Двигатель Д-36 от самолета Як-45

Размещено на http://www.allbest.ru/

Реферат

Тема:

«Двигатель Д-36 от самолета Як-45»

Введение

В середине 60-х годов ЗМКБ «Прогресс» выступило с предложением о создании двигателя с большой степенью двухконтурности для тяжелых военно-транспортных и пассажирских самолетов большой дальности. Это был прообраз двигателя Д-18Т. В те годы целесообразность применения двигателей с большой степенью двухконтурности в научных кругах авиационной промышленности считалась спорной.

Однако главный конструктор ЗМКБ «Прогресс» В.А. Лотарев все эти годы убежденно верил в правильность выбранного направления и доказывал, что альтернативы двигателям с большой степенью двухконтурности при создании тяжелых самолетов большой дальности нет.

Когда все же работы по двигателю Д-18Т были остановлены, главный конструктор сумел добиться разрешения построить уменьшенную модель этого двигателя (Д-36) для отработки всех проблем, связанных с высокой степенью двухконтурности.

При проектировании двигателя Д-36 впервые в практике отечественного двигателестроения были выбраны большая степень двухконтурности, высокая температура газа перед сопловым аппаратом турбины и высокая степень повышения давления. Конструкция двигателя выполнялась по трехвальной схеме с широким применением титана и по модульной схеме. Создание двигателя Д-36 было серьезной проверкой коллектива, руководимого В.А. Лотаревым, на зрелость. Ведь пришлось решать целый круг научных, технологических и производственных проблем, с которыми столкнулись впервые.

Изначально двигатель Д-36 предназначался для самолета Ан-60 ОКБ О.К. Антонова. Но проект по этому самолету не был принят. «Самолетчики еще придут за этим двигателем», - сказал тогда В.А. Лотарев. Так и вышло. Первым посетил конструкторское бюро генеральный конструктор А.С. Яковлев. Д-36 ему понравился, и макет двигателя был направлен в Москву. Ном постановление о создании самолета с многообещающим двигателем запаздывало. Только в 1973 г. приступили к постройке опытной партии самолета Як-42 с двигателями Д-36 тягой 6,5 тс. В практике отечественного самолетостроения это был тот редчайший случай, когда двигатель породил самолет.

Двигатель Д-36 оказался настолько удачным, что нашел применение сразу на нескольких летательных аппаратах. Он поднимает в небо такие известные во всем мире самолеты, как пассажирский Як-42, транспортный Ан-72, на котором установлены десятки мировых рекордов, а также многоцелевой Ан-74.

На базе Д-36 был создан самый мощный в мире вертолетный двигатель Д-136 мощностью более 11000 л.с. Он состоит из семи модулей, пять из которых идентичны соответствующим модулям двигателя Д-36. Это значительно сократило сроки создания и освоения его в серийном производстве.

Впоследствии на базе Д-36 создано семейство великолепных двигателей Д-436Т1 (Д-436ТП). В конце девяностых такие двигатели подняли в небо пассажирский самолет Ту-334 и самолет-амфибию Бе-200. В настоящее время предполагается установка этого на перспективный самолет АН-148.

1. Краткое описание двигателя

Важнейшим требованием, выполнение которого необходимо обеспечить в процессе эксплуатации летательного аппарата (ЛА), является высокая безопасность полета при низкой себестоимости перевозок, которые в значительной степени зависят от надежности работы и экономичности двигателей, установленных на ЛА. Исходя из этого, к двигателям ЛА предъявляются следующие основные требования:

• Обеспечение заданных летно-технических данных ЛА (дальности и продолжительности полета, оптимальной скорости и высоты полета, скороподъемности и коммерческой нагрузки).

• Большой ресурс и надежность в работе при всех возможных условиях применения ЛА.

• Экономичность на рабочих режимах работы.

• Небольшая масса и малое аэродинамическое сопротивление.

• Эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность.

• Контролепригодность, характеризуемая числом контролируемых параметров и их диагностической ценностью, наличием средств сигнализации и аварийных защитных устройств.

• Минимальное воздействие на окружающую среду. Уровень создаваемого шума и эмиссия авиадвигателей должны удовлетворять требованиям ГОСТа и ИКАО.

В силу своих конструктивных особенностей, заложенных на стадии проектирования, двигатель Д-36 отвечает перечисленным требованиям, несмотря на свой солидный возраст.

Турбореактивный двухконтурный двигатель Д-36 (рис. 1.1) предназначен для установки на пассажирские и транспортные самолеты. Двигатель имеет степень двухконтурности 6 на взлетном режиме и выполнен по трехвальной схеме с передним расположением вентилятора, с раздельными потоками и соплами. Он состоит из следующих основных узлов:

• одноступенчатого сверхзвукового вентилятора;

• шестиступенчатого околозвукового компрессора низкого давления (КНД);

• промежуточного корпуса;

• корпуса приводов;

• семиступенчатого компрессора высокого давления (КВД);

• камеры сгорания (КС) кольцевого типа с 24 головками, в центральных отверстиях которых размещены рабочие форсунки, подающие распыленное топливо во внутрь жаровой трубы;

• одноступенчатой турбины высокого давления (ТВД), приводящей во вращение ротор компрессора ВД;

• одноступенчатой турбины низкого давления (ТНД), которая приводит во вращение роторкомпрессора НД;

• трехступенчатой турбины вентилятора (ТВ), которая приводит во вращение вентилятор;

• задней опоры и реактивного сопла внутреннего контура.

Выполнение двигателя по трехвальной схеме позволило: получить более высокие КПД отдельных каскадов компрессора, обеспечить более высокие запасы компрессора по помпажу;

использовать для запуска двигателя пусковое устройство малой мощности, так как при запуске необходимо раскручивать стартером только ротор компрессора ВД. Кроме того, у трехвального двигателя роторы короче, поэтому они жестче, лучше сохраняются радиальные зазоры, легче в доводке.

Большая степень двухконтурности двигателя и высокие параметры газодинамического цикла обеспечили его высокую экономичность.

Конструкция двигателя выполнена с учетом обеспечения принципа модульной (блочной) сборки. Двигатель разделен на 12 основных модулей: рабочее колесо вентилятора, спрямляющий аппарат вентилятора, вал вентилятора, компрессор низкого давления, коробка приводов, задняя опора, турбина вентилятора, ротор турбины низкого давления, корпус опор турбин, ротор турбины высокого давления, камера сгорания, корпус промежуточный, собранный с КВД. Каждый из модулей является законченным конструктивно-технологическим узлом и может быть (кроме главного двенадцатого модуля) демонтирован и заменен без разборки соседних модулей. Модульность конструкции двигателя обеспечивает возможность восстановления его эксплуатационной пригодности заменой деталей и узлов в условиях эксплуатации, а высокая контролепригодность способствует переходу от планово предупредительного обслуживания к обслуживанию по состоянию.

На каждом двигателе установлены агрегаты, обеспечивающие работу систем двигателя и систем самолета.

Блок топливных насосов (агрегат 934), топливный регулятор (агрегат 935МА), электромагнитный клапан пускового топлива обеспечивают работу систем подачи и регулирования расхода топлива.

Маслоагрегат МА-36 с сигнализатором максимального перепада давления на масляном фильтре, воздухоотделитель ВО-36 с маслофильтром, центробежный суфлер ЦС-36, топливно-масляный агрегат 5660Т с сигнализатором максимального перепада давления на топливном фильтре, маслобак МБ-36 с датчиком уровня масла обслуживают работу масляной системы и системы суфлирования двигателя.

Воздушный стартер СВ-36, агрегаты зажигания CKH-11-1 (2 шт.), свечи зажигания СП-43 (2 шт.) обеспечивают работу системы запуска двигателя.

Работу систем управления и контроля двигателя обеспечивают: электронная система управления ЭСУ-2, блоки термопар Т-8ОТ, датчик ДОТ-30 системы измерения суммарной степени повышения давления, датчики ДТА-10 частоты вращения роторов двигателя, вибропреобразователи МВ-31 (2 шт.), стружкосигнализатор СС-36, термостружкосигнализатор ТСС-З6 (3 шт.), сигнализатор помпажа ПС-2-7, счетчик наработки ресурса СНР-1, датчик ИМД - 100 давления топлива, датчик ИМД-8 давления масла, приемник П-77 температуры масла, сигнализатор МСТВ - 1,6 минимального давления масла, датчик ДС-11 положения РУД, датчик мгновенного расхода топлива ДРТМ1,5-2Т, автоматы управления клапанами перепуска воздуха.

Кроме перечисленных агрегатов, на каждом двигателе установлены следующие самолетные агрегаты:

• привод-генератор ГП-21;

• гидронасос НП-72МВ (на самолете ЯК-42 ставятся только на левом и среднем двигателе).

Конструкция двигателя выполнена так, что позволяет осуществлять его подвеску при любом размещении двигателя на самолете (за нижние, верхние и боковые узлы крепления).

Крепление каждого двигателя на самолете осуществляется в двух плоскостях: передней и задней.

Передние узлы крепления к самолетной подвеске воспринимают вертикальные и поперечные силы, действующие на двигатель в этой плоскости, и расположены на наружной оболочке промежуточного корпуса. Самолетная подвеска по переднему поясу должна обеспечивать температурную и монтажную компенсации и не воспринимать тягу двигателя. Усилия, действующие на двигатель в заднем поясе подвески, воспринимаются силовым кольцом, расположенным на корпусе задней опоры турбины.

Тяга двигателя воспринимается внутренней силовой частью промежуточного корпуса, на которой предусмотрена установка кронштейна с резьбовой проушиной. Положение кронштейна с проушиной зависит от выбранного варианта подвески. К резьбовой проушине присоединяется самолетная тяга, которая вторым концом крепится непосредственно к силовой части пилона самолета. Линия действия тяги проходит под углом 17° к продольной оси самолета. Проушина до установки самолетной тяги фиксируется на двигателе специальным стопорным устройством. Подвеска двигателя предусматривает также возможность передачи обратной тяги.

Боковые двигатели на самолете Як-42 крепятся на пилонах по обе стороны фюзеляжа.

Воздух к ним поступает через короткие прямые входные устройства круглого сечения. Средний двигатель устанавливается внутри хвостовой части фюзеляжа. Воздух к нему поступает через изогнутый канал с передним обтекателем, расположенным у основания кромки киля.

2. Основные технические данные двигателя Д-36

Тяга двигателя на взлетном режиме

(М=0; Н=0; САУ), кН………………………….. 65,0

Удельный расход топлива, кг/(Н·ч)…………………… 0,0375

Тяга двигателя на номинальном режиме

(М=0; Н=O; CAУ), кН…………………………………50,0

Тяга двигателя на крейсерском режиме полета

(Н=8 км; М=0,75; САУ), кН………………………. Не более 16,0

Удельный расход топлива, кг/(Н·ч)……………… 0,065

Тяга двигателя на режиме малого газа

(Н=0; М=0; САУ), кН…………………… Не более 4,0

Суммарная степень повышения давления, р *

kУ …………………..20

Время приемистости при перемещение РУД за 1-2с от режима полетного малого газа (0,4 номинального) до получения 95% взлетной тяги, с………………………………………………………………… 1,0

Время суммарной наработки за ресурс на режимах, %:

взлетном…………………….……….………….Не более 3,5

номинальном……………………………………Нe более 25

крейсерских…………………………………… Неограниченно

Время непрерывной работы двигателя на режимах, мин:

взлетном………………………….…………………Не более 5,0

номинальном и крейсерских…………………Без ограничения

земного малого газа………………………………….……30

Высотность двигателя, м…………………………….……………10000.

3. Особенности конструкции и эксплуатации

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 3-х каскадов:

• первый каскад из 7 ступеней компрессора ВД и одноступенчатой турбины ВД;

• второй каскад из 7 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:

• применить 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).

Плюсом данного двигателя является удачное расположение опор. На каждый вал приходится по одному шариковому радиально-упорному и роликовому радиальному подшипнику. Система вал - опоры - статически определима, а это значит, что исключается возможность появления нерасчетных 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.

Переход к обслуживанию по техническому состоянию возможен только на базе выполнения комплекса диагностических проверок 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;

• в приведении параметров к условиям стандартной атмосферы;

• в сравнении приведенных параметров или их отклонений с нормой.

Основным параметром, определяющим функциональное назначение 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.

4. Характерные отказы и неисправности

двигатель турбореактивный самолет неисправность

Входное устройство:

• деформация;

• выпадание заклепок.

Проточная часть компрессора:

• забоины (нормируется место, размеры, форма);

• разрушение лопаток (дефекты);

• деформация;

• трещины на пере лопатки;

• эрозионный износ лопаток.

Камера сгорания:

• прогары;

• коробление (закоксованность форсунок, неравномерное поле температур).

Проточная часть турбины:

• перегрев рабочих лопаток (коробление, оплавление лопаток, вытяжка лопаток);

• износ лоберинтных уплотнений;

• разрушение дисков турбины.

Другие:

• разрушение или износ подшипников качения;

• трещины сварных швов в корпусных деталях;

• внутренние разрушения шлицевых соединений;

• разрушение герметичности масляных трубопроводов (наличие масла в воздухе, отбираемом на самолетные нужды);

отказ отдельных агрегатов.

5. Контроль технического состояния двигателей

Существуют следующие методы контроля:

• визуальный;

• органолептический;

• параметрический;

• функциональный.

Визуальный метод контроля

При визуальном контроле отслеживаются:

• 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, коробление конструкции КС.

Параметрический метод контроля

Параметрический контроль основан на оценке величины и характера снижения по времени физических величин, характеризующих рабочий

процесс и функционирование систем.

Методы параметрического контроля:

• по параметрам настроечной характеристики (дроссельная характеристика);

• по уровню вибрации;

• по скольжению роторов;

• по количеству продуктов износа в масле;

• по термогазодинамическим параметрам.

Контроль по скольжению роторов в ТРДД

Особенность этого метода заключается в том, что роторы кинематически не связаны, поэтому появляется разница между изменениями оборотов валов dn/dt, то есть скольжение S = nнд/nвд.

Смещение эталона линии вверх, говорит о разном влиянии неисправностей.

Смещение в сторону зоны А свидетельствует об уменьшении тяги, в зону В-газодинамической устойчивости.

Список источников

1. Трехвальный ТРДД Д-36. Руководство по технической эксплуатации. В двух книгах. 1978.

2. Макаров Н.В., Францев В.К. Силовая установка самолета ЯК-42. Учебное пособие. - Л.:ОЛАГА. 1989.

3. Денисов М.И., Уланова Л.Г. Самолет ЯК-42. В двух томах. Учебное пособие. - Краснодар: Сев. Кавказ. УТЦ ГА. 2000.

Размещено на Allbest.ru