книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 1 Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы

гиб геометрической оси оказывает размещение на корпусе точки крепления, через которую пер­ едаются осевые нагрузки. Чем ближе точка «сня­ тия» осевых нагрузок к оси двигателя, тем меньше изгибные деформации, тем более лег­ ким может быть выполнен корпус двигателя, с меньшими зазорами по лопаткам роторов, а следовательно, - с более стабильными харак­ теристиками экономичности в процессе эксплу­ атации.

В меньшей степени на прогиб корпусов вли­ яет расположение точки крепления по оси дви­ гателя. Она может быть расположена вблизи

ППП, вблизи ПЗП или между поясами подвески. От размещения этой точки крепления зависит характер эпюры изгибающего момента по оси двигателя.

На выбор схемы подвески ГТД влияет и конс­ трукция силового корпуса, от которого зависит изменение радиальных зазоров между ротором и статором. Количество опор роторов и наличие жестких радиальных связей в корпусах в месте расположения этих опор, в частности в районе задней опоры КВД, исключает овализацию кор­ пусов в месте расположения опор и при проги­ бах корпусов позволяет опорам отслеживать пе­ ремещения корпусов в соответствующих сече­ ниях. Таким образом, силовой корпус является одним из элементов подвески, и подвеска вместе с корпусом составляют статически определи­ мую ферму.

Для широко применяемых ТРДЦ в ряде случа­ ев в качестве силового корпуса подвески исполь­ зуется не только корпус газогенератора, но и часть корпуса наружного контура. Именно с корпуса наружного контура передается тяга на силовые элементы самолета.

Преимущества такой схемы следующие:

-простота конструкции элементов крепле­ ния и более короткие связи с самолетом;

-более высокий КПД силовой установки за счет меньшего загромождения канала наружно­ го контура, через который эти связи (стержни) не проходят;

-использование жесткости самого наруж­ ного контура, наличие жестких радиальных свя­ зей в зоне ППП, как это осуществлено, например, на ТРДД RB211, или промежуточный (раздели­ тельный) корпус, как на Д-ЗОКУ и Д-ЗОКП.

Так как при расположении точки снятия «осе­ вого» усилия на наружном контуре плечо изги­ бающего корпус момента больше, то приходится усиливать корпус газогенератора. Этим исключа­ ются большие прогибы геометрической оси ТРДД по сравнению с расположением такой же точки на газогенераторе. С другой стороны, при разме­

4.5. Подвеска ГТД

щении переднего пояса подвески на газогенера­ торе приходится усиливать корпус газогенератора силовым кольцом - шпангоутом, на котором раз­ мещаются точки крепления.

На основании существующей практики про­ ектирования можно сформулировать следую­ щие общие требования, предъявляемые к конс­ трукции и расположению на двигателе узлов крепления:

-удобство замены ГТД и его технического об­ служивания в эксплуатации;

-точки подвески должны быть расположены на двигателе так, чтобы обеспечивалось крепле­ ние двигателя в направлении всех шести степе­ ней свободы - в осевом, вертикальном и боковом направлениях, вокруг продольной, вертикальной

игоризонтальной осей. При этом система под­ вески должна быть статически определима, т.е. не допускается двойного крепления в направле­ нии и вокруг указанных осей. Благодаря этому корпусная система двигателя изолируется от де­ формации самолетной конструкции и предуп­ реждается возникновение в узлах подвески не­ расчетных нагрузок;

-конструкция элементов крепления двигате­ ля при всех условиях полета и режимах работы не должна препятствовать термическим дефор­ мациям корпуса двигателя;

-точки подвески должны быть расположены на силовых корпусах газогенератора в зоне рас­ положения внутренних связей опор;

-форсажная камера может иметь дополни­ тельную «точку» подвески в плоскости корпуса реактивного сопла. Для обеспечения статичес­ кой определимости конструкция дополнитель­ ной «точки» подвески должна обеспечивать не­ обходимую степень свободы (применение шар­ нирного соединения и т.д.);

-д л я проведения такелажных, монтажных

итранспортировочных работ на двигателе пре­ дусматриваются специальные точки крепления

иподдержки. Обычно их располагают в районах

ППП и ПЗП и проектируют с выполнением тре­ бований, предъявляемых к основным элементам подвески.

4.5.1. Схемы подвески ГТД на самолете

Выбор схемы подвески двигателя на самоле­ те, конструктивное исполнение элементов под­ вески определяются необходимостью выполне­ ния «двигательных» требований, о которых го­ ворилось выше, а с другой стороны - диктуется также наличием «самолетных» требований (рас­ положение двигателя на летательном аппарате,

Глава 4. Силовые схемы ГТД

конструкция силовых элементов самолета, осо­ бенности эксплуатации и т.д.).

В настоящее время в гражданской и транс­ портной авиации наиболее часто двигатель на са­ молете подвешивается на пилоне под крылом. Пример такого расположения двигателя пред­ ставлен на рис. 4.45. Для двигателей, устанавли­ ваемых на пилонах под крылом самолета, обяза­ тельно выполнение элементов крепления к само­

лету в верхней части в районе расположения пилона. На рис. 4.46 показана схема подвески двигателя RB211. Подвеска двигателя выполне­ на по «классической» схеме, с наличием ППП

и ПЗП и предназначена для крепления двигате­ ля на пилоне под крылом самолета.

Как упоминалось выше, в качестве силового элемента в ППП использован корпус наружного контура, а в ПЗП - корпус газогенератора.

Схема подвески двигателя Д-ЗОКП на само­ лете Ил-76 (см. рис. 4.47) весьма похожа на пре­ дыдущую конструкцию подвески ГТД на пилоне, под крылом.

В случае расположения ГТД в хвостовой части самолета или в фюзеляже самолета (для военной авиации) применяется боковая подвеска самолета (рис. 4.48,4.49,4.50).

У двигателя Д-30 (см. рис. 4.51) точки креп­ ления силовых элементов расположены на на­ ружном контуре. Несомненно, это позволило значительно упростить конструкцию системы подвески, но повлекло за собой необходимость усиления корпусных деталей и введения ради­ альных ребер между наружным и внутренним корпусом в зоне ПЗП.

Рассмотрим более подробно схему подвес­ ки двигателя ПС-90А на самолетах Ил-96-300 и Ту-204. Эта схема подвески была реализована позднее, чем показанные выше для двигателей RB211 и Д-ЗОКП. В схеме был учтен опыт пре­ дыдущих разработок и введен дополнительный элемент - пояс средней подвески (ПСП), позво­ ляющий уменьшить деформацию корпусов га­ зогенератора.

В схему подвески двигателя ПС-90А (рис. 4.51) входят разделительный корпус 7, силовое кольцо 2 компрессора, силовое кольцо 3 задней опоры, передние тяги 4 и 5, горизонтальная тяга 6, крон­ штейн 7 средней подвески с тягой 8, тяга нак­ лонная 9, тяги задние 70, 77, 72 и кронштейн 13 заднего пояса подвески. Наличие ПСП позво­

4.5. Подвеска ГТД

ляет разгрузить корпуса газогенератора и умень­ шить величину их прогибов. Передача силы тяги от силовых корпусов газогенератора дви­ гателя (см. подразд. 4.3) осуществляется через кронштейн задней подвески. Тяги ППП имеют шарнирное соединение как с корпусами газоге­ нератора, так и с силовыми элементами пилона самолета. Тяги ПЗП также шарнирно закрепле­ ны и к корпусам газогенератора, и к кронштей­ ну 73, но сам кронштейн жестко закреплен за пи­ лон самолета.

Для гидросамолетов характерно расположе­ ние двигателя на пилоне над крылом летатель­ ного аппарата (рис. 4.53). Как правило, в таких случаях осуществляется «нижняя» подвеска двигателя, т.е. элементы крепления к самолету располагаются в нижней части двигателя, но это не является обязательным. В случае примене­ ния существующего ГТД с «боковой» или даже «верхней» подвеской во избежание переделки отработанной силовой схемы двигателя может быть принято решение о сохранении двигатель­ ной части системы подвески. Это приводит к не­ обходимости установки на летательном аппарате дополнительных силовых ферм, обеспечиваю­ щих принятую систему подвески для ГТД.

4.5.2. Схемы подвески наземных ГТД

При выборе схемы подвески ГТД наземного применения также обязательно выполнение тре­ бований по двигателю, которые предъявляются

4.6.1. Конструкция подвески авиационных ГТД

Рассмотрим конструктивное исполнение сис­ темы подвески и ее отдельных узлов на приме­ ре крепления двигателя ПС-90А на самолетах Ил-96-300, Ту-204. Двигатели ПС-90А на этих самолетах расположены на пилонах под крылья­ ми и имеют «верхнюю» подвеску.

Схема системы подвески двигателя ПС-90А показана на рис. 4.55.

Система подвески двигателя имеет три пояса. Передний силовой пояс (см. рис. 4.55, сечение А-А) образован разделительным корпусом 7, пе­ редним силовым кольцом 2 компрессора, перед­ ней опорой ротора вентилятора и подпорных сту­ пеней, задней опорой ротора вентилятора и пе­ редней опорой КВД. На разделительном корпусе расположены два транспортировочных фланца 3 для крепления двигателя на технологической те­ лежке, два кронштейна 4 для такелажных работ и две тяги 5 для крепления двигателя к силовой балке 6 пилона самолета. Передняя подвеска двигателя осуществляется двумя тягами, распо­ ложенными V-образно. Нижними концами тяги

шарнирно крепятся к переднему силовому коль­ цу, а верхними концами надеваются на коничес­ кие цапфы кронштейна силовой балки пилона самолета или траверсе люльки транспортиро­ вочного ящика (см. рис. 4.55, элемент Г).

Средний силовой пояс (см. рис. 4.55, сече­ ние Б-Б) образован задним силовым кольцом подвески 7, расположенным на корпусе КВД, корпусом опоры шарикового подшипника рото­ ра КВД, опорой роликового подшипника ТВД. На заднем силовом кольце шарнирно закрепле­ ны тяга 8 средней подвески и кронштейн сило­ вой подвески средней 9.

Задний силовой пояс (см. рис. 4.55, сечение В-В) образован задней опорой двигателя и опо­ рой роликового подшипника ТНД. Задняя под­ веска образована тремя тягами 70, расположен­ ными в виде буквы «И» и кронштейном под­ вески 77. Тяги закреплены нижними концами на силовом кольце 12 задней опоры, а верхними на кронштейне подвески. Кронштейн при помо­ щи сферического шарнира и двух тяг силовой балки крепится к силовой балке пилона само­ лета (см. рис. 4.55, элемент Д) или к траверсе люльки транспортировочного ящика.

на передняя опора компрессора, а вдвухвальных ГТД - передняя опора КВД и задняя опора вентилятора. В более сложных силовых схемах двухконтурных двигателей разделительный кор­ пус обеспечивает силовую связь корпусов газо­ генератора с наружными силовыми корпусами (корпус вентилятора, кожух наружный, реверс, сопло). Как правило, именно на разделительном корпусе находится передний пояс подвески ГТД к самолету или раме в наземных установках.

Разделительный корпус представляет собой сложную тонкостенную литую конструкцию. На некоторых изделиях элементы корпусов со­ единены при помощи сварки. Корпуса приводов имеют фланцы для крепления к корпусам опор двигателя, для установки различных крышек, элементов подвода и отвода масла и т.п. Для

увеличения жесткости конструкции корпуса, как правило, имеют ребра. Корпуса централь­ ных приводов большинства изделий изготов­ ляются из литейных сплавов на основе магния или титана.

На рис. 4.56 представлен разделительный корпус двигателя ПС-90А. Разделительный кор­ пус расположен между вентилятором 7, комп­ рессором 2 высокого давления - с одной сторо­ ны и компрессором 3 низкого давления - с дру­ гой стороны. Конструктивно он состоит из двух частей: наружного 4 и внутреннего 5 корпусов, соединенных между собой шпильками.

Разделительный корпус изготовлен методом литья из сплава магния МЛ-5. В проточной части наружного контура (рис. 4.57) имеются 12 сто­ е к - четыре радиальных (верхняя 7, нижняя 2,