Главная Коллекция "Otherreferats" Производство и технологии Проектирование турбины ТВаД на базе двигателя ТВ3-117

Проектирование турбины ТВаД на базе двигателя ТВ3-117

Термогазодинамический расчет двигателя; согласование параметров компрессоров и турбин; исследование термонапряженного состояния неохлаждаемой лопатки. Определение показателей технологичности деталей авиадвигателя. Экономические расчеты; безопасность.

Рубрика Производство и технологии
Вид дипломная работа
Язык русский
Дата добавления 18.03.2012
Размер файла 5,6 M

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Страница:

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

1.1 Выбор и обоснование параметров расчетного режима

Выбор основных параметров двигателя оказывает сильное влияние на эффективность его работы как силовой установки. Основными требованиями при проектировании является высокая экономичность (малые значения удельного расхода топлива) и высокая удельная тяга.

1.1.1 Температура газа перед турбиной

Увеличение температуры газов перед турбиной позволяет увеличить удельную тягу двигателя и, следовательно, повысить значение тяги при сохранении габаритных размеров двигателя. При проектировании принимаем Тг*=1253 К.

1.1.2 Степень повышения давления в компрессоре

Стремление получить двигатель с высокими удельными параметрами требует увеличения значения степени повышения давления (рк*) в компрессоре. Но большое значение степени повышения давления приводит к усложнению конструкции, увеличению массы и габаритов двигателя. Выбор высоких значений рк* при проектировании приводит к получению малых высот лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к росту потерь из-за увеличения относительных радиальных зазоров. При Тг*=1253 К y оптимальное значение рк*, соответствующее максимальной удельной тяге составляет 7…10. При этом экономические значения, соответствующие минимальному удельному расходу топлива, находятся в интервале 9…19. Для расчета принимаем рк*=9,95.

1.1.3 КПД компрессора и турбины

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней:

--среднее значение КПД ступеней компрессора.

КПД компрессора может быть представлен как произведение

.

--механический КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах и отбор мощности на привод агрегатов ГТД и нужды самолета (генераторы постоянного тока и др.). Принимаем = 0,995.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах 0,88…0,91, поэтому принимаем равным 0,895.

КПД неохлаждаемой турбины для выбранного значения Тг* принимаем 0,9.

1.1.4 Потери в элементах проточной части двигателя

Для дозвуковых воздухозаборников при дозвуковых скоростях полета увх может принимать значения в диапазоне 0,97…0,99. принимаем увх=0,97.

Уменьшение полного давления в камере сгорания вызвано гидравлическим и тепловым сопротивлениями. укс представляет собой произведение угидр на утепл. Для основных камер сгорания угидр =0,93…0,97, а утепл =0,97…0,98. Принимаем угидр=0,96, утепл =0,98

Тогда

укс = угидр* утепл=0,96*0,98=0,94.

Потери тепла в камере сгорания главным образом связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания зг..

Для современных двигателей зг=0,97.

Пр галичии переходного патрубка коэффициент полного давления =0,98..1. принимаем =1.

Механический КПД учитывает потери мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов =0,995.

Физические константы воздуха и продуктов сгорания:

1.2 Термогазодинамический расчет двигателя

Основной целью выполнения термогазодинамического расчета является определение удельных параметров (Руд - удельная тяга, Суд - удельный расход топлива).

Расчет проводим на ЭВМ с помощью программы RDD.EXE. Алгоритм расчета изложен в пособии [1]. Исходные данные и результаты расчетов приведены в виде распечатки (Табл. 1.1-1.2).

Таблица 1.1

Исходные данные

Таблица 1.2

Результаты расчетов

Выводы по термогазодинамическому расчету двигателя

Параметры двигателя находяться на уровне современных требований авиастроения. Полученные данные С еуд=0,28кг/Н*ч в сравнении с параметром прототипа:, С еуд=0,313 кг/Н*ч, являються более высокими так как параметры заданные при проектировании (Тг*=1253 К, рк*=9,95) также выше чем у прототипа (Тг*=1200 К, рк*=9,5).

1.3 Согласование параметров компрессоров и турбин

Одним из основных этапов теоретического проектирования ГТД является формирование его облика. На этой стадии создаються необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования: согласование работы компрессоров и турбин, оптимизация габаритных размеров и массы изделия, получения максимальных КПД лопаточных машин, т.е. снижение эксплуатационных расходов. Качественное выполнение этого этапа позволяет обеспечить оптимальные геометрические и газодинамические соотношения определяющих облик двигателя в расчетных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в лопатках турбины.

Расчет согласования работы компрессора и турбины выполняем на ЭВМ по методике пособия[2] с использованием программы SLRDD.EXE.

Результаты расчетов приведены ниже.

Таблица 1.3

Результаты расчета

Облик двигателя представлен на рис. 1.1

Выводы по согласованию

Полученные при расчете в данном пункте размеры (диаметральные и габаритные) немного превышают размеры прототипа. Нам удалось улучшить параметры двигателя, не прибегая к значительному изменению его формы. Заданные значения Тг*=1253 К, рк*=9,95 реализованы на том же количестве ступеней компрессора и турбины, что и у прототипа. Форма проточной части не изменилась. Увязка обеспечивает нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в лопатках.

1.4 Газодинамический расчет компрессора

Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовых компрессоров обеспечивает возможность надежного определения параметров компрессора на расчетном режиме с достоверным учетом всех видов потерь. Основные исходные данные уже получены в ходе предшествующих расчетов. Методика расчета приведена в пособии [3] и выполнена в ходе курсового проектирования по дисциплине «Теория воздушно-реактивных двигателей» Расчет произведен с помощью ЭВМ с использованием программы GDROK.EXE

Исходные данные и результаты приведены ниже в таблицах 1.4, 1.5. Треугольники скоростей представлены на рисунках 1.2.

Вывод

В выше рассмотренной части были получены планы скоростей и решетки профилей первой ступени компрессора в трех сечениях: втулочном, среднем и периферийном.

Полученные планы скоростей симметричны относительно центра, так как степень реактивности равна 0.55.

Таблица 1.4

Файл исходных данных

Таблица 1.5

Результаты расчета

1.5 Профилирование лопаток компрессора

Профилирование лопаток РК производим с помощью программ GFRK.EXE и OCK.EXE.

Исходные данные и результаты приведены ниже в таблицах 1.6, 1.7.

Построенные программой профили приведены на рисунке 1.3

Таблица 1.6

Файл исходных данных

Таблица 1.7

Результаты расчета

Вывод

В выше рассмотренной части курсового проектирования были получены планы скоростей и решетки профилей первой ступени компрессора в трех сечениях: втулочном, среднем и периферийном.

Полученные планы скоростей симметричны относительно центра, так как степень реактивности равна 0.55.

1.6 Газодинамический расчет турбины

Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоемкостью и экономичностью.

Современное состояние теории и практики проектирования осевых газовых турбин обеспечивает возможность надежного определения параметров турбины на расчетном режиме с достоверным учетом всех видов потерь. Следует учитывать и то обстоятельство, что именно турбина определяет ресурс всего двигателя в целом. Это приводит к усложнению расчетов и увеличению объемов вычислений, а следовательно обуславливает применение ЭВМ.

Основные исходные данные уже получены в ходе предшествующих расчетов. Методика расчета приведена в пособии [3] и выполнена в ходе курсового проектирования по дисциплине «Теория и расчет лопаточных машин» в IX триместре. Расчет произведен с помощью ЭВМ с использованием программы GDRGT.EXE.

Исходные данные и результаты приведены ниже в таблицах 1.8, 1.9. Треугольники скоростей представлены на рисунках 1.4.

Таблица 1.8

Файл исходных данных

Таблица 1.9

Результаты расчета

Рис.1.3

Рис.1.4а

Рис.1.4б

Вывод

В результате проведенного газодинамического расчета турбины, были получены графики изменения параметров, треугольники скоростей, схема проточной части. Направление течения газов на выходе из турбины близко к осевому.

1.7 Профилирование лопаток турбины

Газодинамический расчет турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона крутки, так и конструированием профильной части (профилированием).

В реальной практике процесс проектирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоемкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, прочностных, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что создает предпосылки применения ЭВМ.

1.7.1 Исходные данные

Исходными данными для расчета параметров газа по высоте лопатки и определения геометрических параметров решеток профилей являются величины, полученные в результате газодинамического расчета турбины на среднем (арифметическом) диаметре при заданной форме проточной части.

Для расчета треугольников скоростей в межвенцовом зазоре у корня и периферии лопаток необходимо выбрать закон изменения параметров (закрутки) потока по радиусу.

Принимаем закон закрутки: 1 =const и 2 =const

Применение этого закона значительно упрощает изготовление лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для монтажа их в статоре и роторе.

1.7.2 Профилирование лопаток РК турбины с помощью ЭВМ

Профилирование лопаток РК неохлаждаемой турбины производим с помощью программы OCT.EXE и GFRT.EXE. Исходные данные и результаты расчетов представлены в таблицах 1.10, 1.11

Построенные программой профили приведены на рисунке 1.5

Таблица 1.10

Файл исходных данных

Таблица 1.11

Результаты расчета

Рис. 1.5 а - Профиль лопатки турбины на 1м радиусе

Рис. 1.5 б - Профиль лопатки турбины на 2м радиусе

Рис. 1.5 в - Профиль лопатки турбины на 3м радиусе

Рис. 1.5 г - Профиль лопатки турбины в 4м сечении

Рис. 1.5. д - Профиль лопатки турбины в 5м сечении

Вывод

В выше рассмотренной части проектирования были получены решетки профилей первой ступени рабочего колеса турбины высокого давления.

Полученные профили лопаток имеют среднюю относительную толщину (=0.143). Это связано с тем, что лопатка неохлаждаемая, так как работает при температурах (Т*г=1253 К).

Полученные параметры удовлетворяют требованиям: W2>W1, углы >55 и <120.

1.8 Расчет камеры сгорания

Камеры сгорания газотурбинных двигателей и установок представляют собой наиболее сложный узел, в котором одновременно протекают различные процессы, течения, физико-химические процессы горения, тепловые процессы, связанные с тепловыми потоками и термическими нагрузками деталей. Большинство из этих процессов плохо поддаются расчетам, поэтому при создании КС требуется большой объем экспериментальных и доводочных работ. Проектировочный расчет является первым приближением в создании КС новых двигателях с одновременным использованием предыдущего опыта каждой конкретной двигателестроительной фирмы. Особое внимание при создании новых двигателей в последнее время уделяется образованию вредных веществ в КС, исходя и удовлетворения экологических нормам. Анализ аварийных ситуаций при эксплуатации авиадвигателей свидетельствует о случаях, причинами которых были колебательные процессы, возникшие в КС и связанные с ее акустическими нормами.

1.8.1 Исходные данные для расчета

Рис 1.6 - Схема камеры сгорания

1. Температура воздуха по заторможенным параметрам на выходе из компрессора (сечение К-К) =599 К.

2. Температура газа по заторможенным параметрам на выходе из КС: =1253 К.

3. Полное давление воздуха на выходе из компрессора =997800 Па.

4.Коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный гидравлическими потерями =0.96.

5. Коэффициент восстановления полного давления КС, обусловленный тепловыми потерями =0.98.

6. Коэффициент полноты сгорания КС =0.99.

7. Коэффициент полноты сгорания в зоне горения =0.84.

8. Стехиометрическое количество воздуха для используемого топлива (керосин) = 14.8 .

9. Теплотворная способность топлива =43000 .

10. Коэффициент избытка воздуха КС =3.62.

11. Коэффициент избытка воздуха на выходе из фронтового устройства =0.6

12. Коэффициент избытка воздуха на выходе из фронтового устройства =1.3

13. Относительный внутренний диаметр компрессора на выходе

=0.92.

14. Диаметр турбины на входе в СА =0.333 м.

15. Относительный внутренний диаметр турбины на входе в СА

=0,904.

16. Относительный диаметр КС прототипа

=1.13.

17. Относительный внутренний диаметр КС прототипа

=0.57.

18. Относительный диаметр жаровой трубы

=0.926.

19. Относительный внутренний диаметр жаровой трубы

=0.671.

20. Относительный диаметр фронтового устройства

=0.277.

21. Относительный внутренний диаметр фронтового устройства

=0.45.

22. Относительная длина диффузора КС

=0.22.

23. Относительная длина жаровой трубы

=2,72.

24. Относительная длина головки жаровой трубы

=0.4

25. Относительная длина зоны горения

=0,9.

26. Относительная длина газосборника жаровой трубы

=1.45.

27. Относительная длина цилиндрической части жаровой трубы

28. Относительный диаметр газосборника

29. Относительный внутренний диаметр газосборника

1.8.2 Расчет кольцевой камеры сгорания

Расчет выполняем с помощью программы GDR KS.EXE. Результаты расчетов представлены в таблице 1.12.

Таблица 1.12

Файл исходных данных

Таблица 1.13

Результаты расчета

Вывод

В выше рассмотренной части был проведен расчет камеры сгорания. Топливом служит авиационный керосин, теплотворная способность которого Hu=43000 кДж/кг.

Расчет камеры сгорания проводился на основании геометрических размеров камеры сгорания двигателя-прототипа методом геометрического подобия.

1.9 Расчет выходного устройства ГТД

В этом разделе рассчитывается выходной патрубок для двигателя вертолетного типа.

1.9.1 Исходные данные

Исходными данными являются результаты предыдущих расчетов и геометрические размеры прототипа.

Т=Т=777 КС=100 м/сG=8.5 кг/с

Р=Р=101325ПаR=290 Дж/(кг*К);

Расчет будем проводить по пособию [4]

1.9.2 Расчет патрубка

Находим статическую температуру в сечении С-С:

Т=Т=777-К

Определяем плотность:

==0,45

Площадь проходного сечения:

F==0.189 м

Так как патрубок выбираем круглой формы:

F=; => D===0.491м

Вывод

Проведен расчет выходного патрубка, площадь которого равна - 0,189 м; а диаметр - 0,491м.

Заключение

Параметры двигателя находятся на уровне современных требований авиастроения. Полученные данные С еуд= 0,28кг/Н*ч в сравнении с параметром прототипа:, С еуд= 0,313 кг/Н*ч, являются более высокими так как параметры заданные при проектировании (Тг*= 1253 К, рк*= 9,95) также выше чем у прототипа (Тг*= 1200 К, рк*= 9,5).

Полученные при расчете размеры (диаметральные и габаритные) немного превышают размеры прототипа. Нам удалось улучшить параметры двигателя, не прибегая к значительному изменению его формы. Заданные значения Тг*=1253 К, рк*=9,95 реализованы на том же количестве ступеней компрессора и турбины, что и у прототипа. Форма проточной части не изменилась. Увязка обеспечивает нормальную загрузку ступеней турбины и допустимые напряжения в лопатках.

В выше рассмотренной части были получены планы скоростей и решетки профилей первой ступени компрессора в трех сечениях: втулочном, среднем и периферийном.

Полученные планы скоростей симметричны относительно центра, так как степень реактивности равна 0.55.

В данном разделе было выполнено профилирование рабочего колеса ступени газовой турбины и компрессора, расчёт кольцевой камеры сгорания, расчёт выходного патрубка на базе исходных данных из расчётов курсового проекта к*=9,5, Тг*=1250,

На этапе расчета и профилирования первой ступени были определены компоненты треугольников скоростей, а также геометрические параметры решеток профилей на трех радиусах. Треугольники скоростей не симметричные т.к. степень реактивности равна 0,55. При профилировании применялся закон крутки, обеспечивающий постоянство степени реактивности и теоретического напора по радиусу.

На этапе профилирования ступени газовой турбины были определены компоненты треугольников скоростей в межвенцовых зазорах, а также геометрические параметры решёток профилей на трёх радиусах. Полученные параметры во втулочном сечении удовлетворяют условиям: W2>W1 (396,18>308,68), а углы >55 (64,09>55). Применение законов 1=const и 2=const значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, а также позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.

В разделе “Расчёт камеры сгорания” был проведён расчёт основных геометрических параметров кольцевой камеры сгорания на базе геометрического подобия камере сгорания двигателя-прототипа ТВ3-117.

В процессе расчета выходного устройства были определены его геометрические параметры.

2. КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬ

2.1 Основные сведения о двигателе

В качестве прототипа принят ТваД ТВ3-117.

Рассмотрим основные конструктивные особенности данного двигателя.

Компрессор двигателя предназначен для сжатия воздуха, поступающего в двигатель и подачи его в камеру сгорания под определенным углом. Компрессор - осевой, дозвуковой, однокаскадный, одинадцатиступенчатый.

Компрессор состоит из следующих основных узлов:

- входного направляющего аппарата;

- передней опоры компрессора

- статора;

- ротора;

- задней опоры компрессора.

Осевая сила, действующая на ротор компрессора, воспринимается шарикоподшипником, установленным в задней опоре компрессора.

Роликоподшипник передней опоры компрессора установлен на упругом демпфере.

Ротор компрессора приводится во вращение двухступенчатой турбиной компрессора. Крутящий момент передается через внутренние эвольвентные шлицы задней цапфы.

Для обеспечения устойчивой работы компрессор имеет регулируемый входной направляющий аппарат (РВНА) и регулируемые направляющие аппараты (РНА) 1-4-й ступеней. Конструкция РВНА и РНА 1-4-й ступеней с механизмом управления позволяет автоматически регулировать угол установки их лопаток в зависимости от режима работы двигателя.

Для обеспечения газодинамической устойчивости двигателя при запуске и при малой частоте вращения ротора компрессора на компрессоре имеются два клапана перепуска воздуха (КПВ) за 7-й ступенью.

Для предотвращения возможности образования льда на поверхностях деталей входной проточной части компрессора при работе двигателя в условиях низких температур предусмотрен обогрев поверхностей горячим воздухом и маслом.

Горячим воздухом, отбираемым из-за компрессора, обогреваются поверхности кока, передних кромок горизонтальных и вертикальной верхней стоек передней опоры компрессора, лопаток РВНА компрессора. Горячим маслом, откачиваемым из передней опоры компрессора, обогревается вертикальная нижняя стойка передней опоры компрессора. Горячим маслом обогревается также входное устройство.

Ротор компрессора барабанно-дисковой конструкции. Диски сварены между собой, лопатки с дисками соединены замками типа «ласточкин хвост».

Камера сгорания - кольцевая, состоит из наружного и внутреннего диффузоров, жаровой трубы и топливного коллектора с 12 форсунками. Топливные форсунки - двухсопловые, двухканальные, центробежные.

Турбина компрессора - осевая, двухступенчатая, состоит из статора и ротора. Ротор турбины компрессора состоит из двух дисков, сцепленных торцевыми шлицами и стянутых двенадцатью болтами. Крепление рабочих лопаток в дисках осуществляется замком «елочного» типа. На периферии рабочего колеса выполнен кольцевой бандаж.

Полотна дисков, замки и ножки рабочих лопаток обдуваются воздухом, поступающим из зоны вторичного воздуха камеры сгорания.

Передней опорой ротора турбины является задняя цапфа компрессора, на которую ротор опирается центрирующим пояском. Задней опорой является роликовый подшипник, на который ротор турбины опирается задней цапфой на диске второй ступени.

Двигатель состоит из следующих узлов и систем: осевого компрессора, камеры сгорания, турбины, реактивного сопла, приводов вспомогательных устройств, системы отбора воздуха, системы смазки и суфлирования, топливной системы, системы запуска, приборов контроля работы двигателя.

2.1.1 Передняя опора компрессора:

Передняя опора компрессора с регулируемым входным направляющим аппаратом состоит из следующих основных узлов и деталей: переднего корпуса, лопаток РВНА, корпуса подшипника с уплотнением, фланца подвески, задней крышки, втулки подшипника, колец демпфера.

Передний корпус представляет собой литую конструкцию с встроенным в корпус коллектором противооблединительной системы (ПОС) двигателя. Корпус состоит из наружной и внутренней оболочек, образующих проточную часть на входе в компрессор. Оболочки связанны между собой четырьмя профилированными стойками. Две стойки горизонтальные, две вертикальные. На наружной оболочке корпуса под нижней стойкой имеется фланец для крепления коробки приводов, в горизонтальной плоскости на правой стороне имеется фланец подвода воздуха из ПОС двигателя, на левой - фланец подвода воздуха из-за 5-й ступени на наддув уплотнения масляной полости. В передней опоры компрессора. На переднем фланце корпуса закреплён винтами фланец подвески с четырьмя шарнирными подшипниками для подсоединения тяг крепления корпуса к трансмиссии двигателя.

Внутренняя обойма роликового подшипника монтируется на передний вал ротора с радиальным натягом и через упорное кольцо, регулировочное кольцо затягивается гайкой на валу ротора. Наружная обойма роликового подшипника монтируется с радиальным зазором во втулке подшипника вместе с двумя кольцами демпфера в корпусе подшипника с уплотнением.

Масло для смазки роликового подшипника подаётся форсункой, установленной в корпусе центрального привода. Масло, подаваемое через канал подвода масла, охлаждает упорное кольцо. Из масляной полости масло сливается через отверстия в нижней стойке. Масляная полость передней опоры закрыта задней крышкой и уплотнена графитовым уплотнением.

Узел графитового уплотнения состоит из графитового кольца, резинового уплотнительного кольца, обоймы уплотнения, упорной втулки, пластинчатой пружины, фиксатора.

Пластинчатая пружина поджимает графитовое кольцо к торцу упорного кольца, обеспечивая уплотнение масляной полости. Уплотнительное кольцо препятствует вытеканию масла из масляной полости в проточную часть через радиальный зазор между графитовым кольцом и обоймой. Фиксатор исключает возможность поворота графитового кольца.

Регулируемый входной направляющий аппарат состоит из тридцати поворотных лопаток с рычагами. Верхние цапфы лопаток установлены в отверстия на наружной оболочке переднего корпуса, нижние - в отверстия, выполненные в стыке переднего корпуса и задней крышки. В нижних цапфах лопаток имеются отверстия, через которые горячий воздух из кольцевой полости поступает на обогрев входных кромок лопаток при включении ПОС двигателя.

Для управления лопатками на верхних цапфах установлены рычаги, которые через сферические подшипники входят в зацепление с осями поворотного кольца. Поворотное кольцо в окружном и осевом направлении перемещаются по десяти роликам, установленных на осях в переднем корпусе.

2.1.2 Статор компрессора

Статор компрессора состоит из корпуса компрессора, направляющих и спрямляющего аппаратов.

Корпус компрессора состоит из четырёх кольцевых корпусов, представляющих собой кольцевые обечайки с фланцами с обеих сторон, проставки. Корпуса соединяются между собой фланцами и скрепляются болтами и самоконтрящимися гайками. Центрирование корпусов между собой осуществляется призонными болтами. Во фланцах корпусов имеются радиальные отверстия, расположенные в промежутках между отверстиями под болты крепления корпусов и служат для установки цапф поворотных лопаток РНА 1-4-й ступеней.

Обечайка корпуса компрессора, передний кожух и задний кожух образуют кольцевые полости. Первая кольцевая полость через отверстия в обечайке и отверстия в обойме направляющего аппарата седьмой ступени соединяются с проточной частью компрессора. Вторая кольцевая полость через отверстия в обечайке и отверстия в обойме направляющего аппарата девятой ступени соединяются с проточной частью компрессора.

На наружной поверхности переднего кожуха имеются:

- фланец отбора воздуха из-за 7-й ступени на наддув уплотнения масляной полости 3-й опоры и для охлаждения свободной турбины:

- два фланца для перепуска воздуха из-за 7-й ступени через клапаны перепуска воздуха:

- фланец отбора воздуха из-за 7-й ступени на активный инжектор для охлаждения корпуса 4 и 5-й опор:

- фланец с легкосъёмной заглушкой для осмотра рабочих лопаток 7-й и 8-й ступеней компрессора.

К боковой поверхности переднего кожуха приварены две бобышки, образующие фланец крепления терморегулятора.

На наружной поверхности заднего кожуха имеются:

-фланец для крепления патрубка отбора воздуха в СКВ самолёта из-за 8-й ступени компрессора;

- штуцер слива масла, удаляемого при помощи эжекции из полости, в случае попадания масла в эту полость.

К наружной поверхности обечайки корпуса компрессора приварены:

- фланец отбора воздуха из-за 5-й ступени на наддув уплотнений масляных полостей передней опоры компрессора и вала винта;

- фланец отбора воздуха из-за 5-й ступени на наддув уплотнений масляных полостей 4 и 5-й опор.

К фланцам и воздух поступает из проточной части через отверстия в обойме направляющего аппарата 5-й ступени.

К наружной поверхности заднего кожуха с обеих сторон приварены кронштейны крепления гидроцилиндров, к наружной поверхности переднего кожуха и обечайки корпуса компрессора кронштейны крепления гидроцилиндров и планки с рычагами механизма управления РВНА и РНА 1-4-й ступеней.

РНА 1…4-й ступеней состоят каждый из поворотных лопаток, цапфы которых устанавливаются в радиальные отверстия в стыках фланцев корпусов компрессора. Лопатки РНА 1-й и 2-й ступеней, кроме того, имеют нижние цапфы, которые входят в цилиндрические глухие отверстия разъёмных внутренних обойм соответственно.

Для управления лопатками на их верхних цапфах установлены рычаги, которые через сферические подшипники входят в зацепление с пальцами поворотных колец НА. Каждое поворотное кольца НА в окружном и осевом направлении перемещается по десяти роликам, установленных на осях. Осевые перемещения роликов ограничиваются втулками, которые устанавливаются с обеих сторон роликов.

Разъёмные направляющие аппараты, 5-й-11-й ступеней соответственно вместе с рабочими кольцами устанавливаются в корпус компрессора. Осевое перемещение набора аппаратов с кольцами ограничивается регулировочным кольцом.

Спрямляющий аппарат, в котором объединены лопатки направляющего аппарата ступени и лопатки спрямляющего аппарата, является силовым элементом конструкции двигателя. Передним фланцем спрямляющий аппарат крепится к корпусу компрессора, задним к корпусу камеры сгорания. К внутреннему фланцу спрямляющего аппарата крепятся болтами кольцо лабиринта, фланец заднего корпуса компрессора и фланец внутреннего корпуса диффузора камеры сгорания.

2.1.3 Ротор компрессора

Ротор компрессора - двенадцатиступенчатый, барабанно-дисковой конструкции состоит из рабочего колеса 1-й ступени, барабана, заднего вала, лабиринтного диска, рабочих лопаток.

Рабочее колесо 1-й ступени состоит из диска и рабочих лопаток, установленных в ободе диска с помощью хвостовиков типа "ласточкин хвост". От осевого перемещения лопатки зафиксированы пластинчатыми замками. Передний лабиринт выполнен как одно целое с диском. Рабочее колесо 1-й ступени крепится болтами к барабану.

Барабан состоит из проставки и одиннадцати дисков, которые соединяются между собой сваркой. В проставку запрессованы самоконтрящиеся гайки под болты крепления рабочего колеса 1-й ступени. Передний вал ротора изготовлен как одно целое с диском 2-й ступени. В передний вал установлена шлицевая втулка, которая крепится от перемещения двумя штифтами. Шлицевая втулка служит для передачи крутящего момента к агрегатам коробки приводов и одновременно является заглушкой, отделяющей масляную полость передней опоры от внутренней полости барабана.

К диску 9-й ступени крепится задний вал. К заднему валу крепится лабиринтный диск. Крепление заднего вала и лабиринтного диска при помощи болтов. В задний вал установлена заглушка, которая крепится от перемещения двумя штифтами. Заглушка отделяет внутреннюю полость барабана от попадания вторичного воздуха камеры сгорания. На внутренней поверхности заднего вала имеются шлицы для обеспечения механической связи с валом турбины компрессора. На заднем валу гайкой затягивается пакет, состоящий из следующих деталей: передняя втулка уплотнения, регулировочное кольцо, внутренняя обойма шарикоподшипника, задняя втулка уплотнения, Контрится гайка стопорной шайбой.

Лопатки 2-й и 3-й ступеней устанавливаются в ободах дисков с помощью хвостовиков типа "ласточкин хвост". От осевого перемещения лопатки зафиксированы пластинчатыми замками. Лопатки остальных ступеней устанавливаются в кольцевые пазы на ободах дисков. От перемещения в окружном направлении лопатки зафиксированны контровочными штифтами.

2.1.4 Задняя опора компрессора

Задняя опора компрессора состоит из корпуса опоры, гнезда подшипника, корпусов с графитовыми уплотнениями, крышки лабиринта.

Для создания требуемой осевой силы на шарикоподшипник полость за лабиринтным диском соединяется с выхлопным патрубком через две трубки отвода воздуха. Количество отводимого воздуха для создания необходимого давления в полости регулируется жиклёрами. В трубки отвода воздух из полости попадает через отверстия в передней стенке корпуса опоры. Трубки отвода воздуха заведены в полость отвода воздуха.

Масляная полость отделена от воздушных полостей графитовыми уплотнениями, передней втулкой уплотнения, задней втулкой уплотнения. Втулка ограничивает осевые перемещения графитового уплотнения, расположенного в корпусе. Наддув переднего графитового уплотнения осуществляется воздухом из полости после его прохождения через воздушное лабиринтное уплотнение, образованное гребешками задней втулки уплотнения и крышки лабиринта. Воздух из полости наддува через канал отвода воздуха поступает в полость и далее к трубкам отвода воздуха.

К корпусу опоры крепится винтами гнездо подшипника, в которое монтируется наружное кольцо шарикоподшипника. С одной стороны наружное кольцо шарикоподшипника упирается в бурт гнезда подшипника, воспринимающего осевую нагрузку, с другой стороны имеется зазор, который подбирается регулировочным кольцом.

Внутреннее кольцо шарикоподшипника разъёмное, монтируется на задний вал ротора компрессора с натягом и поджимается через переднюю втулку уплотнения, заднюю втулку уплотнения, регулировочное кольцо к упорному бурту заднего вала ротора компрессора гайкой.

Масло для смазки шарикоподшипника и охлаждения передней втулки уплотнения, задней втулки уплотнения подаётся в опору под давлением по трубке подвода масла, а затем по каналам к жиклирующей шайбе в зазор между сепаратором и наружной поверхностью внутреннего кольца шарикоподшипника. Задняя втулка уплотнения охлаждается маслом через отверстие в жиклирующей шайбе, а передняя втулка уплотнения маслом через отверстие в форсунке. Откачка масла из масляной полости опоры осуществляется по трубке отвода масла.

Для устранения нагарообразования задняя опора компрессора защищена экранами.

2.1.5 Камера сгорания (КС)

Камера сгорания служит для преобразования химической энергии топлива в тепловую путем организации эффективного сгорания топлива в потоке воздуха, поступающего из компрессора.

Камера сгорания двигателя, кольцевая с заверителем воздуха вокруг рабочих форсунок, состоит из следующих основных узлов: наружного корпуса диффузора, внутреннего корпуса диффузора, жаровой трубы и коллектора с двенадцатью форсунками.

Наружный корпус диффузора состоит из переднего наружного фланца, секций и заднего наружного фланца. Передним фланцем диффузор крепится к корпусу спрямляющего аппарата компрессора, а задним - к сопловому аппарату турбины.

В переднем поясе корпуса диффузора расположены: фланец дренажный штуцер, фланец подвода масла, два фланца для крепления трубок суфлирования, два фланца для установки свечей зажигания, фланцы для крепления подвесок жаровой трубы гайки для крепления подвесок при помощи которых устанавливается коллектор.

На фланце крепится трубка слива масла и блок дренажных клапанов.

В задней части- диффузора расположен фланец, к которому крепится трубка отбора воздуха на противообледенителъную систему.

Внутренний корпус диффузора состоит из переднего внутреннего фланца, секции и заднего внутреннего фланца. Корпус диффузора фланцем крепится к корпусу спрямляющего аппарата компрессора, фланцем к сопловому аппарату турбины компрессора. К секции приварены бандажи.

Жаровая труба кольцевого типа состоит из наружного и внутреннего обтекателей с вваренными во внутренний обтекатель двенадцатью заверителями, двух секций смесителя и двух опорных секций.

Обтекатели наружный, внутренний и секции соединяются между собой гофрированными кольцами, к секциям приварены опорные кольца. На наружном обтекателе жаровой трубы имеются девять втулок для установки подвесок жаровой трубы, которыми она крепится к корпусу наружного диффузора. На четырех подвесках установлены штуцера, через которые производится отбор воздуха.

Хвостовая часть жаровой трубы опирается на внутреннюю и наружную обоймы соплового аппарата турбины компрессора опорными кольцами.

В зону горения жаровой трубы воздух поступает через отверстия в наружном обтекателе, а также через двенадцать завихрителей. В завихрителях установлены плавающие кольца, служащие для компенсации термических расширений жаровой трубы.

2.1.6Турбина компрессора

Турбина компрессора - двухступенчатая осевая, служит для привода компрессор и агрегатов двигателя.

Турбина компрессора состоит из следующих основных узлов:

- корпуса,

- соплового аппарата первой ступени,

- соплового аппарата второй ступени,

- ротора,

- третьей опоры.

Корпус турбины компрессора сварной, крепится своим передним фланцем к фланцу кожуха камеры сгорания, а задним фланцем к корпусу сопловых аппаратов свободной турбины. Корпус изготавливается из титанового сплава.

Корпус является общим для сопловых аппаратов первой и второй ступеней турбины компрессора.

На наружной поверхности корпуса имеется двадцать одна опорная площадка для крепления термопар. На двигателе устанавливаются четырнадцать термопар, на остальные семь площадок установлены специальные заглушки.

В корпус вставлена обойма, на которую нанесено металлокерамическое уплотнение, расположенное над гребешками газового лабиринта рабочего колеса первой ступени турбины компрессора.

Сопловой аппарат первой ступени турбины компрессора предназначен для разгона и направления потока горячих газов под заданным углом на лопатки рабочего колеса первой ступени турбины компрессора.

Сопловой аппарат первой ступени состоит из наружной обоймы, шестидесяти трех сопловых лопаток, внутренней обоймы и фланца.

Наружная обойма спереди крепится к внутреннему фланцу корпуса болтами с применением сухарей, которые обеспечивают радиальное смещение наружной обоймы относительно корпуса без нарушения центрирования, а сзади устанавливается на обойму.

В наружной обойме выполнены профильные прорези для установки сопловых лопаток и двадцать одно отверстие под термопары.

Внутренняя обойма соединена болтами с фланцем, которым она крепится к внутреннему диффузору камеры сгорания. К конусной части фланца приклепан корпус лабиринта (и приварен корпус лабиринта. На корпуса лабиринтов нанесено металокерамическое уплотнение, по которому работают лабиринтные гребешки вала турбины компрессора и переднего покрывающего диска рабочего колеса первой ступени. На внутренней обойме выполнены профильные прорези для установки сопловых лопаток.

Сопловые лопатки литые, полые. В торцы сопловых лопаток (устанавливаются втулки, через которые проходит вторичный воздух из камеры сгорания для охлаждения сопловых лопаток. Втулка удерживается от выпадания штампованным кольцам Г-образного профиля. Корпус и крепежные детали покрыты эмалью черного цвета.

Сопловой аппарат второй ступени турбины компрессора предназначен для направления потока горячих газов на лопатки рабочего колеса второй ступени турбины компрессора.

Сопловой аппарат второй ступени литой, с пятьюдесятью пятью полыми сопловыми лопатками. Сопловой аппарат устанавливается передним фланцем наружного обода на обойму корпуса, а шипами заднего фланца центрируется, как на прямоугольных шлицах, в заднем фланце корпуса. К внутреннему ободу приклепана диафрагма с корпусом лабиринта. На корпусе лабиринта нанесено металлокерамическое уплотнение по которому работают лабиринтные гребешки заднего покрывающего диcка рабочего колеса первой ступени турбины компрессора.

Ротор турбины компрессора состоит из вала, двух дисков - первой ступени и второй ступени, с рабочими лопатками, четырех покрывающих дисков - первого, второго, третьего и четвертого.

Вал и диски первой и второй ступеней сцентрированы и сцеплены друг с другом торцевыми шлицами и стянуты двенадцатью стяжными болтами. Гайки стяжных болтов затягиваются с контролем вытяжки болтов и контрятся пластинчатыми шайбами.

Покрывающие диски центрируются, опираясь на соответствующие буртики в дисках первой и второй ступеней. От проворачивания относительно ротора первый покрывающий диск фиксируется восемью штифтами, второй и третий покрывающий диски - шестью стопорами, четвертый покрывающий диск - двенадцатью стяжными болтами. На валу, а также первом, втором, третьем и четвертом покрывающих дисках имеются гребешковые пояса, которые совместно с прилегающими деталями статора образуют лабиринтные уплотнения, сокращающие бесполезные перетекания воздуха и газа, что позволило повысить КПД турбины.

Первая ступень турбины компрессора имеет 133 лопатки, вторая ступень -101 лопатку. Крепление лопаток в дисках осуществляется с помощью замка "елочного" типа. На первой и второй ступенях замки имеют по две пары зубьев. На концах рабочих лопаток выполнены полки, которые образуют кольцевой бандаж на периферии рабочего колеса. На наружной поверхности полок выполнены гребешки, которые на периферии рабочего колеса образуют кольцевой газовый лабиринт.

Крутящий момент от турбины к компрессору передается через эвольвентные шлицы, имеющиеся на конце вала турбины.

Роторы турбины и компрессора соединяются стяжной втулкой (30). Стяжная втулка соединяется с валом турбины резьбой.

Гайка затягивает внутреннюю обойму подшипника третьей опоры и контрится чашкообразной контровкой, входящей торцевыми выступами в пазы на торце цапфы диска второй ступени.

Ротор турбины компрессора опирается на две опоры. Передней опорой служит задняя цапфа компрессора, на которую ротор опирается центрирующим пояском вала. Задней опорой служит роликовый подшипник третьей опоры двигателя, на который ротор опирается цапфой диска второй ступени. Балансировка ротора осуществляется за счет подбора по весу балансировочных грузов и съема материала с покрывающих дисков.

Третья опора - задняя опора турбины компрессора крепится к внутреннему ободу третьего соплового аппарата и состоит из гнезда подшипника, переднего узла уплотнения с узлом графитового уплотнения, втулки уплотнения роликового подшипника, распорной втулки, регулировочного кольца, и деталей демпфирующего устройства. Гнездо подшипника представляет собой отливку, к которой приварены две диафрагмы и патрубок для организации подвода воздуха на охлаждение дисков силовой турбины. Система каналов в гнезде обеспечивает подвод масла на смазку и охлаждение роликового подшипника и втулки уплотнения.

Наружное кольцо подшипника устанавливается в гнездо. Величина перемещения наружного кольца в осевом направлении обеспечивается подбором регулировочного кольца. Между сопрягаемыми цилиндрическими поверхностями наружного кольца и гнезда подшипника устанавливается упругий элемент, состоящий из демпфера (наружной втулки зигзагообразного профиля) и стакана подшипника (внутренней гладкой втулки).

Зигзагообразный профиль демпфера обеспечивает податливость, которая гасит радиальные колебания ротора компрессора.

Конструкция узла графитового уплотнения аналогична конструкции узла графитового уплотнения первой опоры.

2.1.7 Свободная турбина

Свободная турбина двухступенчатая осевая, служит для создания мощности необходимой для привода трансмиссии вертолета.

Свободная турбина состоит из следующих основных узлов:

- корпуса;

- сопловых аппаратов;

- ротора турбины;

- корпуса опор свободной турбины.

Сопловой аппарат третьей ступени турбины имеет жесткий сварной наружный корпус, который своим наружным ранцем крепится к фланцу корпуса сопловых аппаратов турбины компрессора, а задним фланцем крепится к переднему фланцу корпуса соплового аппарата четвертой ступени. Разъемный стык между корпусами сопловых аппаратов третьей и четвертой ступени введен с целью обеспечения модульности сборки двигателя.

В корпусе монтируется сопловой аппарат. Передней частью наружного обода сопловой аппарат укреплен в специальных выточках корпуса. В задней части наружного обода имеются шипы, на которых, как на прямоугольных шлицах, сопловой аппарат центрируется в корпусе.

Сопловой аппарат - литой, состоит из наружного и внутренних ободов, скрепленных между собой тремя стойками и тридцатью двумя сопловыми лопатками.

К внутреннему ободу соплового аппарата приварены задняя стенка, передняя стенка и гнездо третьей опоры, которые в совокупности с тремя стойками и сопловыми лопатками создают жесткую опору для подшипника третьей опоры.

К переднему фланцу гнезда опоры прикреплен болтами корпус воздушного лабиринта, на который нанесено металлокерамическое уплотнение.

В паре с покрывающим диском второй ступени турбины компрессора он создает лабиринтное уплотнение.

На корпусе расположены два штуцера. Штуцер, расположенный на корпусе вверху слева, служит для подвода масла к третьей опоре. Этот штуцер соединен с масляной полостью третьей опоры посредством трубки, которая проходит через стойку соплового аппарата третьей ступени турбины.

Второй штуцер, расположенный в нижней точке корпуса, служит для слива масла из масляной полости третьей опоры.

Корпус имеет фланец для подвода охлаждающего воздуха. На корпусе имеется также люк, позволяющий производить осмотр газовоздушного тракта. Смотровой люк закрыт крышкой, закрепленной винтами. На переднем фланце в нижней части корпус имеет отверстия, через которые несгоревшее топливо протекает в полость, откуда по отверстиям оно попадает в полость корпуса соплового аппарата четвертой ступени турбины и затем попадает в выхлопной патрубок.

В передней части корпуса установлена обойма, на которую нанесено металлокерамическое уплотнение. Обойма с металлокерамическим уплотнением зафиксирована относительно корпуса тремя штифтами.

Обойма, находится над рабочим колесом второй ступени турбины компрессора, образуя в паре с гребешками верхних полок рабочих лопаток лабиринтное уплотнение. Корпус и крепежные детали окрашены эмалью КО-818К черного цвета.

Сопловой аппарат четвертой ступени турбины имеет жесткий сварной наружный корпус, который своим наружным фланцем крепится к заднему фланцу корпуса соплового аппарата третьей ступени, а задним фланцем крепится к переднему фланцу выхлопного патрубка. В корпусе монтируется сопловой аппарат.

Сопловой аппарат четвертой ступени - литой, состоит из 37 полых сопловых лопаток, наружного и внутреннего ободов. К внутреннему ободу соплового аппарата крепится диафрагма и корпус лабиринта, на который нанесено металлокерамическое уплотнение, которое в паре с дисками первой и второй ступеней свободной турбины образуют лабиринтное уплотнение.

Сопловой аппарат крепится спереди на обойме, а сзади при помощи шипов, на которых, как на прямоугольных шлицах, центрируется в корпусе соплового аппарата четвертой ступени турбины.

В передней части корпуса установлена обойма, на которую нанесено металлокерамическое уплотнение. Обойма с металлокерамическим уплотнением зафиксирована относительно корпуса одним штифтом, расположенным в верхней части.

В корпусе выхлопного патрубка установлена обойма, на которую нанесено металлокерамическое уплотнение. Обоймы с металлокерамическими уплотнениями находятся над рабочими колесами первой и второй ступеней свободной турбины, образуя в паре с гребешками верхних полок рабочих лопаток лабиринтное уплотнение.

На корпусе имеется люк, позволяющий производить осмотр газовоздушного тракта. Смотровой люк закрыт крышкой, закрепленной винтами. Корпус и крепежные детали окрашены эмалью КО-818К черного цвета.

2.1.8 Выхлопное устройство

Выхлопное устройство предназначено для отвода отработанного газа в атмосферу в правую иди левую сторону в зависимости от сборки двигателя в правом или левом варианте.

Выхлопное устройство состоит из следующих основных узлов: диффузора, выхлопного патрубка, соединительного хомута.

Диффузор состоит из наружного корпуса, корпуса трансмиссии и четырех стоек.

Наружный корпус диффузора состоит из фланца, кольца и конуса. Фланцем диффузор крепится к заднему фланцу корпуса сопловых аппаратов свободной турбины. Корпус трансмиссии состоит из конуса, экрана, корпуса. К переднему фланцу корпуса крепится корпус опор ротора свободной турбины. К фланцу конуса крепится задний фланец выхлопного патрубка, а к фланцу корпус сферы редуктора. В конусе имеются лючки для монтажа датчиков частоты вращения ротора свободной турбины.

Охлаждение конуса осуществляется атмосферным воздухом, поступающим через отверстие в полость. Из полости воздух проходит через кольцевую щель, отверстия, кольцевую щель и омывает конус снаружи, создавая вокруг него холодную воздушную завесу.

Наружный корпус диффузора и корпус трансмиссии соединены между собой четырьмя полыми стойками.

. Выхлопной патрубок выполнен из двух фланцев и профилированной стенки. Передним фланцем выхлопной патрубок крепится к заднему фланцу конуса, а задним фланцем к фланцу конуса. Стенка выхлопного патрубка оканчивается штампованным фланцем для крепления вертолетного насадка. На наружной поверхности стенки выхлопного патрубка расположены четыре фланца для крепления двух трубопроводов суфлирования полости второй опоры, трубопровода суфлирования коробки приводов и маслобака и эжектора.

Эжектор создает разрежение в полостях между коробкой приводов и агрегатами топливной системы, обеспечивая дренаж этих полостей.

Соединительный хомут состоит из двух половин и предназначен для крепления вертолетного насадка к фланцу выхлопного патрубка. Половины соединительного хомута стягиваются винтом.

2.1.9 Масляная система двигателя

Система смазки и суфлирования двигателя предназначена для обеспечения смазки и отвода тепла от подшипников всех опор, приводов и зубчатых передач двигателя, а также для суфлирования опор двигателя.

Масляная система включает в себя:

- маслофильтр;

- масляный агрегат;

- насос откачки из коробки приводов;

- отсечной клапан;

- сапун;

- радиатор;

- маслобак с расширительным бачком;

- трубопроводы.

Маслофильтр предназначен для очистки масла, поступающего к трущимся поверхностям деталей двигателя от нагнетающей секции маслоагрегата.

Маслофильтр крепится к нижней части коробки приводов справа по полету.

Масляный агрегат предназначен для повышения и поддержания в заданных пределах давления масла в нагнетающей магистрали масляной системы и откачки масла из опор двигателя и центрального привода.

Насос откачки предназначен для откачки масла из коробки приводов.

Насос откачки крепится к передней части коробки приводов справа по полету.

Отсечной клапан предназначен для предотвращения переполнения маслом четвертой опоры и перетекания масла в выхлопной патрубок. Отсечной клапан расположен в трубопроводе подачи масла на четвертую опору.

Сапун предназначен для получения в коробке приводов заданного разрежения, обеспечивающего работоспособность топливных агрегатов и графитового уплотнения первой опоры. Сапун расположен в корпусе насоса откачки масла из коробки приводов. Сапун гидравлически не связан с рабочими полостями насоса откачки масла из коробки приводов. Сапун состоит из корпуса, который фланцем крепится к корпусу откачивающего насоса. В корпусе сапуна установлены поперечные перегородки прикрывающие сечение канала сапуна и препятствующие выбросу масла из коробки приводов. Сапун соединен отверстием с коробкой приводов.

Радиатор предназначен для охлаждения масла, прошедшего через двигатель, воздухом поступающим от специального вентилятора. Радиатор устанавливается на вертолете.

Маслобак является емкостью для масла, необходимого для нормальной работы маслосистемы. Маслобак устанавливается на вертолете.

Расширительный бачок предназначен для суфлирования маслобака. Расширительный бачок расположен внутри маслобака.

2.1.10 Работа маслосистемы

Масло из маслобака по трубопроводу маслосистемы вертолета поступает к приемному штуцеру «А» нагнетающего насоса маслоагрегата. Из нагнетающего насоса по трубопроводу масло под давлением подводится к масляному фильтру.

Из маслофильтра очищенное масло подается:

По двум каналам в корпусе коробки приводов на смазку коробки приводов, первой опоры и центрального привода;

Через штуцер маслофильтра по внешним трубопроводам на смазку второй, третьей, четвертой и пятой опор, привода регулятора частоты вращения свободной турбины, воздушного стартера и подшипников скольжения редуктора масляного агрегата.

Нагнетающие магистрали заканчиваются форсунками с подобранными по расходам жиклерами. Заданное давление в нагнетающей магистрали поддерживается редукционным клапаном, который расположен в корпусе нагнетающего насоса.

Страница:


Подобные документы

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.

© 2000 — 2023, ООО «Олбест» Все права защищены