Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 13
Текст из файла (страница 13)
д.), так и внутренних поверхностей (элементов проточной части). Для осмотра внутренних деталей имеются специальные отверстия — окна, которые при работе двигателя заглушены, а также используются отверстия под патрубки отбора воздуха, форсунки, свечи зажигания и т. д. (рис, 41). Одним из основных направлений работ по устранению неисправностей, оказавшим существенное влияние на конструкцию двигателей, является использование блочной (модульной) конструкции.
Известно, что для устранения неисправности двигателя, возникшей при его эксплуатации, необходимо либо снять двигатель с самолета и отправить на ремонтное предприятие, а затем установить отремонтированный двигатель на самолет, либо устранить неисправность, не снимая двигателя, причем с ростом ресурса двигателя н при эксплуатации по техническому состоянию общее число неисправностей, устраняемых непосредственно на самолете, даже будет возрастать при сохранении достигнутого высокого уровня надежности, Для снижения затрат на эти ремонты возможно или проведение модериизационных конструктивных мероприятий на серийных двигателях, позволяющих производить ремонт, не снимая двигатель с самолета, в полевых условиях, или создание двигателей блочной конструкции, при которой двигатель делится на несколько крупных блоков.
При повреждении отдельных узлов в полевых условиях производится съем н замена этих узлов-блоков новыми, работоспособными. В последнем случае только отдельные дефектные узлы отправляются на ремонтное преднрияпзе. На рис. 42 приведена типичная блочная конструкция современного ДТРДФ Р101. Очевидно, что разные блоки авиационного ГТД подвержены повреждениям в разной мере, поэтому замена не всего двигателя, а только его отдельных блоков имеет существенные экономические Ряс. 42.
Основные блоки к узлы ДТРДФ Р!О1: 1 — передний корпус вентилятора, 2 — статор аентнлятора, 2 — ротор неитнлятора, Š— статор компрессора 5 — ротор компрессора, и— корпус н лнффуаор камеры сгорания, 7 — камера сгорания 9 — наружный корпус канала анешнего контура 9 — турбина компрессора: lб — соплоаой аппарат первой ступени турбины нснтилятора, 11— турбина пентнлятора, 12 — форсажная камера, И вЂ” регулируемое реактннное сопло; И вЂ” агрегаты и регуляторы Каигателя выгоды Вместе с тем блочная конструкция двигателя не является обязательной предпосылкой для перехода к эксплуатации по тех-.
ническому состоянию, а только повышает эффективность применения силовой установки летательного аппарата. Влияние износа на характеристики двигателя. Одной из наиболее важных проблем современной военной и гражданской авиации является ухудшение в процессе эксплуатации серийных двигателей их тягово-экономических характеристик из-за износа. Обычно это выражается в необходимости увеличивать температуру газа перед турбиной для сохранения неизменной тяги двигателя, в увеличении удельного расхода топлива и уменьшении запаса устойчивости компрессора. Одновременно происходит н ухудшение аэродинамических характеристик самолета, в частности увеличение его аэродинамического сопротивления, что требует дополнительного форсирования двигателя, а следовательно, вызывает его повышенный износ.
Прн этом ухудшаются показатели 5Л Рис. 43. Тииичное ухудшение удельного расхода топлива мощного ДТРД нри увеличении его иараоотки (двигатель ЗТ90) надежности и регулярности полетов и увеличивается стоимость технического обслуживания. Обычно увеличение Т„'и ухудшение Сгл вызывается тремя основными причинами: снижением КПД узлов, возрастанием утечек из-за увеличения зазоров и изменением эффективных проходных сечений в горячей части двигателя (сопловые аппараты турбины и реактивное сопло). Анализ влияния изменения эффективности работы отдельных узлов на характеристики двигателя показывает, что в ТРД и ДТРД с малой степенью двухконтурностн (двигатели военных самолетов) основное ухудшение характеристик, в частности увеличение С,а, возникает из-за снижения КПД газогенерато- 4дСуэ ра, а в ДТРД с большой степенью двухконтурности (двигатели гражданских самолетов) — турбовентилятора и, кроме того, из-за увеличения О 1000 ЯЮОЛ000 4000000ОНЮО утечек из внешнего контура [26).
Типичное ухудшение характеристик (в частности, увеличение удельного расходатоплива) одной из модификаций ДТРД )Тйьт при увеличении наработки приведено на рис. 43. Для двигателя военного самолета характер кривой аналогичен, хотя наработка значительно меньше. На первом этапе наработки удельный расход топлива существенно растет в основном вследствие увеличения радиальных и осевых зазоров. Увеличение зазоров происходит из-за соприкосновения вращающихся и неподвижных деталей при деформации корпуса двигателя или смещении роторов на различных эволюциях самолета, особенно на неустановившихся режимах работы двигателя. Увеличение зазоров может наблюдаться и при нормальной работе двигателя, например, когда тяга кратковременно снижается с последующим увеличением до максимального значения (взлет).
На втором этапе наработки удельный расход топ.пива увеличивается медленнее, чем первоначально. Рост С„ происходит в основном из-за изменения аэродинамических характеристик элементов проточной части компрессора, вызванных эрозией направляющих и рабочих лопаток (скруглепие входных и выходных кромок, утонение и уменьшение кривизны профилей, сколы задней кромки и т.
д.) и загрязнением или выкрашиванием поверхностей элементов проточной части. Кроме того, форма лопаток компрессора изменяется под действием попадающих в двигатель посторонних предметов. Такие повреждения могут происходить в любой период, но этот фактор начинает существенно сказываться именно на втором этапе наработки, так как повреждения яакап.
ливаются, вызывая забоины и царапины на лопатках. Следует отметить, что износ элементов проточной части вызывает также уменьшение запаса устойчивости компрессора. В этот период наработки начинают проявляться повреждения элементов проточной части турбины вследствие эрозии поверхностей лопаток, вызванной воздействием частиц нагара камеры сгорания и других посторонних частиц. На третьем этапе наработки удельный расход топлива продолжает медленно увеличиваться из-за дальнейшего воздействия факторов, отмеченных на первом и втором этапах, и ухудшения состояния горячей части двигателя, которое приводит к изменению формы сопловых и рабочих лопаток турбины, выгоранию поверхностей проточной части, выкрашиванию покрытий, короблению жаровых труб, реактивного сопла и т.
д. Кроме того, короб- ление, выгорание и эрозия элементов проточной части турбины изменяют проходные сечения турбины,что существенно сказывается на запасе устойчивости компрессора. Меньшее ухудшение характеристик в процессе эксплуатации достигается использованием в конструкции двигателя относительно коротких роторов, не связанных с силовыми элементами корпусов компрессора н турбины, активно управляемых зазоров, подшипников на жидкой пленке, бандажированных рабочих лопаток турбины, утолщенных входных кромок, сотовых уплотнений, износостойких покрытий и т.
д, Кроме того, применение рациональных методов эксплуатации в полете также позволяет несколько замедлить ухудшение характеристик двигателя. Следует отметить, что ранее обычно применялась система технического обслуживания, при которой в результате ремонта изношенных и поврежденных деталей в основном горячей части двигателя восстанавливался уровень температуры газа за турбиной или запас устойчивости компрессора. При этом в холодной части двигателя проводились ремонтные работы в основном по замене изношенных колец над рабочими лопатками.
При такой системе обслуживания первоначальный удельный расход топлива не восстанавливался и дальнейший процесс ухудшения характеристик развивался даже несколько быстрее, чем до ремонта, из-за более высокого уровня температуры газа, при котором начинал работать двигатель. Более прогрессивной является система технического обслуживания, при которой кроме ремонта горячей части производится восстановление зазоров в уплотнениях холодной части, а также замена изношенных лопаток компрессора (или компрессора в целом).
Эта система обслуживания позволяет снизить удельный расход топлива на 1 — 1,5~/э по сравнению с С„, изношенного двигателя [261. Хотя ремонт в этом случае дороже, снижение удельного расхода топлива позволяет в целом уменьшить расходы на эксплуатацию, включая затраты на топливо, Глава П1 СОВРЕМЕННАЯ МЕТОДОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ГТД При разработке современных авиационных газотурбинных двигателей с характеристиками и параметрами, определенными техническим заданием, необходимо применять определенную методологию, основанную на рациональном сочетании организационных и технических принципов. При этом следует также учитывать некоторые новые специфические требования к силовой установке: малые уровни шума, дымления и эмиссии загрязняющих веществ, возможность обслуживания двигателя по техническому состоянию и т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
