Топливная система двигателя ПС-90А и модификаций

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство транспорта Российской Федерации

Ульяновское высшее авиационное училище гражданской авиации (институт)

Кафедра: АТ

Курсовая работа

по курсу: «Конструкция и эксплуатация авиационных двигателей»

Авиационный двигатель ПС-90А и его модификации. Топливная система двигателя ПС-90А и модификаций

Ульяновск 2011

Содержание

двигатель газодинамический турбина компрессор летный

Введение

Глава 1. Описание конструкции двигателя

1.1 Общие и летные характеристики двигателя

1.2 Конструкция двигателя

1.3 Переходник входного устройства двигателя

1.4 Компрессор

1.5 Турбина

1.6 Опоры двигателя

1.7 Камера сгорания

1.8 Реактивное сопло

1.9 Механизм реверса

1.10 Элементы наружного контура двигателя

1.11 Коробка приводов

1.12 Узлы подвески двигателя к самолету

Глава 2. Система топливопитания и автоматического регулирования

Глава 3. Отказы и неисправности

Заключение

Список использованной литературы

Введение

Сегодня мы не можем представить транспортную систему страны, континента, мира без авиационного транспорта. Авиационный транспорт имеет наиболее высокие темпы развития в транспортной отрасли. Ежегодно с авиастроительных заводов России и мира взлетают и получают путевку в летную жизнь сотни авиалайнеров. Для этого на заводах, в конструкторских и проектных бюро трудятся сотни инженеров и специалистов. В лабораториях и институтах проводят сертификационные испытания для тысяч агрегатов и узлов современных летательных аппаратов, чтобы обезопасить регулярные перевозки пассажиров и грузов. Увы, стоит отметить, то, что в последнее время авиационная отрасль в России начала «чихать». Связано это, прежде всего с упадком в разработках и проектировании современных, а главное конкурентно способных, российских самолетов. Конечно, не все так плохо. Каждый год мы можем наблюдать взлеты новых Ил-96, Ту-204/214, Ил-76 и Ан-124. Не может не радовать работа российских инженеров по созданию или модификации авиационной техники, помогающей «крылатым тоннам» набирать высоту из года в год.

Я бы хотел рассказать о недавней разработки российского авиапрома - двигателе ПС-90А и его модификациях. За годы летной работы двигатель показал себя с лучшей стороны и признан сегодня наиболее конкурентно способным из произведенных в России.

История создания двигателя ПС-90А

В конце 1982 года был объявлен конкурс на унифицированный двигатель с тягой 16000 кгс для самолётов Ил-96-300 и Ту-204. ОКБ П.А. Соловьёва в рамках конкурса разработало проект турбовентиляторного двигателя Д-90А (с 1987 года - ПС-90А). Его производство организовано на заводе №19 им. Я.М. Свердлова в Перми в 1989 году. В 1992 году двигатель был сертифицирован. С 1993 года он эксплуатируется на пассажирских авиалиниях. В октябре 2000 года ПС-90А первым из отечественных двигателей прошёл сертификацию на птицеустойчивость.

ПС-90А выполнен по двухвальной схеме с реверсивным устройством в канале наружного контура. Состоит из 11 модулей. Вентилятор одноступенчатый с дополнительной подпорной ступенью. Компрессор 13-ступенчатый, имеет корпусы кольцевого типа без продольных фланцев, 3 поворотных направляющих аппарата. Турбина высокого давления имеет 2 ступени, низкого - 4. Камера сгорания трубчато-кольцевая с 12 жаровыми трубами. ПС-90А стал первым отечественным двигателем, имеющим электронно-цифровую систему управления и диагностики (система "Диагноз-90"). Она автоматически выбирает оптимальный расход топлива при любом режиме и метеоусловиях, уменьшает нагрузку на экипаж при запуске двигателя и наборе высоты, обеспечивает защиту от помпажа. Система имеет два независимых электронных канала управления и резервный гидромеханический.

Всего изготовлено 300 двигателей семейства ПС-90А (по состоянию на 2010 год). Развал страны и глубокий экономический кризис сказался и на производстве двигателя. В период с 1996 по 2001 год не было произведено ни одного нового ПС-90, а только производился ремонт ранее выпущенных. К сентябрю 2004 года общий налёт двигателей ПС-90А на всех самолётах составил 1000000 часов. 17 октября 2009 года начались лётные испытания модернизированного двигателя ПС-90А2.

Модификации двигателя

ПС-90А (Д-90А) - базовый. Устанавливается на Ил-96-300, Ту-204, Ту-214.

ПС-90А сер. 2 - доработанный. Отличается увеличенным ресурсом.

ПС-90А-1 - модификация базовой версии ПС-90А. Увеличена тяга двигателя на максимальном режиме до 17 400 кгс. Кроме этого, двигатель оснащен малоэмиссионной камерой сгорания и новыми звукопоглощающими конструкциями 2-го поколения. Предназначен для эксплуатации на транспортном самолёте Ил-96-400Т и на пассажирском Ил-96-400М. В последние дни 2007 года ОАО «Авиадвигатель» получило официальный документ, подтверждающий сертификацию авиационного двигателя ПС-90А-1 -- дополнение № 29 к сертификату типа двигателя ПС-90А.

ПС-90А-10 - дефорсированный до 9500-10500 кгс. Предназначен для пассажирского самолёта Ту-334-200.

ПС-90А-12-Б - дефорсированный до 12000 кгс. Предназначен для пассажирских самолётов Як-242 и Як-46.

ПС-90А-76 - дефорсированный до 14500 кгс. Отличается увеличенным ресурсом. Предназначен для транспортных самолётов Ил-76МД-90, Ил-76ТД-90, Ил-76МФ, Ил-76ТФ. Этот чрезвычайно удачный транспортный самолёт столкнулся в 90-х с жёсткими международными требованиями по экологичности и шуму. ПС-90А-76 позволил устранить эти недостатки. Возможна конвертация в эту модификацию из ранее выпущенных двигателей базовой модификации ПС-90А, что позволяет заметно снизить стоимость. Сертифицирован в феврале 2004 года.

ПС-90А-154 - двигатель для самолёта Ту-154М2. Отличается возможностью бокового крепления.

ПС-90А2 - модернизированный. Отличается увеличенным ресурсом, улучшенной экономичностью и пожаробезопасностью, возможностью многократного использования чрезвычайного режима. Срок службы увеличен до 12 лет.

Унифицированный двигатель ПС-90А-2 предназначен для самолетов типа Ил-96, Ту-204/Ту-214.

По сравнению с базовым ПС-90А двигатель ПС-90А-2 обладает рядом преимуществ, в числе которых:

повышение надежности в 1,5…2 раза;

снижение стоимости жизненного цикла на 37 %;

уменьшение трудоемкости обслуживания в эксплуатации в 2 раза;

возможность форсирования по тяге до 18000 кгс;

полная взаимозаменяемость с двигателем ПС-90А;

сохранение весовых характеристик;

стабильность параметров в процессе эксплуатации;

соответствие нормам ИКАО 2006 года по шуму (самолетов Ту-204, Ил-96-300) и нормам ИКАО 2008 года по эмиссии;

разрешение на полеты ETOPS 180 2х-двигательных самолетов;

локализация разрушений при обрыве рабочей лопатки вентилятора под корень;

возможность замены рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора в эксплуатации;

сертификация по АП-33 (соответствуют Нормам летной годности США FAR 33).

Некоторые узлы, агрегаты и детали заменены на зарубежные аналоги. В ПС-90А2 использовались технологии двойного назначения, полученные в результате совместной работы с Pratt & Whitney, в результате чего на экспорт двигателя были наложены ограничения Госдепартаментом США. В частности, был сорван контракт на поставку новых самолётов Ту-204СМ в Иран.

Сертификат типа выдан в январе 2010 год

ПС-90АК - газовый с тягой 16400 кгс. Предназначен для авиалайнера Ту-204К.

ПС-90АМ - форсированный с тягой 18000 кгс. Предназначен для аэробуса Ил-96М.

ПС-90ЭУ-16А - привод газотурбинной энергетической установки ГТЭ-16ПА. Разработан на базе ПС-90А2.

ПС-92 - на криогенном топливе.

ГТУ-12П - установка для перекачки природного газа.

ГТУ-16П - установка для перекачки природного газа.

Глава 1. Описание конструкции двигателя

1.1 Общие и летные характеристики двигателя

Двигатель ПС-90 представляет собой двухконтурный, турбореактивный двигатель с максимальной тягой 16 000 кгс, высокой степенью двухконтурности, с необычно большой степенью повышения давления, со смешением потоков, общим реактивным соплом и реверсировании тяги.

Технические характеристики

Технические характеристики двигателей	ПС-90А	ПС-90А1	ПС-90А-76	ПС-90А2
Тяга на взлётном режиме, кгс	16000	17400	14500	16000
Тяга на крейсерском режиме (H=11 км, M=0,8), кгс	3500	3300	3500
Уд. расх. топлива на крейс. режиме (H=11 км, M=0,8), кг/кгс·час:	0,595
Степень повышения давления в компрессоре:	38
Степень двухконтурности:	4,5
Макс. расход воздуха, кг/с:	504
Макс. температура перед турбиной, К:	1640
Длина, мм:	4964
Диаметр вентилятора, мм:	1900
Сухая масса, кг:	2950	2950	4160	3000
Поставочная масса, кг:	4160	4250	4160	4230
Высота полета, м:	13100
Высотность аэродромов, м:	до 3500
Температура воздуха у земли для запуска и работы, С:	-47…+45

Режимы работы двигателя в земных условиях

Режим	Положение РУД, град	Частота вращения ротора НД, %	Частота вращения ротора ВД, %	Тяга, кгс, при t=30	Удельный расход топлива, кг/кгс*ч	Температура газа за турбиной, C
Чрезвычайный	59…77	96,2 +1,0 (-1,5)	95,7 + 0,4(-1,2)	17500 - 2%	0,39	610
Взлетный	Упор (73…77)	92,4+1,0(-1,5)	94,1+0,4(-1,2)	16000-2%	0,382 (не более)	580 (не более)
Промежуточный	66	90,3	93,4	15000-2%	0,378	565 (не более)
Номинальный	60	86,8	92,2	13500-2%	0,372	550
Крейсерский (0,92 номинального)	56	84,2	91,3	12500-2%	0,37	530
0,7 номинального	46	76,2	88,9	9450-2%	0,372	525
Полетный малый газ (0,4 номинального)	29,5	60,9	82,8	5400-2%	0,365	445
Малый газ	-6…7	27,2	65,3	1250 (не более)	550 (расход кг/ч)	360

Режимы работы двигателя в высотных условиях при H=11 км, M=0,8

Режим	Положение РУД, град	Частота вращения ротора НД, %	Частота вращения ротора ВД, %	Тяга, кгс, при t=30	Удельный расход топлива, кг/кгс*ч	Температура газа за турбиной, C
Максимальный	Упор (73...77)	93,84	92,6	3890-2%	0,605	485 (не более)
Номинальный	60	92,3	91,3	3750-2%	0,6	470
Максимально крейсерский	56	90,6	90,5	3500-2%	0,595-1%	455
Крейсерский	51	89,1	89,4	3300	0,595	450
0,7 номинального	46	86,4	88,1	3040-2%	0,595	445
Полетный малый газ (0,4 номинального)	29,5	72,0	82,0	1560-2%	0,685	400
Малый газ	-6...7	55,4	75,7	360	550 (расход кг/ч)	330

1.2 Конструкция двигателя

Конструктивно двигатель выполнен в виде 11 модулей:

- базового модуля (разделительный корпус, компрессор ВД, камера сгорания);

- модуля рабочего колеса вентилятора;

- модуля ВНА подпорных ступеней;

- модуля подпорных ступеней;

- модуля спрямляющего аппарата;

- модуля турбины ВД;

- модуля турбины НД;

- модуля реверсивного устройства;

- модуля задней опоры двигателя;

- модуля сопла;

- модуля коробки приводов;

Все модули, кроме главного (базового), могут быть заменены при эксплуатации. Конструкция двигателя допускает замену отдельных составных частей модулей, а также наиболее повреждаемых деталей (лопаток вентилятора и подпорных ступеней, жаровых труб и форсунок, решеток и створок реверсивного устройства и др.). При эксплуатации возможны визуально-оптический осмотр и инструментальный контроль состояния проточной части двигателя.

Для снижения уровня шума в корпусах двигателя, образующих его проточную часть, применены звукопоглощающие сотовые конструкции.

Двигатель имеет следующие узлы:

- переходник входного устройства двигателя;

- компрессор;

- турбину;

- опоры двигателя (корпус опоры вентилятора, разделительный корпус, задняя опора двигателя);

- камеру сгорания;

- камеру смешения (смеситель);

- реактивное сопло;

- механизм реверса;

- элементы наружного контура;

- коробку приводов;

- узлы подвески двигателя к самолету;

Остановимся на каждом подробнее.

1.3 Переходник входного устройства двигателя

Представляет собой кольцевой корпус, к переднему фланцу которого самолетный воздухозаборник, а к заднему фланцу - корпус вентилятора.

На переходнике выполнен ряд отверстий и фланцев для крепления различных датчиков и приемников: ТД (температурный датчик), П-98АМ (приемник температуры воздуха на входе в двигатель), ДАД (приемник абсолютного давления воздуха) и др.

1.4 Компрессор

Компрессор двигателя осевой, двухвальный, левого вращения, состоит из вентилятора, двух подпорных ступеней КНД, разделительного корпуса и 13-ступенчатого КВД. Назначение компрессора - сжатие и подача воздуха в наружный контур и камеру сгорания двигателя. Кроме того, сжатый в компрессоре воздух используется для охлаждения деталей горячей части двигателя, наддува полостей уплотнений подшипниковых узлов, регулирования радиальных зазоров над рабочими лопатками КВД и турбины, работы агрегатов автоматики двигателя, противообледенительной системы, системы наддува и кондиционирования салона самолета.

Газодинамическую устойчивость компрессора во всем диапазоне эксплуатационных режимов обеспечивают следующие конструктивные решения: лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов I и II ступеней КВД выполнены поворотными, за подпорными ступенями установлены заслонки перепуска воздуха, за VI и VII ступенями - клапаны перепуска воздуха из внутреннего контура в наружный. Поворот лопаток ВНА, направляющих аппаратов I и II ступеней, перепуск воздуха осуществляются по заданной программе системой управления компрессором, входящей в состав системы автоматического управления (САУ) двигателем.

Трансзвуковой вентилятор приводится во вращение турбиной низкого давления и имеет модульную конструкцию. Имеет ротор и статор. Для обеспечения плавного входа потока воздуха в колесо вентилятора используется соединенный с вентилятором обтекатель (кок). Также имеет одно рабочее колесо, вал, подвижные элементы опоры ротора, элементы сборки.

Ротор вентилятора получает вращение от ротора ТНД и вращается на двух опорах (главным элементом передней опоры является шариковый подшипник, а задней роликовый).

К фланцу передней части вала крепится РК, а на наружном пояске смонтированы подвижные элементы передней опоры ротора.

Статор вентилятора включает элементы:

- один спрямляющий аппарат;

- три корпуса: корпус вентилятора, корпус СА, корпус опоры вентилятора;

- разделительный носок;

- неподвижные элементы опор ротора вентилятора;

СА спрямляет поток по осевому направлению перед подачей его по наружному контуру. Для снижения шума вентилятора увеличен зазор между рабочими лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата до значения, равного двум хордам лопаток рабочего колеса. С этой же целью число лопаток спрямляющего аппарата увеличено по сравнению с числом лопаток рабочего колеса более чем в 2 раза, а проточная часть снабжена звукопоглощающими конструкциями. Лопатки рабочего колеса с антивибрационными полками и лопатки спрямляющего аппарата с приклепанными внутренними, средними и наружными полками образуют проточную часть наружного контура. Корпус вентилятора сварной из титанового сплава, наружная поверхность покрыта органопластиком для удержания надполочной части лопаток внутри двигателя при их разрушении.

Разделительный носок разделяет поступающий воздушный поток по контурам.

Компрессор НД образован двумя подпорными ступенями.

Подпорные ступени предназначены для сжатия и подачи воздуха в КВД.

Для обеспечения устойчивой работы подпорных ступеней на нерасчетных режимах осуществляется перепуск воздуха за спрямляющим аппаратом при помощи заслонок в разделительном корпусе. Подпорная ступень состоит из ротора, ВНА, корпуса I ступени с направляющим аппаратом, спрямляющего аппарата, опоры вентилятора с валом.

На роторе располагаются 2 РК.

На статоре находятся нерегулируемый ВНА, два НА, корпус подпорных ступеней.

Компрессор ВД состоит из ротора, статора, кольца подвески, шести КПВ.

Ротор КВД включает следующие элементы:

- 13 РК;

- вал;

- промежуточные кольца;

- подвижные элементы опор ротора;

- элементы сборки;

Статор КВД включает следующие элементы:

- регулируемый ВНА (с углами перестановки лопаток от -45до 0);

- корпус компрессора;

- 13 НА, первый два из которых - регулируемые;

- 13 РК;

- корпус перепуска и отборов;

- 6 КПВ;

- корпус обдува;

- неподвижные элементы опор ротора;

- детали сборки;

Корпус компрессора состоит из трех частей: передней, средней и задней. Передний корпус выполнен разъемным по горизонтальной плоскости. Средние и задние корпусы неразъемные. В среднем корпусе выполнено отверстие перепуска воздуха из-за шестой ступени. Между средним и задним корпусами образован кольцевой канал, их которого сбрасывается воздух через КПВ из-за седьмой ступени и отбирается на двигательные и самолетные нужды.

Корпус перепуска и отборов - сварной. Установлен над средним корпусом компрессора и образует две кольцевые и изолированные полости против шестой и седьмой ступеней.

Корпус обдува - сварной конструкции, с разъемом по горизонтальной плоскости. Установлен над задним корпусом компрессора. Спереди он крепится к корпусу перепуска и отборов, а сзади - к кольцу подвески. Воздух из-за подпорных ступеней компрессора через регулируемую заслонку подается внутрь корпуса обдува, а затем через стенку, перфорированную отверстиями, на обдув наружной поверхности заднего корпуса компрессора. Кольцо подвески служит для уменьшения прогибов корпусов по среднему силовому корпусу.

КПВ обеспечивает перепуск воздуха из-за средних ступеней компрессора в наружный контур. Все 6 КПВ конструктивно выполнены одинаковыми. Основные элементы КПВ:

- корпус (гидроцилиндр);

- поршень и шток, выполненные как одно целое;

- клапан, соединенный со штоком;

- крышка корпуса (гидроцилиндра);

В корпусе КПВ выполнены окна перепуска воздуха. При работе двигателя топливо высокого давления подводится либо в штоковую, либо в поршневую полость, при этом противоположная полость соединена со сливом. При поступлении топлива ВД в поршневую полость поршень со штоком и клапаном перемещаются в крайнее положение, до упора поршня в специальный буртик корпуса. При этом клапан открывает окна перепуска в корпусе - КПВ открыт. При подводе топлива ВД в штоковую полость поршень со штоком и клапаном перемещаются в другое крайнее положение - до упора клапана в посадочный поясок корпуса. При этом клапан закрывает окна перепуска в корпусе - КПВ закрыт.

1.5 Турбина

Турбина двигателя осевая, шестиступенчатая, двухвальная, состоит из роторов высокого и низкого давления и общего статора. Наиболее нагретые детали турбины охлаждаются воздухом.

Роторы турбин вращаются с разной частотой, направление вращения левое.

Ротор ТВД включает элементы:

- 2 РК;

- вал;

- подвижные элементы опоры этого ротора;

- элементы уплотнения и сборки;

Вал - полый. В передней части имеет наружные шлицы для передачи вращения ротору КВД и внутреннюю резьбу для стяжной втулки.

Ротор ТНД включает следующие элементы:

- 4 РК;

- 2 вала - основной и дополнительный;

- подвижные элементы опор этого ротора (передней и задней);

- элементы уплотнения и сборки;

Для предотвращения аварийной ситуации, в случае расцепления валов ТНД и КНД с вентилятором, двигатель имеет комплексную систему защиты, которая включает в себя:

Механическую, обеспечивающую посадку ротора ТНД на статор.

Прочностную, предотвращающую пробитие корпуса турбины.

Электронную, обеспечивающую прекращения подачи топлива в двигатель при достижении Nтнд предельного значения.

Лопатки всех 4 РК имеют бандажные полки. Лопатки - пустотелые, но не охлаждаемые.

Ротор ТНД вращается на двух опорах. Переднюю из них называют межвальным подшипником. Через нее ротор ТНД опирается на ротор ВД двигателя. Задняя опора ротора ТНД - упруго демпферного исполнения.

Статор турбины образован шестью сопловыми аппаратами. Каждый из СА состоит из наружного и внутреннего корпусов, между которыми жестко установлены лопатки. Наружный корпус СА соединены фланцами, стянутыми болтами, и образуют корпус турбины.

Система охлаждения корпусов турбин выполняет также функцию управления радиальными зазорами между торцами рабочих лопаток и кольцами сопловых аппаратов. Обдув корпусов регулируемый, что обеспечивает минимальные зазоры в турбине на рабочих режимах.

1.6 Опоры двигателя

Опоры двигателя включают корпус опоры вентилятора, разделительный корпус, заднюю опору двигателя.

Разделительный корпус расположен между подпорными ступенями и КВД. На корпусе размещены детали подвески двигателя к самолету.

Конструктивно разделительный корпус состоит из наружного и внутреннего корпусов, соединенных между собой. В полости между внутренним и наружным корпусами расположены 12 окон для перепуска воздуха из-за подпорных ступеней КНД в наружный контур двигателя. Окна расположены таким образом, чтобы в них попадали и удалялись в наружный контур посторонние предметы. Окна перепуска закрываются заслонками, управляемыми гидроцилиндрами. Во внутренней полости разделительного корпуса находится центральный привод, который служит для отбора мощности на коробку приводов от ротора КВД.

Задняя опора двигателя состоит из следующих частей:

- задняя опора турбины;

- блок термопар;

- смеситель (камера смешения);

- стекатель газов;

- кронштейн подвески;

- силовые тяги;

- элементы сборки;

Задняя опора турбины соединена девятью силовыми тягами с наружным корпусом двигателя. Причем три верхние из них крепятся к кронштейну подвески и обеспечивают заднюю подвеску двигателя. Задняя опора турбины состоит из наружного и внутреннего корпусов, соединенных стойками. Наружный корпус передним фланцем крепится к корпусу турбины, а задним к смесителю.

Сзади к внутреннему корпусу крепится блок термопар. Внутри полых стоек проходят различные коммуникации: трубопроводы подвода и отвода масла, суфлирования, жгут от блока термопар и др. Стойки с коммуникациями защищены от газового потока обтекателя. Козырьки и два патрубка, установленные на поверхности наружного корпуса, являются заборниками воздуха из наружного контура. Этот воздух охлаждает изнутри наружный корпус и, проходя по стойкам, охлаждает коммуникации, проходящие внутри стоек, блок термопар и надувает лабиринты задней опоры ротора ТНД.

Блок термопар состоит из корпуса и 12 термопар, закрепленных на внутренних кронштейнах корпуса.

Смеситель служит для смешивания наружного (воздушного) и внутреннего (газового) потоков. Он состоит из силового кольца и 18-лепесткового гофра.

Стекатель газов служит для плавного отвода газов, крепится к заднему фланцу корпуса термопар, состоит из двух конических кожухов и диафрагмы.

1.7 Камера сгорания

Камера сгорания двигателя комбинированная, основными деталями конструкции являются корпус, внутренний кожух, 12 жаровых труб, кольцо газосборника, кожух вала. На корпусе установлены 12 топливных форсунок и коллекторы первого и второго контуров с 24 трубопроводами подвода топлива к форсункам.

Камера сгорания смешанной конструкции трубчато-кольцевая. Такое сочетание позволяет использовать технологичность и надежность трубчатой схемы, хорошую равномерность потока в кольцевом газосборнике.

Корпус и внутренний кожух образуют кольцевой канал, в котором располагаются жаровые трубы и кольцевой газосборник. Каждая жаровая труба состоит из топливно-воздушного насадка, головки, шести секций, семи гофрированных колец и заднего фланца, сваренных между собой.

Жаровые трубы заканчиваются фланцами рамочного типа. По боковым поверхностям фланцев жаровые трубы стыкуются между собой, а по верхним и нижним поверхностям телескопически сопрягаются с кольцами газосборника. Кроме перечисленных, к новым конструктивным решениям в камере сгорания можно отнести наличие топливно-воздушных насадков, душевое охлаждение свечей.

Секции и гофрированные кольца образуют стенки жаровых труб для их охлаждения в щели между гофрированными кольцами и секциями поступает воздух. В стенках жаровых труб выполнено три ряда отверстий для подвода воздуха в зоны горения и смешения. В первой секции 3-й и 10-й жаровых труб установлены свечи для воспламенения топлива при запуске. Воспламенение топлива в других жаровых трубах происходит через пламеперебрасывающие патрубки. По боковым поверхностям фланцев жаровые трубы стыкуются между собой, а по верхним и нижним поверхностям телескопически сопрягаются с кольцами газосборника.

Кожух вала образует теплоизолированную полость, в которую стекает масло после смазки и охлаждения шарикового подшипника ротора КВД, роликового подшипника ротора ТВД и переднего подшипника ротора турбины низкого давления (ТНД). К задней части кожуха вала прикреплены трубопроводы откачки масла от роликового подшипника ротора турбины низкого давления (ТНД). К задней части кожуха вала прикреплены трубопроводы откачки масла от роликового подшипника ротора ТВД и подвода воздуха из-за подпорных ступеней компрессора в заднюю воздушную полость кожуха вала для наддува лабиринтов.

1.8 Реактивное сопло

Реактивное сопло двигателя дозвуковое, нерегулируемое, состоит из кожуха, сопла, заднего обтекателя реверсивного устройства и обтекателя сопла. Кожух и сопло образуют плавный канал для выходящего из двигателя газа. Задний обтекатель реверсивного устройства и обтекатель сопла являются продолжением мотогондолы самолета. Кожух выполнен из панелей звукопоглощающей конструкции. Сопло представляет собой профилированную обечайку и кольцо, которое служит элементом жесткости и опорой телескопического соединения с обтекателем.

Канал наружного контура, смеситель и общее сопло предназначены для смешения потоков воздуха и газа с целью увеличения выходного импульса. Наружный контур двигателя состоит из наружной и внутренней стенок. Наружная стенка образована наружным корпусом соплового аппарата вентилятора, разделительным корпусом, передним кожухом, реверсивным устройством, внутренняя стенка - разделителем ВНА подпорных ступеней, внутренними полками соплового аппарата вентилятора, разделительным корпусом, обшивкой газогенератора, наружным корпусом задней опоры.

1.9 Механизм реверса

Реверсивное устройство двигателя решетчатого типа служит для создания обратной тяги направлением воздуха наружного контура вперед (в направлении полета самолета). Расположено реверсивное устройство в наружном контуре и с помощью фланца прикреплено к переднему кожуху. Конструктивно оно выполнено из подвижной и неподвижной частей, замка гидросистемы управления и системы сигнализации положения элементов.

Гидросистема управления реверсивным устройством обеспечивает перекладку створок устройства в положение прямой и обратной тяг.

Управление гидросистемой осуществляется из кабины пилотов рычагом управления реверсированием (РУР)* через систему управления и кулачковый механизм управления и блокировки, который обеспечивает перекладку реверсивного устройства на режиме малого газа, а также перевод двигателя на режим малого газа при самопроизвольной перекладке РУР на обратную и прямую тягу. Система сигнализации состоит из двух сигнализаторов положения замка и двух сигнализаторов обратной тяги, выдающих сигналы в бортовую систему контроля и на световое табло в кабину экипажа.

На режиме прямой тяги створки и проставки образуют внешнюю поверхность проточной части наружного контура двигателя. Решетки закрыты со стороны наружного контура корпусом створок, с внешней стороны - подвижным обтекателем реверсивного устройства. Подвижный корпус с помощью резиновых уплотнений трубчатой конструкции герметизирует канал наружного контура. Замок прижат к подвижному корпусу и препятствует его самопроизвольному перемещению на режиме прямой тяги.

Перевод реверсивного устройства в положение обратной тяги производится переключением крана управления реверсированием КР-90. Рабочая жидкость под давлением подается в гидроцилиндр замка и после его открытия через челночный клапан поступает в поршневую и штоковую полости гидроцилиндров. Штоки, выдвигаясь, перемещают по направляющим подвижный корпус и связанный с ним наружный подвижный обтекатель. При этом открываются решетки, а створки, поворачиваясь с помощью тяг и качалок, перекрывают канал наружного контура двигателя и направляют поток воздуха из наружного контура в отклоняющие решетки. Здесь поток дополнительно разворачивается и формируется для выхода его в направлении, обеспечивающем необходимую обратную тягу и исключающем попадание на вход в двигатель реверсивного потока и посторонних предметов с ВПП.

1.10 Элементы наружного контура двигателя

Вместе с элементами других узлов образуют тракт наружного контура двигателя. Элементы наружного контура организуют три составные части:

- кожух передний;

- обшивку газогенератора;

- две стойки;

Кожух передний образуют часть наружной стенки канала наружного контура. Передним фланцем кожух крепится к наружному ободу разделительного корпуса, а задним - к корпусу механизма реверса. В верхней части кожух имеет две плавающие втулки, через которые проходят силовые тяги передней подвески двигателя на самолете. В нижней части кожух имеет подмятие для размещения гидропривода. Отверстие в стенке кожуха и фланцы против них - для подхода и крепления различных коммуникаций.

Обшивка газогенератора образует внутреннюю стенку канала наружного контура от разделительного корпуса до задней опоры двигателя и является капотом, закрывающим неровности, создаваемые агрегатами и арматурой, закрепленными на корпусах газогенератора.

В свою очередь обшивка включает элементы:

- силовой каркас;

- съемные панели;

- обшивка турбины;

- перегородка;

Силовой каркас образован четырьмя стрингерами и четырьмя шпангоутами. Имеет телескопическое соединение с перегородкой. Силовой каркас образует 5 пролетов и служит для крепления различных коммуникаций и продувки подкапотного пространства. 4-й пролет перекрывается створками реверса при его включении.

Съемные панели закрывают второй и третий пролеты силового каркаса и крепятся к шпангоутам каркаса и между собой с помощь быстросъемных многооборотных замков. Панели выполняют роль шумоглушителей.

Обшивка турбины состоит из шумопоглощающих панелей. Они крепятся между собой и к силовому каркасу с помощью быстросъемных многооборотных замков.

Перегородка перекрывает подкапотное пространство двигателя между корпусом камеры сгорания и корпуса турбины. Она служит для исключения утечек воздуха, продувающего подкапотное пространство при включенном реверсе, имеет вырезы под различные коммуникации.

Стойки являются защитными кожухами для коммуникаций, проходящих через оба контура двигателя. На боковых стенках стоек имеются окна, обеспечивающих монтаж коммуникаций. Окна закрываются крышками с помощью винтов.

1.11 Коробка приводов

Состоит из корпуса, крышки, приводов, агрегатов и штуцеров присоединения трубопроводов.

1.12 Узлы подвески двигателя к самолету

Двигатель к пилону самолета подвешивается в двух силовых поясах: переднем и заднем. Передняя подвеска осуществляется двумя V-образно расположенными вверху тягами. Нижними концами тяги крепятся к силовому кольцу разделительного корпуса, а верхними концами через сферические шарниры - к коническим цапфам силовой балки пилона. На самолете или к траверсе люльки транспортировочного ящика. Задняя подвеска образована тремя верхними тягами и кронштейном подвески. Нижними концами тяги соединены с силовым кольцом (наружным корпусом) задней опоры двигателя, а верхними концами - с кронштейном подвески. Сам кронштейн подвески расположен на наружном кожухе задней подвески и с помощью двух тяг шарнирно крепится к силовой балке пилона самолета или к траверсе люльки транспортировочного ящика.

Глава 2. Система топливопитания и автоматического регулирования

Обеспечивает автоматическое дозирование топлива при запуске двигателя и при его работе на всех режимах по определенным программам и подачу топлива в камеру сгорания, а также взаимодействие с другими системами самолета.

В состав системы входят:

1. Система топливопитания двигателя (или топливная система двигателя).

2. Дренажная система.

3. Система автоматического регулирования (САР) и система автоматического управления (САУ).

Топливная система двигателя.

Топливная система двигателя по степени повышения давления разделяется на:

а) систему топливную низкого давления (НД),

б) систему топливную высокого давления (ВД).

Топливная система НД включает элементы:

- ДЦН-94 - подкачивающий топливный насос двигателя ( установлен на задней стенке коробки приводов);

ТМТ - топливно-масляные теплообменники, один из которых - для охлаждения масла двигателя, а другой - для охлаждения масла привода-генератора (оба установлены на фланце кожуха переднего: один (двигательный) - слева на двигателе; другой (привода) -справа);

ОТФ - основной топливный фильтр (установлен слева на двигателе, на кожухе переднем);

датчики и сигнализаторы: СП-04ЭТ1 (ДРт), П-109 (Т J, ДАТ-16М (Рт J, МСТ-2,8 («Р топлива мало»);

магистральные фильтры;

трубопроводы соединения.

Топливная система ВД включает элементы:

НР-90 - насос-регулятор (установлен на задней стенке коробки приводов);

ТД-90 - температурный датчик (установлен снизу на переходнике двигателя);

ДРТ-5-ЗА - датчик расхода топлива (установлен на двигателе справа);

- АРТ-90Р - автомат распределения топлива (установлен на фланце наружного кожуха двигателя);

датчики и сигнализаторы, например, ДАТ-100Т (Ртац) и др.;

магистральные топливные фильтры;

трубопроводы соединения.

Схема работы топливной системы двигателя

Топливо из бака подается к подкачивающему насосу двигателя (ДЦН-94) самолетными насосами (ЭЦН-ГР-15) через открытый ПК (пожарный кран) с давлением, равным 0,8-3,5 кг/см2. Насос ДЦН-94 повышает давление топлива до 7,5 кг/см2 и подает топливо с этим давлением (независимым от режима и условий работы двигателя) через топливно-масляные теплообменники, основной топливный фильтр к насосу-регулятору.

При засорении фильтропакета ОТФ и возникновении на нем ДРт = (0,4±0,1) кг/см2 срабатывает сигнализатор перепада и подает сигнал о засорении в БСКД. А при дальнейшем засорении, срабатывает перепускной клапан фильтра, пропуская не фильтрованное топливо.

Качающий узел насоса-регулятора повышает давление топлива (до 100 кг/см2) и подает его к автоматам регулирующей части, которые дозируют топливо в соответствии с положением рычага РУД (или РУР) в кабине экипажа и в соответствии с программами регулирования (OA или РА).

Отдозированное топливо подается через датчик расхода топлива, автомат расхода топлива, топливные коллекторы (1-го и 2-го контуров форсунок) к форсункам камеры сгорания, которыми распыляется в жаровые трубы.

ДРТ измеряет текущий и суммарный расход топлива и выдает информацию об этом в БСКД.

APT при запуске двигателя распределяет топливо по контурам форсунок по определенной программе (в зависимости от давления топлива перед ним) и обеспечивает слив топлива из коллекторов в дренажную систему при останове двигателя, а также обеспечивает прекращение подачи топлива к форсункам по командам из насоса-регулятора.

ТД-90 из топлива высокого давления, поступающего из насоса-регулятора, вырабатывает командное, пропорциональное температуре воздуха на входе в двигатель, и подает его в насос-регулятор для возможности выработки насосом-регулятором командного давления топлива, пропорционального приведенной частоте вращения.

Кроме того, высокое давление топлива, как рабочая жидкость, и командное давление, пропорциональное приведенной частоте вращения, поступает из насоса-регулятора для управления гидроцилиндрами автоматических систем; управления механизацией компрессора, отбора воздуха на ПОС, управления радиальными зазорами и т.д.

Контроль работы топливной системы двигателя

Контролируемыми параметрами топливной системы двигателя являются:

Ртвл - давление топлива на входе в насос-регулятор, т.е. в линии НД;

Ттвл- температура топлива на входе в насос-регулятор;

Ртал - давление топлива перед форсунками, т.е. в линии ВД;

Qt - мгновенный расход топлива для двигателя;

засорение ОТФ.

На случай отказа КИСС или БСКД по топливной системе двигателя выведены дублирующие сигналы на щиток резервной индикации в виде табло желтого цвета «Р топл. мало» (в линии НД Рт<1,6 кг/см2) и «Т/фильтр засорен» при Рт = 0,4 кг/см2.

Примечание. На доработанных самолетах табло «Т/фильтр засорен» заменено на табло «РЭД откл».

Совершенствование топливной системы ПС-90

Режимы работы двигателя могут регулироваться двумя системами: электронной (РЭД-90) и гидромеханической. При этом гидромеханическая система гораздо надежнее в эксплуатации. Обе системы взаимозаменяемы, т.е. при выходе из строя одной из них, подача топлива регулируется с помощью другой. Однако существенным недостатком является то, что запуск двигателя на гидромеханике производить нельзя, т.к. это приводит к неустойчивой работе двигателя и к помпажу. То есть при выходе из строя электроники, двигатель запустить невозможно.

В качестве рекомендации по улучшению топливной системы можно предложить совершенствование гидромеханической системы управления двигателем, в частности доработку насоса-регулятора НР-90 таким образом, чтобы был возможен запуск двигателя на гидромеханике.

Дренажная система

Дренажная система предупреждает взаимное проникновение жидкостей, используемых в системах двигателя, которое могло бы привести к тяжелым последствиям для двигателя. Система открыто-замкнутого типа. Она разделяется на три подсистемы, выполняющие самостоятельные функции:

Замкнутая система дренажа топлива. Обеспечивает сбор и утилизацию топлива, просочившегося через уплотнения топливных агрегатов, установленных на коробке приводов двигателя.

Система сбора и удаления топлива и воды из ГВТ двигателя. Удаляет в атмосферу из ГВТ двигателя топливо, появившееся в ГВТ в результате неудавшихся или ложных запусков, воды, появившейся в наружном контуре в результате конденсата паров или в виде атмосферных осадков.

Система дренажа утечек масла и гидрожидкости. Собирает и удаляет в атмосферу дренажи, просочившиеся через уплотнения остальных агрегатов, установленных на коробке приводов (двух НП-123, АГ-0,25Д, ГП-26).

Контроль работы дренажной системы летным составом не производится.

САР (или САУ)

САР обеспечивает автоматическое регулирование параметров двигателя в соответствии с заложенными программами, работу автоматических систем двигателя (управления механизацией компрессора, управления отборами воздуха от компрессора и т.д.), а также обеспечивает автоматическую связь с самолетными системами (ВСУТ-85, КИСС-1-9, БСКД-90, МСРП-А-02).

САР состоит из OA (основной автоматики) - электронно-гидромеханической и РА (резервной автоматики) -гидромеханической.

OA обеспечивает регулирование двигателя без ограничения эксплуатационных характеристик, а РА обеспечивает регулирование по упрощенным законам при отказе или отключении основной.

Переключение с OA на РА происходит автоматически с помощью электромагнитного клапана MKT-163В (в составе НР-90) по сигналу автоматической системы встроенного контроля (СВК), следящей за работой OA, или по команде из кабины экипажа при ручном отключении РЭД (электронной части основной автоматики) с помощью выключателя «РЭД» на щитке включения систем правом.

Электронная часть OA (далее по тексту просто электронный регулятор) информацию, получаемую от датчиков и сигнализаторов двигателя, преобразует в управляющие сигналы и разовые команды в соответствии с законами регулирования двигателя, заложенными в БЦВМ (бортовой цифровой вычислительной машине) и выдает их на электроисполнительные механизмы гидромеханической части.

Гидромеханическая часть OA и РА САР - общая. Она включает электрические исполнительные механизмы и гидроцилиндры систем двигателя. Эта часть обеспечивает программную подачу топлива при запуске и работе двигателя (по полным или упрощенным программам), формирует и выдает управляющие гидравлические воздействия в системы, получает и выдает электросигналы в системы двигателя и самолета.

В электронный регулятор входят:

РЭД-90 (регулятор электронный двигателя),

БК-90 (блок коммутации),

ИСИД-90 (информационная система измерения давления),

датчики первичной входной информации и электрические исполнительные механизмы,

АГ-0,25Д (автономный генератор),

-ЭРД-ЗВМ 2-й сер. (электронный регулятор двигателя или автомат защиты двигателя от раскрутки турбины НД).

Все перечисленные элементы находятся на двигателе.

Глава 3. Отказы и неисправности

Падение давления топлива

Высвечивается на ИМ2 в кадре «Дв/Сигн» предупреждающий сигнал «Дв1(2). Давл. топл. мало» или (и) табло «Р топлива» на щитке резервной сигнализации.

Экипажу:

Проверить включение самолетных подкачивающих насосов. Проконтролировать значение параметров: n1,n2 и давление топлива в кадрах «Дв/Сигн» и «Дв. Общ/Сигн» на ИМ2.

При наличии избыточного давления топлива продолжить эксплуатацию двигателя без ограничений. При высвечивании сигналов с одновременным падением значений n2 двигатель следует выключать.

Засорение топливного фильтра

Высвечивается на ИМ2 в кадре «Дв/Сигн» предупреждающий сигнал «Дв1(2). Топливн. фильтр засорен» или (и) табло «Топливн. фильтр засорен» на щитке резервной сигнализации.

Экипажу:

Продолжить эксплуатацию двигателя без ограничений, усилив контроль за его работой и сравнивая его параметры с параметрами другого двигателя. Если названные сигналы появились для обоих двигателей, принять решение о дальнейшем плавне полета.

Заключение

Надежность

В процессе разработки и сертификации ПС-90 подвергся беспрецедентной по сложности и объему программе проверки на безопасность и работоспособность в экстремальных или аварийных ситуациях, включавшей 435 видов испытаний. Кроме традиционного заброса на вход двигателя больших масс воды и кусков льда, испытаний на птицестойкость впервые были выполнены вбрасывание кварцевой пыли (более 700 кг) и искусственный обрыв рабочих лопаток компрессора и турбины. Работоспособность двигателя сохранялась во всех требуемых случаях.

К важнейшим результатам, можно отнести значительное усовершенствование двигателя ПС-90А, завершившееся получением двух дополнительных сертификатов типа: на модифицированную камеру сгорания и на конструкцию двигателя без межвального подшипника. Конструктивные доработки позволили избавить двигатель от большинства недостатков, выявленных в начальный период эксплуатации. Нынешний ПС-90А - это двигатель с новым, более высоким уровнем надежности.

В прессе иногда проводилось некорректное сравнение надежности нашего двигателя и двигателей западных фирм. Действительно, ПС-90А проигрывает сегодня по надежности, скажем, английскому RВ211 (Rolls-Royse) или американскому РW2037 (Pratt and Whitney). Но если оценивать изменение надежности по годам эксплуатации, то все встает на свои места. Первые пять - семь лет эксплуатации упомянутые двигатели имели примерно такую же надежность. Например, наработка на выключение в полете двигателя RВ211 в первые пять лет эксплуатации составляла от 2000 до 9000 ч. Наш ПС-90А на третьем году применения имеет 22 тыс. ч. Наработка на досрочный съем двигателя у RB211, PW2037 и ПС-90А примерно одинакова.

За годы эксплуатации осуществлен целый комплекс работ по усовершенствованию ПС-90А. Созданы и сертифицированы модифицированная камера сгорания, исключающая коксование топлива, и турбина без межвального подшипника. Увеличены ее безотказность и ресурс. Введен обогрев обтекателя вентилятора, снимающий ограничения по эксплуатации двигателя в условиях обледенения; усилены лопатки направляющего аппарата шестой, девятой и тринадцатой ступеней компрессора высокого давления. Повышены стабильность запуска двигателя, надежность стартера, работоспособность коробки приводов. Увеличена надежность САУ и бортовой системы контроля двигателя.

Экономичность

Сравнительный анализ технических характеристик ПС-90А и RВ211-535Е РW2037 показывает, что российский двигатель не только не уступает зарубежным, но по ряду параметров превосходит их. Тем не менее, на АО ПМ разработана рассчитанная на ближайшие три года программа дальнейшего повышения экономичности нового двигателя.

Экологичность

ПС-90А - единственный в России авиадвигатель, соответствующий самым жестким мировым стандартам по экологии и разрешенный к эксплуатации в других странах.

Низкий уровень шума двигателя - итог многолетних исследований по экспериментальному определению звукопоглощающих свойств различных конструкций и оптимизации системы шумоглушения. В результате новые самолеты имеют существенный запас (Ил-96-300 - 7 ед., Ту-204 - 5 ед.) по предельным уровням шума, установленным ИКАО и предусмотренным отечественными нормами.

Выбросы вредных веществ в атмосферу ниже требований тома II Приложения 16 к Конвенции о международной гражданской авиации (сертификат на соответствие эмиссионных характеристик получен в 1992 году). Их уровень составляет: по окиси углерода - 14 % от предельно допустимого значения, углеводородам - 7 %, окислам азота - 85 %, по саже - 62 %. Замкнутая система дренажа исключает слив дренированного топлива.

Подводя итоги начального и среднего этапов эксплуатации ПС-90А, важно отметить, что западные аналоги уже прошли многолетнюю доводку. У нашего же двигателя этот процесс еще не завершен, поэтому естественно, что при сравнении с зарубежными двигателями более молодой ПС-90А находится в невыгодном положении. Ускорить доводку позволило бы его более широкое использование и более интенсивная эксплуатация.

Успешно преодолевая неизбежные трудности становления и роста, новый российский двигатель ПС-90А уверенно выходит в лидеры в своем классе.

Список использованной литературы

1. РЛЭ самолета Ту-204/214.

2. РЭ двигателя ПС-90А.

3. РТО двигателя ПС-90А.

4. Матейко Г.П. Конструкция и эксплуатация силовых установок ПС-90А и ВСУ ТА-12-60 самолета Ту-204, учебное пособие, УВАУ ГА, 1996.

5. Б.А. Соловьев Устройство и эксплуатация силовых установок самолетов Ил-96-300, Ту-204, учебное пособие для ВУЗов ГА, Транспорт, 1993.

6. Электронная энциклопедия Википедия.

Размещено на Allbest.ru

...