Турбовальный двигатель для транспортного вертолета с мощностью 8800 кВт

Размещено на http://www.allbest.ru/

ВВЕДЕНИЕ

Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразностью типов летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми к ним, к их силовой установке.

К числу основных удельных параметров газотурбинного двигателя относятся удельная мощность и удельный расход топлива. Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, то есть увеличения температуры газов перед турбиной, степени повышения полного давления в компрессоре, а также совершенствования основных улов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Одним из основных этапов теоретического проектирования газотурбинного двигателя является формирование его облика. На этой стадии начального проектирования создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования: согласование работы компрессора и турбины, сокращения габаритных размеров и массы изделия, получения максимальных КПД лопаточных машин, т.е. снижение стоимости эксплуатационных расходов.

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 потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) лопаточных венцов.

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

Прогресс авиационного двигателестроения в значительной мере определяет развитие современной авиации. Совершенствование авиационных двигателей, в свою очередь, выдвигает новые требования к технологии их изготовления. Рост рабочих температур и давлений требует все более широкого использования высокопрочных и жаропрочных сплавов, тенденция сокращения числа деталей приводит к усложнению их геометрических форм.

Успешная реализация конструкторских решений в большей степени определяется технологией. Проектируемые технологические процессы должны обеспечивать повышение производительности труда и качества изделий при одновременном снижении затрат на их изготовление. Решение этих задач во многом зависит от рационального построения размерных связей в процессе обработки, обоснованного назначения припусков на обработку и допусков операционных размеров.

Эффективность технологического процесса существенно зависит от рационального выбора припусков. Чрезмерные припуски влекут за собой перерасход материала и требуют введения дополнительных технологических переходов, увеличиваю расход режущего инструмента и электроэнергии, трудоемкость обработки и в конечном итоге - себестоимость продукции. Ввиду высокой стоимости авиационных материалов уменьшение припусков обычно окупает затраты на изготовление точных заготовок, однако, необоснованно заниженные припуски не обеспечивают удаления дефектной части поверхностного слоя и достижения заданной точности, увеличивая вероятность брака. Важен также выбор допусков на операционные размеры. Выбранные слишком большие значения допусков приводят к увеличению припусков на обработку, увеличению габаритов заготовки. При выборе слишком малых допусков увеличивается вероятность брака, повышается себестоимость продукции за счет использования более точных методов формообразования поверхностей и дорого оборудования.

1. Теоретическая часть

1.1 Термогазодинамический расчет

1.1.1 Выбор и обоснование параметров

В зависимости от назначения и условий, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры узлов (вх, к, кс, г, т*, цс) и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимум удельного расхода топлива, максимум тяги, обеспечение надежности на чрезвычайных режимах работы и т.п.

Основными параметрами рабочего процесса двигателя, оказывающими существенное влияние на его удельные параметры, является температура газа перед турбиной Т*г и степень повышения давления в компрессоре во внутреннем контуре р *кІ, в вентиляторе р *вІІ.

Выбор основных параметров двигателя сказывается на эффективности его работы. Основным требованием к двигателю является высокая экономичность (малые значения удельного расхода топлива) и высокая удельная тяга, надежность. Топливом для данного двигателя является авиационный керосин.

1.1.2Температура газа перед турбиной

Увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышения температуры газа улучшает также экономичность двигателя. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (Тг*>1250) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Вновь разрабатываемые перспективные вертолетные ГТД проектируются с учетом более высоких значений температур. Предварительно для выбора Тг* на расчетном режиме, расчет проведем для Тг* = 1450 К.

турбина двигатель компрессор газодинамический

1.1.3 Суммарная степень повышения полного давления в компрессоре

При разработке вертолетных ГТД на начальных стадиях их развития основным требованием было получение минимальной удельной массы двигателя, что приблизительно соответствует максимуму удельной мощности. Несмотря на благоприятное влияние повышения Пк* на удельные параметры двигателя, применение больших значений Пк* ограничено усложнением конструкции и увеличением массы, габаритов компрессора. Выбор высоких значений Пк* при проектировании двигателей малой мощности приводит к получению малых высот лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров, уменьшения значения числа Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пера лопатки. Предварительно для выбора Пк* на расчетном режиме, проведем расчет для Пк* =19

1.1.4 КПД компрессора и турбины

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней , где - среднее значение КПД ступеней компрессора.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах =0.88..0.9. Принимаем =0.9.

Т.о, получаем =0.845.

Для определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранных значения Тг*, в термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:

т.к. Тг*>1250К,

где = 0.92 - КПД неохлаждаемой турбины.

Т.о, =0.889.

1.1.5 Физические константы воздуха и продуктов сгорания

Показатель изоэнтропы:

к =1,4; кг=1,33.

Универсальная газовая постоянная:

R =287 Дж/кг·K; Rг =288 Дж/кг·K.

Теплоёмкость при постоянном давлении:

Cp =1005 Дж/кгК; Срг=1160 Дж/кгК.

Потери в элементах проточной части двигателя

Потери в элементах проточной части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих элементах.

Коэффициент восстановления полного давления для входных устройств:

Для входных устройств ТРДД ВХ составляет 0,97…0,99. Принимаем ВХ=0,97.

Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве камеры сгорания, при смешении струи газов, имеющих различные плотности, при повороте потока газов. гидр=0,93...0,97, принимаем гидр = 0,97.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Примем величину коэффициента теплового сопротивления тепл = 0,975. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:

кс = гидр. тепл = 0,970·0,975=0,94575.

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания зг. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,97...0,99. Выбираем .

Коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между каскадами компрессора принимаем равным увк=0,985.

При наличии переходного канала между турбинами компрессора НД и ВД коэффициент восстановления полного давления упт выбирается в пределах упт =0,985…1. Принимаем упт=0,995.

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале зm=0,98...0,995. Для ротора компрессора и турбины высокого давления принимаем зm вд=0,985.

При истечении газа из суживающегося сопла возникают потери, обусловленные трением потока о стенки сопла, а также внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости цс. Для сопла при-нимаем цс= 0,98.

Современные двигатели имеют сложную систему охлаждения горячих частей (первые ступени турбины). Необходимо также производить подогрев элементов входного устройства, поскольку попадание в проточную часть двигателя льда может привести к повреждению лопаток. Для всех этих нужд требуется воздух, отбираемый из-за компрессора или какой-либо его ступени. Отбор сжатого воздуха оценивается относительной величиной Для расчёта принимаем =0,15.

Порядок расчета

Термогазодинамический расчет проводим с помощью программы GTD.EXE.

Исходными данными для расчета являются параметры, выбранные в предыдущем разделе.

Результаты расчета приведены в таблице 1.1

Таблица 1.1 - Результаты термогазодинамического расчета

В результате термогазодинамического расчёта двигателя определены значения основных параметров потока в характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя кВт*с/кг - удельная мощность, удельный расход топлива - кг/кВт*ч, соответствующие современному уровню параметров ТВаД.

1.2 Согласование работы компрессора и турбины

1.2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования

Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы между каскадами и ступенями компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные условия, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности ступеней компрессора, нагрузка на ступени турбины.

Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин и принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.

После термогазодинамического расчета двигателя известны его основные параметры (тяга, расход рабочего тела, удельный расход топлива). Определены параметры термогазодинамического цикла двигателя (температура газа перед турбиной - Тг*, степень повышения полного давления в компрессоре - к*), параметры потока в характерных сечениях проточной части и т.д., выбраны КПД компрессора и турбины, а также коэффициенты потерь в других элементах двигателя. Таким образом, для расчетного режима найдены удельные параметры двигателя, и при дальнейшем проектировании необходимо обеспечить уже выбранные параметры цикла и эффективность процессов сжатия и расширения. Упомянутые выше параметры при согласовании турбин и компрессоров газотурбинных двигателей, как правило остаются неизменными.

При работе на ЭВМ используем программу расчёта для турбовального двигателя (ТВаД).

Файлы программ формирования облика ТВаД:

- gtd.dat - файл исходных данных;

- gtd.exe - исполнимый файл;

- gtd.rez - файл результатов теплового расчета ТВаД;

- slgt1.dat - файл передачи данных теплового расчета;

- slgt1.exe - исполнимый файл;

- slgt1.rez - файл результатов программы формирования облика ТВаД

Для возможности просмотра графического изображения получаемой проточной части ГТД в комплект введена и программа графического сопровождения fogt.exe.

Результаты счета заносятся в файл slпе1.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe.

Результаты расчёта и формирование облика двигателя

Формирование облика (проточной части) ГТД является одним из наиболее важных начальных этапов проектирования ГТД, непосредственно следующим за выполнением теплового расчета и предшествующим газодинамическим расчетам элементов проточной части (каскадов компрессоров и турбин). При выполнении расчетов по формированию облика ГТД определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.

Результаты расчёта и формирование облика двигателя

Результаты расчета представлены в таблице 1.2.

Таблица 1.2 - Результаты расчета

Графическое изображение проточной части турбокомпрессора ТРДД приведено на рисунке 1.1



Рисунок 1.1 - Схема проточной части двигателя

На данном этапе проектирования сформирован облик двигателя.

Компрессор низкого давления, средненагруженный , состоит из шести ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия .

Компрессор высокого давления, средненагруженный , состоит из семи ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия . Относительный диаметр втулки последней ступени КВД, , что не превышает допустимого значения, .

1.3 Газодинамический расчет на ЭВМ

На всех полноразмерных современных ГТД (как в авиационной, так и наземной технике) используются, как правило, осевые турбины. Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоёмкостью, производительностью и экономичностью. Именно эти преимущества осевых газовых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей в авиации.

Современные достижения в теории и практике проектирования осевых газовых турбин обеспечивают возможность надёжного определения параметров турбины на расчётном режиме с достоверным учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. При этом газодинамический расчёт весьма сложен, поэтому его реализация возможна при использовании ЭВМ [4].

Газодинамический расчет многоступенчатой турбины выполняем при заданной форме проточной части. Конкретная форма меридионального профиля проточной части турбины определяется, прежде всего, конструктивными и технологическими соображениями.

Поскольку основные исходные данные для расчёта турбины получают в результате термогазодинамического расчёта двигателя, согласования параметров его лопаточных машин, газодинамического расчета компрессора, то к началу расчета проточная часть и отдельные ее параметры уже известны. Распределение теплоперепада между ступенями тесно связано с формой проточной части и с соотношением частот вращения ступеней. Если все ступени имеют одинаковую степень реактивности, то для достижения высоких КПД они должны быть рассчитаны на примерно одинаковые значения коэффициента . В последних ступенях многоступенчатых турбин относительный диаметр втулки может оказаться значительно меньше, чем в первых. В результате во избежание получения отрицательной степени реактивности у корня лопаток в этих ступенях приходится повышать значение степени реактивности и соответственно повышать значения , что при данной U соответствует снижению Сад, относительному уменьшению теплоперепада в последних ступенях. Принимаем форму проточной части турбины Dвт=const.

Проводим расчёт турбины с помощью ЭВМ. В программе gdrgt.exe используется распространенный метод газодинамического расчета при заданной геометрии проточной части газовой турбины. Геометрия получена на базе данных таблицы 1.2 с уточнением по результатам предварительных расчетов.

Исходными данными для газодинамического расчета многоступенчатой газовой турбины являются:

?общее число ступеней турбины - Zт=4;

?массовый расход газового потока на входе в турбину (c учетом отбора) - Gг=25.53кг/с;

,

где GВІ = 28.37 кг/с - расход воздуха через внутренний контур, кг/с;

qТ = 0,0231 - относительный расход топлива в камере сгорания;

= 0,018 - величина относительного отбора воздуха на самолетные нужды;

- относительный расход охлаждающего воздуха в ступени турбины.

?заторможенные параметры газового потока на входе в турбину - Тг*=1450К и Рг*=1766600 Па;

?температура охлаждающего воздуха Тохл=714 К;

?параметры, определяющие особенности охлаждения турбинных лопаток;

?относительные коэффициенты, определяющие кромочные потери на выходе из неохлаждаемых и охлаждаемых турбинных лопаток.

Далее следуют данные, определяющие работу каждой ступени турбины. Для каждой ступени в исходных данных задаются (см. таблицу 6.1):

мощность ступени N в кВт;

частота вращения n в об/мин;

термодинамическая степень реактивности на среднем радиусе ст;

геометрия проточной части турбины - значения среднего диаметра и высоты лопатки на входе и на выходе из РК - Dср1,Dср2, h1 и h2, в м;

относительная максимальная толщина профилей лопаток СА и РК - mса и mрк;

относительный расход охлаждающего воздуха на пленочное ( ДGох0 ) и конвективное ( ДGох1 ) охлаждение лопаток СА;

относительный расход воздуха на конвективное охлаждение рабочих лопаток - ДGох2.

Исходные данные газодинамического расчета осевой газовой турбины размещаются в файле исходных данных gdrgt.dat (таблица 6.1). Результаты расчета, получаемые по программе gdrgt.exe, заносятся в файл gdrgt.rez (таблица 6.2). Приведенная в таблице схема печати дает достаточно полное представление об объеме результатов, получаемых в ходе выполнения поступенчатого газодинамического расчета турбины. Программа графического сопровождения gft.exe позволяет представить результаты расчетов в более наглядной графической форме.

При использовании программы gdrgt.exe следует иметь в виду, что в данной программе газодинамический расчет турбины выполняется при заданной форме ее проточной части. Поэтому предварительному профилированию проточной части турбины следует уделить должное внимание, т.к. при заданных параметрах рабочего тела и неверно заданной форме проточной части возможны случаи отсутствия возможности физического решения поставленной задачи. В качестве рабочего тела турбины продукты сгорания авиационного керосина и в соответствии с этим задаются значения Кг и Rг.

Определяем мощность ступеней турбины:

,

кВт,

кВт.

Таблица 1.3 - Исходные данные

*Обороты были изменены в результате газодинамического расчета компрессора

Таблица 1.4 - Результаты расчета

Рис. 1.2 - Схема проточной части турбины



Рис. 1.3 - График изменения Т*,Т, Р*, Р, С, Са по ступеням турбины

Рис. 1.4- График изменения Hz, Rc, м, Dвт, Dср, Dн по ступеням турбины

Рис. 1.5 - Планы скоростей ступеней осевой турбины

В результате проведенного газодинамического расчета на ЭВМ получены параметры, которые соответствуют требованиям, предъявляемым при проектировании осевых турбин. Спроектированная турбина на расчетном режиме работы обеспечивает допустимые углы натекания потока на рабочее колесо первой ступени б1 > 14,0 град; приемлемый угол выхода из последней ступени турбины б2 = 82,2 град. На последней ступени срабатывается меньшая работа, что позволяет получить осевой выход потока на выходе из ступени. Характер изменения основных параметров (Т*,Р*,С) вдоль проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин. Степень реактивности ступеней турбины во втулочном сечении имеет положительные значения.

1.4 Профилирование лопаток РК первой ступени турбины при помощи ЭВМ

Исходные данные берутся из подробного газодинамического расчета турбины на среднем радиусе.

Профилирование лопаток РК турбины производим с помощью программы OCТ.EXE и GFRТ.EXE.

Программа OCТ.EXE позволяет выбрать закон крутки потока по результатам сравнения изменения параметров потока при различных законах крутки с использованием графического изображения этих параметров. Графическое сопровождение программы позволяет также просмотреть вид треугольников скоростей ступени в пяти сечениях по высоте лопатки.

При выборе закона крутки потока по радиусу, удлинения лопаток, изменения углов атаки, густоты решетки и относительной толщины профилей по высоте лопатки следует руководствоваться рекомендациями, изложенными в литературе [4].

Выбираем закон крутки потока .

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.

Исходные данные вводятся в файл ОСТ.dat (таблица 1.4.1), результаты расчета находятся в ОСТ.rez (таблица 1.4.2).

Таблица 1.5 - Исходные данные

Таблица 1.6 - Результаты расчета



б)

Рисунок 1.6 - Сечения решеток профилей РК ТВД по высоте лопатки



Рисунок 1.7 - Треугольники скоростей РК ТВД по высоте лопатки

В данном разделе были получены решетки профилей лопаток первой ступени рабочего колеса турбины в пяти сечениях по высоте лопатки.

На всех радиусах выполняется условие > 60?,, а на внутреннем радиусе скорость W2 >W1, т.е. межлопаточный канал получился конфузорным и исключена возможность проявления дифузорности на втулочном радиусе.

Полученные профили лопаток имеют довольно большую относительную толщину. Это связано с тем, что лопатка охлаждаемая, так как работает при высоких температурах. Наличие в лопатке охлаждающих каналов и вызвало увеличение относительной толщины профиля по сравнению с неохлаждаемыми лопатками.

Результатом выполнения расчетно-теоретической части данной работы является термогазодинамический расчет двигателя мощностью N=8800 кВт, согласование параметров компрессора и турбины, расчет осевого компрессора, расчет турбины и построение решеток профилей лопаток рабочего колеса первой ступени турбины.

В ходе проведения расчетов были получены следующие параметры:

- температура газа - Тг* = 1450 К;

- Удельная иощность двигателя - кВт·с/кг;

- Удельный расход топлива - ;

- Расход воздуха на входе в компрессор - Gв = 28,37кг/с

При расчете турбины окончательно определили размеры проточной части, а также коэффициенты загрузки турбины.

Были построены треугольники скоростей и решетки профилей лопаток первой ступени рабочего колеса турбины в пяти сечениях по высоте лопатки.

В результате профилирования обеспечиваются расчётные параметры потока на входе и выходе из решётки, уменьшается возможность отрыва потока от поверхности профиля, а форма лопатки удовлетворяет требованиям прочности и технологичности. 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.

2. Конструкторская часть

2.1 Описание конструкции двигателя

2.2.1 Прототипом проектируемого узла выбран узел двигателя Д-136

Турбовальный трехвальный двигатель 1 серии устанавливается на один из самых больших в мире транспортных вертолетов Ми-26. Высокая мощность, низкий рабочий расход топлива, малая рабочая масса двигателя получены благодаря оптимизации параметров рабочего цикла и использованию высокопрочных материалов и прогрессивных технологий. Простота обслуживания и высокая ремонтная способность обеспечиваются модульностью конструкции двигателя. Двигатель разделен на девять основных модулей, каждый из которых является законченным конструктивно-технологичным узлом и может быть (кроме основного модуля) демонтирован и заменен без разбирания соседних модулей.

Модули двигателя:

компрессор низкого давления;

корпус промежуточный с компрессором высокого давления;

камера сгорания;

ротор турбины низкого давления;

ротор турбины высокого давления;

корпус опор турбин;

свободная турбина;

вал ведущий;

труба выхлопная.



Рис. 2.1 - Конструктивная схема двигателя

Двигатель выполнен по двухвальной схеме с осевым двухкаскадным тринадцатиступенчатым компрессором, промежуточным корпусом, кольцевой камерой сгорания, двумя ступенями турбин компрессоров, свободной двухступенчатой турбиной и выхлопным устройством. Схема укладки роторов - шестиопорная, т.е. каждый из трех роторов установлен на двух подшипниках.

Особенностью двухкаскадной схемы двигателя является разделения ротора на ротор низкого давления (РНД) и ротор высокого давления (РВД). Оба ротора приводятся во вращения соответственно своими турбинами и связаны между собою не жесткой, а газодинамической связью. Ротор свободной турбины соединен с трансмиссией вертолета.

Компрессор двигателя - осевой, двухкаскадный, тринадцати ступенчатый, состоит из околозвукового компрессора низкого давления (КНД) и до звукового компрессора высокого давления (КВД).

КНД расположен в передней части двигателя за пылезащитным устройством (ПЗУ) и предназначен для сжатия воздуха, поступившего из ПЗУ в двигатель.

Дальнейшее сжатие воздуха и подача его в камеру сгорания происходит в компрессоре высокого давления, который находится за промежуточным корпусом.

Для настройки режима работы каскада низкого давления двигателя имеется входной направляющий аппарат (ВНА КНД) с поворотными лопатками.

Для согласования работы каскадов двигателя, лопатки входного направляющего аппарата КВД также выполнены поворотными.

Для обеспечения газодинамической устойчивости двигателя на запуске и малой частоте вращения роторов, в КНД и КВД предусмотрены клапаны перепуска воздуха. Наличие смотровых окон в КНД и КВД позволяет при необходимости осматривать рабочие лопатки всех ступеней роторов.

КОМПРЕССОР НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ (КНД) - осевой, шестиступенчатый, состоит из переднего корпуса со входным направляющим аппаратом (ВНА) КНД, ротора, статора, клапанов перепуска воздуха и подшипникового узла передней опоры ротора. Шарикоподшипник передней опоры ротора установлен на масляном демпфере.

Передний корпус КНД - литой, состоит из наружного и внутреннего колец, соединенных между собой восемью обтекаемыми стойками, образует воздушный тракт на входе в компрессор и осуществляет силовую связь передней опоры ротора КНД с корпусными деталями двигателя.

Через внутренние полости стоек подается горячий воздух, поступающий из-за компрессора при включении противообледенительной системы, на обогрев ВНА КНД, часть этого воздуха идет на обогрев стоек.

К переднему фланцу наружного кольца переднего корпуса крепится проставка, служащая для крепления пылезащитного устройства (ПЗУ) на входе в двигатель. К переднему фланцу внутреннего кольца крепится заглушка, замыкающая внутреннюю воздушную полость, соединенную с полостью наддува масляных уплотнений.

К заднему фланцу наружного кольца переднего корпуса крепится наружное кольцо ВНА КНД, в котором установлены верхними цапфами сорок лопаток ВНА. Нижними цапфами лопатки ВНА установлены во внутреннем разъемном кольце, которое крепится к заднему фланцу внутреннего кольца переднего корпуса.

В пазах на верхних цапфах лопаток закреплены винтами рычаги, которые шарнирно соединены с синхронизирующим кольцом, центрирующимся относительно переднего корпуса десятью катками. При монтаже ВНА КНД на передний корпус, лопатки ВНА устанавливаются в трактовом канале под определенным углом и лимб фиксируется двумя винтами при совмещенном положении отметки «0» лимба с нулевой риской на стрелке-рычаге.

Ротор КНД - шестиступенчатый, дискобарабанной конструкции, состоит из следующих основных деталей: рабочих колес 1,2,3 ступеней, сварной секции рабочих колес 4,5,6 ступеней, переднего вала, заднего вала, переднего лабиринта, заднего лабиринта с зубчатым венцом, являющимся индуктором для датчика замера частоты вращения ротора низкого давления бесконтактным способом.

Рабочие колеса 1,2,3 ступеней и секция 4,5,6 ступеней крепятся между собой призонными болтами. Кпередним фланцам сварной секции ротора крепится передний вал. На валу смонтированы детали передней опоры ротора. К диску ступени крепится задний вал. Хвостовик вала опирается на роликоподшипник в корпусе опор турбины и передает вращение ротору от турбины низкого давления. На валу крепится лабиринт заднего воздушного уплотнения с зубчатым венцом индуктора для замера частоты вращения ротора низкого давления бесконтактным способом. Каждое рабочее колесо ротора состоит из диска рабочих лопаток, установленных в ободе диска с помощью замков типа «ласточкин хвост». От осевого перемещения лопатки зафиксированы пластинчатыми замками.

Статор КНД - состоит из корпуса, в котором установлены пять венцов направляющих аппаратов и шесть рабочих колец.

Корпус КНД - цельный, с двумя фланцами по торцам.

Задним фланцем корпус крепится к промежуточному корпусу. К переднему фланцу корпуса КНД крепится наружное кольцо ВНА КНД. На поверхность корпуса приварены три ресивера с фланцами для крепления клапанов перепуска воздуха из-за третьей ступени с их кожухами и два патрубка с фланцами для отбора воздуха из-за четвертой ступени на наддув уплотнений турбины.

На корпусе КНД расположены смотровые бобышки, используемые для ввода оптического инструмента, с помощью которого производится осмотр рабочих лопаток ротора КНД в эксплуатации.

Направляющие аппараты всех ступеней имеют разъемы в диаметральных плоскостях. Рабочие кольца и лабиринтные кольца направляющих аппаратов всех ступеней имеют мягкие легко прирабатываемые покрытия. Спрямляющий аппарат ступени выполнен цельным и крепится к внутреннему кольцу промежуточного корпуса.

Передняя опора ротора - шариковый радиально-упорный подшипник с разрезной внутренней обоймой. Наружная обойма подшипника установлена в упругом стакане типа «беличье колесо». Упругий стакан крепится к фланцу переднего корпуса. Поверх упругого стакана надет корпус опоры. Между корпусом опоры и упругим стаканом предусмотрена замкнутая полость, ограниченная маслоуплотнительными кольцами. Во время работы двигателя полость заполняется маслом, образуя масляный демпфер. Упругий стакан в сочетании с масляным демпфером обеспечивает снижение динамических нагрузок, передающихся от вращающегося ротора на корпус двигателя. Смазка подшипника ротора КНД осуществляется маслом, подводимым к форсуночному кольцу с четырьмя форсуночными жиклерами. Внутренняя полость ротора КНД отделена от масляной полости передней опоры заглушкой.

КОРПУС ПРОМЕЖУТОЧНЫЙ, установленный между КНД и КВД, один из самых основных элементов силовой схемы двигателя, а также предназначен для установки агрегатов двигателя и приводов к ним и образует воздушный тракт двигателя на своём участке.

Корпус промежуточный имеет форму двух усечённых конусов, внутреннего и наружного, соединённых между собой восемью силовыми стойками-рёбрами.

Между наружным и внутренним конусами образован канал воздушного тракта двигателя, разделённый на восемь отсеков.

К корпусу промежуточному крепятся:

спрямляющий аппарат 6 ступени КНД;

корпус КНД;

корпус КВД;

входной направляющий аппарат КВД;

корпус передней опоры ротора ВД.

Стойки-рёбра выполнены полыми и сообщаются с внутренней полостью промежуточного корпуса. Через две стойки-рёбра проходят рессоры, передающие вращение к приводам, установленном в верхнем и нижнем коробочных приливах. Полости других двух стоек-рёбер служат для слива масла из полости верхнего коробчатого прилива в полость центрального привода. В ещё одной стойке-ребре выполнено отверстие для замера давления воздушно-масляной смеси в полости центрального привода. В следующей стойке-ребре имеется канал, через который проходит трубопровод системы замера давления воздуха перед безрасходным уплотнением подшипника КВД. В специально выполненном канале ещё одной стойке-ребре размещены электропровода от датчиков частоты вращения роторов НД и ВД.

На наружной поверхности промежуточного корпуса ниже верхнего коробчатого прилива имеются бобышки со шпильками под кронштейн для установки на них электромагнитных клапанов пускового топлива, противообледенительной системы ВНА КНД и сигнализатора открытого положения клапанов перепуска воздуха КНД; фланец установки узла фиксации ВНА КНД с лимбом.

На наружном конусе в верхней и нижней частях имеются коробчатые приливы с фланцами для установки агрегатов. На верхнем коробчатом приливе расположены фланцы для установки следующих агрегатов: топливного регулятора, блока насосов, центробежного суфлёра, воздушного стартера, датчика частоты вращения ротора ВД, сигнализатора перегрева воздушно-масляной смеси в полости верхнего коробчатого прилива, а также имеются бобышки со шпильками для установки двух агрегатов зажигания.

На нижнем коробчатом приливе расположены фланцы для установки следующих агрегатов и устройств: воздухоотделителя, маслоагрегата, поддона со стружкосигнализатором и двух термостружко-сигнализаторов.

КОМПРЕССОР ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ (КВД) ? осевой, семиступенчатый, состоит из входного направляющего аппарата (ВНА), ротора, статора, клапанов перепуска воздуха с кожухами и подшипникового узла передней опоры ротора ВД.

Конструкция ВНА позволяет производить регулировку углов установки лопаток на собранном неработающем двигателе в стендовых условиях. В эксплуатации регулировка не допускается. Ротор КВД барабанно-дисковой конструкции.

Шариковый подшипник передней опоры ротора установлен в упругом стакане с жестким ограничителем хода.

ВНА расположен в передней части КВД. Консольные лопатки ВНА, с жёстко прикреплёнными к их цапфам рычагами, помещены в разъёмное кольцо, которое крепится к промежуточному корпусу. Рычаги пазами соединены со штифтами на синхронизирующем кольце, которое катками центрируется относительно беговой дорожки на рабочем кольце ступени 6.

Синхронизирующее кольцо приводным штырём связано с валиком привода, который центрируется в промежуточном корпусе и в корпусе-лимбе, закреплённом на промежуточном корпусе. На хвостовике валика привода крепится рычаг-стрелка.

При сборке ВНА лопатки устанавливаются под определённым (расчётным) углом в трактовом канале промежуточного корпуса, при этом корпус-лимб устанавливают таким образом, чтобы отметка "0" на лимбе совпадала с риской на стрелке.

При необходимости изменить угол установки лопаток ВНА с помощью регулировочных винтов стрелка устанавливается на требуемый угол по шкале корпуса-лимба по технологии, исключающей влияние зазоров в соединениях узла на угол установки лопаток. При этом валик привода проворачивает в окружном направлении синхронизирующее кольцо поворота, а катки прокатываются по опорной поверхности рабочего кольца ступени 6 и посредством рычагов поворачивают на требуемый угол все лопатки ВНА.

Ротор КВД ? семиступенчатый, барабанно-дисковой конструкции, состоит из секции ротора 1…5 ступеней, рабочих колёс 6 и 7 ступеней, проставки, переднего вала и заднего вала.

Секция ротора 1…5 ступеней, рабочее колесо 6 ступени, проставка и рабочее колесо 7 ступени, передний и задний валы крепятся между собой болтами. Передний вал крепится фланцем к диску 6 ступени и проставке, а хвостовиком опирается на шарикоподшипник передней опоры ротора. На переднем валу установлены детали передней опоры ротора и ведущая шестерня для привода агрегатов двигателя. Задний вал крепится передним фланцем к диску 7 ступени и проставке.

Каждое рабочее колесо ротора состоит из диска и рабочих лопаток, установленных в ободе диска с помощью замков типа «ласточкин хвост». От осевого перемещения лопатки зафиксированы пластинчатыми замками. Диски 1…5 ступеней соединены электронно-лучевой сваркой.

Статор КВД состоит из корпуса, в котором установлены шесть венцов направляющих аппаратов и семь рабочих колец. Корпус КВД- цельный, с двумя фланцами по торцам. На переднем фланце, которым корпус крепится к промежуточному корпусу, выполнены отверстия под шпильки крепления и одно отверстие вверху в вертикальной плоскости для штифта, фиксирующего угловое положение корпуса КВД относительно промежуточного корпуса. На заднем фланце выполнен ряд отверстий под винты крепления к корпусу камеры сгорания и одно отверстие, в которое запрессовывается штифт, фиксирующий окружное положение набора рабочих колец 5,6 и 7 ступеней, НА 4,5 и 6 ступеней и корпуса камеры сгорания.

В первом ряду (считая от переднего фланца) расположены:

- пять фланцев отбора воздуха из-за третьей ступени КВД, из них три фланца отбора на охлаждение турбины;

- фланец отбора воздуха на противообледенительную систему двигателя;

- фланец отбора воздуха для уравнивания осевой силы свободной турбины;

Во втором ряду расположены:

- два фланца отбора воздуха из-за 4 ступени КВД на нужды ГТУ;

- один фланец отбора воздуха из-за 4 ступени КВД на автомат управления клапанами (АУК) перепуска воздуха из КНД;

- один фланец отбора воздуха на нужды ПОС двигателя;

- три фланца для установки клапанов перепуска воздуха из 4 ступени КВД.

Рабочие кольца всех ступеней - цельные, НА всех ступеней имеют разъёмы в диаметральных плоскостях. К внутренним кольцам НА приварены по два лабиринтных кольца межступенчатых воздушных уплотнений. Рабочие кольца и кольца межступенчатых воздушных уплотнений имеют мягкие, легко прирабатываемые покрытия.

Передняя опора ротора КВД - шариковый, радиально-упорный подшипник с разрезной внутренней обоймой. Наружная обойма подшипника установлена в упругом стакане типа «беличье колесо» для демпфирования колебаний ротора. Фланец упругого стакана крепится к промежуточному корпусу. Смазка шарикоподшипника осуществляется тремя форсунками, установленными на корпусе центрального привода. Проникновению масла в полость ротора препятствуют два контактных радиально-торцовых уплотнения и одно лабиринтное.

Камера сгорания - кольцевого типа, предназначена для подогрева воздуха после сжатия его в компрессоре за счет сгорания в ней топлива и для получения заданной температуры газов перед турбиной.

Камера сгорания расположена между компрессором высокого давления (КВД) и сопловым аппаратом турбины высокого давления, состоит из корпуса, диффузора со спрямляющим аппаратом ступени КВД и жаровой трубы.

Камера сгорания диффузором сцентрирована по рабочему кольцу ступени КВД и соединена передним фланцем корпуса с корпусом КВД болтовым соединением. К сопловому аппарату турбины высокого давления и статору турбины низкого давления камера сгорания закреплена задним фланцем корпуса с помощью болтового соединения (часть болтов выполнена призонными).

Подогрев воздуха в камере сгорания осуществляется за счет тепла, выделяющегося при сгорании в ее жаровой трубе тонко распыленного топлива, непрерывно впрыскиваемого 24 рабочими форсунками, установленными в завихрителях и закрепленными на корпусе.

Воспламенение топлива в камере сгорания при запуске осуществляется двумя пусковыми воспламенителями, установленными на ее корпусе.

Корпус КС состоит из кожуха, переднего и заднего фланцев.

На корпусе КС имеются:

24 фланца для крепления рабочих топливных форсунок;

2 фланца для крепления пусковых воспламенителей;

2 фланца с окнами для осмотра жаровой трубы;

фланец отбора воздуха из-за КВД на нужды ГТУ;

бобышка отбора воздуха из-за КВД для регулятора частоты вращения свободной турбины (синхронизация мощности спарки двигателей) и для клапана системы сигнализации помпажа;

бобышка отбора воздуха для сигнализатора помпажа;

бобышка отбора воздуха для топливного регулятора и датчика Рк;

3 бобышки отбора воздуха для двух автоматов управления клапанами перепуска воздуха из компрессора и 4 бобышки для их крепления;

2 бобышки - резервные;

2 бобышки для крепления дренажного бачка;

2 бобышки для крепления датчика перегрева;

2 бобышки для крепления электропроводки от колодки термопар;

фланец для крепления клапана перепуска воздуха из-за КВД.

Диффузор со спрямляющим аппаратом (СА) ступени КВД установлен в корпусе КС и закреплён на его переднем фланце. Диффузор состоит из наружной и внутренней оболочек, соединённых между собой спрямляющими лопатками.

К фланцу диффузора прикреплён внутренний кожух СА ТВД.

Жаровая труба - кольцевого типа, подвешена в кольцевом канале корпуса КС на 24 полых втулках, окружающих рабочие топливные форсунки и фиксирующихся по отверстиям в обтекателе. Своим наружным и внутренним кожухами жаровая труба опирается на СА ТВД.

Наружный и внутренний кожухи жаровой трубы выполнены из отдельных, соединённых между собой, колец и снабжены соплами. Спереди кожухи соединены между собой лобовым кольцом и обтекателем. В лобовом кольце установлены 24 завихрителя с центральными отверстиями для установки рабочих топливных форсунок.

Турбина двигателя - осевая, реактивная, четырехступенчатая, преобразует энергию газового потока в механическую энергию вращения компрессоров двигателя, приводов агрегатов и трансмиссии вертолета.

Турбина расположена непосредственно за камерой сгорания. К турбине крепится выхлопное устройство, служащее для снижения скорости газового потока за турбиной и отвода его в атмосферу.

Турбина состоит из одноступенчатой турбины высокого давления (ТВД), одноступенчатой турбины низкого давления (ТНД),каждая из которых включает статор и ротор, и двухступенчатой свободной турбины(ТС), которая состоит из статора, ротора и корпуса опор ротора свободной турбины.

Ротор ТВД и ротор КВД образуют РВД.

Ротор ТНД и ротор КНД образуют РНД.

Ротор свободной турбины соединен с трансмиссией вертолета.

Опорами роторов ТВД и ТНД, являющимися задними опорами роторов ВД и НД, служат роликоподшипники; опорами ротора свободной турбины - шарикоподшипник и роликоподшипник. Все опоры роторов турбин имеют устройство для гашения колебаний роторов, возникающих при работе двигателя, - масляные демпферы опор роторов.

Роторы турбин не имеют механической связи между собой, их взаимодействие обусловлено газодинамической связью.

Все подшипники охлаждаются и смазываются маслом под давлением. Для предотвращения нагрева подшипников горячими газами их масляные полости изолированы радиально-торцевыми контактными уплотнителями.

Турбина высокого давления (ТВД) - осевая, реактивная, одноступенчатая, предназначена для преобразования части энергии газового потока поступающего из камеры сгорания, в механическую энергию, используемую для вращения ротора компрессора высокого давления и всех приводных агрегатов двигателя.

ТВД расположена за камерой сгорания, ее статор крепится к корпусу и конической балке корпуса камеры сгорания. Опора ротора смонтирована в статоре турбины низкого давления (корпусе опор турбин), а ротор крепится к валу компрессора высокого давления.

ТВД состоит из статора и ротора.

Статор - сопловой аппарат ТВД включает: наружный корпус, внутренний корпус, сектора сопловых лопаток между ними, деталей смазки и уплотнения подшипника: форсуночного кольца, наружной обоймы переднего уплотнения, корпуса заднего уплотнения, состоящего из обоймы и крышки лабиринта с графитоталькированным покрытием, соединенных между собой четырьмя винтами.

Наружный корпус имеет проставки с сотовыми элементами лабиринтного уплотнения. Сектор сопловых аппаратов состоит из лопаток, охлаждаемых воздухом, отбираемым из полости вторичного потока камеры сгорания, наружной и внутренней полок и имеет выступ для фиксации сектора в окружном направлении; в осевом направлении сектор фиксируется буртиком, а в радиальном - пояском. Бурт и поясок входят в соответствующие пазы во внутреннем и наружном корпусах. К внутреннему поясу болтами крепятся кольца с сотовыми элементами лабиринтных уплотнений. Лопатки СА ТВД - дефлекторные. Воздух для охлаждения отбирается из полости вторичного потока КС. В проточную часть воздух выходит через отверстия на спинке и корытце лопатки и через щель в хвостовой части.

К наружному и внутреннему корпусам болтами крепятся кольца с сопловыми элементами лабиринтных уплотнений. Толщина материала сот - 0.1 мм, толщина сотового набора - 6,8 мм.

Наружный корпус центрируется относительно корпуса камеры сгорания призоными болтами и крепится к нему болтовыми соединениями, состоящими из болтов и само контрящихся гаек; внутренний корпус крепится к конической балке камеры сгорания болтами.

Для выдерживания необходимого положения внутреннего корпуса относительно наружного корпуса соплового аппарата поставлено дистанционное кольцо. Внутренний корпус служит опорой для сопловых лопаток, для центрирования внутреннего кольца камеры сгорания и имеет уплотнительное кольцо, покрытое для лучшей приработки металлокерамическим составом. Во внутреннем корпусе выполнены профилированные отверстия для безударной подачи охлаждающего воздуха к рабочему колесу первой ступени турбины.

Ротор ТВД включает рабочее колесо и задний вал. Рабочее колесо состоит из диска, имеющего на ободе елочные пазы, в каждом из которых крепится левая и правая рабочие лопатки, образующие лопаточный венец и зафиксированные пластинчатыми фиксаторами, а также гребешков лабиринтных уплотнений.

Охлаждение лопаток - конвективное с продольным течением воздуха, отбираемого для охлаждения из-за компрессора высокого давления. Каждая охлаждаемая рабочая лопатка имеет бандажную полку с гребешком лабиринтного уплотнения, полку хвостовика и хвостовик ”елочного типа”.

На диске рабочего колеса выполнены две полки с лабиринтными гребешками, работающие совместно с сотовыми вставками внутреннего корпуса статора ТВД.

Задний вал ТВД крепится к диску рабочего колеса фланцево-болтовым соединением. Ротор ТВД крепится к заднему валу компрессора высокого давления стяжными болтами, имеющими призонные участки, для центрирования рабочего колеса относительно заднего вала КВД и передачи крутящего момента, а также призонные участки для центрирования заднего вала ТВД относительно рабочего колеса.

На заднем валу, имеющем гребешки лабиринтных уплотнений, смонтированы детали радиально-торцевого контактного уплотнения и внутреннее кольцо роликоподшипника, внутри вала - уплотнительное кольцо.

Материал рабочих лопаток - ЭИ-929. Балансировка выполняется без ротора компрессора по двум поясам: передний пояс - съемом металла, задний - установкой балансировочных грузиков.

Турбина низкого давления (ТНД) - осевая, реактивная, одноступенчатая, предназначена для преобразования части энергии газового потока поступающего из камеры сгорания, в механическую энергию, используемую для вращения ротора компрессора низкого давления.

ТНД расположена непосредственно за ТВД и состоит из статора и ротора. Её статор крепится к корпусу КС, опора монтируется в статоре ТНД, а ротор крепится к валу КНД.

Статор ТНД - силовой элемент двигателя. Это - сварно-литая конструкция, состоящая из внутреннего корпуса с развитыми ребрами, литого наружного корпуса, соединенных между собой болтами, и секторов сопловых лопаток, смонтированных между внутренними и наружными корпусами. Стяжные болты посажены с малым зазором (менее 24мкм) поэтому детали статора невзаимозаменяемые.

К корпусу опор турбин болтами крепятся переднее уплотнительное кольцо и кожух, а во внутреннем корпусе смонтированы наружные кольца роликоподшипников ТВД и ТНД с деталями демпферов опор и форсунка подачи масла. Подача масла к подшипникам осуществляется с двух сторон, чтобы исключить неравномерный нагрев и возникновение конусности обойм, которая может привести к зажиму и развороту роликов.

Внутренний корпус имеет кольца лабиринтных уплотнений с сотовыми элементами. Сопловой аппарат выполнен в виде девяти секторов по 3 лопатки в каждом. Сектор состоит из лопаток, наружной и внутренней полок. Лопатки СА ТНД - дефлекторные, охлаждаемые воздухом, отбираемым из-за третьей ступени КВД. Отверстия для выхода воздуха - со стороны корытца лопаток.

Наружная полка сектора имеет опорные пояски для фиксации в радиальном направлении и паз для фиксации в окружном направлении. Внутренняя полка имеет буртики для фиксации сектора в осевом направлении.

В наружном корпусе расположены фланцы с маркировкой для крепления трубопроводов:

Е01,Е04,Е09 - подвода воздуха на охлаждение лопаток СА и дисков роторов ТНД и ТВД; Е02 - отбора воздуха для замера воздуха за лабиринтной полостью;

Е03 - подвода масла на смазку и охлаждение подшипников опор ТВД и ТНД и масляные демпферы;

Е05,Е06,Е012 - подвода воздуха на охлаждение корпуса подшипников;

Е07-откачки масла;

ЕЮ,E11 - суфлирования газа межлабиринтной полости;

Е13,Е14- суфлирования масловоздушной полости расположения опор роторов ТВД и ТНД, а также два окна осмотра состояния рабочих лопаток турбин, закрытых заглушками, закрепленными гайками и законтренными проволокой. Окна осмотра аналогично окнам осмотра ТНД закрыты заглушками, крепящимися гайками, законтренными проволокой.

Корпус опор центрируется относительно корпуса КС призонными болтами и крепится к нему с помощью самоконтрящихся гаек.

Ротор ТНД состоит из рабочего колеса и вала, закрепленного к нему болтами. Рабочее колесо состоит из диска, на ободе которого выполнены пазы типа "ёлочка". В пазы установлены рабочие лопатки (в каждый паз по одной), имеющие бандажные полки с двумя гребешками лабиринтного уплотнения. Фиксация рабочих лопаток от осевых перемещений осуществляется пластинчатыми фиксаторами.

На валу имеются гребешки лабиринтного уплотнения, монтируются детали радиально-торцевого уплотнения и внутреннее кольцо роликоподшипника.

Крутящий момент с ротора ТНД на вал КНД передается с помощью шлицевого соединения. Одновременно вал КНД центрируется к валу ТНД по двум пояскам и крепится гайкой. Осевые зазоры настраиваются с помощью регулировочного кольца.

Балансировка выполняется без ротора по двум пояскам: передний пояс - съемом металла, задний - установкой балансировочных грузиков.

Свободная турбина (СТ) - двухступенчатая, консольного типа, расположена за ТНД и состоит из статора, ротора и корпуса опор ротора. Своим статором СТ крепится по переднему фланцу к статору ТНД. По заднему фланцу к статору СТ при помощи 80 болтов, 10 из которых призонные, крепится корпус опор СТ. Конструкция элементов свободной турбины аналогична конструкции элементов ТВД и ТНД. Вал свободной турбины через муфту соединен с главным редуктором трансмиссии вертолета.