Конструкция авиационных двухкотурных двигателей семейства CFM56

1.4.3 Главный модуль газогенератора

Компрессор высокого давления состоит из девяти ступеней, для оптимизации КПД и газодинамической устойчивости КВД обеспечен регулируемыми лопатками ВНА 1 и НА первой, второй, третьей ступени 2 (рис.10).

Передний корпус компрессора 3, который размещает в себе лопатки ВНА и НА первой, второй, третьей четвёртой и пятой ступени, выполнен в двух разъёмных частях, соединённых между собой болтами по опорным поверхностям в горизонтальной плоскости. Передний корпус КВД своим передним фланцем крепится к фланцу корпуса вентилятора, а задним - к переднему фланцу наружного корпуса КС 4. В задней части переднего корпуса компрессора, в районе пятой и шестой ступени компрессора предусмотрены технологические окна 5 для отбора воздуха в систему активного управления радиальными зазорами, на охлаждение турбины и собственные нужды самолёта. Задний корпус компрессора 6 также состоит из двух разъёмных в горизонтальной плоскости частей и размещает в себе лопатки НА с шестой по девятую ступень. Своей передней частью задний корпус компрессора опирается на опорную поверхность переднего корпуса, а задним фланцем - к внутреннему фланцу специальной проставочной детали 7, которая своим наружным фланцем крепится к заднему фланцу переднего корпуса, тем самым замыкая кольцевую воздушную полость, образованную передним и задним корпусами КВД.

Ротор КВД состоит из трёх частей: с первой по вторую ступень барабаннодисковая часть 8; диск третьей ступени 9; с четвёртой по девятую ступень барабаннодисковая часть 10.

Рис. 10. Главный модуль газогенератора

1 - регулируемая лопатка входного направляющего аппарата компрессора высокого давления; 2 - регулируемые лопатки направляющих аппаратов первой, второй и третьей ступеней компрессора; 3 - передний корпус компрессора высокого давления; 4 - наружный корпус камеры сгорания; 5 - окно для отбора воздуха; 6 - задний корпус компрессора высокого давления; 7 - специальная проставочная деталь; 8 - передняя барабаннодисковая часть ротора компрессора высокого давления; 9 - диск третьей ступени ротора компрессора высокого давления; 10 - задняя барабаннодисковая часть ротора компрессора высокого давления; 11 - бандажная полка; 12 - жаровая труба; 13 - элемент лабиринтного уплотнения уплотнения; 14 - внутренний корпус камеры сгорания; 15 - спрямляющий аппарат компрессора высокого давления; 16 - коллектор/воздушная полость системы активного управления радиальными зазорами; 17 - аппарат закрутки воздушного потока; 18 - лопатка соплового аппарата турбины высокого давления; 19 - рабочая лопатка турбины высокого давления; 20 - диск ТВД; 21 - участок вала ротора турбины высокого давления; 22- дефлектор; 23- задняя цапфа ротора турбины высокого давления

Лопатки КВД с первой по третью ступень закреплены индивидуально на барабаннодисковой и дисковой части ротора. Лопатки установлены в осевые выточки соединений типа "ласточкин хвост" и зафиксированы в осевом направлении стопорным кольцом. Рабочие лопатки первой ступени имеют бандажные полки 11, что придаёт ступени большую жёсткость. Лопатки с четвёртой по девятую ступень установлены в выфрезерованные на задней барабаннодисковой части ротора кольцевые проточки. На каждой проточке ступени предусмотрен установочный паз для возможности установки лопаток на ротор. Четыре лопатки каждой ступени имеют выточки в своих платформах для установки контровочных замков (два на каждую ступень), которые предотвращают перемещение пакета лопаток в окружном направлении.

Входные направляющие аппараты и направляющие аппараты первой, второй и третьей ступени - регулируемые, остальные - неподвижные. Лопатки направляющих аппаратов всех ступеней изготовлены из стали и оборудованы на внутренних торцах бандажными полками с сотовым покрытием. Приведение в движение регулируемых направляющих аппаратов осуществляется с помощью рычажных гидравлических приводных устройств, расположенных на передней части корпуса КВД в положениях "на два" и "на восемь" часов. Гидроприводы приводятся в действие с помощью топлива (керосина), подаваемого под давлением от гидромеханического блока. Через неподвижные узлы крепления уголковые рычаги соединены с подвижными кольцами, а подвижные кольца соединены с каждой лопаткой ступени рычажными механизмами.

Корпус камеры сгорания - сварной конструкции, расположен между КВД и ТВД, содержит в себе кольцевую жаровую трубу 12, компоненты ТВД и ТНД. Он входит в силовую схему двигателя и передаёт осевые нагрузки, а также образует газовоздушный тракт между КВД и ТНД. Корпус КС состоит из наружного корпуса 4, элемента воздушного уплотнения 13 за КВД и внутреннего корпуса 14. Наружный корпус камеры сгорания имеет следующие порты и фланцы:

- четыре технологических отверстия и одно окно для отбора воздуха на клапан системы активного управления радиальными зазорами (за девятой ступенью КВД);

- двадцать фланцев для монтажа топливных форсунок;

- два фланца для монтажа воспламенителей;

- шесть портов для визуального осмотра (четыре для КС и СА ТВД, два для ротора ТВД);

- четыре отверстия для отбора воздуха на охлаждение соплового аппарата ТНД;

- один фланец для монтажа датчика давления P3;

- один фланец для монтажа датчика температуры.

В передней части корпуса камеры сгорания находится спрямляющий аппарат компрессора высокого давления 15, а в задней - лопатки соплового аппарата турбины высокого давления, лопатки соплового аппарата первой ступени турбины низкого давления и элементы системы активного управления радиальными зазорами 16. Внутренний корпус камеры сгорания имеет отверстия для прохода воздуха в аппарат закрутки воздушного потока 17, предназначенного для охлаждение обода диска, замка и рабочих лопаток ТВД.

Жаровая труба кольцевого типа. Она состоит из наружной кольцевой стенки, внутренней кольцевой стенки и сорока комбинированных фронтовых устройств, используемых для качественного смешения воздуха с распыленным топливом.

Турбина высокого давления одноступенчатая. Она включает в себя венец статорных неподвижных лопаток соплового аппарата 18 блочной конструкции (по две лопатки в блоке) и венец роторных рабочих лопаток 19, установленных на диске 20 в индивидуальные замковые пазы типа "ёлочка". Венец статорных лопаток поддерживается корпусом камеры сгорания, вал ротора ТВД 21 соединён с ротором КВД. Лопатки СА и рабочие лопатки ТНД - охлаждаемые, их профильные и замковые части рабочих лопаток охлаждаются воздухом из-за девятой ступени компрессора, проходящим через специальные отверстия во внутренние и наружные концы лопаток и выходящим через перфорированные отверстия в задней и передней кромках. В передней части диска предусмотрен дефлектор 22, который служит для управления расходом охлаждающего воздуха на рабочую лопатку, обеспечивая необходимое давление воздуха в полости между дефлектором и диском с помощью системы лабиринтов над аппаратом закрутки и под ним. Задняя часть диска развивается в конус, к фланцу которого крепится цапфа ротора ТНД 23. В воздушную полость 16 между бандажными полками рабочих лопаток / креплениями лопаток СА и корпусом камеры сгорания подаётся смешанный воздух, отбираемый за девятой и пятой ступенью КВД с целью обеспечить работу системы активного управления радиальными зазорами. Этим же воздухом осуществляется охлаждение лопаток соплового аппарата первой ступени ТНД.

1.4.4 Главный модуль турбины низкого давления

Турбина низкого давления четырёхступенчатая, состоит из статора и ротора (рис. 11). Статорная часть состоит из переднего 1 и заднего 2 корпусов. В передний корпус ТНД смонтированы лопатки 3 сопловых аппаратов второй,



Рис. 11. Главный модуль турбины низкого давления

1 - передний корпус ТНД; 2 - задний корпус ТНД; 3 - лопатки соплового аппарата второй, третьей и четвёртой ступеней турбины низкого давления; 4 - неподвижные элементы газового уплотнения; 5- коллекторы системы активного управления радиальными зазорами; 6 - отверстия в лопатке соплового аппарата второй ступени турбины низкого давления для установки термоэлектрических датчиков температуры; 7- пятая опора двигателя; 8 - проушина для крепления двигателя; 9- диски ТНД; 10- вращающиеся элементы газового уплотнения; 11- барабанный диск сложной формы; 12- вал ТНД третьей и четвёртой ступени и неподвижные элементы газового уплотнения 4. На внешней поверхности переднего корпуса ТНД смонтирован коллектор 5 системы активного управления радиальными зазорами. В нижней части корпуса предусмотрены технологические порты для осуществления визуального осмотра турбины низкого давления. На лопатке соплового аппарата второй ступени предусмотрены отверстия и кожухи для монтажа термоэлектрических датчиков температуры 6. Задний корпус ТНД входит в силовую схему двигателя и служит для размещения пятой опоры 7, спрямления газового потока, обеспечения монтажа двигателя в задней плоскости, для этого на внешней части корпуса предусмотрена проушина 8. Через две из шестнадцати радиальных стоек проходят маслоподводящая и маслоотводная трубки пятой опоры.

Диски 9 турбины низкого давления имеют конусообразные выступы, фланцы которых соединены между собой стяжными болтами через кольцевые проставки подвижных элементов газового уплотнения 10. Вдобавок к этому фланцы дисков второй и третьей ступени соединены между собой через проставленный между ними барабанный диск сложной формы 11, который имеет конусную и гиперболическую части. Этот диск воспринимает усилия от дисков рабочих ступеней и передает от них крутящий момент на вал 12 турбины низкого давления, к которому крепится стяжными болтами. На его конусной части имеется выступ, к фланцу которого крепится комбинированный элемент газового уплотнения. Вал ротора ТНД покрыт кожухом, разделяющим потоки охлаждающего воздуха, отбираемые из-за КНД и КВД. К его развитой в виде конуса дисковой части крепятся элементы газового уплотнения и имеющая необычную форму внутренняя обойма межвального роликового подшипника пятой опоры.

1.4.5 Главный модуль вспомогательного привода

Устройство вспомогательного привода (рис. 12) представляет собой КПА с вынесенным коническим (промежуточным) приводом и предназначен для передачи крутящего момента от ротора КВД на агрегаты систем двигателя. Во время запуска КПА и ПП передают крутящий момент от воздушного стартера к ротору КВД. К тому же КПА обеспечивает возможность ручного проворачивания ротора КВД при техническом обслуживании двигателя. Устройство вспомогательного привода крепится к нижней части корпуса вентилятора, для этого на внешней части корпуса вентилятора предусмотрены три проушины. На две проушины монтируется КПА, на одну - ПП. На КПА предусмотрены опорные поверхности для монтажа приводных агрегатов систем двигателя.



Рис. 12. Главный модуль вспомогательного привода [2]

На передней стороне КПА размещены опорные поверхности для монтажа:

- генератора постоянного тока;

- генератора переменного тока;

- гидравлического насоса;

- блока маслонасосов;

- разъема ручного привода.

На задней стороне КПА располагаются опорные поверхности для монтажа:

- топливного насоса;

- гидромеханического насоса;

- воздушного стартера.

1.4.6 Опоры роторов

Роторы двигателя поддерживаются пятью подшипниковыми опорами, которые располагаются в масляных полостях, образованных двумя корпусами: корпусом вентилятора и корпусом ТНД. Корпус вентилятора образует передний масляный картер, а корпус ТНД - задний масляный картер. В переднем масляном картере размещаются первая шарикоподшипниковая (рис. 13) и вторая роликоподшипниковая опоры, поддерживающие ротор КНД и переднюю часть ротора ТНД, а также спаренная (шариковая и роликовая) подшипниковая опора, которая поддерживает переднюю часть ротора каскада высокого давления.

Рис. 13. Опоры двигателя CFM56-5B [3]

В заднем масляном картере размещаются четвёртая межвальная роликоподшипниковая опора, поддерживающая заднюю часть ротора каскада высокого давления, и пятая роликоподшипниковая опора, которая поддерживает заднюю часть ротора ТНД. Суфлирование масленых полостей картеров производится через центральную отводную трубу, проходящую внутри вала ротора каскада низкого давления.

1.4.7 Смотровые порты

В конструкции двигателя CFM56-5B предусмотрены специальные технологические отверстия, предназначенные для обеспечения визуального осмотра проточной части, с целью определения его технического состояния. В рабочем состоянии двигателя все отверстия заглушены специальными резьбовыми заглушками, при осуществлении визуального осмотра заглушки снимаются. Всего на двигателе предусмотрено двадцать два технологических порта (рис. 14) при условии, что на нём применяется однозонная КС, на двигателях с двузонными КС предусмотрен дополнительный порт доступа. Из двадцати двух портов в два S10 и S11 монтируются воспламенительные устройства. Технологические порты пронумерованы и имеют свою зону визуального осмотра, также они имеют различные геометрические размеры. В таблице 14 изложены основные данные по количеству, размеру и местоположению технологических портов рассматриваемого двигателя.

Рис. 14. Схема размещения смотровых портов [2]

Таблица 15 Характеристики технологических портов

Месторасположение	Номер порта	Диаметр отверстия	Зона осмотра
Подпорные ступени	S03 S05	- -	з/к 3 ступени п/к 4 ступени з/к 5 ступени
Корпус КВД	S1 S2 S3 S4 S5 S6 S7 S8 S9	10 мм 8 мм 10 мм 8 мм 10 мм 10 мм 8 мм 8 мм 8 мм	п/к 1 ступени з/к 1 ступени, п/к 2 ступени; з/к 2 ступени, п/к 3 ступени; з/к 3 ступени, п/к 4 ступени; з/к 4 ступени, п/к 5 ступени; з/к 5 ступени, п/к 6 ступени; з/к 6 ступени, п/к 7 ступени; з/к 7 ступени, п/к 8 ступени; з/к 8 ступени, п/к 9 ступени.
Корпус КС	S10 S11 S12 S13 S14 S15 S16 S17	10 мм 10 мм 10 мм 10 мм 10 мм 10 мм 8 мм 8мм	КС, п/к и з/к СА ТВД; п/к РЛ ТВД, бандаж РЛ ТВД; КС; КС, а также п/к и з/к СА ТВД; з/к РЛ ТВД; п/к 1ступени ТНД.
Корпус ТНД	S18 S19 S20	10 мм 10 мм 10 мм	з/к 1ступени ТНД, п/к 2ступени ТНД; з/к 2ступени ТНД, п/к 3ступени ТНД; з/к 3ступени ТНД, п/к 4ступени ТНД.

1.4.8 Дренажная система

Дренажная система двигателя предназначена для сбора, слива излишек и утечек рабочих жидкостей, их паров за борт из систем и компонентов систем двигателя. Дренажная система включает в себя сточный коллектор с четырьмя сливными кранами, предназначенными для поиска и устранения недостаточной герметичности уплотнений, дренажный блок и выводной патрубок (рис. 15).

Рис. 15. Схема дренажной системы [2]

Излишки жидкости сохраняются в коллекторе до момента совершения полёта, а во время полёта выбрасываются за борт. Из дренажного блока излишки и утечки жидкостей сбрасываются через выводной патрубок, проходящий через нижнюю часть капота двигателя. Уплотнение каждого агрегата систем двигателя (ВС, генератор постоянного тока, гидравлический и топливный насос) имеет отдельный отвод в сливной коллектор, в котором имеются сливные краны, предназначенные для определения избыточных утечек рабочих жидкостей. Из сточного коллектора часть излишек жидкости сбрасывается в топливно-масляный дренажный бак и часть - в гидро-масляный дренажный бак. Дренажный блок оснащён сливным клапаном, который открывается под воздействием скоростного напора при скорости равной 370 км/ч, при этом дренажные баки наддуваются этим воздухом, вытесняя излишки жидкости в выводной патрубок. Дренаж полостей двигателя осуществляется непосредственно через выводной патрубок. К выводному патрубку подведены линии слива следующих устройств и полостей:

- уплотнение воздушного стартера;

- уплотнение генератора постоянного тока;

- уплотнение гидравлического насоса;

- уплотнение топливного насоса;

- суфлёр масляного бака;

- топливно-масляный теплообменник;

- привод перепускных клапанов;

- привод регулируемых направляющих аппаратов;

- гидромеханический блок;

- полость газогенератора;

- полость САУРЗ;

- полость переднего масляного картера;

- полость корпуса вентилятора.

Коллектор топливных форсунок дренажируется индивидуально через отводную трубу. Задний масляный картер дренажируется через выводную вентиляционную трубу, проходящую внутри вала ТНД.

1.5 Программа TECH56

Программа TECH56 проводится объединением CFMI и предназначена для улучшения характеристик семейства двигателей CFM56 (в основном CFM56-5B/P и CFM56-7B) и разработки нового двигателя [5]. Средние по парку двигателей этого семейства показатели надёжности и ресурса составляют:

- коэффициент готовности к вылету - 99,98%;

- наработка на крыле до первого поступления на ремонтное предприятие - 17 000 часов;

- коэффициент отказа в полёте - 0,002%.

1.5.1 Цели и организация работ по программе TECH56

При проведении работ по программе TECH56 объединением CFMI разработаны технологии, которые обеспечат минимально возможную стоимость владения и безупречные технические характеристики двигателей семейства CFM56.

В ходе проведения работ CFMI планировало получить следующие показатели:

- уменьшение затрат топлива на 4…7%;

- уменьшение стоимости владения и ТО на 15…20%;

- уменьшение уровня эмиссии NO_x на 40…50% ниже норм ИКАО;

- уменьшение уровня шума на 20 дБ ниже норм главы 3 ИКАО.

Первый этап работ по программе начался в 1998 г. и его планировалось завершить в течение трёх лет. Финансирование этого этапа работ за 1998 - 2000 гг. составило около 300 млн. долл.

Работы между участниками разделены следующим образом.

SNECMA Group отвечает за:

- вентилятор со стреловидными лопатками;

- устойчивость подпорных ступеней;

- конструкцию малой массы;

- эффективную высоконагруженную турбину низкого давления;

- подшипник № 4 при противовращении роторов ТВД и ТНД.

Компания GEAE отвечает за:

- компрессор высокого давления;

- камеру сгорания TAPS;

- высоконагруженную ТВД;

- щёточные уплотнения;

- улучшенный подшипник № 3.

Совместно SNECMA Group и GEAE отвечают за:

- взаимодействие ТВД и ТНД;

- САУ;

- акустические характеристики;

- испытания двигателя.

1.5.2 Результаты работ по программе TECH56

Вентилятор. Велись работы, направленные на создание малошумного широкохордного вентилятора со стреловидными лопатками и высокой частотой вращения.

По оценкам специалистов применение вентилятора со стреловидными широкохордными лопатками позволит:

- увеличить КПД;

- увеличить расход воздуха при большей частоте вращения;

- увеличить тягу при том же диаметре вентилятора;

- уменьшить уровень шума.

Для вентилятора с D_в = 1,549 м рассматривались сплошные стреловидные лопатки, а для вентиляторов D_в 1,549 м - полые.

Были изготовлены и испытаны три вентилятора - два со стреловидными (D_в = 1,549 м и D_в = 1,727 м) и один со сплошными (D_в = 2,134 м) лопатками.

В ходе работ были проведены следующие испытания:

- на усталостную прочность стреловидных лопаток (1998 г);

- на локализацию разрушения (1998 г);

- на стойкость лопаток при попадании посторонних предметов (1998 г);

- на снятие характеристик (1999 г);

- на устойчивость вентилятора (1999 г);

- испытания вентилятора с полноразмерными стреловидными лопатками при боковом ветре (1999 г);

- статические испытания и испытания на усталостную прочность с применением устройства снижения нагрузок LRD (1999 г);

- на обрыв полых лопаток (2000 г);

Суммарная наработка двух вентиляторов с D_в = 1,549 м и 1,727 м на стенде в составе двигателя CFM56-5C составила около 50 часов. Окончательные испытания на натурном двигателе состоялись в конце 2001 года.

Проведённые исследования показали, что при сохранении максимального значения к.п.д., как у ТРДД CFM56-7, расход воздуха через вентилятор может быть увеличен на 2...2,5%. При установке такого вентилятора на ТРДД CFM56-7 можно увеличить тягу двигателя на 6…7%, т.е. примерно до уровня 125 кН, и уменьшить затраты топлива на 1%. Также было отмечено улучшение работы вентилятора с точки зрения запаса газодинамической устойчивости.

Подпорная ступень без регулируемого клапана перепуска (Variable Bypass Valve, VBV). Цель внесения этого изменения в конструкцию двигателя - повышение устойчивости и уменьшение массы подпорных ступеней. В ходе проведённых исследований были успешно осуществлены:

- проверка работоспособности двигателя без клапана VBV;

- работы по надроторному устройству;

- выбор концепции устройства обнаружения града;

- испытания надроторного устройства на уменьшенной модели вентилятора;

- испытания двигателя, оснащённого камерой сгорания TAPS и устройством обнаружения града.

Проведённые исследования показали, что отсутствие клапана VBV не приводит к ухудшению работоспособности подпорных ступеней и двигателя.

Устройство снижения нагрузок (Load Reduction Device, LRD). Оно предназначено для уменьшения массы конструкции, поддержания постоянной частоты вращения вентилятора и уменьшения дисбаланса при обрыве лопатки. Устройство LRD располагается в полости промежуточного корпуса и срабатывает мгновенно в случае обрыва лопатки вентилятора, разъединяя каскад низкого давления с остальной частью двигателя. Его применение позволит снизить массу двигателя на 90 кг благодаря более простой и лёгкой конструкции корпуса вентилятора и пилона.

Компрессор высокого давления. Новая концепция КВД была направлена на снижение стоимости технического обслуживания при улучшении его характеристик.

В компрессоре используются роторы типа "блиск" с лопатками обратной стреловидности и статоры с наклонными стреловидными лопатками.

К началу 2002 года было изготовлено три варианта КВД. Наработка на стенде двух вариантов составила 335 часов. Испытания завершены в конце 2002 года.

В 2000 году были завершены испытания первого варианта КВД, которые показали увеличение запаса ГДУ на 24% при повышенной частоте вращения, но по к.п.д. он уступал современным компрессорам. С середины 2001 года проводились испытания второго перепрофилированного варианта КВД, который имел z_к = 6, ??^*_к = 14,7, число лопаток 960 (снижено на 40%) и среднюю величину ??^*_ст = 1,57 (увеличена на 20%).

Результаты стендовых испытаний КВД показали отличные аэромеханические характеристики, низкую чувствительность к неравномерности потока на входе и изменению радиального зазора на периферии лопаток.

Камера сгорания TAPS. Конструкция камеры сгорания TAPS (Twin-Annular Pre-Mixed Swirler) была направлена на снижение уровня эмиссии. Компания GEAE обладает рядом патентов на камеры сгорания, которые оснащены двухярусными завихрителями с закруткой потока. Создавая мощные вихревые потоки, такие камеры сгорания обеспечивают быструю подготовку однородной топливно-воздушной смеси. С точки зрения эффективности, перспективные топливные форсунки могут снизить уровень эмиссии NO_x, CO и HC более чем на 50%. Технической проблемой является обеспечение долговечности, экономической доступности и удовлетворительной работоспособности в широком диапазоне эксплуатационных режимов работы.

В камере сгорания TAPS используется относительно новый класс материалов, известный как микроламиниты. Микроламиниты составляются из тонких слоёв металлической и керамической фольги, которые спрессованы вместе при температуре чуть ниже температуры плавления металла. Микроламиниты привлекают всё большее внимание в качестве замены никелевых сплавов при изготовлении деталей двигателя, а также в качестве возможной замены теплозащитных керамических покрытий.

Оптимизация режимов работы форсунок камеры сгорания TAPS в зависимости от режима полёта самолёта позволяет удовлетворять требованиям ICAO по выбросу вредных веществ. Результаты, полученные на июль 2001 года, свидетельствуют, что камера сгорания TAPS позволяет понизить уровень эмиссии NO_x на 65%, а не на 50%, как планировалось ранее.

В мае 2001 года были успешно завершены испытания двигателя CFM56-7B, оснащённого камерой сгорания TAPS, при попадании града, когда через него прошло 26 тонн льда. Двигатель хорошо справился с этими испытаниями. Характеристики двигателя оказались очень близкими к предварительным расчётам. Также были определены законы управления, которые помогут эксплуатировать двигатель с такой камерой сгорания с учётом действующих и будущих норм по уровням шума и эмиссии.

В июле 2001 года были закончены ресурсные испытания камеры сгорания. Результаты испытаний использованы при разработке второго варианта конструкции форсунок, испытания которых были проведены в конце 2001 года.

В конце 2001 года камера сгорания TAPS была испытана в составе двигателя CFM56-7.

Турбина. Объединение CFMI придаёт очень большое значение разработке новых вариантов ТВД и ТНД. Только оно обладает семейством двигателей с одноступенчатой ТВД для самолётов гражданской авиации, наработавших в эксплуатации более 500 млн.ч.

При разработке турбины по программе TECH56 рассматривались два технических решения:

- ТВД и ТНД с однонаправленным вращением роторов, которое предназначено для внедрения в модификации двигателей семейства CFM56;

- ТВД и ТНД с противоположным вращением роторов, которое предназначено для применения в новых двигателях.

Конструкция с противоположным вращением роторов имеет ряд преимуществ, позволяющих уменьшить массу, стоимость двигателя и затраты воздуха на охлаждение.

В обоих случаях специалисты CFMI остаются сторонниками сохранения простоты конструкции путём применения одноступенчатой ТВД, но при этом понимают сложность получения высокого КПД при использовании такого подхода.

При проектировании новых турбин особое внимание было обращено на:

v для ТВД:

- разработку одноступенчатой турбины, рассчитанной на ??^*_т = 4,6 с з^*_т = 0,905;

- применение 3D аэродинамики для лопаток СА и РК;

- уменьшение числа лопаток СА и РК на 10%;

- применение схемы охлаждения лопаток СА с низкими потерями на смешение;

- уменьшение интенсивности скачка уплотнения на задней кромке лопаток РК на 50%;

- уменьшение расхода охлаждающего воздуха на 22%.

v для ТНД:

- уменьшение числа деталей на 35%;

- улучшение обтекания при взаимодействии с ТВД и четырёхступенчатой ТНД.

При испытаниях первых двух вариантов ТВД было получено уменьшение интенсивности скачка уплотнения на задних кромках лопаток РК 50%. Последний вариант ТВД оптимизирован для дальнейшего ослабления скачка.

По сравнению с ТНД двигателя CFM56-5B/P, новая турбина имеет увеличенные на 15% степень понижения давления и на 4% нагруженность ступеней, в то время как количество лопаток уменьшено на 35% (до 970).

Для повышения эффективности турбины специалисты CFMI провели большой объём исследований, направленных на снижение потерь в переходном канале между ТВД и ТНД. Цикл этих испытаний был завершён ещё в 1999 году. Испытания ТВД и ТНД с противоположным вращением роторов были завершены 2000 году.

Проведённые работы позволили уменьшить расход топлива на 0,5% и увеличить запас по температуре за турбиной на 6…10^° С.

Щёточные уплотнения. В рамках программы TECH56 была проведена серия испытаний щёточных уплотнений, установленных на модифицированном двигателе CFM56-5B.

Результаты испытаний показывают, что щёточные уплотнения по сравнению с традиционными лабиринтными уплотнениями позволяют снизить утечки более чем на 40%.

Шевронное сопло. В рамках программы TECH56 проводились исследования шевронного сопла, выходное сечение которого имеет гофрированную форму. Такие сопла улучшают смешение, приводят к очень незначительному снижению тяговых характеристик и являются конкурентоспособными для снижения шума на боковой линии.

Проведённые модельные акустические испытания такого сопла показали удовлетворительные результаты - измеренный уровень шума на боковой линии уменьшился на 3 дБ.

В настоящее время объединение CFMI располагает полным комплектом технологий, подготовленных к внедрению в рамках программы TECH56. Работы, связанные с перспективным шестиступенчатым компрессором, выявили потенциальную возможность увеличения ресурса при использовании перепрофилированных с применение 3D аэродинамики рабочих лопаток. Испытания ТВД и ТНД с улучшенным КПД продемонстрировали экономию топлива, а применение камеры сгорания TAPS способствовало значительному снижению уровня эмиссии.

Однако руководство объединения заявило, что создание нового двигателя не входит в текущие планы, так как заказчики не выразили в нём явной потребности. В связи с этим партнёры по программе TECH56 разработали три сценария:

1) выпуск нового двигателя для нового самолёта;

2) выпуск нового двигателя для существующего самолёта;

3) модернизация двигателя, которым уже оснащён существующий самолёт.

Применение нового шестиступенчатого КВД может внести в двигатель такие изменения, которые будут соответствовать первому сценарию (т.е. новый двигатель для нового самолёта). Стреловидные лопатки вентилятора, камера сгорания TAPS или турбина с противовращением могут стать составляющими нового двигателя при его использовании либо на новых (первый сценарий), либо на эксплуатируемых самолётах (второй сценарий).

По мнению руководства CFMI, это означало, что наиболее вероятным является третий сценарий, а именно модернизация двигателя, особенно во время ремонта. Объединение CFMI продолжало оценку этого сценария, но на основе заявлений заказчиков. Оно изучало возможность на основе программы TECH56 начала работ по модернизации ТРДД CFM56-5B/P и CFM56-7B для семейства самолётов A320 и B737NG соответственно. В случае утверждения этого сценария, модернизация двигателей станет первым существенным внедрением технологий, разработанных по программе TECH56.

CFMI основывалось на опыте, полученном при проведении модернизации ТРДД CFM56-3, -5B, -5C путём применения пакета технологий, разработанных для более современного ТРДД CFM56-7B. CFMI решало, сможет ли оно подготовить "комплект для модернизации", который мог бы предоставить заказчикам конкретные преимущества при существующем состоянии авиации.

В то время как решение по данному вопросу ещё не было принято, сам комплект уже был определён. Он коснулся часто заменяемых деталей двигателя при ремонте. В него включены:

- новые лопатки РК КВД, сконструированные с применением 3D аэродинамики, для поддержания повышенного КПД в течение более длительного периода времени;

- новые лопатки РК ТВД с уменьшенной интенсивностью скачков уплотнения СА ТНД;

- оптимизированная система топливоподачи для снижения уровня эмиссии в камере сгорания.

Тенденции на рынке поддерживали концепцию такого комплекта модернизации. В 2006 году произошёл резкий скачок в необходимости ремонта двигателей CFM56-7B и -5B, так как в период с 1998 года по 2000 год их было поставлено большое количество. Это стало для заказчиков двигателей CFM56 своевременным моментом внедрения такого комплекта как раз на "пике посещения" ремонтных заводов. Объединение CFMI смогло модернизировать половину ТРДД CFM56-5B и CFM56-7B, находящихся в эксплуатации. Кроме того комплект для модернизации коснулся двигателей, находящихся в производстве, что является большим отличием от комплекта, предоставленного в своё время для CFM56-3. Объединение CFMI смогло предоставить авиакомпаниям возможность внесения изменений в конструкцию двигателей, которые ещё будут изготавливаться для уже заказанных самолётов А320 и B737, чтобы поддержать их конкурентоспособность.

В 2006 году комплект для модернизации TECH56 был сертифицирован и в настоящее время эти усовершенствования находят широкое применение на двигателях CFM56-5B/P и -7B. Модернизация двигателей позволяет повысить эффективность и продлить срок эксплуатации двигателя без снятия с крыла, но не улучшит технические характеристики. Основная идея заключается в том, что на самолёте можно использовать, с одной стороны, обычные двигатели "вчерашнего дня", а с другой стороны, двигатели 2006 года (с комплектом модернизации или новые).

Программа TECH56 является фактически первым шагом на пути к комплексной инициативе, направленной на улучшение двигателей. Наряду с этой программой объединение CFMI обдумывает требования, которые появятся примерно через десять лет с тем, чтобы оно смогло быстро подготовиться к началу работ по созданию нового двигателя, если этого потребует рынок. И уже в настоящее время объединение CFMI разработало два сценария [6]:

1) выпуск к 2016 году нового ТРДД Leap-X (Leading Edge Aviation Program) для 100 - 200- местных самолётов Airbus и Boing нового поколения;

2) выпуск к 2025 году ТРДД с открытым (незакапотированным) вентилятором и уже готовым газогенератором от Leap-X.

По компоновке Leap-X будет вполне традиционным двухконтурным турбореактивным двигателем, однако конструкция его узлов будет усовершенствована в целях снижения массы и оптимизации их совместной работы. Разрабатывается совершенно новый вентилятор с лопатками, изготовленными из композиционных волокон пространственного сплетения. Отлажена технология, позволяющая увеличить жесткость и прочность лопаток при одновременном уменьшении массы вентилятора. В двигателе Leap-X будет использована усовершенствованная камера сгорания TAPS II от двигателя GE 90/GEnx, разработанного фирмой General Electric. Лопатки турбины Leap-X намечают изготовлять из композиционных материалов на основе керамической матрицы, которые имеют втрое меньшую плотность по сравнению с традиционно используемыми металлами. Массу двигателя Leap-X намечают существенно уменьшить (примерно на 80 кг) путем сокращения числа лопаток турбины первой ступени и увеличения степени повышения давления до значения 16:1 (у современных двигателей семейства CFMI это показатель составляет около 11:1). Другим техническим решением, берущим начало в программах по GE 90/GEnx и направленным на уменьшение массы конструкции, является применение блисков в компрессоре.

По второму сценарию можно отметить то, что в настоящее время изучаются различные схемы, но наиболее перспективным считается двухступенчатый вариант со ступенями противоположного вращения. На первом этапе будут испытаны семь вариантов нового вентилятора (пять комплектов лопаток разработаны специалистами General Electric, а еще два - инженерами SNECMA). К проведению испытаний моделей вентиляторов в центре NASA им. Гленна приступили в первом квартале текущего года.

2. Техническая эксплуатация авиационных газотурбинных двигателей семейства CFM56

В настоящее время авиационные газотурбинные двигатели семейства CFM56 входят в силовую установку более половины всех коммерческих самолётов. Более 520 авиационных организаций по всему миру отдали своё предпочтение двигателям CFM56 из-за его традиционной надёжности и низкой стоимости использования. Более 10 000 самолётов, оснащённых этими двигателями, поднимаются в воздух через каждые 2,5 минуты [1].

Существуют более чем 150 представительств службы технической поддержки в авиакомпаниях более пятидесяти государств всего мира, из них 45 имеют возможности проведения технического обслуживания и ремонта. Кроме того, объединение CFMI предоставляет круглосуточную поддержку телефонной связи по техническим и коммерческим вопросам. Центры обучения и подготовки специалистов, находящиеся в США и Франции, осуществляют всеобъемлющую практическую подготовку на все модификации двигателей CFM56. Двигатели семейства CFM56 имеют самую обширную сеть технической поддержки в мире.

2.1 Условия работы и факторы, влияющие на техническое состояние двигателя

Несмотря на большие успехи в создании высоконадёжных ГТД в эксплуатации возможны случаи изменения их технического состояния под действием различных повреждающих факторов [7] до уровня, способствующего снижению безопасности полётов и эффективности применения этих двигателей. Под повреждающими понимаются факторы, воздействие которых механическим, термическим, химическим, электромагнитным и др. путём на конструкцию ГТД приводит к изменению уровня его работоспособности, качества функционирования, внешнего вида, конфигурации, состояния поверхности, физико-механических свойств, целостности. Результатом подобного воздействия на элементы конструкции ГТД является повреждение двигателя. В этих условиях обеспечение требуемого уровня безопасности полётов и эффективности применения ГТД возможно на основе определения (контроля и диагностирования) уровня повреждения двигателя в процессе эксплуатации.

Все виды повреждений и разрушений элементов конструкции ГТД определяются действием следующих повреждающих факторов:

- конструктивных;

- производственных;

- эксплуатационных.

Конструктивные повреждающие факторы связаны с несовершенством конструкции. Их действие проявляется в виде механических разрушений, работы деталей в нерасчётных условиях.

Производственные повреждающие факторы связаны с несовершенством производства. Возникновение этих факторов происходит при механической и термической обработке, при сварке, пайке и других технологических процессов. Производственные факторы влияют на усталостную прочность материала детали и проявляют с себя в виде концентраторов напряжений, особенно в наиболее напряжённых местах и местах нерациональной формы сопряжений участков детали разных размеров, то есть в случае выбора неоптимального значения радиуса галтели. Недостаточное совершенство технологии контроля технического состояния деталей в процессе их изготовления способствует поступлению в эксплуатацию ГТД с повреждающими факторами.

Условиями возникновения повреждающих факторов при сборке являются:

- завышение или занижение натягов (зазоров);

- сборка с нарушением соосности;

- создание монтажных напряжений;

- сборка узла без одной из его деталей;

- затяжка гаек, болтов и контровка не в ТУ;

- перезатяжка ниппелей трубопроводов;

- установка повреждённых деталей и так далее.

Эксплуатационные повреждающие факторы связаны с условиями эксплуатации ГТД. В процессе эксплуатации авиационный двигатель подвергается влиянию большого числа разнообразных факторов, связанных как с внешними параметрами, характеризующими состояние атмосферы, так и с параметрами, обусловленными особенностями использования двигателя в системе силовой установки самолета [8]. Основными из них являются:

- невыдерживание эксплуатационных ограничений;

- создание нерасчётных нагрузок;

- несоответствие состояния аэродромов требованиям условий применения;

- повышенная агрессивность окружающей среды (запылённость, загрязнённость воздуха промышленными отходами и природными катаклизмами, повышенная влажность, водность, температура и давление);

- неправильная регулировка параметров системы, создающая повышенные нагрузки на детали;

- механические повреждения деталей, связанные с попаданием посторонних предметов;

- перезатяжка или недозатяжка болтовых соединений;

- монтажные напряжения в трубопроводах, создаваемые при подгибке трубопровода при монтаже;

- неправильная сборка узлов;

- недозаправка или заправка некондиционной рабочей жидкостью (топливо, масло);

- заброс температуры газов T^*_пр;

Несмотря на то, что влияние каждого в отдельности эксплуатационного фактора на характеристики и эксплуатационные свойства ГТД в ряде случаев может быть небольшим по величине, при неблагоприятном стечении обстоятельств, когда влияние отдельных факторов действует в одном направлении, приходится сталкиваться с существенным ухудшением данных двигателя и соответственно летно-технических свойств самолета.

2.2 Виды технического состояния двигателя

Эксплуатация представляет собой стадию жизненного цикла ГТД с момента принятия его эксплуатирующим предприятием до отправки в ремонт или списания и состоит из этапов: процесса ввода для использования по назначению, приведения в установленную степень готовности, использование по назначению, хранения, транспортирования, на которых реализуется, поддерживается и восстанавливается исправное и работоспособное техническое состояние. Эксплуатация без этапа использования по назначению представляет собой техническую эксплуатацию [9].

Под техническим состоянием понимается состояние ГТД, определяемое совокупностью характеристик двигателя, изменяющихся в процессе производства и эксплуатации, определяющих степень соответствия ГТД установленным требованиям. В процессе эксплуатации ГТД может пребывать в следующих состояниях:

- исправное состояние;

- неисправное, но работоспособное состояние;

- неработоспособное состояние;

- предельное состояние.

Исправное состояние - состояние ГТД, при котором он соответствует всем требованиям нормативно-технической и конструкторской (проектной) документации.

Работоспособное состояние - состояние ГТД, при котором значения всех параметров, характеризующих способность выполнять заданные функции, соответствуют требованиям нормативно-технической и конструкторской (проектной) документации.

Неработоспособное состояние - состояние ГТД, при котором он не соответствует хотя бы одному требованию нормативно-технической и конструкторской (проектной) документации, характеризующему способность выполнять заданные функции.

Предельное состояние - состояние ГТД, при котором восстановление его исправного состояния не возможно или экономически нецелесообразно.

Событие перехода из исправного состояния в работоспособное называют повреждением (рис. 16), а переход из исправного или работоспособного состояния в неработоспособное состояние - отказом.

Рис. 16. Схема основных событий и состояний ГТД [10]

2.3 Стратегия программы ТО и Р, применяемая к двигателям семейства CFM56

Стратегия - совокупность принятых принципов, правил и управляющих воздействий, определяющих комплексное развитие эксплуатационных свойств конструкции AT, методов организации и производственно-технической базы ее ТО и Р. Данное определение стратегии отражает необходимость системного подхода к решению проблемы повышения эффективности ТО и Р, нацеливает на совместные согласованные действия в рамках единой программы всех организаций и предприятий, создающих, эксплуатирующих и ремонтирующих AT [11].

Программа технического обслуживания двигателей семейства CFM56 основана на удовлетворении требований международных стандартов (ICAO, MSG-3) и обеспечивает поддержание летной годности двигателей в пределах жизненного цикла эксплуатации по состоянию с коэффициентом готовности 99,98%. Двигатель не имеет графика периодического ремонта и может оставаться на крыле до возникновения какой-либо серьёзной неисправности или исчерпания ресурса его компонентов.

Принятая стратегия "по состоянию" осуществляется на трёх уровнях:

Ш линейное ТО (оперативное);

Ш модульное ТО;

Ш заводское ТО.

Линейное ТО осуществляется с установленными на ЛА двигателями и включает в себя работы по:

- демонтажу и монтажу заменяемых агрегатов;

- обслуживанию и проверке;

- ремонту освещения;

- поиску и устранению неисправностей;

- замене двигателя.

Модульное ТО осуществляется в ремонтных мастерских с ограниченными возможностями ремонта, которые в первую очередь заинтересованы в замене модулей, узлов и агрегатов.

Заводское ТО осуществляется в мастерских с широкими возможностями, которые занимаются полной разборкой двигателя, его осмотром, ремонтом и обратной сборкой.

2.4 Проблемы, возникающие при эксплуатации "по состоянию"

При проектировании двигателей семейства CFM56 в их конструкцию закладывался принцип "безопасного повреждения", который предполагает, что конструкция застрахована от катастрофических разрушений.

В конструкциях с "безопасным повреждением" допускается появление трещин в отдельных силовых элементах, однако, трещины не должны приводить к разрушению или черезмерной деформации конструкции [12]. Это достигается выбором типа конструкции, при котором возможное разрушение или усталостные трещины только уменьшат до некоторой степени статическую прочность и жёсткость конструкции, достаточные для завершения безаварийного полёта. Увеличение допускаемых напряжений в элементах конструкции с безопасным повреждением может достигать 15…20% по сравнению с соответствующими напряжениями, принимаемыми для конструкции безопасного срока службы.

Выигрыш от применения безопасно повреждаемой конструкции заключается в уменьшении массы изделия, увеличении срока службы и уменьшения его стоимости. Безопасно повреждаемые конструкции обслуживаются "по состоянию". Опыт эксплуатации таких конструкций показывает, что 90…92% деталей изделия сохраняют свою работоспособность после достижения своего расчётного срока службы, поэтому запасных частей требуется лишь 8…10% от того количества, которым должна быть укомплектована конструкция с безопасным ресурсом. Главным преимуществом конструкций с "безопасным повреждением" является уменьшение возможности катастрофического разрушения в полёте.

Конструкция с допускаемыми повреждениями требует трудоёмкого обслуживания, так как начиная с некоторой наработки появление трещин является не исключением, а закономерным явлением. Эффективность осмотров должна быть такой, чтобы любая трещина, способная привести к катастрофе, обнаруживалась до того, как она станет критической.

Трудоёмкость осмотров может быть во много раз снижена за счёт введения в конструкцию средств, сигнализирующих о появлении в ней усталостных трещин.

3. Характерные повреждения авиационных газотурбинных двигателей семейства CFM56

С точки зрения надёжности повреждение - это событие, заключающееся в нарушении исправного состояния объекта при сохранении работоспособного состояния [13].

Повреждение является результатом воздействия повреждающих факторов на элементы конструкции ГТД, проявляющееся в изменении внешнего вида, конфигурации, состояния поверхности, физико-механических свойств, целостности элемента конструкции и работоспособности ГТД [7].

3.1 Типичные повреждения элементов конструкции

Опыт эксплуатации зарубежных и отечественных ГТД показывает, что типичными повреждениями и неисправностями, способствующими авиационным происшествиям, являются [7]:

ь механические повреждения (усталостные трещины, забоины, вмятины, эрозия) и разрушения деталей проточной части;

ь эксплуатационные повреждения и разрушения элементов конструкции подшипников опор роторов и приводов агрегатов;

ь термические повреждения элементов конструкции камер сгорания, сопловых аппаратов, дисков и рабочих лопаток первой ступени турбины;

ь износ контактных поверхностей сопрягаемых частей деталей;

ь закоксованность топливных форсунок;

ь эрозионно-коррозионное повреждение поверхностей деталей;

ь загрязнения поверхностей деталей газовоздушного тракта отвердевшей смесью масел, топлива, пыли.

Анализ и обобщение основных эксплуатационных повреждений авиационных ГТД, установленных на неманевренных ЛА, показывает следующее распределение повреждений элементов конструкции (таблица 16).

Таблица 16 Характер распределения основных повреждений ГТД

Вид повреждения ГТД, установленных на неманевренных ЛА	% от поступивших в ремонт
Повреждения от посторонних предметов Эрозионный износ лопаток компрессора Забоины на лопатках Коррозия силовых корпусов Повреждение элементов конструкции 1-й ступени турбины Повреждение элементов масляной системы Повреждение элементов топливной системы Коррозия входного устройства Трещины жаровой трубы Прочие	15 70 65 75 75…80 5 75…85 55 80 0…5

3.2 Распределение и характер повреждений элементов конструкции ГТД по системам и узлам и их причины возникновения

3.2.1 Компрессор

Характерными повреждениями компрессора являются механические, усталостные и эрозионные повреждения рабочих и статорных лопаток. Основными причинами являются [9]:

ь высокий уровень динамических нагрузок;

ь попадание посторонних предметов в воздушный тракт двигателя при его работе (воздействие воды, пыли, крупных частиц, птиц);

ь коррозионное воздействие;

ь некачественное изготовление лопаток, дисков (наличие ковочных трещин, дефектов материала, отклонения размеров от чертёжных, высокие остаточные напряжения).

Высокий уровень динамических нагрузок в сочетании с действием концентраторов напряжений при расчётных нагрузках и ухудшением физико-механических свойств материала во многих случаях приводит к усталостным повреждениям и разрушениям лопаток компрессора, вентилятора (рис. 17).

Рис.17. Этапы развития повреждения рабочей лопатки КВД

Одним из факторов, способствующих ускоренному усталостному разрушению лопаток в эксплуатации, является работа отдельных элементов конструкции двигателя на нерасчётных режимах: колебания бандажированных лопаток при износе контактирующих поверхностей бандажных полок свыше допустимых пределов; работа ГТД при нерасчётном положении лопаток поворотного НА из-за разъединения или разрушения кинематики управления (рис. 18).

Рис. 18. Разрушение кинематики управления регулируемой лопатки НА КВД

Развитие усталостных трещин, как правило, начинается с выходных кромок и реже - с входных. В ряде случаев зарождение трещин происходит со спинки или корытца, но только в комлевой части, непосредственно у замка. При повреждении деталей компрессора из алюминиевого сплава на лопатках турбины обычно образуется налёт расплавленного сплава в виде светлых пятен и точек, которые могут служить признаками повреждений при оценке технического состояния двигателя.

Усталостные повреждения замков лопаток компрессора начинаются на тех участках рабочей поверхности хвостовика, где наибольший концентратор напряжений неблагоприятно сочетается с общей неравномерностью распределения напряжений. Контактирующие с диском поверхности хвостовика могут повреждаться в результате действия фреттинг-коррозии. Другой причиной разрушения хвостовиков лопаток компрессора являются повышенные контактные напряжения из-за нарушения плоскостности граней выступа диска и хвостовика лопатки.

Колебания лопаток направляющего аппарата вызываются срывными колебаниями и колебаниями от вращающегося срыва. Формы колебаний лопаток направляющих аппаратов, приводящие к усталостным повреждениям, относятся к сложным изгобно-крутильным и пластинчатым формам. На низких частотах проявляются изгибные и изгибно-крутильные формы, на высоких частотах - пластинчатые формы (рис. 19).

Рис. 19. Пример голографических интерферограмм рабочей лопатки вентилятора для форм колебаний [14]: а - первая изгибная форма; б - первая крутильная форма; в - пластинчатая форма

Попадание посторонних предметов в воздушный тракт двигателя приводит к механическим повреждениям элементов проточной части, типичными повреждениями являются забоины, вмятины, вырывы материала детали (рис. 20), которые возникают при рулении и движении по ВПП, при взлёте, посадке ЛА, при включении реверса и на стоянке при работающих двигателях.