Принцип действия. Конструкция. Основные параметры и характеристики авиационного двигателя (Д30Ф6)

 

 

Министерство образования и науки Российской Федерации

 

Федеральное государственное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

ДАЛЬНЕВОСТОЧНЫЙ ФЕДЕРАЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ

__________________________________________________________________

Филиал в г. Арсеньеве

 

Кафедра самолёто- и вертолётостроения

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

 

по дисциплине «Силовая установка»

 

тема: «Принцип действия. Конструкция. Основные параметры и характеристики авиационного двигателя  (Д30Ф6)»

 

 

 

 

 

 

 

 

Выполнил:

студент гр. 9625

А.А Бачурин

          Проверил:

          старший преподаватель

А.И. Лукашик

 

 

 

 

 

г. Арсеньев 2013 г.

Содержание

 

1.  Конструкция  двигателя.                                                       3

1.1.  Общая  характеристика двигателя.                                    3

1.2.  Особенности  конструкции узлов двигателя.                    4

1.3.  Кинематическая  схема двигателя.                                     6

1.4.  Система  контроля за работой двигателей.                        8

1.5.  Управление  двигателями.                                                  11

2. Основные данные и параметры двигателя.                         13

  2.1.  Основные данные двигателя.                                            13

2.2.  Параметры  двигателя по режимам.                                  13

2.3.  Характеристики  двигателя.                                               15

3. Масляная система двигателя.                                                17

3.1. Назначение. Основные данные. Состав.                            17

4.  Топливная  система двигателя.                                              18

4.1.  Топливная автоматика двигателя.                                     18

4.2.  Система  низкого давления.                                                18

4.3.  САР основного  контура.                                                    18

4.4.  САР форсажного  контура.                                                 21

4.5.  Система  управления соплом.                                             23

4.6.  Противопомпажная  система.                                            25

Список литературы                                                                    26

 

 

 

 

1. Конструкция двигателя.

1.1. Общая характеристика двигателя.

Силовая установка  самолёта включает  два двигателя Д30Ф6 (изд.48). Двигатель Д30Ф6 разработан в КБ СОЛОВЬЕВА, главный конструктор В.М.ЧЕПКИН. Двухвальный,  двухконтурный, со смешением потоков за турбиной.

 

Основные узлы двигателя:

• входное кольцо;
• компрессор низкого давления (КНД), пятиступенчатый;
• разделительный  корпус;
• компрессор высокого давления (КВД), десятиступенчатый;
• основная камера сгорания (ОКС);
• газовая турбина высокого давления (ТВД),  двухступенчатая;
• газовая турбина низкого давления (ТНД), двухступенчатая;
• форсажная камера сгорания (ФКС);
• реактивное сопло;
• корпус наружного контура.

 

Принципиальным отличием двигателя от одноконтурного является то, что поток воздуха за КНД делится на два потока, один из которых с расходом  воздуха  GВ1  проходит далее в КВД и  поступает в камеру сгорания, где к нему подводится тепло. Второй поток с расходом воздуха Gв2 поступает в наружный контур, омывает корпус КВД, камеры  сгорания, турбины, проходит в камеру смешения, где смешивается  с  газом и далее участвует в горении в форсажной камере при работе двигателя на форсаже.

Основными преимуществами двухконтурного двигателя  являются:

1. Значительно  лучшая экономичность на дозвуковых  скоростях полета, чем у ТРД. На  максимальном и дроссельных режимах скорость истечения газов из  сопла ТРДД меньше, чем у ТРД, что приводит к уменьшению потерь с выходящими газами, а, следовательно, к повышению тягового КПД.

Двухвальная, двухконтурная схема двигателя позволяет легче  обеспечить устойчивую работу высоконапорного  компрессора и надежное охлаждение высокотемпературной турбины. Поэтому можно реализовать более высокие значения Пк* и  Т4*,  что  обеспечивает увеличение и внутреннего КПД двигателя.

2. Более высокая  степень форсирования двигателя. У ТРДДФ параметры газа за  турбиной ниже, чем у ТРДФ, за  счёт подмешивания воздуха  наружного  контура и срабатывания большего  теплоперепада на турбине.  Это позволяет получить  больший, чем у ТРДФ, прирост тяги при включении форсажа.

Степень двухконтурности m = Gв2/Gв1 в  значительной  степени определяет  характеристики и конструктивную схему двигателя.  Чем больше m, тем больше выигрыш в экономичности на дозвуковых скоростях.  Но вместе с тем,  такой ТРДДФ на сверхзвуковых скоростях эти преимущества утрачивает и уступает обычному ТРД. Поэтому двигатель,  рассчитываемый на широкий диапазон высот и скоростей полета, должен иметь небольшое значение m.

Степень  двухконтурности изд. 48 - m= 0,52 (H=0, M=0, режим МАКС.)

 

Двигатель оборудован следующими системами:

• масляной;
• запуска;
• автоматического регулирования (САР).

САР основного контура комбинированная электронно-гидромеханическая. Имеет электронный регулятор РЭД- 3048.

 

1.2. Особенности конструкции узлов двигателя.

Компрессор низкого  давления  (КНД)  - осевой, 5-ти ступенчатый, степень сжатия воздуха (Пк*) равна 3. Передние кромки лопаток входного направляющего аппарата КНД и двухстеночный кок обогреваются воздухом из-за 5-ой ступени КВД для предотвращения обледенения при низких температурах.  Включение системы при Tвх* £ + 9о С и отключение при Tвх* ³ +12о С осуществляется  автоматически  электронным регулятором РЭД-3048. Контроля в кабине нет.

 

Разделительный корпус - предназначен для разделения  воздуха на два потока;  размещения деталей центрального привода, шарикоподшипников, а также   для крепления узлов подвески двигателя и передней коробки приводов.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Компрессор высокого давления (КВД) - осевой, 10-ти  ступенчатый, Пк*= 7,12. Для повышения запаса устойчивой работы на нерасчётных режимах (расчетный режим “МАКСИМАЛ”) КВД имеет:

 три  пары  заслонок перепуска воздуха (ЗПВ) в наружный контур за 4-й и 5-й  ступенями. На режиме “МГ” заслонки  открыты. Закрытие их происходит  автоматически при достижении n2пр= 70-73 %, а открытие  при дросселировании на n2пр= 70-67%;

- двухпозиционные  поворотные лопатки входного  направляющего аппарата (ВНА). В положении  “-19о ” лопатки находятся при запуске, на режиме “МГ” и до n2пр=80-83%, далее перекладываются в “-4о ”. Обратная  перекладка происходит при дросселировании  на n2пр= 80-77 %.

- над рабочим  колесом 1-й ступени кольцевой  перепуск  воздуха. Положение  ЗПВ  и лопаток ВНА в кабине не  контролируется. Можно осуществить  косвенный контроль по возрастанию  или провалу оборотов в момент  перекладки.

 

Основная камера  сгорания  (ОКС)  - трубчато-кольцевого типа. Имеет 12 жаровых труб. Первоначальное воспламенение осуществляется двумя пусковыми воспламенителями.

 

 

 

 

 

Газовая турбина (ГТ)  -  осевая, 4-х  ступенчатая, первые  две ступени - ТВД, следующие две - ТНД. Все элементы газовой турбины постоянно охлаждаются воздухом из-за компрессора, охлажденным в 2-х теплообменниках, воздухом из-за 5-й ступени КВД и воздухом наружного контура.

ТВД и КВД образуют ротор высокого давления (РВД).

ТНД и КНД образуют ротор низкого давления (РНД).

Связь между роторами газодинамическая. Каждый ротор вращается на 3-х подшипниках ( 1 шариковый и 2 роликовых ).  Между валами,  для  их большей жесткости,  смонтирован межвальный подшипник роликового типа.

 

Форсажная камера сгорания (ФКС) - Первоначальное воспламенение топлива в форсажной камере  осуществляется  методом  “огневой дорожки”. Табло “ФОРСАЖ” загорается не по положению РУД или реактивного сопла, а по фактическому наличию пламени в форсажной камере сгорания (ДПИ-1500-18).

 

 

 

 

Реактивное сопло (РС) - регулируемое,  всережимное, створчатой конструкции. Первые 2 ряда управляются гидроцилиндрами и образуют сужающе-расширяющуюся часть, дальнейшее расширение газа происходит в нерегулируемом  жестком стальном кольце, которое образует внешний и внутренний профиль сопла.

Корпус наружного  контура  -  образует  проточный канал 2-го контура.

 

1.3.  Кинематическая схема двигателя.

Привод агрегатов самолёта и двигателя осуществляется от РВД, а от РНД получают вращение только три датчика:

• ДЧВ-2500 - 2 шт. (сигналы в РЭД и АРВ-39Д);
• ДТЭ-5Т - 1 шт.(на пульт наземного контроля ПНК-89) ;

Все остальные агрегаты приводятся во вращение от РВД. Все приводимые агрегаты расположены на передней и задней коробках приводов.

На ПКП размещены:

• АГР-5736Т - отсековый турбохолодильник;
• ДЦН-202 - форсажный насос;
• ГТ40ВЧ8 - генератор переменного тока;
• ДСП-1Б - датчик скорости привода;
• ДЦН-76А (М) - топливный насос основного контура;
• РППО-3048 - регулятор привода постоянных оборотов;
• турбина ППО;
• ДЧВ-2500 (n2) - датчик частоты вращения (в РЭД);
• НР-3048МА - насос-регулятор;
• ОМН-48М - основной маслонасос.

Крутящий момент от РВД через шлицевой вал передается на заднюю коробку приводов (ЗКП).

На ЗКП размещены:

• НС-3048М - насос сопла;
• КЦС-48 - комбинированная центрифуга с сигнализатором стружки;
• ДТЭ-5Т(n2) - датчик тахометра (КИП-88, кабина, ПНК-89, Тестер);

• НП-96АМ - гидронасос БГС;

• ЦС-48 - центробежный суфлер;
• ГСР-12 КИС-БК - генератор постоянного тока;
• гнездо ручного привода РЭД;
• НП-96АМ - гидронасос ОГС;
• МНО-48 - блок маслонасосов откачки,
• ТКС-48(В) - турбостартер.

В кинематику привода генератора переменного тока включен  ППО, задача  которого обеспечить постоянные обороты вала генератора  переменного тока,  независимо от оборотов двигателя и изменения нагрузки на генератор, с целью получения стабильной частоты переменного тока.

 

ППО состоит из: дифференциала, турбины с центробежным выключателем, блока дроссельных заслонок с ЭМК аварийного отключения и регулятора РППО-3048М с ЭМК включения.

Включение ППО в работу осуществляется  по  команде  РЭД-3048 при запуске двигателя и достижении n2 = 51%.  После чего вступает в работу генератор переменного тока.  С УСТ (ИР-1) снимается кадр “ГЕНЕР. ПЕРЕМ....” и в кабине штурмана гаснет сигнальное табло.

Принцип работы:

 При увеличении n2 (уменьшении нагрузки на генератор) появляется тенденция  к увеличению оборотов вала генератора и регулятор отрабатывает на прикрытие канала прохода воздуха к турбине ППО.  При этом  мощность турбины уменьшается, а обороты вала генератора переменного тока восстанавливаются.

 

1.4. Система контроля за работой двигателей.

Приборы контроля работы двигателей.

В кабине летчика:

• КИП-88 - комбинированный индикатор параметров, входит в систему контроля параметров  СКП-88.

Предназначен для  индикации температуры газов за турбиной (Т4*) и частоты вращения РВД двигателей ( n2), а также предельно допустимых значений Т4* и n2. Ленточного типа. Подвижные ленты показывают текущее значениеТ4* или n2 соответствующего двигателя, а подвижные индексы указывают предельно допустимые значения Т4* или n2 на режимах  “МАКСИМАЛ”, ”ФОРСАЖ” в зависимости от температуры на входе (Твх*).