
Уровень масла в маслобаке контролируется
через смотровое стекло 5. Слив масла из бака для
его осмотра и промывки производят через отвер-
стие, закрытое заглушкой 6. Масло из фильтроэле-
мента 2 сливается через сливной клапан 7.
На Рис. 12.6.5.1 3 представлен маслобак для
ГТУ.
Заправка маслобака производится открытым
способом (через систему заправки, подсоединяе-
мую к фланцу 1) или закрытым способом (под дав-
лением через заправочный штуцер 2). Для исклю-
чения переполнения маслобака предусмотрен
штуцер перелива 3.
859
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.6.5.13 - Маслобак ГТУ наземного
применения
1 - фланец для открытой зап-
равки; 2 - штуцер для закры-
той заправки; 3 - штуцер пе-
релива; 4 - трубка с мерной
линейкой; 5 - датчик-сигнали-
затор уровня масла; 6 - шту-
цер забора масла в нагнетаю-
щий насос; 7 - штуцер подвода
масла из двигателя; 8 - возду-
хоотделитель; 9 - заглушка;
10	- кран сливной; 11 - блок
электронагревателей;
12	- датчик температуры;
13	- фланец
Уровень масла в маслобаке контролируется
визуально по трубке 4 с мерной линейкой. Для это-
го на корпусе маслобака нанесены специальные
метки - «Полный бак», «Эксплуатационный ре-
зерв» и «Масла мало». Кроме этого имеется дат-
чик-сигнализатор уровня масла 5.
Через штуцер 6 масло из маслобака поступает
в нагнетающий насос. Через штуцер 7 в бак возвра-
щается откачиваемое из двигателя масло в виде
масляно-воздушной смеси. Для отделения масла от
масляно-воздушной смеси в баке имеется статичес-
кий воздухоотделитель 8. Процесс отделения мас-
ла происходит следующим образом: откачиваемая
масляно-воздушная смесь движется по спирали,
частицы масла центробежной силой отбрасывают-
ся к стенке воздухоотделителя и стекают в бак,
а воздух по трубопроводам суфлирования отводит-
ся в атмосферу. Отверстие, закрытое заглушкой 9,
предназначено для слива масла при необходимости
промывки бака. Также масло из бака может сливать-
ся через кран 10. Для подогрева масла предусмот-
рены блоки электронагревателей 11. Температура
масла контролируется датчиком 12. Фланцы 13
предназначены для крепления маслобака.
12.6.5.2 - Насосы масляные
В маслосистемах для нагнетания и откачки
масла широко применяют шестеренчатые насосы
(см. Рис. 12.6.5.2 1) [12.6.8.8], [12.6.8.9], [12.6.8.10].
При вращении шестерен масло, заполнившее впа-
дины между зубьями во всасывающей полости,
переносится в полость нагнетания и выдавливает-
ся там при входе зубьев в зацепление, в результате
чего повышается давление масла на выходе из на-
соса. Шестеренчатые насосы компактны, обеспе-
чивают высокую производительность, обладают
достаточной всасывающей способностью, просты
в производстве и надежны в эксплуатации. По на-
значению эти насосы подразделяются на подкачи-
вающие (насосы подпитки), нагнетающие и отка-
чивающие.
Производительность насоса FK (л/мин) оп-
ределяется по формуле:
Выход масла
Вход мае la
□ Низкое давление
I Высокое давление
Рисунок 12.6.5.21 - Схема работы шестеренчато-
го насоса (Печатается с разре-
шения Rolls-Royce pic.)
860
Глава 12 - Системы ГТД
ШНАС = 2-10 6 -7idml3 п Т]ц,,
где d - диаметр делительной окружности
шестерен, мм;
т - модуль, мм;
п - частота вращения шестерен;
/3 - длина зуба, мм;
Т]ц, - коэффициент наполнения.
Зная потребную производительность насоса,
и задаваясь величинами п, и двумя из трех раз-
меров шестерен (d, т, /3), определяют третий раз-
мер. Для масляных насосов Т]п,принимают равным
0,75...0,85 [12.6.8.2].
Величина создаваемого насосом давления за-
висит от вязкости масла, скорости вращения шес-
терен насоса, гидравлических сопротивлений сис-
темы и выбирается из условия обеспечения
необходимой прокачки масла через двигатель на
всех режимах его работы.
В ряде конструкций нагнетающий и откачи-
вающий насосы (именуемые секциями) или не-
сколько откачивающих насосов объединяют в од-
ном корпусе. На Рис. 12.6.5.2 2 представлен блок
насосов, состоящий из одной нагнетающей ступе-
ни и двух откачивающих ступеней. Каждая ступень
шестеренного насоса состоит из пары цилиндри-
ческих шестерен 1 и 2, одна из которых ведущая.
Вал 3 приводной изготовлен как одно целое
с ведущей шестерней одной из откачивающих
ступеней маслонасоса. Шлицевыми соединения-
ми он связан с ведущими шестернями нагнетаю-
щей и второй откачивающей ступеней. Для ис-
ключения образования воздушных пробок в линии
нагнетания на маслонасосе имеется клапан 4 страв-
ливания воздуха.
Выход масла из
откачивающих
ступеней
Вход масла в
нагнетающую
▼ сгупени
Выход масла и j
нагнетающей ступени
Вход масла в
откачивающие
ступени
Рисунок 12.6.5.22 - Блок маслонасосов
1 - шестерни нагнетающей ступени; 2 - шестерни откачивающих ступеней;
3 - вал приводной; 4 - клапан стравливания воздуха, 5 - клапан редукционный
861
Глава 12 - Системы ГТД
Любое масло при работе вспенивается. Кро-
ме того, откачивающие насосы вместе с маслом
захватывают значительное количество воздуха.
Поэтому необходимо, чтобы производительность
откачивающего насоса значительно превышала
производительность нагнетающего.
В тех масло системах, где давлением масла на
входе в двигатель регулируется, в нагнетающем на-
сосе устанавливают редукционный тарельчатый,
шариковый или золотниковый клапан 5, который
находится под давлением масла на выходе из насо-
са. Эта сила уравновешивается силой упругости
пружины, с предварительной затяжкой равной за-
данному значению давления масла в системе. При
небольшой скорости вращения шестерен произво-
дительность насоса и давление масла ниже задан-
ных, и редукционный клапан закрыт. При опреде-
ленных оборотах давление достигает величины
открытия клапана. Дальнейшее увеличение оборо-
тов сопровождается ростом производительности
насоса и силы давления масла на клапан, вследствие
чего клапан открывается больше, перепуская часть
масла на вход в нагнетающую ступень. Количество
перепускаемого масла определяется разностью
между производительностью нагнетающей ступе-
ни и потребной прокачкой масла через двигатель.
С увеличением высоты полета давление воз-
духа в масляном баке уменьшается и одновремен-
но снижается производительность насоса. Редукци-
онный клапан, поддерживая постоянное давление
масла в системе, прикрывает отверстие для пере-
пуска масла. На высоте полета, при которой произ-
водительность насоса становится равной прокачке
масла через двигатель, редукционный клапан зак-
рывается полностью. Дальнейшее увеличение вы-
соты полета приводит к понижению производитель-
ности насоса и давления масла в системе.
На некоторых типах двигателей в одном кор-
пусе с масляными насосами устанавливают филь-
тры, воздухоотделители и другие агрегаты. Это
уменьшает длину маслопроводов и массу конструк-
ции, повышает надежность.
12.6.5.3 - Теплообменники
В большинстве ГТД с замкнутой масло систе-
мой комфортное температурное состояния повер-
хностей трения обеспечивают подачей к ним ох-
лажденного в ТМТ масла. В ТМТ используется
хладоресурс топлива.
Применяются ТМТ двух типов - низкого или
высокого давления. В первом случае топливо для
охлаждения масла отбирается из топливной маги-
страли до топливного насоса, во втором - за ним.
ТМТ высокого давления отличаются компактнос-
тью, но, находясь под высоким давлением топли-
ва, они должны обладать высокой прочностью и на-
дежностью.
Когда хладоресурса топлива недостаточно,
в маслосистеме дополнительно устанавливают
ВМТ.
Выбор теплообменников для охлаждения мас-
ла производится из условий обеспечения заданных
температур масла на всех режимах работы ГТД.
В зависимости от места расположения тепло-
обменника маслосистемы различаются на системы
с «горячим» и «холодным» баком. В маслосистеме
с «горячим» баком теплообменник устанавливает-
ся в магистрали подвода масла в двигатель, с «хо-
лодным» баком - в магистрали откачки.
В маслосистеме с «горячим» баком благодаря
рациональному и конвективному теплообмену мас-
ло передает окружающей среде ощутимую часть
тепла, снижая тем самым нагрузку на теплообмен-
ник, что позволяет уменьшить его размеры. В сис-
темах с «горячим» баком высокая температура мас-
ла в баке приводит к значительному уменьшению
его вязкости и увеличению скорости отделения воз-
духа. Однако, в подобных системах масло в баке
постоянно подвержено высокой температуре, что
может ускорить процесс его окисления.
На двигателе ПС-90А и двигателях CF6-80C2,
CFM.56-5 фирмы General Electric маслосистемы
выполнены с «холодным» баком, а на двигателях
RB211-535Е4, PW.2037, PW.4060, V.2500 маслоси-
стемы с «горячим» баком [12.6.8.11].
При установке теплообменника в магистрали
нагнетания в нем допускается достаточно высокое
гидравлическое сопротивление и, тем самым, обес-
печивается более интенсивный теплообмен. Для
предупреждения поломки теплообменники обору-
дуются перепускными клапанами, которые защи-
щают их от недопустимого давления используе-
мых жидкостей. Если нужен ускоренный прогрев
масла во время запуска двигателя, в теплообмен-
никах может быть предусмотрен термостатичес-
кий клапан.
В ГТУ для охлаждения масла могут исполь-
зоваться вода или другие теплоносители. Масля-
ные теплообменники могут иметь трубчатую или
пластинчатую конструкцию.
На Рис. 12.6.5.3 1 приведен ТМТ двигателя
RB211. Топливо, поступающее в теплообменник,
проходит по трубкам 1, а горячее масло проходит
по межтрубной полости. Наличие внутри ТМТ пе-
регородок 2 удлиняет путь масла, увеличивает его
скорость и эффективность охлаждения. ТМТ обо-
862
Глава 12 - Системы ГТД
Рисунок 12.6.5.31 - Теплообменник топливомасля-
ный (Печатается с разреше-
ния
Rolls-Royce pic.)
1 - пучки труб; 2 - перегород-
ка; 3 -клапан перепускной по
маслу; 4 - датчик температу-
ры масла
Вход Выход
масла масла
воздуха
Рисунок 12.6.5.3 2 - Теплообменник воздухомасля-
ный (Печатается с разреше-
ния
Rolls-Royce pic.)
рудован клапаном перепускным 3, который откры-
вается при увеличении перепада давления в масля-
ной полости свыше допустимого (например, в слу-
чае его засорения), при этом часть масла со входа
сразу поступает на выход из теплообменника, пре-
дохраняя ТМТ от поломки. На выходе масла из теп-
лообменника установлен датчик 4 замера темпе-
ратуры масла.
В теплонапряженных ГТД предусмотрено ре-
гулирование работы ТМТ. Например, если темпе-
ратура топлива поднимается выше допустимой,
увеличивают расход топлива через теплообменник
или предусматривают дополнительное подключе-
ние воздухомасляного теплообменника (см.
Рис. 12.6.5.3 2).
В воздухомасляном теплообменнике проду-
ваемый через трубки воздух охлаждает масло, ко-
торое омывает межтрубное пространство. Как
правило, воздухомасляный теплообменник уста-
навливается на пути потока воздуха в газовоздуш-
ном тракте ГТД или через него продувается воз-
дух, отбираемый от компрессора.
Методика расчета теплообменных секций
приведена в [12.6.8.12].
12.6.5.4 - Фильтры и очистители
При работе двигателя в масло неизбежно по-
падают загрязняющие его частицы: посторонние
частицы, продукты окисления и износа, колонии
бактерий и продукты их жизнедеятельности. Со-
держащиеся в масле загрязняющие вещества по-
падают в зазоры между рабочими поверхностями
деталей двигателя и агрегатов, оказывают абразив-
ное воздействие, а также вызывают закупоривание
различных жиклеров, форсунок и дроссельных
каналов. Кроме того, механические частицы спо-
собствуют разрыву масляной пленки, ухудшают
режим смазки и вызывают повышенное окисление
масла.
Вредные для работы двигателя включения
удаляют из масла, пропуская его либо через пори-
стые и ячеистые материалы (фильтрация), либо
через различные силовые поля (очистка). Агрега-
ты, которыми осуществляется фильтрация, назы-
ваются фильтрами. Агрегаты, которыми осуществ-
ляется очистка, называются очистителями.
Опыт эксплуатации ГТД показал, что для обес-
печения их надежной и безопасной работы требу-
ются несколько типов фильтров:
-	фильтры очистки масла;
-	фильтры защитные;
-	фильтры последнего шанса.
и тонкой очистки масла.
Фильтры могут быть с перепускными, отсеч-
ными клапанами или без них.
Фильтры очистки масла сохраняют работоспо-
собность и эффективность узлов трения двигателя,
маслосистемы и самого масла в течение длительно-
го времени. Защитные фильтры предотвращают вне-
запный отказ какого-либо узла двигателя. Они за-
держивают крупные частицы, размеры которых
значительно больше зазоров в парах трения. Филь-
тры последнего шанса, как показано в разделе
12.6.2.2, исключают засорение жиклерных отвер-
стий и защищают узлы трения от проникновения
в них крупных частиц.
863
Глава 12 - Системы ГТД
Важнейшими параметрами фильтров являют-
ся: тонкость фильтрации и степень очистки масла
от включений, пропускная способность, создавае-
мое сопротивление, ресурс, срок службы и проч-
ность.
Фильтры могут удалять из масла частицы
любого происхождения, если их размеры больше
размеров ячеек (пор) фильтрующего материала.
Очистители же удаляют только такие частицы, ко-
01 ИОСИ ГСЛЬНаЯ долговечность
подшипника
Абсо ютная тонкость фильтрования, мкм
Рисунок 12.6.5.4_1 - Зависимость относительной
долговечности подшипника
качения от абсолютной тон-
кости фильтрования масла
а) фильтрующий материал;
б) фильтр;
1 - полотна стекловолокон
ные; 2 - кусочки стеклянных
волокон, зафиксированные
между собой; 3 - сигнализатор
флажковый максимального пе-
репада давления на фильтре;
4 - датчик-сигнализатор пере-
пада давления на фильтре;
5 - клапан отсечной; 6 - кла-
пан перепускной; 7 — крышка
фильтра; 8 - корпус фильтра;
9 - фильтроэлемент;
10 - пробка сливная
торые способны взаимодействовать с силовым по-
лем данного очистителя. Очистители не создают
в системе значительного сопротивления даже тог-
да, когда они удаляют из масла мельчайшие части-
цы. В очистителях используют гравитационное,
центробежное и магнитное поля. Часто возможно
сочетание в системе фильтров и очистителей.
В современных маслосистемах все чаще нахо-
дит применение установка двух последовательно
расположенных фильтров на выходе масла из отка-
чивающего насоса, что позволяет решать проблему
очистки масла на двигателе наилучшим способом.
Фильтр, устанавливаемый на выходе из откачива-
ющего насоса, имеет повышенную (по сравнению
с устанавливаемым после нагнетающего насоса)
тонкость фильтрации и называется фильтром тон-
кой очистки. Устанавливаемый после нагнетающе-
го насоса фильтр выбирают таким образом, чтобы
тонкость его фильтрации полнопоточную очистку
масла при низкотемпературном запуске (исключа-
ется перепуск масла мимо фильтра), поэтому его
часто называют фильтром грубой очистки.
При постановке фильтра тонкой очистки на
выходе из откачитвающих насосов выносимые заг-
рязнения улавливаются до поступления масла в
теплообменник и бак. Таким образом, их характе-
ристики сохраняются в течение всего срока служ-
бы. В случае установки фильтра тонкой очистки
на выходе из нагнетающего насоса при низкотем-
пературном запуске часть масла будет перепускать-
ся помимо фильтра до тех пор, пока оно не прогре-
ется до достаточной температуры и вязкость его не
достигнет той величины, при которой оно будет
полностью проходить через фильтр.
Повышение тонкости фильтрации в маслоси-
стемах обеспечивает ряд преимуществ, из которых
главное - увеличение долговечности подшипников.
Р.В.Macpherson совместно с фирмой Westlend
Helicopters и Английским королевским колледжем
[12.6.8.13] испытали несколько сотен подшипни-
ков качения на масле с разной абсолютной тонко-
стью фильтрации, что позволило определить зави-
симость их относительной долговечности от
абсолютной тонкости фильтрации масла. Резуль-
тат оказался поразительным: при увеличении аб-
солютной тонкости фильтрации масла от 40 до
3 мкм относительная долговечность подшипников
увеличивается больше, чем на порядок, (см.
Рис. 12.6.5.4 1).
Фильтры в соответствии с видом применяе-
мых фильтровальных материалов можно разделить
на два основных типа: в первом частицы загрязни-
теля задерживаются, в основном, на поверхности
материала, а во втором — в порах капилляров мате-
864
Глава 12 - Системы ГТД
риала. Фильтры первого типа получили название
поверхностные, второго - глубинные.
В соответствии с возросшими требованиями
к фильтрации масла разработаны новые фильтру-
ющие материалы, которые позволяют перейти от
поверхностного фильтрования (через проволочную
сетку) к объемному - через комбинированный по-
ристый материал.
Вновь разработанный фильтрующий материал
состоит, в основном, из двух тонких пористых стек-
ловолоконных полотен 1, между которыми в хаоти-
ческом порядке зафиксированы кусочки тонких
стеклянных волокон 2.
Стеклянные волокна устойчивы к агрессив-
ным компонентам синтетических масел, стеклово-
локонный фильтрующий материал обладает высо-
кой прочностью и может работать при температуре
до 400°С.
Важное влияние на ограничение габаритов
фильтра при повышении абсолютной тонкости
фильтрации оказала возможность придания фильт-
рующему элементу формы в виде гофрированного
цилиндра. Ранее гофрированный сетчатый фильт-
роэлемент не применялся, так как в случае засоре-
ния его очистка (промывка) невозможна. С созда-
нием нового стекловолоконного фильтрующего
материала необходимость очистки фильтроэлемен-
та отпала. Фильтрование происходит по глубине
фильтрующего материала и извлечь из него задер-
жанные загрязнения невозможно, по истечении
срока службы или в случае засорения фильтроэле-
мент заменяется новым.
Появление в серийном производстве гофриро-
ванного фильтроэлемента с новым фильтрующим
стекловолоконным материалом привело к почти
одновременному повышению абсолютной тонко-
сти фильтрации масла во всех без исключения за-
рубежных авиационных двигателях. В ГТД для
гражданской авиации абсолютная тонкость филь-
трования была повышена до 15 мкм, а в двигате-
лях и редукторах вертолетов - до 3 мкм вместо пре-
жней тонкости фильтрации от 40 до 100 мкм.
На наружной поверхности фильтрующего
материала можно расположить полосы диагности-
ческого слоя, с тем чтобы через требуемый период
наработки (например через 200 и 400 часов эксп-
луатации авиационного двигателя) провести ана-
лиз отложений, по результатам которого диагнос-
тировать состояние узлов двигателя. Так, например,
фильтроэлементы для системы гидравлики Ту-154
идут со слоем Dirt Alert (диагностический слой)
фирмы PALL Corporation.
На Рис. 12.6.5.4 2 показаны фильтроэлемен-
ты двигателя RB211.
Рисунок 12.6.5.42 - Фильтроэлементы магистра-
лей нагнетания (слева) и от-
качки масла (справа) двигате-
ля RB211 (Печатается с разре-
шения Rolls-Royce pic.)
Для повышения качества очистки масла уста-
навливают комбинированные центробежные очи-
стители. Они способны удалять из масла инород-
ные частицы размером меньше тех, которые могут
задерживать основные фильтры, устанавливаемые
в магистрали нагнетания. Однако они имеют ряд
недостатков:
-	скорость прохождения масла через ротор
центрифуги слишком велика, чтобы обеспечить
осаждение мелких частиц;
-	легкие загрязнения в роторе не осаждаются;
-	во время разгона ротора и при его останове
отложения в нем частично смываются;
-	необходимость дополнительного привода;
-	осмотр или очистка от отложений требуют
разборки центрифуги, что вызывает дополнитель-
ные затраты в эксплуатации.
12.6.5.5 - Воздухоотделители и
суфлеры
При смазке подшипников, многочисленных
приводов и передач ГТД происходит раздробление
масла, что способствует его перемешиванию с воз-
духом. В результате перемешивания образуется воз-
душная эмульсия, которая откачивается из двигате-
ля откачивающими насосами. Вспененное масло
хуже смазывает и охлаждает детали двигателя из-
за местных разрывов масляной пленки. Чем боль-
865
Глава 12 - Системы ГТД
=► Масло
cz> Масло воздушная смесь
<=> Воздух
Рисунок 12.6.5.51 - Воздухоотделитель центро-
бежный
1 - корпус воздухоотделителя;
2 - ротор; 3 - вал приводной;
4 - щель кольцевая; 5 - корпус
промежуточный; 6 - штуцер;
7 - клапан шариковый
ше откачивается из двигателя с маслом воздуха, тем
больше его будет и на входе в нагнетающий насос.
Поэтому важной задачей является удаление возду-
ха из масловоздушной смеси.
Откачка масла из двигателя предусматривает
отделение воздуха от масловоздушной смеси при
помощи воздухоотделителей. Воздухоотделители
делятся на статические и динамические [12.6.8.14].
Статические воздухоотделители:
-	гасители пены, выполненные в виде устанав-
ливаемых в маслосборниках двигателя перфориро-
ванных или сетчатых перегородок, а также перфо-
рированных или сетчатых наконечников заборных
трубок;
-	лотковые воздухоотделители (устанавлива-
ют в маслобаках), в которых попадающее на плос-
кий лоток вспененное масло стекает с него в мас-
лосборник тонкой пленкой и в пленке лопается
значительная часть воздушных пузырьков;
Динамические воздухоотделители - привод-
ные центрифуги (см. Рис. 12.6.5.5 1), которые ус-
танавливают на выходе масловоздушной смеси из
откачивающих насосов и воздухоотделители типа
«циклон», использующие принцип отделения воз-
духа за счет центробежных сил, которые устанав-
ливаются в маслобаке или перед ним.
Откачиваемое масло через окно в цилиндричес-
кой части корпуса 1 воздухоотделителя поступает
во внутреннюю полость ротора 2, установленного
на приводном валу 3. Под действием центробежных
сил масло как более тяжелое отбрасывается ребра-
ми ротора к его периферийной части. Далее через
кольцевую щель 4, внутренние полости промежу-
точного корпуса 5 и штуцер 6 отводятся из цент-
робежного воздухоотделителя в маслобак. Воздух
и пары масла скапливаются в центре внутренней
полости ротора и при открытых под действием
центробежных сил шариковых клапанах 7 прохо-
дят через радиальные отверстия во внутреннюю
полость приводного вала и отводятся из воздухо-
отделителя в полость коробки приводов.
Эффективность работы воздухоотделителя за-
висит от частоты вращения его ротора и вязкости
масла. С увеличением вязкости масла эффектив-
ность работы воздухоотделителя понижается, что
может привести при запуске двигателя к перепол-
нению маслом внутренних полостей двигателя.
Для устранения этого недостатка в конструк-
ции воздухоотделителя или в магистрали отвода
воздуха устанавливают «эмульсионные» клапаны.
Шариковый клапан 7 при малых скоростях враще-
ния ротора двигателя перекрывает указанную ма-
гистраль. При правильно выбранных параметрах
центрифуги содержание воздуха в масле уменьша-
ется до 4...5%. Из других средств, способствую-
щих уменьшению содержания воздуха в масле, зас-
луживают внимания специальные присадки
(обычно кремнийорганического происхождения),
уменьшающие прочность поверхностной пленки,
усиливающие коагуляцию мелких пузырьков воз-
духа и облегчающие выход их на поверхность.
При одинаковой эффективности сепарации
масла статические воздухоотделители проигрыва-
ют центробежным по габаритам и массе. Преиму-
ществом статических воздухоотделителей являют-
ся простота и надежность, так как они не имеют
подвижных деталей и соединений в конструкции.
Это является основной причиной более широкого
их применения в составе ГТУ.
В удаляемом из масляных полостей в атмос-
феру воздухе кроме паров масла содержится в кап-
леобразном состоянии и собственно масло. Для
уменьшения безвозвратных потерь масла путем от-
деления и возвращения его в маслосистему приме-
няются центробежные суфлеры, которые также
выравнивают и стабилизируют давление в масля-
ных полостях двигателя. В таком суфлере для осаж-
дения из воздуха капель масла используются цен-
866
Глава 12 - Системы ГТД
Масло в коробку приводов
Масловоздушная смесь
Воздух в атмосферу
Рисунок 12.6.5.5 2 - Суфлер-сепаратор центро-
бежный (Печатается с разре-
шения Rolls-Royce pic.)
1 - сегменты из пористого ма-
териала; 2 - отверстия на
входе масловоздушной смеси;
3 - окна в роторе; 4 - выемки;
5 - коробка приводов агрега-
тов.
тробежные силы [12.6.8.14], под действием кото-
рых частицы масла сепарируются и возвращаются
в масло систему.
В маслосистемах с так называемой открытой
системой суфлирования давление в масляных по-
лостях близко к атмосферному. Давление падает
с высотой полета, в результате снижается произ-
водительность маслонасосов и с достижением не-
которой высоты производительность нагнетающе-
го насоса становится недостаточной. С целью
повышения высотности маслосистемы выполня-
ются закрытыми - в масляных полостях, включая
маслобак, поддерживается некоторое избыточное
давление. Для этого на центробежный суфлер ус-
танавливается баростатический клапан, который
автоматически управляет выходной площадью
суфлера.
На Рис. 12.6.5.5 2 представлен суфлер-сепа-
ратор двигателя RB2 И с высокоскоростным рото-
ром, который собран из сегментов 1 из пористого
металла «Ретимет».
Масловоздушная смесь через отверстия 2 по-
ступает внутрь ротора суфлера, при прохождении
через который происходит разделение смеси. Воз-
дух через окна 3 проходит во внутреннюю полость
вала ротора и дальше - к выходу в атмосферу,
а масло отбрасывается к наружной стенке корпу-
са суфлера-сепаратора и по выемкам 4 и внутрен-
нему каналу (не показан) в коробку 5 приводов
агрегатов.
12.6.6 - Перспективы развития мас-
лосистем
Дальнейшее совершенствование маслосистем
ГТД возможно по нескольким направлениям. Одно
из основных - улучшение смазывающих и охлаж-
дающих свойств применяемых масел.
Важно для улучшения работоспособности
подшипников и пар трения проболжить работы по
повышению тонкости фильтрации масла, а также
уменьшению его безвозвратных потерь.
С появлением в ближайшем будущем «элект-
рического» самолета механический привод агре-
гатов будет заменен на электрический, в результа-
те чего отпадает необходимость их размещения на
коробке приводов, что позволит уменьшить массу
и габариты двигателя и существенно улучшить его
надежность.
12.6.7 - Англо-русский словарь-ми-
нимум
air — воздух
air separator - воздухоотделитель
block of pumps - блок насосов
breathing - суфлирование
breather centrifugal - суфлер центробежный
crane drain - кран сливной
filter - фильтр
filter - signaliser - фильтр-сигнализатор
fuel топливо
gauge - датчик
gearbox - коробка приводов
heat exchanger - теплообменник
oil - масло
oil - air mixture - масло-воздушная смесь
plug magnetic - пробка магнитная
pressure - нагнетание
pump oil - насос масляный
scavenge -откачка
signaliser - сигнализатор
tank oil - бак масляный
valve safety - клапан предохранительный
valve reducing клапан редукционный
867
Глава 12 - Системы ГТД
valve by-pass - клапан перепускной
valve return - клапан обратный
12.6.8 - Перечень использованной
литературы
12.6.8.1.	Хронин Д.В. Конструкция и проектиро-
вание авиационных газотурбинных двигателей. -
М.: Машиностроение, 1989, 565 с.
12.6.8.2.	Бич М.М, Вейнберг Е.В., Сурнов Д.Н. Под
редакцией Скубачевского Г.С. Смазка авиационных
газотурбинных двигателей. - М.: Машинострое-
ние, 1979, 176 с.
12.6.8.3.	Домотенко Н.Т., Кравец А.С. Масляные
системы газотурбинных двигателей. - М.: Транс-
порт, 1972, 96 с.
12.6.8.4.	Скубачевский Г.С., Авиационные газотур-
бинные двигатели. Конструкция и расчет деталей.
- М.: Машиностроение, 1969, 544 с.
12.6.8.5.	Анисимов И.Г., Бадышева К.М., Блашов
С.А. и др. Топлива. Смазочные материалы. Техни-
ческие жидкости. Ассортимент и применение.
Справочник., Под ред. В.М. Школьникова. - М.:
Изд-во центра «Технинформ» Международной
Академии информации, 1999, 596 с.
12.6.8.6.	Итинская Н.И., Кузнецов Н.А. Справоч-
ник по топливу, маслам и техническим жидкостям.
-М.: Колос, 1982, 208с.
12.6.8.7.	Аксенов А.Ф. Авиационные топлива, Сма-
зочные материалы и специальные жидкости. - М.:
Транспорт, 1965, 272 с.
12.6.8.8	Раздолии М.В., Агрегаты воздушно-реак-
тивных двигателей. Жидкостные объемные насо-
сы. - М.: Оборонгиз, 1959, 188 с.
12.6.8.9.	Раздолии М.В. Сурнов Д.Н. Агрегаты воз-
душно-реактивных двигателей. Уч. пособие. - М.:
Машиностроение, 1973, 352 с.
12.6.8.10.	Некрасов Б.Б. Гидравликаи ее примене-
ние на летательных аппаратах. - М.: Машиностро-
ение, 1967, 368 с.
12.6.8.11.	Франкштейн Л.И. Труды ЦИАМ по мас-
ляным системам авиационных двигателей.
12.6.8.12.	Кейс В.М., Лондон А.Л. Компактные теп-
лообменники. - М.: Энергия, 1967, 224 с.
12.6.8.13.	Конверсия в машиностроении, журнал,
2003, №3
12.6.8.14.	Петров П.Г. Теоретические и эксперимен-
тальные исследования осевых центробежных суф-
леров масляных систем ГТД. Автореферат диссер-
тации., - М.: МАИ, 1976.
868
Глава 12 - Системы ГТД
12.7 - Гидравлические системы
ГТД
На многих ГТД кроме прочих систем, обеспе-
чивающих работу двигателя, имеется гидравличес-
кая система (ГС). ГС выполняет функции управле-
ния реверсивными устройствами (РУ) и другими
механизмами двигателя. Кроме этого, ГС может
подавать жидкость высокого давления для обеспе-
чения некоторых нужд самолета, например:
-	подъема и выпуска шасси;
-	управления закрылками;
-	открытия и закрытия различных люков и ст-
ворок;
-	управления поперечным, продольным и пу-
тевым курсом самолета;
-	управления воздухозаборником
и для других целей.
Единая для самолета и двигателя ГС называ-
ется централизованной. Примером такой ГС явля-
ется система управления РУ двигателя ПС-90А. ГС,
не имеющие связей с системами самолета и обс-
луживающие только узлы и механизмы двигателя,
называются автономными [12.7.3.1]. Примером
автономной ГС является система управления РУ
двигателя Д-З ОКУ.
В качестве рабочего тела в ГС используются
специальные жидкости. Наибольшее распростране-
ние получили жидкости на основе нефтяных фрак-
ций со специальными добавками типа АМГ-10
и фосфорорганических эфиров (НГЖ-5у). Каждая
из жидкостей предназначена для конкретных ус-
ловий работы. Жидкости токсичны, поэтому при
работе с ними необходимо соблюдать санитарно-
гигиенические меры безопасности.
На одном и том же двигателе могут применять-
ся различные жидкости. Так на двигателе ПС-90А
для самолетов Ил96-300, Ту-204 и Ту-214 исполь-
зуется жидкость НГЖ-5у, а на его модификации
ПС-90А-76 для самолета Ил-76МФ применяется
АМГ-10, что вызвано требованием разработчиков
самолета о сохранении в ГС самолета ранее при-
мененной жидкости.
В настоящее время обязательным для рабочих
жидкостей ГС двигателей самолетов гражданской
авиации является требование взрывопожаробезо-
пасности. При местных перегревах жидкости не
исключается возможность ее деструкции и частич-
ного гидролиза с выделением горючих спиртов и об-
разованием кислых фосфорорганических эфиров,
которые, постепенно накапливаясь, могут привес-
ти к вспышке. Для обеспечения взрывопожаробе-
зопасности свободное пространство над жидко-
стью заполняется азотом вместо воздуха.
Требования по обеспечению минимальной
массы и уменьшению габаритов гидравлических
агрегатов диктуют обеспечение в ГС высоких дав-
лений жидкостей. Повышение давления жидкости,
в свою очередь, влечет уменьшение зазоров в тру-
щихся парах гидроагрегатов и особые требования
к чистоте внутренних полостей, самой гидрожид-
кости и тонкости ее фильтрации. В ГС применя-
ются фильтры с тонкостью фильтрации 3... 10 мкм
[12.7.3.2, 12.7.3.3].
12.7.1 - Гидросистемы управления
реверсивными устройствами
Из всех ГС двигателя чаще применяется ГС
управления РУ.
В настоящее время наиболее широко исполь-
зуются централизованные ГС. Так, например, ГС
двигателя ПС-90А является частью централизован-
ной ГС самолетов Ил96-300, Ту-204 и Ту-214, так-
же как и ГС двигателя ПС-90А-76, устанавливае-
мого на самолет Ил-76МФ.
12.7.1.1 - Централизованная гидро-
система управления реверсивным
устройством
Работу централизованной ГС рассмотрим на
примере двигателя ПС-90А (см. Рис. 12.7.1.1 1).
ГС управления РУ предназначена для пере-
кладки створок реверсивного устройства в положе-
ния «Прямой тяги» и «Обратной тяги» и включает
в себя гидравлическую и газовую части. Основным
режимом работы ГТД является режим, при котором
РУ выключено и находится в положении «Прямая
тяга». Переключается РУ из кабины пилота.
Рабочая жидкость из гидравлического бака
(далее - гидробак) 1 самолета поступает в плунжер-
ный насос 2, приводимый от коробки приводов аг-
регатов ГТД. Заправка рабочей жидкости в гид-
робак и ее слив производится через самолетную
часть ГС.
Насос 2 по магистрали нагнетания через
фильтр 3 подает рабочую жидкость под высоким
давлением к механизмам управления самолетом
(не показаны) и через обратный клапан 4 подво-
дится к гидроаккумулятору 5, заполняет его гид-
равлическую камеру и сжимает азот. За счет сжа-
тия азота происходит аккумулирование энергии,
что позволяет компенсировать расход жидкости
при перекладке РУ (обеспечить требуемое время
его перекладки), а также способствует снижению
пульсаций давления в системе. Кроме гидроакку-
мулятора жидкость по трубопроводам подводится
869
870
направление движения жидкости
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
Глава 12 - Системы ГТД
Из гидробака canojiet a
Слив в гидробак самолета
Нагнетание
При перекладке в положение обратной тяги
При перекладке в положение прямой тяги
На установившемся режиме в
положении прямой гяги
Рисунок 12.7.1.1_1 - Централизованная ГС двигателя ПС-90А
1 - бак гидравлический самолета; 2 - насос плунжерный; 3 - фильтр; 4 - клапан обратный магистрали нагнетания; 5 - гидроаккуму-
лятор; 6 - кран перепускной; 7 - клапан термический; 8 - распределитель гидравлический с электромагнитным управлением; 9 - кран
управления реверсом; 10 - гидроцилиндр замка; 11 - гидроцилинды силовые; 12 - клапан челночный; 13 - клапан обратный магистрали
слива; 14-датчик давления; 15 - сигнализатор давления; 16 - клапан зарядный; 17 - гидроразъемы
Глава 12 - Системы ГТД
к перепускному крану 6, термическому клапану 7
и гидравлическому распределителю 8.
Электромагнит гидравлического распредели-
теля выключен и при этом перекрыт доступ жид-
кости высокого давления к крану 9 управления РУ.
Вследствие теплового расширения давление
рабочей жидкости в магистрали нагнетания ГС мо-
жет возрасти до недопустимых величин. В этом слу-
чае открывается термический клапан и перепуска-
ет часть рабочей жидкости в магистраль слива, за
счет чего в магистрали нагнетания поддерживает-
ся требуемое давление.
При переводе РУ в положение «Обратная
тяга» подается напряжение на электромагнит гид-
равлического распределителя 8. Золотник распре-
делителя перемещается и открывает доступ жид-
кости высокого давления к крану 9 управления
реверсом. Одновременно через механизм управ-
ления и блокировки рычаг крана управления ре-
версом устанавливается в положение «Обратная
тяга». Золотник крана управления реверсом зани-
мает положение, при котором жидкость под вы-
соким давлением подводится к штуцерам «О»
и «Л» гидроцилиндра 10 замка, штуцер «Н» гид-
роцилиндра замка через кран управления ревер-
сом соединяется со сливом. Под действием высо-
кого давления в полости штуцера «О» шток
гидроцилиндра 10 перемещается и открывает ме-
ханический замок, удерживающий реверсивное
устройство в положении «Прямая тяга». В конце
своего хода шток гидроцилиндра замка занимает
положение, при котором полость штуцера «Л»
соединяется с полостью штуцера «М», и жидкость
под высоким давлением подводится в поршневые
полости трех силовых гидроцилиндров 11 и к чел-
ночному клапану 12. Под действием высокого дав-
ления челнок клапана челночного, перемещается
и занимает положение, при котором обе полости
силовых гидроцилиндров (штоковая и поршневая)
соединяются с магистралью высокого давления.
Штоки поршней силовых гидроцилиндров выд-
вигаются, переводя реверсивное устройство в по-
ложение «Обратной тяги», при этом жидкость из
штоковых полостей силовых гидроцилиндров за
счет разности площадей через челночный клапан
перетекает в поршневые полости. Слив из челноч-
ного клапана через кран управления реверсом со-
единяется со сливными магистралями распреде-
лителя гидравлического и через обратный клапан
ГС самолета.
РУ из положения «Обратная тяга» в положе-
ние «Прямая тяга» перекладывается рычагом кра-
на управления реверсом. Золотник крана 9 управ-
ления реверсом перемещается в положение, при
котором жидкость под высоким давлением под-
водится из крана управления реверсом к штуце-
ру «Н» гидроцилиндра замка, который в это вре-
мя находится на механической защелке, поэтому
шток гидроцилиндра замка остается в положении
«Обратная тяга» (втянутым). Одновременно жид-
кость под высоким давлением поступает к челноч-
ному клапану. Под действием рабочего давления
«челнок», перемещаясь, занимает положение, при
котором жидкость под высоким давлением посту-
пает в штоковые полости силовых гидроцилинд-
ров, соединяя их поршневые полости через внут-
ренние полости гидроцилиндра замка, крана
управления реверсом и гидравлического распре-
делителя со сливной магистралью ГС самолета.
Под действием высокого давления поршни сило-
вых гидроцилиндров втягиваются, переводя ре-
версивное устройство в положение «Прямая тяга».
В конце хода поршней механическая защелка гид-
роцилиндра замка убирается и поршень гидро-
цилиндра замка под действием давления в полос-
ти штуцера «Н» выдвигается, закрывая механизм
замка. После закрытия механизма замка его кон-
цевой выключатель прерывает электрическую
цепь подачи напряжения к электромагниту рас-
пределителя гидравлического. Его золотник пе-
ремещается и перекрывает доступ жидкости вы-
сокого давления к крану управления реверсом.
Система приходит в исходное положение «Пря-
мая тяга».
Работа ГС управления РУ контролируется
датчиком 14 давления азота в гидроаккумулято-
ре и сигнализатором 15 давления. При повыше-
нии давления жидкости за краном управления ре-
версом более 100 кгс/см2 (при переводе рычага
крана в положение «Обратной тяги») выдается
сигнал.
При наземном обслуживании ГС управления
РУ необходимо обеспечить безопасности выпол-
нения работ - исключить возможности включения
РУ при работах на двигателе и при зарядке гидро-
аккумулятора азотом. Для этого давление жидко-
сти при помощи перепускного крана стравлива-
ют из магистрали нагнетания в магистраль слива.
В остальное время кран находится в положении
«Кран закрыт».
Гидроаккумулятор заправляется азотом через
зарядный клапан 16.
Часть агрегатов ГС самолета, таких как гид-
ронасосы, фильтр размещаются на двигателе. Тру-
бопроводы гидравлической системы модуля РУ
подсоединяются к самолетной части системы гид-
роразъемами 17.
871
Глава 12 - Системы ГТД
12.7.1.2 - Автономная гидросистема
управления реверсивным устрой-
ством
Автономную ГС рассмотрим на примере гид-
равлической системы управления РУ двигателя
Д-ЗОКУ (см. Рис. 12.7.1.2 1). Так же как и на дви-
гателе ПС-90А, она включает в себя две части - гид-
равлическую и газовую. В качестве рабочего тела
в гидравлической части ГС используется масло
АМГ-10, а в газовой - азот.
Рабочая жидкость из бака 1 самотеком посту-
пает на вход в плунжерный насос, приводимый во
вращение от ротора высокого давления двигателя.
При работе двигателя насос 2 подает рабочую жид-
кость через обратный клапан 3 и фильтр 4 на вход
в автомат 5 разгрузки. В автомате разгрузки жид-
кость поступает к обратному клапану (не показан),
который открывается под давлением поступающей
жидкости и перепускает поток к гидроаккумулято-
рам 6 и распределительному крану 7.
По мере заполнения полостей гидроаккуму-
ляторов жидкостью поршни передвигаются и сжи-
мают азот. Когда давление азота и жидкости в сис-
теме достигает 20,3... 22,5 МПа, автомат разгрузки
разъединяет полости силовых гидроцилиндров 8
с нагнетающей магистралью насоса. Жидкость по
внутренним каналам автомата разгрузки через
фильтр 9 возвращается в гидробак. Таким образом,
автомат разгрузки переводит насос из режима на-
грузки в режим холостого хода и поддерживает дав-
ление жидкости в нем в пределах от 0,5... 1,5 МПа.
В гидроаккумуляторах и в соответствующих по-
лостях силовых цилиндров 8 давление жидкости
остается высоким.
При переключении РУ на режим «Обратная
тяга» или «Прямая тяга» часть рабочей жидкости
из силовых гидроцилиндров перепускается в гид-
робак, вследствие чего они частично разряжают-
ся. Когда давление жидкости в аккумуляторах сни-
жается до 14,8... 17,2 МПа автомат разгрузки снова
переводит насос в рабочий режим и производится
повторная подзарядка гидроаккумуляторов.
При наземном обслуживании РУ периодичес-
ки давление жидкости в гидроаккумуляторах кон-
тролируется с помощью манометра, подключенно-
го к отсечному клапану 10. Для проверки работы
ГС управления РУ на неработающем двигателе
при разряженных гидроаккумуляторах ее подклю-
чают к аэродромной насосной станции (не пока-
зана) через клапаны всасывания 11 и нагнетания
12. Обратный клапан 3 в этом случае предотвра-
щает поступление жидкости от насосной станции
в плунжерный насос 2.
872
Давление рабочей жидкости из гидроаккумуля-
торов (без перекладки створок РУ) стравливается
перепускным краном 13, ручка которого переводит-
ся в рабочее положение и соединяет магистрали вы-
сокого давления и сливную. В результате рабочая
жидкость под давлением сжатого азота вытесняется
из гидроаккумуляторов и через кран перепускной
и фильтр 9 отводится в гидробак.
РУ двигателя Д-ЗОКУ управляется рычагом
из кабины пилота. Связь этого рычага с распреде-
лительным краном управления РУ, подающим ра-
бочую жидкость в силовые цилиндры для пере-
кладки в положение «Прямая тяга» или «Обратная
тяга», осуществляется одним и тем же рычагом 14
с помощью рычага 15.
Сигнализатор 16 положения рычага распреде-
лительного крана (не показан) извещает о работе
ГС управления РУ на двигателе Д-ЗОКУ в положе-
ниях «Прямой тяги» и «Обратной тяги».
Азотные полости гидроаккумуляторов заряжа-
ют от наземных баллонов. Азот в полости подается
с помощью специального приспособления через за-
рядный штуцер 17 и обратный клапан 18. Зарядка
прекращается при достижении в азотных полостях
давления 8,0... 12,0 МПа. Давление в азотных по-
лостях проиверяют специальным приспособлени-
ем с манометром, присоединяемым через обратные
клапаны 19.
Бак заполняется рабочей жидкостью через за-
ливную горловину 20 с сетчатым фильтром. Уро-
вень рабочей жидкости в баке контролируется
уровнемером 21. Жидкость из бака сливается че-
рез сливной кран 22.
При работе двигателя гидробак наддувается
воздухом из кабины самолета через клапан 23 над-
дува, открывающийся при перепаде давлений на
нем более 0,012 МПа. Рост давления в воздушной
полости гидробака ограничивается предохрани-
тельным клапаном 24, настраиваемым на давление
0,048.. .0,058 МПа. При превышении давления воз-
духа в баке указанных значений воздух из бака от-
водится через предохранительный клапан в трубоп-
ровод суфлирования двигателя и далее на срез
сопла двигателя.
При температурном расширении рабочей жид-
кости термический клапан 25 перепускает часть ее
в магистраль слива.
12.7.1.3 - Порядок проектирования
гидросистем
Проектирование начинается с выбора марки
рабочей жидкости исходя из заданных условий ра-
боты ГС в составе двигателя. В случае выбора цен-
Рисунок 12.7.1.2_1 - Автономная ГС управления реверсивным устройством двигателя Д-З ОКУ
1 - бак гидравлический; 2 - насос плунжерный; 3 - клапан обратный; 4 - филыпр магистрали нагнетания; 5 - автомат разгруз-
ки; 6 - гидроаккумуляторы; 7 - кран распределительный; 8 - гидроцилиндр силовой; 9 - филыпр магистрали слива; 10 - клапан
отсечной манометра; 11 - клапан всасывания;12 - клапан нагнетания; 13 - кран перепускной; 14 - рычаг управления РУ (РУР);
15 - рычаг системы управления краном распределительным; 16 - сигнализатор положения рычага распределительного крана;
17- штуцер зарядный; 18 - клапан обратный зарядного устройства; 19 - корпус обратных клапанов; 20 - горловина заливочная
с сетчатым фильтром; 21 - уровнемер; 22 - кран сливной; 23 - клапан наддува; 24 - клапан предохранительный; 25 - клапан
термический
Глава 12 - Системы ГТД
Глава 12 - Системы ГТД
трализованной схемы ГС тип рабочей жидкости
задают, как правило, разработчики самолета. Они
же определяют величину давления жидкости в си-
стеме и тип гидравлического насоса. При автоном-
ной схеме ГС, исходя из потребных значений дав-
ления жидкости и ее расхода, выбирается тип
гидравлического насоса. Для эффективной рабо-
ты ГС управления РУ необходимо обеспечить тре-
буемое время его перекладки.
Например, для двигателя ПС-90А время пе-
рекладки с «Прямой тяги» на «Обратную тягу» не
превышает двух секунд, а с «Обратной тяги» на
«Прямую тягу» время перекладки составляет че-
тыре...шесть секунд. Потребный расход рабочей
жидкости определяется количеством силовых гид-
роцилиндров, необходимых для преодоления газо-
вых сил при перекладке РУ в положение «Обрат-
ной тяги»». По заданному времени перекладки РУ
и известной производительности гидравлических
насосов определяют потребное количество гидро-
аккумуляторов в ГС.
После выполнения расчетов оформляется
принципиальная схема ГС управления РУ с указа-
нием контрольных элементов (датчиков и сигнали-
заторов). Исходя из принятой схемы по общему
классификационному перечню подбираются агре-
гаты ГС или разрабатываются вновь (при необхо-
димости).
Применение на модификациях одного двига-
теля (как это произошло при создании двигателя
ПС-90А-76) различных типов жидкостей требует
переделки гидравлических агрегатов - необходи-
ма замена материала уплотнительных колец (нет
резины, которая бы одинаково хорошо работала
в жидкостях АМГ-10 и НГЖ-5у).
12.7.2 - Англо-русский словарь-ми-
нимум
allocator hydraulic - распределитель гидравличес-
кий
filter - фильтр
gauge — датчик
hydroaccumulator - гидроакгумулятор
inflation valve — клапан зарядный
nitrogen - азот
pump — насос
reversive device (reverse trust device) - реверсивное
устройство
reverse thrust - реверсивная (обратная) тяга
signaliser — сигнализатор
socket — разъем
system hydraulic managements of the reversive device
- система гидравлическая управления реверсивным
устройством
tank hidraulic - бак гидравлический
valve return - клапан обратный
12.7.3 - Перечень использованной
литературы
12.7.3.1.	Башта Т.М. Гидравлические приводы ле-
тательных аппаратов, издание 4-е. - М.: Машино-
строение, 1967
12.7.3.2.	Матвеенко А.М., Зверев И. И. Проектиро-
вание гидравлических систем летательных аппа-
ратов. - М.: Машиностроение, 1982.
12.7.3.3.	Нейман В.Г. Гидроприводы авиационных
систем управления. Влияние внешних воздейству-
ющих факторов. Стендовые испытания и надеж-
ность. Под редакцией Селиванова М.П. - М.: Ма-
шиностроение, 1973.
874
Глава 12 - Системы ГТД
12.8 - Дренажные системы
12.8.1 - Назначение и классифика-
ция систем
Дренажные системы (ДС) предназначены для
сбора и удаления утечек и остатков рабочих жид-
костей (РЖ) - топлива, масла, гидрожидкости. На
разных двигателях в зависимости от количества, со-
става и размещения объектов дренажа может при-
меняться от одной до пяти и более ДС, каждая из
которых может обслуживать от одного до несколь-
ких объектов дренажа. ДС относятся к вспомогатель-
ным системам авиационных ГТД, но эффектив-
ность их функционирования может непосредственно
влиять на надежность запуска и пожаробезопас-
ность двигателя, его экологические и другие харак-
теристики.
ДС можно классифицировать:
-	по типу - открытые или замкнутые;
-	по назначению - для удаления утечек, остат-
ков РЖ или смешанного назначения;
-	по режиму функционирования - с ручным
или автоматическим удалением РЖ;
-	по общей схеме - с предварительным сбором
в дренажный бак или с непосредственным удале-
нием РЖ;
-	по способу удаления РЖ - слив самотеком,
вытеснение, эжекция или откачка механическим
насосом;
-	по месту удаления РЖ - отвод за мотогондо-
лу, за срез сопла, в газовоздушный тракт или в топ-
ливную систему,
а также по ряду других признаков.
Наиболее широко на двигателях используют-
ся ДС открытого типа с автоматическим удалением
РЖ. В таких системах утечки и остатки РЖ в конеч-
ном итоге попадают в атмосферу. С целью сниже-
ния загрязнения атмосферы углеводородами с 70-х
годов прошлого века на двигателях гражданского
назначения начали применяться ДС замкнутого
типа, обеспечивающие утилизацию дренированно-
го топлива.
12.8.2 - Характеристика объектов
дренажа
Под объектом дренажа понимается элемент
конструкции двигателя, в котором образуются
утечки или остатки РЖ. На одном двигателе мо-
жет быть от двух до десяти и более объектов дре-
нажа. К наиболее распространенным объектам дре-
нажа относятся:
-	узлы уплотнений приводных валов агрегатов
и датчиков (топливных и гидравлических насосов,
насосов-регуляторов, электрических генераторов,
стартеров, датчиков-тахометров и т.д.);
-	топливные коллекторы форсунок основной
камеры сгорания;
-	газовоздушный тракт (ГВТ) двигателя (по-
лости основной камеры сгорания и форсажной ка-
меры, турбины, сопла).
Узлы уплотнений приводных валов разделя-
ют рабочие полости агрегатов и коробки приво-
дов, предотвращая непредусмотренное перетека-
ние РЖ. В состав узла входят два уплотнения,
между которыми располагается дренажная по-
лость (см. Рис. 12.8.2 1). При уплотнении при-
водных валов насосов или других топливных
и гидравлических агрегатов оба уплотнения вы-
полняются контактного типа (манжетные или
торцевые). При уплотнении вала электрогенера-
тора, воздушного стартера или другого агрегата
с воздушной рабочей полостью со стороны аг-
регата обычно устанавливается бесконтактное
уплотнение (лабиринтное или щелевое). Любое
контактное уплотнение предусматривает некото-
рую утечку РЖ, которая необходима для охлаж-
дения и смазки трущихся поверхностей. Прохо-
дя через уплотнения, РЖ поступают в дренажную
полость, откуда отводятся в ДС. Различают сто-
яночные ( когда вал не вращается) и рабочие утеч-
ки. Современные узлы уплотнений имеют рабо-
чие утечки РЖ не более 5... 10 см3/ч, стояночные
утечки — не более 0,05... 1 см3/ч. Дренаж топлив-
ных коллекторов КС осуществляется после вык-
лючения двигателя во избежание коксования топ-
лива в каналах форсунок. Остатки топлива
сливаются из коллекторов через специальный
дренажный клапан под действием силы тяжести
и остаточного давления воздуха в камере. Объем
сливаемых остатков зависит от размеров коллек-
торов и других факторов и может составлять от
25 до 1700 см3.
В ГВТ остатки топлива образуются, как пра-
вило, при неудавшихся (из-за нерозжига основной
камеры сгорания) или ложных запусках - осевшее
на деталях проточной части топливо стекает в ниж-
нюю часть ГВТ. Дренаж ГВТ необходим для пре-
дотвращением попадания этого топлива в мотогон-
долу, а также его возгорания и выброса горящего
топлива из сопла при последующем запуске дви-
гателя. Топливо из ГВТ сливается под действием
силы тяжести через специально предусмотренные
отверстия или дренажные клапаны. Объем сливае-
мого остатка зависит от конструктивных особен-
ностей двигателя и может составлять от 30 до
1300 см3.
875
Глава 12 - Системы ГТД
Из рассмотренных объектов дренажа только
узлы уплотнений приводных валов и ГВТ имеют-
ся на всех типах ГТД. Топливные коллекторы ка-
мер сгорания на ряде двигателей не дренируются,
а проблема возможного коксования форсунок ре-
шается иначе. С другой стороны, на двигателях
могут быть объекты дренажа, не упомянутые выше
- элементы топливо-регулирующей аппаратуры,
коллекторы пусковых форсунок камеры сгорания,
узлы уплотнений штоков гидроцилиндров и др.
12.8.3 - Основные схемы и принцип
действия систем
На Рис. 12.8.3 1 приведены схемы ДС, полу-
чившие наиболее широкое применение.
В простейшем случае система содержит (см.
Рис. 12.8.2а) трубопровод, соединяющий объект
дренажа с местом удаления дренируемых РЖ. Это
автоматическая ДС, в которой РЖ удаляется само-
теком за мотогондолу. Как правило, на практике
такие системы применяются для дренажа узлов
б)
Рисунок 12.8.21 - Схема (а) и примеры конструктивного исполнения манжетного (б)
и торцевого (в) узлов уплотнений приводных валов агрегатов.
1 - масляная полость коробки приводов; 2 и 4-уплотнения; 3 - дренажная полость;
5 - полость агрегата; 6 - приводной вал; 7 — канал отвода утечек РЖ; 8 - топливная по-
лость агрегата; 9 и 10- резиновые манжетные уплотнения; 11 и 12 - торцевые графи-
товые уплотнения
в)
876
Глава 12 - Системы ГТД
уплотнений приводных валов с небольшими утеч-
ками. При этом каждый узел уплотнения может
иметь отдельную ДС, т.е. отдельный дренажный
трубопровод, который выводится за мотогондолу
совместно с другими аналогичными трубопрово-
дами. В случае отказа какого-либо уплотнения (по-
явление повышенных утечек РЖ) такое решение
существенно упрощает поиск неисправного агре-
гата.
Наличие в системах дренажного бака позво-
ляет накапливать дренируемые РЖ и регулировать
момент их удаления. В показанной на Рис. 12.8.26
системе РЖ удаляется за мотогондолу самотеком
на остановленном двигателе после открытия вруч-
ную сливного крана 5. Для слива РЖ может исполь-
зоваться технологическая емкость.
В следующих двух системах РЖ из дренаж-
ных баков удаляются автоматически на работаю-
щем двигателе за счет вытеснения воздухом (см.
Рис. 12.8.2в) или отсасывания воздушным эжекто-
ром 7 (см. Рис. 12.8.2г). Удаляемые РЖ могут от-
водиться за мотогондолу, за срез реактивного со-
пла двигателя или в ГВТ. Активный воздух для
наддува бака или питания эжектора отбирается от
компрессора двигателя.
Все рассмотренные выше ДС относятся к от-
крытому типу и могут использоваться для удале-
ния утечек и остатков любых РЖ. В отличие от это-
го, на Рис. 12.8.2д и 12.8.2е представлены схемы
замкнутых систем, предназначенных для утилиза-
ции дренированного топлива. В первой системе
утилизируются остатки топлива, сливающиеся из
Рисунок 12.8.31 - Схемы ДС
1 - объект дренажа; 2 - отвод РЖ; 3 - дренажный бак; 4 - суфлирование бака; 5 - кран
сливной; б - подвод воздуха; 7 - эжектор; 8 - топливная форсунка; 9 - КС; 10 - дренаж-
ная форсунка; 11 - жаровая труба; 12 - слив остатка топлива из камеры; 13 - поплавко-
вый клапан; 14 - обратный клапан; 15 - отвод топлива в топливную систему; 16 - под-
вод активного топлива к эжектору
877
Глава 12 - Системы ГТД
полости камеры сгорания 9. При следующем за-
пуске двигателя слившееся топливо вытесняется
из бака 3 воздухом и через дренажную форсунку
10 подается обратно в камеру сгорания (внутрь
жаровой трубы 11), где сгорает. Вытеснение топ-
лива происходит под действием перепада давления
воздуха, образующегося на стенке жаровой трубы.
Вторая система позволяет утилизировать как
утечки, так и остатки топлива. На работающем дви-
гателе дренированное топливо из дренажного бака
3 отсасывается эжектором 7 и возвращается в сис-
тему топливопитания двигателя. Активное топли-
во к эжектору может подводиться, например, с вы-
хода двигательного подкачивающего насоса,
а дренированное топливо отводиться на вход в этот
насос. Поплавковый клапан 13 предназначен для
предотвращения полной откачки топлива из бака во
избежание попадания воздуха в систему топливопи-
тания, анормально закрытый обратный клапан 14
не допускает обратного перетекания топлива в дре-
нажный бак после выключения двигателя.
Для возврата дренированного топлива в сис-
тему топливопитания применяются также систе-
мы с механическими насосами, с поршневыми или
диафрагменными вытеснительными устройствами
и других схем.
12.8.4 - Основные требования к
дренажным системам
Общие технические требования к топливным
ДС изложены в ОСТ 101191-92. Согласно предъяв-
ляемым требованиям, ДС должны:
-	обеспечивать полное, своевременное, безо-
пасное и автоматическое удаление топлива;
-	исключать попадание удаляемого топлива
в мотогондолу, другие пожароопасные зоны, а так-
же на наружные поверхности самолета и стояноч-
ную площадку аэродрома;
-	иметь необходимую безотказность, ресурс
и срок службы;
-	быть контролепригодными и простыми в об-
служивании;
-	обладать малой массой.
Данные требования в полном объеме могут
быть распространены на системы с любыми РЖ.
12.8.5 - Обеспечение работоспособ-
ности дренажных систем
Под работоспособностью ДС понимается со-
стояние, когда система может нормально выпол-
нять свои функции, т.е. удалять утечки и остатки
РЖ в соответствии с приведенными выше требо-
ваниями. Чтобы получить нормально функциони-
рующую систему при отработке ее конструкции
должны быть решены, как минимум, следующие
задачи.
1.	Должна быть обеспечена возможность бес-
препятственного слива РЖ из объекта дренажа. Это
достигается размещением дренажных баков или
мест слива ниже объектов дренажа и проектиро-
вание сливных трубопроводов с постоянным укло-
ном по потоку жидкости. В трубопроводах не до-
пускается наличие колен или петель, в которых
могут образовываться воздушные пробки, препят-
ствующие поступлению РЖ самотеком. В против-
ном случае может происходить переполнение дре-
нажных полостей, и на остановленном двигателе
не исключено попадание РЖ в коробку приводов,
в мотогондолу или на стояночную площадку.
Попадание РЖ (например, топлива) в полость
коробки приводов приводит к ухудшению смазы-
вающей способности масла («разжижение» масла)
и повышению пожароопасности масляной систе-
мы (снижается температура вспышки паров мас-
ла). При попадании РЖ в мотогондолу происходит
загрязнение («замасливание») поверхностей агре-
гатов, трубопроводов, электропроводки, корпусных
деталей и внутренней стенки самой мотогондолы,
что ухудшает условия обслуживания двигателя
и повышает его пожароопасность. На наружных
поверхностях мотогондолы могут образовываться
следы (подтеки) РЖ, ухудшающие внешний вид
самолета. Из мотогондолы РЖ могут подтекать на
стояночную площадку, загрязняя место стоянки
самолета.
При накапливании дренированного топлива
в ГВТ может произойти его возгорание от потока
горячих газов при запуске двигателя и последую-
щим выбросом горящего топлива через сопло на
стояночную площадку («факеление» на запуске»).
На двигателях с регулируемыми соплами горящее
топливо может затекать в элементы сопла и для
ликвидации возгорания может потребоваться при-
менение аэродромных средств пожаротушения.
Следствием затрудненного слива топлива из кол-
лекторов рабочих и пусковых форсунок может
стать их закоксование.
2.	Должно быть обеспечено поддержание дав-
ления в дренажных полостях узлов уплотнений при-
водных валов по величине меньше, чем в рабочих
полостях агрегата и коробки приводов. Это условие
способствует нормальному поступлению утечек РЖ
в дренажную полость и исключает возможность пе-
ретекания РЖ из полости агрегата в полость короб-
ки приводов или из дренажной полости в полость
агрегата и в мотогондолу;
878
Глава 12 - Системы ГТД
3.	Дренажный бак должен иметь достаточную
вместимость во избежание его переполнения и по-
падания РЖ в мото го идолу, в ГВТ или на стояноч-
ную площадку. Вместимость бака зависит от объе-
ма дренируемых РЖ, режима его опорожнения
и других факторов.
4.	РЖ из дренажного бака должна своевремен-
ное удаляться, т.к. в противном случае из-за недо-
опорожнения бака возможно его переполнение.
Обычно полагается, что опорожнение бака долж-
но происходить за время не более 1...3 минут на
расчетном режиме работы двигателя.
5.	Температурное состояние в системе должно
исключать возможность коксования РЖ, т.к. это при-
водит к закупориванию каналов в деталях и трубо-
проводах. В результате затрудняется слив РЖ из
объектов дренажа или их своевременное удаление
из дренажных баков;
6.	Должна быть обеспечена возможность раз-
дельного удаления утечек или остатков несовмес-
тимых РЖ (например, гидрожидкости и масла
и др.). Если это условие не выполняется, то про-
дукты окисления дренируемых РЖ могут также
привести к закупориванию каналов и трубопрово-
дов.
7.	Должно быть исключено накапливание и за-
мерзание воды в элементах системы, куда она мо-
жет стекать из ГВТ или попадать с воздухом, ис-
пользуемым для наддува дренажных баков.
Игнорирование этого требования может привести
к поломке баков или трубопроводов. В замкнутых
системах должна быть также исключена возмож-
ность попадания свободной воды вместе с возвра-
щенным топливом в систему топливопитания.
Естественно, это не весь перечень задач, ко-
торые необходимо решить для обеспечения рабо-
тоспособности ДС. Простота схем ДС кажущаяся
- создание работоспособных конструкций требует
серьезных теоретических знаний и наличия прак-
тического опыта.
12.8.6 - Особенности конструкции
дренажных баков
Дренажный бак является основным элемен-
том конструкции ДС. В зависимости от условий
применения дренажные баки могут иметь объем
от 0,1 до 8 литров и более.
Форма бака не играет решающей роли и поэ-
тому на двигателях устанавливаются дренажные
баки самых различных форм - плоско-призмати-
ческие, цилиндрические, сферические, тороидаль-
ные. Если бак размещается в стесненных услови-
ях, то его форма может быть более сложной.
В общем случае дренажный бак может иметь:
- штуцеры (фланцы) для слива и удаления РЖ;
- штуцер (фланец) для суфлирования;
-штуцер (фланец) для подвода воздуха (над-
дува);
-устройство (сливная пробка, клапан, кран)
для ручного слива РЖ.
В зависимости от конкретных схем ДС шту-
церы наддува и суфлирования, слива РЖ и надду-
ва, удаления РЖ и суфлирования могут быть со-
вмещены.
Как правило, дренажные баки выполняются
сварными из листоштампованных деталей. В каче-
стве материалов используются коррозионно-стой-
кие стали или титановые сплавы.
Рисунок 12.8.61 - Дренажный бак
1 - штуцер слива топлива;
2 - корпус бака; 3 и 4 - бобышки
крепления бака; 5 - штуцер от-
вода топлива; 6 - суфлирующее
отверстие; 7 - заборная трубка;
8 - штуцер подвода воздуха (над-
дува); 9 - сливной клапан;
10- кольцо упорное; 11 - пружи-
на; 12 - запорный элемент;
13 - кольцо уплотнительное ме-
таллическое; 14 - корпус клапа-
на; 15 - заглушка
879
Глава 12 - Системы ГТД
В качестве примера на Рис. 12.8.3 показана кон-
струкция дренажного бака, применяемого в топлив-
ной ДС открытого типа. Бак имеет тороидальную
форму, вместимость бака составляет около 7,7 л. На
корпусе бака размещены штуцеры 1 для слива топ-
лива, 5 для удаления топлива и 8 для наддува бака.
Резьбовые бобышки 3 и 4 служат для крепления
бака. Суфлирование бака при его заполнении про-
исходит через отверстие 6 в верхней части забор-
ной трубки 7. Сливной клапан 9 обеспечивает воз-
можность ручного опорожнения бака. Чтобы
открыть клапан необходимо снять заглушку 15 и ус-
тановить специальное технологическое приспособ-
ление, отжимающее запорный элемент 12.
Бак имеет сварную конструкцию. Элементы
корпуса выштампованы из титанового листа тол-
щиной 0,8 мм. Штуцеры, бобышки и фланец под
клапан изготавливаются из литейного титанового
сплава. Детали сливного клапана выполнены из
коррозионно-стойких сталей.
Более подробно сведения по объектам дрена-
жа, выбору схем ДС, особенностям работы и эксп-
луатации систем представлены в специальной ли-
тературе [12.8.8.1... 12.8.8.5].
12.8.7 - Англо-русский словарь-ми-
нимум
drains system — дренажная система
drains tank — дренажный бак
12.8.8 - Перечень использованной
литературы
12.8.8.1 В.М. Полушкин. Об утечках топлива в дре-
наж на авиационных ГТД. Авиационная промыш-
ленность, 1984, № 4, с. 28-30.
12.8.8.2 В.М. Полушкин. Некоторые вопросы дре-
нажа топлива на авиационных ГТД. Авиационная
промышленность, 1988, № 7, с. 15-18.
12.8.8.3 В.М. Полушкин. Выбор схем открытого
дренажа узлов для авиационных ГТД. Авиацион-
ная промышленность, 1994, № 5-6, с. 20-23.
12.8.8.4 В.М. Полушкин. О выборе схемы замкну-
той дренажной системы для двигателей семейства
Д-ЗОК и ПС-90. Авиационная промышленность,
1995, №7-8, с. 19-23.
12.8.8.5 В.М. Полушкин. Особенности эксплуата-
ции дренажных систем авиационных ГТД. Авиа-
ционная промышленность, 1999, № 4. С. 32-37.
880
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Глава 13 - Обвязка
авиационных ГТД
13.1	- Общая характеристика
обвязки
Обвязка это совокупность конструктивных
элементов систем двигателя, расположенных на
наружных корпусах его основных узлов. В состав
обвязки входят агрегаты, датчики, трубопроводные
(ТК) и электрические (ЭК) коммуникации, механи-
ческая проводка и другие элементы.
В зависимости от количества и плотности раз-
мещения элементов обвязка может быть условно
поделена по уровням сложности на простую, сред-
ней сложности и сложную. На двухконтурных дви-
гателях различают внутреннюю и наружную обвяз-
ку. Элементы внутренней обвязки расположены на
корпусах газогенераторной части двигателя; наруж-
ной — на корпусах вентилятора и корпусных дета-
лях, образующих канал наружного контура. Связь
между наружной и внутренней обвязкой осуществ-
ляется по средством радиальных выводов трубопро-
водов и электропроводки. Места вывода коммуни-
каций обычно конструктивно оформляются в ви-
де аэродинамически обтекаемых стоек.
Опыт создания двигателей показывает, что
повышение топливной экономичности, надежнос-
ти, ресурса, улучшение экологических и других ха-
рактеристик неизбежно сопровождается ростом
количества и усложнением задействованных на
двигателях систем, агрегатов, датчиков, увеличе-
нием протяженности ТК и ЭК. Достаточно внеш-
не сопоставить, например, двигатели семейств
PW4000, GE90 и Trent с их предшественниками,
поступившими в эксплуатацию 30...40 лет назад,
чтобы наглядно убедиться, насколько усложнилась
обвязка (см. Рис. 13.1 1).
Показательным примером в этом отношении
может являться сравнение двух отечественных
ТРДД Д-30 и ПС-90А, созданных с разницей
в четверть века.
На двигателе ПС-90А в отличие от Д-30 при-
менены: электронно-гидромеханическая САУ, элек-
тронная система контроля и диагностики, система
перепуска воздуха из-за подпорных ступеней ком-
прессора, система активного управления радиаль-
ными зазорами в компрессоре и турбине, система
Рисунок 13. 11 - Пример обвязки современного ГТД
881
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
охлаждения рабочих лопаток турбины с регулиру-
емой подачей воздуха, замкнутая дренажная сис-
тема, а также ряд других систем, несвойственных
для ранее разработанных двигателей. Кроме того,
на двигателе ПС-90А размещен начальный учас-
ток (агрегаты и трубопроводы) системы кондици-
онирования кабин самолета. В результате (см. таб-
лицу 13.1 1) более чем в четыре раза выросло
количество устанавливаемых на двигатель агрега-
тов и датчиков, примерно в такой же пропорции
возросла суммарная длина ТК, а общая длина элек-
тропроводов увеличилась более чем в 60 раз. Доля
массы всей обвязки в массе двигателя с 5,8% (Д-
30) поднялась до 17,1% (ПС-90А).
Наряду с количественными отличиями обвяз-
ка двигателя ПС-90А претерпела и существенные
качественные изменения. Во-первых, достаточно
большая часть элементов обвязки размещена на
корпусах газогенератора (порядка 35 агрегатов
и датчиков и около 150 трубопроводов). Во-вторых,
для обвязки характерна многослойность, т.е. эле-
менты обвязки размещаются над корпусами в два
и более слоев. При этом на корпусах практически
отсутствуют незанятые обвязкой зоны. В-третьих,
часть агрегатов (электронные блоки, теплообмен-
ники) и трубопроводов (воздушные трубопроводы
диаметром 100 мм) имеют габаритные размеры,
которые во многом ограничивают возможность их
размещения на двигателе.
Размещение значительной части элементов
обвязки на газогенераторной части двигателей по-
требовало решения проблемы обеспечения к ним
доступа при техническом обслуживании и ремон-
те в условиях эксплуатации. На большинстве за-
рубежных двигателей большой и средней тяги для
этого применяют так называемый «распахиваю-
щийся» реверс, который подобно створкам мото-
гондолы может разделяться на две С-образные по-
ловины. На двигателях малой тяги для доступа
к газогенератору выполняют специальные люки
и съемные панели на наружных корпусах узлов.
Имеются и другие решения этой проблемы: напри-
мер, на двигателе ПС-90А, на котором размеры
канала наружного контура позволяют выполнять
необходимые работы, доступ к газогенераторной
части осуществляется через сопло.
Таблица 13.11
Сравнительная характеристика обвязки двигателей Д-30 и ПС-90А
Сравниваемые показатели		Двигатель	
		Д-зо	ПС-90А
1	Количество устанавливаемых на двигатель агрегатов и датчиков, шт.: - всего - в т.ч. принадлежащих системам самолета	43 3	188 41
2	Количество трубопроводов, шт.	124	480
3	Количество разъемных соединений трубопроводов, шт.: -	всего -	в т.ч. места подсоединений на агрегатах, датчиках и корпусах основных узлов	220 151	919 438
4	Суммарная длина трубопроводных коммуникаций, м	73	312
5	Количество электрожгутов, шт.	5	24
6	Количество электросоединителей, шт.: -	всего -	в т.ч. расположенных на агрегатах и датчиках	22 20	136 107
7	Суммарное количество задействованных пар электроконтактов в электросоединителях по и. 6, шт	98	1282
8	Суммарная длина электропроводов, м	82	5000
9	Относительная масса обвязки, %	5,8	17,1
882
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
13.2	- Конструкция обвязки
13.2.1 - Трубопроводные
коммуникации
13.2.1.1 - Основные сведения
ТК входят в состав топливной, масляной, гид-
равлической, воздушной и других систем двигате-
ля и предназначены для транспортирования рабо-
чих жидкостей и газов или передачи импульсов
давления. Конструктивно ТК включают трубопро-
воды, гибкие рукава, соединительную арматуру
и узлы крепления.
Трубопровод (см. Рис. 13.2.1.1 1) является
основным элементом ТК и представляет собой, как
правило, неразборный узел, состоящий из трубы
и концевой арматуры (ниппелей, накидных гаек,
штуцеров, фланцев). Кроме того, трубопроводы
могут содержать патрубки, компенсаторы и другие
детали.
Современные ГТД имеют сложную сеть ТК,
насчитывающую сотни трубопроводов. Масса ТК
может составлять до 4...6% от массы двигателя.
Элементы ТК работают при температуре от минус
60 до 650°С и давлении до 300 кгс/см2, испытывая
сложный спектр статических и динамических на-
грузок.
13.2.1.2 - Трубы и патрубки
Труба — это главная деталь трубопровода. Пре-
имущественно на двигателях применяются трубы из
коррозионно-стойкой стали 12Х18Н10Т. Наружный
Рисунок	- Примеры крнструктивного
исполнения трубопроводов ди-
аметром 150 мм (а) и б мм (б)
диаметр труб (D) может составлять от 6 до 150 мм
и более, а толщина стенки — 0,5...2,5 мм. Для сни-
жения массы трубопроводов в отдельных случаях
используют трубы из титановых (ОТ4-0, ПТ-7М)
и алюминиевых (АМц-М, АМг-2М и др.) сплавов.
Трубы из стали 12Х18Н10Т и титановых спла-
вов обычно не окрашиваются, а трубы из алюми-
ниевых сплавов подлежат антикоррозионной ок-
раске.
Для придания трубопроводам необходимой
конфигурации осуществляется гибка труб. Мини-
мальные радиусы гиба составляют не менее
2...2,5D, чтобы полученное утонение стенки тру-
бы в месте гиба и овализация сечения обеспечива-
ли необходимый запас прочности. Если возникает
потребность изгиба трубопровода с меньшим ра-
диусом, то используются патрубки. Патрубок — это
крутоизогнутый участок трубы, изготавливаемый
в специальном штампе.
13.2.1.3 - Соединения
В ТК используются неразъемные и разъемные
соединения.
Неразъемные соединения выполняются
сваркой, пайкой или за счет механического де-
формирования соединяемых деталей (раскатки,
обжимки, напрессовки и т.д.), образуя неразбор-
ные узлы. Неразъемные соединения имеют вы-
сокую герметичность, малую массу и размеры.
Примеры соединений представлены на
Рис. 13.2.1.3 1. Герметичность в механическом
соединении (см. Рис. 13.2.1.3 1в) обеспечивается
за счет врезания кольцевых выступов на ниппеле
в поверхность трубы.
Разъемные соединения обеспечивают возмож-
ность многократной сборки и разборки соединяе-
мых деталей. Конструкция разъемных соединений
многообразна, и ниже речь пойдет только об ос-
новных типах этих соединений.
В зависимости от формы уплотняющих повер-
хностей разъемные соединения можно подразде-
лить на конусные, фланцевые и телескопические.
Конусные соединения выполняются по наружно-
му или внутреннему конусу.
Соединение по наружному конусу, показан-
ное на Рис. 13.2.1.3 2а, содержит трубу 1 с разваль-
цованным на конус конном, установленный на тру-
бу с зазором или с натягом ниппель 2, накидную
гайку 3 и резьбовой штуцер 4 с наружной коничес-
кой поверхностью. При затяжке накидной гайки
между конусными поверхностями трубы и штуце-
ра образуется плотный кольцевой контакт, обеспе-
чивающий высокую герметичность соединения.
883
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.2.1.31 - Примеры неразъемных соеди-
нений ТК
а) сварка встык; б) пайка;
в) раскатка трубы в ниппель;
1 и 2 - трубы; 3 - фланец;
4 - ниппель
На Рис. 13.2.1.3 26 представлено соединение
по внутреннему конусу. Ниппель 2 имеет полусфе-
рическую головку и соединен с трубой 1 сваркой
встык. Уплотнительная поверхность штуцера 4 вы-
полнена в виде внутреннего конуса. При затяжке
накидной гайки 3 происходит плотное поджатие
сферы ниппеля к конусу штуцера с образованием
герметичного кольцевого контакта поверхностей.
Широко применяются также соединения по
внутреннему конусу, в которых ниппель имеет сфе-
рическую головку (см. Рис. 13.2.1.3 2в). Это дает
возможность монтажа трубопровода при наличии
перекоса осей ниппеля и штуцера.
В состав фланцевого соединения, приведен-
ного на Рис. 13.2.1.3 2г, входит фланец 6, который
приваривается или припаивается к трубе 1, уплот-
нительное кольцо 8, размещенное в кольцевой ка-
навке на ответном фланце 9, и винты 7 и 10, обес-
печивающие стяжку соединения. Герметичность
в соединении достигается за счет плотного контак-
та между уплотнительным кольцом и фланцами.
Уплотнительные кольца изготавливаются из рези-
ны или выполняются металлическими. Вместо вин-
тов для стяжки соединения может применяться
хомут (см. Рис. 13.2.1.3 2д). Канавка в соединении
может отсутствовать, а для уплотнения стыка меж-
ду фланцами устанавливаться плоская прокладка
из паронита, графитсодержащих или других мате-
риалов.
Телескопическое соединение, показанное на
Рис. 13.2.1.3 2е, состоит из приваренного к трубе
1 ниппеля 2, штуцера 4, установленных в радиаль-
ные канавки на ниппеле резиновых уплотнитель-
ных колец 8 и 19 и фторопластовых защитных шайб
17 и 18, накидной гайки 3 и регулировочных колец
16. За счет плотного прилегания уплотнительных
колец к поверхностям ниппеля и штуцера обеспе-
чивается требуемая герметичность. Изменение ко-
личества регулировочных колец позволяет менять
осевое положение ниппеля относительно штуцера
и тем самым обеспечивать возможность монтажа
трубопроводов, имеющих осевые погрешности.
Применяются телескопические соединения,
в которых ниппель может свободно перемещаться
относительно штуцера при работе двигателя, что
позволяет использовать их для компенсации теп-
ловых расширений корпусов. В воздушных ТК
вместо резиновых уплотнительных колец могут
использоваться графитовые или металлические
кольца.
Детали разъемных соединений изготавлива-
ются из сталей и титановых сплавов.
13.2.1.4 - Компенсирующие устрой-
ства
Каждый трубопровод является замыкающим
звеном в размерной цепи между двумя штуцерами
(фланцами), расположенными на агрегатах, корпус-
ных деталях или других трубопроводах, и при его
монтаже неизбежно возникают погрешности (см.
Рис. 13.2.1.4 1): недотяг (4 ); несоосность (Д) и пе-
рекос (Д). С другой стороны, при работе двигате-
ля трубопроводы и корпусные детали нагревают-
ся и подвергаются тепловому расширению,
величина которого различна. Чтобы избежать пе-
редачи недопустимых нагрузок на трубопроводы
осуществляется компенсация монтажных погреш-
ностей и тепловых расширений за счет упругих де-
формаций трубы (самокомпенсация), либо за счет
применения в ТК специальных компенсирующих
устройств.
Самокомпенсация применяется при относи-
тельно небольших величинах монтажных погреш-
ностей и тепловых расширений, обычно, для тру-
бопроводов наружным диаметром 6...20 мм. При
больших диаметрах трубопроводов и величинах
потребной компенсации используют резьбовые,
сильфонные, карданные или сферотелескопичес-
кие компенсаторы в сочетании с применением
884
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.2.1.32 - Примеры разъемных соединений ТК
а - по наружному конусу; бив- по внутреннему конусу; гид- фланцевое; е - телеско-
пическое; 1 и 12 - трубы; 2 - ниппель; 3 - гайка накидная; 4 - штуцер; 5 - кольцо упор-
ное; би 9- фланцы; 7 и 10 - винты; 8 и 19- кольца уплотнительные резиновые;
11 и 15 - шайбы контровочные; 13 и 14 - половинки хомута; 16 - кольца регулировоч-
ные металлические; 17 и 18- шайбы защитные фторопластовые
885
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.2.1.4_1 - К пояснению монтажных неточностей
1 и 3 - агрегаты; 2 - трубопровод; 4 и 6- кронштейны; 5- корпус двигателя
Рисунок 13.2.1.42 - Резьбовой компенсатор
1 и 5- штуцеры; 2 и 3 - кольца
уплотнительные резиновые;
4 - контргайка
разъемных соединений, позволяющих компенсиро-
вать отдельные виды погрешностей.
Резьбовой компенсатор (см. Рис. 13.2.1.4 2)
содержит два свинчиваемых штуцера 1 и 5, контр-
гайку 4 и резиновые уплотнительные кольца 2 и 3.
При монтаже трубопроводов штуцеры компенса-
тора устанавливаются на необходимый длинновой
размер (обеспечивая Д = 0) и фиксируются контр-
гайкой. При использовании компенсаторов в воз-
душных ТК с высокой температурой вместо рези-
новых могут устанавливаться либо графитовые
Рисунок 13.2.1.4 3 - Сильфонный компенсатор
1 и б - ниппели;
2 и 5 - стаканы; 3 - оплетка;
4 - сильфон
уплотнительные кольца, либо уплотнение осуще-
ствляется непосредственно по резьбе за счет нане-
сения герметизирующих эмалей или намотки фто-
ропластовой ленты (типа ленты ФУМ).
Сильфонный компенсатор (см. Рис. 13.2.1.4 3)
состоит из металлического сильфона 4, закрытого
снаружи проволочной оплеткой 3. По концам силь-
фон и оплетка с помощью стаканов 2 и 5 крепятся
сваркой к ниппелям 1 и 6. Между сильфоном и оп-
леткой может устанавливаться прокладка из метал-
лической фольги, предотвращающая износ гофр
886
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.2.1.4_4 - Карданный компенсатор
1 и 7- стаканы; 2 и 5- коль-
ца; 3 и 8- втулки; 4 - силь-
фон; 6 - крестовина
Рисунок 13.2.1.45 - Сферотелескопический ком-
пенсатор
1 - штуцер; 2 - кольцо сфери-
ческое; 3 - ниппель
сильфона о проволоки оплетки. Обычно сильфон-
ные компенсаторы входят в состав трубопроводов
и соединяются с трубой или другими деталями
сваркой встык. В отличие от предыдущего — это
универсальный компенсатор, обеспечивающий
компенсацию всех видов монтажных погрешнос-
тей и тепловых расширений.
Карданный компенсатор (см. Рис. 13.2.1.4 4)
включает стаканы 1 и 7 с втулками 3 и 8 и кресто-
вину 6, образующие карданный шарнир. Снаружи
размещён сильфон 4, приваренный по концам с ис-
пользованием колец 2 и 5 к стаканам. Компенса-
тор также обычно является частью трубопровода
и соединяется с его деталями сваркой встык. Один
карданный компенсатор позволяет компенсировать
только перекосы, три последовательно установлен-
ных карданных компенсатора равноценны по воз-
можностям сильфонному компенсатору. В отличие
от последнего карданный компенсатор не нагружа-
ет соединенные с ним детали осевыми усилиями.
В воздушных ТК для компенсации монтаж-
ных погрешностей и тепловых расширений корпу-
сов могут применяться более дешевые, но менее
герметичные сферотелескопические компенсато-
ры. Такой компенсатор не представляет собой от-
дельной сборочной единицы и больше похож на
комбинированное разъемное соединение. В прос-
тейшем случае в состав компенсатора входят (см.
Рис. 13.2.1.4 5) штуцер 1, сферическое кольцо 2
и ниппель 3. Штуцер и ниппель являются деталями
концевой арматуры соединяемых трубопроводов. За
счёт зазоров ниппель имеет возможность осевого
смещения и поворота по отношению к штуцеру.
Для повышения герметичности компенсатора меж-
ду ниппелем и сферическим кольцом может уста-
навливаться уплотнительное графитовое или ме-
таллическое кольцо.
Ряд агрегатов двигателя (например, электрон-
ные блоки) устанавливается на упруго-демпферной
подвеске. Подсоединение трубопроводов к таким
агрегатам выполняется с помощью гибких фтороп-
ластовых или металлических рукавов. Конструктив-
но рукав состоит из фторопластового или металли-
ческого (гофрированного) шланга, помещенного
в проволочную оплетку и заделанного в концевую
арматуру.
Гибкие рукава могут устанавливаться и в дру-
гих местах двигателя, где возможны относительно
большие монтажные погрешности, тепловые или
механические перемещения.
В последнее время в связи с внедрением ком-
пьютерных методов прочностного анализа трубо-
проводов появилась возможность оценки их рабо-
тоспособности при наличии упругопластических
деформаций деталей (оценка малоцикловой устало-
сти). Это существенно расширяет возможности ис-
пользования самокомпенсирующих свойств трубо-
проводов и позволяет во многих случаях отказаться
от применения дорогостоящих компенсаторов.
887
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
13.2.1.5 - Соединительная арматура
Подсоединение трубопровода к штуцерам
(фланцам) на агрегатах, датчиках, других трубо-
проводах может осуществляться непосредствен-
но или через элементы соединительной армату-
ры, к которым относятся (см. Рис. 13.2.1.5 1)
проходники, переходники, угольники, тройники,
крестовины и др. детали. За счет применения со-
единительной арматуры можно унифицировать
до 50...70% трубопроводов, что позволяет сни-
зить стоимость и повысить качество их изготов-
ления.
Рисунок 13.2.1.51 - Элементы соединительной
арматуры
а) проходник; б) угольник;
в) тройник; г) крестовина
13.2.1.6 - Узлы крепления
Для снижения статических и динамических
нагрузок на трубопроводы осуществляется их
крепление к корпусам основных узлов двигателя,
к агрегатам или к другим трубопроводам.
Широкое распространение для крепления тру-
бопроводов получили одинарные и парные коло-
дочные хомуты. Одинарный хомут, показанный на
Рис. 13.2.1.6 1а, состоит из двух колодок 4 и 6,
стяжного винта 2, контровочной шайбы 1 и прок-
ладки 3. При заворачивании винта колодки притя-
гиваются к корпусу 7, зажимая установленный
между ними трубопровод 5. Прокладка предотв-
ращает возможное повреждение трубопровода
и изготавливается из меди, алюминиевых сплавов
или фторопласта.
Между хомутом и корпусом может устанав-
ливаться кронштейн. Это существенно расширяет
возможности узла крепления, так как позволяет
использовать его при самых различных положени-
ях трубопровода относительно крепёжного отвер-
стия на корпусе. Особенно эффективным в этом
плане является применение кронштейна со сфери-
ческой головкой (см. Рис. 13.2.1.6 16), относитель-
но которой может разворачиваться хомут при мон-
таже.
Парный колодочный хомут, представленный
на Рис. 13.2.1.6 1в), в основном, используется для
крепления одного трубопровода за другой. В отдель-
ных случаях с помощью парных хомутов может
обеспечиваться крепление трубопроводов к корпус-
ным деталям. Кроме парных иногда применяются
групповые колодочные хомуты для одновременно-
го крепления трёх, четырёх и большего количества
трубопроводов.
Наряду с колодочными применяются хомуты
пластинчатого типа. Конструктивно такой узел
крепления (см. Рис. 13.2.1.6 1г) содержит соб-
ственно хомут 12 в виде металлической пластины,
обёрнутой вокруг трубы 5, стяжной винт 2 и прок-
ладку 3. При затяжке винта происходит плотное
охватывание трубы хомутом. Для крепления тру-
бопроводов наружным диаметром более 20 мм хо-
мут 12 может выполняться из двух половин и ус-
танавливается на кронштейн (см. Рис. 13.2.1.6 1д).
Рассмотренные выше узлы крепления не до-
пускают перемещений закрепленного участка тру-
бопровода относительно точки крепления на ра-
ботающем двигателе. В отличие от этого на
Рис. 13.2.1.6 1е показан узел крепления сфероте-
лескопического типа, позволяющий трубопрово-
ду за счёт установки с зазором между половинка-
ми 15 и 17 хомута-кронштейна и трубой 5
сферического кольца 16 поворачиваться и переме-
щаться в осевом направлении. Применяются и дру-
гие типы узлов крепления, допускающие подвиж-
ность трубопроводов.
Для снижения вибронапряжений в трубопро-
водах могут устанавливаться узлы крепления с уп-
ругодемпфирующими прокладками, выполненны-
ми из резины или металлорезины (стальная
прессованная проволока), или специальные упру-
го-демпферные опоры.
Колодочные хомуты изготавливаются из ста-
ли, титановых или алюминиевых сплавов; пластин-
чатые хомуты - из стали; кронштейны — из стали
и титановых сплавов.
888
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.2.1.61 - Примеры крепления трубопроводов
1 - шайба контровочная; 2 и 9- винты; 3 и 10 - прокладки; 4 и 6- колодки; 5 и 11 -
трубопроводы; 7- корпус; 8 - кронштейн со сферической головкой; 12 -хомут плас-
тинчатый; 13 - гайка самоконтрящаяся; 14 - кронштейн; 15 и 17 - половинки хому-
та-кронштейна; 16- кольцо сферическое
13.2.1.7 - Неисправности трубопро-
водов
Наиболее часто встречающимися дефектами
ТК являются усталостные поломки трубопроводов
от воздействия вибраций, вызываемых вращением
роторов двигателя, и механические повреждения
поверхности труб. Усталостным поломкам подвер-
жены, в основном, трубопроводы малых диамет-
ров (D = 6... 12 мм); поломки происходят в местах
соединения трубы с концевой арматурой (с ниппе-
лями, фланцами, штуцерами) и местах установки
колодочных хомутов. Трещина развивается от по-
верхности трубы и постепенно распространяется
на всё поперечное сечение.
При отсутствии своевременного выявления
дефекта происходит полное рассоединение частей
трубопровода. Появлению усталостных поломок
способствует наличие высоких статических напря-
жений в трубопроводах, которые могут быть выз-
ваны некачественным монтажом, нерасчетными
тепловыми нагрузками, отклонениями при изготов-
лении.
Механические повреждения (вмятины, забо-
ины, риски, наклепы, выработки) связаны либо
с касанием трубопроводов друг с другом или
с другими элементами конструкции двигателя из-
за недостаточных зазоров, либо являются следстви-
ем неосторожного обращения с трубопроводами
при монтажно-демонтажных операциях (поврежде-
ния от инструмента). Чаще всего требуемый зазор
не выдерживается при монтаже трубопровода, од-
нако величина зазора может быть неправильно выб-
рана и при отработке конструкции ТК. Следствием
889
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
механических повреждений может стать усталост-
ная поломка трубопровода или потеря герметично-
сти ТК (при сквозных выработках и наклепах),
поэтому величины допускаемых повреждений
строго нормируются.
13.2.2 - Электрические
коммуникации
13.2.2.1 - Общие сведения
Современные ГТД имеют в своем составе
сложные системы автоматического управления,
контроля и диагностики, включающие в себя зна-
чительное количество электрических агрегатов
и датчиков, расположенных на двигателе.
Для обеспечения электрических связей этих
агрегатов, датчиков и систем между собой, а так-
же с источниками питания и органами управления
двигателя, предназначены электрические коммуни-
кации (ЭК).
Наиболее сложные ГТД имеют развитую сеть
ЭК, включающих в себя десятки электрических
жгутов различной степени сложности с общим
объемом от 100 до 1000 и более электрических це-
пей и содержащих для некоторых типов двигате-
лей до 150 электрических соединителей и до 5000
метров электрических проводов.
13.2.2.2 - Конструкция элементов
13.2.2.2.1 - Электрические жгуты
Основными элементами ЭК являются элект-
рожгуты, состоящие из электропроводов, электри-
ческих соединителей и т.п.
Жгутом называется изделие, состоящее из
двух или более проводников (проводов, кабелей),
скрепляемых в пучок сплетением, связыванием
или каким-либо другим способом, и других со-
ставных частей (электрических соединителей,
клемм, наконечников и т.п.).Электрические про-
вода объединяют в жгуты с чисто технологичес-
кой целью: создается возможность их предвари-
тельного комплектования, скрепления и защиты;
уменьшается трудоемкость монтажа на двигателе
в связи с одновременной прокладкой нескольких
проводов. Однако, с увеличением числа проводов
в жгуте, увеличивается его диаметр и количество
ответвлений. Это повышает трудоемкость изготов-
ления и прокладки, присоединения и эксплуатации
жгута. Становится трудно вписать его в ограничен-
ное монтажное пространство двигателя, демонти-
ровать для ремонта, восстановить повреждение.
Кроме того, увеличиваются геометрические разме-
ры электрических соединителей, что в свою оче-
редь, вызывает трудность их закрепления и сочле-
нения-расчленения. На практике 40-50 проводов
или диаметр 30-40 мм жгута считается оптималь-
ным. Если по одной трассе прокладывается боль-
шее количество проводов, их целесообразно рас-
пределить между несколькими отдельными
жгутами.
Жгуты ЭК скрепляют внешней защитной обо-
лочкой. В зависимости от типа оболочки жгуты ЭК
могут быть жесткого или гибкого исполнения.
Жесткие трубочные оболочки изготавлива-
ют обычно из алюминиевых труб. Их применяют
в случаях, когда требуется герметизация электри-
ческой проводки, защита ее от воздействия значи-
тельных растягивающих усилий. Достоинством
таких оболочек является то, что они одновремен-
но служат экранами от внешних электромагнитных
полей и предохраняют двигатель от распростране-
ния пожара в случае загорания проводов при их ко-
ротком замыкании.
Металлические трубы не нашли широкого
применения в ЭК из-за увеличения массы, габари-
тов и технологических трудностей изготовления
и монтажа (необходимость изгибов по точным раз-
мерам, специальной обработки концов труб и от-
ветвлений). В эксплуатации жесткие трубочные
оболочки затрудняют осмотр, проверку и ремонт
электрических коммуникаций.
Гибкие трубочные оболочки изготавливают из
пластиковых трубок. Такие оболочки получили
наибольшее распространение для защиты электро-
жгутов в местах, где провода могут подвергаться
воздействию воздушных потоков, гидрожидкости,
горюче-смазочных материалов и механических
повреждений. В настоящее время в качестве тру-
бочных оболочек широко применяется термоуса-
живаемая трубка Радпласт (см. раздел 13.2.2.2.4).
К гибким оболочкам относятся также ленточ-
ные оболочки, которые изготавливают из различ-
ных синтетических лент типа ЛЭТСАР (см. раздел
13.2.2.2.4). Такие оболочки хорошо защищают про-
вода жгутов от воздействия влаги, топлив, масел,
повышенной температуры. К достоинствам ленточ-
ных оболочек можно отнести также их техноло-
гичность и ремонтопригодность: они могут быть
намотаны на любой участок жгута или легко сня-
ты со жгута, когда возникает необходимость ремон-
та жгута в эксплуатации.
С целью предотвращения перемещений при
вибрациях, которые неизбежны при работе двига-
теля, электрожгуты крепятся к корпусным деталям
890
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
и трубопроводам. Широкое распространение для
крепления электрожгутов получили одинарные
и парные колодочные хомуты, а также хомуты пла-
стинчатого типа, аналогичные применяемым для
крепления трубопроводов (см. Рис. 13.2.1.6 1).
13.2.2.2.2 - Электрические провода
Электрические связи между элементами
электрических систем двигателя осуществляют-
ся с помощью различных типов электропроводов.
В настоящее время в ЭК двигателя, в основном,
применяются медные провода. Они обладают вы-
сокой электропроводностью, хорошей механичес-
кой прочностью, легко соединяются с электричес-
кими соединителями, наконечниками, клеммами
и т.п.
Провода ЭК двигателя должны удовлетворять
требованиям, предъявляемым к ЭК в целом, иметь
минимальную массу, минимальный наружный диа-
метр и обладать необходимой гибкостью. Изоляция
проводов не должна воспламеняться и поддержи-
вать горение, а также слипаться в жгутах; должна
быть стойкой к воздействию керосина, бензина
и масел; должна сохранять эластичность и гибкость
при высоких и низких температурах. Провода дол-
жны быть также стойкими к воздействию бактерий,
способных разрушать изоляцию.
По типу токопроводящей жилы медные мон-
тажные провода разделяются на однопроволочные
и многопроволочные, состоящие из отдельных тон-
ких проволок, скрученных в жилу. Более широкое
применение получили провода с многопроволоч-
ными жилами, т.к. они отличаются более высокой
гибкостью и более устойчивы к виброперегрузкам.
Многопроволочные провода выполняют по
двум системам скрутки жил: гибкой, особо гиб-
кой.
Многопроволочные гибкие провода применя-
ются для неподвижной прокладки, где требуется
повышенная гибкость при монтаже. Многопрово-
лочные особо гибкие провода применяются для
прокладки по подвижным элементам конструкций
агрегатов и двигателя.
Электрическая изоляция, тепловая и химичес-
кая стойкость проводов обеспечиваются соответ-
ствующими изоляционными покрытиями токоне-
сущих жил проводов.
Выбор площади поперечного сечения мон-
тажных проводов ЭК производится в соответствии
с требованием обеспечения механической прочно-
сти и в зависимости от токовой нагрузки.
При необходимости защиты ЭК от внешних
электрических полей, монтажные провода ЭК по-
мещаются в экранирующие оплетки, которые из-
готавливаются из медных или стальных проволок.
В зонах повышенных температур (до + 300°С)
в ЭК применяются специальные теплостойкие про-
вода. Жилы теплостойких проводов покрывают-
ся никелем, серебром или другими металлами
и сплавами, а изоляция изготавливается из стекло-
ткани или других теплостойких материалов.
Для монтажа систем зажигания применяются
специальные провода высокого напряжения. Такие
провода должны иметь высокую электрическую
прочность изоляции.
В таблице 13.2.2.2.2 1 приведены основные
типы и характеристики проводов, получивших
широкое распространение в ЭК двигателей.
13.2.2.2.3 - Электрические соедини-
тели
Электрические соединители — это электротех-
нические изделия, которые предназначены для со-
единения и рассоединения электрических цепей
в обесточенном состоянии. Электрические соеди-
нители получили широкое распространение в ЭК
современных двигателей. Они позволяют быстро
и одновременно соединять или рассоединять мно-
гопроводные жгуты в местах конструктивных
и технологических разъемов двигателя, обеспечи-
вают надежный электрический контакт, достаточ-
ную механическую прочность электрического со-
единения.
Комплект электрического соединителя состо-
ит из вилки и розетки. Вилка и розетка могут быть
как блочного исполнения (с фланцем для крепле-
ния к прибору или технологической перегородке),
так и кабельного исполнения (с патрубком для
присоединения к проводам или кабелям). Вилка
является ответной частью розетки. Электрическое
соединение вилки и розетки осуществляется кон-
тактами типа штырь-гнездо, к хвостовым частям
которых методом пайки или обжимки подсоединя-
ют провода жгутов. Правильность электрического
соединения обеспечивается конструкцией электри-
ческих соединителей, сочленение которых возмож-
но только в одном положении (на вилке имеется
шпонка, а на розетке — прорезь под нее). Взаимная
неподвижность соединителей в рабочем (сочленен-
ном) положении обеспечивается наличием накид-
ной гайки на вилке, которая после навинчивания
на корпус розетки контрится проволокой во избе-
жание самоотвинчивания.
В последнее время широкое применение на-
ходят самоконтрящиеся соединители. Накидная
гайка таких соединителей имеет храповый меха-
891
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Таблица 13.2.2.2.21
Основные технические характеристики некоторых типов проводов
№ п/п	Характеристика, тип провода	БФС-0,5	БИФЭЗ-Н-2хО,5	МСЭО 3x0,5
1	Материал токопроводящей жилы - медная никелированная проволока (1), медная посеребренная проволока (2)	1	1	2
2	Количество жил и сечение жил провода	1x0,5 мм2	2x0,5 мм2	3x0,5 мм2
3	Количество и диаметр проволок жилы	19x0,18 мм	19x0,18 мм	19x0,18 мм
4	Шаг скрутки изолированных жил, мм	—	32.„65	60
5	Рабочее напряжение и частота тока	-250 В, 6000 Гц	-250 В, 2000 Гц или = 350 В	100...500 В
6	Электрическое сопротивление изоляции (на 1 м длины), МОм	0,5х105	ЗхЮ3	2х10б
7	Температура окружающей среды, °C	-60...+200	-60...+200	-60...+200
8	Минимальная наработка проводов, час	30 000	30 000 (из них 5000 при 1=200 °C)	100 000 (при 1=100 °C)
9	Провода не распространяют горение	+	+	+
низм. Усилие, которое необходимо приложить для
отворачивания такой гайки больше, чем для заво-
рачивания.
По форме корпуса электрические соедините-
ли подразделяются на прямоугольные и цилиндри-
ческие. В ЭК двигателей в настоящее время при-
меняются цилиндрические соединители, поскольку
они более удобны для компактного расположения
отдельных проводов и жгутов.
В зависимости от целевого назначения по ус-
ловиям эксплуатации электрические соединители
выпускаются в негерметичном и герметичном ис-
полнении.
По типу соединения вилки и розетки разли-
чают соединители резьбового (см. Рис. 13.2.2.2.3 1,
13.2.2.2.3 3) и байонетного (см. Рис. 13.2.2.2.3 2)
соединения.
Резьбовое соединение осуществляется соеди-
нением по резьбе вилки и розетки с помощью спе-
циальной накидной гайкой.
Байонетное соединение — это быстровыпол-
няемое соединение вилки и розетки посредством
осевого перемещения и поворота вилки (или ро-
зетки) относительно ответной части с последую-
щей фиксацией их взаимного положения. Байонет-
ное соединение осуществляется быстрее, чем
резьбовое, но в настоящее время в ЭК двигателя
байонетное соединение применяется ограниченно
из-за низкой надежности в эксплуатации - не обес-
печивается требуемая устойчивость к виброперег-
рузкам и, следовательно, надежный электрический
контакт.
По типу соединения контактов с проводами
выпускаются соединители с паяемыми контакта-
ми и с обжимными. Контакты соединителей мо-
гут иметь покрытие из различных металлов — ни-
келя, серебра, платины, золота. Электрические
соединители с обжимными контактами имеют
более низкую трудоемкость присоединения про-
водов к контактам, меньшую массу (т.к. отсут-
ствует припой), более высокую надежность, так
как провода не подвергаются нагреву. Контакты
соединителей, покрытые золотом, в меньшей
мере подвержены коррозии и воздействию дру-
гих неблагоприятных факторов, вследствие чего
обеспечиваются более качественные контакты
электрических цепей.
В настоящее время при выборе электрических
соединителей для ЭК двигателя предпочтение от-
дается самоконтрящимся электрическим соедини-
телям резьбового соединения с золочеными контак-
тами под обжимку.
В таблице 13.2.2.2.3 1 приведены основные
технические характеристики соединителей, нашед-
ших широкое применение в ЭК современных дви-
гателей.
13.2.2.2.4 - Материалы для изготов-
ления электрических жгутов
Для изготовления оболочек электрожгутов при-
меняются различные защитные электроизоляцион-
ные материалы, к которым предъявляются те же тре-
бования, что и для ЭК в целом (см. раздел 13.3.6).
892
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.2.2.2.3_1 - Соединители
а)типа ШПЛМ с прямым патрубком; б)типа 2РМТ с угловым патрубком;
1 - изолятор; 2 - корпус; 3 - контакт (гнездо); 4 - гайка; 5 - патрубок; б - прижим
а)
б)
Рисунок 13.2.2.2.3_2 - Соединители типа СНЦ
а) розетка; б) вилка;
1 - прижим; 2 - изолятор; 3 - контакт (гнездо); 4 - корпус; 5 - байонетная обойма;
6 - держатель контактов; 7 - штифт; 8 - гайка
893
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.2.2.2.33 - Внешний вид элект-
рического соединителя 983
серии компании «Deutsch»
(Франция)
а) вид спереди; б) вид сзади
Ниже приведены основные характеристики
материалов, получивших широкое применение
в ЭК.
Лента ЛЭТСАР (ТУ 38.103171-73)
Л - лента
Э - электроизоляционная
Т - термостойкая
СА - само слипающаяся
Р — резиновая, радиационной вулканизации
Лента предназначена для применения в каче-
стве изоляционного эластичного материала при из-
готовлении электрожгутов для бортовых электри-
ческих сетей.
Лента влагостойкая, нетоксичная, стойкая к воз-
действию ультрафиолетовых лучей, ряда масел, топ-
лив и многих химических реагентов.
Лента ЛЭТСАР выпускается двух марок:
-	марка «К» (лента красного цвета), предназ-
начена для применения в интервале рабочих тем-
ператур от —50 до +250 °C (кратковременно до
+300 °C);
-	марка «Б» (лента белого цвета), предназ-
начена для применения в интервале температур от
-50 до +200 °C (кратковременно до +250°С).
Резиностеклоткань РЭТСАР (ТУ 38 103172-73)
Р - резиностеклоткань
Э - электроизоляционная
Т - термостойкая
СА - само слипающаяся
Р — радиационной вулканизации
Резиностеклоткань предназначена для приме-
нения в качестве изоляции элементов электричес-
ких жгутов, работающих в условиях повышенной
влажности и температурном интервале от -50 до
+250 °C.
Резиностеклоткань имеет те же характеристи-
ки, что и лента ЛЭТСАР.
Резиностеклоткань выпускается двух марок:
-	марка «А» - с двухсторонним резиновым
покрытием;
-	марка «Б» — с односторонним резиновым по-
крытием.
Термоусаживаемая трубка типаРадпласт (ТУ
6-19-051-555-85)
Термоусаживаемые трубки изготавливаются
на основе полиолефинов. При нагреве трубки ее
диаметр уменьшается до 50% от первоначальной
величины, обеспечивая плотное облегание прово-
дов (жгутов проводов).
Термоусаживаемые трубки предназначены:
-	для монтажа и ремонта кабелей, электричес-
ких жгутов, внутриблочного монтажа приборов;
-	для защиты паяного и обжимного соедине-
ния контактов электрических соединителей;
-	для защиты жгутов от механических повреж-
дений и попадания на изоляцию проводов топли-
ва, масел, растворителей, воды, песка, снега, гид-
рожидкостей в процессе эксплуатации жгутов;
-	в качестве маркировочных бирок отдельных
проводов и жгутов.
13.2.2.3 - Неисправности электри-
ческих коммуникаций
С ростом сложности электрических систем и,
соответственно, ЭК современных ГТД, возрастает
интенсивность отказов ЭК в эксплуатации.
Основными видами отказов электрической
цепи являются:
-	«короткое замыкание»;
-	потеря электрического контакта (постоянная
или временная).
Неисправности типа «короткое замыкание»
наиболее часто проявляются в виде замыкания
токонесущих жил проводов на корпус двигателя
из-за нарушения изоляции проводов и замыкания
в контактах электрических соединителей. По-
стоянная потеря электрического контакта чаще все-
го происходит из-за обрывов проводов от контак-
тов соединителей или обрывов самих проводов.
Временная потеря электрической связи представ-
ляет собой нарушение контакта, которое может
быть самовосстанавливаемым (трещина в паяном
894
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Таблица 13.2.2.2.31
Основные технические характеристики некоторых типов соединителей
№ п/п	Характеристика	Тип соединителя			
		2РМДТ	РРН25М	СНЦ28	Серия 983
1	Тип- низкочастотные низковольтные цилиндрические с резьбовым сочленением.	+	+		+
2	Исполнение - всеклиматическое	+	+	+	+
3	Покрытие контактов - серебрение (1), золочение (2), никелирование (3)	1	1	3	2
4	Способ соединения проводов с контактами - пайкой	+	+	+	+
5	Усилие расчленения, Н	54	49	9...108	45
6	Сопротивление изоляции в нормальных условиях, МОм	1000	1000	1000	5000
7	Минимальный ток, мА	1х10'4	1х10б		
8	Минимальное напряжение, мВ	1	4х105		
9	Диапазон вибраций, Гц	1...5000	1...600	1...5000	5...3000
10	Ускорение вибраций, g, не более	40	10	40	40
11	Температура окружающей среды, °C	-60...+100	-60...+200	-60...+155	-60...+260
12	Минимальная наработка, час	1000	100 000 (при t=105°C)	100 000 (при t=105°C)	100 000 (при t=105°C)
13	Срок сохраняемости, лет	12	15	15	15
14	Число сочленений-расчленений	500	200	500	500
соединении, частицы лака, клея или песка в разъ-
емном соединении) или восстанавливаемым вруч-
ную путем подтяжки накидной гайки электричес-
кого соединителя или болтового соединения.
Из всех неисправностей можно выделить те,
которые возникают по производственным и эксплу-
атационным причинам. Их можно разбить на сле-
дующие группы:
1)	механические повреждения электрических
жгутов (перетирание изоляции или защитных ма-
териалов, подрез токонесущих жил, износ контак-
тных поверхностей, изломы наконечников или
клемм электрических разъемных соединений);
2)	наличие посторонних веществ, включений
в электрических коммуникациях (микровключения
в паяном или обжатом электрическом соединении;
следы масла, горючего, а также грязи и пыли на
проводах и контактах в электрических соедините-
лях и т.д.);
3)	изменение электрических параметров
и свойств электрических проводов жгутов (сниже-
ние электрической прочности изоляции из-за ес-
тественного старения изоляционных материалов,
повышение переходных сопротивлений в соедине-
ниях проводов с наконечниками или клеммами из-
за окисления контактных поверхностей деталей).
Практика показывает, что основной причи-
ной отказа по вине производства может быть по-
чти любая операция изготовления и монтажа элек-
трических жгутов, поэтому каждый отказ должен
анализироваться с принятием конкретных мер
предупреждения возможности их повторения.
13.2.3 - Узлы крепления
агрегатов и датчиков
Агрегаты и датчики (далее агрегаты) подраз-
деляются на приводные и неприводные. Привод-
ные агрегаты имеют кинематическую связь с ро-
торами двигателя и устанавливаются на коробках
приводов. Неприводные агрегаты могут размещать-
ся на разделительном корпусе, корпусах компрес-
сора, камеры сгорания, турбины, реверсивного ус-
тройства, сопла.
Крепление приводных агрегатов к коробке
приводов осуществляется с помощью фланцев,
один из которых выполняется на коробке или на
устанавливаемом на коробку переходнике, а дру-
гой - на корпусе агрегата. Стяжка фланцев произ-
водится с помощью винтов, колодочных или лен-
точных хомутов. Вместо винтов могут применяться
шпильки, вворачиваемые в коробку или в переход-
ник. Фланцы обеспечивают центрирование агре-
гата и фиксацию его положения относительно ко-
робки в угловом положении за счет установки
специальных штифтов. При необходимости стык
агрегата с коробкой герметизируется с помощью
прокладок, уплотнительных колец или нанесения
герметизирующих эмалей.
895
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.2.3_1 - Кронштейны крепления агрега-
тов
а) плоский; б) Г-обрашый;
в) Т-образный; г) П-образный;
1 - отверстия для крепления аг-
регатов; 2 - отверстия для креп-
ления кронштейнов к корпусу
Рисунок 13.2.3 2 - Схема крепления воздушного
клапана:
1 - воздушный клапан; 2 — вин-
ты; 3 - шайбы контровочные;
4 - прокладка; 5 - фланец на
корпусе компрессора
Неприводные агрегаты устанавливаются не-
посредственно на корпусные детали двигателя или
крепятся через промежуточные узлы, именуемые
кронштейнами. В конструкции агрегатов для обес-
печения их крепления предусматривают специаль-
ные элементы: чаще всего это резьбовые бобышки
или фланцы с крепежными отверстиями. Количе-
ство бобышек или крепежных отверстий зависит
от массы и габаритов агрегата и может составлять
от одного до десяти и больше. В отдельных случа-
ях агрегаты могут крепиться за поверхности, име-
ющие цилиндрическую или другую форму. На кор-
пусах двигателя агрегаты крепятся либо за фланцы,
образующие кольцевые или продольные стыки кор-
пусных деталей, либо к специальным резьбовым
бобышкам или дополнительным фланцам, выпол-
ненным для этого на корпусах.
Кронштейны крепления агрегатов имеют са-
мую разнообразную форму. Наиболее распростра-
нены кронштейны плоской, Г-, Т- и П-образной
формы (см. Рис. 13.2.31). Для уменьшения по-
грешности установки агрегата фиксация его поло-
жения относительно кронштейна может обеспечи-
ваться с помощью штифтов. Если агрегат крепится
за два разных фланца на корпусной детали, то для
компенсации разницы в тепловых расширениях
корпуса двигателя и кронштейна одно из мест креп-
ления может быть выполнено «плавающего» типа,
т.е. обеспечивать подвижность в направлении воз-
можного теплового перемещения.
Кронштейны изготавливаются из легирован-
ных сталей и титановых сплавов, в основном, по-
средством литья или штамповки из листа с после-
дующей сваркой (при необходимости).
Агрегаты могут крепиться к корпусам двига-
теля жестко или с определенной степенью под-
вижности. Подвижное крепление применяется
обычно для электронных агрегатов, которые ус-
танавливаются на специальных амортизаторах (уп-
ругих механических демпферах), позволяющих
уменьшать вибронагрузки, передаваемые от кор-
пуса двигателя к агрегату. Кроме того, подвижное
крепление иногда имеют гидро- или пневмоцилин-
дры, при срабатывании которых происходит изме-
нение их положения в пространстве. Агрегаты ма-
лой массы и габаритов (небольшие фильтры,
клапаны) могут не иметь отдельного узла крепле-
ния за корпус, а крепятся к рядом расположенным
трубопроводам. Узлы крепления агрегатов долж-
ны обеспечивать надежный электрический контакт
между агрегатом и корпусом двигателя во избежа-
ние появления разности электрических потенциа-
896
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.2.33 - Схема крепления насоса-регуля-
тора
1 - коробка приводов; 2 - пере-
ходник; 3 - хомут ленточный;
4 - кольцо уплотнительное рези-
новое; 5 - насос-регулятор
Рисунок 13.2.3_4 - Схема крепления электронного
блока
1 - винты; 2 - электронный
блок с амортизаторами;
3 - кронштейны; 4 - фланцы на
корпусах двигателя
лов. Если это не обеспечивается, то в узле крепле-
ния предусматривается установка специальной пе-
ремычки металлизации.
Примеры крепления агрегатов приведены на
Рис. 13.2.3 2... 13.2.3 4.
13.2.4 - Механическая проводка
управления
Механическая проводка, установленная на дви-
гателе, является частью самолетной механической
проводки управления силовой установкой, обеспе-
чивающей кинематическую связь рычага управле-
ния двигателем с дроссельным краном топливного
регулятора. Усилие, прилагаемое к рычагу управле-
ния в кабине пилота, через элементы механической
проводки передается нарычат дроссельного крана,
вызывая изменение его положения и, тем самым,
изменение режима работы двигателя.
На двигателях с реверсивным устройством
механическая проводка управления обеспечивает
также включение и выключение реверса и управ-
ление режимом работы двигателя на обратной тяге.
Кроме этого, механическая проводка может исполь-
зоваться и в других целях, например, для осуще-
ствления обратной связи в системах аналогового
управления ВНА или регулируемым соплом.
Различают гибкую, жесткую и смешанную
механическую проводку. Гибкую проводку выпол-
няют в виде тросов (канатов), опирающихся на
ролики. Поскольку тросы могут работать только
на растяжение, то гибкая проводка выполняется по
двухпроводной схеме. Жесткая проводка состоит
из тяг и качалок (при поступательном движении
элементов), либо из карданных валов (при переда-
че вращательного движения). Смешанная провод-
ка сочетает в себе гибкую и жесткую проводки.
Преимуществами гибкой проводки являются ма-
лая масса и возможность размещения в «тесных»
местах, преимуществами жесткой проводки — ма-
лые силы трения и более высокая точность пози-
ционирования. Последнее объясняется тем, что
в отличие от тросов у элементов жесткой провод-
ки отсутствует вытяжка, ведущая к образованию
люфтов. На практике чаще всего применяется сме-
шанная механическая проводка.
В качестве материалов для изготовления де-
талей механической проводки используют стали
и титановые сплавы.
Пример выполнения механической провод-
ки управления смешанного типа схематично по-
казан на Рис. 13.2.41. К ведущему ролику 1 под-
соединяется карданный вал (на рисунке не
показан) самолетной части проводки. С помощью
трех стальных канатов (тросов) 2, 3 и 6 диаметром
3,2 мм, опирающихся на промежуточные 16, 17, 18
и 19 и направляющие 7 и 8 ролики, ведущий ролик
связан с ведомым роликом 9. К нему крепятся тяга
14, идущая к рычагу дроссельного крана насоса-ре-
гулятора 15, и тяга 13, соединяющая ведомый ро-
лик через перекидной рычаг 12 и тягу 11с механиз-
мом 10 управления и блокировки реверсивного
устройства. При повороте ведущего ролика враще-
ние по канатам передается на ведомый ролик и да-
лее через тяги на рычаги соответствующих испол-
нительных механизмов. Для снижения трения все
ролики установлены на шарикоподшипниках. На-
897
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.2.41 - Схема механической проводки управления двигателем
1 - ролик ведущий; 2,3 и 6- канаты; 4 и 5- тендеры; 7 и 8- ролики направляющие;
9 - ролик ведомый; 10 - механизм управления и блокировки реверсивного устройства; 11,
13 и 14 - тяги; 12 - рычаг перекидной; 15 - насос-регулятор; 16,17,18 и 19 - ролики про-
межуточные
тяжение канатов осуществляется с помощью тен-
деров 4 и 5. Тяги имеют регулируемую длину и с-
ферические подшипники на концах. Основная часть
деталей выполнена из титановых сплавов.
13.3 - Проектирование обвязки
13.3.1 - Требования к обвязке
Технические требования можно подразде-
лить на требования общего характера, относящи-
еся ко всем элементам обвязки, и требования час-
тного характера, касающиеся ее отдельных
элементов. К числу общих требований относятся
ряд требований по надежности, пожаробезопас-
ности, эксплуатационной и производственной
технологичности, массе, стандартизации и унифи-
кации, технической эстетике и стоимости изготов-
ления.
Согласно требованиям надежности, конструк-
ция элементов обвязки (трубопроводов, электро-
коллекторов, узлов крепления агрегатов и датчи-
ков и т.д.) должна обеспечивать возможность их
безотказной работы в ожидаемых условиях эксп-
луатации в течение установленных для конкретно-
го двигателя ресурсов, сроков службы и хранения.
Элементы обвязки должны быть устойчивы к внеш-
ним воздействующим факторам (давлению, темпе-
ратуре, вибрациям, акустическому шуму, механи-
ческим ударам, повышенной влажности, пыли,
плесневым грибам и др.), характерным для конк-
ретного двигателя. Элементы обвязки должны быть
ремонтопригодны.
898
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Для устранения разности электрических по-
тенциалов между элементами обвязки и корпуса-
ми двигателя должен быть обеспечен надежный
электрический контакт (металлизация) с малым
переходным сопротивлением.
В соответствии с требованиями эксплуатаци-
онной технологичности обвязка должна быть спро-
ектирована с учетом выполнения работ по техни-
ческому обслуживанию и ремонту (ТО и Р) как
собственно элементов обвязки, так и основных уз-
лов двигателя (обеспечение доступа к фильтрам
и регулировочным устройствам агрегатов, к разъ-
емам ТК и ЭК, к магнитным пробкам, к сливным
устройствам и заправочным горловинам, к смотро-
вым окнам (лючкам) на корпусах основных узлов;
обеспечение возможности проведения монтажно-
демонтажных работ по замене всех элементов об-
вязки без съема двигателя с самолета). Основные
свойства технологичной конструкции — доступ-
ность, легкосъемность, взаимозаменяемость, кон-
трол епригодно сть.
Обвязка двигателя должна быть выполнена
с учетом модульности его конструкции, т.е. долж-
на быть обеспечена возможность разборки двига-
теля на модули в эксплуатации. Соединения ТК
и ЭК следует располагать в плоскостях стыковки
модулей. Конструкция элементов обвязки должна
исключать возможность ошибок обслуживающего
персонала и повреждения двигателя при ТО и Р.
Элементы обвязки, расположенные в зонах обслу-
живания, не должны иметь острых углов, кромок
и заусенцев или они должны быть защищены.
Что касается производственной технологич-
ности, то конструкция элементов обвязки должна
быть ориентирована на использование прогрес-
сивных технологических процессов при их изго-
товлении (гибка труб, а также раскройка и гибка
листовых кронштейнов на станках с ЧПУ, автома-
тическая сварка, тонкостенное литье и т.д.).
Согласно требованиям стандартизации и уни-
фикации в конструкции обвязки должны максималь-
но применяться стандартизированные детали и уз-
лы, использоваться минимальная номенклатура
труб, разъемных соединений, электросоединителей,
проводов, узлов крепления и других элементов.
Конструкция обвязки должна удовлетворять
требованиям технической эстетики.
Общее требование к массе и стоимости эле-
ментов обвязки — обе величины должны быть по
возможности минимальны (насколько это позволя-
ют требования надежности и другие, более опре-
деляющие требования). Требования частного харак-
тера к элементам обвязки рассмотрены в разделах
по их проектированию.
13.3.2 - Основные принципы
и порядок проектирования
обвязки
Под проектированием обвязки понимается
комплекс работ по размещению и креплению аг-
регатов и датчиков, разработке конструкции ТК
и ЭК и механической проводки. Исторически мож-
но выделить два подхода к проектированию обвяз-
ки: «традиционный» и современный.
«Традиционный» подход к проектированию
обвязки сложился в 50...60 годы XX века, когда
системы двигателей были относительно просты-
ми и размещение их элементов не вызывало осо-
бых затруднений. При «традиционном» подходе
обвязка рассматривается как простая сумма эле-
ментов систем, и отсутствует само понятие «про-
ектирование обвязки»: проектируются основные
узлы, системы, агрегаты, коробка приводов, ТК
и ЭК, и в результате этого формируется конструк-
ция обвязки. Таким образом, разработка обвязки
представляет собой сумму в ряде случаев доста-
точно обособленных действий, где каждый «узло-
вик» или «системщик» преследует прежде всего
свои интересы.
Основой «традиционного» подхода является
использование методов натурного макетирования
для отработки конструкции обвязки (см. раздел
13.3.3.1). Однако для того, чтобы изготовить на-
турный макет, конструкция корпусных деталей
основных узлов, коробки приводов, агрегатов
и датчиков должна быть полностью определена. Но
при таких условиях внесение каких-либо серьез-
ных изменений по результатам макетирования об-
вязки в конструкцию, например, корпуса камеры
сгорания (скажем, перенос места подсоединения
трубопровода) или коробки приводов (изменение
расположения агрегата) может оказаться практи-
чески невозможным.
Из опыта разработки многих двигателей сле-
дует, что для получения рациональной компоновки
обвязки требуется неоднократная сборка макетов.
Поскольку все элементы макетов изготавливаются,
как правило, из металлических материалов и рабо-
та по прокладке ТК и ЭК выполняется вручную, то
натурный макет имеет достаточно высокую сто-
имость, а сам процесс макетирования продолжите-
лен по времени. Кроме того, по окончанию сборки
макета требуется еще определенное время для вы-
пуска необходимого объема конструкторской доку-
ментации.
Существенным недостатком «традиционного»
подхода является отсутствие поэтапной оценки эф-
899
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
фективности принимаемых технических решений,
а также отсутствие обоснованных критериев для
проведения таких оценок. Обычно конструкция
обвязки оценивается по результатам сборки натур-
ного макета.
Оценка проводится по принципу «годен — не
годен» отдельно по каждому нормированному по-
казателю (габариты, зазоры, удобство монтажа,
масса и т.д.). Комплексная оценка разработанной
конструкции обвязки не выполняется. В процессе
оценки не исключено выявление несоответствий,
для устранения которых производится переделка
макета, иногда довольно серьезная.
Таким образом, основные недостатки «тради-
ционного» подхода состоят в том, что проектиро-
вание обвязки не представляет собой единого це-
ленаправленного процесса, «интересы» обвязки не
учитываются в должной мере при разработке ос-
новных узлов и систем двигателя, оценка эффек-
тивности ее конструкции выполняется лишь на
заключительном этапе, когда уже мало что можно
изменить, и не является комплексной. Все это зат-
рудняет получение рациональной компоновки об-
вязки.
В то же время ставка на натурное макетиро-
вание ведет к относительно позднему началу ак-
тивных работ по обвязке, что удлиняет сроки про-
ектирования двигателя, а высокая трудоемкость
изготовления макетов требует относительно боль-
ших затрат сил и средств.
О недостатках «традиционного» подхода
к проектированию обвязки и необходимости его
совершенствования было известно уже в 70-х го-
дах прошлого века. В частности, Н.И. Старцев
[13.6.1], рассматривая вопросы разработки ТК, сде-
лал ряд конкретных предложений по улучшению
методологии их проектирования. Но особенно оче-
видным это стало при разработке двигателей IV по-
коления, обвязка которых заметно усложнилась.
Между тем, получение рациональной компоновки
обвязки является чрезвычайно важной задачей,
поскольку ее конструкция может в решающей мере
влиять на эксплуатационную технологичность дви-
гателя и оказывать заметное влияние на его надеж-
ность, массу и стоимость изготовления.
Современный подход к проектированию об-
вязки окончательно оформился в 1990...2000 г.г.,
и этому в значительной мере способствовало ши-
рокое внедрение в практику проектирования ком-
пьютерных технологий. Основные положения это-
го подхода состоят в следующем.
Первое. При проектировании обвязка рассмат-
ривается не как сумма элементов, а как единый кон-
структивный модуль. Это обеспечивает комплекс-
ность, интегрированность и одинаковую целенап-
равленность разработки всех элементов обвязки.
Второе. Проектирование обвязки начинается
вместе с началом проектирования основных узлов
и систем и проводится параллельно с их разработ-
кой. Это позволяет своевременно отслеживать «ин-
тересы» обвязки, увеличить объем схемных и кон-
структивных проработок ее элементов, сократить
общее время проектирования двигателя.
Третье. Разработка конструкции основных
узлов и систем двигателя, а также решение вопро-
сов интеграции конструкции двигателя и самоле-
та осуществляется с учетом «интересов» обвязки.
В отношении основных узлов эти «интересы»,
прежде всего, распространяются на тип и распо-
ложение на корпусных деталях подсоединительных
мест трубопроводов (штуцеров, фланцев) и специ-
альных мест крепления (ребер, бобышек) элемен-
тов обвязки, а также на расположение агрегатов на
коробке приводов. В отношении систем — это,
обычно, требования к форме и габаритам агрега-
тов и датчиков, к типу и расположению на них под-
соединительных мест для трубопроводов и элект-
рожгутов и мест крепления, к расположению на
агрегатах регулировочных винтов, фильтров, маг-
нитных пробок и других элементов, задействован-
ных при техническом обслуживании. Реализация
этих требований не ухудшает функциональных
характеристик основных узлов и агрегатов, но по-
зволяет упростить и рационализировать конструк-
цию обвязки.
Необходимо заметить, что применительно
к системам «интересы» обвязки могут иметь бо-
лее глубокий характер и распространяться не толь-
ко на конструктивное оформление агрегатов, но
и на структуру систем. Это связано с тем, что, на-
пример, от выбора типа приводного устройства
клапанов и заслонок (гидропривод, пневмопривод
или электропривод) или от количества и сложнос-
ти примененных агрегатов в решающей мере за-
висят характеристики обвязки.
Что касается интеграции конструкции дви-
гателя и самолета, то «интересы» обвязки, как
правило, распространяются на выбор размеров
(диаметра) мотогондолы, определение состава раз-
мещаемых на двигателе самолетных агрегатов, рас-
положение и тип стыковочных мест коммуникаций
двигателя и самолета.
Четвертое. Основной объем работ по про-
странственной увязке положения агрегатов и дат-
чиков, прокладке ТК и ЭК выполняется на «элект-
ронных» макетах (см. раздел 13.3.3.2). Натурный
макет теряет свои проектные функции и начинает
использоваться как габаритный макет двигателя
900
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
для примерки на самолете, а также для представи-
тельских целей. В перспективе и оставшиеся фун-
кции натурного макета может взять на себя «элек-
тронный» макет. Переход на «электронное»
макетирование позволяет существенным образом
сократить затраты времени и средств на проекти-
рование обвязки.
Пятое. Вводится многоступенчатая оценка эф-
фективности принимаемых технических решений
при разработке обвязки, основанная на объективных
критериях. К числу частных критериев относятся
надежность, эксплуатационная технологичность,
масса и трудоемкость изготовления. Обобщающи-
ми критериями могут выступать стоимость разра-
ботки и цена двигателя, величина затрат на его эк-
сплуатацию. Такой подход позволяет проводить
обоснованный выбор схемных и конструктивных
решений, в наибольшей мере удовлетворяющих кон-
структоров, производственников и эксплуатантов.
Шестое. Проектирование обвязки проходит под
единым техническим руководством. Это обеспечи-
вает координацию работ «узловиков» и «системщи-
ков», задействованных в разработке обвязки.
В свете изложенного, процесс проектирова-
ния обвязки можно условно подразделить на че-
тыре этапа (см. Рис. 13.3.2 1).
На первом этапе определяется общий облик
обвязки и осуществляется постановка задачи про-
ектирования в виде разработки технического за-
дания (ТЗ). ТЗ на проектирование обвязки долж-
но устанавливать цели, задачи, условия и критерии
проектирования и содержать весь комплекс требо-
ваний, предъявляемых на данном двигателе к об-
вязке и, со стороны обвязки, к основным узлам
и системам. ТЗ формируется на основе анализа тре-
бований к разрабатываемому двигателю, положе-
ний действующей нормативно-технической доку-
ментации и опыта предыдущих разработок.
На втором этапе осуществляется эскизное про-
ектирование обвязки, конечной целью которого яв-
ляется разработка ее плоской модели. Плоская мо-
дель обвязки представляет собой схему размещения
агрегатов и датчиков с разводкой всех ТК и ЭК, вы-
полненную на развертке корпусов двигателя. Осно-
вой для построения плоской модели являются пнев-
могидравлические схемы систем двигателя.
На третьем этапе в результате рабочего (техни-
ческого) проектирования создается объемная модель
обвязки. Это наиболее продолжительный и трудо-
емкий этап, включающий полную конструктивную
проработку всех элементов обвязки и выполнение
всего комплекса необходимых расчетов. Объемная
модель может существовать как в виде компьютер-
ного файла, так и в виде натурного макета.
Рисунок 13.3.2_1 - Укрупнённая блок-схема проек-
тирования обвязки
На четвертом этапе выпускается конструктор-
ская документация.
Приведенный порядок проектирования, как
правило, не имеет строго последовательного харак-
тера. Например, выпуск чертежей на отдельные
детали может начинаться с этапа эскизного проек-
тирования. С другой стороны, в процессе создания
объемной модели не исключены изменения в кон-
струкции основных узлов и систем, для реализа-
ции которых может потребоваться предваритель-
ная проработка элементов обвязки на плоской
модели. В свою очередь, объемная модель может
уточняться по результатам выпуска конструкторс-
кой документации и т.д. Параллельно-последова-
тельный подход позволяет сократить сроки выпол-
нения работ и широко применяется на практике.
13.3.3 - Методы отработки
конструкции обвязки
13.3.3.1 - Натурное макетирование
Натурное макетирование — это метод отработ-
ки конструкции обвязки посредством физическо-
го моделирования ее элементов. Итогом работ яв-
ляется создание полноразмерного натурного макета
(физической модели) обвязки, соответствующего
901
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
двигателю по габаритам, присоединительным ме-
стам, размещению и креплению агрегатов, датчи-
ков, трубопроводов и электропроводки. Общие
требования к применению и изготовлению макетов
ГТД изложены в ОСТ 102673-89. Конструктивно
натурный макет состоит из макетов собранных кор-
пусных деталей двигателя с установленными на
них макетами коробок приводов, агрегатов, датчи-
ков, трубопроводов и электроколлекторов. Если
двигатель имеет внутреннюю и наружную обвяз-
ку, то изготавливаются два натурных макета на-
ружный и внутренний.
Натурному макетированию всегда предше-
ствуют компоновочные работы, в процессе кото-
рых проводится размещение всех приводных аг-
регатов и части неприводных агрегатов (обычно
это агрегаты, имеющие относительно большие раз-
меры и массу). Кроме того, осуществляется ком-
поновка отдельных трубопроводов большого диа-
метра, которые могут существенно влиять на
конструкцию обвязки.
Все детали натурных макетов обычно выпол-
няют из металлических материалов. При изготов-
лении макетных деталей допускается:
-	упрощенное изготовление по внутренним по-
верхностям, невидимым снаружи и несопрягаемым
при сборке с другими макетными деталями. Напри-
мер, агрегат или датчик может не содержать «внут-
ренних» деталей или вообще выполняться из цель-
ного куска материала;
-	вместо легированных сталей, никелевых
и титановых сплавов использовать углеродистые
стали и алюминиевые сплавы;
-	применять механическую обработку и свар-
ку вместо литья и штамповки;
-	повышать шероховатость поверхностей;
-	не выполнять контровку резьбовых соедине-
ний;
-сокращать технологический процесс изго-
товления за счет операций, не влияющих на основ-
ные характеристики макетных деталей (исключать
рентгеновский контроль, проверку на герметич-
ность и т.д.).
В то же время точность изготовления ма-
кетных деталей и сборочных единиц по местам,
определяющим характерные свойства макета об-
вязки, должна соответствовать точности изготов-
ления реальных деталей и сборочных единиц.
После изготовления макетных корпусных
деталей, коробки приводов, ранее скомпонован-
ных трубопроводов и получения макетов агрега-
тов и датчиков от предприятий-смежников начи-
нают сборку натурного макета под отработку
обвязки. При этом необязательно все детали или
Рисунок 13.3.3. 11 - Натурный макет наружной
обвязки двухконтурного ГТД
Рисунок 13.3.3.1_2 - Натурный макет внутренней
обвязки двухконтурного ГТД
902
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
агрегаты должны быть макетными — часто ис-
пользуются рабочие экземпляры. Макетирование
начинают с определения положения всех агрега-
тов и датчиков, затем выполняется прокладка ТК
и на завершающем этапе осуществляется развод-
ка ЭК.
Полностью собранный макет проходит при-
емку макетной комиссией с оформлением акта
о его пригодности как образца (эталона) обвязки
двигателя. По результатам макетирования разраба-
тываются чертежи трубопроводов, электрожгутов,
деталей крепления, монтажные чертежи агрегатов
и датчиков, ТК и ЭК и другая документация. Ма-
кеты трубопроводов и электрожгутов используют-
ся как образцы (эталоны) при изготовлении реаль-
ных трубопроводов и электрожгутов.
В процессе создания двигателя обычно изго-
тавливаются несколько макетов обвязки. Это свя-
зано как с изменениями в конструкции двигателя,
так и с поиском наиболее рациональной компо-
новки обвязки. Кроме того, как правило, изготав-
ливается отдельный макет для примерки двигате-
ля в мотогондоле самолета.
На Рис. 13.3.3.1 1 и 13.3.3.1 2 в качестве
примера приведены фотографии макетов наруж-
ной и внутренней обвязки двухконтурного ГТД.
Основные преимущества натурного макети-
рования состоят в наглядности результатов, в на-
личии полной гарантии возможности реализации
разработанной конструкции обвязки, в возможно-
сти непосредственной оценки габаритов, зазоров,
уровня производственной и эксплуатационной
технологичности.
К недостаткам этого метода относится дос-
таточно высокая стоимость создания натурных
макетов (до 10% стоимости двигателя), относи-
тельно большие затраты времени на выполнение
работ (от одного до нескольких месяцев непос-
редственно на макетирование), проблематичность
получения рациональной компоновки обвязки из-
за ограниченных возможностей по количеству со-
бираемых макетов.
13.3.3.2 - Электронное макетирова-
ние обвязки
Еще совсем недавно натурный макет обвязки
рассматривался как основное средство для отработ-
ки конструкции десятков и сотен трубопроводов,
определения окончательного положения многих
агрегатов и датчиков, выбора длины и схемы раз-
водки электропроводки. В 90-е годы XX века про-
ектирование обвязки поднялось на качественно но-
вую ступень. Благодаря появлению достаточно
производительных персональных компьютеров
и развитию систем CAD-проектирования, на сме-
ну натурному макетированию обвязки пришло ма-
кетирование электронное, ставшее важным и обя-
зательным инструментом современной технологии
создания газотурбинных двигателей [13.6.7]. За ко-
роткое время пройден путь от выполнения отдель-
ных компоновок до создания полномасштабных
электронных макетов обвязки и непосредственно-
го использования результатов макетирования при
выпуске конструкторской документации, подготов-
ке производства и сборке двигателей.
Примечание. Термины «электронный макет»
и «электронное макетирование» нельзя назвать
достаточно точными, поскольку электронный ма-
кет не является физическим объектом. Это объем-
ная компоновка обвязки, выполненная с примене-
нием средств компьютерной графики (т.е. это
объект виртуальный).
Преимущества применения электронных маке-
тов состоят не только в том, что при замене «желез-
ного» макета на виртуальный происходит сокраще-
ние затрат времени и средств на создание двигателя.
Главное преимущество заключается в появлении
принципиально новой ситуации, когда элементы
обвязки могут разрабатываться параллельно с ос-
новными узлами и системами, начиная с самых
ранних стадий проектирования. Это позволяет сво-
евременно учитывать и согласовывать требования
всех заинтересованных субъектов проектирования,
осуществляя разработку конструкции обвязки ин-
тегрированно с другими составными частями дви-
гателя, а также появляется возможность проработ-
ки большего числа конструктивных решений для
выбора рационального варианта. В целом, откры-
ваются перспективы для существенного улучше-
ния конструкции обвязки.
В числе других очевидных преимуществ элек-
тронного макета перед натурным макетом обвязки
следует отметить:
-	высокую точность задания и определения
размеров, которая зависит только от возможностей
применяемых технических и программных средств,
а это намного выше практических потребностей;
-	неограниченность доступа к электронному
макету, как по числу пользователей, так и по вре-
мени;
-	большую информативность электронного
макета и оперативность получения нужной инфор-
мации;
-	возможность хранения всех вариантов элек-
тронного макета данного двигателя в течение все-
го жизненного цикла;
-	минимальные расходы на копирование, пере-
903
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.3.3.21 - Схема разработки электронного макета обвязки двигателя
дачу и работу с макетом на других предприятиях;
-	отсутствие необходимости изготовления
и использования эталонов трубопроводов.
Кроме того, разработанные трехмерные моде-
ли трубопроводов можно непосредственно приме-
нять для оценки частот собственных колебаний,
расчета статических напряжений, анализа запасов
по малоцикловой усталости, определения массы,
автоматизированного выпуска чертежей и подго-
товки программ гибки труб, а также для разработ-
ки документации на стапели.
Электронные макеты можно подразделить на
концептуальные, эскизные и технические (рабочие)
по этапам создания двигателя, а также на базо-
вые и полные. Базовый макет это отправная точ-
ка для проектирования обвязки. Он содержит все
элементы, положение и конструкция которых на
момент начала проектирования определены. Поэто-
му, например, в одном случае базовый электрон-
ный макет может состоять из корпусов основных
узлов и коробки приводов, в другом — включать
практически всю обвязку двигателя, кроме той ее
904
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.3.3.2_2 - Эскизный электронный макет
части, которую предстоит спроектировать. Полный
макет — законченная компоновка обвязки, соответ-
ствующая конкретному этапу создания двигателя.
Рассмотрим порядок создания электронного
макета на примере двигателя, подвергнутого глу-
бокой модификации. Разработка электронного ма-
кета (см. Рис. 13.3.3.2 1) начинается с выпуска ТЗ
на базовый макет, определяющего цели и задачи его
создания и предъявляемые требования. Собствен-
но работы по базовому макету открываются с па-
раллельного создания макетных моделей деталей
и узлов, входящих в базовый макет (корпусные
детали основных узлов, коробка приводов, агрега-
ты, датчики, типовые элементы ТК и электропро-
водки и др.). Проводятся обмеры геометрии эта-
лонов трубопроводов и строятся их макетные
модели. Следующими шагами являются «сборка»
корпусов двигателя, «установка» коробки приво-
дов, агрегатов, датчиков и трубопроводов. Завер-
шающее действие — «прокладка» электрожгутов,
которая выполняется с ориентировкой на рабочий
двигатель или натурный макет. Законченный базо-
наружной обвязки двигателя ПС-90А2 (вариант)
вый электронный макет проходит приемку на со-
ответствие ТЗ.
На полный макет выпускается отдельное ТЗ.
Работы начинаются с построения макетных моде-
лей новых агрегатов и датчиков. Затем выбирает-
ся их расположение на базовом макете. После чего
выполняется отработка конструкции новых ТК
и электрожгутов. При этом с целью рационализа-
ции конструкции обвязки возможны неоднократные
возвраты на предыдущие этапы (выбор нового по-
ложения агрегатов и датчиков, корректировка кон-
фигурации трубопроводов, уточнение разводки
электропроводки и т.д.), а также частичное измене-
ние конструкции элементов, относящихся к базо-
вому макету. Приемка полного макета включает
проверку соответствия спроектированной обвязки
требованиям по назначению, надежности, эксплу-
атационной и производственной технологичности,
габаритам, массе и др.
Представленный порядок разработки элект-
ронного макета обвязки можно рассматривать как
общий случай, из которого возможны исключения.
905
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.3.3.23 - Полный технический электронный макет обвязки двигателя ПС-90ГП-25
Если разрабатывается совершенно новый двига-
тель, то все работы по созданию макетных моде-
лей агрегатов и датчиков, их размещению, про-
кладке трубопроводов и электрожгутов могут
относиться к полному макету. С другой стороны,
если проводится модификация двигателя, имеюще-
го полный электронный макет обвязки, то макет-
ные модели необходимо создавать только для но-
вых агрегатов и датчиков, а новый базовый макет
получается из «старого» полного электронного ма-
кета за счет снятия «лишних» элементов. При раз-
работке новых агрегатов с применением средств
компьютерной графики макетные модели создают-
ся в процессе разработки, и необходимость в их
специальном построении отпадает.
В качестве примера на Рис. 13.3.3.2 2 показан
один из вариантов полного эскизного электронно-
го макета наружной обвязки двигателя ПС-90А2,
а на Рис. 13.3.3.2 3 представлен полный техничес-
кий электронный макет двигателя ПС-90ГП-25.
Количественная характеристика макетов дана в таб-
лице 13.3.3.2 1.
Цель создания эскизного макета двигателя
ПС-90А2 состояла в предварительном выборе ра-
ционального расположения новых агрегатов, дат-
чиков и основных ТК. На макете показаны не все
элементы обвязки, а только те, которые необходи-
мы для решения поставленных задач. В изображе-
нии ротора вентилятора, обводов реверсивного
устройства и сопла в данном случае нет необходи-
мости. Это выполнено в эстетических целях для
рекламного представления макета обвязки.
Технический макет двигателя ПС-90ГП-25
создавался с целью окончательной отработки кон-
струкции обвязки. На макете присутствуют все ее
необходимые элементы.
По трудоемкости создания первые электрон-
ные макеты существенно более трудоемки, чем
последующие. Во-первых, это связано с тем, что
с созданием первых макетов одновременно разра-
батываются макетные модели типовых деталей
и узлов обвязки. Для ТК, например, это ниппели,
штуцеры, фланцы, накидные гайки, проходники,
тройники, компенсаторы, узлы крепления и т.д.
906
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Таблица 13.3.3.21
Характеристика электронных макетов обвязки двигателей ПС-90А2 и ПС-90ГП-25
Показатель	Количественное значение	
	ПС-90А2	ПС-90ГП-25
Назначение макета	Эскизный	Технический
Количество агрегатов и датчиков, шт.	45	39
Количество трубопроводов, шт.	40	236
Количество элементов соединительной арматуры (проходников, тройников и т.д.), шт.	—	261
Количество узлов крепления трубопроводов, шт.	—	289
Общее количество макетных моделей, шт.	1724	4617
Суммарный объем файлов, Гб	1,2	1,7
В составе обвязки доля макетных моделей типо-
вых деталей и узлов составляет до 70%. Во-вторых,
при создании первых электронных макетов отра-
батывается методика электронного макетирования
и происходит отладка организационного взаимо-
действия между различными подразделениями
ОКБ. В дальнейшем трудоемкость создания элек-
тронного макета зависит от того, является ли дан-
ный двигатель новым или это модификация. Для
нового двигателя необходима разработка новых
макетных моделей корпусных деталей, коробки
приводов, агрегатов и датчиков. Если это модифи-
кация двигателя, имеющего полный технический
электронный макет, то для сборки базового макета
используется большинство уже созданных макет-
ных моделей с необходимыми доработками.
13.3.4 - Размещение агрегатов,
датчиков и проектирование
узлов крепления
Размещение агрегатов и датчиков оказывает
определяющее влияние на конструкцию обвязки
и этому вопросу уделяется особое внимание.
При размещении агрегатов и датчиков необ-
ходимо соблюдать следующие основные требова-
ния (в дополнение к разделу 13.3.1):
-	между агрегатом и мотогондолой должны
быть обеспечены достаточные зазоры;
-	максимальная окружающая температура в зо-
не размещения не должна превышать предельных
для данного агрегата значений. Особенно это каса-
ется электронных агрегатов и датчиков, для кото-
рых окружающая температура должна быть не выше
8О...9О°С;
-	для снижения пожароопасности агрегаты
масляной и топливной систем по возможности дол-
жны размещаться вне «горячих» зон двигателя или
должны быть предусмотрены соответствующие
мероприятия;
-	должна быть обеспечена монтажная незави-
симость агрегатов и датчиков, возможность их за-
мены в эксплуатации без съема двигателя с само-
лета, удобный доступ для проведения технического
обслуживания, как агрегатов, так и основных уз-
лов двигателя;
-	расположение агрегатов должно обеспечи-
вать минимальные длины ТК и ЭК;
-	должна быть сведена к минимуму возмож-
ность попадания на электрические элементы агре-
гатов рабочих жидкостей при проведении работ по
техническому обслуживанию и ремонту.
В первую очередь размещаются приводные
агрегаты и датчики (топливные, масляные и гид-
равлические насосы, насосы-регуляторы, электри-
907
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
ческие генераторы, стартеры, датчики-тахометры
и т.д.). Это происходит при эскизном проектиро-
вании коробок приводов. В целом, расположение
приводного агрегата на двигателе зависит от его
положения на коробке приводов и от размещения
самой коробки. Выбор положения агрегата на ко-
робке определяется передаваемой мощностью, его
габаритными размерами, возможностью подвода
ТК и ЭК, требованиями эксплуатационной техно-
логичности и другими обстоятельствами. На раз-
мещение коробки приводов оказывает влияние тип
двигателя, его компоновочная схема, особенности
основных узлов, вариант крепления двигателя на
самолете и многие другие условия. На большинстве
современных двигателей применяется одна, реже
две коробки приводов. На двигателях с одной ко-
робкой она может располагаться снизу (преимуще-
ственно), сверху или сбоку двигателя. У двухкон-
турных ГТД большой тяги коробка приводов может
устанавливаться на газогенераторной части двига-
теля.
При размещении неприводных агрегатов (ре-
гуляторы подачи топлива, агрегаты управления
соплом и реверсивным устройством, фильтры, теп-
лообменники, клапаны и заслонки, электронные
регуляторы, датчики температуры и давления
и т.д.) руководствуются следующим:
-	электронные агрегаты устанавливают пре-
имущественно на наружных корпусах вентилято-
ра и разделительном корпусе, поскольку здесь ми-
нимальные окружающие температуры и низкий
уровень вибраций;
-	воздушные клапаны и заслонки размещают-
ся по ходу магистралей подачи воздуха, исходя из
получения минимальных длин трубопроводов;
-	основную часть топливных и масляных агре-
гатов располагают на наружных корпусах двигате-
ля или корпусах газогенератора в зависимости от
расположения коробки приводов. Цель та же — ми-
нимизация длин ТК.
Большую часть датчиков измерения парамет-
ров составляют датчики измерения температуры
и давления. Датчики температуры размещаются
непосредственно в месте измерения параметра: на
корпусах основных узлов, агрегатов или на трубо-
проводах. Датчики, а также сигнализаторы давле-
ния применяются, в основном, дистанционного
типа и устанавливаются в зонах с невысокой тем-
пературой окружающей среды и минимальными
вибрациями (передняя часть газогенератора, наруж-
ные корпуса двигателя). С целью исключения до-
полнительной электрической проводки некоторые
датчики давления (например, измерения давления
воздуха на входе в двигатель и за компрессором)
могут быть непосредственно встроены в конструк-
цию электронного регулятора двигателя.
На современных двигателях обычно разме-
щается часть неприводных агрегатов самолетных
систем (например, заслонки, регуляторы и тепло-
обменники начального участка системы кондици-
онирования воздуха, обратные клапаны гидросис-
темы и т.д.). Агрегаты могут устанавливаться
снаружи двигателя или на корпусах газогенерато-
ра — в зависимости от конкретной компоновки си-
стемы.
В качестве преимуществ «внутреннего» рас-
положения коробки приводов и, соответственно,
большей части агрегатов и трубопроводов топ-
ливной, масляной и воздушных систем отмеча-
ется возможность уменьшения диаметра мото-
гондолы и меньшая пожароопасность наружной
обвязки. Недостаток такой компоновки состоит
в том, что усложняется доступ к агрегатам при
техническом обслуживании и ремонте, в том чис-
ле и по причине высокой плотности обвязки из-
за относительно малого диаметра корпусных де-
талей газогенератора (см. Рис. 13.1 1). Кроме
того, корпусные детали имеют здесь более высо-
кую температуру, чем наружные корпуса двига-
теля. А поскольку элементы внутренней обвяз-
ки обычно закрывают кожухами, образующими
внутреннюю стенку канала наружного контура,
то для создания приемлемых температурных ус-
ловий для работы агрегатов и снижения пожаро-
опасности должна быть обеспечена эффективная
продувка зоны размещения обвязки воздухом, от-
бираемым из-за вентилятора или КНД.
На некоторых двигателях (например, на дви-
гателях серий CF6-80 и GE-90) коробку приводов
с приводными и частью неприводных агрегатов, тру-
бопроводов и электропроводки защищают от «горя-
чих» корпусов с помощью металлического экрана.
В результате образуется отдельный отсек агрегатов,
в котором за счет продувки воздухом поддержива-
ются необходимые температурные условия.
Узлы крепления агрегатов и датчиков долж-
ны соответствовать следующим основным требо-
ваниям (в дополнение к разделу 13.3.1):
-	иметь достаточную прочность и жесткость.
Не допускается передача нагрузок от агрегатов
и датчиков на подсоединяемые трубопроводы;
-	обеспечивать положение агрегата с заданной
точностью;
-	обеспечивать возможность удобного и мно-
гократного монтажа и демонтажа агрегата;
-	обладать малой массой.
Узлы крепления неприводных агрегатов и дат-
чиков разрабатываются на этапе рабочего проек-
908
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
тирования обвязки, и в общем случае порядок ра-
бот может быть следующим:
-	выбирается тип крепления (жесткое или уп-
ругодемпферное);
-	определяется схема крепления (непосред-
ственно к корпусу двигателя или через кронштей-
ны, количество и вид кронштейнов);
-	выбираются материалы крепежных деталей;
-	отрабатывается конструкция узла крепления
с выполнением необходимых прочностных оценок
(учет действия функциональных, весовых, инер-
ционных, аэродинамических и других нагрузок);
-	выпускаются чертежи деталей и сборочных
единиц узла крепления и монтажный чертеж агре-
гата или датчика.
13.3.5 - Проектирование
трубопроводных коммуникаций
Целью проектирования ТК является создание
работоспособной конструкции коммуникаций, от-
вечающей поставленным требованиям.
К ТК предъявляются следующие требования
(в дополнение к разделу 13.3.1):
-	по пропускной способности. Должна обес-
печиваться возможность подачи рабочих жидко-
стей и газов с заданными расходами при потерях
давления в магистрали, не превышающих установ-
ленные величины;
-	по герметичности. Разъемные соединения
должны обеспечивать заданную степень герметич-
ности в течение установленного ресурса без допол-
нительных подтяжек в эксплуатации;
-	по прочности. Элементы трубопроводов дол-
жны иметь трехкратные запасы по статической
и усталостной прочности;
-	по исключению механических повреждений.
Должна быть исключена возможность касания эле-
ментов коммуникаций друг с другом, с деталями аг-
регатов, с корпусными деталями двигателя, с элек-
трожгутами за счет обеспечения гарантированных
зазоров;
-	по пожаробезопасности. ТК, содержащие
горючие жидкости или их пары, ТК гидросистем
и систем пожаротушения, а также воздушные ком-
муникации, разрушение которых при пожаре мо-
жет привести к подаче воздуха в мото гондолу, дол-
жны быть выполнены из огнестойких материалов
или защищены от воздействия высоких темпера-
тур. Трубопроводы, имеющие температуру стенок
выше 200°С и расположенные в мотогондоле, дол-
жны быть теплоизолированы. Теплоизоляционное
покрытие трубопроводов не должно впитывать
рабочие жидкости. Трубопроводы с горючими жид-
костями должны по возможности располагаться
таким образом, чтобы в случае утечки исключить
попадание этих жидкостей на горячие поверхнос-
ти корпусов двигателя.
К некоторым ТК предъявляются особые тре-
бования в силу специфических условий их работы:
-	трубопроводы всасывания и откачки масла от
опор двигателя, а также безнапорные дренажные
трубопроводы должны выполняться с уклоном по
потоку жидкости и не иметь колен и петель в вер-
тикальной плоскости для исключения образования
в них воздушных пробок;
-	ТК пневмосистем, а также датчиков измере-
ния давления воздуха и газа должны выполняться
с мероприятиями по предотвращению накаплива-
ния и замерзания в них конденсата;
-	в ТК, расположенных после масляных филь-
тров, должны отсутствовать «карманы», в которых
могут накапливаться загрязнения.
Процесс проектирования ТК содержит те же
этапы, что и проектирование обвязки в целом (см.
раздел 13.3.2). На этапе концептуального проекти-
рования определяется общий конструктивный об-
лик коммуникаций и разрабатывается техническое
задание на проектирование, которое является час-
тью технического задания на проектирование об-
вязки. Определение общего конструктивного облика
включает предварительный выбор материалов для
деталей ТК, определение разрешенной к примене-
нию номенклатуры труб (по диаметрам и толщине
стенки), типов неразъемных и разъемных соедине-
ний, узлов крепления, компенсаторов и других эле-
ментов, оценку необходимости разработки новых
или модификации существующих конструкций
элементов ТК для улучшения их характеристик
и решение других вопросов.
На этапе эскизного проектирования после раз-
водки коммуникаций на плоской модели обвязки
определяются диаметры и толщины стенок труб,
уточняется выбор материалов, типов разъемных
соединений и узлов крепления. Предварительно
оценивается надежность, уровень эксплуатацион-
ной технологичности и масса.
Внутренний диаметр расходных ТК опре-
деляется на основании гидравлического расче-
та магистрали, исходя из условия обеспечения
ДРТК < ДР оп при заданном значении расхода
жидкости или газа (ДРТК — фактические, а ДРткдоп
— допускаемые потери давления в магистрали).
Для нерасходных ТК применяются трубы с ми-
нимальным диаметром, разрешенным к примене-
нию на данном двигателе (обычно 7>min составляет
6 или 8 мм).
909
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Толщина стенки трубы определяется из рас-
чета на прочность от внутреннего давления, исхо-
дя из условия обеспечения трехкратного запаса (и)
по разрушающему давлению, т.е.
П ^РАЗР ^РАБтах “
где РрАБ — максимальное рабочее давление жид-
кости или газа в трубопроводе;
РрАЗр — величина разрушающего давления
для трубы с данной толщиной стенки.
Если полученная толщина стенки трубы (S)
меньше минимально допустимой (S ) для данно-
го двигателя, то принимают S = Smin (обычно
^min= 0,6... 1 мм). Если полученная толщина стен-
ки больше S . , то принимается ближайшее боль-
шее ее значение из разрешенной к применению
номенклатуры труб.
Примечание — Ограничения по О . и S . уста-
навливаются обычно, исходя из опыта для повы-
шения запасов усталостной прочности и уменьше-
ния механической повреждаемости трубопроводов.
На этапе технического проектирования разра-
батывается окончательная конструкция ТК в виде
объемной модели, создаваемой средствами компь-
ютерной графики или посредством натурного ма-
кетирования (см. раздел 13.3.3).
При создании объемной модели отрабатыва-
ется окончательная конфигурация трубопроводов,
размещаются узлы крепления и промежуточные
разъемные соединения, решаются вопросы компен-
сации монтажных неточностей и тепловых расши-
рений, выполняются проверочные гидравлические
и прочностные расчеты, а также проводится час-
тотная отстройка трубопроводов. При необходимо-
сти трубопроводы рассчитываются на малоцикло-
вую усталость.
В случае отсутствия возможности применения
типовых элементов разрабатываются новые соеди-
нения, узлы крепления, компенсаторы. Оценива-
ется масса ТК, уровень надежности и эксплуата-
ционной технологичности.
Целью частотной отстройки является сниже-
ние вибронапряжений в трубопроводах. Получен-
ная расчетом частота собственных колебаний лю-
бого участка трубопровода сравнивается с частотой
наиболее вероятных источников возбуждения
(обычно это вращающиеся роторы двигателя). Если
различие между частотами меньше 25%, то пред-
принимаются конструктивные меры по изменению
собственной частоты за счет изменения схемы
крепления трубопровода, его конфигурации или
устанавливаются узлы крепления с демпфировани-
ем колебаний.
При расчетах на малоцикловую усталость оце-
нивается фактический ресурс трубопровода в цик-
лах при наличии упруго-пластических деформаций
(вызванных, например, тепловым расширением
корпусов). Если ресурс меньше требуемого с уче-
том установленного запаса, изменяется конструк-
ция трубопровода или условия крепления для сни-
жения величины возникающих напряжений.
В случае если результаты проектирования
удовлетворяют поставленным требованиям, прово-
дится выпуск конструкторской документации: чер-
тежей деталей и сборочных единиц ТК, сборочных
чертежей ТК, технических условий на изготовле-
ние и монтаж трубопроводов и других документов.
Следует отметить, что на этапе документиро-
вания проектирование ТК фактически не заканчи-
вается. По результатам вибропрочностной и ресур-
сной доводки трубопроводов на двигателях
неизбежны отдельные уточнения их конструкции.
Кроме того, в процессе доводки двигателя изменя-
ется облик его основных узлов и систем, что так-
же неизбежно приводит к необходимости перепро-
ектирования части ТК.
Главным критерием эффективности конструк-
ции ТК является надежность (безотказность), по-
скольку отказ (поломка) даже одного трубопровода
(из нескольких сотен!) может привести к выклю-
чению двигателя в полете. Поэтому важнейшей
задачей при проектировании ТК является обеспе-
чение их надежной работы.
С точки зрения надежности ТК можно отнес-
ти к простым системам, надежность которых бу-
дет тем выше, чем меньше они содержат элемен-
тов и чем больше надежность каждого из таких
элементов. С учетом этого весь комплекс мероп-
риятий, направленных на повышение надежности
коммуникаций при проектировании, можно поде-
лить на две группы. К первой группе относятся
мероприятия по упрощению компоновки ТК пу-
тем уменьшения длины и сокращения количества
применяемых деталей и узлов и их типоразмеров.
Вторую группу составляют мероприятия по повы-
шению физической надежности трубопроводов.
Мероприятия первой группы реализуются как
за счет внешних факторов: уменьшения числа при-
меняемых агрегатов и датчиков, количества жид-
костных и газовых связей, так и за счет рациональ-
ной трассировки коммуникаций. Конкретными
шагами в этом направлении могут быть, например,
объединение электронных блоков систем управле-
ния и контроля и некоторых датчиков в одном аг-
регате, аналогичное объединение топливных насо-
сов низкого и высокого давления, исключение
дублирующего гидромеханического контура уп-
910
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
равления, уменьшение количества перепускных
клапанов на компрессоре за счет увеличения их
размеров, использование одного фланца на комп-
рессоре для отборов воздуха на ПОС и СКВ и др.
В целом, упрощение компоновки ТК оказывает по-
ложительное влияние не только на надежность, но
и на массу, эксплуатационную технологичность
и стоимость изготовления.
Физически надежность ТК можно охаракте-
ризовать через запасы статической и усталостной
прочности, устойчивость к повреждаемости и по-
тере герметичности. Анализ опыта эксплуатации
двигателей показывает, что определяющую роль
в обеспечении физической надежности коммуни-
каций играют запасы усталостной прочности, так
как в общем числе дефектов доля усталостных по-
ломок трубопроводов от механических вибраций
намного превышает все остальные дефекты, при-
водящие в конечном итоге к разгерметизации ком-
муникаций (см. раздел 13.2.1.7).
Величина запаса усталостной прочности (иД
полагается достаточной, если выполняется усло-
вие [13.6.1]:
>3,
где (Т j — предел выносливости элемента трубопро-
вода при симметричном цикле нагруже-
ния;
О’ — среднее напряжение цикла;
О] — максимальное измеренное напряжение;
— коэффициент.
Из приведенного выражения следует, что для
повышения физической надежности элементов
трубопроводов необходимо: увеличивать предел
выносливости, совершенствуя их конструкцию,
технологию изготовления и применяемые матери-
алы; снижать средние напряжения в цикле, имею-
щие монтажный, тепловой или иной характер;
уменьшать величину переменных напряжений пу-
тем частотной отстройки или демпфирования ко-
лебаний.
Уровень надежности тесно связан с другими
характеристиками ТК и, прежде всего, с уровнем
их эксплуатационной технологичности. Неудоб-
ство монтажа трубопровода может привести:
-	к его установке с высокими монтажными
напряжениями и, как следствие, к усталостной по-
ломке;
-	к механическим повреждениям трубопрово-
да при монтажно-демонтажных операциях в виде
нарушения геометрических размеров или образо-
вания вмятин, царапин, забоин, следствием чего
также может стать усталостная поломка;
-	к установке трубопровода с недостаточны-
ми зазорами. В результате чего может произойти
механическое повреждение стенки трубы (наклеп
или выработка вплоть до появления сквозного от-
верстия);
-	к некачественной затяжке разъемных соеди-
нений, что может стать причиной разгерметизации
соединений.
Таким образом, обеспечение достаточного
уровня эксплуатационной технологичности ТК
является необходимым условием для обеспечения
их безотказной работы.
Здесь были кратко рассмотрены лишь отдель-
ные вопросы, касающиеся проектирования ТК.
Более подробные сведения можно найти в специ-
альной литературе (см. раздел 13.6).
13.3.6 - Проектирование
электрических коммуникаций
13.3.6.1 - Требования к электричес-
ким коммуникациям
Целью проектирования ЭК является создание
работоспособной конструкции ЭК, отвечающей
поставленным требованиям.
Общие требования к ЭК изложены в разделе
13.3.1. Ниже приведены требования к ЭК частно-
го характера.
1.	Требования по надежности.
Конструкция и состав ЭК должны обеспечи-
вать возможность их работы без поломок, потерь
электрических параметров электрических цепей
(электропроводимость, сопротивление изоляции)
в ожидаемых условиях эксплуатации в течение
установленных для ГТД сроков службы, хранения
и ресурсов.
2.	Требования по эксплуатационной техноло-
гичности.
Конструкция ЭК должна удовлетворять тре-
бованиям по доступности, легкосъемности, взаи-
мозаменяемости и контролепригодности. Все
разъемные электрические соединения и узлы
крепления должны располагаться в местах, дос-
тупных для проведения монтажно-демонтажных
работ (например, должно быть обеспечено необ-
ходимое монтажное пространство для возможно-
сти соединения-разъединения электрических со-
единителей).
В целях удобства прокладки и лучшей ремон-
топригодности электрические жгуты, как правило,
должны иметь диаметры, не превышающие 40 мм
для одиночного жгута и 70 мм для группы жгутов.
911
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Для проводов, выходящих из жгута к агрега-
там и жгутов, подходящих к электрическим соеди-
нителям, необходимо предусмотреть эксплуатаци-
онный запас по длине, позволяющий производить
повторные заделки проводов при ремонте не ме-
нее трех раз с каждого конца. Наращивание про-
водов отдельными участками не допускается.
Электрические жгуты и соединители должны
иметь опознавательную маркировку в соответствии
с электрической схемой. Опознавательная марки-
ровка должна располагаться на участках жгутов,
доступных для визуального контроля и быть удоб-
ной для зрительного восприятия при горизонталь-
ном расположении двигателя. Маркировка долж-
на быть механически прочной. Электрические
жгуты рекомендуется маркировать с двух сторон.
3.	Требования по производственной техноло-
гичности.
Детали и сборочные единицы ЭК должны со-
ответствовать требованиям производственной тех-
нологичности:
-	конструкция электрических жгутов должна
обеспечивать возможность автоматизации процес-
сов изготовления и контроля параметров электри-
ческих цепей;
-	контроль параметров жгутов на собранном
двигателе должен осуществляться, как правило,
автоматизированными средствами контроля.
4.	Требования по стандартизации и унифика-
ции
В конструкции ЭК должны максимально ис-
пользоваться стандартные и унифицированные
детали и сборочные единицы. По возможности,
должна использоваться минимальная номенклату-
ра покупных материалов: электрических соедини-
телей, проводов, изоляционных материалов и кре-
пежных элементов.
5.	Конструктивные требования
При проектировании электрических жгутов
необходимо применять провода с медными жила-
ми сечением не менее 0,35 мм2. Это минимальное
значение сечения проводов определено исходя из
условия механической прочности проводов. Тип
и сечение проводов выбираются исходя из темпе-
ратурного диапазона работы, определяемого темпе-
ратурой окружающей среды и температурой разог-
рева от тока.
Для ответственных электрических цепей уп-
равления и контроля двигателя следует предусмат-
ривать запасные провода.
Применяемые металлические материалы дол-
жны быть коррозионностойкими или иметь анти-
коррозионные покрытия; неметаллические матери-
алы должны быть устойчивыми к воздействию
топлив, масел и не должны выделять токсичных
газов при нагреве и возгорании.
Прокладку электрических жгутов, являющих-
ся источниками радиопомех и жгутов с цепями, чув-
ствительными к радиопомехам, следует выполнять
в металлорукавах или металлических оплетках, ко-
торые должны быть надежно соединены с корпусом
двигателя.
Площадь внутреннего сечения защитных тру-
бок и металлорукавов должна быть больше сум-
марной площади сечения жгута не менее чем на
15%.
Необходимо защищать электрические жгуты
от механических, термических и других повреж-
дений в местах, где внешние воздействия могут
привести к их повреждениям. Жгуты, как прави-
ло, прокладываются поверх трубопроводов гидрав-
лической, топливной и масляной систем.
Между элементами конструкции двигателя
и жгутами необходимо оставлять достаточные за-
зоры (см. таблицу 13.3.6.1 1).
Не допускается касание жгутов об острые
кромки агрегатов, корпусов и узлов двигателя.
Провода электрических систем постоянного
и переменного тока необходимо прокладывать раз-
дельно. Провода от двух и более источников пита-
ния не должны находиться в одном жгуте.
Жгуты от дублированных агрегатов следует
прокладывать раздельно друг от друга.
Жгуты от амортизированных блоков должны
иметь провисание, исключающее натяг проводов
при наибольшем перемещении блоков при вибра-
циях.
Экранированные высоковольтные провода
системы зажигания необходимо прокладывать от-
дельно от других электрожгутов. Параллельная
прокладка высоковольтных экранированных про-
водов системы зажигания допускается, как прави-
ло, на расстоянии не менее 100 мм от проводов
других систем двигателя с целью исключения элек-
тромагнитных помех.
Крепить жгуты хомутами необходимо таким
образом, чтобы при снятии хомутов не требовалось
демонтировать установленные рядом агрегаты.
Хомуты рекомендуется устанавливать на рас-
стоянии, указанном в таблице 13.3.6.1 2.
13.3.6.2 - Порядок проектирования
электрических коммуникаций
Процесс проектирования ЭК содержит те же
этапы, что и проектирование обвязки в целом. Ос-
новные принципы и порядок проектирования ЭК
подробно изложены в разделе 13.3.2.
912
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Таблица 13.3.6.11
Допускаемые зазоры между электрожгутами
и элементами конструкции двигателя
Наименование зазора	Величина зазора, мм, не менее
Между жгутами и трубами горячего воздуха без защиты теплоизоляцией	40
Между жгутами и трубами горячего воздуха, защищенными теплоизоляцией	10
Между жгутами и трубами холодного воздуха	5
Между жгутами и амортизированными блоками при полном смещении блоков	10
Между жгутами и неамортизированными блоками	8
Между жгутами и подвижными частями элементов конструкции	10
Между жгутами и тросами (тягами) управления	15
Между жгутами и элементами конструкции двигателя	5
Таблица 13.3.6.12
Рекомендуемые расстояния между хомутами
Наружный диаметр жгута (рукава), мм		Расстояние между хомутами, мм, не более
до 10		300
10 .	. 20	350
20 .	. 30	400
30 .	. 40	500
свыше 40		550
Ниже изложены особенности проектирования
ЭК при «традиционном» подходе. Для отработки
конструкции ЭК при таком подходе используется
метод натурного макетирования (см. раздел
13.3.3.1)
Проектирование ЭК представляет собой мно-
гоступенчатый процесс: на первом этапе разраба-
тываются электрические схемы (принципиальная
схема, схема соединений), на их основе разраба-
тывается монтажная схема, а затем чертежи элект-
рических жгутов ЭК.
По разработанным электрическими схемами
намечают трассу, т.е. путь прокладки проводов на
макете двигателя, на котором размещены все элек-
трические агрегаты систем двигателя. После выбо-
ра трассы определяются конструктивные особенно-
сти ЭК: места и способы крепления электрожгутов,
тип оболочки жгутов, места, требующие дополни-
тельного усиления или защиты. Крайние пункты
трассы жгута определяются размещением электро-
агрегатов на двигателе. Затем намечаются проме-
жуточные участки. При выборе промежуточных
участков трассы следует соблюдать следующие
требования:
-	жгуты должны прокладываться, по возмож-
ности, кратчайшим путем. При этом уменьшают-
ся вес и стоимость электропроводки, потери энер-
гии в ней.
-	при прокладке трассы электрожгутов следу-
ет учитывать расположение других элементов об-
вязки, чтобы исключить соприкосновения жгутов
с трубопроводами, тягами и агрегатами. При этом
возможно объединение в один жгут параллельно
идущих проводов от различных электроагрегатов
или применение для них общих крепежных эле-
ментов.
-	тип крепления выбирается в зависимости от
места крепления, числа жгутов и их оболочки. При
этом, необходимо учитывать монтажные и эксплу-
атационные усилия, воздействующие на жгут.
Проектирование ЭК заканчивается разработкой
конструкторской документации, необходимой для
изготовления, сборки, монтажа и эксплуатации ЭК.
В настоящее время наряду с натурным маке-
тированием применяется метод электронного ма-
кетирования. Электронное макетирование обвязки
двигателя, в том числе и электронное макетирова-
ние ЭК, подробно изложено в разделе 13.3.3.2.
Этапы и порядок проектирования при элект-
ронном макетировании такие же, как и при натур-
ном макетировании. При натурном макетировании
используется натурный макет (физическая модель)
двигателя, а при электронном макетировании элек-
тронный макет — трехмерное описание двигателя
(геометрическая модель двигателя). Предваритель-
но создается плоская модель ЭК (схема разводки
ЭК), построенная на развертках корпусов двигате-
ля, затем создается объемная электронная модель
ЭК двигателя. Преимущества и недостатки обоих
913
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
Рисунок 13.3.6.21 - Пример прокладки электрожгутов в районе коробки приводов
Рисунок 13.3.6.2 2 - Примеры прокладки электрожгутов в верхней части двигателя
914
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
методов в сравнении представлены в разделе
13.3.3.2. Примеры прокладки электрожгутов на
электронном макете обвязки двигателя показаны
на Рис. 13.3.6.2 1 и 13.3.6.2 2.
13.3.6.3 - Разработка электрических
схем
Процесс проектирования ЭК двигателя начи-
нается с разработки электрических схем двигате-
ля. Электрические схемы разрабатываются на ос-
новании частных электрических схем отдельных
систем и электроагрегатов двигателя.
Разрабатываются следующие типы электри-
ческих схем:
-	принципиальная схема;
-	схема соединений;
-	схема подключений (при необходимости).
При разработке электрических схем необхо-
димо соблюдать следующие основные требования:
-	сеть ЭК двигателя выполняется, как прави-
ло, двухпроводной без вывода минусового прово-
да на корпус двигателя.
-	постоянно находящиеся под напряжением
(+27 В) провода не должны находиться в одном
электрическом соединителе с проводами особо от-
ветственных цепей или, в крайнем случае, долж-
ны быть удалены друг от друга на максимально воз-
можное расстояние в одном соединителе.
-	использование клемм потребителей, комму-
тационной аппаратуры (в том числе электрических
соединителей) и т.п. в качестве контактов для раз-
ветвления (размножения) проводов не допускает-
ся. Для этой цели необходимо применять специ-
альные клеммные колодки.
-	силовые жгуты (провода источников пита-
Рисунок 13.3.6.31 - Схема электрическая принципиальная двигателя (фрагмент)
915
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
ния) электрических систем постоянного и пере-
менного тока необходимо прокладывать раздель-
но.
Схема электрическая принципиальная от-
ражает полный состав электрических элементов
двигателя (датчиков, агрегатов и т.п.) и дает деталь-
ное представление о принципе работы всех элект-
рических систем двигателя. Принципиальная схе-
ма является наиболее полным документом для
изучения и анализа работы электрических систем
двигателя.
На принципиальной схеме изображают:
-	все электрические элементы и устройства,
необходимые для функционирования и контроля
двигателя;
-	все электрические связи между ними;
-	элементы, которыми заканчиваются входные
и выходные электрические цепи (электрические
соединители, клеммы и т.п.) без учета их действи-
тельного расположения на двигателе.
Для изображения элементов используются
условные графические символы, которым присва-
иваются индивидуальные позиционные обозначе-
ния. Принципиальная схема является первичным
источником информации о маркировке электроаг-
регатов, типах проводов и их сечений, системе пи-
тания и присоединений проводов.
Принципиальная схема служит основой для
разработки других конструкторских документов —
схемы соединений, монтажной схемы, чертежей
конструкции ЭК.
На Рис. 13.3.6.3 1 представлен фрагмент схе-
мы электрической принципиальной двигателя.
На схеме соединений изображают электри-
ческие устройства и элементы, входящие в состав
двигателя, их входные и выходные элементы (элек-
трические соединители, клеммы и т.п.), а также
электрические соединения между этими устрой-
ствами и элементами. Элементы и устройства на
схеме представляют в виде внешних очертаний
или условных графических символов, входные
и выходные элементы — в виде условных графи-
ческих обозначений или таблиц, установленных
в стандартах единой системы конструкторской до-
кументации (ЕСКД). На схеме у графических обо-
значений устройств указывают позиционные обо-
значения, присвоенные им на принципиальной
схеме. Допускается также указывать наименова-
ние, тип, основные параметры элементов и уст-
ройств.
Провода, группы проводов, жгуты и кабели
на схеме должны быть показаны отдельными ли-
ниями. Для упрощения графики схемы допуска-
ется объединять отдельные провода, идущие на
схеме в одном направлении, в общую линию. При
подходе к контактам каждый провод изображают
отдельной линией. Для проводов на схеме должны
быть указаны марка, сечение, при необходимости
расцветка. Для кабелей — марка, количество и се-
чение жил.
На поле схемы допускается помещать необ-
ходимые технические требования - об особеннос-
тях подключения отдельных систем, о недопусти-
мости совместной прокладки некоторых проводов
и жгутов, требования к источникам питания и др.
Схема подключения показывает внешние
подключения электрических устройств и систем
двигателя. На схеме должны быть изображены
электрические устройства и системы двигателя,
входные и выходные элементы этих устройств
и систем (клеммные зажимы, электрические соеди-
нители и т.п.), подводимые к ним концы проводов
внешнего монтажа, данные о подключении изде-
лия (адреса и характеристики внешних электричес-
ких цепей).
13.3.6.4 - Разработка монтажных
схем
Монтажные схемы являются сборочными чер-
тежами (основными конструкторскими документа-
ми), необходимыми для прокладки электрожгутов,
их раскрепления и подсоединения к электроагрега-
там на двигателе.
Электроагрегаты двигателя наносят в условном
графическом виде на развертку двигателя с сохра-
нением упрощенных наружных контуров агрега-
тов и их примерного относительного расположе-
ния на двигателе. Монтажная схема отображает
размещение и раскрепление всех ЭК на двигателе.
Монтажная схема имеет спецификацию, в которую
включены все изображенные на схеме агрегаты,
жгуты и необходимые для них крепежные элемен-
ты.
В монтажных схемах указывается маркиров-
ка всех электроагрегатов, жгутов, электрических
соединителей и проводов, которая соответствует
маркировке в электрической схеме. Этим достига-
ется увязка этих конструкторских документов. Это
облегчает присоединение проводов, отыскание по-
вреждений в эксплуатации и контроль.
На основе монтажных схем разрабатываются
чертежи отдельных электрожгутов ЭК двигателя.
На Рис. 13.3.6.4 1 представлен фрагмент мон-
тажной схемы ЭК двигателя.
916
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
А-99
AS8
Рисунок 13.3.6.4_1 - Монтажная схема ЭК двига-
теля (фрагмент)
13.3.6.5 - Разработка чертежей элек-
трических жгутов
Чертеж жгута это сборочный чертеж, выпол-
няемый по правилам, установленным ЕСКД. Раз-
работка чертежей электрических жгутов осуществ-
ляется после разработки монтажной схемы. Чертеж
жгута должен содержать всю необходимую инфор-
мацию для его изготовления и монтажа:
-	расположение и связи составных частей
электрожгута (проводов, электрических соедини-
телей, клемм, наконечников, маркировочных бирок
и т.п.);
-	размеры и предельные отклонения длин всех
участков жгута;
-	номера позиций всех составных частей элек-
трожгута;
-	указания о присоединении проводников;
-	технические требования к контролю и изго-
товлению жгута.
Направление ответвлений, расположение жгу-
та и его элементов на поле чертежа должны соот-
ветствовать фактическому их положению в гото-
вом жгуте.
Основным пунктом технических требований
является ссылка на нормативный документ (госу-
дарственный или отраслевой стандарт), устанав-
ливающий правила изготовления и монтажа элек-
трожгута. Стандарты отражают способы заделки
проводов в электрические соединители, устанавли-
вают минимальные внутренние радиусы изгибов
жгутов проводов, требования к обработке концов
монтажных проводов в зависимости от типа про-
водов, требования к заделке запасных проводов
и другие требования.
В спецификации чертежа жгута отражается
полный перечень всех элементов, входящих в сос-
тав жгута и конструкторских документов конкрет-
ного жгута. Форма и порядок заполнения специ-
фикации устанавливается ГОСТ 2.108-68.
На Рис. 13.3.6.5 1 показан пример оформле-
ния чертежа жгута.
13.4	- Особенности конструкции и
проектирования обвязки
наземных ГТД
Обвязка наземных ГТД имеет некоторые от-
личия от обвязки авиационных двигателей. С це-
лью уменьшения вибрационных и тепловых нагру-
зок на агрегаты и датчики и улучшения доступа к
ним при техническом обслуживании и ремонте
часть из них вместе с соответствующими трубо-
проводами и электропроводкой устанавливается
вне двигателя на рамах ГТУ и ГПА, на стенках
фургонов, в шкафах агрегатов и датчиков, а также
в цеховых помещениях. В результате обвязка на-
земных двигателей получается менее сложной.
Другое отличие состоит в том, что в обвязке
практически не применяются детали из титановых
сплавов они заменены на стальные. Это сделано
для снижения стоимости двигателя. Увеличение
массы при этом не является актуальной проблемой
для ГТД наземного применения в отличие авиаци-
онных двигателей.
В остальном конструкция обвязки наземных
двигателей и подходы к ее проектированию такие
же, как на авиационных двигателях.
13.5	- Англо-русский словарь-
минимум
bracket - кронштейн
cable - кабель
clamp - хомут, зажим
conductor, wire - провод
connector diagram - схема электрическая
electrical communication lines - электрические ком-
917
918
goxxxx-xx-xxj
Схема зарядки ХХ-ХХ-ХХХЭ4
14 13 S 10	11 12 19 26 26 3 4
2
Таблица 1
Свмнпелв	Тип заделки ЮТ 043-1	Позиции дета лей. вводящих в соединмте.-ь														
Х2БК	РИ1 4 39	36	Е	18Г2«Т)		32(411 Т	26	23'6101	т	05	ЗС-2ШТ1					
Х23	Рис.4 3S	54	1	13(2шт'	34(2111-	26	28(21) т’.	65								
Х20	Рис.4 35	56	5(211 Т)	34:211т:	28(211 Т	26	2	65								
ХЙ9	Рис.4 32	36	26	66	3	9	26	11(2шТ	10	21	22	28(2 ВТ*.		34(2штТ	27	?5Г2шт)
Х22	Рис 4 35	54	1	13(2 1т	34'2шт	25	28(2 Ш’	66								
Х31	Рис.4 39	54	1	13(2 шт.	34(2шт	26	23(2ш т;	66								
Таблица 2
МмнашнвДИ	Свдв|Ш1мв ф айлд	Ппдамшс, светвыл
WX<4WO<<.E,j0.eO		.ОДАСЮ
Глава 13- Обвязка авиационных ГТД
Схема распе л еже та фмгсаторсс
1 06и,ие требования к изготовлению по ту 08195
2 Изготовление и контроль по ту -я 043 ।
Запита ж'уте по тилу45,4,
3 .Заделку экранирующей оплетки тазовода поз. S3
производить с помощью трубки поз. 68.
Д.Соеднштеги Х99,Х20,Х22,Х23, Х31 заиль
Соединитель	Обозначение агрегата	Н я к«1бно ванн е я гре гата	Dajc ия «в до Х2 БК, 14
Х26К		Главк ьй соединитель	
И20		Центробежный выключатель стартера	454 0
Х22		Электр ома омт sac поки стартера	461 5
Х23	ЭМТ-713	Эпектроматит ЭМС-713	461 5
Х31	ПВФ-22-7	Агрегат залм гания	261 5
Х59	МКТ-165	Электромагнит М КТ-165	2650
Таблица 4
Участгк -«ту та	Длжа участка В ЯМ
Х9Э-Д	150
ХЭО -0	145
/2 2 - В	2Х
А- В	1 7,4
'2ЕК.Д	2665
XJ3 -В	4?П
Х31 - А	420
герметикой В ИКС ИНТ У-2-23НТ ТУЗ? 303-04-04-30
5. Креплен ив дет. nos.24 - по рис.52 Т У 03.043 .
Б "1аркнг "теть шрифтом 3 5.
Рисунок 13.3.6.5_1 - Сборочный чертеж жгута проводов
Глава 13 - Обвязка авиационных ГТД
муникации
electrical connector - электрический соединитель
electrical wiring - электрическая проводка
flange - фланец
fitting - любой элемент концевой или соединитель-
ной арматуры ТК (штуцер, тройник, проходник и
Т.д.)
mockup - макет
pipe - труба
piping - трубопровод, трубопроводная обвязка
piping connection - трубопроводное соединение
pipeline - трубопровод
plumbing - обвязка
ring seal - уплотнительное кольцо
tubing - трубопровод, колено трубы (патрубок)
wiring diagram - схема монтажная
13.6	- Перечень использованной
литературы
13.6.1 Старцев Н.И. Трубопроводы газотурбинных
двигателей. - М.: Машиностроение, 1976, 272 с.
13.6.2 Комаров А.А., Сапожников В.М. Трубопро-
воды и соединения для гидросистем. - М.: Маши-
ностроение, 1967, 232 с.
13.6.3 Сапожников В.М. Монтаж и испытания гид-
равлических и пневматических систем летательных
аппаратов. - М.: Машиностроение, 1979, 256 с.
13.6.4 Сапожников В.М., Лагосюк Г.С. Прочность и
испытания трубопроводов гидросистем самолётов
и вертолётов. - М.: Машиностроение, 1973, 244 с.
13.6.5 Конструктивно-технологическая отработка
трубопроводных коммуникаций, изготовление и
контроль труб и патрубков. РТМ 1.4.1638-86. - М.:
НИАТ, 1988,576 с.
13.6.6 Изготовление трубопроводов гидрогазовых
систем летательных аппаратов /Б.Н. Марьин, В.М.
Сапожников, Ю.Л. Иванов и др. - М.: Машиностро-
ение, 1988, 400 с.
13.6.7 Основы технологии создания газотурбинных
двигателей для магистральных самолетов / Под ред.
А.Г.Братухина,Ю.Е.Решетникова и А.А. Иноземце-
ва. - М.: Авиатехинформ, 1999, 544 с.
13.6.8 Цибизов Н.И. Изготовление и монтаж элек-
трожгутов авиадвигателей. - М. Машиностроение,
1978, 132 с.
13.6.9 Сапиро Д.Н. Монтаж и испытание электро-
радиооборудования самолетов. - М.: Машиностро-
ение, 1969, 284 с.
919
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
ГЛАВА 14 - ДИНАМИКА И
ПРОЧНОСТЬ ГТД
Создание ГТД высокой надежности и ресур-
са работы требует тщательного исследования воп-
росов прочности. В настоящем разделе рассмотре-
ны основные проблемы, которые приходится
решать для обеспечения статической и динамичес-
кой прочности деталей и узлов. Приведены необ-
ходимые для понимания материала теоретические
основы методов прочностного анализа. Рассмот-
рены условия нагружения, расчетные схемы, ме-
тоды расчета, закономерности напряженного состо-
яния и колебаний типичных деталей и узлов ГТД.
Особое внимание уделено современным методам
прочностного и динамического анализа, их месту
в системе исследований прочности ГТД.
14.1 - Теоретические основы
динамики и прочности ГТД
Обеспечение прочностной надежности, под
которой понимается предотвращение поломок или
недопустимой деформации элементов конструк-
ции, является одной из основных задач проекти-
рования, производства и эксплуатационного обслу-
живания двигателей. Основной количественной
характеристикой надежности является вероятность
безотказной работы в течение заданного ресурса.
Поскольку на стадии проектирования двигателя
непосредственное определение этой характеристи-
ки затруднительно, для оценки прочностной надеж-
ности пользуются коэффициентами запаса проч-
ности. Кроме того, поскольку часто разрушение
деталей представляет собой процесс постепенно-
модель
Коэффициент
запаса
Прогноз
долговечности
Вероятность
поломки
Эксплуатация
Анализ поломок
Прогноз живучести
Выбор диагностики
ПРОЕКТИРОВАНИЕ
Форма и размеры деталей
Выбор материала
Производство
Выбор технологии
и термообработки
Рисунок 14.11 - Схема моделирования прочностной надежности
920
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
го накопления повреждений, пользуются оценкой
долговечности.
Методология обеспечения прочностной на-
дежности (см. Рис. 14.1 1) состоит в расчетном
и экспериментальном моделировании нагружения
деталей и их поведения в условиях эксплуатации.
Термин «моделирование» здесь отражает понима-
ние отличия реальных процессов, происходящих
при эксплуатации детали в двигателе, и тех пред-
ставлений об этих процессах, которые удается ре-
ализовать в расчетах и экспериментах. Для опре-
деления критериев прочностной надежности
(коэффициентов запаса, долговечности, вероятно-
сти поломки) необходимо обоснованно выбрать
или разработать модельные (упрощенные) пред-
ставления о поведении материала, форме детали,
действующих нагрузках и механизме разрушения.
Выбор этих моделей - неформализуемая за-
дача отыскания компромисса между сложностью
и трудоемкостью анализа с одной стороны, и точ-
ностью достоверностью результатов - с другой.
Результатом прочностного анализа является
обоснованный выбор формы, размеров, материала
детали (на стадии проектирования), технологичес-
ких параметров, режимов термообработки и т.д. (на
стадии производства), методов и периодичности
контроля (на стадии эксплуатации).
Используемые в практике конструирования
ГТД методы прочностного и динамического ана-
лиза опираются на современные подходы, разви-
ваемые в механике деформируемого твердого тела.
В настоящем разделе приведены сведения, которые
выходят за рамки обычного инженерного образо-
вания в области прочности (курсов сопротивления
материалов, деталей машин), но необходимы для
понимания изложенного с следующих разделах.
Рассмотрены базовые положения основных разде-
лов механики деформируемого твердого тела: тео-
рий упругости, пластичности, ползучести, колеба-
ний. Приведены необходимые сведения о моделях
разрушения применяемых в ГТД.
Методы механики деформируемого твердо-
го тела позволяют решать задачи прочности ГТД
в более точной постановке, с меньшим числом до-
пущений, чем более простые методы сопротивле-
ния материалов. Они могут использоваться как для
проверки и уточнения упрощенных методов, так
и для исследования наиболее сложных деталей
и условий нагружения.
Далее мы будем опираться на обычные в ме-
ханике деформируемого твердого тела допущения
о сплошности и однородности материала; будем
считать, если иное не оговорено, что материал изот-
ропен, а деформации малы.
14.1.1 - Напряженное состояние,
тензор напряжений
Напряженное состояние в некоторой точке
деформируемого твердого тела характеризуется
напряжениями на трех взаимно перпендикулярных
площадках, проходящих через эту точку. На
Рис. 14.1.1 1 показан элементарный параллелепи-
пед, внутри которого расположена рассматривае-
мая точка, его грани - площадки, перпендикуляр-
ные осям координат х, у, Z- Напряжения на этих
площадках можно разложить на три составляющие,
напряженное состояние в точке определено, если
будут известны девять компонент напряжений. Эти
составляющие можно записать в виде тензора на-
пряжений:
или в индексной форме
СТ12 <713
СТ22 СТ23
ст32 П33
(14.1.1-1)
В каждой строчке записаны три составляю-
щих напряжения, действующих по одной площад-
ке, первый индекс - наименование (в индексной
форме - номер) оси, перпендикулярной к этой пло-
щадке. Второй индекс - наименование оси, парал-
лельно которой действует напряжение. Напряже-
ния СУ, СУ, СУ, или в индексной форме СУП, СУ22, СУ33 -
нормальные (направленные по нормали к соответ-
ствующей площадке), остальные - касательные.
Если, например, площадка параллельна плоскости
yOz (см. Рис. 14.1.1 1), то нормалью к этой площад-
ке будет ось х, и составляющие напряжения будут
иметь обозначения СУ, Т и Т или в индексной фор-
X7 ху XZ	х г
ме СУП, СУ12, СУ13.
Нормальное напряжение положительно, если
оно растягивающее, и отрицательно - если сжима-
ющее. Правило знаков для касательных напряже-
ний понятно из Рис. 14.1.1 1, где показанные ком-
поненты напряжений положительны.
При повороте элементарного параллелепипе-
да вокруг осей координат компоненты напряжений
меняются. Как известно из сопротивления материа-
921
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок	- Обозначение компонентов тен-
зора напряжений
лов, возможно такое положение площадок, когда
касательные напряжения исчезают, а нормальные
приобретают наибольшие значения. Такие напряже-
ния - главными напряжениями и обозначают в по-
рядке убывания Ор О"2 и сз, а площадки, на кото-
рых они действуют - главными площадками.
Главные напряжения не зависят от расположения
исходных осей х, у, z, т.е. они инвариантны по от-
ношению к выбору системы координат. В теории
упругости получены соотношения для определе-
ния главных напряжений через компоненты тензо-
ра напряжений (см., например, [14.8.1]).
При анализе прочности конструкций для харак-
теристики напряженного состояния в точке приме-
няется инвариантная относительно выбора системы
координат величина - интенсивность напряжений
/2 lfo1-o2/+fo2-o3/ +
2 П<а1-аз/
стоящей на расстояние dx (или dy или dz) напря-
жения получают приращения. Например на гра-
ни, перпендикулярной оси х, в связи с прираще-
нием координаты на dx напряжения О’ , Т и Tv_,
являющиеся непрерывными функциями х, изменя-
ются и становятся:
ст + dujdx-dx,
Т + дт /дх-dx,
ху ху	J
+дтДдхч1х
Можно определить напряжения на всех гра-
нях элементарного параллелепипеда, как показа-
но на Рис. 14.1.2 1. Кроме напряжений, приложен-
ных к граням элементарного параллелепипеда, на
него действуют объемные силы: силы веса, инер-
ционные. Обозначим проекции этих сил, отнесен-
ных к единице объема, на оси координат через X,
Y\\Z.
Если приравнять нулю сумму проекций на
ось х всех нормальных, касательных и объемной
сил, действующих на элементарный параллелепи-
пед, то после сокращения на произведение dxdydz
получим уравнение:
д<Ух/дх + dT,y/dy + dT^/dz +Х = 0 (14.1.2-1)
Составив аналогичные уравнения проекций
сил на оси у и z, напишем три дифференциальных
уравнения равновесия элементарного параллеле-
пипеда:
(14.1.1-2)
14.1.2 - Уравнения равновесия
Выделим у исследуемой точки с координата-
ми х, у и z элементарный параллелепипед с разме-
рами dx, dy и dz (см. Рис. 14.1.2 1). По каждой из
трех взаимно перпендикулярных граней, примы-
кающих к точке (ближайших к плоскостям коорди-
нат), действуют три составляющих напряжения -
нормальное и два касательных. Считаем, что по
граням, примыкающим к рассматриваемой точке,
они положительны. При переходе от грани, про-
ходящей через точку, к параллельной грани, от-
Рисунок 14.1.21 - К выводу уравнений равновесия
922
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Т = Т, Т =Т ,Т =Т (14.1.2-4)
-Ч’ yr’ yz zy zx zx	'
или в тензорной форме
(14.1.2-2)
ст. = ст., при i Ф j
Используя индексные обозначения осей и ком-
понент тензора напряжений можно записать эту
систему уравнений как:
&]	дх2	дх3
дх,	дх2	дх3
йх,	дх2	дх3
или в свернутой тензорной форме:
о... + Х = 0,	(14.1.2-3)
где i,j = 1, 2, 3.
В этой записи используются следующие пра-
вила. По повторяющемуся «немому» индексу i про-
водится суммирование от 1 до 3; запятая обознача-
ет дифференцирование по указанной после запятой
координате с индексом j.
Если приравнять нулю сумму моментов всех
сил, действующих на элементарный параллелепи-
пед, относительно оси, параллельной оси х и про-
ходящей через его центр тяжести, получим урав-
нение:
, j j dy
т dxdydz -I---— dydxdz - - -
ду 2
-т dxdydz +- — dzdxdy — = 0
8x 2
Отсюда, пренебрегая слагаемыми высшего
порядка малости по сравнению с остальными, пос-
ле сокращения на dxdydz, получаем т~ = т . Соста-
вив аналогичные уравнения моментов относитель-
но центральных осей у и z, получим три уравнения
закона парности касательных напряжений: каса-
тельные напряжения, действующие по взаимно
перпендикулярным площадкам равны по величи-
не и одинаковы по знаку:
Таким образом, из девяти составляющих на-
пряжений матрицы тензора Т шесть попарно рав-
ны друг другу, и для определения напряженного
состояния в точке достаточно найти лишь следую-
щие шесть компонент:

Условия равновесия дают лишь три уравнения
(14.1.2-2), следовательно задача определения напря-
женного состояния в точке в общем случае стати-
чески неопределима. Для раскрытия статической
неопределимости необходим анализ деформаций.
14.1.3 - Перемещения в деформиру-
емом твердом теле. Тензор дефор-
маций
Рассмотрим перемещения, возникающие в те-
ле в процессе деформаций. Будем считать, что тело
закреплено и его перемещения как недеформируе-
мого жесткого целого исключены.
Пусть некоторая точка А (см. Рис. 14.1.3 1),
имевшая до деформации координаты х, у и z, вслед-
ствие деформации тела оказалась в положении А1
с координатами х + и, у + у и z + w. Отрезок АА1
называется линейным перемещением точки А, а от-
резки и, v и w — его проекции на оси координат.
Рисунок 14.1.31 - Перемещения в деформируемом
теле
923
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Перемещения и их проекции для разных точек раз-
личны; они представляют собой непрерывные фун-
кции координат точки
и = fl(x, у, z) ,v =f2(x, у, z);w =f3(x, у, z).
Деформированное состояние в некоторой точ-
ке А известно, если известны деформации всех
трех проекций элементарного параллелепипеда
(см. Рис. 14.1.3 2а). Для этого надо знать относи-
тельные линейные деформации трех взаимно пер-
пендикулярных ребер Ех, Еу ие, и изменения пря-
мых углов между ребрами в плоскостях трех его
граней, параллельных плоскостях координат (от-
носительные сдвиги или относительные угловые
деформации /ху, ).
Найдем зависимости между компонентами де-
формации и проекциями перемещения на оси коор-
динат. Рассмотрим проекцию элементарного парал-
лелепипеда на плоскость хОу (см. Рис. 14.1.3 26).
До деформации координаты точки А - х и у, длины
проекций ребер dx и dy. После деформации тела точ-
ка А перейдет в положение А’, а точка В-в поло-
жение В’. Линейное перемещение точки В вдоль
оси х равно сумме линейного перемещения точ-
ки А и его приращения, вызванного изменением
координаты х при переходе от точки А к точке В:
и + ди/дхДх . Кроме того, вследствие изменения
первоначального прямого угла ВАС на величину
СС точка В] займет положение В’. Отрезок BjB’
представляет изменение перемещения v точки
А при переходе от точки А к точке В вдоль оси х.
Относительная деформация Ехребра АВ:
АД-АВ
е, ==
х АВ
_и + ди/dx-dx+dx—u-dx _
dx	(14.1.3-1)
_ ди
дх
аналогично
_ AlCl — АС _ dv
Ъу~ АС ~ ду
Изменение прямого угла ВАС в плоскости
хОу получим, заменив углы 05 и jB их тангенсами
и учитывая, что частные производные в скобках
малы по сравнению с единицей, получаем:
В Д' СХС
4Д
dv ди
~ —F —
дх ду
(14.1.3-2)
Из проекций элементарного параллелепипе-
да на две другие плоскости координат найдем вы-
Рисунок 14.132 - Деформация элементарного параллелепипеда
924
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
ражение для относительной линейной деформации
Ег и относительных сдвигов Yy. и В результате
получим следующие шесть зависимостей между
относительными деформациями и перемещения-
ми, их называют геометрическими уравнениями:
ди	dv ди	
дх dv	и	
£г = —/	Y „ 		1		*
ду dw dz	ду dz ди dw YZ.Z= + д dz дх	(14.1.3-3)
Исходя из геометрического смысла частных
производных, стоящих в правой части, можно ус-
тановить правила знаков: положительное значение
относительных линейных деформаций соответ-
ствует удлинению, положительное значение отно-
сительных сдвигов соответствует уменьшению
прямых углов хОу, yOz и z.Ox.
По аналогии с тензором напряжений вводит-
ся тензор деформаций:
или в индексной форме
Тензор деформаций симметричен, т.е. Yy. = Yiy’
Y =Y,Y = У или в тензорной форме:
• ху • ух7 • xz * zx,	т it
Е.. = Е.. ILpni^J
Таким образом, деформированное состояние
в точке определено, если известны шесть компо-
нент тензора деформаций.
Как и в случае напряжений, вводится понятие
главных деформаций, имеющих место на площад-
ках, на которых отсутствуют деформации сдвига.
Эти деформации обозначают в порядке убывания
Е, Е, Е3. Они инвариантны относительно выбора
координат. В решении практических задач прочно-
сти часто применяется другая инвариантная отно-
сительно выбора системы координат величина -
интенсивность деформаций (иногда ее называют
обобщенной деформацией):

(£X-£y)2+(£y-^J2 +
+ f£z-eJ2 +
(14.1.3-4)
где fl - коэффициент Пуассона.
Геометрические уравнения можно предста-
вить в тензорном виде:
Е.. = 1/2 (и.. + и..)	(14.1.3-5)
Геометрические уравнения были выше по-
лучены в предположении малости деформаций.
Благодаря этому они оказались линейными, что
существенно упрощает всю процедуру анализа на-
пряженно-деформированного состояния тела. Если
деформации нельзя считать малыми (это относит-
ся, например, к гибким тонкостенным конструк-
циям, конструкциям из резины и некоторых по-
лимеров), необходимо использовать нелинейные
геометрические уравнения (см. [14.1.25.1]).
14.1.4 - Уравнения совместности де-
формаций
Из уравнений (14.1.3-3), исключив перемеще-
ния, можно получить соотношения, связывающие
между собой отдельные компоненты деформации.
Это означает, что они не независимы в сплошной
среде.
Дифференцируя первые два уравнения
(14.1.3-3) для линейных деформаций, находим:
д2ех _ д2и д2еу _ 82v
ду2 дхду2 ’ дх2 дудх2
925
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Складывая эти выражения и учитывая выра-
жение для / получаем:
S2ex д2ву _ д2 ди + dv' _
ду2 дх2 дхду Ду dxy дхду
Аналогичным образом можно получить еще
два уравнения, которые составят первую группу
уравнений неразрывности.
Дифференцируя уравнения для угловых де-
формаций (14.1.3-3), складывая первые два урав-
нения и вычитая третье получим:
Рисунок 14.1.41 - Деформированное состояние
тела при нарушении условий со-
вместности деформаций
= 2 д2у -2д^у
dz дх ду dxdz dxdz
Дифференцируя это уравнение по у получим:
ду k dz дх ду у
_2 ^8\
dxdydz dxdz
После круговой подстановки можно получить
еще два аналогичных уравнения, которые соста-
вят вторую группу уравнений неразрывности. Обе
группы вместе имеют вид:
Л..2	.
ву2	дх2	дхду
		
&2	ёу2	dydz
Л,	526х + — Л	
дх2 dz2 dzdx
8 \ I	|-2g2^
ду дх дх ) дудх
d(dr/xy^&/yz дуЛ_2д2Еу
dz	дх	ду )	dxdz
8 ( 87 * + 8У^_ 87= 2 -е^
дх	ду	dz J	дхду
Физический смысл уравнений (14.1.4-1) мож-
но проиллюстрировать следующим примером. Ра-
зобьем тело до деформации на конечное количе-
ство малых параллелепипедов и тетраэдров (см.
Рис. 14.1.4 1а). Если условия (14.1.13) не соблю-
дены, то после деформации каждого из них может
оказаться невозможным сложить непрерывное де-
формированное тело (см. Рис. 14.1.4 16). По этой
причине уравнения (14.1.4-1) называют уравнени-
ями совместности (неразрывности) деформаций.
Если анализ напряженно-деформированного
состояния тела сводится к определению перемеще-
ния, а по ним напряжений (решение в перемеще-
ниях), уравнения совместности деформаций вы-
полняются тождественно. Если анализ ведется
в напряжениях, уравнения совместности деформа-
ций необходимы для определения перемещений.
14.1.5 - Обобщенный закон Гука
Зависимость между напряжениями и дефор-
мациями в реальном материале может быть доста-
точно сложной. При напряжениях, не превышаю-
щих предела упругости, эта зависимость, как
известно, выражается законом Гука, согласно ко-
торому деформации в материале пропорциональ-
ны напряжению. В простейшем случае одноосно-
го растяжения элементарного параллелепипеда,
например в направлении осих, он получает в нап-
равлении х относительное удлинение равное :
Е = G/Е	(14.1.5-1)
XX	v	/
а в направлениях у и z - относительное сужение:
Е = -шз/Е, Е = -шз/Е
у г х ’ z г х
где Е - модуль упругости материала;
Д - коэффициент Пуассона материала.
926
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Деформация сдвига, как известно, пропорци-
ональна касательным напряжениям, например:
V = Т / G,
где G = Е/2(1 + р) — модуль сдвига.
Характеристики упругости материала Е и р
зависят от температуры и определяются экспери-
ментально.
Если необходимо учесть тепловое расшире-
ние при нагреве тела, нужно добавить к относи-
тельному удлинению произведение коэффициен-
та линейного расширения Об на температуру
материала:
Е=а/Е + аТ	(14.1.5-2)
XX	v	7
В общем случае трехосного напряженного со-
стояния экспериментально установлена линейная
зависимость компонент тензора деформаций с ком-
понентами тензора напряжений, названная обоб-
щенным законом Гука. С учетом теплового расши-
рения материала обобщенный закон Гука имеет
вид:
ех = ^k-^+eJJ+aT; 7.,,=^
L	(_г
L	(_г
е = — |су - uGr +nv)l+aT; уГ7 =—
z -р L z * х х	У ZJ	’ • xz q
(14.1.5-3)
Компоненты тензора напряжений можно от-
сюда выразить через компоненты тензора дефор-
маций:
+ЗХе “ =
а = 2Ge +yke--^—a.T;xyz = Gy 
1 —2|Л
о 2 = 2Gez +ЗХе - —аТ;тя = Gyzx
1-2ц
(14.1.5-4)
где Е = 1/3(Ех + Е + Е? - средняя деформация;
. рЕ
Л Z1	т \ - постоянная Ляме.
(1 + р)(1-2р)
Приведенная выше запись обобщенного зако-
на Гука относилась к изотропному материалу, свой-
ства которого одинаковы во всех направлениях.
В ГТД в последние годы активно применяют ани-
зотропные материалы: монокристаллические ни-
келевые сплавы для лопаток турбин, композици-
онные материалы для изготовления корпусных
деталей и т.д. Для этих материалов также справед-
ливо представление о линейной зависимости меж-
ду компонентами тензоров напряжений и дефор-
маций. В общем случае эти зависимости могут
быть представлены следующими линейными урав-
нениями:
Ех =а11°х +ai2CTj +ai3CTz +
+ ai4Txy + ^15^ yz + ai6Txz
S =a2^x+aZ2oy+a23cz +
+ a24T xy + a25T yz a26T xz
=aiPx+a^y+a^z +
+ a34Txy + a35T yz + fl36Txz

lxy^a^x+a^y+a^2 +
+ a44Txy +a45Tjz +a46Txz	j 5 5)
lyz=a5^x+a52^y+a53^z +
+ a54T xy a55T yz a56T xz
lzx=a6^x+a62^y+a63Cz +
+
o4 xy OJ yz 00 xz
Можно доказать, что для системы линейных
уравнений (14.1.5-3) коэффициенты, расположен-
ные симметрично относительно главной диагона-
ли, должны быть равны и в этих уравнениях отпа-
дает коэффициентов и остается 21 коэффициент,
характеризующий упругие свойства анизотропно-
го материала и подлежащий экспериментальному
определению.
Для наиболее распространенных ортотропных
материалов уравнения (14.1.5-3) содержат только
9 независимых параметров упругости: модули уп-
ругости в трех направлениях Ex, Еу, Ez и коэффи-
циентов Пуассона р, Pyz- -
Обобщенный закон Гука часто записывают
в матричной форме:
927
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
{£] = [а]{0]+{аТ]	(14.1.5-6)
где векторы деформаций, напряжений и тепловых
деформаций:
(14.1.5-7)
матрица коэффициентов упругости:
	 VE	-\х/Е	-\i/E	0	0	0 '
	-ц/Е	VE	-ц/Е	0	0	0
[а]-	-р/Е	-\ДЕ	\/Е	0	0	0
	0	0	0	1/G	0	0
	0	0	0	0	1/G	0
	0	0	0	0	0	1/G
(14.1.5-8)
14.1.6 - Краевая задача теории упру-
гости. Граничные условия.
Методы решения краевых задач
теории упругости
Теперь рассмотрим замкнутую математичес-
кую формулировку задачи анализа статического
напряженно-деформированного состояния упруго-
го тела.
Будем считать, что форма и размеры тела из-
вестны, материал подчиняется закону Гука, извес-
тно поле температур Т(х, у, z) и константы упруго-
сти материала для этих температур.
Нагрузка может быть задана в виде: объемных
сил (вес, центробежные силы); распределенных сил
на некоторой части поверхности 5 (сосредоточен-
ные силы можно рассматривать как распределен-
ные на малой поверхности);перемещений на неко-
торой части поверхности S , в частном случае
перемещения могут быть равны нулю, что означа-
ет закрепление в соответствующем направлении.
Математически задача определения статичес-
кого напряженно-деформированного состояния тела
сводится к решению системы уравнений, включаю-
щих в себя три уравнения равновесия (14.1.2-2),
шесть геометрических уравнений (14.1.3-3) и шесть
уравнений обобщенного закона Гука (14.1.16). Та-
ким образом, в общем случае необходимо решать
систему из пятнадцати дифференциальных урав-
нений в частных производных с пятнадцатью не-
известными функциями: шестью компонентами
тензора напряжений О'. О'. О' ,т , Т , Т , шестью
1	1	х у z ху7 yz zx
компонентами тензора деформаций Ех, Ef, Е_,
)6. и тремя и, v, w перемещениями.
Поскольку уравнения дифференциальные,
должны быть заданы граничные условия - задан-
ные значения переменных на поверхности тела. Как
было отмечено в постановке задачи, на части по-
верхности S2 заданы перемещения.
Заданные на части поверхности 5 нагрузки яв-
ляются граничными условиями по напряжениям.
Для того, чтобы связать нагрузки с напряжениями
на поверхности, рассмотрим бесконечно малый
участок поверхности тела вблизи точки А (см.
Рис. 14.1.6 1). Представим его плоскостью, положе-
ние которой определяется нормалью N с направля-
ющими косинусами I, тип по отношению к осям
х, у, z соответственно. В точке А проведем три вза-
имно перпендикулярные плоскости, параллельные
координатным. Получившаяся геометрическая фи-
гура представляет собой пирамиду с треугольным
основанием. Будем считать, что точка А совпадает
с началом координат, а три взаимно перпендикуляр-
ные грани тетраэдра с плоскостями координат. Пло-
щадь наклонной грани BCD обозначим dF. Тогда
площадь грани АВС будет dFn, грани ACD - dFl
и грани ADB dFm.
На наклонной грани BCD действует равномер-
но распределенная нагрузка q. Ее проекции на оси
х, у и z обозначены соответственно qx, q, q_. На
боковых гранях действуют нормальные и касатель-
ные напряжения (см. Рис. 14.1.6 1).
Рисунок 14.1.61- Равновесие элемента у поверхъ i гти
928
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Составим уравнение равновесия пирамиды,
спроектировав все силы, действующие по его гра-
ням, на ось х. Проекция объемной силы в уравне-
ние не входит, так как представляет собой величи-
ну высшего порядка малости по сравнению
с проекциями поверхностных сил:
-adF-I-tcIF-m-xdF-n + qdF = 0
Составив уравнения проекции сил на оси у и z,
получим два аналогичных уравнения. В результа-
те будем иметь три уравнения равновесия:
qx = <5xl+xyxm+Tzxn
о = т1+ат+тп
*у *у у v (14.1.6-1)
4x=^J+^yxm+^2n
Эти уравнения связывают нагрузку на повер-
хности тела с напряжениями теле, т.е. представля-
ют граничные условия задачи теории упругости.
Система уравнений теории упругости (14.1.2-2),
(14.1.9) и (14.1.16), дополненная граничными ус-
ловиями по напряжениям (14.1.6-1) и по переме-
щениям представляет общую постановку собой
краевой задачи теории упругости.
Методы решения краевой задачи теории уп-
ругости, как точные, так и приближенные можно
разделить на две группы: решение в перемещени-
ях и напряжениях.
В первом случае за основные неизвестные
принимают перемещения точек упругого тела:
и =f1(x,y,z),
V =f2(x,y,z),
W =f3(x,y,z).
Для получения решений нужно в уравнения
обобщенного закона Гука (14.1.16) подставить гео-
метрические соотношения (14.1.9), т.е. выразить
напряжения через перемещения, и затем получен-
ные выражения подставить в уравнения равнове-
сия (14.1.2-2), в результате чего получаются три
уравнения
yf}(u,v,w) = 0,
yf2(u,v,w) = 0,
yf3(u,v,w) = 0,
решение которых даст искомые перемещения. От-
метим, что граничные условия в напряжениях так-
же необходимо преобразовать в перемещения по-
добным образом.
Во втором случае за неизвестные принимают
компоненты напряжения:
ст = Фг(х, у, z),
ау = ф2(х’ У’
°. = Фз(Х’ У’
txy = a>4(x,y,z),
Tyz = <I>5(x,y,z),
Та = ф6(х’У’&
С помощью обобщенного закона Гука (14.1.5-
3) и уравнений равновесия (14.1.2-2), шесть урав-
нений неразрывности деформаций (14.1.4-1) мож-
но записать через напряжения:
=	v=°-
Решение этих уравнений вместе с граничны-
ми условиями дает искомые компоненты тензора
напряжений.
14.1.7 - Плоская задача теории
упругости
Существуют два важных в практическом от-
ношении частных случая напряженно-деформиро-
ванного состояния тела, когда решение задачи тео-
рии упругости существенно упрощается. Это
плоское деформированное и плоское напряженное
состояния.
При плоском деформированном состоянии
(см. Рис. 14.1.7 1 а) точки тела не могут переме-
щаться вдоль оси z из-за препятствия со стороны
соседних элементов, т.е. вдали от торцов при боль-
шой длине тела перемещения w вдоль оси z отсут-
ствуют (w = 0). Нагрузка, действующая на тело,
постоянна вдоль оси z, но может меняться в плос-
кости хОу. В таком случае любой элемент единич-
ной толщины, вырезанный двумя параллельными
сечениями, перпендикулярными оси z, на доста-
точно большом расстоянии от торцов находится
в одинаковых условиях с соседними и испытыва-
ет плоское деформированное состояние, переме-
щения и и г не зависят от координаты Z-
При плоском напряженном состоянии разме-
ры тела вдоль оси z малы (см. Рис. 14.1.7 1, б), а бо-
ковые плоскости, параллельные хОу свободны от
нагрузки, т.е. напряжения СТ, т и т на этих плос-
костях равны нулю. Ввиду малой толщины можно
предположить, что и внутри тела, по плоскостям,
параллельным хОу, напряжения пренебрежимо
малы, а напряжения СТ, ст и т не зависят от коор-
7	г	X7 у xy
929
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
динаты z. Перемещения w вдоль оси z происходят,
но они представляют собой функцию напряжений
СУ И СУ.
X у
Основные уравнения теории упругости в слу-
чае плоского деформированного состояния упрос-
тятся следующим образом. Все искомые функции
станут функциями двух координат. Кроме того рав-
ны нулю перемещение w, компоненты тензора де-
формации, Ег, и у компоненты тензора напря-
жений Т , Т .
.’Л
Из третьего уравнения закона Гука (14.1.5-1),
считая деформацию Е = 0, получаем:
=	+	(14.1.7-1)
Подставив в уравнения (14.1.5-3) выражение
(14.1.7-1) и заменив модуль упругости, модуль
сдвига и коэффициент Пуассона приведенными
величинами:
F,_ Е .Г'_ Е’	М
1-М2’	2(1 + м')’Ц 1-М
получим уравнения закона Гука в виде:
=4,(ах-м4);
Е
Ь =-^-мЧ);
ez =0;
lyz =°
Yzx=0
(14.1.7-2)
Из трех уравнений равновесия (14.1.2-2) вви-
ду того, что все напряжения не зависят от z, а т,
и т. равны нулю, остается два:
(14.1.7-4)
Условия на поверхности (14.1.22) примут вид:
=^х1+Хухт
Чу=ху*1+°ут '
Qz =<JZ
(14.1.7-5)
Из шести уравнений совместности (14.1.4-1)
вследствие того, что Ех,Еу и не зависят от z, Ez
равно нулю или тоже не зависит от z, а у и у^ рав-
ны нулю, останется одно:
8\ ,	_ д2Уху
ду2 дх2 дхду
(14.1.7-6)
Если здесь заменить деформации напряжени-
ями, пользуясь уравнениями (14.1.7-3), и выполнить
преобразования уравнение совместности деформа-
ции может быть представлено в напряжениях:
Для плоского напряженного состояния равны
нулю деформации и /и, напряжения бт, и Тг.
Уравнения закона Гука принимают вид:
или
1 Z
6Х =	Л*
Е
V2(r,+a,>0
(14.1.7-7)
(14.1.7-3)
Рисунок 14.1.71 - Плоское деформированное (а)
и плоское напряженное (б) со-
стояния
где V2 - оператор Лапласа.
Из совместного решения этого уравнения
и уравнений равновесия (14.1.7-4) могут быть най-
дены все три неизвестные компоненты напряжения
в случае плоской задачи. Так как в эти уравнения
не входят упругие постоянные, можно заключить,
что в такой постановке задачи напряженное состо-
яние не зависит от материала.
В случае, если объемные силы отсутствуют,
задача может быть сведена к отысканию единствен-
ной функции, так называемой функции напряже-
ний ф. В теории упругости доказано, что существу-
ет функция ф, через которую могут быть выражены
все три неизвестные компоненты напряжения СУ,
бУ и т следующим образом:
930
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
52ф	_ д2ф _ д2ф
ду2 ’ у дх2 ’ дхду
(14.1.7-8).
Можно убедиться, что эти выражения удов-
летворяют уравнениям равновесия (14.1.7-4). Под-
ставив в уравнение (14.1.7-70), получим бигармо-
ническое уравнение:
v{e2|+sV)=v’^<p>
ду2) v 7
= (14Л-7’9)
дх4 дх2ду2 ду4
Решение плоской задачи сводится к отыска-
нию функции ф, удовлетворяющей этому уравне-
нию и условиям на поверхности. Существует ана-
литическое решение этой задачи для некоторых
простейших вариантов формы тела. При примене-
нии численных методов решение плоской задачи
существенно менее трудоемко, чем пространствен-
ной.
внешнюю нагрузку, деформация материала исчез-
нет (точка, изображающая на диаграмме состояние
материала, вернется в начало координат). При воз-
растании напряжений выше предела упругости
О <Уе зависимость О от Е перестает быть линей-
ной. Если в некоторый момент нагружения, соответ-
ствующий точке А, прекратить нагружение и снять
нагрузку, то разгрузка пойдет по прямой AAj, при-
близительно параллельной начальному участку.
Точка А перейдет в точку А и в материале сохра-
нится остаточная деформация Ер, которая представ-
ляет собой пластическую деформацию в материа-
ле, образовавшуюся при его нагружении. Полная
деформация складывается из упругой Ее и пласти-
ческой Е :
р
Е=Ер+Ее	(14.1.8-1)
Уравнение (14.1.8-1) справедливо для любо-
го момента деформации. Пластическая деформа-
ция существует одновременно с упругой, поэтому
следует говорить об упруго пластических деформа-
циях материала. Упругая деформация для метал-
лов составляет 0,2.. .0,8%, пластическая может до-
ходить до 20...40%.
При повторном нагружении из точки А про-
цесс нагружения пойдет по прямой А А, т.е. пре-
14.1.8 - Пластическая деформация
материала. Простое и сложное
нагружение
Для описания явления пластической дефор-
мации воспользуемся типичной зависимостью де-
формации от напряжения (см. Рис. 14.1.8 1), по-
лучаемой экспериментально при растяжении
образцов из большинства конструкционных мате-
риалов.
Если напряжение <Уне превышает предела уп-
ругости О', то зависимость между напряжением О'
и деформацией Е оказывается линейной:
о = Ее.
В этой зависимости модуль упругости матери-
ала Е равен тангенсу угла наклона линейного учас-
тка диаграммы (О' - Е). Линейная зависимость меж-
ду напряжениями и деформациями характерна для
упругости, но критерий упругого поведения мате-
риалов состоит в том, что после снятия внешнего
воздействия все размеры детали восстанавливают-
ся. На диаграмме (O'-Е) (см. Рис. 14.1.8 1) это про-
является следующим образом. Если в точке Ао при
О < Ое прекратить нагружение материала и снять
Рисунок 14.1.81 - Диаграмма деформирования
материала
931
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
дел упругости возрастет. Таким образом, после
предварительной пластической деформации про-
исходит упрочнение материала, при дальнейшем
нагружении (переход от точки А к точке В) дефор-
мирование идет так же, как в случае однократного
нагружения.
Диаграммы (сг-е), получаемые при сжатии
пластичных материалов, мало отличаются от ди-
аграмм растяжения. Предел упругости в точке
(см. Рис. 14.1.8 2) по абсолютной величине такой
же, как при растяжении. Иное поведение материа-
ла наблюдается, если сжатию предшествовало ра-
стяжение в пластической области. Предел упруго-
сти существенно уменьшается (точка А*). Этот
эффект называется эффектом Баушингера и объяс-
няется остаточным взаимодействием между зерна-
ми материала после деформации растяжения.
Влияние температуры на диаграмму растяже-
ния выражается в снижении модуля упругости и п-
редела текучести с ростом температуры практичес-
ки для всех металлов (см. Рис. 14.1.8 3).
Наиболее важными характеристиками сопро-
тивления материала внешним нагрузкам являются
пределы текучести и прочности. Предел текучес-
ти характеризует сопротивление материала возник-
новению пластических деформаций. Так как пере-
ход от участка упругости к зоне появления плас-
тических деформаций для большинства материалов
носит плавный характер, то условились пределом
текучести считать напряжение СГ(,2 соответствую-
щее значению остаточной деформации 0,2%. В от-
личие от него предел прочности О'- напряжение,
соответствующее разрушению образца. Обычно
предел текучести составляет (0,5...0,9)0^.
Нагружение считают простым, если все ком-
поненты нагрузок возрастают от нуля одновремен-
но так, что соотношения между ними в любой мо-
мент времени сохраняются неизменными, т.е. все
внешние силы возрастают пропорционально одно-
му общему параметру. Сами нагрузки при этом
могут быть сколь угодно сложны: сосредоточен-
ные силы, равномерно или неравномерно распре-
деленные как по наружной поверхности тела и т.д.
Если неизменное соотношение между внешними
силами не соблюдается (например, часть сил дей-
ствует ранее других, или, начав вместе, некоторые
из сил прекращают свое действие, а остальные про-
должают нарастать и т.д.), то такое нагружение на-
Рисунок 14.1.82 - Эффект Баушингера
Рисунок 14.1.83 - Влияние температуры:
Т <Т <Т
I 2	3
932
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
зывают сложным, хотя нагрузка по количеству сил,
их расположению может быть и простой. Простое
и сложное нагружение не следует путать с простым
(одноосным) и сложным (когда два или три глав-
ных напряжения для рассматриваемой точки отлич-
ны от нуля) напряженным состоянием.
Деформацию в некоторой точке называют ак-
тивной, если интенсивность напряжения для этой
точки в каждый момент нагружения имеет значе-
ние, превышающее все предшествующие его зна-
чения. В случае простого нагружения это проис-
ходит при монотонном возрастании нагрузки. Если
при деформации интенсивность напряжения мень-
ше предшествующего его значения, деформацию
называют пассивной.
14.1.9 - Модели упруго-пластичес-
ких деформаций. Метод перемен-
ных параметров упругости
В теории пластичности используют две груп-
пы математических моделей поведения материа-
лов. Их называют теорией упруго-пластических
деформаций и теорией течения.
В первой группе устанавливают связь между
напряжениями и деформациями. Во второй - меж-
ду напряжениями и бесконечно малыми прираще-
ниями деформаций при бесконечно малых прира-
щениях напряжений.
Достоинство моделей первой группы - про-
стота, однако модели этой группы не описывают
сложного нагружения и не позволяют учитывать
историю нагружения при определении пластичес-
ких деформаций. Модели второй группы свобод-
ны от этих ограничений, но более сложны в исполь-
зовании. Они не будут рассматриваться здесь,
с ними можно познакомиться в литературе по тео-
рии пластичности, например в [14.8.25].
В основе теории упруго-пластических дефор-
маций лежит экспериментально обоснованное
представление о наличии однозначной зависимо-
сти между суммарными деформациями и напряже-
ниями в теле. Для изотропного тела эти зависимо-
сти имеют вид:
1+Ц	, ч
Е
1 + ц .
—ео = “'(CTj —сто)
1+Н	/ ч
ez-e0=——V-k-Oo)
Е
(14.1.9-1)
где Ео = (е+е+еДЗ - средние деформации;
(Уо = (Д+О+сгДЗ - средние напряжения.
Экспериментально установлено, что пласти-
ческая деформация не приводит к изменению объе-
ма материала, которое пропорционально средне-
му напряжению. С учетом теплового расширения
при изменении температуры:
1-2ц
£o=^pCTo+a^ (14.1.9-2)
В уравнениях (14.1.9-1) величина ^называ-
ется параметром пластичности и вводится как:
3 к ei
a, (14.1.9-3)
где Е.и ст, - интенсивности деформаций и напряже-
ний рассмотренные выше.
В теории пластичности часто используется
гипотеза единой кривой, состоящая в том, что за-
висимость между интенсивностями деформаций
и напряжений Е. =f((j ) получаемая эксперимен-
тально при одноосном растяжении, остается неиз-
менной для любого напряженного состояния. Та-
ким образом, параметр пластичности, вообще
говоря, не константа, а функция интенсивности на-
пряжений.
Для того, чтобы понять физический смысл
параметра пластичности рассмотрим одноосное
растяжение стержня. Все компоненты напряжения,
кроме одной равны нулю.
Пусть О’ = О’, тогда для интенсивности напря-
жений из (14.1.1 -2) получаем О’. = ст. Если продоль-
ная деформация стержня Ех = Е, то деформации в -
поперечных направлениях Е? = -Де и Е_ = -Д Е .
Здесь Д - коэффициент Пуассона для пластичес-
ких деформаций, в случае упругих деформаций он
равен Д..
Для интенсивности деформаций из (14.1.3-4)
находим:
933
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
е,.=2<1 + ц*;/3-£ .
Тогда для одноосного растяжения стержня
получаем:
„ £ а
\Ц=Е — = —	(14.1.9-4)
а а
Здесь О* = Ее - условное напряжение, кото-
рое соответствует деформации е в случае, если бы
тело было упругим (точка А* на Рис. 14.1.8 2).
Таким образом, параметр пластичности мож-
но интерпретировать как отношение напряжений
в упругом теле к напряжениям в пластическом теле
при одних и тех же деформациях.
На упругом участке кривой деформирования
yf = 1. В этом случае уравнения (14.1.9-1) можно
привести к обобщенному закону Гука (14.1.5-3).
Так, для рассмотренного выше случая одноосного
растяжения стержня средняя деформация равна
Ео = е(1-2д)/3, среднее напряжение <У0 = <у/3 и из
(14.1.9-1) при у/ 1 получаем СТ = Ее.
Для математического описания кривой дефор-
мирования <У. = f(E^ используют различные соот-
ношения (модели) (см. Рис. 14.1.9 1). Простейшая
из них - модель идеального упруго-пластического
тела (кривая 2), в которой пренебрегают упрочне-
нием материала при пластической деформации. По
Рисунок 14.1.91 - Схематизация диаграммы
деформирования
мере нагружения при напряжениях менее предела
текучести <Т| деформация упругая, она увеличива-
ется пропорционально напряжению (кривая 1). При
дальнейшем нагружении деформация увеличива-
ется без увеличения напряжений. Благодаря своей
простоте модель используется для оценки эффек-
тов пластической деформации в аналитических
расчетах. При развитых пластических деформаци-
ях материалов с площадкой текучести (низкоугле-
родистых нелегированных сталей, например) эта
модель позволяет получать количественные резуль-
таты с достаточной для практики точностью. Да-
лее в порядке увеличения точности следуют моде-
ли линейного (кривая 3) и степенного (кривая 4)
упрочнения. Последние наиболее близки к реаль-
ной кривой упрочнения материала (кривая 5). При
использовании современных численных методов
обычно используются модели того уровня точнос-
ти, который обеспечивается экспериментальными
данными, а не сложностью расчетов.
Система уравнений, описывающая упруго-пла-
стическое напряженно-деформированное состояние
тела, отличается от системы уравнений теории уп-
ругости только соотношениями между деформаци-
ями и напряжениями. Она включает в себя уравне-
ния равновесия (14.1.2-2), условия совместности
деформаций (14.1.4-1), физические уравнения для
упруго-пластического тела (14.1.9-1), а также со-
отношение (14.1.9-4) для параметра пластичности
ф. Решение должно, кроме того, удовлетворять гра-
ничным условиям в перемещениях и напряжени-
ях.
Рассмотрим предложенный И.А.Биргером
метод расчета упруго-пластического напряженно-
го состояния - метод переменных параметров уп-
ругости. Он сводит упруго-пластическую задачу
к цепочке упругих задач в результате применения
процесса последовательных приближений. В осно-
ве метода лежит использование обобщенного за-
кона Гука, в котором модуль упругости и коэффи-
циент Пуассона зависят от напряжений и поэтому
имеют разные значения в разных точках тела.
Уравнения обобщенного закона Гука записы-
ваются в виде:
ех =	+ог)]+аТ;
Гг
ЕУ = 4*	- M*(°z +ох)}-аТ;
Гг
+о Jl-аТ;
Е
(14.1.9-5)
934
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Параметры Е, G* и Д зависят от отношения
интенсивностей напряжений и деформаций. В ча-
стном случае, когда пренебрегают сжимаемостью
материала:
E*=3G*=%M* = 0,5 (1419.6)
Процесс последовательных приближений ре-
ализуется следующим образом. В первом прибли-
жении принимается, что переменные параметры
упругости равны параметрам упругости, и реша-
ется упругая задача, в результате чего определяют-
ся компоненты напряжения и деформации перво-
го приближения (Txj,	По
этим величинам в каждой точке тела вычисляются
интенсивности напряжений и деформаций в пер-
вом приближении CT.j и Е . В координатах СУ, - Е. (см.
Рис. 14.1.92) напряженное и деформированное со-
стояние некоторой точки тела изображается точ-
кой 1, лежащей на луче, тангенс угла наклона ко-
торого пропорционален величине Е = 3G.
Во втором приближении вносится поправка
для величины Е. В соответствии с (14.1.9-6) она
принимается равной отношению интенсивности
напряжений О' к интенсивности деформаций ЕП
по диаграмме СГ.-Е. (см. Рис. 14.1.9 2). Парамет-
ры Е и (7 будут различными в разных точках тела.
Таким образом, возникает задача определения
напряжений в условно неоднородном теле, пара-
метры упругости в различных точках которого раз-
Рисунок 14.1.9_2 - Метод переменных параметров
упругости
личны. Далее решают эту задачу, определяют ком-
поненты напряжения и деформации tT2, Т 2,
Ех2, у ,...являющиеся вторым приближением.
По этим величинам в каждой точке тела вычисля-
ются интенсивности напряжений и деформаций
во втором приближении <У.2 и е;2 (точка 2 на
Рис. 14.1.9 2).
В третьем приближении величина Е вычис-
ляется как отношение интенсивности напряжений
<У*/2 к интенсивности деформаций е;2 по диаграм-
ме деформирования. Далее вычисляют компонен-
ты напряжения и деформации третьего приближе-
ния и т.д. Расчет продолжается до тех пор, пока
разница результатов в очередном и предыдущем
приближениях не станет достаточно малой. Прак-
тика расчетов показывает, что процесс хорошо схо-
дится уже на втором третьем приближениях.
Подобная процедура используется, например,
при расчете на прочность дисков ГТД.
14.1.10 - Поведение конструкций
при разгрузке. Остаточные напря-
жения
Эффекты, связанные с пластическим деформи-
рованием, рассмотрим на примере чистого изгиба
стержня прямоугольного сечения. Для простоты
используем модель идеального упруго-пластичес-
кого тела без упрочнения (см. Рис. 14.1.9 1). Бу-
дем считать, что на стержень действуют сосредото-
ченные изгибающие моменты М (см. Рис. 14.1.10 1),
которые увеличиваются постепенно.
Максимальные напряжения возникают, как из-
вестно, в крайних верхних и нижних волокнах. На
стадии упругого деформирования они равны:
М 6М
^max~W~bh2 (14.1.10-1)
где W- момент сопротивления сечения.
Эти напряжения достигают предела текучес-
ти при изгибающем моменте:
М >аTbh2 /6
Пусть изгибающий момент превосходит это
значение. При этом в стержне возникает область
пластических деформаций, упругими остаются
волокна на расстоянии менее h}/2 от нейтральной
линии (см. Рис. 14.1.10 16). В области пластичес-
935
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.1.101 - Схема изгиба стержня (а), распределение напряжений после изгиба в пластической
области (б), распределение остаточных напряжений (в), распределение напряжений при
повторном нагружении (г) и предельное состояние стержня (д)
ких деформаций в соответствии с принятой моде-
лью идеального упруго-пластического тела напря-
жения равны пределу текучести, в упругой облас-
ти - пропорциональны расстоянию от нейтральной
линии:
°(у)=
при \у\<1гД2 (14.1.10-2)
при |_y|>/i1/2
Из условия равновесия
Л/2
М - j a -bydy-
-h/2
1	, ч 1	(14.1.10-3)
= — <5Tbyi2 -h^)+ ^5Tbh^
находим размер пластической зоны:
Д =J^—= Л\—aTbh2-M
4	V 4 Т
(14.1.10-4)
Отсюда видно, что с увеличением изгибаю-
щего момента пластическая зона постепенно уве-
личивается, и при некотором предельном значе-
нии изгибающего момента МпрЕД все сечение
стержня переходит в пластическое состояние (см.
Рис. 14.1.10 1д). Дальнейшее увеличение изгиба-
ющего момента в рамках принятой модели идеаль-
ного упруго-пластического материала невозможно,
следовательно он дает оценку предельной несущей
способности стержня. Его значение вытекает из
(14.1.10-4) при = 0: МпрЕД = сттМ2/4.
При разгрузке, как показывают эксперимен-
ты, уменьшение напряжений пропорционально
уменьшению деформаций. В случае сложного на-
пряженного состояния эта же зависимость форму-
лируется в отношении интенсивностей напряже-
ний и деформаций:
<у. =Ее	(14.1.10-5)
1разгр	1разгр	v	/
Напряжения и деформации разгрузки могут
быть определены из решения задачи теории упру-
гости для внешних сил, равных разностям сил при
нагружении и остающихся после разгрузки. В слу-
чае полной разгрузки решается задача теории уп-
ругости для внешних сил, нагружающих тело. Это
справедливо в том случае, если при разгрузке ма-
териал не выходит вновь за пределы упругости.
Поле остаточных напряжений удовлетворяет
уравнениям равновесия и граничным условиям по
напряжениям, соответствующим нагрузкам, остав-
шимся после разгрузки. В случае полной разгруз-
ки поле остаточных напряжений должно быть са-
моуравновешенным. Остаточные напряжения
и деформации определяются как разность напря-
жений и деформаций, достигнутых на стадии на-
грузки, и напряжений и деформаций разгрузки:
°tfOCT ®if-®ifPA3TP;
Е..	=Е..-Е..	(14.1.10-6)
у ОСТ у цЪЬЗГР	v	/
Вернемся к ситуации, когда в стержне под дей-
ствием изгибающего момента М возникла пласти-
ческая зона размером h — h и рассмотрим процесс
разгрузки. Напряжение разгрузки, получающееся
из решения упругой задачи для изгибающего мо-
936
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
мента М, изменяется по высоте сечения стержня
линейно:
z t м пм
°ра3гр(у)= J У= ь/гз У (14.1.10-7)
где I - момент инерции сечения стержня.
Остаточное напряжение определяется как раз-
ность напряжения, определяемого соотношением
(14.1.10-2) и напряжения разгрузки:
О-ОС169 = °(У) - °^Ду)-	(14.1.10-8)
Поле остаточных напряжений показано на
Рис. 14.1.10 1в. Видно, что на верхней поверхно-
сти, в волокнах которой под нагрузкой возникает
растягивающее напряжение, остаточное напряже-
ние - сжимающее и составляет:
<Уст(й/2) = <у 6M/bh2.	(14.1.10-9)
На нижней поверхности остаточное напряже-
ние имеет такую же величину, но противополож-
ный знак. Из Рис. 14.1.10 1в видно, что поле оста-
точных напряжений - самоуравновешенное: сумма
проекций всех напряжений на ось х равна нулю.
Кроме остаточных напряжений в стержне возни-
кают остаточные деформации и перемещения (про-
гиб). В рассматриваемой задаче остаточный про-
гиб направлен вниз, что и определяет знаки
остаточных напряжений сжатия в верхних волок-
нах и растяжения в нижних.
При последующем нагружении остаточные
напряжения складываются с напряжениями от но-
вой нагрузки. Результирующие напряжения могут
оказаться больше или меньше, чем в конструкции,
не подвергавшейся пластической деформации.
Поле остаточных напряжений с этой точки зрения
может быть благоприятным или неблагоприятным.
В первом случае говорят о приспособляемости кон-
струкции и ее упрочнении (автофретировании)
путем предварительной деформации. В частности,
благоприятные поля остаточных напряжений воз-
никают при предварительной пластической дефор-
мации дисков ГТД.
14.1.11 - Ползучесть. Релаксация на-
пряжений. Длительная прочность
Напряжения и деформации, возникшие при
нагружении деталей, изменяются во времени, даже
если нагрузки остаются постоянными. Это явле-
ние называется ползучестью материала. Одна сто-
рона этого явления — изменение во времени де-
формаций — называется собственно ползучестью
или последействием, а вторая — изменение напря-
жений — релаксацией. Ползучесть может приво-
дить к недопустимому увеличению необратимой
деформации детали или конструкции, и ее разру-
шению при напряжениях ниже предела прочнос-
ти. Примером негативного проявления ползучести
может служить постепенное необратимое удлине-
ние лопаток ротора газовой турбины, которое мо-
жет привести к задеванию лопаток о статор и зак-
линиванию ротора.
Задачами расчета конструкций на ползучесть
являются определение деформаций, накапливае-
мых в конструкции во время работы, и определе-
ние времени до разрушения детали.
На Рис. 14.1.11 1 проиллюстрирован процесс
ползучести, происходящий при одноосном растя-
жении стержня под действием постоянного во вре-
мени напряжения.
Деформация, возникшая мгновенно при при-
ложении нагрузки (отрезок ОА на Рис. 14.1.11 1) -
упругая: она равна а!Е. С течением времени при
постоянной нагрузке появляется и постепенно уве-
личивается пластическая деформация - деформа-
ция ползучести (кривая А-АД. При этом наблюда-
ются три характерных участка. На первом (А-АД
деформация растет относительно быстро, затем за-
медляется и на участке А -А растет с постоянной
скоростью. Участок А -А^ называют участком уста-
новившейся ползучести. На третьем участке (А2-АД
скорость деформации снова возрастает, и в точке А3
происходит разрушение.
Рисунок	- Ползучесть при постоянном
напряжении и в цикле нагрузка-
разгрузка
937
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рассмотренную зависимость деформации от
времени при постоянном напряжении называют
кривой ползучести. Семейство кривых ползучести,
полученных при разных напряжениях и температу-
рах, является основной характеристикой ползучес-
ти материала и определяется экспериментально.
Если в момент времени, соответствующий
точке В, снять нагрузку, происходит уменьшение
деформации. Сначала деформация скачкообразно
уменьшается на величину упругой деформации
(участок ВС), а в дальнейшем падает постепенно
(кривая CD). Это явление называется обратным
последействием или обратной ползучестью.
Ползучесть проявляется при напряжениях,
меньших предела текучести материала. Кривые
ползучести при постоянном напряжении для боль-
ших значений напряжений располагаются выше,
что соответствует более высокой скорости дефор-
мации ползучести и меньшему времени до разру-
шения t < t < t (см. Рис. 14.1.11 2а).
Существенное влияние на процессы ползуче-
сти оказывает температура. В металлах ползучесть
проявляется при высоких температурах, начиная
приблизительно с 35% абсолютной температуры
плавления. В полимерных материалах ползучесть
проявляется при комнатной температуре. Ско-
рость ползучести всех материалов при более вы-
соких температурах выше, а время до разрушения
меньше, чем при более низких температурах (см.
Рис. 14.1.11 26).
Одно из важных в практическом отношении
проявлений ползучести - релаксация напряжений.
Она проявляется в ситуации, когда тело нагружено
и зафиксировано таким образом, что суммарная де-
формация его не может изменяться. Например, рас-
тянутый и закрепленный в растянутом положении
образец. Другой пример - растянутый при затяжке
болт, соединяющий две детали. Полная деформа-
ция, не изменяющаяся во времени, представляет
собой сумму упругой деформации Ее и пластичес-
кой деформации ползучести Е, (индекс с началь-
ная буква английского «creep» -ползучесть):
Е = Е + Ес = const (14.1.11-1)
В момент нагружения t = 0 деформации пол-
зучести еще нет, суммарная деформация равна уп-
ругой. Напряжение определяется из закона Гука:
0(0) Ео(0). Подставляя в (14.1.11 1) получаем:
afO) a(t) . .
F = F ~ec(t) (14.1.11-2)
n, L
Рисунок	- Кривые ползучести
а) при различных напряжениях
а<а<а^ б) при различных -
температурах Т<Т<Т}
Из (14.1.11-2) следует, что при увеличении
пластической деформации с течением времени на-
пряжение будет постепенно уменьшаться (см.
Рис. 14.1.11 3). Релаксация напряжений может
иметь негативные последствия, выражающиеся,
например, в ослаблении затяжки болтовых соеди-
нений.
Релаксация проявляется также в постепенном
снижении напряжений и увеличении пластических
деформаций в зонах концентрации напряжений.
Одним из негативных проявлений релаксации
является постепенное снижение остаточных напря-
жений, созданных в конструкции с целью ее упроч-
нения.
Таким образом, ползучесть проявляется в том,
что напряжения и деформации в теле при заданной
нагрузке зависят не только от пространственных
координат, но и от времени.
Важной характеристикой сопротивления ма-
териала ползучести является предел ползучести.
Рисунок 14.1.113 - Релаксация напряжений
938
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Так называется напряжение, при котором пласти-
ческая деформация за заданный промежуток вре-
мени достигает заданной величины. При обозна-
чении предела ползучести указывают величину
деформации, время и температуру. Например, для
жаропрочного никелевого сплава ХН77ТЮР для
предельной деформации 0.2% при температуре
700°С и времени 100 часов предел ползучести
^™1оо=4ООМЛа
Математические модели ползучести опирают-
ся, обычно, на следующие согласующиеся с экс-
периментальными данными положения.
Деформацию, вызываемую действующей на-
грузкой и нагревом, представляют как сумму де-
формаций упругости, пластичности, ползучести
и теплового расширения. Аналогичным образом
представляют приращение полной деформации:
<Ze= de+dE+de+at (14.1.11-3)
В трехмерном напряженно-деформированном
состоянии приращение отдельных компонент де-
формаций ползучести принимается в виде:
dzхс	 dt(vх-а0),....,
где t - время;
Ф - функция ползучести, определяемая на
основании экспериментальных данных;
<У0- среднее напряжение (СТ0= (<У+<У+<У )/3).
Существует несколько гипотез (иногда их
называют теориями) ползучести, различающих-
ся видом этой функции. В теории течения при-
нимают Ф = Ф (0, Т, t) в теории упрочнения
Ф = Ф( 0, Т, Е.Д , (здесь <У. интенсивность на-
пряжений, Е...'-интенсивность накопленной дефор-
мации ползучести).
Остановимся подробнее на теории старения.
Согласно этой теории предполагается, что при за-
данной температуре между напряжением, деформа-
цией и временем существует постоянная зависи-
мость Ф(0, Е, t) = 0 . Для сложного напряженного
состояния вместо напряжений и деформаций в этой
зависимости записываются их интенсивности.
Эта зависимость представляет собой поверх-
ность в координатах (У, Е, t (14.1.5-5). Данные для
ее построения определяются из семейства кривых
ползучести при разных напряжениях и температу-
Рисунок 14.1.114 - Поверхность Ф(а, Е,т) =0 в
теории старения
рах (см. Рис. 14.1.11 2). Рассекая ее плоскостью
<У = const, получаем кривые ползучести, Е = const -
кривые релаксации, t = const - изохронные (при
одинаковом времени) кривые деформации.
Для момента t = 0 изохронная кривая пред-
ставляет собой диаграмму 0-е, получаемую при
обычных кратковременных испытаниях. Для пос-
ледующих моментов кривая проходит ниже (см.
Рис. 14.1.11 4), что можно интерпретировать как
постепенное снижение сопротивления материала
деформации (отсюда название «старение»). Когда
изохронные кривые найдены, задача сводится к рас-
чету деформаций в упруго-пластическом теле по
деформационной теории.
Модели ползучести, основанные на теории
старения, позволяют описывать процессы ползу-
чести при постоянном напряжении, монотонном
нагружении, релаксацию. Один из основных недо-
статков теории старения состоит в том, что не учи-
тывается история нагружения. От этого недостат-
ка свободны теории течения и упрочнения,
несколько более сложные в реализации. Более под-
робные сведения о них можно найти в специаль-
ной литературе (см., например [14.8.25]).
Эффект ползучести, как отмечалось выше,
проявляется при напряжениях, ниже предела теку-
чести материала, и при таких напряжениях может
приводить к разрушению конструкции. В отличие
от обычных кратковременных испытаний на рас-
тяжение, ползучесть приводит к разрушению не
сразу, а по прошествии некоторого, возможно дли-
тельного, периода времени. Прочность материала
при высоких температурах характеризуется преде-
лом длительной прочности.
939
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Пределом длительной прочности называется
напряжение, при котором материал разрушается
при постоянной нагрузке не ранее заданного вре-
мени. Предел длительной прочности не следует
путать с пределом ползучести.
При обозначении предела длительной прочно-
сти указываются температура и время. Например, для
жаропрочного никелевого сплава ХН77ТЮР при тем-
пературе 700°С и времени 100 часов предел длитель-
ной прочности = 330ЛШа (для сравнения -
предел ползучести при той же температуре и време-
ни несколько выше о0 2| 100 = 400Л/77а; при той же
температуре при кратковременных испытаниях пре-
дел прочности СУЬ = 830 МПа).
Зависимость предела длительной прочности от
времени (см. Рис. 14.1.11 5) представляют в виде
степенной зависимости:
'1р = С> откуда tp = Сс5~™ (14.1.11-5)
где С и т - экспериментально определяемые
характеристики материала, зависящие
от температуры.
Показатель степени т для различных мате-
риалов лежит в пределах 4.. .20, поэтому даже не-
значительное изменение напряжения приводит
к существенному изменению долговечности. С уве-
личением температуры предел длительной прочно-
сти заметно снижается (см. Рис. 14.1.11 5).
При обеспечении прочности авиационной тех-
ники принято оперировать коэффициентами запа-
са прочности. При постоянном по во времени на-
пряжении СУ и времени нагружения t определяют
запасы прочности по напряжениям по и по долго-
вечности nt, равные, соответственно:
ср -fP
П*~1	(14.1.11-6)
Пользуясь соотношением (14.1.11-5), связы-
вающим долговечность с напряжением можно по-
лучить связь между этими коэффициентами за-
паса:
nt=n™	(14.1.11-7)
Учитывая, что для конструкционных матери-
алов т = 4...20, оказывается, что запас по долго-
вечности должен быть во много раз больше, чем
по напряжениям, так, например, пятикратный за-
пас по долговечности соответствует при т 4 не-
большому запасу по напряжениям па = 1,5.
Рисунок 14.1.115 - Зависимость предела длитель-
ной прочности от времени
и температуры. Tt<T2< Т3
14.1.12 - Усталостное разрушение
элементов конструкций
Усталостные поломки составляют основной
вид разрушения элементов машиностроительных
конструкций, в частности, авиационных двигате-
лей. Нередко усталостное разрушение приводит
к опасным последствиям. Особенность усталост-
ного разрушения состоит в том, что оно может
иметь длительный инкубационный период, состав-
ляющий иногда годы эксплуатации изделия, в те-
чение которого диагностирование признаков при-
ближающегося разрушения затруднительно. Кроме
того, механизмы усталостного разрушения для раз-
ных материалов и условий многообразны и чув-
ствительны к множеству случайных факторов, что
затрудняет расчеты, требует проведения большого
объема экспериментальных работ.
При циклическом нагружении закономернос-
ти процесса накопления повреждений зависят глав-
ным образом от величины возникающих перемен-
ных напряжений и числа циклов их изменения.
Напряжения, связанные с вибрацией деталей,
имеют сравнительно небольшую амплитуду (зна-
чительно ниже предела текучести), но количество
циклов нагружения за время эксплуатации дости-
гает миллиардов. Эти напряжения могут приводить
к усталостному разрушению - многоцикловой ус-
талости. Характерная особенность такого разруше-
ния - отсутствие макроскопических пластических
деформаций в материале. Многоцикловая уста-
лость - определяющий процесс разрушения для
многих деталей ГТД (лопатки компрессора, корпу-
са, валы, шестерни).
940
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Изменение режима работы изделия во время
эксплуатации приводит к изменению статических
напряжений в деталях, при длительной эксплуата-
ции количество циклов изменения напряжений
доходит до десятков тысяч, а амплитуда может пре-
вышать предел текучести. Накопление поврежде-
ний при действии таких напряжений может при-
вести к разрушению от малоцикловой усталости
(МЦУ), отличающейся от многоцикловой устало-
сти появлением макроскопических пластических
деформаций материала в каждом цикле нагруже-
ния. Накопление повреждений при МЦУ часто
определяет ресурс работы деталей, работающих
при повышенных температурах, например, дисков,
рабочих и сопловых лопаток турбины, элементов
камер сгорания ГТД. Процессы разрушения при
МЦУ рассмотрены в следующем разделе, здесь мы
остановимся на закономерностях многоцикловой
усталости.
Процесс усталостного разрушения принято
делить на две стадии. На первой под действием
переменных напряжений происходят необратимые
изменения в структуре металла, связанные с пере-
мещением микродефектов вследствие локальной
концентрации напряжений на случайных неодно-
родностях исходной структуры материала. При
слиянии микродефектов образуются микротрещи-
ны, объединяющиеся при дальнейшем цикличес-
ком нагружении в макроскопическую магистраль-
ную трещину, размеры которой соизмеримы
с размерами зерна и составляют десятые доли мил-
лиметра. На второй стадии процесса усталостно-
го разрушения происходит рост макроскопической
трещины, заканчивающийся окончательным раз-
рушением детали. Процессы, связанные с разви-
тием макроскопических трещин, рассмотрены
ниже в разделе 14.1.15.
Упрощенно переменные напряжения представ-
ляют изменяющимися во времени по простому си-
нусоидальному циклу, который характеризуется
максимальным <Утж и минимальным <Ут.п значения-
ми, а также частотой f=l/t (см. Рис. 14.1.12 1).
Чаще для характеристики переменных напряжений
используют амплитуду <Уя, среднее напряжение <У/я
и коэффициент асимметрии цикла R:
О = 0,5(<у - <у . );
а 7 v max	min/7
<у =0,5(<у +<у	(14.1.12-1)
т 7 v max mm-'7 v	7
R = <y / c .
max mm
Если среднее напряжение цикла нулевое
<Уя = 0, цикл называют симметричным, для него
R = -1. Цикл с <Ут1п = 0 и R 0 называют пульсиру-
ющим.
t
Рисунок 14.1.12_1 - Характеристики цикла пере-
менных напряжений
Для определения характеристик усталостной
прочности материалов проводят специальные ис-
пытания. Образцы нагружают переменным напря-
жением с заданными амплитудой и коэффициен-
том асимметрии и определяют количество циклов
до разрушения Л?р. Если образец не сломался до
некоторого базового числа циклов NB (обычно это
20 или 100 миллионов циклов), испытание прекра-
щают. Количество циклов до разрушения одина-
ковых образцов при одном и том же напряжении
может различаться в несколько раз, или даже в де-
сятки раз.
По результатам испытаний серии образцов
строят график зависимости числа циклов от амп-
литуды (см. Рис. 14.1.12 2). В логарифмических
координатах он состоит из двух прямолинейных
участков. Точка перелома соответствует значению
2V примерно равному 107 циклов.
Некоторые материалы имеют физический пре-
дел выносливости (предел усталости), под которым
подразумевается максимальное напряжение, не вы-
зывающее разрушения детали при любом количе-
стве циклов нагружения. В этом случае правая ветвь
кривой усталости параллельна оси N. Для симмет-
ричного цикла cR = -1 предел выносливости обо-
значают (У . Цветные металлы и сплавы физичес-
кого предела выносливости не имеют, и правая
ветвь кривой усталости не горизонтальна, но име-
ет меньший наклон, чем левая. В этом случае под
tTj подразумевают условный предел выносливос-
ти при базе 7VB.
В логарифмических координатах левую ветвь
кривой усталости обычно аппроксимируют пря-
мой:
О" Wp = С,
(14.1.12-2)
где т и С - характеристики материала; обычно
т = 4... 12.
941
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.1.12_2 - Кривые усталости по результа-
там испытаний
Для обеспечения усталостной прочности де-
тали необходимо, чтобы рабочая амплитуда вибро-
напряжений <У была ниже предела выносливости
О <0 Предел выносливости весьма чувствителен
к влиянию конструктивных, технологических и эк-
сплуатационных факторов. В реальных деталях он
существенно ниже значения, получаемого при ис-
пытаниях образцов.
Наличие в детали концентраторов напряже-
ний существенно снижает ее усталостную проч-
ность. Для оценки этого снижения используют эф-
фективный коэффициент концентрации, равный
отношению предела усталости гладкого образца
О'] к пределу усталости о|Л образца с концентра-
тором:
V^/o-лг (14.1.12-3)
Как показывают результаты испытаний, этот
коэффициент заметно ниже теоретического (полу-
чаемого из решения задачи теории упругости) ко-
эффициента концентрации 05^:
ka=\+q(aa-V),	(14.1.12-4)
где q - коэффициент чувствительности к концен-
трации напряжений.
Для хрупких материалов он близок к единице
и эффективный коэффициент концентрации бли-
зок к теоретическому, для пластичных материалов
q < 1. Для литых материалов q = 0,1...0,2, для ма-
лоуглеродистых сталей и жаропрочных никелевых
сплавов q = 0,2...0,4, для титановых сплавов
q =0,8. ..0,9.
Весьма существенно влияние на предел вы-
носливости состояния поверхностного слоя дета-
ли, характеризующегося чистотой поверхности,
наклепом, остаточными напряжениями. Отноше-
ние предела выносливости стандартного образца
О'] с эталонным поверхностным слоем (обычно об-
разцы полируют) к пределу выносливости образ-
ца о с такими же характеристиками поверхнос-
тного слоя, как у детали:
)8 = О]/ош (14.1.12-4)
отражает влияние технологических факторов на
усталостную прочность. Он может быть представ-
лен произведением коэффициентов, отражающих
влияние отдельных факторов: чистоты поверхнос-
ти, поверхностного упрочнения, коррозии.
Известно, что предел выносливости крупных
деталей ниже, чем у стандартных образцов. Этот
масштабный эффект связан с большей вероятнос-
тью наличия микроскопических дефектов матери-
ала в большем объеме. Коэффициент масштабно-
го фактора:
>	(14.1.12-5)
где Clrf - предел выносливости образца с диа-
метром d.
Предел выносливости при наличии среднего
растягивающего напряжения цикла заметно сни-
жается по сравнению со случаем симметричного
нагружения. Влияние асимметрии цикла опреде-
ляют экспериментально, проводя специальные ис-
пытания образцов при несимметричном цикле на-
гружения. Результаты этих экспериментов можно
представить в виде диаграммы предельных напря-
жений (см. Рис. 14.1.12 За) или в виде диаграммы
предельных амплитуд (см. Рис. 14.1.12 36). На
первой приводятся максимальное и минимальное
Рисунок 14.1.12_3 - Влияние среднего напряжения
цикла на характеристики ус-
талостной прочности. Диаг-
раммы предельных напряжений
(а) и предельных амплитуд (б)
942
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
напряжения цикла в зависимости от среднего, на
второй - амплитуда. Диаграмму предельных амп-
литуд часто аппроксимируют линейной зависимо-
стью (кривая 2):
0=0,- 11/0 ,
а -1	* т ’
(14.1.12-6)
где ip - коэффициент влияния асимметрии цикла;
0Ь- предел прочности материала.
Для материала реальной детали предел вынос-
ливости 01д с учетом перечисленных факторов
равен:
Рисунок 14.1.12 4 - Кривые усталости для различ-
ных значений вероятности раз-
рушения
О . >
-1 дет
•0-1
(14.1.12-7)
|	& т
Коэффициент запаса усталостной прочнос-
ти вводится как отношение предела выносливос-
ти с учетом влияния конструктивных, технологичес-
ких и эксплуатационных факторов (8) к амплитуде
переменных напряжений, возникающих в детали во
время работы:
К = 0,Л /0	(14.1.12-8)
v -Idem а.	х	7
Следует отметить, что расчет коэффициента за-
паса по соотношениям (14.1.12-7), (14.1.12-8) с ис-
пользованием справочных данных о значениях пре-
дела выносливости стандартных образцов при
симметричном цикле нагружения может привести
к значительным погрешностям. В соотношении
(14.1.12-7) учтены не все факторы, влияющие на
предел выносливости: рабочая температура, фор-
ма цикла напряжений, частота нагружения и т.д.
Данные о влиянии этих факторов приведены в мно-
гочисленных литературных источниках (см., на-
пример [14.8.14]). Поправочные коэффициенты,
входящие в (14.1.12-7), сами зависят от марки ма-
териала, термообработки, температуры и других
факторов. Для правильной оценки предела вынос-
ливости эти коэффициенты (а не только предел
выносливости при симметричном цикле) необхо-
димо определять на образцах, имеющих тот же
химический состав, структуру, что и натурная де-
таль, при рабочей температуре. Для того, чтобы
учесть влияние конструктивных и технологичес-
ких факторов, в ряде случаев при проведении ис-
пытаний в качестве образцов используют натурные
детали и проводят испытания в условиях, макси-
мально приближенных к эксплуатационным. В ча-
ст
Рисунок 14.1.12_5 - Рассеяние переменных напря-
жений и предела выносливости
стности, именно так определяют пределы вынос-
ливости лопаток компрессоров и турбин ГТД.
Как отмечалось, результаты усталостных ис-
пытаний имеют значительное рассеяние. Поэтому
число циклов до разрушения при заданном напря-
жении и предел выносливости являются величина-
ми случайными и должны характеризоваться не
только средним значением, но и законом распреде-
ления. Если провести испытания большого количе-
ства образцов так, чтобы на каждом уровне напря-
жений было испытано их несколько десятков,
можно получить кривые усталости для разных зна-
чений вероятности разрушения (см. Рис. 14.1.12 4).
Такие кривые позволяют статистически обосновать
нормативное значение запаса усталостной прочно-
943
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
сти (14.1.12-8). Обычно принимаютК> 3...5, что
значительно больше коэффициентов запаса по ста-
тическим напряжениям.
Смысл статистического подхода проиллюс-
трирован на Рис. 14.1.12 5. Кривые плотности
распределения двух случайных величин - ампли-
туды переменных напряжений и предела вынос-
ливости пересекаются. Это означает, что суще-
ствует вероятность превышения напряжениями
предела выносливости, несмотря на то, что сред-
ние их значения значительно ниже среднего пре-
дела выносливости.
Эта вероятность соответствует заштрихован-
ной области на Рис. 14.1.12 5. Она увеличивается
с увеличением дисперсий и уменьшается с увели-
чением различия средних значений, т.е. коэффици-
ента запаса. Нормируя допустимую вероятность
разрушения детали, которая применительно к дета-
лям авиационных двигателей составляет 10-5... 10-6,
определяют необходимый для этого коэффициент
запаса. Для практической реализации статистичес-
кого подхода к определению коэффициента запаса
усталостной прочности необходимо иметь статис-
тически достоверные данные о законах распреде-
ления переменных напряжений и пределов вынос-
ливости. Для их получения необходимо проведение
большого объема экспериментов.
14.1.13 - Малоцикловая усталость.
Термическая усталость
Как отмечалось выше, малоцикловая уста-
лость (МЦУ) возникает в элементах конструкций
при циклическом изменении нагрузок, обычно свя-
занном с изменением режима работы конструкции.
Отличительная особенность малоцикловой устало-
сти - возникновение циклической пластической
деформации в локальных хонах детали.
Рассмотрим в качестве примера диск турби-
ны ГТД. Типичный эксплуатационный цикл дви-
гателя показан на Рис. 14.1.13 1. Он представляет
собой сложную последовательность изменений
режимов работы двигателя, различающихся часто-
той вращения ротора и температурой: опробование
(1), руление (2), взлет (3), полет на номинальном
и крейсерском режимах, снижение (4), заход на
посадку (5). На некоторых из этих режимов напря-
жения в локальных зонах деталей (например, дис-
ков турбин) превосходят предел текучести мате-
риала; возникают пластические деформации.
В первую очередь пластические деформации воз-
никают в зонах концентрации напряжений. При
последующей остановке двигателя или снижении
Рисунок 14.1.131 - Типичный график изменения
режима работы авиационного
двигателя
Рисунок 14.1.13 2 - Схема циклической упруго-плас-
тической деформации
частоты вращения происходит разгрузка, и под дей-
ствием сил упругости возникшая необратимая де-
формация в пластической зоне перераспределяет-
ся, меняя свой знак на противоположный. При
дальнейших изменениях режима работы двигателя
циклы изменения деформаций и напряжений повто-
ряются, и на диаграмме<у-е(см. Рис. 14.1.13 2) об-
разуются петли.
Основной характеристикой цикла нагружения
является размах деформации Ае, включающий в се-
бя упругую и пластическую составляющие. Вели-
чина Де зависит от возникающих на каждом из ре-
жимов работы двигателя напряжений: чем больше
944
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
изменение напряжения, тем больше размах дефор-
маций. В каждом цикле нагружения материал де-
тали получает повреждение, степень которого за-
висит главным образом от размаха деформации,
а при нагреве - ещё и от температуры. Физический
механизм накопления повреждений и разрушения
при МЦУ, как и при многоцикловой усталости,
связан с концентрацией микродефектов при дефор-
мации, их объединением, образованием и развити-
ем макротрещины, однако, при развитых пласти-
ческих деформациях в условиях малоцикловой
усталости эти процессы идут более интенсивно.
Способность материала сопротивляться усло-
виях малоцикловой усталости оценивают с помо-
щью зависимости числа циклов нагружения до раз-
рушения 7Vp от размаха деформации Де (см.
Рис. 14.1.13 3), которую обычно получают путем
испытания стандартных образцов при постоянном
размахе деформации. С увеличением Де ресурс 7Vp
резко уменьшается. При повышенных температу-
рах, когда подвижность микродефектов увеличи-
вается, исчерпание ресурса идет быстрее.
Наиболее распространенной эмпирической
зависимостью, описывающей кривые малоцикло-
вой усталости, при одноосном напряженно-дефор-
мированном состоянии является уравнение Коф-
фина:
Деп№"=С
р г
(14.1.13-1)
где т и С характеристики материала, определя-
емые экспериментально.
Использование уравнения (14.1.13-1) требует
проведения большого объема экспериментов при
различных параметрах цикла и температурах. Для
низкотемпературной МЦУ при отсутствии ползу-
чести для оценки т и С можно применять соотно-
шения:
£2
т = 2, С — в
4
где Ев - истинная деформация при разрушении,
получаемая из статических испытаний.
Если размах деформаций мал и ползучесть
отсутствует, хорошее приближение к эксперимен-
тальным результатам дает уравнение Мэнсона, свя-
зывающее долговечность с размахом полной де-
формации в цикле:
Де = 3,5—TV-0,12 +Г^
Е r I £в )
(14.1.13-2)
Рисунок 14.1.133 - Зависимость числа циклов до
разрушения от размаха дефор-
мации при разных температу-
рах Т<Т2
Отсюда видно, что большей способностью
сопротивляться МЦУ обладают пластичные мате-
риалы, имеющие большую деформацию при раз-
рыве Ев.
При неодноосном напряженном состоянии
в соотношениях Коффина и Мэнсона вместо раз-
маха деформации используют ее интенсивность.
Часто, в частности в деталях авиационных
двигателей, процесс малоциклового разрушения
связан с циклическим изменением температуры.
При стеснении теплового расширения, например
из-за значительных градиентов температур, в де-
тали могут появиться циклические пластические
деформации, порождающие процесс накопления
повреждений. Такие процессы называют термичес-
кой усталостью. Все изложенное выше в отноше-
нии малоцикловой деформации, по крайней мере
качественно, справедливо относительно термичес-
кой усталости.
В то же время термическая усталость имеет
особенности, связанные с тепловым воздействием.
Имеются экспериментальные данные, которые по-
казывают, что при одинаковом размахе деформа-
ции долговечность в случае циклического измене-
ния температуры заметно меньше, чем при
механическом нагружении с постоянной темпера-
турой. В числе причин такого различия называют
различие механизмов разрушения на микроскопи-
ческом уровне, локализацию микроскопических
разрушений при неравномерном нагреве в случае
термоусталости. Вследствие этого при применении
результатов испытаний на МЦУ для прогноза тер-
моусталости необходима осторожность.
945
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Более подробно вопросы малоцикловой уста-
лости и термоусталости изложены в специальной
литературе (см., например [14.8.27]).
14.1.14 - Накопление повреждений
при нестационарном нагружении
Рассмотренные выше модели ползучести и ус-
талости описывают процессы, происходящие при
стационарном нагружении, т.е. при неизменной во
времени статической нагрузке (при ползучести)
или постоянной амплитуде цикла (при цикличес-
ком нагружении). В этих случаях они пригодны для
непосредственной опенки прочности и долговеч-
ности деталей и конструкций.
Реальные элементы конструкций обычно рабо-
тают при переменных во времени режимах нагруже-
ния. Это может быть связано с изменением режимов
работы и условий эксплуатации конструкций. Так,
например, условия нагружения деталей авиационных
двигателей могут изменяться с изменением тяги дви-
гателя, высоты и скорости полета самолета. Прибли-
зительно 2.. .4% своего ресурса авиационный двига-
тель работает на наиболее тяжелом взлетном режиме,
20...30% - на номинальном, остальное время - на
менее нагруженных режимах.
Пусть эксплуатационное нагружение состоит
из к режимов, на каждом из которых параметры
нагружения можно считать постоянными (см.
Рис. 14.1.14 1). Обозначим эти параметры на не-
котором /-м режиме: статическое напряжение <У.
амплитуду циклического напряжения - О’ темпе-
ратуру - Т., длительность режима -1., число цик-
лов нагружения на этом режиме - N.
Будем рассматривать накопление повреждений
в материале в процессе нагружения как процесс,
протекающий во времени. Накопление поврежде-
ний по механизмам ползучести многоцикловой
и малопикловой усталости будем далее рассматри-
вать независимо друг от друга, не учитывая их вза-
имодействие.
Введем понятие повреждения материала по
механизму ползучести в течение некоторого вре-
мени, как пропорциональную долю времени до
разрушения при этом нагружении. Повреждение П
на /-м режиме определятся как отношение:
П — I*
па~ ,	(14.1.14-1)
lpi
где t - время до разрушения при нагружении
с постоянным напряжением О’ при темпе-
ратуре Т., определяемое соотношением
(14.1.11-5).
Рисунок 14.1.141 - Нестационарное эксплуатаци-
онное нагружение
В соответствии с представлением (14.1.14-1), мате-
риал до нагружения не имеет повреждения, в мо-
мент разрушения П = 1. В процессе работы по-
вреждение постепенно возрастает от нуля до
единицы. Для оценки повреждения при работе на
нескольких режимах используют гипотезу линей-
ного суммирования: суммарное повреждение за к
режимов равно сумме повреждений на каждом ре-
жиме:
Пск = ^Па=^'	(14.1.14-2)
i	i=l 1 pi
Разрушение по механизму ползучести в соот-
ветствии с гипотезой линейного суммирования на-
ступает при условии:
к	к л.
Пек=^Па=Цт^ = 1 (14.1.14-3)
i	i=l lpi
Понятие повреждения материала вследствие
циклического нагружения (много- или малоцикло-
вого) в течение некоторого числа циклов введем как
пропорциональную долю числа циклов до разру-
шения при этом нагружении. Повреждение Д. на
/-м режиме определятся отношением:

(14.1.14-4)
где Npi - число циклов до разрушения при нагру-
жении с постоянным напряжением <Уя.
при температуре Т., определяемое для
малоцикловой усталости соотношением
(14.1.13-2), а для многоцикловой -
(14.1.12-1).
946
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Суммарное повреждение за к режимов:
или для длительности эквивалентного режима
к к N
nfk=^nfi=TjJ^ . (14.1.14-5)
Разрушение по механизмам малоцикловой или
многоцикловой усталости наступает при условии:
(14.1.14-9)
Аналогичные соотношения могут быть полу-
чены для механизмов малоцикловой усталости:
к к N
=^ПА = E^ = 1 (14.1.14-6)
Соотношения (14.1.14-3) и (14.1.14-6) могут
непосредственно использоваться для оценки ресур-
са работы элементов конструкций.
Для разрушения по механизму ползучести вве-
дем понятие эквивалентного по повреждению ре-
жима, характеризующегося длительностью ?экви по-
стоянным напряжением О’ Величина создаваемого
на эквивалентном режиме повреждения П по
определению равна повреждению на к режимах
нестационарного нагружения:
/ £ £ /
п = ж" =У/7с,=У1
С ЭКв f	Cl	f ,
1рэкв i	i=l Lpi
Подставляя в левую часть время до разруше-
ния из (14.1.11-5) получаем:
t
ЭКв
-т
экв
k t
£
i=l lpi
откуда
о экв
(14.1.14-7)
Подставляя сюда t.из (14.1.11-6) и принимая,
что константы материала на этих режимах одина-
ковы, получаем соотношения для расчета эквива-
лентного напряжения:
(14.1.14-8)
z к	\1/т
л I V л -т
Ае-=
<1=1 1Уэкв У
(14.1.14-10)
где и Ае - размахи пластических деформаций
на /-м режиме эксплуатационного
цикла и на эквивалентном режиме;
А.и 2V - соответствующие числа циклов
нагружения.
Гипотеза линейного суммирования дает лишь
приближенную оценку долговечности, она полу-
чила распространение благодаря своей простоте.
Более сложные модели накопления повреждений
описаны в специальной литературе (см., например
[14.8.27]).
14.1.15 - Закономерности развития
трещин в элементах конструкций
Классические методы расчета на прочность
конструкций основываются на предположении, что
в материале в течение всего времени работы отсут-
ствуют макроскопические дефекты. Большинство
практических задач обеспечения прочности успеш-
но решаются в рамках таких представлений. К проб-
лемам, для решения которых такой подход недо-
статочен, относится обеспечение безопасности
конструкции при наличии дефектов, эксплуатаци-
онной живучести.
Дефекты в материале могут возникнуть как
в процессе эксплуатации, так и при производстве
детали. В первом случае дефекты возникают вслед-
ствие развития процессов накопления повреждений
или возникновения случайных нештатных ситуа-
ций (например, попадания посторонних предметов
в газовоздушный тракт авиационного двигателя).
Во втором случае производственные дефекты мо-
гут быть пропущены при технологическом конт-
947
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
роле изделия; в деталях из гранулируемых сплавов
(например в дисках турбин) возможность суще-
ствования определенной концентрации дефектов
технологически неизбежна.
Для решения этого класса задач необходимо
рассматривать разрушение как процесс, развива-
ющийся во времени. Заключительной стадией раз-
рушения является рост макроскопической трещи-
ны вне зависимости от того, по какой причине она
появилась: при изготовлении детали или при ее
эксплуатации. Эта стадия заканчивается собствен-
но разрушением - разделением тела на части. Про-
должительность ее зависит от характера измене-
ния во времени действующих нагрузок, структуры
материала, температуры, размеров исходных де-
фектов. В частности, при циклическом нагружении
детали стадия развития трещины часто составляет
значительную долю общего времени жизни дета-
ли и определяет ее живучесть. Процессы развития
трещин изучает механика разрушения.
Исследованию процессов роста трещин посвя-
щено множество работ, обзор которых имеется,
например, в справочнике [Механика разрушения,
т1-4].
В рамках механики разрушения на настоящем
этапе ее развития удается с большей или меньшей
точностью решать широкий круг практических
вопросов: как долго развивается трещина от неко-
торого начального размера до полного разрушения
детали; каковы безопасные с точки зрения живу-
чести начальные размеры трещины при известных
эксплуатационных нагрузках; как часто следует
проверять наличие трещин и какова должна быть
разрешающая способность метода диагностики:
какой материал обеспечивает наилучшее сопротив-
ление развитию трещины в конкретных условиях;
как спроектировать деталь, чтобы обеспечить ее
живучесть при возникновении трещины.
Механика разрушения рассматривает не воз-
никновение, а развитие трещин не вдаваясь в в кон-
кретный физический механизм разрушения. Одно
из ее основных исходных положений состоит в том,
что в материале имеется одна или несколько мак-
роскопических трещин; при этом понятие разру-
шения трактуется как процесс их развития. Мак-
роскопическая трещина, являющаяся предметом
изучения механики разрушения, имеет размеры,
многократно превышающие характерный размер
структурных элементов материала. Это позволяет
использовать при решении задач разрушения ап-
парат механики сплошных сред.
Анализ прочности и долговечности детали
с трещиной при циклическом нагружении в рам-
ках линейной механики разрушения состоит из
следующих этапов: определение формы, размера
и местоположения наиболее опасных исходных тре-
щиноподобных дефектов; определение напряжен-
но-деформированного состояния детали с деталь-
ным анализом поля напряжений вблизи трещин
и определением коэффициентов интенсивности
напряжений; экспериментальное определение за-
кономерностей роста трещины в материале в кон-
кретных условиях работы и выбор описывающей
их модели; определение критического размера тре-
щины, при котором механизм усталостного роста
трещины сменяется механизмом статического до-
лома; определение долговечности на основе ана-
лиза выбранной модели роста трещины.
В соответствии с представлениями линейной
механики разрушения механическое состояние
локальной зоны предразрушения вблизи фронта
трещины описывается коэффициентом интенсив-
ности напряжений (КИН), который является харак-
теристикой поля напряжений в этой зоне. При этом
материал считается линейно упругой сплошной
средой, а трещина моделируется математическим
разрезом с нулевым радиусом закругления в вер-
шине. Принято выделять три типа трещин (см.
Рис. 14.1.15 1): I - трещины нормального отрыва,
II трещины сдвига и III трещины среза. В ре-
альных конструкциях наиболее распространены
трещины нормального отрыва.
Для каждого из этих типов трещин в теории
упругости найдены поля напряжений, имеющие
особенность (особенностью называют асимптоти-
ческое стремление к функции к бесконечности
вблизи некоторой точки) у вершины.
Рисунок 14.1.15_1 - Типы трещин
948
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рассмотрим сквозную трещину нормального
отрыва длинной 2а в бесконечной пластине, нагру-
женной растягивающим напряжением 0 (см.
Рис. 14.1.15 2). Поле напряжений в точке, распо-
ложенной на расстоянии г от вершины трещины
определено в теории упругости аналитически:
Га еГ . е . зеЛ
G=Gj COS 11 —SIH Sin I
x \2r	21.	2	2 J
[a er . e . зеЛ
cr, =oj—cos 1 + sin sin —
y \2r	21.	2	2 J
(14.1.15-1)
Все компоненты напряжения пропорциональ-
ны внешнему напряжению СТ. Их величины про-
порциональны квадратному корню из размера тре-
щины и стремятся к бесконечности в вершине
трещины (при г-^0). Зависимость СТ от г при 0=0
показана на Рис. 14.1.15 2.
Таким образом, поскольку радиус в вершине
трещины нулевой, для оценки напряженного со-
стояния невозможно воспользоваться коэффициен-
том концентрации напряжений: он всегда стремит-
ся к бесконечности. Для того, чтобы обойти эту
неопределенность, в механике разрушения для
оценки напряженного состояния в вершине трещи-
ны используют коэффициент интенсивности (а не
концентрации) напряжений. Он вводится следую-
щим образом. В обобщенном виде уравнения
(14.1.15-1) для бесконечной пластинки с трещиной
можно записать так:
°t> =	=	С14-1-15’2)
где KT=cs Ina
Коэффициент К7 называется коэффициен-
том интенсивности напряжений (КИН), индекс
I определяет схему нормального отрыва (см.
Рис. 14.1.15 1).
Коэффициент интенсивности напряжений за-
висит от внешней нагрузки и размера трещины.
Для тел и трещин более сложной формы, чем рас-
смотренная выше бесконечная пластинка, в выра-
жение для КИН вводится поправочный коэффици-
ент формы У (так называемая К-тарировка),
отражающий влияние формы тела и трещины:
Рисунок 14.1.152 - Трещина нормального отрыва
в пластинке и характер рас-
пределения напряжений вблизи
ее вершины
Kj=0Y!7ia	(14.1.15-3)
Расчет КИН представляет специфическую
пространственную задачу теории упругости. Если
коэффициент интенсивности напряжений найден,
поле напряжений вблизи вершины трещины опре-
делено полностью.
При статическом нагружении тела с трещи-
ной критерием разрушения считают не достиже-
ние в вершине трещины предела прочности, а до-
стижение критического значения коэффициентом
интенсивности напряжений. Дело в том, что для
любой отличной от нуля внешней нагрузки <У, как
видно из (14.1.15-2), напряжения в вершине тре-
щины бесконечны; критерий разрушения по пре-
делу прочности в рамках принятых допущений не
информативен, поскольку выполняется при любой
нагрузке.
Критическое значение КИН определяется из
специальных экспериментов, которые проводятся
на образцах с трещиной. Для трещин нормально-
го отрыва критическое значение КИН обозначает-
ся К}с, а условие разрушения записывается как:
K^gY ша=К1с	(14.1.15-4)
Критический КИН К}с является, таким обра-
зом, характеристикой материала, иногда его назы-
вают вязкостью разрушения. Из этого критерия при
949
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
известномК}с легко определяется критическое зна-
чение напряжения <У для известного размера тре-
щины а или критический размер трещины а для
заданной нагрузки <У:
уаУ in J
(14.1.15-5)
При циклическом нагружении в механике раз-
рушения используются другие критерии. Рост тре-
щины при нагружении переменным во времени
напряжением с амплитудой <У представляет собой
процесс, развивающийся во времени. Поведение
трещины в этом случае характеризуют скоростью
ее роста da/dN ( где N - число циклов).
Многочисленные экспериментальные данные
показывают, что скорость роста трещины (СРТ) при
многоцикловой усталости зависит от размаха КИН
ЛК. Эта зависимость, представленная в логарифми-
ческих координатах - кинетическая диаграмма ус-
талостного разрушения - имеет обычно вид, пока-
занный на Рис. 14.1.15 3. На ней принято выделять
три характерных участка. Средний участок - пря-
молинейный - наиболее изученный, он соответствует
скоростям роста трещин порядка КУ5... 10-9м/цикл.
Левый криволинейный участок низких скоростей,
асимптотически устремляющихся к нулю, называ-
ют припороговым, а асимптотическое значение
размаха КИН ЛК^ - пороговым КИН. Правый кри-
волинейный участок соответствует быстрому рос-
ту трещины при критическом размахе КИН ЛК^ .
В литературных источниках приведено не-
сколько десятков зависимостей, аналитически
описывающих кинетическую диаграмму устало-
стного разрушения. Они различаются уровнем
сложности, количеством параметров, возможно-
стью описания поведения тех или иных материа-
лов и учета влияния внешних факторов. Наибо-
лее часто используется уравнение Париса,
описывающее средний участок диаграммы СРТ-
КИН линейной (в логарифмических координатах)
функцией с двумя параметрами:
^ = С(ДКУ (14.1.15-6)
где С и xz - характеристики циклической трещино-
стойкости материала, определяемые из
специальных экспериментов.
Они зависят от асимметрии цикла нагруже-
ния, рабочей температуры, состояния материала.
Подставляя в (14.1.15-6) выражение для расчета
КИН, получаем уравнение роста трещины:
-^- = с(аУ-х/а)" (14.1.15-7)
Начальное условие для него
трещины:
размер исходной
а(О)=ао	(14.1.15-8)
Рисунок 14.1.153 - Кинетическая диаграмма уста-
лостного разрушения (1) и мо-
дель Париса (2)
Рисунок 14.1.15 4 - Изменение по времени (числу
циклов) размера трещины при
различных амплитудах пере-
менных напряжений а> а2
950
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Характер изменения во времени длины тре-
щины приведен на Рис. 14.1.15 4.
Интегрируя уравнение (14.1.15-7) методом
разделения переменных можно определить ресурс
работы детали, как число циклов при росте тре-
щины от начального размера «йдо критического
размера а , получаемого из (14.1.15-5):
(14.1.15-9)
Учитывая, что параметр п значительно боль-
ше единицы, долговечность детали с трещиной
резко уменьшается с увеличением напряжений.
Существование порогового размаха КИН &K,h
(см. Рис. 14.1.15 3) означает возможность суще-
ствования неразвивающихся трещин. Максималь-
ный размер такой трещины ath при амплитуде на-
пряжения <У или пороговое значение амплитуды
напряжений при заданном размере трещины мо-
гут быть определены из условия:
&Kth =cYJnath (14.1.15-10)
Знание зависимости размера трещины от на-
работки детали (числа циклов 7V) дает методичес-
кую основу для выбора периодичности и средств
диагностики трещин при эксплуатации деталей
(см. Рис. 14.1.15 5). В силу влияния многочислен-
ных случайных факторов, в реальных условиях
возможно рассеяние кривых роста трещины a(N)
и рассеяние времени до разрушения (кривые 1 на
Рис. 14.1.15 5). Это рассеяние характеризуется
некоторым законом распределения (кривая 2). Ве-
роятность обнаружения трещины заданного разме-
ра, как величина случайная, также характеризует-
ся некоторым законом распределения (кривая 3).
Выбор периода Тмежду диагностическими осмот-
рами детали в условиях эксплуатации должен обес-
печивать заданную вероятность обнаружения тре-
щины до разрушения.
Ограниченность методов механики разруше-
ния в исследовании долговечности элементов кон-
струкций с трещинами состоит в необходимости
проведения специальных достаточно сложных эк-
спериментов по определению характеристик тре-
щиностойкости материалов, в чувствительности
этих характеристик к условиям нагружения и тех-
нологическим факторам. Следует назвать, также,
отсутствие достаточно достоверных и универсаль-
ных моделей для коротких (менее 0,5... 1 мм) тре-
Рисунок 14.1.15 5 - К выбору периодичности ос-
мотров при эксплуатационной
диагностике трещин
щин, представляющих значительных практический
интерес. Кроме того, механика разрушения не изу-
чает процесс зарождения трещин. Тем не менее,
некоторые результаты, получаемые в рамках опи-
санного выше подхода, могут быть полезны при
анализе поломок, выборе материалов, методов эк-
сплуатационной диагностики.
14.1.16 - Свободные колебания сис-
темы с одной степенью свободы
Колебания элементов авиационных двигате-
лей часто являются причиной их поломок. Одна из
важнейших задач конструктора - исключить опас-
ные колебания. В настоящем разделе изложены
основные положения теории колебаний упругих
систем, необходимые при последующем изучении
колебаний элементов авиационных двигателей.
Напомним, что системами с одной степенью
свободы в механике называют системы, движение
которых описывается одним параметром - обоб-
щенным перемещением. Классическим примером
такой системы является сосредоточенная масса т
- груз, закрепленный в точке А на невесомом стер-
жне (см. Рис. 14.1.16 1). Движение системы пол-
ностью определяется вертикальным перемещени-
ем груза у.
Движение груза описывается одним уравнением
относительно неизвестного перемещенияy(t)\
my(t) = F (14.1.16-1)
где у - вторую производную по времени;
F - равнодействующая сил, действующих на
груз.
Далее для простоты пренебрегаем силой тяже-
сти. Рассмотрим свободные колебания, которые про-
951
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.1.161 - Свободные колебания груза,
закрепленного на стержне
Рисунок 14.1.16 2 - Изменение во времени переме-
щения груза при свободных ко-
лебаниях
исходят при отсутствии внешних сил, включая силу
сопротивления, вследствие, например, отклонения
системы от положения равновесия в начальный мо-
мент. В этом случае F - сила упругости стержня,
пропорциональная перемещению y(t) и направлен-
ная в противоположную сторону:
где
F = -cy(t) = -^y(t)	(14.1.16-2)
где с коэффициент жесткости;
а, податливость стержня.
Податливость О! представляет собой переме-
щение груза под действием единичной силы в точ-
ке А (см. Рис. 14.1.16 1), с - силу, необходимую
для создания единичного перемещения. Эти пара-
метры системы определяются методами сопротив-
ления материалов, например, с помощью интегра-
ла Мора. Для изображенной на Рис. 14.1.16 1
системы, например,
(14.1.16-5)
Решение этого линейного обыкновенного
дифференциального уравнения с постоянными ко-
эффициентами представляет собой гармонические
колебания (это легко проверяется подстановкой
решения в уравнение) (см. Рис. 14.1.16 2):
y(t) = Уо cos(pt + ф)	(14.1.16-6)
где у0 и ф - амплитуда и сдвиг фазы, зависящие от
начальных условий - отклонения и ско-
рости в момент времени t = 0.
Период колебаний
L)
(14.1.16-3)
Т = — = 2л 1т-а
(14.1.16-7)
где Е - модуль упругости материала;
I момент инерции поперечного сечения
стержня.
Подставляя (14.1.16-2) в (14.1.16-1) получаем
дифференциальное уравнение свободных колеба-
ний груза:
И0 + Л(0 = 0	(14.1.16-4)
Число колебаний в единицу времени (техни-
ческая частота, измеряемая в герцах):
1 = Р
Т 2л
(14.1.16-8)
Частота колебаний, как видно из (14.1.16-5),
(14.1.16-8) тем больше, чем меньше масса груза
и упругая податливость системы.
952
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
14.1.17 - Вынужденные колебания
системы с одной степенью свободы
Рассмотрим теперь ситуацию, когда на груз
действует внешняя возбуждающая сила (см.
Рис. 14.1.17 1) F(t). По-прежнему пренебрегаем
силами сопротивления и тяжести. Уравнение дви-
жения груза (14.1.16-4) становится неоднородным:
y(f) + p2y(t) = F(t)lm (14.1.17-1)
Рассмотрим важный частный случай, когда
внешняя сила изменяется во времени по гармони-
ческому закону:
F(t)=F0cosQt (14.1.17-2)
Решение неоднородного линейного диффе-
ренциального уравнения (14.1.17-1) представляет
собой сумму общего решения однородного урав-
нения (14.1.16-4) - свободных колебаний (14.1.16-
6), и частного решения неоднородного уравнения
- вынужденных гармонических колебаний с часто-
той Q:
y(t) =ygcos(Qt + ф) (14.1.17-3)
Амплитуда вынужденных колебаний должна
удовлетворять уравнению (14.1.17-2) и получает-
ся подстановкой в него решения (14.1.17-3):
Foa
о4117-4»
Рассмотрим практически важный случай, ког-
да свободные колебания отсутствуют. При частоте
вынуждающей силы, близкой к нулю, амплитуда
колебаний равна статическому перемещению гру-
за FgOt, (см. Рис. 14.1.17 2). По мере приближения
частоты вынуждающей частоты к собственной ча-
стоте системы амплитуда возрастает, и при их со-
впадении возникает резонанс, когда амплитуда ко-
лебаний стремится к бесконечности. В реальной
системе из-за потерь энергии амплитуда колебаний
при резонансе конечна, однако резонансные коле-
бания могут представлять серьезную опасность.
При частоте вынуждающей силы, существен-
но превышающей собственную частоту, перемеще-
ние практически отсутствует, т.е. система не реа-
гирует на действие вынуждающей силы. Это
явление используется для виброизоляции колеблю-
щихся объектов. Их устанавливают на упругие
Рисунок 14.1.17_1 - Вынужденные колебания груза,
закрепленного на стержне
Рисунок 14.1.17_2 - Зависимость амплитуды
вынужденных колебаний от
частоты вынуждающей силы
опоры низкой жесткости, обеспечивающие низкую
собственную частоту колебаний системы.
Рассмотрим теперь случай, когда наряду с вы-
нужденными колебаниями груз участвует в свобод-
ных колебаниях. Решение уравнения (14.1.17-2)
имеет вид:
y(t) = Ci cos pt + C2 sin pt +
4----,cos(£>i+<p)	(14.1.17-5)
l-Q2/p2
Константы С и C2 определяются из началь-
ных условий. Пусть в начальный момент t = 0 пе-
ремещение и скорость груза равны нулю: J'(O) = О
и j’(0) = 0. Тогда
953
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.1.173 - Изменение амплитуды колеба-
ний вблизи резонанса («бие-
ния»)
Г F(P-
С « С, =-^77 (14.1.17-6)
Рисунок 14.1.17_4 - Возрастание амплитуды коле-
баний на резонансном режиме
Подставляя в (14.1.17-5) получаем:
у(t) =	у—2 (cos £lt - cos pt)
1 12 P	(14.1.17-6)
Практический интерес представляет случай,
когда частота вынуждающей силы отличается от соб-
ственной частоты на малую величину £1-р. В этом
случае (14.1.17-6) можно преобразовать следую-
щим образом:
. .	_ /уа• р2 . Q + р . П-р
y(t) = -2 —5 - т sin---— t sin — t =
p2-Q2	2	2
Fna . Q -»	. „
- y sin	— t  sin Qz
(Cl-p)p 2
(14.1.17-7)
Последнее выражение можно рассматривать как
колебания с частотой вынуждающей силы Х2, ампли-
туда которых изменяется по гармоническому закону
со значительно более низкой, чем Q частотой £2-р.
Такие колебаний называются биениями. Их ампли-
туда, как видно из (114.1.17-7). тем больше, чем мень-
ше разница Л = £2-р (см. Рис. 14.1.17 3).
При приближении к условиям резонанса Q-p О
(14.1.17-7) можно преобразовать, принимая
. Q - р Q - р
т ~—
2	2
y(t) = Fga-p /2't'sinQt
(14.1.17-8)
Из последнего соотношения видно, что при воз-
никновении резонансного режима амплитуда коле-
баний не возрастает мгновенно (см. Рис. 14.1.17 4).
Даже при отсутствии потерь энергии бесконечная
амплитуда за конечное время не может быть дос-
тигнута. Это обстоятельство часто используется,
если по условиям работы машины резонансный
режим неизбежен как «проходной». Если сделать
переход через резонанс достаточно быстрым, ре-
зонансные колебания не успеют развиться до опас-
ных амплитуд.
14.1.18 - Колебания системы
с вязким сопротивлением.
Демпфирование колебаний
В предыдущих разделах при исследовании
свободных и вынужденных колебаний предполага-
лось, что в колебательной системе не действуют
никакие силы сопротивления. Вследствие этого
предположения в случае свободных колебаний по-
лучается, что амплитуда колебаний остается посто-
янной, хотя опыт и специальные эксперименты
показывают, что со временем амплитуда уменьша-
ется, колебания постепенно затухают. В случае
вынужденных колебаний при резонансе получает-
ся, что амплитуда колебаний должна неограничен-
но увеличиваться, хотя на самом деле амплитуда
всегда остается конечной. Чтобы более точно опи-
сать реальные колебательные процессы, необходи-
мо учесть силы неупругого сопротивления. Эти
954
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.1.181 - Свободные затухающие колеба-
ния
силы могут возникать от нескольких различных
причин: трение между контактирующими поверх-
ностями, сопротивление воздуха или жидкости,
внутреннее трение в материале и т.д.
Вновь рассмотрим вынужденные колебания
системы с одной степенью свободы, показанной на
Рис. 14.1.17 1. Будем считать, что груз испытыва-
ет сопротивление, пропорциональное скорости его
движения с коэффициентом К. Сила сопротивле-
ния F направлена в сторону, противоположную
перемещению F = —Ky(t). В уравнении колеба-
ний (14.1.93) появится дополнительное слагаемое:
y(t) + К/т  y{t) + p2y(t) = F(t) (14.1.18-1)
Рассмотрим сначала свободные колебания
y(t) + К/т  y(t) + р2Я0 = 0 (14.1.18-2)
Решение этого линейного дифференциально-
го с постоянными коэффициентами при К/т < 2р
имеет характер затухающих колебаний (см.
Рис. 14.1.18 1):
y(t) = У0ехр(-8 • t/ Т) cos (Pjt + (p) (14.1.18-3)
где Р1= /р2-б2 - частота затухающих колеба-
ний;
о —	- логарифмический декре-
мент колебаний;
Т = 2я/р	- период колебаний.
В практически важном случае слабого зату-
хания собственная частота pt близка к собственной
частоте р, полученной без учета сопротивления,
Амплитуда колебаний (см. Рис. 14.1.18 1)
снижается от цикла к циклу. Огибающая синусои-
ды, отражающая снижение амплитуды, подчиня-
ется экспоненциальному закону ехр(-8т/Т). Амп-
литуды колебаний в двух соседних циклах и через
к циклов АA.+j и А уменьшаются в отношении,
равном логарифмическому декременту:
я 7 4 1, 4
о =ln = In
4+1 к А+к
(14.1.18-4)
Из (14.1.18-4) видно, что чем больше значе-
ние 8, тем больше потери энергии, тем быстрее за-
тухают свободные колебания. Потенциальная энер-
гия W при колебаниях пропорциональна квадрату
амплитуды. Ее изменение Л1Е за один период ко-
лебаний (энергия, рассеянная за один период ко-
лебаний), отнесенное к W, можно представить от-
ношением:
или
AFF
2W
(14.1.18-5)
С энергетической точки зрения, таким обра-
зом, декремент колебаний представляет собой от-
ношение рассеянной за цикл колебаний энергии
к удвоенному значению потенциальной энергии,
запасенной в положении максимального отклоне-
ния от равновесия.
Вынужденные колебания системы с сопро-
тивлением, пропорциональным скорости, под
действием гармонической вынуждающей силы
F(t)=F cosQt описывается уравнением (14.1.18-3).
Его решение при отсутствии свободных колебаний
имеет вид:
955
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Foa
х
\/(1- Q2 j р2 J +(8 /к )2 Q 2/ р2
*.cos(Glt+q>)
(14.1.18-5)
Отсюда видно, что вынужденные колебания
происходят по гармоническому закону с частотой
вынуждающей силы £2. Сравнивая это соотноше-
ние с выражением (14.1.18-5), полученным без уче-
та сопротивления, можно увидеть, что в знамена-
теле появилось слагаемое, не позволяющее ему
обратиться в ноль при совпадении частоты вынуж-
дающей силы с собственной частотой. Т.е. при на-
личии сопротивления, амплитуда колебаний на
резонансном режиме хотя и возрастает, но остает-
ся конечной. Динамические свойства системы
оценивают с помощью коэффициента динамичнос-
ти Р, представляющего собой отношение ампли-
туды вынужденных колебаний у0 к статическому
перемещению груза под действием амплитудной
нагрузки: @ =у0 / Fa.
На Рис. 14.1.18 2 показана зависимость ко-
эффициента динамичности от соотношения соб-
ственной частоты и частоты вынуждающей силы
при различных значениях логарифмического дек-
ремента колебаний. С увеличением декремента
колебаний коэффициент динамичности быстро
падает.
Рисунок 14.1.18 2 - Зависимость коэффициента
динамичности от частоты
вынуждающей силы при раз-
личных значениях декремента
колебаний
Из (14.1.18-5) при Q/p = 1 получается про-
стая приближенная зависимость максимального
значения коэффициента динамичности от логариф-
мического декремента колебаний:
Р ~л!8.	(14.1.18-6)
Даже при большом декременте колебаний
& 0,2тг амплитуда колебаний при резонансе в пять
раз выше статической деформации.
14.1.19 - Вынужденные колебания
системы с одной степенью свободы
под действием произвольной пери-
одической возмущающей силы
Рассмотрим общий случай периодической
внешней силы F(t), действующей на груз. Его дви-
жение описывается уравнением (14.1.17-1) при от-
сутствии демпфирования или уравнением (14.1.18-
1) при его наличии. Рассмотрим сначала первый
случай.
Для решения неоднородного уравнения
(14.1.17-1) тем, что периодическую функцию мож-
но представить в виде ряда Фурье:
со
F(t) = Е Fi cos(^it +V t) (14.1.19-1)
i=l
где F Q. и yf. амплитуда, круговая частота и
фаза гармонических составляю-
щих внешней силы.
Такое представление возмущающей силы оз-
начает, что любая периодическая внешняя сила
действует на колебательную систему так же, как
сумма гармонически изменяющихся сил.
Решение линейного уравнения (14.1.17-1) в
этом случае можно пользуясь принципом суперпо-
зиции представить в виде суммы:
со
y(t) = Yy<cos(^it+(?<^ i= 1,2, - оо
i=l
(14.1.19-2)
где у. и ф. - амплитуда и фаза гармонических со-
ставляющих. Собственные колебания здесь отбро-
шены.
Подстановкой этого выражения в (14.1.17-1)
можно получить:
956
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
F{a
1-п,2/р2
(14.1.19-3)
При наличии демпфирования колебания опи-
сываются уравнением (14.1.18-1). Для внешней
силы, представленной рядом (14.1.19-1) его реше-
ние представляет собой суперпозицию колебаний
(14.1.19-2) с амплитудами:
’J(l- Q,2 /р2)2+(8/л / Q,2 Ip2
(14.1.19-4)
Таким образом, движение груза под действи-
ем произвольной периодической силы, представ-
ленной в виде сумму гармонических составляю-
щих, есть наложение гармонических колебаний
с частотами этих составляющих. Характер колеба-
тельных процессов, соответствующих этому реше-
нию, зависит от соотношения частот и амплитуд
входящих в него гармоник. На Рис. 14.1.19 1 по-
казано несколько примеров колебательных процес-
сов, состоящих из двух гармоник. Хотя гармоник
всего две, процессы весьма разнообразны.
Как видно из (14.1.19-3) и (14.1.19-4), ампли-
туда каждой из гармоник у. пропорциональна амп-
литуде соответствующей гармонической составля-
ющей внешней силы F.
Наибольший интерес представляет зависи-
мость амплитуд у. от отношения частот гармони-
ческих составляющих внешней силы Q собствен-
ной частоте р. При совпадении собственной
частоты с любой из частот £2 амплитуда соответ-
ствующей гармоники колебаний у. возрастает, т.е.
колебания становятся резонансными. Условие ре-
зонанса для системы с одной степенью свободы
под действием произвольной периодической силы
имеет вид:
Х2.=р, / - 1,2,... оо (14.1.19-5)
На Рис. 14.1.19 2 приведен пример колебаний
одномассовой системы под действием периодичес-
кой внешней силы F(t), которая приближенно мо-
жет быть представлена тремя гармоническими
составляющими. В рассматриваемом примере
соотношение частот составляющих £2{: £22: £23 = 1:2:5,
соотношение амплитуд: F : F2: F3 = 2:1:2 (график I).
Соотношение амплитуд и частот удобно представлять
в виде спектра, в котором каждая вертикальная линия
представляет частоту £2. и амплитуду F. i-Й гармони-
ки внешней силы (график II). Количество гармоник,

У1‘У2=^
у/у 2=3
У1Д2=3
Рисунок	- Типичные колебательные про-
цессы, содержащие две гармо-
ники
вообще говоря, бесконечно; обычно в спектрах
приводят несколько первых (соответствующих
низшим значениям) частот.
На Рис. 14.1.19 2 рассмотрены три вариан-
та соотношения собственной частоты с частота-
ми возмущающей силы (график III): в первом слу-
чае собственная частота совпадает с частотой
второй гармоники (а), во втором с частотой тре-
тьей гармоники (б), в третьем (в) находится
между второй и третьей (Х22< р < £23). Колебания
системы в первом и втором случаях имеют резо-
нансный характер. В первом случае в спектре ко-
лебаний (график IV) выделяется вторая гармони-
ка, амплитуда которой во много раз превосходит
амплитуды остальных гармоник. Колебания - почти
гармонические с частотой £22. Во втором случае си-
туация аналогична, но колебания происходят с час-
тотой Х23. В третьем случае (в) колебания не резо-
нансные, их амплитуда невелика, а амплитуды
составляющих в спектре близки друг к другу.
957
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
t	/
а)	fy
Рисунок 14.1.192 - Пример колебаний системы с одной степенью свободы по действием периодической
возмущающей силы
а) р/£21 = 2; б) р/£21 = 5; в) р/£21 = 4;
I -изменение во времени силы; II - спектр силы; III- амплитудно-частотная характе-
ристика системы; IV- спектр колебаний; V- колебания груза
Отметим характерную особенность резонан-
сных колебаний. В отличие от нерезонансных ко-
лебания близки к гармоническим, а одна из амп-
литуд в спектре существенно больше остальных.
14.1.20 - Колебания системы с
несколькими степенями свободы
Сначала рассмотрим свободные колебания
системы с двумя степенями свободы. Классичес-
кий пример такой системы - изгибные колебания
невесомого стержня с двумя сосредоточенными
массами тЛ и т2 (см. Рис. 14.1.20 1).
Применяя принцип Даламбера, приложим
к каждой массе силу инерции:
d2yt	d2y2
F, — -т, —F. — —nt, —з2-
1	1 dt2 ’ 2	2 dt2
Прогибы стержня под действием усилий F} и F2
равны:
v a F + a F , у = a F + a F
11	1	12 2 ’ Л2 21	1	22 2
(14.1.20-1)
958
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.1.201 - Схема системы с двумя степе-
нями свободы
Однородная система линейных уравнений
может иметь отличное от нуля решение в том слу-
чае, если ее определитель равен нулю:
р2аптг -1
P2a2i™i
Р\2т2
р2а22т2-1
(14.1.20-4)
Из этого условия получается характеристичес-
кое уравнение для определения собственных час-
тот колебаний:
= 0
где (X.. коэффициенты влияния, представляющие
собой прогибы в точке i под действием
единичной силы, приложенной в точке].
Они определяются методами сопротивления мате-
риалов, например, через интегралы Мора. Извест-
но, что (X = (X...
у ji
Подставляя (14.1.20-1) в выражения для F
и F2 получаем систему дифференциальных урав-
нений, описывающих движение грузов:
d Уг	d у2	п
at 1	at
d2yr	d2y2	_n
а12т1	, 2	+a22WJ2	, 2 +У2~
at i	at
(14.1.20-2)
Будем рассматривать гармонические колеба-
ния системы, происходящие по закону:
р т^а^а^-а^а^)-
2z	» Л А (14.1.20-5)
-Р (аит1+а22т2)+1 = 0
Отсюда могут быть определены два действи-
тельных корня - значения собственной частоты р}
и р2 (для определенности будем далее индексом 1
обозначать низшую частоту, а индексом 2 - выс-
шую). Как видно из (14.1.20-5) Они зависят только
от параметров колебательной системы: масс и по-
датливостей.
Получить амплитуды колебаний из однород-
ных уравнений (14.1.20-4) невозможно. Однако,
если определитель системы уравнений равен нулю,
то из любого уравнения системы (14.1.20-4) мож-
но получить соотношение между прогибами у
и у при данной частоте. Например, из первого
уравнения (14.1.20-4) находим для первой и вто-
рой собственных частот:
У1(*) = Уо1с°3(Р*+<?)’'
У2(1) = Ут,со8( Pt+ty ) О4-1-20’3)
гдеyQl,yQ2 - амплитудные отклонения точек закреп-
ления масс.
Подставляя (14.1.20-3) в (14.1.20-2) получаем
систему однородных уравнений относительно ам-
плитуду и у :
(Р2о.ит1 - 1)Ут + р2а12/и2у = 0
/’2a2,/»i>oi +(р2а22т2 -1>у = 0
(14.1.20-4)
Рисунок 14.1.202 - Собственные формы колебаний
двухмассовой системы
959
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
г _ Ут Р^Л
У02	Pi
г _ У01^ _ _ Рг^уРЧ,
Ут*	pla^ini
(14.1.20-6)
Эти отношения амплитуд также зависят толь-
ко параметров системы и характеризуют две фор-
мы колебаний, которые называют собственными.
Колебания с низшей, например, собственной час-
тотой происходят по закону (14.1.20-3):
Ух<Д) = Л1cosPit> У2(*) = г1Ут cosр^
Они представляют собой гармоническое дви-
жение обеих масс по одному и тому же закону во
времени с частотой В каждом цикле обе массы
одновременно проходят положение равновесия
и одновременно достигают крайних положений,
при этом соотношение перемещений в любой мо-
мент времени остается постоянным и равным г .
Аналогичные рассуждения могут быть проведены
применительно ко второй собственной частоте.
Каждой из собственных частот соответствует своя
форма колебаний. Можно показать [14.8.11], что
низшей собственной частотер} соответствует фор-
ма, когда обе массы двигаются в одну сторону; ча-
стоте р2 отвечает движение масс в разные стороны
(см. Рис. 14.1.20 2).
Вынужденные колебания системы с двумя сте-
пенями свободы рассмотрим на примере нагружения
рассмотренной выше системы (см. Рис. 14.1.20 1)
гармонической силой F с osQt, приложенной к од-
ной из масс (для определенности к первой). Эта
сила добавляется к системе уравнений (14.1.20-2)
в F и система становится неоднородной:
d2y2
аПАИ1 Д}2 +ai2WJ2 j2 +
+ y; +auF0 cos Qt = 0
d2y2 Л
a„m, --L+a27m2	+ y, = 0
12 1 dt2 22 2 dt2 У2
(14.1.20-7)
Решение ищем в виде, соответствующем отсут-
ствию свободных колебаний:
Рисунок 14.1.203 - Зависимость амплитуды вы-
нужденных колебаний от час-
тоты вынуждающей силы для
системы с двумя степенями
свободы
У1(О = Уо1 cosQt; y2(t) = у02 cos Qt
После подстановки этих соотношений в (14.1.20-7)
получаем систему алгебраических уравнений от-
носительно г иг, :
^01	02
f 1 —	;jy0l +а12/И2.Уо2 +«11Л) = 0
<
~С^12т1^ Уо1 (^~^22т2^ )Уо2 =0
Получающиеся выражения для j'(j| у громоз-
дки и здесь не приводятся. Практический интерес
представляет анализ амплитуд колебаний в зави-
симости от частоты вынуждающей силы Q, пред-
ставленный на Рис. 14.1.20 3. Видно, что система
имеет два резонансных режима, соответствующих
совпадению частоты вынуждающей силы с каждой
из собственных частот. Таким образом, главное
отличие вынужденных колебаний системы с дву-
мя степенями свободы от систем с одной степенью
свободы состоит в наличии двух, (а не одного) ре-
зонансных режимов.
Рассмотрим теперь колебания упругой системы
с п сосредоточенными массами (см. Рис. 14.1.20 4).
На каждую из этих масс действует сила инерции.
Перемещение i-й массы по аналогии с выражени-
ем для двухмассовой системы (14.1.20-1) может
быть представлено в виде:
у. = a.F + a. F +... + a F ,i = 1,2,...,п
t *11	(2 2	иг п7
960
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
площадь поперечного сечения стержня, вообще
говоря, не постоянная по его длине).
Будем считать, что стержень имеет плоскость
симметрии хОу, и колебания происходят в этой
плоскости. На Рис. 14.1.21 16 показан малый эле-
мент стержня длиной dx, а также внешние и внут-
ренние силы, действующие на него. Условия рав-
новесия сил на ось у и условие равенства моментов
имеют вид:
Рисунок 14.1.204 - Колебания упругой системы с п
степенями свободы
Составляя выражения прогиба для всех п масс,
придем к системе однородных уравнений, анало-
гичной (14.1.20-3), которую удобно записать в мат-
ричной форме:
(р2 [ат.] - [F]) {jJ = 0	(14.1.20-8)
где |Е| - единичная матрица порядка н;
{у0} - вектор амплитудных прогибов.
Частотное уравнение получается после при-
равнивания нулю определителя системы:
|р2 [ат.] - [£]| = 0	(14.1.20-9)
Уравнение (14.1.20-9) дает значения п соб-
ственных частот колебанийрх,рг  рп, и каждой ча-
стоте соответствует своя форма колебаний. С мате-
матической точки зрения, отыскание собственных
частот и форм колебаний системы с конечным чис-
лом степеней свободы сводится к расчету собствен-
ных чисел и векторов матрицы (14.1.20-9).
Если на колебательную систему с п степеня-
ми свободы действует нагрузка, изменяющаяся во
времени по гармоническому закону с частотой £2,
система может иметь п резонансных режимов при
совпадении этой частоты с любой из собственных
частот. Условие резонанса имеет вид:
£2=рк, к = 1,2,3,.../z	(14.1.20-10)
14.1.21 - Колебания системы с расп-
ределенной массой
В качестве примера системы с непрерывно
распределенной массой рассмотрим стержень, из-
готовленный из материала с плотностью р (напом-
ним, что в предыдущих разделах стержень считал-
ся невесомым). Рассмотрим изгибные колебания
стержня (см. Рис. 14.1.21 1а). Масса, приходяща-
яся на единицу длины стержня равна pF (где F-
Q-Q-8— <fe-pFffe=0
дх н dt2
дм л п	(14.1.21-1)
-Qax-\---ах = 0
дх
где Q - перерезывающая сила;
М - изгибающий момент.
Выражая Q из второго уравнения и подстав-
ляя в первое, получаем:
(14.1.21-2)
Рисунок 14.1.21_1 - Колебания стержня с распреде-
ленной массой
961
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Воспользуемся известным из сопротивления мате-
риалов уравнением изогнутой линии балки:
Е1-^ = М (14.1.21-3)
где Е - модуль упругости материала;
I - момент инерции поперечного сечения
стержня.
Подставляя (14.1.21-3) в (14.1.21-2) получаем урав-
нение изгибных колебаний стержня:
8 \Е1ду\- 0Р8у
Таким образом, исследование колебаний стер-
жня с распределенной массой сводится к анализу
дифференциального уравнения четвертого поряд-
ка в частных производных.
В случае стержня постоянного сечения это
уравнение имеет постоянные коэффициенты и нес-
колько упрощается:
дх4 а2 dt2
(14.1.21-5)
где а = ^EI / pF
Уравнение колебаний должно быть дополне-
но начальными и граничными условиями.
Рассмотрим собственные частоты и формы
колебаний на примере стержня постоянного попе-
речного сечения. При колебаниях стержня с одной
из собственных частотр, его прогибы в некоторой
произвольной точке изменяются во времени по гар-
моническому закону:
y(x,t) = X(x)'(Acospt + В sin pt) (14.1.21-6)
где X(x) - неизвестная функция координаты,
задающая распределение амплитуд коле-
баний по длине стержня;
А, В - коэффициенты, определяются
начальными условиями.
Подставляя в (14.1.20-8) получаем уравнение для
неизвестной функции Х(х)
д4Х Р2 v п
^4~ 2Х = 0	(14.1.21-7)
ох а
Решение этого уравнения позволяет определить
неизвестную функцию Х(х), если заданы гранич-
ные условия.
Рассмотрим решение на примере стержня,
свободно опертого по концам. В этом случае урав-
нение (14.1.21-7) дополняется граничными усло-
виями равенства нулю перемещений и изгибающих
моментов на концах стержня при х = 0 и х = L. Ра-
венство нулю изгибающих моментов в соответ-
ствии с (14.1.21-3) сводится к равенству нулю вто-
рых производных перемещения на концах стержня:
Я0) =j(Z) = о,

(14.1.21-8)
Этим условиям и уравнению (14.1.21-7) соответ-
ствует семейство функций (вывод опускаем, мож-
но проверить подстановкой):
Xk(x) = sin(kttx ! L), к = 1,2, 3... (14.1.21-9)
Подставляя в (14.1.21 -7) получаем, что каждому зна-
чению к соответствует своя собственная частота:
_к2п2 [EI
Рк~ L2 У pF
,к = 1,2,3... (14.1.21-10)
Соответствующий этой частоте период колебаний
равен:
Т _ 2л _ 2L2 [pF
(14.1.21-11)
Отсюда видно, что система с распределенной
массой имеет бесконечное количество собственных
частот и форм колебаний; каждой собственной час-
тоте соответствует своя форма. Спектр собственных
частот представляет собой бесконечный дискретный
ряд значений. Несколько низших собственных форм
колебаний рассматриваемого стержня приведены на
Рис. 14.1.21 2 (цифрами обозначены номера соот-
ветствующих собственных частот).
962
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Анализ собственных частот и форм колебаний
стержней с другими граничными условиями, а так-
же стержней переменного сечения можно найти,
например, в [14.8.9].
Подстановка (14.1.21 -9) в (14.1.21 -6) дает бес-
конечное множество частных решений уравнения
колебаний (14.1.21-5):
yk(x,t) =Xk(x) (A cospkt + В sin pkt), k = 1,2,3...
Рисунок 14.1.212 - Собственные формы колебаний
свободно опертого стержня
Путем сложения частных решений можно предста-
вить любые поперечные колебания стержня:
со
у(х, t) = £ Хк(х) • (A cos pkt+В sin pkt)
jt=i
(14.1.21-12)
Знание собственных форм колебаний позво-
ляет определить распределение напряжений в те-
ле в момент максимального отклонения от поло-
жения равновесия и, благодаря этому, определить
опасные точки и сечения при резонансных коле-
баниях по той или иной форме.
Можно показать, что если на стержень с расп-
ределенной массой действует нагрузка, изменяю-
щаяся во времени по гармоническому закону с час-
тотой Q, система может иметь бесконечное число
резонансных режимов при совпадении этой часто-
ты с любой из собственных частот. Условие резо-
нанса имеет вид:
& = Рк, к= 1,2,3... (14.1.21-13)
Возможна ситуация, когда при выполнении
этого условия резонанс не возникает. Это возмож-
но, например, если сосредоточенная переменная
сила приложена в точке, которая при соответству-
ющей форме колебаний не имеет перемещения.
Такие точки называются узлами. Напротив, если
переменная сила приложена в зоне, где при соот-
ветствующей форме колебаний перемещения ве-
лики, резонансный режим наиболее опасен.
Колебания системы с распределенной массой
рассмотрены выше на примере поперечных коле-
баний стержня в одной их плоскостей симметрии
профиля. Положенные в основу стержневой моде-
ли допущения (одноосное напряженное состояние,
гипотеза плоских сечений) выполняются с доста-
точной точностью лишь в случаях, когда один из
размеров тела значительно превышает остальные
размеры. Применительно к анализу колебаний су-
ществует еще одно ограничение - стержневые мо-
дели непригодны для расчета высших собственных
частот колебаний. В этих случаях необходимо ис-
пользовать трехмерные модели и численные мето-
ды, например, метод конечных элементов.
Для того, чтобы продемонстрировать ограни-
ченность стержневых моделей, рассмотрим несколь-
ко собственных форм, получающихся при трехмер-
ном анализе колебаний призматического стержня
прямоугольного сечения (см. Рис. 14.1.21 3). При-
ведены первые изгибные формы колебаний в плос-
костях xOz п yOz, (см. Рис. 14.1.21 36,в), первая
крутильная форма (г) и форма продольных коле-
баний (д), а также вторая изгибная форма колеба-
ний в плоскости xOz и yOz (е и ж). Название форм
определяется характером деформации тела в поло-
жении максимального отклонения от положения
равновесия. При приведенных собственных фор-
мах форма поперечного сечения в процессе коле-
баний не искажается, поперечные сечения лишь
перемещаются (д) или поворачиваются вокруг осей
х и у при изгибных колебаниях, z - при крутиль-
ных. Более высоким собственным частотам соот-
ветствуют более сложные изгибные и крутильные,
а также смешанные формы.
Следует отметить, что приведенный выше мо-
дальный анализ (так называют анализ собственных
частот и форм колебаний) с использованием стер-
жневой модели показал лишь изгибные формы ко-
лебаний и только в одной плоскости. Трехмерный
анализ более трудоемок, но дает значительно боль-
ше информации о возможных резонансных режи-
мах. Низшие собственные частоты колебаний с до-
статочной для инженерных расчетов точностью
определяются на базе стержневых моделей. Для
расчета высших собственных частот необходимо
использовать трехмерные модели.
963
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.1.213 - Низшие собственные формы колебаний призматического стержня (результаты
трехмерного модального анализа)
14.1.22 - Концепция метода конеч-
ных элементов
Анализ напряженно-деформированного со-
стояния и колебаний деталей ГТД в ответственных
случаях требует решения краевых задач механики
деформируемого твердого тела. В силу сложности
формы деталей использовать аналитические мето-
ды решения таких задач не удается, и приходится
прибегать к численным методам. Наиболее распро-
страненным в инженерной практике решения за-
дач прочности и колебаний стал метод конечных
элементов (МКЭ), реализованный в компьютерных
системах инженерного анализа. Его основные до-
стоинства: универсальность, широкий круг реша-
емых задач (статика, динамика, устойчивость, уп-
ругость, пластичность, ползучесть, контактные
задачи, температурные напряжения и т.д.), просто-
та алгоритмизации.
В общих чертах, идея метода конечных эле-
ментов состоит в следующем.
-	Исследуемая деталь (тело) разбивается во-
ображаемыми линиями или поверхностями на
большое число конечных элементов простой фор-
мы (призмы, пирамиды, треугольники и т.д.), раз-
меры которых значительно меньше размеров тела.
-	Перемещение в любой произвольной точке
конечного элемента однозначно определяется че-
рез перемещения в его вершинах (узловых точках)
с помощью функции перемещений. Она выбира-
ется линейной, параболической и т.д. таким обра-
зом, чтобы обеспечить необходимую точность ап-
проксимации перемещений и напряжений внутри
элемента.
-	Заданное с помощью функции перемещений
поле перемещений внутри элемента дает возмож-
ность выразить деформации и напряжения внутри
элемента через узловые перемещения. Например,
при линейной аппроксимации перемещений дефор-
мация и напряжение в каждом элементе получают-
ся постоянными.
-	Задача, состоявшая в решении системы диф-
ференциальных уравнений в частных производ-
ных, сводится к решению системы алгебраических
уравнений и отысканию перемещений в узловых
точках. Эта процедура перехода от неизвестных
функций к неизвестным их значениям в отдельных
узловых точках называется дискретизацией.
-	Перемещения в узлах определяются из ус-
ловий равновесия системы конечных элементов
под действием приведенных к узлам внешних сил.
-	По найденным узловым перемещениям оп-
ределяются поля напряжений и деформаций в эле-
ментах и детали в целом.
Рассмотрим эту процедуру на самом простом
примере расчета плоского напряженного состояния
в упругом теле. Исследуемая конструкция пред-
ставляет собой пластинку, нагруженную внешни-
ми силами на границе (см. Рис. 14.1.22 1) и зак-
репленную в нескольких точках.
Исследуемую область разобьем на треугольные
элементы (см. Рис. 14.1.22 1), узлы типичного эле-
мента е обозначим/, j, т. Перемещения 5в /-музле
имеют две составляющие (проекции на оси х и у)
964
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
а вектор всех перемещений в элементе выглядит
как:
ледовательности i,J, т.
Общая деформация в любой точке элемента
для случая плоского напряженного состояния име-
ет вид:
Примем простейшую линейную аппроксима-
цию перемещений внутри элемента (х, у - коорди-
наты в пределах элемента):
U = Ctl + CLJC + Суг
V = а4 + ах + Cty, (14.1.22-1)
Продифференцировав уравнения (14.1.22-1)
и (14.1.22-2), получаем в матричном виде:
где Об. ..Об- коэффициенты аппроксимации.
Для их определения подстановкой в (14.1.22-1) ко-
ординат и перемещений узловых точек составля-
ются две системы по три уравнения. Например,
одна из них для перемещений в направлении оси х
имеет вид:
{Е}=[В]{8}е,	(14.1.22-5)
где матрица узловых координат:
Ц “Oq +а2х,. +а3_у;
1/,=а1+а2ху+а,^	(14л 22.2)
Z>. О О Ът О
О с,. О С] 0 ст
bt Cj bj cm bn
Решая их, получим для перемещений U и V
внутри элемента выражения:
С/ = ^[ (а^х + ^у) Ut +
+ (a j + bjX + Cjy)Uj +
+ {am+bmx + cmy)Um\
+(ay +bjx + cjy)Vj +	(14.1.22-3)
+ (am+bmx + cmy)Vm\
a. = xy -xv.b. = y.-y;c. = x -x,
где A - площадь треугольника ijm.
Коэффициенты a, b, с с индексами j и m получа-
ются циклической перестановкой индексов в пос-
Обобщенный закон Гука, выражающий связь
между напряжениями и деформациями при упру-
гом поведении материала, с учетом тепловых де-
формаций имеет вид (см. раздел 14.1.19):
{ff} = [D] ({е} - /еД (14.1.22-6)
где {ео} - вектор начальной тепловой деформации;
[D] - матрица упругости материала, которая
для изотропного материала и плоского
напряженного состояния имеет вид:
Вектор тепловой деформации имеет вид:
965
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
(14.1.22-8)
где О, - коэффициент линейного расширения;
Г - температура элемента.
Подставляя (14.1.22-5) в (14.1.22-6), получим
соотношение для расчета напряжений в элементе
по известным узловым перемещениям:
{<У} = [D][B]{<5f - [D]{e0})	(14.1.22-9)
Внешние силы, действующие на тело, можно
разделить на две категории: массовые (или объем-
ные) и поверхностные силы. Массовые силы ха-
рактеризуются силой, приходящейся на единицу
массы (или объема) тела. Пример массовых сил -
центробежные силы. Поверхностные силы дей-
ствуют на поверхности тела (см. Рис. 14.1.22 1),
они обусловлены воздействием контактирующих
тел или окружающей среды; пример поверхност-
ных сил - давление жидкости или газа.
В узлах конечно-элементной сетки действу-
ют три группы сил. Первая группа - силы, стати-
чески эквивалентные внешним поверхностным
и массовым силам {F}ep, они получаются интегри-
рованием внешних сил по поверхности или объе-
му и распределению их между соответствующими
узлами. Вторая группа - силы, возникающие от на-
чальной деформации {F}"^.Третья группа - силы,
пропорциональные узловым перемещениям {<5}с.
Вектор узловых сил в элементе {Т7}*’включает в се-
бя по две силы в каждом узле:
{? / = И' (8? + Нр + Й„. (14.1.22-10)
где [Л]е - матрица жесткости элемента
И =f [в]	(14.1.22-10)
v
где V - объем элемента.
Знак [ ]т означает транспортирование матри-
цы (строки и столбцы матрицы меняются местами).
Просуммировав узловые силы по всем эле-
ментам, получают систему алгебраических урав-
Рисунок 14.1.221 - Разбиение исследуемой облас-
ти на конечные элементы
нений относительно неизвестных узловых пере-
мещений {5}:
[А] {<5} = {Т7},	(14.1.22-11)
где [Л] - матрица жесткости системы;
{У7} - вектор внешних нагрузок (включая
тепловые).
Система (14.1.22-11) включат в себя N = zns
линейных алгебраических уравнений. Здесь п -
число узлов конечно-элементной сетки, z - число
степеней свободы в каждом узле (в плоской задаче
Z = 2),s- число степеней свободы по которым пе-
ремещения известны (закрепленные узлы, напри-
мер).
Решение системы (14.1.22-11) позволяет оп-
ределить перемещения узловых точек {5}, а по ним
- деформации и напряжения в элементах рассчиты-
ваемой конструкции.
Соотношения метода конечных элементов для
трехмерного напряженно-деформированного со-
стояния аналогичны рассмотренным выше. Конеч-
ные элементы в трехмерном случае представляют
собой объемное тело (призмы, пирамиды), число
степеней свободы в каждом узле - три.
14.1.23 - Реализация метода конеч-
ных элементов в инженерных рас-
четах
Соотношения (14.1.22-1) - (14.1.22-6), опреде-
ляющие свойства элементов, были записаны в прос-
тейшем виде. При проведении расчетов часто исполь-
зуют элементы с более сложными свойствами.
966
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Возможно, в частности, использование вместо
линейной аппроксимации перемещений в элементе
(14.1.22-2) функции перемещений в виде полинома
второго порядка. Такие элементы называются эле-
ментами второго порядка и имеют дополнительные
узлы в серединах сторон. Их использование при-
водит к более сложным соотношениям, но позво-
ляет при том же количестве элементов существен-
но повысить точность результатов.
Соотношения между напряжениями и дефор-
мациями, записанные в (14.1.22-6) в виде обобщен-
ного закона Гука, также могут быть более сложны-
ми и учитывать анизотропию свойств материала,
пластические деформации, ползучесть.
При моделировании трехмерного напряжен-
но-деформированного состояния деталей авиаци-
онных двигателей используют объемные конечные
элементы первого и второго порядка в виде 6-гран -
ника (гексаэдра).
Элемент первого порядка определен восьмью
узлами и имеет по три степени свободы в каждом
узле, которые представляют собой поступательные
перемещения в направлениях координатных осей
х, у, и z. Для такого элемента возможно задание
пластических свойств и ползучести. Элемент вто-
рого порядка также имеет форму шестигранника,
но отличается большим количеством узлов - 20.
В пакете ANSYS (см.ниже) наиболее широко ис-
пользующийся элемент первого порядка имеет на-
звание SOLID45, второго порядка - SOLID95.
Построение конечноэлементной модели -
один из наиболее ответственных этапов проведе-
ния расчетов методом конечных элементов, опре-
деляющий, наряду с принятыми граничными ус-
ловиями, достоверность получаемых результатов.
Конечно-элементная модель характеризуется
типом применяемых конечных элементов и густо-
той разбивки (размером элементов) в конкретных
зонах. В одной модели могут быть применены раз-
ные типы элементов, выбор которых зависит от
целей расчетного исследования, сложности геомет-
рической модели, возможностей вычислительной
техники и опыта исполнителя.
Густота разбивки конечноэлементной моде-
ли определяется одним общим правилом: в зонах
ожидаемой концентрации напряжений сетка эле-
ментов должна сгущаться. Рекомендуемый харак-
терный размер элемента в зоне концентрации дол-
жен быть примерно на порядок меньше типичного
размера самого концентратора. Например, для
описания конечноэлементной моделью галтели
радиусом 2 мм необходимо применять элементы
со стороной около 0,2 мм. Отметим, что приме-
нение конечных элементов второго порядка по-
зволяет получить приемлемую точность резуль-
татов относительно меньшим количеством эле-
ментов. При построении сеток следует избегать
использования элементов с большим отношени-
ем размеров.
При моделировании тонкостенных деталей
следует иметь в виду, что при их изгибе градиент
напряжений по толщине может быть большим (ра-
стяжение на одной поверхности и сжатие на дру-
гой), следовательно, конечно-элементная сетка дол-
жна иметь несколько слоев элементов по толщине.
В ряде случаев для таких конструкций рекоменду-
ется использование специальных элементов в фор-
ме четырехугольного элемента криволинейной
оболочки. В таких элементах используется специ-
альная аппроксимация перемещений по толщине,
позволяющая описывать деформацию изгибав од-
ном слое элементов.
Широкое применение метода конечных эле-
ментов в инженерных расчетах началось с появле-
нием достаточно мощной вычислительной техни-
ки в начале 70-х годов. Уже тогда удавалось
успешно моделировать напряженно-деформиро-
ванное состояние и колебания ответственных де-
талей авиационных двигателей. К тому же време-
ни относится развитие коммерческих программных
продуктов, проводящих вычисления на основе ме-
тода конечных элементов.
В настоящее время существуют мощные про-
граммные комплексы, позволяющие решать не
только задачи динамики и прочности конструкций,
но и задачи гидродинамики, акустики, электромаг-
нетизма, оптимизации и др. Наиболее известными
являются: ANSYS (фирма-разработчик EDS, USA),
NASTRAN (MSC Software, USA), ABAQUS (Hibbit,
Karlsson&Sorensen Inc, USA), MARC (MSC
Software, USA), I-DEAS (EDS, USA), Samcef
(Samtech, Бельгия), LS DYNA(EDS, USA). Эти
программы близки по набору основных реализо-
ванных в них возможностей. Перечислим некото-
рые из них.
-	Решение задач в одномерной, двумерной
и трехмерной постановках. Наличие обширной
библиотеки элементов различной формы с различ-
ными функциями перемещений.
-	Анализ статического и динамического напря-
женно-деформированного состояния, модальный
анализ, решение задач устойчивости конструкций,
расчет стационарных и нестационарных тепловых
полей, решение задач гидродинамики, электромаг-
нитных полей и акустики.
-	Реализация различных моделей поведения
материалов: упругости, пластичности, ползучести
с зависящими от температуры свойствами матери-
967
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
алов. Моделирование поведения конструкций из
композиционных материалов.
-	Решение задач оптимизации конструкций
с достаточно широкими возможностями выбора
целевых функций и назначения ограничений.
-	Специальные возможности для анализа не-
линейных быстропротекающих процессов, таких
как обрыв лопатки, или попадание птицы в авиад-
вигатель.
-	Интерактивная работа с пользователем. Раз-
витые средства построения геометрических и ко-
нечно-элементных моделей, задания нагрузок, ви-
зуализации и обработки результатов расчетов.
-	Наличие интерфейсов передачи геометричес-
ких моделей из систем автоматизированного про-
ектирования и инженерных расчетов.
-	Возможность дополнения пакета собствен-
ными элементами, критериями пластичности и раз-
рушения и т.д., наличие языка макрокоманд, позво-
ляющего пользователю разрабатывать собственные
приложения.
Хотя список возможностей пакетов, в принци-
пе, одинаков, есть и определенные отличия. В час-
тности, в MARC изначально уделялось большое
внимание моделированию технологических про-
цессов штамповки, гибки и т.д. Пакет I-DEAS име-
ет специальные возможности обработки экспери-
ментальных данных и идентификации результатов
расчетов. В состав Samcef включен специальный
модуль расчета динамики роторов. Видимо этими
отличиями объясняется использование ведущими
зарубежными фирмами сразу нескольких конечно-
элементных пакетов. Например, на UTC использу-
ются ANSYS и NASTRAN; Snecma и MTU приме-
няют NASTRAN, ABAQUS, Samcef; на Boeing -
ANSYS, ABAQUS; Rolls-Royce использует
ABAQUS и NASTRAN.
14.1.24 - Пример анализа напряжен-
ного состояния тела в трехмерной
постановке методом конечных
элементов. Концентрация напряже-
ний в упругом и упруго-пластичес-
ком теле
Результаты анализа напряженно-деформиро-
ванного состояния методами теории упругости и п-
ластичности в трехмерной (или двумерной) поста-
новке ряде случаев существенно отличаются от
результатов, получаемых в одномерной постанов-
ке методами сопротивления материалов. Причина
- в допущениях, принимаемых в рамках использу-
Рисунок 14.1.241 - Расчетная схема
емой в сопротивлении материалов стержневой мо-
дели. Напомним их: напряженное состояние счи-
тается одноосным; отличной от нуля считается
только одна компонента тензора напряжений - нор-
мальное напряжение, направленное вдоль оси стер-
жня; закон распределения этой компоненты по се-
чению стержня считается линейным.
Рассмотрим в качестве примера задачу об из-
гибе консольного стержня равномерно распреде-
ленной нагрузкой q (см. Рис. 14.1.24 1). Стержень
имеет ступенчатое сечение, в сечении АВС име-
ется галтель. Стержень жестко защемлен с левого
конца, длина его тонкой части 50 мм, толстой -
50 мм. Размеры поперечного сечения в тонкой ча-
сти: ширина b = 10 мм, высота h = 10 мм. В тол-
стой части b = 10 мм, высота h = 20 мм. Радиус
скругления в галтели 2 мм. На верхней поверхно-
сти приложена равномерно распределенная нагруз-
ка интенсивностью q = 10 МПа, что при соответ-
ствует нагрузке на единицу длины (погонной)
105Н/м. Материал стержня упруго-пластический,
диаграмма O'-е приведена на Рис. 14.1.24 2. Модуль
упругости Е = 217500 МПа, предел текучести
<Г02 = 430 МПа.
Решение в рамках стержневой модели дает для
изгибающего момента М :
М(х) Д’-f 1-х)1
Учитывая, что момент сопротивления прямо-
угольного сечения равен W = 1/6 bh2, для напря-
жения на верхней поверхности <У получаем:
°х(х) =
М(х)
W(x)
= 3?
L-x>2
h(x)>
968
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.1.2 42 - Модель материала
Распределение этого напряжения по линии
DDj показано на Рис. 14.1.24 3 (кривая 1). Макси-
мальное напряжение растяжения возникает в задел-
ке и на линии ВС, оно равно 750 МПа.
Анализ трехмерных полей напряжений и де-
формаций в стержне проводили с помощью мето-
да конечных элементов. Конечно-элементная мо-
дель состояла из 9000 объемных двадцатиузловых
элементов первого порядка и имела около 500 000
степеней свободы. Результаты расчета в виде по-
лей компоненты напряжения СТ и деформации Ех
приведены на Рис. 14.1.24 4.
На первом этапе анализ проводился без учета
пластических деформаций, в упругой постановке.
Расчеты показали, что напряженное состояние су-
щественно отличается от полученного выше по
стержневой модели лишь вблизи заделки и галте-
ли (см. Рис. 14.1.24 4,а). Так, в частности, в галте-
ли имеет место концентрапия напряжений с тео-
ретическим коэффициентом концентрации 1, 47,
а в заделке - с коэффициентом 1,59. В заделке наи-
более напряженными оказываются угловые точки
на верхней поверхности, в этих точках напряжен-
ное состояние не одноосное, это всестороннее ра-
стяжение.
С измельчением сетки конечных элементов на-
пряжения в концентраторах заделке возрастают.
Так проявляется погрешность приближенного рас-
чета методом конечных элементов, которая снижа-
ется с уменьшением размера элементов в зоне
больших градиентов напряжений. Достаточно мел-
кой считают сетку, при которой напряжения пере-
стают зависеть от размера элементов. В рассмат-
риваемом примере в зоне галтели такая ситуация
достигнута при параметрах сетки, указанных
выше, т.е. приведенное значение коэффициента
концентрации напряжений в галтели определено
с достаточной для практических целей точностью.
Иной оказывается ситуация в заделке. Неоднократ-
ное измельчение сетки в этой области не приводит
к стабилизации напряжений. Это связано с особен-
ностью напряженного состояния, которая состоит
в том, что теоретически напряжения в жесткой за-
делке асимптотически стремятся к бесконечности
при любой отличной от нуля нагрузке. С точки зре-
ния практической прочности такой результат бес-
полезен, поскольку применение обычных критери-
ев прочности невозможно.
Напряжения существенно превосходят предел
текучести материала (см. Рис. 14.1.24 3), поэтому
был проведен расчет с учетом пластических дефор-
маций. Он показал следующее. Поле напряжений
(см. Рис. 14.1.24 46) отличается от упругого реше-
ния в локальной области вблизи концентраторов:
галтели и заделки. Непосредственно вблизи кон-
центраторов появились пластические зоны. За пре-
969
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.1.244 - Поля напряжений
а) поле упругих напряжений; б) поле напряжений с учетом пластичности; в) зоны плас-
тичности
делами пластической зоны напряжения несколько
выше, чем в упругом решении, это эффект пере-
распределения напряжений. Напряжения оказались
ниже, чем в расчете по стержневой модели, поэто-
му использовать коэффициент концентрации на-
пряжений в качестве характеристики локального
напряженного состояния нельзя.
Деформации в зонах концентрации напряже-
ний стала существенно выше, чем в упругом ре-
шении. В зоне заделки суммарная деформация со-
ставила 0,0085, в том числе пластическая 0,0061.
Этот эффект называется концентрацией деформа-
ций. Зоны пластичности в стержне локализованы,
поэтому перемещения мало отличаются от упру-
гих.
Таким образом, трехмерная постановка зада-
чи и метод конечных элементов позволяют деталь-
но исследовать напряженное состояние в зонах
концентрации напряжений. Однако, если напряже-
ния в этих зонах превышают предел текучести ма-
териала, в детали появляются пластические зоны,
вблизи которых расчет напряжений в упругой по-
становке дает существенные погрешности. Имен-
но локальные пластические деформации в зоне
концентрации напряжений и деформаций при цик-
лическом нагружении могут стать причиной раз-
рушения деталей по механизму малоцикловой ус-
талости.
970
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
14.2 - Статическая прочность и
циклическая долговечность
лопаток
Лопатки являются едва ли не самой массо-
вой группой деталей ГТД. Они устанавливаются
в роторе и статоре компрессоров и турбин. Их на-
дежность и совершенство в значительной степе-
ни определяют газодинамическое совершенство
двигателя и его надежность. Лопатки испытывают
комплексное воздействие нескольких эксплуатаци-
онных факторов: высоких нагрузок, вибрации, не-
равномерного циклического нагрева, коррозии,
эрозии; существует опасность повреждения лопа-
ток посторонними предметами. В этих условиях
в лопатках одновременно задействуются несколь-
ко различных механизмов разрушения: ползучесть,
усталость, малоцикловая усталость, термоуста-
лость. Именно с высокой нагруженностью, а так-
же с большим количеством лопаток в двигателе
связано особое внимание к их прочностной надеж-
ности.
Ниже рассмотрены наиболее распространен-
ные расчетные схемы и методы расчета лопаток на
статическую прочность, малоцикловую и много-
цикловую усталость.
14.2.1 - Нагрузки, действующие на
лопатки. Расчетные схемы лопаток
Несмотря на многообразие лопаток ротора и
статора компрессора и турбины (см. Рис. 14.2.1 1),
в их конструкции и нагружении имеется много
общего. Это позволяет рассматривать их напряжен-
ное состояние с единых позиций, использовать при
расчетах одни и те же расчетные схемы.
Лопатки компрессора и турбины представля-
ют собой тело сложной формы (см. Рис. 14.2.1 1)
и состоят из профильной части (ее часто называют
«пером») и хвостовика. Кроме того, рабочие лопат-
ки могут иметь антивибрационные (в компрессо-
ре) или бандажные (в турбине) полки и удлини-
тельную ножку. Лопатки статора могут иметь
элементы крепления и на внутреннем и на наруж-
ном концах пера. Характерные размеры лопаток ме-
няются в широких пределах. Длина профильной
части изменяется от нескольких миллиметров на
последних ступенях компрессора малогабаритных
до 1000 миллиметров и более в вентиляторах дви-
гателей большой тяги. Хорда профиля составляет
0,1...1,0 длины профильной части. Максимальная
относительная толщина профиля может составлять
от нескольких процентов у широкохордных лопа-
ток вентилятора до нескольких десятков процен-
тов у лопаток турбины.
Нагрузки, действующие на лопатку, разделя-
ют по характеру действия на статические и дина-
мические. К первой группе относят нагрузки, ко-
торые на стационарных режимах работы двигателя
не изменяются, а на переходных изменяются дос-
таточно медленно, чтобы можно было пренебречь
возникающими при этом инерционными эффекта-
ми. Это - газодинамические силы, действующие на
поверхность профильной части лопатки, центро-
бежные силы, действующие на лопатки ротора
и распределенные по объему. К группе статичес-
ких нагрузок условно относят и температурные
поля, так как неравномерность нагрева может вы-
зывать деформацию и разрушение лопаток.
На Рис. 14.2.1 2 на примере рабочей лопат-
ки компрессора показана используемая обычно си-
стема координат и схема действующих нагрузок.
Ось х совпадает с осью вращения, положитель-
ное направление принято по потоку воздуха (газа).
Ось г перпендикулярна оси вращения и проходит
через центр тяжести корневого сечения лопатки
(точка О). Ось у перпендикулярна плоскости гОх.
В расчетах используется также местная система ко-
ординат - Xjj^, лежащая в плоскости поперечного
сечения лопатки, с началом Ot в центре тяжести
рассматриваемого сечения. Оси xt и yt параллель-
ны осям х и у. Центр тяжести сечения б?1 может

I аншвибрационная^
I (бандажная) полка
Рисунок 14.2.1_1 - Лопатки компрессора (а) и тур-
бины (б)
971
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.2.12 - Пример нагружения
быть расположен на некотором удалении от оси г.
Это делается специально для изгибных напряже-
ний в рабочих лопатках; расстояние от проекции
на корневое сечение до центра тяжести корне-
вого сечения О называются выносами центра тя-
жести сечения.
Следует отметить, что газодинамические силы
распределены по поверхности пера неравномерно
как по профилю лопатки, так и по высоте.
Центробежные силы приводят к появлению
в лопатке напряжений и деформаций растяжения.
Кроме того, они могут приводить к изгибу и круче-
нию пера. Газодинамические силы приводят к появ-
лению в профильной части деформаций и напряже-
ний изгиба и кручения.
Динамическими называют нагрузки, которые
как на переходных, так и на стационарных режи-
мах работы двигателя быстро изменяются во вре-
мени. Частота этих изменений составляет сотни
и тысячи раз в секунду. При этом в детали возни-
кают силы инерции, соизмеримы с действующими
нагрузками. Динамические нагрузки имеют обыч-
но газодинамическое происхождение и возникают
вследствие взаимодействия газовых потоков в дви-
гателе с его конструктивными элементами. Дина-
мические нагрузки приводят к появлению вынуж-
денных колебаний лопаток и возникновению в них
переменных напряжений изгиба и кручения. Ди-
намические напряжения зачастую являются основ-
ным фактором, определяющим работоспособность
лопаток.
Статические и динамические нагрузки, дли-
тельно воздействуя на лопатку, вызывают накопле-
ние в ней микроскопических повреждений, разви-
тие и объединение которых приводит к появлению
трещин и разрушению. Физические механизмы
накопления повреждений в настоящее время иссле-
дованы недостаточно, однако существуют много-
численные эмпирические модели, пригодные для
оценки работоспособности и долговечности лопа-
ток. Имея в виду различные механизмы накопле-
ния повреждений, принято различать статическое
разрушение, малоцикловую и многоцикловую ус-
талость. Каждое из этих названий - условное, за
каждым стоит не один, а целая группа разнообраз-
ных механизмов накопления повреждений, проис-
ходящего по-разному в разных материалах, при
разных температурах и т.д.
При воздействии на лопатки статических на-
грузок процесс накопления повреждений имеет
двойственную природу. С одной стороны, на каж-
дом из стационарных режимов эти нагрузки прини-
мают некоторое постоянное значение и действуют
на лопатку в течение длительного времени, которое
представляет собой суммарную наработку (часовую
длительность работы) двигателя на рассматривае-
мом режиме за полный ресурс. Такое воздействие
приводит к так называемой статической поврежда-
емости. С другой стороны, реализация статических
и динамических нагрузок в двигателе имеет место
в эксплуатационных (полетных) циклах. Они пред-
ставляют собой последовательность режимов: за-
пуск и прогрев двигателя, выход на «взлет», «номи-
нал», «крейсерский», «останов» и т.д.
Таким образом, наряду со статическим нагру-
жением имеет место циклическое нагружение лопа-
ток и накопление в них повреждений по механизмам
малоцикловой усталости (циклическая повреждае-
мость). Кроме того, при воздействии динамических
нагрузок накопление повреждений происходит по
механизмам многоцикловой усталости.
972
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
В связи с этим, при разработке лопаток необ-
ходимо проводить расчеты и эксперименты по про-
верке не только статической прочности, но и цикли-
ческой долговечности по механизмам малоцикловой
и многоцикловой усталости. Под циклической дол-
говечностью понимается способность детали вы-
держивать определенное число циклов нагружения
до разрушения.
При расчетах реальных конструкций принци-
пиально невозможно учесть все бесконечное мно-
жество действующих факторов. Более важные фак-
торы принимают во внимание, менее важные
отбрасывают. В этом смысле принято говорить о за-
мене реальной конструкции моделью, расчетной
схемой. Определение круга факторов, учитываемых
расчетной схемой, представляет собой сложную не-
формализуемую задачу поиска компромисса меж-
ду точностью моделирования и трудоемкостью рас-
четов. Применительно к расчету лопаток, выбор
расчетной схемы сводится к выбору моделей фор-
мы, материала и нагружения.
Применение численных методов расчета, в ча-
стности, метода конечных элементов (МКЭ), дает
возможность детального учета всех особенностей
формы лопатки, широкого круга моделей поведе-
ния материала и нагружения. При этом могут быть
получены все 9 компонент (в общем случае) тен-
зора напряжений, полностью характеризующие
напряженное состояние материала. Это так назы-
ваемые трехмерные (их обозначают 3-D, от анг-
лийского dimension - размерность ) модели.
Расчет по таким моделям трудоемок и имеет
смысл, только если имеется детальное представ-
ление о характеристиках материала, распределе-
нии и изменении во времени газодинамических
нагрузок и температур. Именно точностью зада-
ния этих исходных данных в 3-D расчете опреде-
ляется точность результатов. Как правило, для
этого необходимы трехмерные газодинамические
и тепловые расчеты и трудоемкие высокотехноло-
гичные эксперименты.
Поэтому на начальном этапе проектирова-
ния часто используют расчеты по упрощенным
одномерным (1-D) моделям. Расчеты по упро-
щенным одномерным моделям проводятся от-
дельно для профильной части, полки, удлини-
тельной ножки, хвостовика (см. Рис. 14.2.1 1).
Ниже рассмотрена модель, используемая для рас-
чета пера лопатки.
Эту модель иногда называют стержневой, по-
скольку в ее основе лежит принятая в сопротивле-
нии материалов модель изгиба стержней. В соот-
ветствии с ней считается, что из всех компонент
тензора напряжений отлично от нуля только нор-
мальное напряжение, направленное вдоль оси ло-
патки. Другое базовое положение стержневой мо-
дели - гипотеза плоских сечений; в соответствии
с ней сечения стержня, плоские до деформации, ос-
таются плоскими после деформации; при этом на-
пряжение оказывается распределенным по сечению
по линейному закону.
Кроме того, при расчете пера по стержневой
модели принимают следующие допущения:
-	лопатку считают жестко заделанной в кор-
невом сечении, на самом деле заделка не вполне
жесткая из-за податливости соединения с диском;
-	материал лопатки считают линейно упругим;
-	используется принцип суперпозиции: напря-
жения определяются от каждой из нагрузок отдель-
но по каждому виду деформации независимо и за-
тем суммируют; для сильно закрученных лопаток
из-за нелинейности деформаций это допущение
может дать заметные погрешности;
-	крутящие моменты и вызванные ими каса-
тельные напряжения считаются незначительными;
это допущение может привести к заметной погреш-
ности для лопаток с большими углами естествен-
ной закрутки;
При расчете учитываются центробежные силы
профильной части и антивибрационной (бандаж-
ной) полки и газодинамические силы, возникающие
при движении газа по межлопаточным каналам.
Температурные нагрузки, возникающие вследствие
неравномерного нагрева лопатки, сравнительно
малы в лопатках компрессоров и неохлаждаемых
лопатках турбины и при расчетах на прочность этих
лопаток не рассматриваются. В охлаждаемых ло-
патках турбины температурные градиенты значи-
тельны, и учет температурных напряжений необ-
ходим уже на ранней стадии проектирования.
По результатам 1-D расчетов оценивается уро-
вень номинальных напряжений растяжения и из-
гиба в лопатке, подбираются площади поперечных
сечений, а также минимизируется уровень напря-
жений. Основной недостаток стержневой модели
в том, что она не позволяет оценить концентрацию
напряжений в местах соединения профильной ча-
сти с полками, во внутренних полостях охлаждае-
мых лопаток и т.д.
Несмотря на, казалось бы, грубые допущения,
положенные в основу стержневой модели, точность
расчета напряжений оказывается во многих слу-
чаях достаточной. Именно такие модели в основ-
ном применялись в расчетах до недавнего време-
ни и позволили создать большинство успешно
эксплуатирующихся двигателей.
973
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
14.2.2 - Напряжения растяжения
в профильной части рабочей
лопатки от центробежных сил
Рассмотрим напряжения растяжения, возника-
ющие в пере рабочей лопатки компрессора или тур-
бины, вращающейся с круговой частотой (О . Ло-
патка имеет размеры, показанные на Рис. 14.2.2 1
и плотность материала р . Размеры и площадь по-
перечных сечений зависят только от координаты г.
Определим напряжения в сечении i-i, распо-
ложенном на расстоянии R от оси вращения.
В сечении с координатой г выделим элемент
бесконечно малой толщины dr. Действующая на
этот элемент центробежная сила dP]: равна:
(1РЦ = p(O2F(r)rdr (14.2.2-1)
Центробежная сила, действующая в произ-
вольном сечении рабочей лопатки на радиусе R,
определяется интегрированием:
Т?2	-^2
p4(Ri)= f P<s>2Frdr = pro2 JFrdr (m.2.2-2)
R	R
При наличии бандажной полки, имеющей
объем F и расположенной на радиусе Rn, в сече-
ниях пера с большим радиусом (г> /?и) появляется
дополнительная сила - центробежная сила полки
Р . Для ее вычисления полка представляется в виде
сосредоточенной массы. Тогда:
Рп = рго2ЛпГп
(14.2.2-3)
В рамках стержневой модели напряжения ра-
стяжения распределены в поперечных сечениях
пера лопатки равномерно. Напряжения растяжения
<Ур(/?) в произвольном сечении с радиусом!? опре-
деляются как отношение силы к площади сечения,
то есть с учетом (14.2.2-2), (14.2.2-3):
р F(R)
= рю2 •
Ri
F(R)
(14.2.2-4)
Центробежная сила включает в себя цент-
робежную силу профиля выше сечения, в котором
Рисунок 14.2.2_1 - К расчету напряжений растя-
жения от центробежных сил
определяются напряжения, и центробежную силу
антивибрационной полки, если она есть. Площадь
поперечных сечений лопатки определяется по по-
лученным в результате аэродинамического расчета
размерам профилей с использованием приближен-
ных формул или численным методом. В настоящее
время существует большое число готовых про-
граммных комплексов, позволяющих без труда
определять геометрические характеристики сече-
ний на персональных компьютерах.
Рассмотрим несколько частных случаев изме-
нения площади сечений по длине лопатки.
974
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
а)	Лопатка постоянного поперечного сечения
F(R)=const=F. В этом случае из (14.2.2-4) получа-
ем:
^P(R)=p^2-
R2-R2
2
(14.2.2-5)
Характер распределения напряжений по высо-
те лопатки показан на Рис. 14.2.2 2. Напряжения ра-
стяжения максимальны в корневом сечении. Введя
обозначения высоты лопатки h = R2 - R} и среднего
радиуса /?([, = (R2 +)/2 получим для бесполоч-
ной лопатки:
r2 h
ср’ R
ср
(14.2.2-6)
где U(r - окружная скорость на среднем радиусе.
На Рис. 14.2.2 2 видно, что в отличие от при-
корневых сечений периферийные не нагружены,
и с этой точки зрения целесообразно уменьшение
массы лопатки за счет периферийной части.
В лопатках постоянного поперечного сечения
имеет место самое высокое напряжение растяже-
ния по сравнению с другими использующимися за-
конами распределения площадей. Поэтому они
применяются лишь в ненагруженных ступенях
двигателей (при малых размерах лопатки), когда
основными становятся соображения технологич-
ности.
б)	Лопатка со степенным законом изменения
площади сечения по высоте. В таких лопатках пло-
щадь поперечного сечения лопатки изменяется по
закону
растяжения. Так при 0 и п = 1 напряжения рас-
тяжения в корневом сечении снижаются более, чем
в два раза. На практике такие лопатки не применя-
ются из-за быстрого абразивного износа, а также
по технологическим соображениям.
На Рис. 14.2.2 2 приведено по данным [14.8.3]
распределение напряжений растяжения от центро-
бежных сил по высоте лопатки в лопатках с различ-
ными законами профилирования для случая % = 0,3.
Наибольшие напряжения получаются в лопатках по-
стоянного сечения (кривая 1 на Рис. 14.2.2 2), в ло-
патке с линейным распределением площадей (кри-
вая 2) максимальные напряжения ниже примерно
на четверть, в лопатке со степенным законом рас-
пределения площадей при и > 3 (кривая 3) напря-
жения в корневом сечении снижаются еще больше,
но в других сечениях они выше, чем в корневом.
Степенные лопатки, позволяющие оптимизи-
ровать величину и закон изменения напряжений ра-
стяжений по высоте лопатки, используются при
проектировании высоконагруженных ступеней
компрессора и турбины. Наименьшее значение
максимального напряжения получается при
2 < п < 3. Следует подчеркнуть, что снижение мас-
сы лопаток, достигаемое при рациональном про-
филировании, приводит, также, и к снижению мас-
сы дисков.
Представляет интерес вопрос о том, на сколь-
ко вообще можно снизить напряжения растяжения
в лопатке от центробежных сил за счет рациональ-
ного выбора закона профилирования. Можно спро-
филировать лопатку так, чтобы запас прочности
был одинаковым по высоте. Не рассматривая ре-
шение этой задачи, отметим, что напряжение в этом
случае оказывается приблизительно в 2,5 раза
ниже, чем в лопатке постоянного сечения. На
F(R)=F, Z+(1-Z> -
r2-r
h
п
Tj\e%=F2IFl - коэффициент сужения;
n	- показатель степени.
Коэффициент сужения - характеристика изме-
нения площади поперечных сечений по высоте
лопатки. Он может изменяться от 1 (лопатка по-
стоянного сечения) до 0 (периферийное сечение
вырождено в «лезвие»). При п = 0 получим лопат-
ку постоянного сечения, при п = 1 - лопатку с ли-
нейным изменением площади.
Как показывают расчеты, изменяя коэффици-
ент сужения можно заметно снизить напряжения
(14.2.2-7)
Рисунок 14.2.2_2 - Распределение по высоте лопат-
ки площадей и напряжений рас-
тяжения от центробежных сил
в лопатках с различными зако-
нами профилирования (поясне-
ния в тексте)
975
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.2.2_3 - Напряжения растяжения от
центробежных сил в лопатке с
полкой
ление газа (воздуха) приводится к продольной оси
стержня в виде интенсивности (погонной нагрузки,
приведенной к единице длины пера) изменяющей-
ся только по высоте лопатки. Эта нагрузка имеет две
составляющие, одна из которых Р направлена вдоль
оси двигателя осевая), а другая - в окружном на-
правлении Р .
На Рис. 14.2.3 1 изображены усилия, действу-
ющие на элемент рабочей лопатки компрессора
и турбины при обтекании его потоком газа. При-
меняя теорему о количестве движения для движу-
щейся среды, получим выражения для интенсив-
ности осевой и окружной нагрузок:
PaW^-РгУД-
Gz R	\	(14.2.3-1)
“zfe-л) V
Рис. 14.2.2 2 показан пример такой лопатки (кри-
вая 4); этот пример соответствует «холодной» ло-
патке, для которой постоянство запаса прочности
соответствует постоянству напряжения. На прак-
тике такие лопатки не применяются по несколь-
ким соображениям. Во-первых, выигрыш в массе
по сравнению с лопатками, спрофилированными
по линейному или степенному закону, при этом не-
велик. Во-вторых, кроме центробежных сил на ло-
патку действуют другие нагрузки, по отношению
к которым такой способ профилирования лопаток
оказывается не оптимальным.
Если лопатка имеет антивибрационную пол-
ку, к напряжениям от центробежных сил масс пера
необходимо, в соответствии с (14.2.2-5) добавить
напряжения от центробежных сил, действующих
на полку. На Рис. 14.2.2 3 показано распределение
напряжений для случаев, когда полка расположе-
на на конце лопатки (кривая 1) и в средней части
пера (кривая 2). Заметим, что напряжения возрас-
тают только в той части пера, которая находится
ниже полки.
14.2.3 - Изгибающие моменты
и напряжения изгиба от газодина-
мических сил
Для расчета напряжений изгиба используем
стержневую модель. Перо лопатки считаем стерж-
нем переменного сечения, консольно защемленным
в диске. Распределенное по поверхности пера дав-
Э	Ог____(с — С
(K)U~ Z(R2—R^)Rcp2u 1u)’ (14.2.3-2)
где Gr - секундный расход газа;
рх,р2 - давление газа перед и за лопаткой;
С С2а - осевые составляющие скорости;
С С2и - окружные составляющие скорости;
Z - число лопаток.
Рисунок 14.231 - Усилия, действующие на эле-
мент рабочей лопатки компрес-
сора (а) и турбины (б)
976
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Отметим, что осевая нагрузка для рабочих ло-
паток компрессора направлена против потока, для
турбины - по потоку. Положительное направление
окружной нагрузки для рабочих колес соответству-
ет направлению окружной скорости и для рабочих
лопаток турбин совпадает с направлением враще-
ния, для компрессора - противоположно направле-
нию вращения.
В приближенных расчетах можно принять ин-
тенсивность газовой нагрузки постоянной по вы-
соте лопатки и равной интенсивности нагрузки на
среднем радиусе. Тогда формулы (14.2.3-1)
и (14.2.3-2) упрощаются и принимают вид:
Ра « const« (р? -р?)-
_ __(t~'cp —Г'ср'\	(14.2.3-3)
Z(R2-R^2a	1а)
« const
(14.2.3-4)
Схема нагружения рабочих лопаток газодина-
мическими силами в плоскостях гох и гоу показана
на Рис. 14.2.3 2. Изгибающие моменты в произволь-
ном сечении будут определяться интегрированием
элементарных изгибающих моментов по радиусу.
В плоскости вращения гоу изгибающий момент от
газодинамических сил обозначим Л/'х, в осевой
плоскости гох изгибающий момент обозначим
По правилу знаков для изгибающих моментов, при-
Рисунок 14.2.32 - К расчету изгибающих момен-
тов от газодинамических сил
пятому в сопротивлении материалов положитель-
ным считается момент, стремящийся повернуть си-
стему по часовой стрелке, если смотреть по направ-
лению соответствующей оси. В произвольном
сечении с радиусом!? (см. Рис. 14.2.3 2) выделим
элемент лопатки длиной dr . Изгибающие момен-
ты, которые от создает в сечении с радиусом R рав-
ны:
dMl(R) = -Pu(r-Rydr
dM’y(R) = P\r-Rydr
Изгибающие моменты определяются интег-
рированием :
Р2
M’(R) = -\pyr-Rydr (14.2.3.5)
R
r2
M’/R)=jP.(r-Rydr (14.2.3.6)
R
Характер распределения изгибающих момен-
тов показан на Рис. 14.2.3 2. Максимальные зна-
чения приходятся на корневое сечение лопатки.
Для определения напряжений изгиба в лопат-
ках необходимо перейти к главным центральным
осям рассматриваемого поперечного сечения (см.
Рис. 14.2.3 3). Ось минимальной жесткости сече-
ния £ направлена практически параллельно хорде,
ось максимальной жесткости Т] - перпендикулярна
ей. Угол между осью вращения двигателя и осью
минимальной жесткости обозначим /3. Положи-
тельное направление оси £ - от входной кромки
к выходной, оси Т] - от корыта на спинку лопатки.
Максимальные напряжения изгиба возникают
в точках профиля, наиболее удаленных от главных
Рисунок 14.2.33 - К расчету напряжений изгиба
в лопатках компрессора (а) и
турбины (б)
977
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
осей. Таковыми являются точки А и С на входной
и выходной кромках лопатки соответственно и точ-
ка В на спинке лопатки (см. Рис. 14.2.3 3). Изги-
бающие моменты относительно главных централь-
ных осей определим, проецируя изгибающие
моменты АГ и АГ на оси £ и Г):
X	у	'
М? = Mx cos $+Мгу sin р (14.2.3-7)
= Му cos Р —Мх sin Р (14.2.3-8)
В формулах (14.2.3-7) и (14.2.3-8) знаки соот-
ветствуют случаю нагружения рабочей лопатки
турбины; для рабочей лопатки компрессора соот-
ветствующие формулы получаются, если изгиба-
ющие моменты подставить со своими знаками.
Напряжения изгиба в характерных точках про-
филя А, В и С определяются по формулам сопро-
тивления материалов для случая косого изгиба че-
рез составляющие изгибающего момента АГ и АГ
моменты инерции сечения относительно главных
осей и и координат этих точек относительно
осей £ и Г]. На Рис. 14.2.3 4 приведено распреде-
ление напряжений изгиба для положительных на-
правлений составляющих момента АГ^ и АГ^.
Для точки А выражение для расчета напряже-
ния изгиба от газодинамических сил имеет вид:
СигА~Т	т (14.2.3-9)
в точке А с положительной координатой вызывает
напряжение сжатия (см. Рис. 14.2.3 4). Аналогич-
ным образом выглядят выражения для напряжений
изгиба в точках В и С.
Напомним, что моменты инерции сечения оп-
ределяются как:
F	F
Геометрические характеристики сечений оп-
ределяется численным интегрированием с исполь-
зованием заданных координат точек профиля. Для
момента инерции относительно оси наименьшей
жесткости известно приближенное соотношение
[14.8.3]:
Г « 0,046 •	- (h/c )2]
где b, с ий- соответственно, хорда, толщина
и кривизна профиля.
Следует отметить, что момент инерции от-
носительно оси £ пропорционален третьей степе-
ни толщины профиля, а момент инерции - тре-
тьей степени хорды профиля. Поскольку толщина
профиля значительно меньше хорды, первое сла-
гаемое в (14.2.3-9) заметно больше второго.
Направление действия газодинамических сил,
действующих на рабочие лопатки компрессора
и турбины, показано на Рис. 14.2.3 5. Видно, что
и в лопатках турбины, и в лопатках компрессора,
Знак «-» перед вторым слагаемым в формуле
(14.2.3-9) означает, что положительный момент
Рисунок 14.2.3 4 - Распределение напряжений
изгиба по сечению пера лопатки
Рисунок 14.2.3 5 - Направление действия газодина-
мических сил на лопатки турби-
ны (а) и компрессора (б), распре-
деление напряжений изгиба от
газодинамических сил в лопат-
ках компрессора и турбины (в)
978
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
газодинамические силы вызывают появление рас-
тягивающих напряжений на входной и выходной
кромках (в точках А и С) и напряжения сжатия на
спинке (точка В). Как и изгибающие моменты, на-
пряжения изгиба в рабочих лопатках максималь-
ны по абсолютному значению вблизи корневого
сечения, периферийные сечения от напряжений
изгиба разгружены.
14.2.4 - Изгибающие моменты и
напряжения изгиба от центробеж-
ных сил. Компенсация напряжений
изгиба от газодинамических сил
напряжениями изгиба от центро-
бежных сил
Для обеспечения работоспособности рабочих
лопаток необходимо, по возможности, минимизи-
ровать действующие на них нагрузки. В первую
очередь, это относится к изгибающим моментам
от газодинамических сил, которые можно частич-
но компенсировать действием противоположных
по знаку изгибающих моментов от центробежных
сил. Для этого при проектировании лопатки цент-
ры тяжести поперечных сечений располагают на
некотором удалении от оси радиуса, что называет-
ся выносом центров тяжести. Выносы делаются как
в осевом, так и в окружном направлении.
Степень разгрузки лопатки от изгиба характе-
ризуется коэффициентом компенсации у = М}/М}.
Для его вычисления необходимо определить изги-
бающий момент от центробежных сил.
Рассмотрим изгибающий момент от центробеж-
ных сил в сечении с радиусом!? (см. Рис. 14.2.4 1).
Выделим на радиусе г > R элемент толщиной dr.
Выносы центра тяжести этого элемента равны х
и у, выносы центра тяжести сечения на радиусе R
равны х.иу На элемент действует центробежная
сила , равная:
dP4 = рсо 2F( r)rdr	(14.2.4-1)
В плоскости вращения гоу изгибающий мо-
мент дают составляющие силы dP]: на оси г и у,
которые можно определить следующим образом,
полагая малым угол ( между осью г и направлени-
ем действия dP]r:
dP,, = dP, cos a ~ dP,, ~ pco 2Frdr
Цг Ц	Ц r
dPt = dPt sin a = dPt y/r = pco 2yFdr
Тогда для элементарного изгибающего момен-
та относительно оси х получим:
dAf = dP (у-у)- dPm (r-R) =
ЦХ yr w Г ЦУ v 7
(14.2.4-2)
= раз 2(yR -y.r)Fdr
Рисунок 14.2.41 - Схема для определения изгиба-
ющих моментов от центро-
бежных сил
В плоскости гох изгибающий момент дает ра-
диальная составляющая dP][r. Элементарный изги-
бающий момент относительно оси у равен:
</Мцу = -бРЦг(х - х.) = - р(О2 (x-x^Frdr
(14.2.4-3)
Изгибающие моменты от центробежных сил
Мцх и Л/цу, действующие в сечении на радиусе R,
определяются путем интегрирования:
А
Мх = Р®2 • f (yR.-УгУГЯг (М.2.4-4)
r2
M4y(R) = -P® 2 • f (•* - )• Frdr (। 4.2.4 5)
R
979
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
При правильном выборе выносов центров тя-
жести сечений, изгибающие моменты от центро-
бежных сил имеют знак, противоположный момен-
там от газодинамических сил (см. Рис. 14.2.3 4).
Бандажная полка, если она имеется, должна
быть учтена при определении изгибающих момен-
тов от центробежных сил. Пусть на радиусе R}[ рас-
положена полка объема К . Рассматривая полку, как
сосредоточенную массу, и обозначив выносы ее
центра тяжести относительно корневого сечения
как хп и jn , получим выражения для изгибающих
моментов при R>RTl 
МТ(R) = Pn(yn-у.)= р®• (уп -yt)
(14.2.4-6)
M^(R) = -Pn(xn -хг.)=-р<оХК„ •(*„ -х,.)
(14.2.4-7)
Эти моменты действуют во всех сечениях
пера, расположенных ниже бандажной полки,
и суммируются при расчете с изгибающими момен-
тами от центробежных сил профильной части, оп-
ределенными по формулам (14.2.4-4 и 14.2.4-5).
Напряжения изгиба от центробежных сил (Тиц
определяются по тем же зависимостям, что и от
газодинамических сил (см.(14.2.3-9)), с той раз-
ницей, что вместо изгибающего момента от газо-
динамических сил в них фигурирует изгибающий
момент от центробежных сил, например для точ-
ки А:
_М^А М^А
°ицА- Т	j	(14.2.4-8)
h	А]
Если нет необходимости анализировать от-
дельно напряжения от каждого силового фактора,
целесообразно вначале определить суммарные из-
гибающие моменты от газодинамических и цент-
робежных сил в осях двигателя:
= Мгх+Мцх ,
М^=Му+Му. (14.2.4-9)
Далее по ним вычисляются суммарные напря-
жения изгиба.
Для лопаток с правильно подобранными вы-
носами центров тяжести сечений напряжения из-
гиба от центробежных сил близки по абсолютной
величине и противоположны по знаку напряжени-
ям изгиба от газодинамических сил: на входной
и выходной кромках- сжимающие, а на спинке - ра-
стягивающие.
Для минимизации суммарных изгибающих
моментов в корневом сечении лопатки достаточно
просто наклонить ось лопатки в сторону спинки,
сохранив ее прямолинейной. Часто этого бывает
недостаточно, и для разгрузки лопатки от изгиба
газовыми силами по всей длине подбирают слож-
ный закон размещения центров тяжести сечений,
вследствие чего ось лопатки становится криволи-
нейной. Если учесть, что при подборе выносов
центров тяжести необходимо сохранять аэродина-
мические свойства кромок лопатки, этот процесс
становится достаточно сложным.
Для лопаток с правильно подобранными вы-
носами центров тяжести сечений суммарные на-
пряжения изгиба находятся в пределах ( 20 % от
напряжений растяжения.
Полностью компенсировать изгибающие мо-
менты от газовых сил на всех режимах работы дви-
гателя невозможно, так как центробежные силы
зависят от квадрата частоты вращения ротора, а га-
зодинамические силы - от высоты и скорости по-
лета и непропорциональны квадрату частоты вра-
щения. Как правило, при выборе выносов центров
тяжести задаются значением коэффициента ком-
пенсации у= 0,5...0,7 изгибающих на режиме мак-
симальных газовых сил (полет у земли с макси-
мальной скоростью) и затем проводят поверочный
расчет на прочность еще на нескольких характер-
ных режимах. Процедура повторяется с разными
значениями коэффициента компенсации до полу-
чения удовлетворительных результатов.
Следует иметь в виду, что при выводе соотно-
шений для изгибающих моментов от центробеж-
ных сил учитывались только «чертежные» выно-
сы центров тяжести сечений. Вследствие упругих
деформаций пера лопатки реальные выносы цент-
ров тяжести несколько иные. Для длинных гибких
лопаток (например, длинных лопаток ТНД) упру-
гие деформации пера могут быть значительными,
а связанная с ними погрешность - существенна.
14.2.5 - Суммарные напряжения
растяжения и изгиба в профильной
части лопатки
Проанализируем суммарные напряжения ра-
стяжения и изгиба от газодинамических и центро-
бежных сил, возникающие в лопатке на различных
режимах работы двигателя. В соответствии с при-
нятым для приближенных расчетов принципом
980
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
суперпозиции суммарные напряжения представля-
ют собой сумму напряжений растяжения, изгиба
от центробежных сил и изгиба от газодинамичес-
ких сил:
aZ=a„+<+a«	(14.2.5-1)
Эти напряжения определяют для характерных
точек профиля А, В и С в нескольких сечениях по
высоте лопатки.
На Рис. 14.2.5 1 показано и отдельных состав-
ляющих по высоте лопатки на стендовом взлетном
режиме в точках А и В профиля, характер распреде-
ления напряжений в точке С такой же, как в точке
А. Напряжения растяжения (1) одинаковы по всему
сечению. Напряжения изгиба от газодинамических
сил (2) в точке А растягивающие, а напряжения
изгиба от центробежных сил (3) - сжимающие, сум-
марные напряжения (4) в точке А растягивающие
и несколько превосходят напряжения растяжения.
В точке В - наоборот напряжения изгиба от газо-
динамических сил (2) сжимающие, а напряжения
изгиба от центробежных сил (3) - растягивающие,
однако суммарные напряжения (4) в точке В рас-
тягивающие и несколько ниже напряжений растя-
жения.
Рассмотрим, как изменяется характер распре-
деления напряжений на режимах крейсерского по-
лета на большой высоте и полета с максимальной
скоростью у земли (см. Рис. 14.2.5 1). Первый из
этих режимов (пунктирные линии на Рис. 14.2.5 2)
характеризуется пониженной частотой вращения
ротора и минимальным расходом воздуха через
проточную часть, второй (штрих-пунктиные линии
Рисунок 14.2.51 - Распределение суммарных напря-
жений в лопатке на взлетном
режиме
на Рис. 14.2.5 2) - максимальной частотой враще-
ния ротора и максимальным расходом воздуха.
На крейсерском режиме напряжения растяже-
ния понижаются по сравнению с рассмотренным
выше взлетным (сплошные линии на Рис. 14.2.5 2)
в связи с понижением частоты вращения ротора.
По этой же причине понижаются по абсолютной
величине напряжения изгиба от центробежных сил.
Напряжения изгиба от газодинамических сил так-
же понижаются по абсолютной величине из-за низ-
кого расхода воздуха. В результате суммарные на-
пряжения в точке А снижаются, а в точке В - могут
даже возрастать.
На режиме максимального расхода воздуха на-
пряжения растяжения такие же, как на взлетном
режиме, так как частота вращения ротора та же.
Напряжения изгиба от центробежных сил тоже не
меняются. Существенно возрастают по абсолют-
ной величине напряжения изгиба от газодинами-
ческих сил. Суммарные напряжения в точке А воз-
растают, а в точке В - уменьшаются и даже могут
стать сжимающими.
Таким образом, на различных режимах рабо-
ты двигателя и полета самолета максимальные на-
пряжения могут возникать во всех трех характер-
ных точках профиля вблизи корневого сечения.
Проверка прочности должна проводиться для всех
этих точек на всех характерных режимах.
Рисунок 14.2.5 2- Сравнение распределения напря-
жений в лопатке на различных
режимах
981
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
14.2.6 - Температурные напряжения
в лопатках
Одной из особенностей условий работы ло-
паток является неравномерный нагрев, который для
неохлаждаемых лопаток имеет место на переход-
ных режимах, а для охлаждаемых - и на стацио-
нарных.
Рассмотрим напряжения, которые возникают
в лопатках при неравномерном нагреве. Для того,
чтобы проанализировать явления, связанные имен-
но с этим фактором, будем считать, что остальные
нагрузки отсутствуют. Воспользуемся стержневой
моделью лопатки, материал по-прежнему, будем
считать подчиняющимся закону Гука.
Рассмотрим произвольное поперечное сечение
лопатки (см. Рис. 14.2.6 1) с площадью F. В каче-
стве системы координат выберем главные централь-
ные оси £и Г]. Будем считать, что распределение
температуры в сечении, как функция координат
известно.
Поскольку рассматриваемое сечение в соот-
ветствии с гипотезой плоских сечений остается
плоским после деформации, перемещение некото-
рой произвольной точки M(£,z?) сечения
складывается из поступательного перемещения
всего сечения и’(.и поворота сечения вокруг осей £,
и Г] на углы (Хи /3(см. Рис. 14.2.6 1):
w = w0 +т] sina —Е, sin Р «
« w0 +да -^р
Деформация определяется как производная
перемещения по радиусу:
dw	da r
е = , =ео+т1 ,—Ьт ,(14.2.6-1)
dr	dr dr
где первое слагаемое - Ео = dwjdr - деформация ра-
стяжения, два других - деформация изгиба.
С другой стороны, деформацию можно предста-
вить как сумму упругой деформации, определяемой
через напряжение по закону Гука, и относительного
теплового расширения, пропорционального темпе-
ратуре:
8=о Е+аТ,
откуда с учетом (14.2.6-1) получаем темпера-
турное напряжение:
о = Е(е —аТ) =
= Е(Е0+ц--Е,^—аТ)	(14.2.6-2)
dr dr
Рисунок 14.2.61 - К расчету температурных на-
пряжений
В этом выражении неизвестны величины Ео,
dct/dr, dfi/dr, которые определяются из условия са-
моуравновешенно сти при отсутствии внешних сил:
7V = jo-dF = Q
F
= Jot] dF = 0
F	(14.2.6-3)
Мп =^-dF = G
F
Подставляя в (14.2.6-3) напряжение (14.2.6-2)
с учетом равенства нулю статических моментов
и центробежного момента относительно главных
центральных осей, получаем Е d(X/dr, dfi/dr. Под-
ставляя полученные выражения в (14.2.6-2) получа-
ем температурные напряжения (читателям рекомен-
дуется самостоятельно проделать перечисленные
выкладки):
982
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
_ NT	j. гр
° “ р/ +^/П jF^> ~аТ . (14.2.6-4)
где
NT=$EaT-dF
F
М^т = j £а7т] • dF
F	(14.2.6-5)
Mn7,=j£'aT^-f/F
F
F' = ^EdF
F
Ц =^Er[dF
f	(14.2.6-6)
l',=^dF
F
шением для напряжений при косом изгибе стерж-
ня. Это сходство позволяет условно называть ве-
личины NT,M^TиМ^Ттемпературными силой и мо-
ментами.
Из полученных соотношений видно, что при
неравномерном нагреве в лопатке возникают де-
формапии растяжения-сжатия и изгиба.
Чтобы лучше представить физический
смысл полученных соотношений, рассмотрим
пример, в котором профиль стержня симметри-
чен относительно оси £, а поле температур пред-
ставляет собой ступенчатую функцию, показанную
на Рис. 14.2.6 2. Этот пример упрощенно моде-
лирует ситуацию, когда кромки лопатки нагреты,
а средняя часть относительно холодная. Пусть, для
определенности, площадь каждой из кромок со-
ставляет 1/4 площади сечения, их температура рав-
на Т, а температура средней части Т < Т . Зави-
симостью модуля упругости от температуры
пренебрегаем, следовательно, модуль упругости
постоянен по сечению. В этом случае из (14.2.6-4)
- (14.2.6-6) получаем:
Следует отметить сходство этого выражения
с известным из сопротивления материалов соотно-
Рисунок 14.2.62 - Пример расчета температурных
напряжений
М& = 0; МпТ = 0; NT = Еа(Т1 +ТД2
На кромках (У = Еа(Т2 - ТД2 < 0, в средней
части (Т2 = Еа(Т2 - ТД2 > 0 .
Таким образом, в более нагретых кромках воз-
никают напряжения сжатия, а в менее нагретой
средней части - растяжения.
Из (14.2.6-4) - (14.2.6-6) видно, что если поле
температур равномерно по сечению лопатки, то
М^т = 0,	= 0, NT = ЕаТ и температурное на-
пряжение равно нулю.
Для определения температурных напряжений
необходимо знать поле температур в поперечном
сечении лопатки, которое обычно представляется
в виде изотерм (линий равных температур), (см.
Рис. 14.2.6 3). Необходимо отметить, что посколь-
ку напряжения определяются градиентами темпе-
ратур, поле температур должно быть определено
с высокой точностью; из-за сложности достоверно-
го определения условий теплообмена лопатки с га-
зом и охлаждающим воздухом точное определение
температур представляет собой сложную задачу. На
Рис. 14.2.6 3 приведен пример полей температур
и температурных напряжений в охлаждаемой рабо-
чей лопатке первой ступени турбины высокого дав-
ления. Видно, что в нагретых кромках лопатки тем-
пературные напряжения сжимающие, а в более
холодной средней части на спинке и во внутрен-
ней полости - растягивающие. Отметим, что в наи-
983
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
более нагруженных точках сечения суммарные на-
пряжения снижаются за счет температурных напря-
жений сжатия, а в точках внутреннего контура -
заметно повышаются за счет температурных напря-
жений растяжения.
Как показывают расчеты, вывод, сделанный
при анализе приведенного выше примера являет-
ся общим: в более горячих зонах лопатки возника-
ют температурные напряжения сжатия, а в более
холодных - растяжения. Температурные напряжения
увеличиваются с увеличением градиентов темпера-
тур, наибольшие значения они принимают в тех точ-
ках, где температура максимально отличается от
средней по сечению.
В лопатках турбин современных авиационных
ГТД, в которых температура газа перед турбиной
достигает 1500... 1800 К, применяются эффектив-
ные системы охлаждения, поддерживающие сред-
ТИ1Ы=781.02
ТМДХ=1087
781.02
801.449
821.879
842.308
86Z.737
883.167
903..596
924.025
944.455
964.884
985.313
1006
1026
1047
1067
1087
нюю температуру лопатки на 400 и более градусов
ниже температуры газа. При этом, чем выше эф-
фективность охлаждения лопатки, тем больше гра-
диенты температур, тем выше уровень температур-
ных напряжений.
Рассмотрим теперь, как температурные напря-
жения возникают в неохлаждаемых лопатках. На
стационарных режимах работы двигателя поле тем-
ператур в такой лопатке практически равномерное
и, следовательно, температурных напряжений в ней
нет. Они возникают на переходных режимах, ког-
да температура газового потока, обтекающего ло-
патку, за несколько секунд изменяется на сотни
градусов.
На Рис. 14.2.6 4 упрощенно показан характер
изменения температур и температурных напряже-
ний в неохлаждаемой лопатке для условного цик-
ла работы, состоящего из запуска, стационарного
режима и остановки. Принято, что изменение во
времени температуры газа имеет вид трапеции
(кривая 1 на Рис. 14.2.6 4).
На режиме запуска вследствие тепловой инер-
ции температура лопатки изменяется медленнее тем-
пературы газа, причем кромки прогреваются быст-
рее средней части (соответственно, кривые 2 и 3 на
Рис. 14.2.6 4). Вследствие этого возникает разница
между средней температурой лопатки и температу-
рой кромок и сердцевины, и в результате в кромках
возникают напряжения сжатия, а в сердцевине - ра-
стяжения (соответственно, кривые 4 и 5).
На режиме остановки кромки остывают быст-
рее средней части лопатки и в них возникают рас-
4.565
-1.998
.569993
3.138
5.705
8.273
10.84
13.408
15.975
18.543
21.11
23.678
26.245
28.813
31.38
33.948
б)
Рисунок 14.2.6 3 - Пример температурного поля
(а) и соответствующих
температурных напряже-
ний (б) в охлаждаемой ло-
патке турбины
Рисунок 14.2.6 4 -Характер изменения meMnqja-
тур и температурных напряже-
ний в неохлаждаемой лопатке на
несходных режимах
984
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
тягивающие напряжения. Таким образом, в рассмот-
ренном цикле, содержащем два переходных режи-
ма, в кромках лопатки возникает один знакоперемен-
ный цикл температурных напряжений. В реальном
полетном цикле ГТД переходных режимов значи-
тельно больше, а значит больше циклов темпера-
турных напряжений.
В охлаждаемых лопатках на переходных ре-
жимах также возникают температурные напряже-
ния, однако закономерности изменения темпера-
турных напряжений в этом случае значительно
сложнее.
выходной кромке возникают сжимающие напряже-
ния, способные вызвать потерю устойчивости, то
есть коробление выходной кромки. Этот эффект
в принципе не может быть предсказан в рамках
стержневой модели.
Стержневую модель для широкохордных ло-
паток можно применять лишь на начальном этапе
проектирования для проведения сравнительных
расчетов. Решение о достаточности статической
прочности таких лопаток можно принимать лишь
на основе расчетов с применением трехмерных мо-
делей.
14.2.7 - Особенности напряженного
состояния широкохордных рабочих
лопаток
Современное пространственное моделирова-
ние рабочих лопаток с целью обеспечения более
высоких газодинамических характеристик узла
приводит к усложнению формы профильной час-
ти и уменьшению относительной высоты лопатки.
Лопатки с отношением длины к хорде менее 2 при-
нято называть широкохордными (см. Рис. 14.2.7 1).
Расчет напряжений в профильной части таких ло-
паток по стержневой теории в ряде случаев не дает
достоверных результатов: в кромках ошибка мо-
жет достигать 100%, вплоть до смены знака дей-
ствующего напряжения.
В приведенном на Рис. 14.2.7 1 примере мак-
симальные растягивающие напряжения возникают
не на кромках, а на корыте и на 25% превышают
значения, получаемые по стержневой модели. На
Рисунок 14.2.71 - Распределение напряжений в
корневом сечении широкохордной
рабочей лопатки компрессора
1 - на корыте; 2 -на спинке; 3 - по
стцшсневой модели
14.2.8 - Оценка прочности и цикли-
ческой долговечности лопаток
Критерием статической прочности лопаток
служит величина запаса прочности, который оп-
ределяется как отношение предельного напряже-
ния О’ к наибольшему суммарному:
К=^пред <^тах (14.2.8-1)
Суммарные напряжения складываются из на-
пряжений растяжения и изгиба от центробежных
сил, напряжений изгиба от газодинамических сил
и температурных напряжений:
аЕ=аР+а«+а«+аг (14.2.8-2)
Как показано выше, максимальные значения
суммарных напряжений могут возникать в харак-
терных точках профиля (кромки, спинка) на раз-
личных режимах работы двигателя и полета само-
лета.
За предельное напряжение о принимается
предел прочности материала (У (для лопаток ком-
прессора, работающих при относительно низких
температурах) или предел длительной прочности
<Тдл (для лопаток компрессора и турбины, работаю-
щих при относительно высоких температурах). На-
помним, что предел длительной прочности - это
напряжение, которое материал выдерживает без
разрушения в течение заданного времени при за-
данной температуре. Например, обозначение
О 200 обозначает предел длительной прочности при
температуре 700°С. Пределы прочности и длитель-
ной прочности определяются экспериментально
путем испытаний образцов при различных темпе-
ратурах: от комнатной до предельной рабочей. На
Рис. 14.2.8 1 показаны пределы длительной проч-
985
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
ности лопаточных материалов. Видно его резкое
падение с ростом температуры у всех материалов.
В рабочих лопатках компрессоров наимень-
шие запаса статической прочности обычно полу-
чаются в корневом сечении лопатки. В турбинных
лопатках максимальные рабочие статические на-
пряжения также обычно приходятся на корневое
сечение. Запас прочности может оказаться мини-
мальным на расстоянии одной трети длины пера
от корневого сечения. Это связано с тем, что бла-
годаря теплоотводу в диск корневое сечение ме-
нее нагрето и предел длительной прочности в нем
выше, чем в периферийной части пера лопатки.
Коэффициент запаса должен компенсировать
погрешности принятого метода расчета действую-
щих напряжений, возможные отклонения нагрузок
и температур от расчетных значений, рассеяние
прочностных характеристик материала. Коэффици-
енты запаса нормируются на основании опыта раз-
работки и эксплуатации двигателей и составляют
в зависимости от типа и назначения двигателя, типа
лопаток, наличия бандажных полок, технологии
изготовления лопаток и других факторов величи-
ну порядка 1,8...2,3.
В локальных зонах охлаждаемых рабочих ло-
паток высоконагруженных турбин местные сум-
марные напряжения могут превышать предел те-
кучести материала. В этом случае при расчете
лопаток на прочность необходимо учитывать уп-
ругопластические свойства материала и эффект
ползучести. Проявление пластичности и может
приводить к значительному перераспределению
напряжений и снижению их уровня вплоть до по-
явления напряжений сжатия на кромках лопаток.
Определение напряжений и деформаций в охлаж-
даемых лопатках турбины с учетом пластичности
и ползучести весьма трудоемко в силу нелинейно-
сти задачи. Для ее упрощения применяется метод
переменных параметров упругости, сущность ко-
торого изложена в разделе 14.1.
Наряду с определением запаса статической
прочности, для охлаждаемых лопаток турбины про-
водят оценку несущей способности лопатки. Для
этого определяется разрушающая нагрузка Р ,
представляющая собой интеграл по площади се-
чения:

(14.2.8-3)
Центробежная сила, действующая в сечении ра-
бочей лопатки, должна быть приблизительно в два
раза ниже предельной нагрузки.
При наличии в локальных зонах лопатки пла-
стических деформаций необходимо проводить оцен-
ку циклической долговечности. Для этого исполь-
зуется описанная в разделе 14.1.15 эмпирическая
зависимость Мэнсона, связывающая размах дефор-
маций в цикле нагружения с числом циклов до раз-
рушения. Основная особенность расчетов цикли-
ческой долговечности - высокие требования
к определению напряженно-деформированного со-
стояния (НДС). Это связано с высокой чувствитель-
ностью циклической долговечности к размаху де-
формаций в опасных точках.
При проведении расчетов обычно принимают
упрощенный пикл нагружения «О-Мах-О» (где Мах -
режим, на котором имеет место максимальное напря-
жение). Размах деформаций определяют с учетом
пластичности и концентрации напряжений с исполь-
зованием трехмерных моделей.
При оценке циклической долговечности зам-
ков рабочих лопаток турбин пользуются результа-
тами одномерного упругого расчета по приближен-
ным моделям О’ , а концентрацию напряжений
в межзубцовых впадинах хвостовика лопатки или
выступа диска учитывают с помощью теоретичес-
кого коэффициента концентрации напряжений СС^:
г = а о
max ст ном
(14.2.8-4)
Величина теоретического коэффициента кон-
центрации напряжений СС^для большого числа ти-
Рисунок 14.2.81 - Зависимость предела длитель-
ной прочности от температуры
для лопаточных материалов
1- алюминиевые сплавы; 2- ти-
тановые сплавы; 3- жаропроч-
ные стали; 4 - сплавы на никеле-
вой основе
986
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
новых конструктивных элементов, приведена, на-
пример, в справочном руководстве [14.8.19].
Чтобы сделать вывод о достаточности ресурса,
определяют коэффициент запаса по циклической
долговечности как отношение заданной циклической
долговечности к числу циклов, полученному в ре-
зультате решения уравнения Мэнсона.
14.2.9 - Расчет соединения рабочих
лопаток с дисками
Соединение рабочих лопаток с дисками - от-
ветственный высоконагруженный элемент конст-
рукции роторов компрессоров и турбин. Обрыв
лопаток, хотя и не приводит к обычно к разруше-
ниям за пределами двигателя, может вызвать се-
рьезные вторичные разрушения, выключение дви-
гателя в полете.
Для соединения рабочих лопаток с дисками
используют конструкции «ласточкин хвост» (тра-
пециевидный замок), елочного типа и шарнирное
соединение.
Замок типа «ласточкин хвост» представлен на
Рис. 14.2.9 1. При его проектировании выполня-
ют расчеты на смятие и срез замковой части ло-
патки и на отрыв и изгиб перемычки диска.
Центробежная сила лопатки Р^ которая вклю-
чает в себя центробежную силу пера, полки, нож-
ки и хвостовика, уравновешивается усилиями N,
действующими на боковые грани зубцов замка. Из
условия равновесия получим:
Рисунок 14.2.91 - К расчету замка типа
ласточкин хвост»
При проверке прочности выступа диска про-
водят расчет на отрыв по поверхности Fp и на из-
гиб. На выступ диска действует центробежная сила
РД массы собственно выступа и равнодействую-
щая сил N со стороны обеих соседних лопаток:
O = Ped+2.V.sin а+ -
Ч	о
к 2 7
(14.2.9-4)
N= Y
2si.no.
(14.2.9-1)
Напряжение смятия определяется через пло-
щадь смятия FCM - площадь боковой поверхности
(см. Рис. 14.2.9 1) замка в предположении, что на-
грузка по этой площади распределена равномер-
но:
Отсюда, с учетом (14.2.9-1) напряжения рас-
тяжения в перемычке замкового выступа диска рав-
ны:

• (
sin a+
l 2j
sin о
увд
Ц
(14.2.9-5)
N Р
= Л	(14-2.9-2)
СМ	см
Кроме напряжений смятия, следует оценить
величину напряжений среза, определяемую через
площадь среза Fcp (см. Рис. 14.2.9 1):
Напряжения изгиба в уголках выступа диска
можно приближенно определить через суммарный
изгибающий момент в корневом сечении лопатки
М* и момент сопротивления W (его расчет при-
веден в [ 14.8.8J):
Т =	—
СР 2Fcp
(14.2.9-3)
вд = М^
“ W
''вд
(14.2.9-6)
987
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
При расчете замков применяются несколько
критериев прочности. Напряжения смятия не дол-
жны превосходить предельных значений, опреде-
ленных опытным путем. Напряжение среза - до-
пустимого напряжения на срез, которое составляет
0,6 допустимого напряжения на растяжение. Сум-
марные напряжения растяжения и изгиба в высту-
пе диска сопоставляют с пределом длительной
прочности материала диска, определяется коэффи-
циент запаса, который должен быть несколько
выше, чем для профильной части лопаток из-за
неточности расчетной схемы.
Для лопаток газовых турбин обычно применя-
ют замки елочного типа (см. Рис. 14.2.9 2). Замок
этого типа рассчитывают на смятие, изгиб и срез
зубьев, и на разрыв хвостовика, кроме того, выс-
туп диска проверяют на разрыв.
Центробежная сила лопатки Ps уравновеши-
вается усилиями Р., действующими на рабочие по-
верхности зубцов (см. Рис. 14.2.9 2). Если шири-
на обода диска постоянна ( b = const), величина Р.
определяется в предположении, что нагрузка на все
2п зубцов одинакова:
В зубцах замкового соединения определяют
напряжения смятия, изгиба и среза (обозначения
размеров показаны на Рис. 14.2.9 2):
_____й______.
Fc„ 2-n-cosa-e-c ’
>и~ W ~ eh2 ’
с = Pi =
ср Fcp 2n-cosa-ehl
(14.2.9-9)
Эти напряжения должны быть ниже допуска-
емых значений для данного материала при соот-
ветствующей температуре.
Напряжения растяжения в хвостовике лопат-
ки определяют для сечения 1-1 (верхней перемыч-
ки хвостовика) О р1 как отношение центробеж-
ной силы профильной части лопатки и той части
хвостовика, которая лежит выше этого сечения,
к площади сечения 1 -1:
zncosa
(14.2.9-7)
При переменной толщине обода считают, что
контактное давление на зубцах одинаково, откуда:
рпроф рхв
хл _ ч	41
“ Д’
bpi
(14.2.9-10)
_bt
2п cos a Ybt
(14.2.9-8)
Напряжения растяжения в выступе диска оп-
ределяют для нижней перемычки выступа; расчет-
ное соотношение аналогично (14.2.9-5) при малом
угле /3:
Рисунок 14.2.92 - К расчету замка елочного тит
988
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
_^+Лвд
p'~ F’ ~ F'(14-2.9-11)
1 рп	1 рп
По напряжениям растяжения (14.2.9-10)
и (14.2.9-11) и пределам длительной прочности ма-
териалов лопатки и диска определяют коэффици-
енты запаса. Их нормативные значения выше со-
ответствующих коэффициентов запаса для диска
и профильной части лопатки, из-за того, что рас-
четами не учитывается концентрация напряжений.
Шарнирные соединения лопаток компрессо-
ра с дисками (их конструкция описана в разделе
«Компрессоры») в настоящее время применяются
редко из-за большого количества крепежных дета-
лей, значительных габаритов и низкой несущей
способности. В тех случаях, когда такие замки при-
меняют для снижения изгибающих моментов в про-
фильной части лопатки, необходимо провести рас-
четы на смятие по поверхности контакта пальца
с проушиной в лопатке, на срез пальца замка, на
срез перемычек реборды диска, на разрыв перемыч-
ки между отверстиями в реборде. Более подробно
описанные методики расчета соединений лопаток
с дисками изложены в [14.8.2, 14.8.8].
Приведенный выше подход к расчету замко-
вых соединений используется при проектировочных
расчетах и позволяет лишь приближенно оценить
прочность соединений. В реальных конструкциях
замков в силу наличия концентраторов и неравно-
мерности распределения нагрузок напряженное
состояние значительно сложнее тех представлений,
Рисунок 14.2.93 - Концентрация напряжений
в замковых соединениях типа
«ласточкин хвост» (а) и елочно-
го типа (б)
которые заложены в упрощенные методики расче-
та. На Рис. 14.2.9 3 по данным ЦИАМ [14.8.15]
приведены примеры распределения напряжений
в замках. Наличие концентрации напряжений в зам-
ковых соединениях должно быть учтено в уточнен-
ных расчетах при оценке циклической долговечно-
сти лопаток и дисков.
14.2.10 - Расчет на прочность
антивибрационных (бандажных)
полок и удлинительной ножки
лопатки
Общий вид полки, назначение которой понят-
но из названия, показан на Рис. 14.2.10 1. На пол-
ку действуют те же нагрузки, что и на профиль-
ную часть: центробежные силы, газодинамические
нагрузки и тепловые нагрузки (если это полка ох-
лаждаемой рабочей лопатки турбины, через кото-
рую вытекает охлаждающий воздух). Газодинами-
Рисунок 14.2.10_1. - К расчету на прочность полки
989
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
ческие силы, определяемые разностью давления
газа на наружную и внутреннюю части полки,
малы настолько, что ими можно пренебречь. Теп-
ловые нагрузки на охлаждаемые полки рабочих
лопаток турбины могут оказаться весьма значи-
тельными, но определение напряжений от них воз-
можно лишь в рамках трехмерных расчетов (см.
раздел 14.2.3).
Рассмотрим напряжения в полке, возникаю-
щие от действия центробежных сил. Толщина пол-
ки значительно меньше двух других размеров, что
позволяет представить ее балкой переменного се-
чения, заделанной на конце - по линии АВ (см.
Рис. 14.2.10 1). Центробежная сила части полки
ABCD, имеющей объем KABCD , приложена в цент-
ре тяжести части полки (точка Е) и определяется
через радиус центра тяжести Л :
Рис. 14.2.1 1). Она нагружена центробежными си-
лами, газодинамическими силами и температурны-
ми нагрузками (если рассматривается охлаждаемая
рабочая лопатка). Для упрощенных одномерных
расчетов во внимание принимается действие цен-
тробежной силы массы профильной части лопат-
ки и самой ножки, а также суммарный изгибаю-
щий момент от газодинамических и центробежных
сил, действующих на лопатку. Ножку лопатки пред-
ставляют как стержень, жестко защемленный в се-
чении, примыкающем к хвостовику, и испытыва-
ющий напряжения растяжения и изгиба.
Центробежная сила удлинительной ножки Р"
рассчитывается через объем ножки 1/,[ и радиус ее
центра тяжести /?"„ как
Рнц = pa2VH^ .
(14.2.10-1)
Изгибающий момент от этой силы равен
M=Ph,
а момент сопротивления изгибу в сечении АВ ,
которое считается прямоугольным с размерами b
и 8, равен
Тогда напряжение изгиба в сечении АВ определя-
ется как
_ _Mu_6P4-h
W ~ в82	(14.2.10-2)
rr и ow
На антивибрационных полках рабочих лопа-
ток турбины обычно расположены гребешки лаби-
ринтного уплотнения. В сечение АВ нельзя счи-
тать прямоугольным и необходимо определять его
геометрические характеристики.
Критерием прочности полки служит величи-
на коэффициента запаса прочности, определяемо-
го на базе предела длительной прочности матери-
ала лопатки (У при рабочей температуре, значение
этого коэффициента должно быть не менее 1,5.
Удлинительная ножка - часть рабочей лопат-
ки между корневым сечением профиля и элемен-
том крепления к диску - хвостовиком (см.
Суммарная центробежная нагрузка на ножку
складывается из центробежных сил ножки, пера
и полки:
р?=р: । рперо । рполка
Гц ~ ГЦ ГЦ ГЦ
Напряжения растяжения определяются в се-
чении ножки с минимальной площадью F^.
РХ
Gp~ F (14.2.10-3)
min
Для вычисления напряжений изгиба необходи-
мо определить суммарный изгибающий момент от
центробежных и газовых сил, действующий в рас-
сматриваемом сечении удлинительной ножки. В пер-
вом приближении его можно принять равным сум-
марному изгибающему моменту, действующему
в корневом сечении пера. Тогда напряжения изги-
ба в ножке:
ан = ——
“ W
н
(14.2.10-4)
Критерием прочности служит величина запа-
са прочности, определяемая так же, как для про-
фильной части рабочей лопатки.
Следует отметить, что приведенные в настоя-
щем разделе упрощенные расчеты на прочность
полки и ножки лопатки являются грубо приближен-
ными и требуют уточнения с использованием трех-
мерных моделей.
990
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
14.2.11 - Особенности расчета на
прочность лопаток статора
Лопатки направляющих аппаратов компрессо-
ра и сопловых аппаратов турбины представляют
собой профильную часть (перо) с наружной и внут-
ренней полками, в лопатках направляющих аппа-
ратов консольного типа внутренняя полка отсут-
ствует.
В упрощенных расчетах лопаток статора ис-
пользуется стержневая модель, описанная выше
в разделе 14.2.1. Основную особенность модели со-
ставляет конструктивная схема закрепления лопа-
ток. Крепление лопаток в направляющих аппара-
тах консольного типа практически не отличается
от крепления рабочих лопаток в диске и может рас-
сматриваться как жесткое. В случае лопаточных ап-
паратов рамного типа (в компрессоре и турбине)
схематизация закрепления более сложна. Крепле-
ние наружных полок лопаток статора в корпусе
и внутренних полок - в кольце может быть различ-
ным: от жесткой заделки до свободного конца. При
одномерном расчете на прочность профильной ча-
сти лопаток статора самым важным является пра-
вильный выбор расчетной схемы.
Основной внешней нагрузкой, действующей
на профильную часть лопаток статора являются
распределенные газодинамические силы. В неко-
торых случаях конструкция направляющего аппа-
рата компрессора не обеспечивает свободу тепло-
вого удлинения лопатки; тогда в профильной части
возникают температурные напряжения сжатия.
В охлаждаемых лопатках сопловых аппаратов тур-
бины из-за неравномерного нагрева сечений так-
же возникают температурные напряжения, подоб-
но тому, как это происходит в охлаждаемых
рабочих лопатках. В тех случаях, когда лопатки на-
правляющих аппаратов компрессора (первой или
последней ступени) включены в силовую схему
и передают усилия с опоры ротора компрессора,
они оказываются дополнительно нагруженными
осевой сжимающей силой, что может привести к
потере устойчивости лопатки.
Расчет напряжений изгиба от газодинамичес-
ких сил в лопатках статора следует начать с выбо-
ра расчетной схемы. Обычно используют схему
стержня переменного сечения, жестко защемлен-
ного на наружном конце. Внутренний конец лопат-
ки, в зависимости от конструкции аппарата, при-
нимают жестко закрепленным, либо шарнирно
опертым, либо свободным. Изгибающие моменты
от действия газовых сил и напряжения изгиба при
консольной схеме крепления лопатки определяют-
ся так же, как для рабочей лопатки. Для двухопор-
ных схем закрепления лопаток используют обыч-
ные методы сопротивления материалов.
Наибольшие напряжения изгиба возникают
при консольном варианте закрепления лопаток. По-
этому, в инженерной практике часто делают оцен-
ку статической прочности лопаток статора по кон-
сольной схеме, и только в отдельных случаях
высоконагруженных лопаток проводят расчет по
уточненным схемам двухопорных балок.
Критерием прочности лопаток статора служит
величина запаса прочности, который определяет-
ся так же, как и для рабочих лопаток.
Охлаждаемые лопатки статора первых ступе-
ней турбины имеют сложную форму внутренних
каналов, отверстия для пленочного охлаждения,
сложную форму полок. Основным фактором, оп-
ределяющим их прочность и циклическую долго-
вечность, является неравномерный нагрев. Для
оценки их долговечности необходимо проводить
упругопластические расчеты по трехмерным мо-
делям, предваряемые детальным анализом поля
температур.
14.2.12 - Методика расчета на
прочность лопаток в трехмерной
постановке
Расчет на прочность лопаток по трехмерным
моделям (3-D расчет) позволяет с любой необходи-
мой степенью детализации учесть особенности фор-
мы лопатки, действующих на нее сил, поля темпе-
ратур; при необходимости учитывается появление
пластических деформаций, эффекты ползучести,
релаксации напряжений, контактное взаимодей-
ствие лопатки с соседними деталями. Подчеркнем,
что проводить такие расчеты следует лишь в том
случае, когда действующие нагрузки, температур-
ные поля и характеристики материала известны
с высокой степенью точности. В противном слу-
чае, несмотря на высокую трудоемкость расчетов,
достоверность результатов останется низкой.
По трехмерным моделям обычно проводят
проверочные расчеты; предварительно на основа-
нии расчетов по упрощенным моделям подбирают
основные геометрические параметры, обеспечива-
ющие выполнение критериев статической прочно-
сти. Для низко нагруженных лопаток (например,
для рабочих лопаток последних ступеней КВД) рас-
четы по трехмерным моделям необязательны. В то
же время для лопаток высоконагруженных или
сложных конструктивно (например, для охлажда-
емых рабочих лопаток турбины), или в тех случа-
991
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
ях, когда применение стержневой модели дает су-
щественные погрешности (например, для широко-
хордной рабочей лопатки вентилятора), примене-
ние трехмерных моделей необходимо. Оценку
циклической долговечности лопаток также необ-
ходимо проводить на базе детального трехмерно-
го анализа НДС, особенно в зонах концентрации
напряжений.
Для проведения прочностных расчетов на базе
трехмерных моделей в настоящее время практи-
чески повсеместно используется МКЭ, описанный
в разделе 14.1. Напомним основные этапы расчета
с использованием этого метода.
Первый этап - создание геометрической мо-
дели. Пространственная (3-D) модель строится
в процессе проектирования лопатки на основании
газодинамических расчетов и предварительной
оценки прочности по стержневой модели. При по-
строении 3-D модели очень важным является ар-
гументированное упрощение реальной геометрии.
Здесь не может быть единых правил: в каждом кон-
кретном случае, исходя из целей исследования и воз-
можностей используемой вычислительной техники,
принимается то или другое решение. Наиболее близ-
ко к реальной геометрии лопатки в модели должны
быть выполнены элементы, находящиеся в наибо-
лее напряженных зонах и оказывающие наибольшее
влияние на НДС. В тех случаях, когда контактные
нагрузки, возникающие вследствие взаимодействия
лопатки с соседними деталями, невозможно с дос-
таточной достоверностью определить заранее, эти
соседние детали приходится включать в геометри-
ческую модель.
Второй этап - создание конечно-элементной
модели, которая представляет собой совокупность
конечных элементов, заменяющая геометрическую
модель. Точность расчетов повышается при умень-
шении размеров элементов и увеличении их коли-
чества, однако при этом трудоемкость расчетов
возрастает и иногда становится неприемлемой для
конкретной вычислительной техники. Поиск ком-
промисса представляет собой сложную неформа-
лизуемую задачу.
Третий этап - задание граничных условий
и температурных полей. Для лопаток граничными
условиями являются распределенные по поверх-
ности пера газодинамические силы и ограничения
на перемещения в замке и на полках. Ограничения
на перемещения должны исключать возможность
перемещения лопатки как жесткого тела. Задание
граничных условий, моделирующих реальные ус-
ловия работы детали, является, пожалуй, самым
ответственным этапом расчета трехмерного анали-
за НДС лопаток.
992
Четвертый этап - задание модели поведения
и характеристик материала. Как правило, при рас-
чете лопаток используют модель линейно-упруго-
го тела и задают модуль упругости и коэффициент
Пуассона как функции температуры материала.
При расчете циклической долговечности лопаток
необходимо кроме этого задавать модель пласти-
ческого поведения материала и соответствующие
параметры.
Пятый этап - собственно проведение конеч-
но-элементного расчета. Поскольку результатом
расчета являются пространственные распределе-
ния 9 компонент тензора напряжений и столько же
компонент тензора деформаций, анализ получен-
ных полей напряжений и деформаций представля-
ет собой непростую задачу и требует определен-
ного опыта.
Рассмотрим наиболее распространенные рас-
четные схемы при трехмерном анализе НДС лопа-
ток с помощью МКЭ.
Бесполочные рабочие лопатки компрессора
и турбины закреплены в диске и с другими дета-
лями не контактируют. Граничные условия в зоне
соединения с диском существенно влияют на НДС.
Поэтому геометрическая модель, как правило,
включает в себя саму рабочую лопатку и сектор
диска, ограниченный двумя меридиональными
плоскостями, проходящими через середины сосед-
них выступов диска. В случае конструктивного ис-
полнения замкового паза под углом к оси двигателя
радиальные плоскости превращаются в винтовые
поверхности. Обычно рабочая лопатка и замковое
соединение, являющиеся объектами исследования,
геометрически представляются более точно, чем
сектор диска, в котором возможны значительные
геометрические упрощения. Типичная расчетная
схема для определения НДС бесполочной рабочей
лопатки приведена на Рис. 14.2.12 1.
Основными нагрузками, действующими на ра-
бочую лопатку при работе на двигателе, являются
центробежные силы инерции, газодинамические
силы, градиент температуры.
Граничные условия, моделирующие условия
работы лопатки в составе рабочего колеса, пред-
ставлены следующим образом. На меридиональ-
ных плоскостях, ограничивающих сектор диска,
задается условие циклической симметрии, которое
моделирует реальную окружную целостность дис-
ка. На одной из торцевых поверхностей ступицы
диска задается запрет осевых перемещений, что
имитирует затяжку диска в роторе компрессора и ис-
ключает перемещение диска как жесткого целого.
На торцевой поверхности замкового соединения
вдоль одной из линий контакта задается совмести-
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
контактные
элементы
газовые
силы
условия
равенства
осевых
перемещений
запрет
окружных
перемещений в
о дном узле
Рисунок 14.2.121 - Схема задания граничных усло-
вий при расчете бесполочной
лопатки
запрсч
осевых
перемещений
условия
циклическом
симметрии
мость осевых перемещений диска и лопатки; это ус-
ловие моделирует осевую фиксацию лопатки в дис-
ке. На рабочих плоскостях хвостовика лопатки и
выступа диска предусматривается наличие контак-
тных элементов (с возможностью проскальзыва-
ния), что моделирует реальный контакт лопатки
с диском. Расчетные схемы для определения НДС
бесполочных рабочих лопаток могут быть видоиз-
менены в зависимости от целей расчетного иссле-
дования. Например, при первых оценочных расче-
тах можно определять НДС изолированной рабочей
лопатки, задавая в качестве граничного условия ог-
раничение радиального перемещения хвостовика.
Все соображения относительно геометричес-
кой модели и граничных условия для расчета бес-
полочных рабочих лопаток полностью применимы
и для бандажированных лопаток. Поэтому остано-
вимся лишь на особенностях учета самих бандаж-
ных полок. Геометрическая модель для расчета бан-
дажированных лопаток должна включать в себя как
минимум две рабочие лопатки для имитации взаи-
модействия лопаток по полкам. Однако это приве-
дет к двукратному увеличению числа элементов по
сравнению с бесполочной лопаткой. Можно избе-
часть полки с
контактной
поверхностью
условия
совместности
перемещений
условия
контакта па
поверхностях
Рисунок 14.2.12 2 - Граничные условия в районе
полки бандажированной рабо-
чей лопатки турбины (вид
сверху)
а) образование объема, codqwca-
щего контактную плоскость;
б) перенос объема к противопо-
ложной контактной плоскости
жать этого, проводя расчет НДС одной бандажиро-
ванной лопатки и применив следующий прием для
учета влияния полки. Часть полки, содержащую
одну из контактных плоскостей, необходимо отре-
зать и перенести к противоположной контактной
плоскости (см. Рис. 14.2.12 2). На образовавших-
ся в результате разрезания плоскостях необходимо
задать граничное условие совместности перемеще-
ний во всех координатных направлениях, чтобы
смоделировать целостность полки. На контактных
плоскостях бандажных полок задается наличие
контактных элементов.
Расчеты статорных лопаток компрессора и тур-
бины МКЭ целесообразны для уточнения НДС ло-
паток в зонах соединения их профильных частей
с наружной и внутренней полками, а также в самих
полках. В связи с этим геометрическая модель дол-
жна включать в себя саму лопатку, сектор внутрен-
него кольца с прилегающими деталями и сектор
корпуса, к которому крепится лопатка. Угол секто-
ра равен 3600/Z, где Z - число лопаток статора. Ло-
патки статора находятся на рабочем режиме под
воздействием газодинамических сил и градиентов
температуры, причем последние для охлаждаемых
лопаток турбины могут иметь решающее значение.
Граничные условия, моделирующие условия рабо-
ты лопаток на двигателе, могут быть различными
в зависимости от конкретного конструктивного
исполнения лопаточного аппарата. Рассмотрим
один из вариантов граничных условий, приведен-
993
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
запрет окружных
перемещений в
условия
циклической
силы
условия
Рисунок 14.2.12 4 - Охлаждаемая рабочая лопатка
турбины: субмодель для расче-
та НДС в районе отверстий
Рисунок 14.2.12_3 - Расчетная схема лопатки на-
правляющего аппарата комп-
рессора
ный на Рис. 14.2.12 3. На переднем и заднем тор-
цах корпуса задаются радиальные и осевые пере-
мещения, полученные из предварительного расче-
та всего корпуса. На поверхностях контакта
внутренней полки лопатки с передним и задним
кольцами предусматриваются контактные элемен-
ты (без возможности проскальзывания), модели-
рующие соединение полки с кольцами. На одной
из граней внутренней полки лопатки и колец зада-
ется совместность окружных перемещений; в од-
ной произвольной точке окружное перемещение
запрещается, чтобы исключить поворот рассчиты-
ваемых деталей как жесткого целого. На плоско-
стях, вырезающих сектор корпуса и внутренних ко-
лец, задаются условия циклической симметрии,
которые моделируют окружную целостность корпу-
са и колец. На начальных этапах проектирования или
в тех случаях, когда предварительный расчет НДС
соответствующего корпуса не производился, воз-
можно определение НДС одной изолированной
лопатки статора. Для этого в качестве граничного
условия по наружной полке задается величина тем-
пературного расширения корпуса в зонах крепле-
ния лопатки.
Современная конструкция охлаждаемых рабо-
чих и сопловых лопаток турбины предполагает на-
личие большого количества усложняющих геомет-
рических элементов: отверстий, штырьков, ребер,
перегородок и т.д. Решение задачи об определении
пространственного НДС в районе этих элементов,
вообще говоря, может быть получено расчетом пол-
ной модели лопатки. Однако, конечно-элементная
модель, корректно описывающая такую сложную
геометрию, будет иметь чрезвычайно большую раз-
мерность, что сделает расчет практически невоз-
можным из-за ограничений, накладываемых воз-
можностями вычислительной техники. В таких
случаях применяется так называемый принцип суб-
моделирования. На первом этапе НДС определя-
ется для упрощенной геометрической модели ло-
патки, в которой все или большая часть ребер,
штырьков и т.д. заменены несколькими более круп-
ными элементами соответствующей жесткости или
просто отсутствуют. На втором этапе из этой мо-
дели вырезается характерная часть (субмодель),
в которой воспроизводится реальная геометрия
всех элементов. На поверхностях вырезки накла-
дываются в качестве граничных условий переме-
щения, полученные на первом этапе расчета по
полной упрощенной модели. На Рис. 14.2.12 4
приведен пример выделения субмодели из модели
охлаждаемой рабочей лопатки турбины.
Как уже упоминалось ранее, построение конеч-
но-элементной модели - один из наиболее ответ-
994
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.2.12 5 - Конечно-элементная модель
рабочей лопатки турбины
а) общий вид; б) полка; в) удли-
нительная ножка и хвостовик
ственных этапов проведения расчетов МКЭ, опре-
деляющий, наряду с принятыми граничными усло-
виями, достоверность получаемых результатов.
Конечно-элементная модель характеризуется типом
применяемых конечных элементов и густотой раз-
бивки (размером элементов) в конкретных зонах.
В одной модели могут быть применены разные
типы элементов, выбор которых зависит от целей
расчетного исследования, сложности геометричес-
кой модели, возможностей вычислительной техни-
ки и опыта исполнителя. Пример конечноэлемент-
ной модели лопатки приведен на Рис. 14.2.12 5.
При создании конечно-элементной модели ло-
патки при трехмерном анализе НДС используются
изопараметрические объемные 8-узловые конечные
элементы первого порядка в виде шестигранника,
имеющие 24 степени свободы (по три перемеще-
ния в каждом узле). Элементы первого порядка
могут быть использованы при построении сетки
конечных элементов для сравнительно небольших
моделей.
Для уменьшения размерности моделей мож-
но использовать элементы второго порядка, кото-
рые позволяют при том же количестве элементов
существенно повысить точность описания иссле-
дуемой области. Используется, например, изопа-
раметрический объемный 20-узловой конечный
элемент второго порядка ( с промежуточными уз-
лами) в виде шестигранника, имеющий 60 степе-
ней свободы.
При построении конечно-элементных моделей
лопаток с тонким профилем, необходимо иметь, че-
тыре и более слоев конечных элементов по толщи-
не профиля лопатки, чтобы с достаточной точнос-
тью смоделировать деформацию изгиба. Для
лопаток с тонким профилем выполнение этого тре-
бования приводит к большой размерности задачи
в целом. В таких случаях целесообразно примене-
ние оболочечных элементов, специально предназ-
наченных для анализа напряжений изгиба в тонко-
стенных элементах конструкций.
Густота разбивки конечноэлементной модели
определяется одним общим правилом: в зонах ожи-
даемой концентрации напряжений «сетка» элемен-
тов должна сгущаться. Рекомендуемый характер-
ный размер элемента в зоне концентрации должен
быть примерно на порядок меньше типичного раз-
мера самого концентратора. Например, для описа-
ния конечноэлементной моделью галтели радиу-
сом 2 мм необходимо применять элементы со
стороной около 0,2 мм. Отметим, что применение
конечных элементов второго порядка позволяет по-
лучить приемлемую точность результатов при су-
щественно меньшем количестве элементов.
14.2.13 - Анализ трехмерных полей
напряжений и деформаций в лопат-
ках
На этапе проектирования, когда проводятся
многократные расчеты с целью оптимизации кон-
струкции, расчет НДС лопаток, как правило, про-
водится в предположении упругого поведения ма-
териала. Упругая постановка задачи более проста,
время счета на ЭВМ минимально, картина распре-
деления напряжений (особенно, в зонах концент-
рации) более наглядна, что облегчает решение за-
дачи оптимизации конструкции. Однако истинное
поведение материала под нагрузкой - упруго плас-
тическое, при высоком уровне температур имеет
место ползучесть, что приводит к перераспределе-
нию напряжений и деформаций. Поэтому, оконча-
тельный расчет НДС спроектированной лопатки
следует проводить с учетом свойств пластичности
и ползучести материала.
Результатом решения задачи об определении
НДС лопатки в трехмерной постановке методом ко-
нечных являются поля компонент тензоров напря-
жений и деформаций. Обычно для удобства ана-
лиза используют не сами компоненты тензоров,
995
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
а главные напряжения (сг^ (Т2, (Т3), показывающие
максимальные значения нормальных напряжений,
или эквивалентные напряжения, например по Ми-
зесу (<Тэкв). Анализ результатов расчетов помогает
найти конструктивное решение, снижающее напря-
женность конструкции.
Один из наиболее важных аспектов расчета
НДС МКЭ - возможность исследовать концентра-
цию напряжений. Конструктивные концентраторы
напряжений имеются практически во всех лопат-
ках компрессора и турбины: в хвостовиках и удли-
нительных ножках рабочих лопаток, в зонах гал-
тельных переходов профиля к прикорневой
и бандажной полкам, в элементах, организующих
охлаждение лопаток турбины, в бандажных пол-
ках. Наличие таких концентраторов существенно
снижает циклическую долговечность детали. В хо-
де проектирования геометрия зон концентрации,
как правило, неоднократно изменяется, проводят-
ся расчеты НДС и выбирается оптимальная конст-
рукция. Ниже рассмотрены некоторые характерные
примеры оптимизации конструкции лопаток тур-
бины по результатам трехмерного анализа НДС
с применением МКЭ.
На Рис. 14.2.13 1 приведено распределение уп-
ругих напряжений (Т в трехзубом хвостовике рабо-
чей лопатки турбины. В исходной конструкции гал-
тель межзубцовой впадины выполнена постоянным
радиусом; видна значительная концентрация напря-
жений в каждой впадине хвостовика, причем мак-
симальное напряжение имеет место в нижней (тре-
тьей) впадине. Модификация конструкции состоит
во введении переменного радиуса в галтели меж-
зубцовой впадины (больший радиус - со стороны
рабочей грани зубца и меньший- со стороны нера-
бочей грани), усилении нижнего зуба, уменьшении
угла контактной грани. В результате проведенной
оптимизации хвостовика рабочей лопатки уровень
максимальных напряжений снижен более, чем на
25%, что обеспечило четырехкратное увеличение
циклической долговечности. Аналогичный, положи-
тельный результат получен и для выступа диска.
Обычно в конструкциях рабочих лопаток тур-
бины переход профильной части к полкам выпол-
нен в виде галтели с постоянным радиусом. Часть
профиля рабочей лопатки с таким переходом к при-
корневой полке показана на см. Рис. 14.2.13 2.
Максимальное напряжение возникает, как и сле-
довало ожидать, в радиусе перехода. Учитывая
наличие в корне лопатки динамических напряже-
ний, необходимо статические снизить насколько
это возможно. Оптимизация зоны перехода пера
к полке состоит в применении сложного перехода:
радиус - коническая зона - профиль). Максималь-
лопатка
лопатка
Рисунок 14.2.131 - Оптимизация конструкции
хвостовика рабочей лопатки
турбины
а) исходная конструкция;
б) модифицированная конст-
рукция
Рисунок 14.2.13 2 - Оптимизация конструкции
хвостовика рабочей лопатки
турбины
а) исходная конструкция;
б) модифицированная конст-
рукция
ное напряжение снизилось на 17%. Аналогичным
образом можно снижать напряжения в зоне пере-
хода профиля к бандажной полке.
В лопатках статора наиболее нагруженными
являются зоны перехода профиля к полкам, особен-
но в районе кромок. Повышенные напряжения здесь
обусловлены наличием концентратора напряжений
в виде галтели и особенностью тепловых полей. На
Рис. 14.2.13 3 показано распределение эквивален-
тных напряжений в блоке силовых лопаток. Тепло-
996
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.2.13 3 - Оптимизация конструкции
блока лопаток статора
а) исходная конструкция;
б) модифицированная конст-
рукция
вое состояние лопаток в блоке неодинаково вслед-
ствие окружной неравномерности температуры газа
за камерой сгорания. Кроме того, под действием
газодинамических сил и неравномерного нагрева
происходит деформация наружной полки. Одна из
лопаток (крайняя слева на Рис. 14.2.13 2) - холод-
нее остальных, именно в ней возникают наиболь-
шие напряжения растяжения. Утолщение наруж-
ной полки позволило уменьшить более чем в три
раза.
Приведенные выше примеры подтверждают
известные рекомендации по конструированию ло-
паток: концентраторы напряжений надо распола-
гать в зонах относительно невысоких номиналь-
ных напряжений; все резкие переходы в геометрии
необходимо выполнять с галтелями возможно боль-
шего радиуса.
Наличие концентраторов напряжений сказы-
вается, в основном, на исчерпании циклического
ресурса детали, в то время как общий номиналь-
ный уровень напряжений ответственен за длитель-
ную статическую прочность детали. Полученные
в результате расчетов МКЭ напряжения в зоне кон-
центрации есть основа для оценки циклической
долговечности лопаток. Критерием циклической
долговечности лопатки служит полученное в ре-
зультате решения уравнения Мэнсона минималь-
ное число циклов до разрушения.
997
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
14.3 - Статическая прочность
и циклическая долговечность
дисков
Вращающиеся диски компрессоров и турбин
ГТД относятся к категории основных деталей, раз-
рушение которых может иметь катастрофические
последствия для двигателя, а в некоторых случаях
и для летательного аппарата в целом. Обеспечение
работоспособности и надежности дисков состав-
ляет одну из основных проблем проектирования
двигателя. Сложность состоит в том, что диски
современных двигателей, особенно диски ТВД,
работают в условиях длительного воздействия пре-
дельно высоких циклических нагрузок и темпера-
тур. Увеличение массы и габаритов не всегда по-
зволяет обеспечить необходимую надежность
и крайне нежелательно для двигателей авиацион-
ного назначения. Совершенствование дисков тре-
бует использования новых материалов, постоянно-
го развития расчетных и экспериментальных
методов обеспечения длительной прочности и цик-
лической долговечности.
В настоящем разделе рассмотрены наиболее
распространенные расчетные схемы и методы
расчета дисков на статическую прочность и ма-
лоцикловую усталость, а также эксперименталь-
ные методы подтверждения циклической долго-
вечности.
14.3.1 - Расчетные схемы дисков
Хотя диски компрессоров и турбин весьма раз-
нообразны, они имеют общие закономерности на-
пряженного состояния, обусловленные сходством
отдельных конструктивных элементов и характе-
ром нагружения. Как и в случае лопаток, это по-
зволило выработать общий подход к прочностно-
му расчету дисков.
Диски компрессора и турбины представляют
собой тело вращения (см. Рис. 14.3.1 1) и имеют
обод 2, полотно 3, ступицу 4, элементы крепления
к валу или другим дискам 5, а также элементы креп-
ления рабочих лопаток 1. В центральной части
обычно имеется отверстие, в котором проходят
валы; эти отверстия из-за снижения прочности дис-
ка приводят к необходимости утолщения ступицы.
В некоторых конструкциях турбин удается обой-
тись без таких отверстий. Диаметр дисков состав-
ляет до 1 000 мм и более, масса дисков может дохо-
дить до сотен килограммов. Более массивны диски
турбин, работающие при высоких нагрузках и тем-
пературах. Элементы крепления дисков весьма раз-
нообразны, что определятся многообразием кон-
струкций роторов. В этих элементах неизбежна
концентрация напряжений, обусловленная наличи-
ем отверстий, галтелей, шлиц и т.д., поэтому их
конструкция требует особо тщательной проработ-
ки и расчетов.
Одной из основных задач, решаемых при про-
ектировании дисков, является рациональный вы-
бор формы меридионального сечения, обеспечи-
вающего компромисс между прочностью и весом
диска.
Диски постоянной толщины - наиболее напря-
женные и тяжелые (так же, как и лопатка постоян-
ного поперечного сечения). Поэтому в реальных
конструкциях такие диски применяются редко,
только в случаях ненагруженных ступеней турбо-
машин наземного применения. Обычно диски име-
ют сложную фору меридионального сечения, вклю-
чающую участки постоянного сечения, конические,
с гиперболическим изменением толщины и др.
При работе двигателя на диск действуют стати-
ческие и динамические нагрузки (см. Рис. 14.3.1 2).
Со стороны лопаток действуют нагрузки в замках,
которые можно представить в виде сосредоточен-
ной силы, имеющей радиальную Рцл, тангенциаль-
ную Р.|л, и осевую PQJp составляющие, и момента
М . Тангенциальные составляющие уравновеши-
ваются крутящим моментом Мкр, действующим со
стороны вала. Реакцию со стороны соседних дета-
лей ротора можно представить в виде сосредото-
ченных осевых силами Р которые суммируют
воздействие газодинамических нагрузок, тепловых
расширений, монтажных усилий и т.д. На полотно
диска действует распределенное по поверхности
Рисунок 14.3.11 - Диски компрессора (а) и
турбины (б)
998
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
давление газар. Поскольку диск вращается, на все
его элементарные массы действует распределен-
ная по объему центробежная нагрузка р Темпе-
ратурное поле диска, вообще говоря, неравномер-
но как в окружном, так и в осевом направлениях.
На Рис. 14.3.1 26 показан характер распределения
температур по радиусу диска на режимах запуска
(кривая 1) и остановки (кривая 2) двигателя.
Основной вклад в статические напряжения
вносят центробежные силы лопатки и масс диска
и радиальная неравномерность температуры. Глав-
ным образом, они вызывают деформации растяже-
ния диска в плоскости его вращения.
Изгибающий момент, передающийся на диск
от рабочих лопаток, перепад давлений на боковые
поверхности диска, осевые силы, а также центро-
бежные силы несимметричных относительно плос-
кости вращения масс могут вызвать деформацию
изгиба диска. Как правило, это не вызывает значи-
мых напряжений, однако для дисков с тонкими
полотнами, не имеющих жесткого закрепления по
ступице или ободу, перепад давлений должен быть
учтен при оценке прочности. Взаимодействие дис-
ков в роторе может привести как к дополнитель-
ным изгибающим нагрузкам на диски (например,
в роторе компрессора барабанно-дискового типа),
так и к дополнительным растягивающим усилиям
(например, влияние лабиринтов и покрывных дис-
ков на основные диски).
Перечисленные выше нагрузки носят повтор-
но-циклический характер, обусловленный эксплу-
атационным (полетным) циклом двигателя. Они
вызывают накопление повреждений по механизмам
статической и циклической повреждаемости. По-
этому при проектировании дисков ведется провер-
ка одновременного обеспечения их статической
прочности и циклической долговечности.
Циклическая долговечность определяется раз-
махом деформаций, возникающих в наиболее на-
груженных зонах дисков, и историей их измене-
ния во времени. Характер изменения нагрузок
и температур в дисках таков, что величина и даже
знак деформаций в отдельных точках могут изме-
няться за полет много раз. Поэтому при оценке цик-
лической долговечности необходимо проводить
расчет напряженно-деформированного состояния
дисков для всей последовательности режимов по-
летного цикла (по полетному циклу). Такой ана-
лиз требует точного расчета напряжений и дефор-
маций с учетом реальной геометрии диска и всех
эксплуатационных факторов. Только в этом случае
он позволяет дать достоверную оценку цикличес-
кой долговечности диска. Такие расчеты проводят-
ся обычно в трехмерной постановке с использова-
Рисунок 14.3.12 - Нагрузки, действующие на
диск (а) и распределение темпе-
ратуры по радиусу (б)
нием метода конечных элементов. Подчеркнем, что
весьма трудоемкие расчеты в такой постановке
имеют смысл, если есть достоверные и точные дан-
ные о нагрузках и полях температур.
Задача проверки статической прочности дис-
ков более проста. Для этого достаточно провести
расчеты на одном наиболее нагруженном режиме
работы двигателя (как правило, это - взлетный ре-
жим с максимальной частотой вращения ротора).
Используются относительно простые расчетные
схемы и методы, обобщающие многолетний опыт
проектирования, производства и эксплуатации дви-
гателей. В основе этих методов лежит представле-
ние о том, что диск нагружен только центробеж-
ными силами, а напряженное состояние - плоское,
осесимметричное. В настоящее время эти методы
обычно используются на начальной стадии проек-
тирования дисков, когда определяется принципи-
альная возможность создания узла (ступени) нуж-
ной размерности, выбираются основные размеры
детали, проводится сравнение уровня напряжен-
ности с аналогичными деталями двигателей-пред-
шественников.
Динамические напряжения в дисках обычно
незначительны и не принимаются во внимание. Ис-
ключение составляют ситуации, когда тонкие дис-
ки не достаточно жестко закреплены в роторе и под-
вержены вибрациям. В этом случае динамические
напряжения могут оказаться существенными и при-
вести к ускоренному исчерпанию ресурса. Расчет
динамических напряжений даже при современном
уровне развития численных методов и вычисли-
999
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
тельной техники остается трудно выполнимой за-
дачей, в основном, из-за проблем с определением
характеристик конструкционного демпфирования.
Величина динамических напряжений в дисках оп-
ределяется экспериментально путем тензометри-
рования.
14.3.2 - Расчет напряжений в диске
в плоской оссесимметричной
постановке
Рассмотрим простейшую модель плоского
осесимметричного напряженного состояния дис-
ка. Эта модель основана на представлении о том,
что в каждой точке диска действуют только ради-
альные и окружные напряжения <ТД и СГу; осталь-
ные компоненты тензора напряжений малы по
сравнению с ними (см. Рис. 14.3.2 1).
Для вывода уравнений напряженного состоя-
ния диска принимаем следующие допущения:
-	реальный диск заменяем диском с попереч-
ным сечением, симметричным относительно плос-
кости вращения (см. Рис. 14.3.2 2), его толщина -
функция радиуса Ь(г)-,
-	наружную поверхность диска считаем ци-
линдрической, проходящей по впадинам замковых
пазов (ее радиус - ЯД; действие отброшенных вы-
ступов диска заменяем центробежными силами,
которые считаем равномерно распределенными по
наружной поверхности;
-	диск считаем неравномерно нагретым и на-
груженным только центробежными силами лопа-
ток и масс самого диска;
-	температуру диска и искомые напряжения
считаем неизменными по окружности, равномер-
но распределенными по толщине и зависящими
-	нагрузку от центробежных сил лопаток счи-
таем равномерно распределенной по внешней ци-
линдрической поверхности;
-	считаем, что напряжения в диске не превы-
шают предела пропорциональности материала.
Последнее допущение позволяет воспользо-
ваться принципом суперпозиции, т.е. считать сум-
марные напряжения в диске от всех нагрузок сум-
мой напряжений от каждой из них в отдельности.
Особенности напряженного состояния диска, свя-
занные с эффектами пластичности и ползучести бу-
дут рассмотрены позднее.
Принятые допущения не описывают дефор-
мацию изгиба диска и локальные особенности на-
пряженного состояния вблизи пазов под лопатки,
фланцев, отверстий, галтелей, местных утолщений
и т.д.
Рисунок 14.3.2_1 - Основные компоненты напряже-
ния в диске
только от радиуса г;
Рисунок 14.3.22 - К выводу уравнений напряженного состояния диска
1000
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рассмотрим произвольный объемный элемент
диска.4 BCZ) (см. Рис. 14.3.2 2), ограниченный ци-
линдрическими поверхностями радиусов г и r+dr
и меридиональными плоскостями с углом dtp меж-
ду собой. К выделенному элементу приложена цен-
тробежная сила его массы dP и поверхностные
силы dQ, dQ ’ и dT, заменяющие действие на эле-
мент отброшенной части диска. Радиальные силы
dQ и dQ приложенные соответственно к внутрен-
ней и наружной цилиндрическим поверхностям
элемента, есть равнодействующие напряжений (Тд
и (Тд+</СГд. Окружные силы dT есть равнодейству-
ющие окружных напряжений (Тг Они одинаковы
на обеих боковых поверхностях элемента в силу
симметрии.
Элементарная центробежная сила равна
dP = (Or dm = poorb r2 dtpdr, (14.3.2-1)
где p - плотность материала диска;
dm - масса выделенного элемента.
Для перечисленных выше сил, действующих
на выделенный элемент, получим:
dQ = GRbrdtp,	(14.3.2-2)
dQ’ = (gr + d(5R)(b + db)(r +dr)d(p ~
(14.3.2-3)
~(Gj) r + GRrdb + brdGR+Gjbdr)dtp,
dT=G1bdr.	(14.3.2-4)
Сумма проекций всех сил на окружное направ-
ление тождественно равна нулю, а сумма проек-
ций сил на радиальное направление дает:
dP4+dQ'-dQ-2dT sin^ = Q (14.3.2-5)
Полагая dtp!2 настолько малым, что
sin dtp/2~ dtpi2,
и подставляя выражения для элементарных сил
(14.3.2-1...14.3.2-4) в выражение (14.3.2-5), полу-
чим после сокращения на dtp и деления на brdr ис-
комое уравнение равновесия в виде:
des в 1 /	\
—(од-ог)+
dr г
Idb 2 п (14.3.2-6)
+од-------1- рсо г = 0
b dr
Это уравнение содержит две неизвестные ве-
личины <тди для определения которых необхо-
димо еще одно уравнение.
Рассмотрим деформации выделенного на
Рис. 14.3.2 2 элемента. Перемещение произволь-
ной точки диска в силу симметрии происходит
в радиальном направлении, а его величина зависит
только от радиальной координаты этой точки. При
деформации элемента ABCD его граница AD сме-
щается в радиальном направлении на величину
и(г), а граница ВС на величину u+du/drdr. Угло-
вой размер dtp не изменяется.
Радиальная деформация есть относительное
удлинение элемента в радиальном направлении:
du
er=~T-	(14.3.2-7)
dr
Абсолютное удлинение элемента в окружном
направлении выражается через радиальное пере-
мещение и как 2я(г+и)-2яг = 2 Пи, а окружная де-
формация элемента составляет:
2пи и
&Т =----= —
2пг г
(14.3.2-8)
Выразив перемещение и из (14.3.2-8) и под-
ставив его в (14.3.2-7), получим соотношение:
_d^Tr)
R~ dr
(14.3.2-9)
Оно выражает основное свойство сплошной
среды: для того, чтобы объект, сплошной до дефор-
мации, оставался таковым и после деформации,
компоненты деформации должны находиться в оп-
ределенной зависимости, называемой условием
совместности деформаций.
В рамках принятого выше допущения о ли-
нейной упругости материала диска связь между
напряжениями и деформациями выражается обоб-
щенным законом Гука, который для плоского на-
пряженного состояния имеет вид:
1 /
1 /
т
(14.3.2-10)
1001
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
где Е - модуль упругости материала;
Д - коэффициент Пуассона;
СС - коэффициент линейного расширения;
t - температура.
В правой части уравнений (14.3.2-10) первое
слагаемое выражает упругую деформацию под дей-
ствием внешних сил, а второе - температурную
составляющую деформаций.
Подставляя выражения (14.3.2-10) в уравне-
ние совместности деформаций (14.3.2-9), получим
уравнение совместности деформаций, записанное
в напряжениях:
(од -po7)+aZ
1
Е
откуда после преобразований для случая E=const.
da Т
--н
dr
г, dt
+ Еа
dr
с R
г
dr
(14.3.2-11)
= 0
Уравнения (14.3.2-6) и (14.3.2-11) представля-
ют собой систему обыкновенных дифференциаль-
ных уравнений первого порядка с двумя неизвест-
ными (Тй и (Тг
Для решения системы дифференциальных
уравнений необходимо знание граничных условий.
В рассматриваемом случае они представляют со-
бой известные значения напряжений на наружной
и внутренней цилиндрических поверхностях дис-
ка. Граничные условия в общем случае записыва-
ются как:
°R(Rb) = 0Rb, <TR(Ra)=(TRa. (14.3.2-12)
На Рис. 14.3.2 3 показаны варианты гранич-
ных условий. На наружном контуре диска напря-
жения (JRb возникают от центробежных сил рабо-
чих лопаток и замковых выступов диска и могут
быть определены по формуле:
(14.3.2-12)
(J = —	---- —
Re 27iRbbb
где Р|(л и Рцвд- центробежные силы лопатки и вы-
ступа диска соответственно;
Z	- число лопаток;
Ьь - толщина обода диска на радиусе Rb.
В частном случае отсутствия рабочих лопа-
ток или других внешних воздействий на наружном
контуре диска (7И = 0.
Граничные условия на внутреннем контуре
диска г =Ra определяются условиями его закреп-
ления. Если диск свободно посажен на вал или его
центральное отверстие свободно, то (7йя = 0. Если
диск посажен на вал с натягом, и этот натяг не ис-
чезает на рабочих режимах, на внутренней повер-
хности диска действует давление (7йя = -q. Это дав-
ление b соответствующий ему натяг находят из
условия совместности деформаций вала и диска.
Отметим, что посадка диска с натягом приводит
к увеличению напряжений на внутреннем конту-
ре, которое и без того бывает значительным. По-
этому такой способ соединения вала с диском ис-
пользуется редко.
Для диска без центрального отверстия вместо
второго из граничных условий (14.3.2-12) высту-
пает условие:
(7/0) = (7/0),	(14.3.2-13)
которое вытекает из равенства нулю радиального
перемещения в центре диска и симметрии нагру-
жения в центре диска.
Уравнения (14.3.2-6) и (14.3.2-11) вместе с гра-
ничными условиями (14.3.2-12) или (14.3.2-14)
представляют полную математическую формули-
ровку задачи, решение которой дает напряженное
состояние в любой точке диска.
Рисунок 14.3.2 3 - Граничные условия
1002
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Аналитическое решение сформулированной
выше задачи удается получить лишь для диска по-
стоянной толщины, а также для случаев, когда тол-
щина диска изменяется по радиусу по линейному
или гиперболическому закону. В практических
расчетах приходится прибегать к численным ме-
тодам. Рассмотрим один из вариантов метода ко-
нечных разностей, широко используемых в рас-
четах дисков, известный под названием метода
Кинасошвили.
Меридиональное сечение диска разобьем на п
участков кольцевыми сечениями. Для каждого /-го
сечения известны радиус г, толщина диска bтем-
пература t.; необходимо найти напряжения в этих
сечениях, которые обозначим (Тд. и С . Производ-
ные в уравнениях (14.3.2-6) и (14.3.2-11) заменим
конечными разностями:
db^bM-bt
dr rM-r{ ’
d^ R ~	Л/+1 — Ri
dr ~ rM_ri ; (14.3.2-15)
d^T д, CT7I+1
dr rM-rt
Подставляя в уравнения (14.3.2-6) и (14.3.2-
11), выразим напряжения в каждом последующем
сечении через их значения в предыдущем сечении:
1^1-*/	2
~Ра ri
bi rM-rt
(14.3.2-16)
Алгоритм расчета напряжений состоит из сле-
дующих этапов:
1)	на внутреннем контуре диска задаемся ве-
личинами напряжений и (&ТД, причем пер-
вым из них задаемся в соответствии с граничны-
ми условиями на внутренней поверхности,
а вторым - произвольно; для сплошного диска за-
даем (&Rl)1 = Для ускорения сходимости при
назначении начального значения	следует ори-
ентироваться на результаты расчета аналогичных
дисков;
2)	переходя последовательно от внутреннего
контура к следующим сечениям, определяем (&Д1
и (&Д из уравнений (14.3.2-16); в результате по-
лучаем на наружном контуре значения напряжений
в первом приближении (<5Rh)' и (&ть)1’,
3)	из граничных условий на наружном конту-
ре известна истинная величина (Ти; по разнице пер-
вого приближения (<5Rh)' и заданного (Ти определя-
ем поправку, которую надо внести в значение
первого приближения, чтобы получить (&ТД вто-
рого приближения, далее повторяем пункты 2 и 3.
Процедура повторяется до тех пор, пока раз-
ница полученных в очередном приближении ради-
альных напряжений на наружной поверхности с
граничными условиями не станет меньше задан-
ной погрешности.
В конструкциях дисков часто встречаются
зоны резкого изменения толщины: переход разви-
той ступицы к полотну и переход полотна к ободу,
в местах крепления дефлекторов и лабиринтов
и т.д. Резкое изменение толщины диска приводит
к скачкообразному изменению напряжений. Рас-
смотрим последовательность определения напря-
жений в таких зонах.
На Рис. 14.3.2 4 показаны схематично зоны
с резким изменением толщины. Напряжения GRl
и (Ти на радиусе R: в части диска с толщиной b:
известны из расчета методом Кинасошвили. Для
определения величин GR* и (У * на том же радиу-
се Rp но в части диска с толщиной Ь* воспользу-
емся следующим соображением. В любом сечении
диска, в том числе и сечении со ступенчатым из-
менением толщины, внутренние радиальные силы,
действующие на рассеченные части, равны. Для се-
чения 1-1 (см. Рис. 14.3.2 4) это равенство можно
записать в виде	= ltD,b,*O* Отсюда:
1 1 RI	I 1 RI
• _ bl
ая1-ая1^. ,	(14.3.2-17)
Рисунок 143.24 - К расчету напряжений в зонах
с резким изменением толщины
диска
1003
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
то есть радиальные напряжения в сечении со скач-
кообразным изменением толщины обратно пропор-
циональны изменению толщин.
Окружное напряжение (5Т1 в сечении 1-1 най-
дем из условия равенства окружной деформации
поверхности стыка ЕТ1 = Ет*, определенной для ча-
стей диска с толщинами и Ь*. Воспользуемся
формулой (14.3.2-12) и получим:
(°л - Цод1)+аг =	- Ц<*я1
Hi	Li
Выразив отсюда О’ * и подставив выражение
для из (14.3.2-17), получим:
* __	I 1 I
°п-ЦОд]I 1- * I (14.3.2-18)
\ ei J
Окружные напряжения так же, как и радиаль-
ные, при уменьшении толщины вырастают, при
увеличении толщины уменьшаются.
Действительное распределение напряжений
в подобных зонах носит существенно более слож-
ный характер из-за наличия концентрации напря-
жений в местах перехода. Для уменьшения концен-
трации напряжений зоны перехода выполняются
в виде галтели, причем радиус галтели должен
быть тем больше, чем выше уровень номинальных
напряжений. Более подробно вопросы определения
напряженного состояния в зонах конструктивных
концентраторов напряжений будут рассмотрены
ниже.
14.3.3 - Общие закономерности на-
пряженного состояния дисков
Как уже отмечалось, в рамках принятого до-
пущения о линейно-упругом поведении материа-
ла суммарные напряжения в диске можно рассмат-
ривать как сумму напряжений, определенных
отдельно от каждой из нагрузок: центробежных сил
масс диска, контурной нагрузки и нагрева. Это
удобно не только с точки зрения расчета напряже-
ний, но и для анализа закономерностей напряжен-
ного состояния диска.
Некоторые закономерности напряженного со-
стояния дисков при действии центробежных сил
и перепада температур между ободом и ступицей
видны непосредственно из уравнений (14.3.2-6)
и (14.3.2-11) и граничных условий.
Центробежные силы лопаток и масс диска
пропорциональны квадрату частоты вращения,
а напряжения, в силу линейности уравнений и гра-
ничных условий, пропорциональны нагрузкам.
Отсюда следует, что, если частоту вращения диска
увеличить в к раз, то напряжения от центробеж-
ных сил вырастут в к2 раз.
Если модуль упругости материала одинаков во
всех точках диска, его величина фигурирует в ма-
тематической модели только в качестве коэффици-
ента перед производной температуры по радиусу
в (14.3.2-11). Следовательно, в равномерно нагре-
том диске напряжения не зависят от модуля упру-
гости.
Температура в уравнениях напряженного со-
стояния диска представлена только в виде произ-
водной по радиусу. Отсюда следует, что в равно-
мерно нагретом диске температурные напряжения
отсутствуют. При изменении температуры дискана
одну и ту же величину по всем радиусам напряже-
ния в диске не изменятся. При возрастании темпе-
ратуры диска по всем радиусам в к раз их гради-
ент и температурные напряжения увеличиваются
тоже в к раз.
Из уравнения (14.3.2-6) видно, что единствен-
ное слагаемое, зависящее от толщины диска
£ db
b dr ’
зависит от закона изменения толщины по радиусу,
а не от ее абсолютной величины. Последняя, как
видно из (14.3.2-13), влияет на нагрузку на наруж-
ной поверхности диска. Если контурная нагрузка
отсутствует или остается неизменной, увеличение
толщины на всех радиусах в к раз не изменяет на-
пряженное состояние диска.
Рассмотрим напряжения в диске постоянной
толщины. Для этого случая уравнения напряжен-
ного состояния имеют аналитическое решение. Для
диска с отверстием [14.8.3]:
1004
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Rg
Rl~R2g
pco2L2 +R2 -
к
XX2
R2
1 f
гаее(Л> = -Дяа<Я>Ж
K Ra
В соотношениях (14.3.3-1) первое слагаемое
выражает напряжения от нагрузки на внешнем
контуре от центробежных сил лопаток, второе -
от нагрузки на внутреннем контуре, третье - от
центробежных сил собственно диска, четвертое -
температурные напряжения.
Если температура от ступицы к ободу изме-
няется по степенному закону с показателем степе-
ни и:
Ф0=[*Х,)-ф?а)]—,	(14.3.3-2)
кь
тогда
п-2
' Rn R”R2>
RbnR\
. (14.3.3-3)
Для сплошного диска [14.8.3]:
°r =^Bb + ^LP^2(R2b-R2)+
8 ,	(14.3.3-4)
+4е(/,)-0(Д)]
где
3 + ц	гГп2 1 + Зц 2
От=Оць+—Rb~—-R +
8	<	З+Ц )
+£[0(6)-0(7?)-аг]
На Рис. 14.3.3 1 показан характер изменения
по радиусу напряжений от центробежных сил
и <ТГч, температурных напряжений СГ/Л и СУп и сум-
марных СГ./2в диске постоянной толщины без
центрального отверстия и с отверстием. В качестве
общих закономерностей напряженного состояния
дисков постоянной толщины можно выделить бо-
лее высокий уровень окружных напряжений по
сравнению с радиальными и большая напряжен-
ность ступицы по сравнению с ободом.
Тангенциальные и окружные напряжения от
центробежных сил всегда растягивающие. В отли-
чие от них, окружные температурные напряжения
при типичном для стационарного режима поля тем-
ператур имеют положительный знак на ступице
и отрицательный на ободе. Наличие на ободе сжи-
мающих тангенциальных напряжений СУп объяс-
няется тем, что более горячие волокна обода дис-
ка стремятся расшириться, но «холодная» ступица
не дает диску вытянуться и вызывает сжатие обо-
да. Обратное воздействие обода на ступицу вызы-
вает появление растягивающих СУп в ступице. До-
полнительное к центробежным силам нагружение
ступицы дисков температурным градиентом край-
не нежелательно, но неизбежно. Особенно боль-
ших значений (до 50% от суммарных напряжений)
окружные температурные напряжения достигают
в дисках последних ступеней компрессоров высо-
кого давления, промежуточных дисках ТВД и дис-
ках ТНД.
Так называемый обратный градиент темпера-
туры, когда ступица диска горячее обода, возника-
ет на режимах остановки двигателя. При этом рас-
пределение тангенциальных температурных
напряжений имеет противоположный характер:
сжатие в области ступицы и растяжение в ободе.
В дисках постоянной толщины с центральным
отверстием окружные напряжения в ступице зна-
чительно выше, чем в таких же дисках без отвер-
стия. Наличие даже самого малого центрального
отверстия приводит к падению на контуре отвер-
стия радиальных напряжений до нуля и увеличе-
нию окружных напряжений почти вдвое по срав-
нению со сплошным диском. По конструктивным
соображениям диски часто выполняют с централь-
ным отверстием, а снижения напряжений добива-
ются увеличением толщины ступицы. С техноло-
гической точки зрения центральное отверстие дает
некоторое преимущество - в таких дисках можно
обеспечить более высокое качество материала, чем
в сплошных.
Диск постоянного сечения нагружен неравно-
мерно: напряжения в периферийной части мень-
ше, чем в ступице. В этом смысле его форма пера-
1005
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
°нь
б)
Рисунок 14.3.3_1 - Напряжения в диске постоянной толщины
а) сплошной диск; б) диск с omeqjcmueM
циональна. Ненагруженный, «лишний» материал
не только неоправданно увеличивает массу диска,
но и нагружает ступицу дополнительными цент-
робежными силами. Поэтому диски обычно име-
ют меридиональное сечение, сужающееся к обо-
ду. Ниже будет показано, что в принципе можно
спроектировать диск, имеющий одинаковые стати-
ческие напряжения по всему сечению. Такие дис-
ки иногда называют «равнопрочным», хотя точнее
было бы называть их «равнонапряженными». Дело
в том, что равные напряжения и не означают оди-
наковые значения показателей прочности. Реаль-
ные диски обычно не удовлетворяют условиям ра-
венства показателей прочности по объему, однако
при проектировании отдельных участков следует
к этому стремиться. Сравнение масс дисков раз-
личного профиля при одинаковой нагрузке и оди-
наковом максимальном напряжении в них показы-
вает следующее. Диск гиперболического сечения
имеет массу на 17% ниже, чем диск постоянного
сечения, конический - на 19%, «равнопрочный» -
на 22%.
Распределение напряжений в реальных дисках
переменной толщины может быть достаточно слож-
ным. На Рис. 14.3.3 2 приведен пример поля напря-
жений в реальном промежуточном диске турбины
высокого давления. Видно, что, несмотря на утол-
щение ступицы, суммарные окружные напряжения
на внутренней поверхности выше, чем в ободе. При
перепаде температур между ободом и ступицей
1006
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
Рисунок. 14.3.3 2 - Распределение напряжений в промежуточном диске ТВД
в 300 градусов температурные напряжения в сту-
пице составляют около 20% от суммарных, в обо-
де - больше половины. Радиальные напряжения
в средней части полотна примерно в два раза мень-
ше окружных. Максимальные суммарные напря-
жения - на внутренней поверхности.
14.3.4 - Пластические деформации
в дисках. Автофретирование дис-
ков
Приведенные выше основные уравнения для
определения напряжений в дисках были получены
в предположении упругого поведения материала
диска, когда максимальные напряжения в диске не
превышают предела пропорциональности.
Опыт доводки и эксплуатации двигателей по-
казывает, что появление пластических деформаций
в ступице диске само по себе не означает его раз-
рушения, а лишь ведет к перераспределению на-
пряжений. Более того, допуская более высокий, чем
предел пропорциональности, уровень напряжений
в диске, можно уменьшить его вес. Важно, как бу-
дет показано ниже, чтобы пластическая деформа-
ция не приводила к потере несущей способности
диска, то есть не охватывала полностью его мери-
диональное сечение. В большинстве дисков совре-
менных турбин высокого давления материал испы-
тывает пластические деформации.
Для анализа напряженно-деформированного
состояния диска с учетом пластичности материа-
ла используется метод переменных параметров уп-
ругости, описанный в разделе 14.1.9. Напомним,
что этот метод сводит решение задачи о пласти-
ческом поведении конструкции к последователь-
ности более простых задач, в которых материал
считается линейно упругим. При расчете дисков
метод переменных параметров упругости часто
применяется вместе с методом Кинасошвили (см.
раздел 14.3.2). Расчет требует наличия достовер-
ных экспериментальных данных о диаграмме рас-
тяжения материала О - Е для рабочих температур.
Результатом расчета являются кривые распре-
деления радиальных и окружных напряжений по
радиусу диска.
На Рис. 14.3.4 1 приведен пример распреде-
ления напряжений в диске турбины высокого дав-
ления. Показаны суммарные радиальные и окруж-
ные напряжения, полученные как в предположении
упругого поведения материала, так и с учетом пла-
стических деформаций. Видно, что в ступице дис-
ка вблизи его внутренней поверхности окружные
напряжения с учетом пластичности материала
меньше упругих напряжений. Именно в этом мес-
те образуется зона, в которой материал деформи-
руется необратимо. При этом происходит перерас-
пределение напряжений, в результате которого
напряжения в полотне диска несколько возраста-
ют, полотно диска как бы «подгружается» за счет
снижения несущей способности ступицы. В целом
в результате пластической деформации поле напря-
жений диска становится более равномерным.
1007
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.3.41 - Распределение напряжений в диске с учетом пластических деформаций
Предельным состоянием диска, приводящим
к потере его несущей способности, является пере-
ход к пластическому состоянию всего диска. На
практике, проектирование высоконагруженных
дисков проводят таким образом, чтобы пластичес-
кая зона охватывала ступицу и часть полотна (до
половины поперечного сечения диска).
В результате длительного воздействия нагру-
зок и высокой температуры необратимые дефор-
мации в диске могут постепенно увеличиваться
вследствие ползучести материала. В зоне пласти-
ческих деформаций напряжения несколько снижа-
ются вследствие релаксации. Для описания процес-
са накопления необратимых деформаций и оценки
изменения размеров диска за время эксплуатации
двигателя проводят расчеты с учетом ползучести
материала. Используемые при этом модели ползу-
чести описаны в разделе 14.1.11.Обычно исполь-
зуется модель старения, которая позволяет свести
задачу ползучести к задаче пластичности, которая
решается методом переменных параметров упру-
гости. Напомним, что для определения деформа-
ций ползучести необходимо иметь достоверные
экспериментальные данные о кривых ползучести
материала в рабочем диапазоне температур. Полу-
чение этих данных требует проведения большого
объема экспериментов.
Рисунок 14.3.4 2 - Автофретирование диска
Пластическая деформация материала диска
в ряде случаев позволяет повысить его цикличес-
кую долговечность за счет создания благоприят-
ного поля остаточных напряжений. Это явление на-
зывается автофретированием, суть его состоит
в следующем.
Диск подвергают однократному воздействию
центробежных сил при частоте вращения, несколь-
ко превышающей рабочую. В наиболее нагружен-
1008
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
ной зоне диска вблизи внутренней поверхности
ступицы напряжения превышают предел текучес-
ти материала, возникает пластическая деформация
(см. Рис. 14.3.4 2а). Периферийная часть диска при
этом остается упругой. Чем больше частота вра-
щения при автофретировании, тем больше зона
и величина пластической деформации. После ос-
тановки диска напряжения снижаются, но не до
нуля, как это было бы при упругом поведении ма-
териала. В диске возникают остаточные напряже-
ния.
Механизм их появления можно понять, если
представить пластическую зону кольцом, которое
вследствие необратимой деформации под действи-
ем центробежных сил увеличилось в диаметре.
После остановки диска и исчезновения центробеж-
ных сил оставшаяся упругой периферийная часть
диска стремится вернуться к исходному размеру
и сжимает это кольцо. В результате после разгруз-
ки в пластической зоне остаются окружные напря-
жения сжатия, а в прилегающих к ней слоях упру-
гой части диска - напряжения растяжения (см.
Рис. 14.3.4 26). Радиальные остаточные напряже-
ния - сжимающие.
Созданное таким образом благоприятное поле
остаточных напряжений приводит к тому, что при
последующем эксплуатационном нагружении дис-
ка его материал пластически больше не деформи-
руется. Возникающие при нагружении окружные
напряжения растяжения суммируются с остаточ-
ными напряжениями сжатия, и суммарные напря-
жения уже не превосходят предел текучести (см.
Рис. 14.3.4 2в).
Автофретирование представляет собой от-
дельную технологическую операцию, которую
проводят на специальных, так называемых разгон-
ных стендах. Как правило, автофретированию под-
вергаются высоко нагруженные диски турбины.
14.3.5 - Критерии статической проч-
ности дисков. Запас прочности дис-
ка по разрушающей частоте враще-
ния
Для оценки прочности дисков могут исполь-
зоваться несколько критериев: запас кратковремен-
ной и длительной прочности по напряжениям, за-
пас по долговечности, запас по разрушающей
частоте вращения, а также запас по циклической
долговечности. Каждый из них отражает способ-
ность диска сохранять работоспособность при пре-
имущественном действии определенного механиз-
ма разрушения, характерного для материала, диска
и условий его работы. Кроме того, различные кри-
терии применяются на разных стадиях проектиро-
вания в зависимости от точности определения на-
грузок и напряженного состояния диска.
Простейшими показателями статической
прочности диска являются значения коэффициен-
та запаса кратковременной прочности по напряже-
ниям:
(14.3.5-1)
и коэффициента запаса по длительной прочности
по напряжениям:
Кт=ъ	(14.3.5-2)
где О), - предел кратковременной прочности
материала;
О’ - предел длительной прочности.
Под максимальным напряжением О пони-
мается большее из напряжений Од или <УТ на том
режиме, на котором оно принимает наибольшее
значение. Напряжения, рассчитываются по описан-
ным выше методикам с учетом пластических де-
формаций.
Критерий кратковременной прочности ис-
пользуется при проектировании дисков первых
ступеней компрессоров, имеющих низкую рабочую
температуру. Критерий длительной прочности ис-
пользуется при расчете «горячих» дисков. При этом
для авиационных двигателей за основу берется
взлетный режим, а для наземных - максимальный
эксплуатационный. Предел длительной прочнос-
ти (напомним, что это - предельное напряжение,
которое материал выдерживает без разрушения при
заданной температуре в течение заданного време-
ни) принимается условно для удвоенной ожидае-
мой суммарной наработки на этом режиме за вре-
мя эксплуатации.
Запас прочности по напряжениям считается
достаточным, если значение коэффициента An> 1,5.
На Рис. 14.3.5 1 приведены предельные значения
напряжений для длительности нагружения 500 ча-
сов в дисках из различных групп материалов: ти-
тановых сплавов (а), жаропрочных сплавов на ни-
келевой основе (б), гранулируемых сплавов на
никелевой основе (в). Видно, что с точки зрения
длительной статической прочности для изготовле-
ния дисков турбин предпочтительным является
использование гранулируемых жаропрочных спла-
вов, имеющих мелкозернистую структуру и высо-
кие показатели длительной прочности, особенно
при температурах выше 650°С.
1009
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.3.52 - К расчету КЬ1
Рисунок 14.3.51 - Предельные напряжения
в дисках
Следует отметить, что запас статической проч-
ности дисков по напряжениям в практике проек-
тирования носит вспомогательный характер, более
показательными принято считать критерии цикли-
ческой долговечности и несущей способности, рас-
смотренные ниже.
Показателем несущей способности дисков
является коэффициент запаса по разрушающей
частоте вращения:
(14.3.5-3)
где С0|1а.,р - разрушающая частота вращения, при
достижении которой происходит разру-
шение диска;
О) - максимальная рабочая частота
вращения диска.
Расчет коэффициента запаса по разрушающей
частоте вращения основан на представлении о том,
что при достижении С0разр на поверхности, по кото-
рой происходит разрушение, максимальное напря-
жение (радиальное или окружное) достигает пре-
дела длительной прочности (или предела прочности
для «холодных» дисков). Несмотря на то, что это
представление характерно для пластичных матери-
алов, получающиеся значения (О хорошо согла-
суются с экспериментальными данными. Обычно
рассматривают два случая разрушения диска: по
меридиональному и цилиндрическому сечениям.
Разрушение по меридиональному сечению
характерно для дисков с плавно изменяющейся
толщиной, без резких сужений. При повышении
частоты вращения возникновение пластических
деформаций приводит к перераспределению напря-
жений и постепенному их выравниванию в мери-
диональном сечении. Принимается, что разруше-
ние происходит при достижении окружными
напряжениями во всем этом сечении предела проч-
ности <Tg.
Рассмотрим условие равновесия половины
диска в момент, предшествующий разрушению (см.
Рис. 14.3.5 2). Действие отброшенной половины
диска заменим окружными напряжениями в мери-
диональном сечении, равными в момент разруше-
ния пределу прочности <Tg. Температура диска из-
меняется по радиусу, поэтому предел прочности
также зависит от радиуса. Равнодействующая на-
пряжений в меридиональном сечении равна:
PM=2^Bbdr	(14.3.5-4)
Ra
Эта сила уравновешивает центробежные
силы, действующие на рассматриваемую часть
диска и прикрепленные к ней лопатки.
Как и в рассмотренной выше расчетной схеме
диска (см. раздел 14.3.2) наружным радиусом Rb
будем считать радиус цилиндрической поверхнос-
ти, проходящий по впадинам диска. Действующая
на этой поверхности равномерно распределенная
контурная нагрузка О* заменяет центробежные
1010
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
силы масс лопаток и выступов диска при разруша-
ющей частоте вращения. Она пропорциональна
квадрату частоты вращения и определяется через
контурную нагрузку на рабочей частоте вращения
<ТИ( 14.3.2-13) как:
2\<з nbdr = 2x5 j^RJbhKh +
I d	Kb b v b
Ra
R*
+ 2pa2Kl fbr2dr
Ra
(14.3.5-5)
откуда
Выделим углом dtp элементарный участок на-
ружной поверхности диска (см. Рис. 14.3.5 2). Рав-
нодействующая контурной нагрузки на этом учас-
тке dPllh, а ее проекция на ось у:
dPfb=<5,a>Rbbbsm<pd<p
Вертикальная составляющая всей контурной
нагрузки определяется интегрированием в преде-
лах от 0 до я, что с учетом (14.3.5-5) дает:
РКЪ=^ RbRbbbKb
(14.3.5-6)
Вертикальная составляющая центробежной
силы dP^ (см. Рис. 14.3.5 2), действующей на эле-
мент размерами dtp и dR, равна:
j(5sbdr
Ra
1	, 2RC, 2 ,	(14.3.5-10)
+ \br dr
(	Ra
Индекс 1 в обозначении Kb] здесь означает, что
коэффициент запаса по разрушающей частоте вра-
щения определен для случая разрушения по мери-
диональной поверхности.
Интеграл, входящий в знаменатель подкорен-
ного выражения, есть геометрический момент
инерпии половины полного меридионального се-
чения диска относительно оси вращения:
Лб
=	(14.3.5-11)
Ra
dPy = pa2br2
sintp dtpdr
Ее равнодействующая получается интегриро-
ванием в пределах от 0 до я, и от Ra до Rb.
Кь
Рцу =2ра2К2 • fbr2dr
Ra
(14.3.5-7)
Условие равновесия
Рм=РУеь+РУч (14.3.5-8)
после подстановки (14.3.5-5) (14.3.5-7) принимает
вид:
Рисунок 14.3.53 - К расчету КЬ2
1011
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
Разрушение по цилиндрическому сечению
характерно для дисков сложного ступенчатого про-
филя. В дисках, имеющих сужение под ободом или
внецентренные отверстия в полотне, радиальные
напряжения на соответствующей цилиндрической
поверхности могут превышать окружные. В этом
случае при увеличении частоты вращения пласти-
ческая зона развивается у этой поверхности, а за-
тем охватывает весь объем от цилиндрической по-
верхности до обода.
Поверхность разрушения состоит из цилинд-
рического участка с радиусом Rm части меридио-
нального сечения от радиуса R. до наружного ра-
диуса Rb (см. Рис. 14.3.5 3).
Для определения разрушающей частоты вра-
щения цилиндрического сечения рассмотрим рав-
новесие отделяющейся части диска в момент пред-
шествующий разрушению. Условие равновесия
в проекциях на вертикальную ось:
Рм +РУЦЦип =РУы +РУЧ  (14.3.5-12)
В этом равенстве проекция равнодействующей
контурной нагрузки Р^ определяетсяпо (14.3.5-6).
Проекция равнодействующей центробежных сил
масс отделяющейся части Рц диска определяет-
ся аналогично (14.3.5-7), но интегрирование по ра-
диусу ведется отR.. При вычислении по (14.3.5-5)
равнодействующей напряжений на меридиональ-
ной поверхности Р интеграл также берется от R.
По сравнению с (14.3.5-8) в (14.3.5-12) появи-
ру
лась вертикальная составляющая кццил равнодей-
ствующей напряжений в цилиндрическом сечении
радиуса!?., которые в момент разрушения равны tTg.
Она может быть получена аналогично (14.3.5-6):
(14.3.5-13)
гДе °Bi =
Из (14.3.5-12) получим соотношение для ко-
эффициента запаса:
pi
^bdr+a ВДД
7,2 -	D
1	2 Г 2 j (14.3.5-14)
o RbRbbb + P® J er dr
Индекс 2 в обозначении КЬ2 здесь означает, что
коэффициент запаса по разрушающей частоте вра-
щения определен для случая разрушения по цилин-
дрической поверхности. Для различных радиусов
цилиндрических сечений значения этого коэффи-
циента различны. Для оценки несущей способно-
сти диска необходимо найти наименьшее значение.
В конструкциях некоторых дисков компрес-
соров и турбин выполняются внецентренные от-
верстия для прохода охлаждающего воздуха или
для крепления соседних деталей. Такие отверстия
существенно ослабляют несущую способность
диска. В этом случае в формулу (14.3.5-14) долж-
на быть внесена поправка, учитывающая умень-
шение площади цилиндрического сечения, где рас-
положены отверстия:
\а Ebdr+а ЕДД 1----0
к = I \
Ь2 1	Л 2	,(14.3.5-15)
<^A + P® ]er dr
I	R,
где ZQ - число отверстий;
d - их диаметр;
R - радиус цилиндрического сечения,
в котором расположены отверстия.
Значение коэффициента запаса по разрушаю-
щей частоте вращения КЬ1 должно быть не менее
1,4...1,6, КЬ2 - не менее 1,35...1,6.
Следует отметить, что в коэффициентах запа-
са по разрушающей частоте вращения не учитыва-
ются температурные напряжения; влияние нагре-
ва учитывается только через зависимость предела
длительной прочности материала от температуры.
Не учитываются и напряжения, связанные с изги-
бом диска. Поэтому оценка прочности диска по
критерию несущей способности используется глав-
ным образом как предварительная. Критерии, свя-
занные с детальным учетом формы диска, его вза-
имодействия с соседними деталями и характера
нагружения, рассмотрены ниже.
14.3.6 - Запас прочности диска по
циклической долговечности
Как уже упоминалось, прочностное проекти-
рование дисков турбомашин ведется не только по
критериям статической прочности, но и по крите-
риям и циклической долговечности. Практика экс-
плуатации авиационных ГТД большого ресурса
показывает, что именно накопление повреждений
1012
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
по механизмам малоцикловой усталости может
быть причиной появления дефектов в дисках.
Явление малоцикловой усталости описано
в разделе 14.1.13. Малоцикловая усталость про-
является при наличии необратимых деформаций
в макроскопических (в отличие от микроскопичес-
ких - соизмеримых с размерами зерна) объемах ма-
териала. В высоконагруженных дисках турбин
и компрессоров пластические деформации обыч-
но имеют место в ступицах, а также в зонах кон-
центрации напряжений.
Оценка циклической долговечности дисков
складывается из следующих этапов.
На первом этапе для всех режимов типового
полетного цикла рассчитывается напряженное со-
стояние диска, выявляются опасные точки, опреде-
ляется зависимость изменения напряжений в этих
точках от времени по полетному циклу. Использо-
вание для этой цели модели осесимметричного плос-
кого напряженного состояния, рассмотренной выше,
обычно дает приемлемую оценку напряженного со-
стояния в ступицах дисков без учета концентрации
напряжений. В тех зонах дисков, где расположены
конструктивные концентраторы - отверстия, галтель-
ные переходы и т.д. - оценка действующих напря-
жений проводится с использованием теоретических
коэффициентов концентрации 0Су:
ст = а10вом,	(14.3.6-1)
где О’ - номинальное напряжение, определенное
без учета концентрации напряжений в
упругой постановке.
Значения (ХТ для типичных концентраторов
приведены в справочной литературе (см., напри-
мер, [14.8.19]).
На втором этапе для всех режимов полетного
цикла и для всех опасных зон диска, в которых
напряжения превышают предел текучести матери-
ала при рабочей температуре, определяется вели-
чина упругопластических деформаций. При этом
в случае сложного напряженного состояния ис-
пользуется наибольшая компонента тензора напря-
жений. В практике расчетов для определения де-
формаций часто используется приближенный
способ, основанный на формуле Нейбера:
«о ’«е = аГ
(14.3.6-2)
откуда (T*E*=const
где (Ха, ае - коэффициенты концентрации упруго-
пластических напряжений и дефор-
маций;
(Хт - теоретический коэффициент
концентрации упругих напряжений;
О* и Е*- упруго пластические напряжения и
упруго пластические деформации в
районе концентратора напряжений.
На Рис. 14.3.6 1 методика расчета упругоп-
ластических деформапий проиллюстрирована на
примере знакопеременного симметричного цик-
ла напряжений. На участке нагружения от точки
О до точки 1 напряжение возрастает и в упругом
расчете превосходит предел текучести (точка 1).
Упругопластические напряжения и деформации,
соответствующие этому моменту нагружения
(точка 1*), определяются с помощью гиперболы
Нейбера - соотношения (14.3.6-2). На участке раз-
грузки (участок 1-2 на Рис. 14.3.6 1а) напряже-
ния могут снова превзойти предел текучести (точ-
ка 2 на Рис. 14.3.6 16). Упругопластические
деформации и напряжения снова определяются по
гиперболе Нейбера (точка 2* на Рис. 14.3.6 16).
После нескольких циклов нагружения устанавли-
вается размах пластических деформаций Де? и раз-
мах полной деформации Де.
На третьем этапе анализируется зависимость
изменения во времени напряжений в типовом по-
летном цикле, определяется количество подциклов
нагружения, средний уровень напряжений и раз-
мах деформации в каждом из них. На Рис. 14.3.6 2
Рисунок 143.61 - К методике расчета упругоплас-
тических деформаций
а) нагружение; б) кривая дефор-
мирования
1013
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
Рисунок 14.3.6 2 - Схема представления сложного цикла нагружения в виде совокупности простых
подциклов.
приведена схема разложения полетного цикла на-
гружения на простые подциклы. Каждый выделен-
ный таким образом подцикл включает в себя ветвь,
на которой напряжение монотонно возрастает
и ветвь монотонного падения.
На последнем этапе проводится оценка цик-
лической долговечности диска с использованием
экспериментальных данных о сопротивлении ма-
териала малоцикловому разрушению (см. раздел
14.1.13). При отсутствии таких данных в полном
объеме используется эмпирическое уравнение
Мэнсона, включающее минимум эксперименталь-
ных данных. Применительно к рассматриваемому
случаю, когда цикл нагружения несимметричен
и среднее напряжение его не равно нулю, уравне-
ние Мэнсона имеет вид:
Ае = 3,5^°* СТ”»^-°-12
Е
(14.3.6-3)
где E,Opiiy- соответственно модуль упругости,
предел прочности и коэффициент
поперечного сужения материала
при разрыве для рабочей темпера-
туры;
<Тя - среднее напряжение цикла.
Из уравнения (14.3.6-3) может быть найдено
число циклов нагружения до разрушения, соответ-
ствующее размаху деформации Де для каждого под-
цикла типового полетного цикла. В приближенных
расчетах часто ограничиваются заменой полетного
цикла одним циклом нагружения О-Мах-О, где Мах
- режим, на котором реализуется максимальная на-
пряженность. В этом случае полученное в резуль-
тате решения уравнения Мэнсона число циклов до
разрушенияпринимается за оценку цикличес-
кой долговечности диска и сравнивается с требо-
ванием по циклическому ресурсу диска NmpeS-
Для более точного учета формы полетного
цикла при оценке циклической долговечности при-
нимают во внимание все подциклы типового по-
летного цикла. Используют гипотезу линейного
суммирования повреждений (см. раздел 14.1.14).
Суммируя повреждения от малоцикловой устало-
сти и ползучести при выдержке на длительных ре-
жимах, можно получить соотношение для оценки
циклической долговечности А :
(14.3.6-4)
где Кс и К - коэффициенты запаса по статичес-
кой прочности и циклической долго-
вечности (первый из них принима-
ют в диапазоне 2...2,5, второй - 3...5);
Т.н! - длительность выдержки на/- м режи-
ме в полетном цикле и время до раз-
рушения на таком режиме;
п. и N.p - число подциклов, соответствующих
i - му режиму в полетном цикле
и число циклов до разрушения на та-
ком режиме;
Z и к - число режимов с выдержкой и
число различных подциклов в полет-
ном цикле.
Если требование циклической долговечности
не выполняется, нужно перепроектировать диск
так, чтобы уменьшить уровень действующих но-
минальных напряжений. Следует иметь в виду, что
1014
Глава 14 -Динамика и прочность ГТД
оценка циклической долговечности весьма чув-
ствительна к точности расчета напряжений и де-
формаций. Поэтому можно рекомендовать снача-
ла провести уточняющие расчеты НДС диска по
трехмерным моделям, описанным ниже.
В практике доводки двигателей в дополнение
к расчету циклического ресурса дисков проводит-
ся его экспериментальное подтверждение. Диски
с лопатками подвергают эквивалентно-цикличес-
ким испытаниям на специальных установках, так
называемых «разгонных» стендах.
14.3.7 - Подтверждение циклическо-
го ресурса дисков на основе кон-
цепции допустимых повреждений
В описанных выше методах оценки цикличес-
кого ресурса дисков не рассматривается ситуация,
когда в материале существуют макроскопические
дефекты. Однако отечественный и мировой опыт
доводки и эксплуатации двигателей показывает, что
появление металлургических или технологических
дефектов, приводящих к зарождению трещин в дис-
Рисунок 14.3.71 - Схема определения характеристик живучести дисков
1015
Глава 14 - Динамика и прочность ГТД
ках, полностью исключить не удается. В частно-
сти это относится к дискам турбин из гранулиру-
емых никелевых сплавов, в которых в процессе
получения заготовок методами порошковой ме-
таллургии образуется некоторое незначительное
количество неметаллических или металлических
включений.
В связи с этим, наряду с традиционными ме-
тодами, одним из путей повышения надежности
иресурса дисков должно быть обеспечение сопро-
тивления развитию трещин. Такой подход предус-
матривается так называемой «концепцией допус-
тимых повреждений», обязательной при оценке
ресурса основных деталей ГТД в фирмах США
и Великобритании с 80-х г.г. Основанный на концеп-
ции допустимых повреждений подход к назначению
ресурса позволяет не только повысить безопасность
эксплуатации двигателей, но и обоснованно увели-
чить ресурс деталей, снизить их массу и тем са-
мым повысить экономические показатели.
Прогноз ресурса конструкции с исходными
дефектами выполняется методами механики раз-
рушения, основные положения которой рассмот-
рены в разделе 14.1.15. В настоящем разделе ос-
тановимся на применении методов механики
разрушения к изучению процессов роста трещин
в дисках ГТД.
Схема вероятностной оценки циклической
долговечности дисков с учетом возможных дефек-
тов материала включает в себя следующее (см.
Рис. 14.3.7 1).
Исходными данными для расчета являются
найденные при оценке циклического ресурса по
критериям мало цикловой усталости поля напряже-
ний для всех режимов типового полетного цикла.
Эти напряжения называют номинальными, по-
скольку при их определении возможное наличие
в диске трещин не принимается во внимание.
Сведения о виртуальных (в отличие от извест-
ных конкретных) дефектах материала, необходимые
для оценки ресурса на основе концепции допусти-
мых повреждений, включают в себя статистичес-
кие данные о распределении дефектов по размеру,
форме, количеству,