Введение
Авиационные силовые установки
предназначены для создания силы тяги необходимой для преодоление силы лобового
сопротивления, силы тяжести и ускоренного перемещения ЛА в пространстве.
Силовая
установка состоит из 3 частей:
- двигатели
- капоты,
-
Двигатели
делятся на две большие группы: реактивные и двигатели внутреннего сгорания.
Реактивные
двигатели являются тепловыми машинами преобразующие химическую энергию
топлива в кинетическую энергию вытекающего из двигателя газа или в механическую
работу, которая используется для создания тяги по средствам воздушного винта.
Реактивные
двигатели подразделяются на ракетные и воздушнореактивные. К ВРД относятся
безкомпрессорные и ГТД. Исходя из формулировки билета остановимся на
газотурбинных двигателях. К ним относятся:
двигатели прямой реакции
- турбореактивные: ТРД, ТРДД,
ТРДФ, ТРДДФ(Д-36 на Як-42, 55 изделие на Миг-23)
двигатели непрямой реакции
- турбовинтовые: ТВД (Аи-20 на Ан- 12)
- турбовальные: ТВаД (ТВ2-117 на
Ми-8)
- турбовинтовентеляторные: ТВВД
(Нк-93 в перспективе на Ил-96)
Особенности
конструкции и эксплуатации
-рассмотрим на базе двигателя Д-36 от
самолета Як-42 .
Данный
двигатель является двухконтурным (со степенью двухконтурности - 6) трехвальным предназначен для
установки на самолеты:
- по три на Як - 42
- по два на Ан-72 и Ан-74.
Состоит
из 3х каскадов:
Первый каскад состоит из 7-и ступеней компрессора ВД и
одноступенчатой турбины ВД.
Второй каскад - из 7-и ступеней компрессора НД и одноступенчатой
турбины НД.
Третий каскад - из одной ступени вентилятора и трех ступеней
турбины вентилятора.
Связь между каскадами только
газодинамическая.
Выполнение
двигателя по трехвальной схеме позволило:
- применять в компрессоре
ступени, имеющие высокий КПД;
- обеспечить необходимые запасы
газодинамической устойчивости компрессора;
- использовать для запуска
двигателя пусковое устройство малой мощности(т.к.
при запуске стартер раскручивает только ротор высокого давления).
Удачное
у данного двигателя является расположение опор. На каждый вал приходится по
одному шариковому радиально- упорному и роликовому родиальному подшипнику.
Система вал-опоры - статически определима. А это значит, что исключается
возможность появления не расчетных нагрузок вызванных статической
неопределимостью.
Недостаток
- увеличение массы.
Большая
степень двухконтурности двигателя и высокие параметры газодинамического цикла
обеспечили его высокую экономичность.
Конструкция
двигателя выполнена с учетом обеспечения принципа модульности сборки. Двигатель
разделен на 12 основных модулей, каждый из которых является законченным
конструктивно - техническим узлом. Модульность конструкции двигателя
обеспечивает возможность восстановления его эксплуатационной пригодности
заменой модулей, а также отдельных деталей и узлов в условиях эксплуатации, а
высокая контроле пригодность способствует от планово-предупредительного
обслуживания к обслуживанию по техническому состоянию.
Переход
к обслуживанию по техническому состоянию возможен только на базе выполнения
комплекса диагностических проверок и в первую очередь работоспособности
двигателя.(Работоспособность состояние,
при котором двигатель способен выполнять заданные функции на всех
эксплуатационных режимах при различных внешних условиях. Пока основные
функциональные параметры двигателя находятся в области, оговоренной нормативно
технической документацией, двигатель считается работоспособным.)
Методика
оценки работоспособности заключается в изменении основных функциональных
параметров двигателя в процессе запуска и работы на режимах, оговоренных в
технической документации, приведение параметров к условиям стандартной
атмосферы и режиму и сравнении приведенных параметров или их отклонений с
нормой.
Основным
параметром, определяющим функциональным назначения двигателя, является тяга.
Для данного двигателя параметром
регулирования, с помощью которого осуществляется воздействие на тягу, является
суммарная степень сжатия воздуха в компрессоре pк. Регулирующим
фактором, посредством которого обеспечивается изменение pк, является расход
топлива G. На всех режимах работы соблюдается строгое соответствие между
расходом топлива и суммарной степенью сжатия.
Характерные
отказы и неисправностию
входное устройство
- деформация
- выподание заклепок
проточная часть
компрессора
- забоины(нормируется место, размеры, форма)
- разрушение лопаток - осн. дефекты
- деформация
- трещины на пере лопатки
- эррозионный износ лопаток
камера сгорания
- прогары
- коробление
(закоксванность форсунок, не равномерное поле температур)
проточная часть
турбины
- перегрев рабочих лопаток - коробление, оплавление лопаток,
вытяжка лопаток
- износ лоберинтных употнений
- разрушения диков турбины
другие
- разрушение или износ подшипников качения
- трещины сварных швов в корпусных деталях
- внитренние разрушение шлицевых соединений
- разрушение герметичности масленных трубопровадов (наличие масла в воздухе отбераемом на
самолетные нужды)
- отказ отдельных агрегатов
Контроль
технического состояния двигателей
Методы контроля:
- визуальный
- органолептический
- параметрический
- функциональный.
смотрят:
- механические повреждения
- подтекание топлива, масла
- целостность конструкции
- взаимное положение элементов
дефекты выявляемые
при визуальном контроле ГТД
- механические повреждения проточной части компрессора
- оплавление, коробление 1 ступени СА
- прогары, королбление конструкции КС
Параметрический контроль
- основан на
оценке величины и характера снижения по времени физических величин характеризующих рабочий процесс и
функционирования систем.
методы контроля
1. по
параметрам настроечной характеристики (Дросельная характеристика).
2. по уровню вибрации
3. по
скольжению роторов
4. по
количеству продуктов износа в масле
5. по
термагазодинамическим параметрам
Контроль по скольжению роторов в ТРДД
особенность:
роторы кинематически не связаны, отсюда имеется разница между изменениями
оборотов валов dn/dt, то есть скольжение.
S=nнд/nвд
-
-
-
-
-
-
-
Смещение эталона
линии как правило вверх, говарит о разном влиянии неисправностеи.
Смещение в
сторону зоны А следовательно
уменьшается тяга, в зону В -
уменьшение газодинамической устойчтвасти.
Обеспечение модульности газотурбинного двигателя при его проектировании. Конструкция авиационного ТРДД большей степени двухконтурности реферат.