Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В. (1014169), страница 90
Текст из файла (страница 90)
Снижение частоты вращения на валу винта достигается применением редукторов с передаточным отношением рр,„— — (7 ... 16) для ТВД одновальной схемы и (р,л — — (60 ... 70) — для турбовальных вертолетных ГТД со свободной турбиной. Зти малогабаритные и легкие редукторы, передающие мощности от нескольких сотен до нескольких тысяч киловатт, с коэффициентом полезного действия Ч )~ 0,97, обычно включают в свою конструкцию сложные дифференциальные и планетарные передачи. Редукторы могут составлять часть конструкции ГТД, а иногда представляют собой самостоятельную часть силовой установки летательного аппарата, имеют собственный корпус, узлы крепления, систему смазки и охлаждения и связываются с двигателем валами (рессорами).
Так, например, на рис. 11.1, а показана схема ТВД, редуктор которого включен непосредственно в конструкцию двигателя. При этом корпус редуктора является продолжением корпуса входного устройства. На рис. ! 1.1, б показана схема ТВД с вынесенным редуктором. Так же как и в схеме на рис. 11.1, а, редуктор закреплен на двигателе (с помощью стержневой рамы) и непосредственно в конструкцию двигателя не вхоТаблица 1!.1 рис !! !. Схемы раэмещення Реаукторов: а н б — Аля ТВД. а — Лля вертолетного ГТД; д — для ТРДД, "а — еоедвннтельная муфта 7 ввнт; 2 — редуктор; а — двигатель; д — вемтнлятор 489 Таблица 112 Масса двигателя лада, кг тнп к кол«честно двига- телей Мощность двнгателей ?тдв, квт Марка вертолета нлн самолета вред гуда щред щде Масса редуктора щред, «г !ред 0,58 2,00 1,18 1,45 0,22 36 1326 787 3200 240 62 2Х 328 2Х 330 2Х 1100 1080 233 2Х 2100 2Х 1!00 2Х 4040 2?20 0,154 0,317 0,360 0,400 0,088 1 ГТД 2 ГТД 2 ГТД 2 ГТД ТВД ОН-6А СН-53А Ми-В Мв-б Нд-1В 62,5 71,43 11,49 дит.
Передача мощности на винт осуществляется сравнительно длинным валом (рессорой). Величина выноса редуктора в этом случае определяется условиями компоновки силовой установки на летательном аппарате. Схема, приведенная на рис. 11.1, в, относится к силовой установке вертолета, которая состоит из ГТД со свободной турбиной, приводящей в движение несущий винт через редуктор, имеющий самостоятельные узлы крепления в виде стержневой фермы. Редуктор в этой схеме является самостоятельной частью силовой установки с собственной системой смазки и охлаждения. В некоторых случаях редукторы выгодно использовать в конструкции ТРДД, когда одна и та же турбина приводит в движение компрессор и вентилятор или отдельные ступени комбинированного компрессора двигателя, вращающиеся с различной частотой (рис.
11.1, д). В этом случае !р„д обычно не превышает 3. Стремление к снижению массы и габаритных размеров редукторов и к увеличению их надежности и долговечности приводит к необходимости применения в их конструкции деталей (прежде всего зубчатых колес), выполненных с большой точностью нз высококачественных конструкционных материалов, допускающих большие напряжения. Редукторы являются источником крутильных колебаний в системе винт — редуктор — ротор турбокомпрессора (свободной турбины). Эти колебания могут привести к поломке деталей как редуктора, так и двигателя (например, рабочих лопаток турбокомпрессора).
Они возникают из-за неточностей в шаге зацепления, вызванных погрешностями в изготовлении зубчатых колес, а также деформацией зубьев под действием нагрузок в зацеплении. Это приводит к периодическому изменению шага и угловой скорости, вызывающему высокочастотные колебания в системе. Избежать или существенно уменьшить эти колебания можно за счет применения зубчатых колес, выполненных с высокой точностью по шагу. Полезно также применять зубчатые колеса с большими значениями коэффициента перекрытия, например косозубых, обладающих также и более жесткими на изгиб зубьями. Рнс. 11.2. Зависимость массы системы охлавтде- дгс елд, а" иия от передаваемой редуктором мощности гаа В связи с выделением тепла из-за ?рр трения в зацеплениях зубчатых колес и в опорах редуктора особое внимание уделяется охлаждению и смазке его деталей.
Редукторы ТВД обычно охла- чет обдува их корпусов воздухом, поступающим жда ются за сч в компрессор, и охлаждения масла в радиаторах.,ля ния редукторов нертолетных ГТД, установленных в фюзеляже, используются специальные вентиляторы и радиаторы. Авиационные редукторы являются весьма совершенными устройствами, уд н ельная масса которых (т, е. отношение массы редук- я ка ниже, чем тора к п ередаваемой им мощности) на 1 ... 2 порядка ни у редукторов общего машиностроения. Несмотр ра оставляет значительную часть массы силовой установки летательного аппарата, соизмерима с массой двигателей и рвышает ее (табл.
11.2). Значительная доля массы силовой установки ГТД пр ходится на массу системы охлаждения ре- об ва дуктора, включающую в себя маслорадиатор, вентилятор ду О е ку массы редуктора вертолетного ГТД при величине цн крутящего момента на валу винта '.кр ж 3000 кВт) можно произвести, используя формулы Мр, —— 0 0053М + 200 (для одновинтового вертолета); ред кр Мр,д — — 0,0081Мкр + 72 (для вертолета с двумя соосными винтами). Основная доля массы редукторов ТВД вертолетных ГТД приходится на зу чат з бчатые колеса основной кинематической цепи (до е кто а — 15...
30 % массы редуктора). Далее следует корпус редуктора— 18 %, вал воздушного винта — 9 ... 16 %, подшипники основной кинематической цепи редуктора — б ... 13 %, корпус сателлитов— до 7% (Ц. 11.2. НЕРЕДАТОЧНЫЕ ОТНОШЕНИЯ РЕДУКТОРОВ На основании технических требований к самолету с ТВД определяется расчетная точка винта, соответствующая условиям работы винта с требуемым значением коэффициента полез- я т на определенной высоте и скорости полета. ного действия т1, на е е кто а оп еделяются Диаметр винта н передаточное отношение редуктора р с испол ьзованием стандартных диаграмм характеристик винта Р = 7 (?ь), которые представляют собой эксперименталь у- тально полченное семейство характеристик геометрически подобных винтов определенной конструкции (рис.
1!.3). К ая характеристика р = / (7 ) на диаграмме соответствуег аждая х а . На стандартной нек т о орому углу установки лопасти винта !рь 491 Рис. 11.3. Характеристика винта й =1(х) диаграмме указываются линии постоянного коэффициента полезного действия винта (Ч, = = сопз1). По заданным величинам скорости $', высоты полета Н (соответствующей плотности воздуха р), мощности двигателя М и (рл Л частоты вращения в п„последо- вательно задаваясь несколькими значениями диаметра винта Р„определяют коэффициент мощности У 1' — и режим работы (поступь) винта Х = —. По станрл Р ллс))и ' дартной диаграмме находят соответствующую величину И, для каждого из заданных значений Р, и строят зависимость т), = 1 (Р,), из которой находят Р,,, Если найденный оптимальный диаметр винта неприемлем (например, из-за большой его величины), то расчет производят повторно для измененной величины л, или с использованием стандартной диаграммы другого семейства винтов до тех пор, пока не будет получен приемлемый размер винта.
Искомое передаточное отношение редуктора 1 „= — 'д'. (11.1) л Передаточное отношение редуктора турбовального вертолетного ГТД определяют, используя зависимость между диаметром несущего винта Р, и удельной нагрузкой на площадь, омегаемую винтом йч (1 1.2) 1 лр где М „р, — взлетная масса вертолета; д — ускорение земного тяготения. Обычно р = 100 ... 160 Па для однодвигательных вертолетов и достигает 500 Па для тяжелых двухдвигательных вертолетов, Увеличение удельной нагрузки желательно, так как при этом уменьшается диаметр винта.
Однако максимальное значение р для однодвигательиых вертолетов определяется из условия обеспечения безопасной посадки на режиме авторотации несущего винта. Скорость вертикального перемещения вертолета иа режиме авторотации связана с р зависимостью (11.3) где Л вЂ” коэффициент, зависящий от высоты полета и атмосферных условий. 492 Для двухдвигательных вертолетов практически исключаются случаи одновременного отказа обоих двигателей, поэтому удельная нагрузка р может быть увеличена. Диаметр несущего винта ограничивается также допустимой окружной скоростью концевых участков лопасти и„=» 180 ..
220 м)с. Поэтому частота вращения несущего винта определяется 60 ии зависимостью и, = — „— ", а передаточное отношение релук- л~в тора — по формуле (11.1). 11.3. КЛАССИФИКАЦИЯ И КИИЕМАТИЧЕСКИЕ СХЕМЫ РЕДУКТОРОВ Редукторы авиационнык ГТД различик»тон числом ведущих и ведомых валов. Наибольп:ее распространение получили редукторы с одним ведущим и одним ведомым валом (рис.
1! .4, а). Применяются редукторы с разветвлением потоков мощности на входе и выходе из редуктора. Так, прн наличии двух соосных винтов в силовой установке самолета или вертолета, проводимых в движение одним или двумя ГТД, редуктор имеет два ведомых и соответственно один или два ведущих вали (рис. 11.4, 6, в). Такое же разветвление потоков мощности (и соответствующее увеличение числа валов) встречается в редукторах вертолетных ГТД при необходимости приводить в движение несущий и хвостовой винты от одного или двух ГТД (рпс. 11.4, в). В зависимости от взаимного расположения ведущего и ведомого валов различаются редукторы с соосно расположенными Рнс.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
