Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

хорошую работу на сайт">

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Московский Государственный Технический Университет Гражданской Авиации Иркутский филиал.

Цикловая комиссия теории и конструкция авиационных двигателей.

РАСЧЕТНО-ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовому проекту по авиационному двигателю ТВ2-117А

Тема «Компрессор двигателя ТВ2-117А»

План

1. Расчётно- пояснительная записка

1.1 Назначение, основные технические данные и устройство компрессора

1.2 Принцип работы осевого компрессора

1.3 Назначение и конструкция ротора компрессора

1.4 Назначение и конструкция корпуса (корпуса 1-й опоры, переднего, среднего, заднего) компрессора

1.5 Передняя и задняя опоры компрессора (назначение, конструкция, смазка, суфлирование)

1.6 Физическая сущность помпажа и причины его возникновения

1.7 Меры предупреждения помпажа компрессора

1.8 Назначение, конструкция и работа противообледенительной системы (ПОС) двигателя

1.9 Техническое обслуживание компрессора

1.9.1 Осмотр элементов компрессора

1.9.2 Допуски на забоины лопаток компрессора и их устранение

1.9.3 Замер износа лопаток 6-й ступени компрессора

1.9.4 Ручная прокрутка ротора компрессора

1.10 Возможные неисправности компрессора, анализ причин, методы обнаружения, устранения и предупреждения

Использованная литература

1. Расчётно- пояснительная записка

1.1 Назначение, основные технические данные и устройство компрессора

Компрессор является одним из основных узлов газотурбинного двигателя. Он служит для повышения давления воздуха перед поступлением его в камеру сгорания. Сжатый и подогретый за счет сжатия воздух способствует быстрому и полному сгоранию топлива в камере сгорания. Значительное уменьшение объема воздуха в процессе повышения его давления способствует уменьшению габаритов двигателя при заданной мощности, а также повышению его экономичности.

К компрессорам, устанавливаемым на вертолетные газотурбинные двигатели, предъявляется ряд требований, основными из которых являются следующие. 1. Должен обеспечиваться необходимый секундный расход воздуха и заданную степень повышения давления. Секундный расход воздуха является основным параметром, определяющим мощность двигателя, а степень повышения давления -- удельный расход топлива.

2. Воздух в камеру сгорания должен подаваться непрерывно, плавно, без пульсаций. Неравномерная подача воздуха в камеру сгорания может вызвать тряску двигателя, срыв пламени и выключение двигателя.

3. Компрессор должен иметь, возможно, больший коэффициент полезного действия, т. е. механическая работа, подводимая к компрессору от турбины, должна максимально использоваться на сжатие воздуха. Полный КПД компрессора, учитывающий гидравлические и механические потери, характеризует степень конструктивного совершенства компрессора.

4. При заданном секундном расходе воздуха и степени повышения давления масса и габариты компрессора должны быть как можно меньшими.

5. В эксплуатации компрессор должен быть прост и надежен. Проточная часть компрессора должна обладать достаточной стойкостью против износа механическими частицами, попадающими из атмосферы вместе с воздухом. Этим требованиям в наибольшей степени удовлетворяют осевые компрессоры, которые и получили в вертолетных газотурбинных двигателях широкое распространение. Осевым компрессором называется лопаточная машина, в которой происходит преобразование механической работы, получаемой от турбины, в энергию давления воздуха, при этом воздух в проточной части компрессора движется, преимущественно, вдоль оси двигателя по поверхностям, близким к цилиндрическим.

Основные технические данные компрессора.

Компрессор двигателя- осевой, дозвуковой, выполнен по одновальной схеме. Основные данные компрессора:

¦ Количество ступеней.................................................................10

¦ Степень повышения давления на взлётном режиме..............6,8

¦ Массовый расход воздуха.........................................................10 кг/с

¦ Скорость потока на входе...............................................150... 160 м/с

Особенности конструкции: наличие поворотных лопаток входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) I, II, и III ступеней и наличие двух автоматически управляемых клапанов перепуска воздуха в атмосферу (КПВ) за VI ступенью.

¦ Частота вращения турбокомпрессора при закрытии клапанов перепуска при запуске..............................................................................50... 56 %

¦ Отбор воздуха от компрессора для противообледенительной системы..............................................за VIII и X ступенями

¦ Уменьшение мощности двигателя при включении отбора...4,5 %

¦ Увеличение удельного расхода топлива при включении отбора... 5 %

В x В

Рис 1.1. Схема проточной части двигателя ТВ2- 117 и изменение параметров воздуха (газа):

Р - давление; С - скорость; Т - температура

Рис, 1. 2. Схема проточной части двигателя и изменение параметров воздуха (газа):

Р - давление; С - скорость; Т - температура

Компрессор состоит из корпуса, направляющих аппаратов, рабочих колец и ротора с его опорами. Значительная часть деталей компрессора изготовлена из титановых сплавов, что позволило снизить массу компрессора и обеспечить надежность его работы.

Рис. 1. 3. Компрессор двигателя (вид справа)

Основными элементами компрессора ТВаД являются корпус, ротор и опоры ротора. Опорами ротора компрессора служат подшипники качения, установленные в корпусе. Обычно передняя опора ротора компрессора представляет собой роликовый подшипник, воспринимающий радиальные нагрузки от общей массы ротора и неуравновешенных масс ротора. Кроме того, роликовый подшипник допускает свободное осевое перемещение ротора, возникающее вследствие действия на него осевых сил и температурных расширений. Задняя опора ротора, как правило, представляет собой однорядный шариковый радиально-упорный подшипник, который, помимо радиальных нагрузок от ротора и неуравновешенных масс, воспринимает осевую нагрузку, равную разности осевых сил, действующих на ротор компрессора и ротор турбины.

Ротор состоит из нескольких рядов профилированных лопаток, закрепленных на барабане или на отдельных дисках, соединенных между собой. Ряд рабочих (вращающихся) лопаток вместе с деталями, обеспечивающими их крепление, называется рабочим колесом (РК). Между лопатками ротора на корпусе закрепляются неподвижные лопатки. Ряд неподвижных лопаток, установленных за рабочим колесом, называется направляющим аппаратом (НА). Совокупность рабочего колеса и направляющего аппарата называется ступенью компрессора. Ряд неподвижных лопаток, расположенных перед первым рабочим колесом, называется входным направляющим аппаратом (ВНА).

Рис 1. 4. Схема устройства осевого компрессора ТВаД:

1- передняя опора ротора компрессора; 2- ротор; 3- входной направляющий аппарат; 4- лопатка рабочего колеса; 5- лопатка направляющего аппарата; 6-корпус; 7- коробка перепуска воздуха в атмосферу; 8- задняя опора ротора компрессора.

Первоначальная раскрутка ротора турбокомпрессора при запуске двигателя осуществляется электрическим стартёр- генератором, работающем в стартёрном режиме (электродвигателя), а воспламенение топливовоздушной смеси- электрическими запальными свечами. При вращении ротора воздух из атмосферы через воздухозаборник вертолёта и воздушные каналы передней части двигателя всасывается компрессором. Скорость на входе в компрессор выбрана из условий уменьшения площади сечения входного устройства и диаметральных размеров компрессора при расчётном расходе воздуха и составляет примерно 150- 160 м/с. Секундный расход воздуха на расчётном режиме работы двигателя определяется при газодинамическом расчёте из условий получения требуемой мощности.

В компрессоре происходит сжатие воздуха до давления р*К, величина которого в несколько раз больше р*В. Сжатие воздуха происходит при преобразовании механической энергии вращения ротора компрессора, при-

водимого турбиной, в энергию давления. Повышение давления воздуха в компрессоре сопровождается ростом температуры. Скорость воздуха на выходе из компрессора изменяется до значения СК, значительно меньшего СВ. Это определяется необходимостью получения устойчивого процесса горения в камере сгорания и позволяет иметь сравнительно большую длину лопаток последней ступени осевого компрессора, что уменьшает перетекание воздуха по радиальным зазорам и повышает его коэффициент полезного действия.

Степень повышения давления воздуха в компрессоре

Степень повышения давления воздуха в компрессоре () - отношение давления на выходе из компрессора рк к давлению на входе в него Рв

Часто используется также степень повышения давления, выраженная через давление заторможенного потока:

Можно сделать вывод, что р к (или р к *) происходит увеличение мощности двигателя. Это объясняется увеличением силы давления газа на лопатках турбины, как следствие, возрастает момент на валу турбины и её мощность. У существующих ТВаД р к * составляет 6- 18, 4, у ТВ2- 117 -- р к * =6,6.

1.2 При нцип работы осевого компрессора

Осевым компрессором называется лопаточная машина, в которой происходит преобразование механической работы, получаемой от турбины, в энергию давления воздуха, при этом воздух в проточной части компрессора движется, преимущественно, вдоль оси двигателя по поверхностям, близким к цилиндрическим.

Поток воздуха, движущийся через проточную часть осевого компрессора можно представить состоящим из отдельных струек тока, каждая из которых движется по поверхности, приближенной к цилиндрической. Рассмотрим, как будут изменятся параметры воздуха в струйке тока толщиной Ah, движущейся вдоль цилиндрической поверхности А-А. Для чего рассмотрим межлопаточные каналы ВНА, РК и НА в сечении их цилиндрической поверхностью А-А.

Рис. 2.1. Схема первой ступени осевого компрессора с входным направляющим аппаратом.

В ВНА происходит падение давления, снижение температуры воздуха, и закрутка потока по направлению вращения рабочего колеса.

В РК происходит рост давления, рост температуры, рост абсолютной скорости воздуха.

В НА происходит рост давления, рост температуры и снижение абсолютной скорости воздуха. При этом абсолютная скорость на входе и выходе из ступени приблизительно равны (С1 ~ СЗ).

Из этого можно сделать вывод, что в ступени осевого компрессора происходит повышение давления воздуха. Рост давления объясняется разностью площадей межлопаточных каналов на входе и выходе, а значит и разностью углов входа и выхода. Поэтому можно сказать, что поток воздуха, перемещаясь по межлопаточным каналам, поворачивается на некоторый угол, равный разности между углом входа и углом выхода. Этот угол называется углом поворота потока. Угол поворота потока в межлопаточных каналах НА и РК не может превышать 30ч35О, иначе инерционные силы вызывают отрыв потока от стенок канала и рост потерь энергии. Следовательно, если угол поворота потока ограничен, то ограничена также степень повышения давления в ступени осевого компрессора. У существующих компрессоров степень повышения давления в ступени составляет р * ст=1,2ч1,35. Для получения больших значений Лв осевых компрессорах устанавливают несколько ступеней. Компрессор двигателя ТВ2-117 содержит 10 ступеней.

Рис, 2. 2. Изменение параметров воздуха в ВН А и ступени осевого компрессора

Длина лопаток РК и НА многоступенчатого компрессора по проточной части уменьшается. Если бы длина лопаток всех ступеней была одинаковой, то по мере сжатия воздуха скорость его движения резко уменьшалась. Как уже отмечалось, при малых скоростях движения воздуха снижается степень повышения давления в ступени. Поэтому для получения высокой напорности ступеней необходимо, чтобы осевая скорость потока была большой по всей длине компрессора. Это может быть обеспечено только уменьшением длины лопаток, следовательно, площадь проходного сечения проточной части на входе в компрессор (F в) должна быть больше площади на выходе из компрессора площади (F к).

При этом необходимо учитывать, что при уменьшении длины лопаток возрастают концевые и вторичные потери, в особенности потери, связанные с перетеканием воздуха через радиальный зазор. Поэтому длина лопаток меньше 30ч40 мм не допускается. Такое условие в современных компрессорах удается выполнить только при уменьшающейся по длине компрессора осевой скорости. Отношение осевых скоростей на выходе из компрессора (С КА) к его скорости на входе в компрессор (С ВА) принимается 0,5ч0,6. Уменьшение поперечного сечения проточной части компрессора может осуществляться:

При постоянном внешнем диаметре корпуса компрессора (DK) и увеличивающемся внутреннем диаметре (диаметре втулки) (DBt) (рис.2.3, а);

При постоянном диаметре втулки и уменьшающемся диаметре корпуса (рис.2.3, б);

При увеличивающемся диаметре втулки, уменьшающемся диаметре корпуса и постоянном среднем диаметре (рис. 2.3, в).

Рис. 2.3. Возможные формы проточной части многоступенчатого осевого компрессора:

а --Dк = const; б --Dвm = const; в -- Dcp = const

Наибольшее распространение получила первая схема (рис.2.3, а), так как она обеспечивает получение более высоких значений тест всех ступеней. Это объясняется следующим: с ростом окружной скорости движения лопаток РК увеличивается работа, подводимая к воздуху, возрастает степень повышения давления. При выполнении компрессора с постоянным диаметром корпуса окружная скорость лопаток РК от ступени к ступени возрастает, т.к. возрастает расстояние от лопатки до оси вращения ротора. Следовательно, увеличивается степень сжатия воздуха в компрессоре. В результате этого число ступеней можно сделать меньше. Именно по такой схеме выполнен компрессор двигателя ТВ2-117.

1.3 Назначение и конструкция ротора компрессора

Ротор является основным рабочим элементом компрессора. По конструктивному выполнению он относится к роторам барабанного типа. Такие роторы обладают достаточной изгибной жёсткостью, высокой прочностью, сравнительно малым весом и простотой конструкции.

В процессе работы двигателя на ротор действуют следующие основные нагрузки:

a) Центробежные силы собственных масс и масс рабочих лопаток;

b) Сила собственного веса;

c) Сила инерции, возникающая при эволюциях вертолёта;

d) Крутящие моменты;

e) Осевые силы;

f) Усилия от разности давлений воздуха в проточной части и внутри ротора компрессора.

Ротор компрессора состоит из трех основных узлов: рабочего колеса I ступени, ротора барабанного типа II--IX ступеней и рабочего колеса X ступени.

Диск рабочего колеса I ступени, изготовленный из стали, соединен с ротором барабанного типа шестью прецизионными болтами; между прецизионными болтами расположены три болта, крепящие кольцо воздушного лаби-

ринта передней опоры ротора компрессора. В передней части диска имеется хвостовик с внутренними шлицами для соединения с рессорой привода агрегатов. На хвостовике смонтирован кольцедержатель маслоуплотнения и роликовый подшипник. Внутрь хвостовика установлены два эксцентричных груза для устранения дисбаланса ротора по первой опоре роторов двигателя при окончательной балансировке ротора.

Рис. 3.2. Ротор компрессора:

1 - роликовый подшипник; 2 - кольцо лабиринтное; 3 - болт; 4 - груз эксцентричный; 5 - болт прецизионный; 6 - диск рабочего колеса I ступени; 7 - ротор барабанного типа; 8 - крестовина; 9 - пружина; 10 - дефлектор;

11 - втулка шлицевая; 12 - шариковый подшипник; 13 - диск рабочего колеса X ступени; 14 - болт.

Лопатки рабочего колеса I ступени компрессора закреплены в пазах диска посредством замкового соединения типа ласточкина хвоста и фиксируются в них отгибными пластинчатыми замками.

Ротор барабанного типа изготовлен из титанового сплава. Внешняя поверхность барабана имеет вид усеченного конуса с восемью кольцевыми наружными и внутренними выступами в поясах крепления лопаток. В каждом из восьми поясов на наружной поверхности барабана выполнены кольцевые выточки с профилем типа ласточкина хвоста для крепления рабочих лопаток II--IX ступеней. На барабане ротора против внутренних обойм направляющих аппаратов выполнены лабиринтные гребешки, а в поясе барабана против направляющего аппарата за VIII ступенью компрессора -- отверстия для прохода сжатого воздуха внутрь ротора. Проходя через ротор и далее через полый вал турбины, воздух поступает на охлаждение дисков турбин. Для устранения закрутки воздуха на внутренней поверхности барабана в местах отбора воздуха смонтированы три радиальных дефлектора, а на передней части диска десятого рабочего колеса смонтирован стакан с крестовиной и радиальными лопатками.

Лопатки II--IX ступеней входят в кольцевые выточки через специальные радиально направленные пазы и распределяются по окружности. От произвольного поворота по окружности лопатки фиксируют четырьмя контровоч-ными замками на каждую ступень, один усик которых входит в паз на барабане, а другой в выфрезеровку на полке лопатки.

Диск десятого рабочего колеса изготовлен из стали, крепится шестнадцатью болтами к заднему фланцу ротора барабанного типа. В задней части диска имеется хвостовик со сферической расточкой, а в центральной части -- внутренние шлицы, в которые устанавливается подвижная шлицевая втулка, соединяющая вал ротора турбины компрессора с ротором компрессора. Шлицевая втулка удерживается в сцепленном положении пружиной. На хвостовике диска монтируются лабиринтное кольцо, кольцедержатели масло-уплотнений и шариковый подшипник.

Лопатки рабочего колеса X ступени компрессора крепятся в пазах диска замковыми соединениями типа ласточкина хвоста и фиксируются в них от-гибными пластинчатыми замками.

Все лопатки ротора изготовлены из нержавеющей стали, выполнены с переменными хордой и толщиной по высоте лопатки.

Распределение рабочих лопаток ротора компрессора по ступеням:

1.4 Назначение и конструкция корпуса (корпуса 1-й опоры, переднего, среднего, заднего) компрессора

Корпус компрессора является одним из основных узлов силовой системы двигателя. По конструктивному выполнению он относится к числу разъёмных корпусов с продольным (на переднем корпусе) и поперечными разъёмами. Наличие продольного разъёма облегчает сборку переднего корпуса, а наличие поперечных разъёмов улучшает технологичность корпуса и даёт возможность подобрать соответствующие материалы для каждой его части в зависимости от условий их работы.

Внутри корпуса компрессора монтируются спремляющие аппараты и опоры ротора вместе с ротором, а снаружи- агрегаты, механизмы и коммуникации систем, обеспечивающие работу двигателя.

При работе двигателя на элементы корпуса компрессора действуют следующие основные нагрузки:

1. Аэродинамические силы Р " 1 возникающие на лопатках спрямляющих аппаратов;

2. Силы веса G;

3. Силы инерции P j , возникающие при эволюциях вертолёта;

4. Осевые силы Р ос и крутящие моменты М кр от других элементов двигателя;

5. Разность давлений воздуха в проточной части компрессора P 1 и Р 2 и в окружающей среде Р н

Корпус компрессора состоит из переднего, среднего, и заднего корпусов с направляющими аппаратами. Передний корпус -- титановый, состоит из двух половин, стягиваемых болтами.

Передний корпус соединяется с корпусом первой опоры и со средним корпусом компрессора. На корпусе размещены четыре ряда бобышек для установки поворотных лопаток спрямляющих аппаратов.

Наружная обечайка среднего корпуса компрессора совместно с наружными обоймами направляющих аппаратов и кольцами образуют двухстеноч-ную конструкцию корпуса, обеспечивающую необходимую жесткость корпуса при малой массе. Обечайка представляет собой цилиндрическую оболочку из титанового листа с приваренными фланцами, на внутренней поверхности которой приварены кольцевые бандажи. К наружной поверхности обечайки приварены кольцевая коробка перепуска воздуха из компрессора, на которой имеются два фланца для установки клапанов перепуска воздуха и лючок для замера абразивного износа лопаток направляющего аппарата VI ступени.

Рис. 4.1. Компрессор двигателя (разрез верхней части):

1 -диск рабочего колеса I ступени; 2 - корпус передний; 3 - лопатка поворотная ВНА; 4 - лопатка поворотная направляющего аппарата I ступени компрессора; 5 - рычаг; 6 - кольцо поворотное; 7 - корпус средний; 8 - обечайка среднего корпуса; 9 - коробка перепуска воздуха; 10 - фланец для установки клапана перепуска воздуха; 11 - корпус задний; 12 - скоба; 13 - полость для горячего воздуха; 14 - полукольцо ВНА.

Под коробкой в обечайке и в наружной обойме направляющего аппарата VI ступени выполнены отверстия для перепуска воздуха в коробку из проточной части компрессора.

Наружную поверхность проточной части среднего корпуса компрессора образуют чередующиеся наружные обоймы разъемных направляющих аппаратов и кольца, расположенные над рабочими лопатками. Направляющие аппараты одним из своих наружных буртов опираются на бандажи наружной обечайки.

Наружные обоймы соединены с кольцами посредством штифтов; последнее кольцо установлено на штифты заднего корпуса компрессора. Штифты воспринимают и передают на задний корпус реактивный- крутящий момент, возникающий, в направляющих аппаратах компрессора.

Для обеспечения малых радиальных зазоров между торцами рабочих лопаток и корпусами компрессора на внутренние поверхности переднего корпуса и промежуточные кольца нанесен слой сплава ЭИ435, который защищает титановые корпуса от задевания их лопатками ротора, а минимальные радиальные зазоры снижают бандажные потери (осевое перетекание воздуха по зазорам между торцами лопаток и корпусом компрессора) и повышают КПД компрессора.

Задний корпус компрессора является силовым узлом, воспринимающим тягу двигателя. Он состоит из наружного и внутреннего стальных колец и двух рядов литых лопаток -- направляющего и выходного спрямляющего аппаратов. Кольца и лопатки соединены в единый узел пайкой. Наружное кольцо имеет фланцы для соединения со средним корпусом компрессора и наружным диффузором камеры сгорания. На наружном кольце закреплены детали передних точек крепления двигателя на вертолете.

К внутреннему кольцу заднего корпуса крепится задняя опора ротора компрессора (вторая опора роторов двигателя) с шариковым подшипником.

Поворотные лопатки направляющих аппаратов I, II и III ступеней компрессора изготовлены из титанового сплава. На цапфы наружных концов лопаток установлены фторопластовые втулки.

Поворотные лопатки входного направляющего аппарата изготовлены из стали. Лопатки имеют две цапфы, оболочку и дефлектор. В полости лопаток ВНА подводится горячий воздух при включении противообледенительной системы. На цапфы установлены фторопластовые втулки. конструкция компрессор ротор помпаж

Малые цапфы лопаток входят в полукольца, каждое из которых состоит из двух частей. Полукольца образуют внутреннюю поверхность контура про-

точной части компрессора. Полукольца входного направляющего аппарата, выполненные из алюминиевого сплава, входят в проточку корпуса передней опоры ротора компрессора. Между корпусом и кольцом образована полость для горячего воздуха, поступающего по каналам в корпусе опоры при включении противообледенительной системы. Полукольца остальных направляющих аппаратов с поворотными лопатками выполнены из бронзы. Обе части полукольца соединены болтами.

Поворотные лопатки цапфами с фторопластовыми втулками установлены в бобышки переднего корпуса компрессора. На концы цапф установлены и закреплены штифтами поворотные рычаги. Свободные концы рычагов соединены пальцами с поворотными кольцами, состоящими из двух половин, соединенных по месту горизонтального разъема скобами. В пазы скоб входят сухари рычагов двух гидромеханизмов. Фторопластовые втулки применяются для уменьшения трения при повороте лопаток.

Лопатки IV--IX ступеней изготовлены из титанового сплава, направляющие и спрямляющие лопатки X ступени -- стальные.

Гидромеханизмы поворота лопаток направляющих аппаратов размещены по обе стороны компрессора на кронштейнах, расположенных на переднем и заднем фланцах переднего корпуса компрессора. Рычаги привода поворотных лопаток каждой ступени компрессора связаны с ведущим рычагом при помощи тяг, через которые производится одновременный поворот лопаток входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов I, II и III ступеней компрессора.

Применение двух гидромеханизмов поворота лопаток обеспечивает равномерное распределение нагрузок на поворотные кольца и предотвращает возможность смещения колец. Поворот лопаток осуществляется по специальной программе. Величина углов поворота лопаток каждого ряда различна и обеспечивается различной длиной рычагов гидромеханизма.

Направляющие аппараты остальных ступеней состоят из наружной и внутренней обойм, в которые впаяны лопатки.

В направляющие аппараты компрессора входит следующее количество лопаток: во входной направляющий аппарат -- 20 шт., в аппараты I, II и III ступеней -- по 32 шт., аппарат IV ступени -- 50 шт., аппарат V ступени -- 54 шт., аппарат VI ступени -- 56 шт., аппарат VII ступени -- 60 шт., аппараты VIII и IX ступеней -- по 64 шт., и аппарат X ступени (направляющие и спрямляющие лопатки) -- по 65 шт.

Передний корпус компрессора. Представляет собой цилиндр с передним, задним и продольными фланцами. На переднем фланце имеется цилиндрическая расточка для центрирования и ряд равномерных расположенных по окружности отверстий под винты крепления переднего корпуса компрессора к корпусу передней опоры ротора компрессора. Задний фланец имеет цилиндрическую расточку для центрирования и отверстия под болты соединения переднего корпуса со средним. Для герметизации на задний фланец переднего корпуса наносится слой уплотняющей мастики.

Передний корпус имеет продольный горизонтальный разъём, облегчающий его монтаж при сборке двигателя. Соединение и центрирование половин переднего корпуса осуществляется призонными болтами, а герметизация-уплотняющей мастикой.

На наружной поверхности переднего корпуса имеются четыре ряда бобышек с отверстиями для монтажа поворотных лопаток. В отверстия устанавливаются фторопластовые втулки, выполняющие роль подшипников скольжения. Во втулки устанавливаются цапфы поворотных лопаток.

Внутренняя поверхность корпуса выполнена в виде конуса (до III ступени), переходящего в цилиндр.

Средний корпус компрессора . Двухстеночной конструкции. Он состоит из обечайки, спрямляющих аппаратов IV--IX ступеней и промежуточных колец. Такого рода конструкция среднего корпуса компрессора позволяет частично разгрузить обечайку от действия реактивных крутящих моментов, возникающих от окружных составляющих аэродинамических сил, действующих на лопатки спрямляющих аппаратов IV--IX ступеней и, таким образом, обеспечить достаточную прочность и жесткость конструкции при минимальном весе.

Обечайка среднего корпуса сварной конструкции выполнена из титанового сплава ОТ4-1 и представляет собой цилиндрическую оболочку с двумя фланцами. С помощью переднего фланца средний корпус компрессора соединяется болтами с задним фланцем переднего корпуса, а с помощью заднего фланца винтами с задним корпусом компрессора. При окончательной сборке компрессора по торцам фланцев наносится слой уплотнительной пасты. На наружной поверхности обечайки приварена кольцевая коробка 8 перепуска воздуха. Под коробкой в обечайке против спрямляющего аппарата VI ступени просверлены отверстия А 08 мм для прохода воздуха из проточной части компрессора в полость коробки. На кольцевой коробке приварены: два четырехугольных фланца для монтажа клапанов перепуска воздуха за VI ступенью компрессора в атмосферу, угольник для подачи воздуха к воздушному фильтру насоса-регулятора НР-40ВР, три бобышка, расположенные в поперечной плоскости для крепленая переднею коллектора противопожарной системы, и две бобышки для установки кронштейна противообледени- тельного клапана. За кольцевой коробкой на обечайке справа вверху приварен четырехугольный фланец для крепления трубы отбора воздуха за VIII ступенью компрессора для систем вертолета. Отбор воздуха на вертолетные нужды разрешается при температуре наружного воздуха ниже +15°С. При работе двигателя на номинальном режиме на земле количество отбираемого воздуха не должно превышать 0,16 кГ/сек.

Сборка деталей внутренней стенки среднего корпуса компрессора осуществляется последовательным монтажом промежуточных колец и спрямляющих аппаратов. Соединение обеспечивается штифтами, а центрирование- буртиками и цилиндрическими расточками деталей. Перед спрямляющим аппаратом IV ступени устанавливается регулировочное кольцо, с помощью которого регулируют зазор между этим кольцом и наружным кольцом спрямляющего аппарата IV ступени. При поджатых деталях внутренней стенки среднего корпуса компрессора усилием 100± 10 кГ зазор должен быть не более О,1мм. При работе двигателя от действия окружных составляющих аэродинамических сил на лопатки спрямляющих аппаратов возникает реактивный крутящий момент, который передаётся от детали к детали с помощью штифтов. Так как этот момент от ступени к ступени возрастает, то и количество штифтов, передающих его, также растёт от двенадцати за IV ступенью до тридцати за IX ступенью.

Задний корпус компрессора. Относится к числу наиболее нагруженных узлов двигателя. Он воспринимает нагрузки, возникающие как в самом корпусе, так и от других узлов двигатели. Кроме того, он осуществляет связь силовой системы корпуса с силовой системой ротора. От него через узлы креплении двигателя передаются нагрузки на вертолет. Задний корпус состоит из наружного и внутреннего колец, двух рядов лопаток спрямляющего и выходного спрямляющего аппаратов.

Наружное кольцо изготовлено из поковки высоколегированной стали 1Х12Н2ВМФ. Впереди оно имеет фланец с торцовым центрирующим буртиком для крепления обечайки среднего корпуса компрессора и ряд штифтов для присоединения спрямляющего аппарата IX ступени. К заднему фланцу крепится наружный корпус диффузора камеры сгорания, который центрируется по опорному пояску цилиндрической части фланца. Между фланцами образован кольцевой паз, к которому установлены: вверху- узел подвески двигателя, слева, справа и внизу -- узлы крепления двигателя к раме вертолета. Внутри наружное кольцо имеет бурт. Спереди до упора в этот бурт устанавливается промежуточное кольцо X ступени, которое фиксируется от проворачивания стопором, входящим в продольный паз на внутренней поверхности наружного кольца. Сзади внутрь наружного кольца до упора в бурт устанавливается ряд лопаток спрямляющего аппарата, а затем в упор к ним -- ряд лопаток выходного спрямляющего аппарата.

Внутреннее кольцо выполнено из поковки стали 1Х12Н2ВМФ. На его наружной поверхности имеются четыре кольцевые канавки, куда устанавливаются ленты, с помощью которых припаиваются лопатки спрямляющего и выходного спрямляющего аппаратов. Внутри кольцо имеет фланец, к которому спереди крепится корпус второй опоры двигателя, а сзади -- внутренний корпус диффузора камеры сгорания.

1.5 Передняя и задняя опоры компрессора (назначение, конструк ция, смазка, суфлирование)

Первая опора роторов двигателя (передняя опора ротора компрессора) состоит из корпуса опоры, роликоподшипника, корпуса зубчатых колес и корпуса подшипников с ведущим зубчатым колесом центрального привода, рессоры, крышки, кока двигателя, деталей крепления и уплотнения. Корпус опо-

ры отлит из магниевого сплава, представляет собой наружный обод с внутренней втулкой, соединенные четырьмя профилированными стойками.

К переднему фланцу наружного обода крепится воздухозаборник вертолета, задним фланцем обода корпус опоры крепится к корпусу компрессора. На ободе корпуса опоры против стоек расположены четыре наружных фланца. На верхнем фланце крепится коробка приводов, на нижнем фланце -- нижний агрегат маслосистемы, на правом и левом фланцах -- трубы подвода горячего воздуха.

В правой нижней части обода выполнены четыре бобышки для крепления коробки электросистемы двигателя. В вертикальных стойках выполнены отверстия, через которые проходят рессоры передачи крутящего момента от центрального привода к агрегатам коробки приводов и к нижнему маслоагрегату, и каналы для подвода и слива масла. Внутрь горизонтальных стоек вмонтирован воздушный коллектор, состоящий из стальных трубок, по которым подводится горячий воздух в лопатки входного направляющего аппарата компрессора. По одной из трубок подводится горячий воздух для обогрева стоек корпуса опоры, лопаток ВНА компрессора и кока двигателя. Внутри втулки корпуса опоры смонтированы: корпус привода, отлитый из магниевого сплава, рессора передачи крутящего момента от турбины компрессора (через ротор компрессора) к центральному приводу, корпус подшипников, собранный с ведущим зубчатым колесом привода, крышка первой опоры и наружное кольцо роликоподшипника ротора компрессора.

Корпус привода (ведомых зубчатых колес) крепится к корпусу опоры, а крышка первой опоры крепится к корпусу подшипников ведущего зубчатого колеса, закрепленного на корпусе.

Кок двигателя состоит из профилированной наружной стенки и внутреннего дефлектора, изготовленных из алюминиевого сплава, и крепится к крышке шпилькой, ввернутой в переднюю часть крышки. При включенной противообледенительной системе в полость между наружной стенкой и дефлектором кока поступает горячий воздух, который омывает изнутри стенку и через отверстия в коке выходит в проточную часть воздухозаборника.

В профилированных стойках корпуса опоры предусмотрена система каналов различного назначения. Так, в верхней стойки проходят каналы, предназначенные для:

1. Подвода воздуха на обогрев передней кромки стойки;

2. Размещение рессоры передачи крутящего момента к коробке приводов:

3. Замера давления воздуха в верхней наружной полости корпуса цен- трального привода (не используется):

4. Подача масла на смазку подшипника передней опоры и деталей центрального привода:

5. Наддува предмасляной полости передней опоры.

Рис. 5.2. Первая опора роторов двигателя (разрез):

1- корпус подшипников; 2- корпус привода; 3- корпус опоры; 4- рессора передачи к коробке приводов; 5- жиклёр; 6- стопор; 7- упругий элемент; 8- крышка; 9- кольцо маслоуплотнительное; 10- колбцедержатель;

II- роликовый подшипник; 12- корпус роликового подшипника; 13- кольцо регулировочное; 14- рессора передачи к центральному приводу; 15- рессора передачи к нижнему маслоагрегату; 16- крышка первой опоры; 17- кок двигателя.

Внутреннее кольцо роликоподшипника закреплено на передней шейке ротора компрессора, а наружное кольцо монтируется в стальном корпусе подшипника. Величина перемещения кольца в осевом направлении обеспечивается подбором кольца по толщине. Между сопрягаемыми цилиндрическими поверхностями наружного кольца роликоподшипника и корпусом подшипника монтируется упругий элемент, состоящий из двух стальных втулок -- наружной втулки зигзагообразного профиля с рабочими площадками на выступах и внутренней цилиндрической втулки. Зигзагообразный профиль наружной втулки обеспечивает перемещение упругого элемента, при котором гасятся радиальные колебания ротора компрессора. Цилиндрическая втулка предохраняет внутренние рабочие площадки наружной втулки от износа в случае поворота наружного кольца роликоподшипника. Провороту втулок упругого элемента препятствует стопор.

Масляная полость первой опоры сзади уплотнена контактно-кольцевым уплотнением, состоящим из трех чугунных колец, кольцедержателя и корпуса подшипника 12 с азотированной внутренней задней цилиндрической поверхностью.

Для создания воздушного подпора контактно-кольцевого уплотнения имеется полость Е, которая поддувается воздухом, отбираемым из диффузора камеры сгорания. Воздушная полость Е уплотнена гребешковым лабиринтным уплотнением. На внутренней цилиндрической поверхности крышки 8, по которой работают гребешки лабиринта, имеется слой навулканизированной резины.

Перепад давлений для подбора лабиринтных уплотнений между воздушной и масляной полостями обеспечивается жиклером в штуцере диффузора камеры сгорания.

Зубчатые колеса и подшипники первой опоры смазываются маслом. Масло на смазку и охлаждение деталей передней опоры подаётся от верхнего масляного агрегата под давлением 3- 3,5 кГ/см 2 через жиклёр 5 (см. рис. 5.2.) и далее по каналам в корпусе передней опоры и в корпусе центрального привода поступает на смазку деталей центрального привода и к форсунке. Из форсунки масло выходит в виде струи, направленной в зазор между бронзовым сепаратором и внутренним кольцом роликоподшипника. Суммарный расход масла на смазку деталей центрального привода и роликоподшипника передней опоры составляет 2,3 +0,5 л/мин, а расход масла через форсунку -- 0,8 +0,2 л/мин. Масляная полость передней опоры герметично отделена от полости коробки приводов, спереди она закрыта крышкой 2, а сзади- контактно- кольцевым уплотнением и гребешковым лабиринтом, с наддувом воздуха между ними. Масляная полость сообщена с откачивающей секцией нижнего масляного агрегата. При работе двигателя из этой полости вместе с маслом откачивается и некоторое количество воздуха. Масло с воздухом перекачивается через масляный радиатор в маслобак, где воздух выделяется из масла и через расширительный бачок выходит в атмосферу.

Таким образом, в масляной полости передней опоры устанавливается примерно атмосферное давление. На наддув предмасляной полости воздух поступает от штуцера наружного корпуса диффузора камеры сгорания, проходит по внешней трубке, штуцеру, расположенному слева вверху на корпусе передней опоры, и далее по внутренним каналам корпуса опоры попадает в эту полость. Необходимый для воздушного подпора перепад давлений между предмасляной и масляной полостями регулируется в пределах 0, 05- 0, 3 кг/см 2 подбором жиклёра, который монтируется на штуцере наружного корпуса диффузора камеры сгорания. Так как в предмаслянной полости давление несколько выше, чем в масляной, то чистый воздух из этой полости может частично проходить через гребешковый лабиринт в воздушный тракт двигателя и через контактно- кольцевое уплотнение-- в масляную полость передней опоры, но его количество ограничено.

Вторая опора роторов двигателя (задняя опора ротора компрессора) представляет собой однорядный шариковый радиально- упорный подшипник, который, помимо нагрузки от веса ротора и неуравновешенных масс, воспринимает суммарную нагрузку, равную разности осевых сил от ротора компрессора и ротора турбины. Он фиксирует ротор турбокомпрессора двигателя относительно корпуса в осевом направлении.

Стальной корпус опоры крепится через фланец направляющего аппарата X ступени компрессора к внутреннему фланцу диффузора камеры сгорания, а корпус лабиринтов, выполненных из титанового сплава, соединен болтами с корпусом опоры. В задней части корпуса опоры выполнена расточка под наружное кольцо шарикоподшипника; в передней части корпуса выполнены две втулки -- наружная для воздушного и внутренняя для масляного уплотнений полости опоры. В стенках корпуса опоры выполнены пять эллипсных отверстий для слива масла и одиннадцать отверстий для перепуска воздуха из полости Л в полость Б, просочившегося через передний лабиринт. В корпусе лабиринтов имеется одиннадцать отверстий, совпадающих с отверстиями корпуса опоры.

Воздух, просочившийся через задний лабиринт, по восьми отверстиям в корпусе лабиринтов также отводится в полость Б, откуда по двум трубкам 9 и алюминиевым патрубкам выбрасывается в атмосферу. Необходимый дли воздушного подпора уплотнений перепад между воздушной и масляной полостями опоры устанавливается жиклером.

Разъемное внутреннее кольцо шарикоподшипника совместно с лабиринтом, регулировочным кольцом и кольцедержателями закреплено на задней шейке ротора компрессора, а наружное кольцо его смонтировано в корпусе опоры. Перемещение наружного кольца в осевом направлении обеспечивается подбором регулировочного кольца. Между сопрягаемыми цилиндрическими поверхностями наружного кольца шарикоподшипника и корпуса опоры установлен упругий элемент, по конструкции аналогичный упругому элементу первой опоры. Втулки упругого элемента зафиксированы от проворачивания стопором.

Рис. 5.3. Вторая опора роторов двигателя (разрез и вид спереди):

1- шариковый подшипник; 2- корпус опоры; 3- стопор; 4- форсунка;

5- штуцер подвода масла; 6- трубка подвода масла; 7- корпус лабиринтов; 8 и 14- втулки; 9- трубка отвода воздуха; 10- жиклёр; 11 и 18- кольцедержатель; 12 и 17- кольца маслоуплотнительные; 13- штуцер слива масла; 15 и 19- кольца регулировочные; 16- упругий элемент; 20- бандажная втулка.

Масляная полость опоры отделена от воздушных полостей контактно-кольцевыми уплотнениями и гребешковыми лабиринтами. Контактно-кольцевые уплотнения состоят из шести чугунных колец, кольцедержателей и втулки с азотированной внутренней цилиндрической поверхностью. Внутренние цилиндрические поверхности втулки и корпуса опоры, по которым работают гребешковые лабиринты, покрыты специальной мастикой, обеспечивающей минимальные зазоры между гребешками лабиринтного уплотнения.

Для смазки и охлаждения шарикоподшипника задней опоры ротора двигателя масло подаётся под давлением 3-- 3,5 кГ/см 2 от верхнего масляного агрегата к штуцеру. Затем оно проходит по трубке, отверстию в стенке конусной втулки корпуса лабиринтов и попадает в дуговую полость, откуда по трём осевым отверстиям подаётся к масляным форсункам. Струя выходящего из форсунок масла направлена в зазор между сепаратором и внутренним кольцом шарикоподшипника. Таким образом, обеспечивается интенсивная струйная трёхточечная смазка и охлаждение трущихся поверхностей шарикоподшипника. Суммарный расход масла через форсунки равен 4,5 +0,5 л/мин.

Суфлирование полостей задней опоры обеспечивается двумя путями: суфлированием предмасляных полостей и суфлированием масляной полости опоры.

Суфлирование предмасляных полостей осуществляется следующим образом: воздух, поступающий под высоким давлением из полости за рабочим колесом X ступени компрессора к переднему уплотнению опоры, частично прорывается через двухрядный гребешковый лабиринт, а воздух, поступающий из полости за X ступенью компрессора в полость внутреннего диффузора камеры сгорания, проникает через гребешковый лабиринт заднего кольце-держателя.

Масляная полость задней опоры (полость подшипника) сообщается с атмосферой через трубку, штуцер, внешнюю трубу и приводной центробежный суфлёр, расположенный в коробке приводов. В центробежном суфлёре происходит отделение паров масла. Воздух отводится в атмосферу, а масло сливается в полость коробки приводов.

Таким образом, в масляной полости устанавливается примерно атмосферное давление, которое ниже, чем давление в предмасляных полостях. Поэтому масло из масляной полости не может попасть в предмасляные, а значит, и в газовоздушный тракт двигатель. Из предмасляных же полостей суфлирование в полость подшипника непрерывно будет перетекать некоторое количество воздуха. Однако за счёт контактно- кольцевых уплотнений оно ограничено до минимума, поэтому исключается сдув масла с подшипника.

1.6 Физическая сущность помп ажа и причины его возникновения

Помпажем называют неустойчивый режим работы компрессора, связанный с периодическим возникновением и развитием срывов потока воздуха с лопаток рабочих колес и спрямляющих аппаратов, что вызывает местные (по тракту двигателя) колебания воздушных масс.

Межлопаточные каналы всех ступеней компрессора профилируются исходя из расчётного режима работы (номинального режима).

При работе компрессора на не расчётном режиме параметры потока воздуха (давление, температура, скорость и плотность) в течения проточной части изменяются. Проходные сечения, подобранные для расчётного режима, в этом случае не будут соответствовать новым значениям параметров воздушного потока, и при изменении углов набегания потока на лопатки возможен его срыв и образование завихрений. Как правило, эти срывы и завихрения потока при неблагоприятных условиях происходят на части ступеней, вызывая неустойчивую работу, или помпаж всего компрессора.

Наибольшее влияние на возникновение помпажа оказывает частота вращения ротора. При уменьшении её по сравнению с расчётными значениями уменьшаются расход воздуха, степень повышения давления и мощность, потребляемая компрессором.

Уменьшение Gв приводит к уменьшению осевой скорости и разрыву потока, что и вызывает появление срывов на первых ступенях компрессора. При этом последние ступени могут работать в турбинном режиме или в режиме запирания.

Срыв потока происходит и при постоянной частоте вращения при изменении расхода воздуха Gв, связанном с изменением атмосферных условий или с особенностями работы и управления двигателем.

Итак, периодические срывы потока, возникшие в компрессоре при появлении помпажа, являются мощными источниками, возбуждающими колебания воздушных масс с большой амплитудой, что приводит к выбросу воздуха из компрессора во входное устройство, к вибрациям и даже поломкам лопаток компрессора, нарушению нормального, устойчивого сгорания топливо-воздушной смеси в камере сгорания, повышению температуры газа перед турбиной, к значительному снижению мощности турбины и т. д. Вот почему неустойчивая работа компрессора недопустима.

В процессе технической эксплуатации газотурбинных двигателей неустойчивая работа компрессора может возникнуть при запуске, на переходных режимах и на максимальных оборотах.

При запуске двигателя, особенно в условиях низких температур, помпаж может произойти:

1. по причине малых секундных расходов воздуха и малых значений р к на малых оборотах;

2. при слишком раннем отключении стартера или недостаточном напряжении источников питания;

3. при резком увеличении подачи топлива.

При работе двигателя на максимальных оборотах также возможно появление помпажа из-за рассогласовании в работе первых и последних ступеней компрессора. Отклонение оборотов ротора компрессора от расчетных в сторону увеличении приводит к появлению звуковых и даже сверхзвуковых скоростей на лопатках первых ступеней, что приводит к работе этих ступеней на режиме запирания.

Изменение р к вызывает изменение соотношения плотностей воздуха перед последней (z-й) и первой ступенями, что видно из выражения;

где п-- показатель политропы сжатия воздуха в компрессоре р к - степень повышения давления воздуха в ступенях, расположенных перед последней ступенью. На любом установившемся режиме работы компрессора имеет место равенство расходов воздуха через все его ступени, в том числе и через первую и последнюю, то есть где: Gв 1 = C 1 ·P 1 ·F 1 ·G BZ = C Z ·P Z ·F Z .

Из выражений видно, что плотность воздуха перед первой ступенью р 1 может изменяться за счет изменения расхода воздуха, а перед последней ступенью -- кроме того, еще и вследствие изменения р к . Таким образом, при изменении режима работы двигателя плотность воздуха перед последней ступенью изменяется в большей степени, чем перед первой. Посмотрим, как это отразится на характере обтекания лопаток первой и последней ступеней компрессора, например, при уменьшении частоты вращения ротора компрессора ниже расчетного значения. При уменьшении частоты вращения ротора (nv) происходит уменьшение степени повышения давления (р к v|) и расхода воздуха (Gвv). Если бы не было влияния р к на соотношение плотностей то вследствие уменьшения расхода воздуха произошло бы уменьшение скоростей приблизительно пропорционально уменьшению окружной скорости и треугольники скоростей на новом режиме остались бы подобными треугольникам скоростей на расчетном режиме. При этом остались бы неизменными и равными расчетным углы атаки потока на лопатки первой и последней ступеней. С учетом влияния р к на изменения картина «деформации» треугольников скоростей будет выглядеть несколько иначе.

При уменьшении частоты вращения ротора одновременно происходит снижение расхода воздуха (Gвv) и снижение степени повышения давления компрессора (р к v|). Снижение Gв приводит к уменьшению скорости его движения через все ступени компрессора. Снижение р к, наоборот, приводит к увеличению объема воздуха, что при неизменной площади проточной части способствует увеличению скорости его движения. В результате совместного влияния этих двух причин перед последней ступенью произойдет лишь небольшое уменьшение CZ. Это приведёт к уменьшению углов атаки на лопатках РК z-й ступени.

1.7 Меры пре дупреждения помпажа компрессора

Регулирование осевого компрессора применяется для обеспечения его устойчивой работы и высоких значений як на всех рабочих режимах двигателя.

В рассмотренных нами случаях первопричиной помпажа и помпажного срыва является возникновение и развитие срыва потока со спинок лопаток компрессора. Поэтому основным способом предотвращения неустойчивой работы (регулирования) компрессора в различных условиях эксплуатации является уменьшение углов атаки в тех ступенях, где они оказываются близкими к критическим.

Необходимо знать:

Эксплуатационные причины помпажа;

Признаки возникновения помпажа;

Последствия помпажа

Компрессор двигателя ТВ2-117А имеет конструктивные меры борьбы с помпажем: клапаны перепуска воздуха (КПП) и поворотные лопатки ВНА и НА.

Эксплуатационные причины помпажа

* запуск двигателя с ранним отключением стартера;

* запуск двигателя при попутной или боковой скорости ветра, превышающей допустимую;

* отказ или неправильная работа агрегатов механизации компрессора (КПВ и поворотных лопаток ВНА и НА);

* попадание посторонних предметов на вход в двигатель;

...

Подобные документы

Анализ конструкции компрессора высокого давления. Характеристика двигателя РД-33, анализ его основных технических данных. Назначение рабочих лопаток осевого компрессора. Особенности расчета замка лопатки, деталей камеры сгорания и дисков рабочих колес.

курсовая работа , добавлен 27.02.2012


Устройство, принцип действия осевого компрессора. Предварительный расчет осевого компрессора. Поступенчатый расчёт компрессора по средней линии тока. Профилирование рабочего колеса (спрямляющего аппарата). Расчёт треугольников скоростей по высоте лопатки.

курсовая работа , добавлен 19.07.2010


Описание конструкции компрессора газотурбинного двигателя. Расчет вероятности безотказной работы лопатки и диска рабочего колеса входной ступени дозвукового осевого компрессора. Расчет надежности лопатки компрессора при повторно-статических нагружениях.

курсовая работа , добавлен 18.03.2012


Особенности устройства осевых компрессорных машин. Принцип действия осевого компрессора, его характеристики. Универсальная характеристика осевого компрессора, осуществление регулирования его работы (изменения производительности) изменением числа оборотов.

презентация , добавлен 07.08.2013


Характеристика центробежного компрессора, который состоит из корпуса и ротора, имеющего вал с симметрично расположенными рабочими колёсами. Расчёт центробежного компрессора и осевой турбины. Общие положения об агрегате усилия компрессора и турбины.

курсовая работа , добавлен 10.07.2011


Проектирование осевого компрессора и профилирование лопатки первой ступени компрессорного давления. Расчет параметров планов скоростей и исходные данные для профилирования рабочей лопатки компрессора, её газодинамические и кинематические параметры.

контрольная работа , добавлен 22.02.2012


Расчет на прочность узла компрессора газотурбинного двигателя: описание конструкции; определение статической прочности рабочей лопатки компрессора низкого давления. Динамическая частота первой формы изгибных колебаний, построение частотной диаграммы.

курсовая работа , добавлен 04.02.2012


Технологическое назначение и схема компрессора марки 205 ГП 40/3,5. Описание конструкции оборудования, его материальное исполнение. Монтаж и эксплуатация компрессора, требования к эксплуатации оборудования. Расчет, проверка прочности цилиндра компрессора.

контрольная работа , добавлен 30.03.2010


Рассмотрение основ работы компрессора К-7000-41-1, предназначенного для подачи сжатого воздуха в доменную печь. Расчет показателей для построения графиков зависимости газодинамических характеристик компрессора при постоянной частоте вращения ротора.

курсовая работа , добавлен 16.01.2015


Проект двигателя для привода газоперекачивающего агрегата. Расчет термодинамических параметров двигателя и осевого компрессора. Согласование параметров компрессора и турбины, профилирование компрессорной ступени. Газодинамический расчет турбины на ЭВМ.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. ДВИГАТЕЛЬ ТВ2-117А

Двигатель ТВ2-117А сконструирован в КБ Изотова в 1963 году специально для вертолета Ми-8. Применение 2-х двигателей повисело безопасность полета. электродвигатель турбина компрессор радиатор

Двигатель состоит из следующих основных узлов и систем:

Входного устройства;

Осевого компрессора;

Камеры сгорания;

Турбины компрессора;

Свободной турбины;

Выходного устройства;

Передач и приводов;

Системы смазки и суфлирования;

Топливной системы;

Системы автоматического управления и регулирования;

Гидравлической системы;

Системы запуска;

Противообледенительной системы;

Противопожарной системы.

Общий вид двигателя ТВ2-117A:

а - слева; б - справа; 1- агрегат КА- 40; 2- штуцер суфлирования; 3- агрегат НР- 4ОВА; 4- стартер- генератор ГС- 18ТО; 5- агрегат ИМ- 40; 6- пусковой воспламенитель; 7- коллектор термопар; 8- трубопровод суфлирования; 9- кронштейн датчика манометра топлива; 10- штуцер подвода топлива в агрегат НР- 40ВА; 11 -- гидромеханизм; 12 -- клапан перепуска воздуха; 13- блок электромагнитных клапанов с клапаном постоянного давления; 14,26- штуцеры суфлирования II опоры роторов двигателя; 15- противопожарный коллектор; 16- дренаж; 17- агрегат РО- 4ОИ; 18- узлы для подвески двигателя; 19- агрегат СО- 40; 20- фланец отбора воздуха; 21- масляный фильтр; 22- штуцер подвода масла из масляного бака; 23- фланец суфлирования III опоры роторов двигателя; 24- колодка термопар; 25- блок дренажных клапанов; 27- клапан перепуска воздуха, 28- пpoтивообледенительный клапан; 29- гидромеханизм; 30- штуцер выхода масла из двигателя; 31- кронштейн датчика манометра масла; 32- пробка слива масла.

Особенности конструкции двигателя:

1. Наличие свободной турбины НВ, что позволяет:

Иметь независимую от n тк частоту вращения НВ;

Облегчает раскрутку ТК при запуске;

Исключает необходимость муфты включения.

2. Наличие автоматической системы регулирования, что позволяет управлять работой двигателя на любом этапе от запуска до выключения в различных эксплуатационных условиях.

Основные технические данные двигателя

Тип двигателя………газотурбинный, со свободной турбиной

Габариты двигателя в мм

длина с агрегатами и выхлопной трубой….............2835

ширина……………………………547

высота…………………………….745

Сухой вес двигателя в кг…….....330±2%

Направление вращения (если смотреть по полету):

компрессора……………………….левое

турбины компрессора…………левое

свободной турбины………………….левое

Компрессор:

тип………………………...осевой

количество ступеней……………………10

степень повышения статического давления на взлетном режиме (Н=0, V=0, ВСА-6)……… …………………не более 6,6

Камера сгорания………………кольцевая, с восемью головками для форсунок

Турбина компрессора…………..осевая, двухступенчатая

Свободная турбина…………………..осевая, двухступенчатая

Выхлопная система…………..…нерегулируемая, выхлоп через патрубок расположенный под углом 60 к оси двигателя

Допустимое время непрерывной работы двигателя в мин не более:

на взлетном режиме…………6 на номинальном режиме……...60

на крейсерском режиме…без ограничений

на малом газе…………………….20

1.1 ОСНОВНЫЕ УЗЛЫ И АГРЕГАТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Компрессор двигателя сжимает поступающий из атмосферы воздух и подает его в камеру сгорания. Компрессор -- осевого типа, десятиступенчатый, однокаскадный с поворотными лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) первых трех ступеней. Наличие поворотных лопаток улучшает условия запуска двигателя и обеспечивает высокий КПД и устойчивую работу компрессора в рабочем диапазоне оборотов. Компрессор состоит из корпуса, входного направляющего аппарата, направляющих аппаратов ступеней, ротора с рабочими лопатками, опор ротора компрессора и профилированного кока. На компрессоре установлены клапаны перепуска воздуха из полости за шестой ступенью.

Камера сгорания -- кольцевая с восемью горелками, крепится передней входной частью к спрямляющему аппарату компрессора, а задней частью к сопловому аппарату турбины компрессора. Камера сгорания состоит из следующих основных узлов: наружного и внутреннего корпусов диффузора, кольцевой жаровой трубы с восемью завихрителями, корпуса камеры сгорания, восьми рабочих форсунок и двух пусковых воспламенителей.

Турбина компрессора -- двухступенчатая, осевая,служит для вращения компрессора и агрегатов двигателя. Турбина состоит из ротора, корпуса, двух сопловых аппаратов и опор.Свободная турбина--двухступенчатая, осевая; крутящий момент от нее передается на главный редуктор. Турбина состоит из ротора, двух сопловых аппаратов и опор. Передача крутящего момента осуществляется главным приводом, состоящим из корпуса привода, вала-рессоры, коробки и шлицевой втулки привода регулятора оборотов.

Выхлопная труба двигателя состоит из выхлопного патрубка, кожуха и стяжной ленты. Выхлопной патрубок крепится к четвертой опоре двигателя (передняя опора свободной турбины). Коробка приводов агрегатов установлена в передней части двигателя. На коробке приводов устанавливаются следующие «агрегаты: стартер-генератор ГС-18ТО, топливный насос-регулятор НР-40ВР, командный агрегат КА-40, плунжерный насос ПН-40Р, датчик Д-2 счетчика оборотов турбокомпрессора, верхний маслоагрегат с фильтром. На двигателе применена воздушная система охлаждения горячих деталей и узлов двигателей, работающих в зоне высоких температур.

Масляная система двигателя выполнена по открытой замкнутой схеме с принудительной циркуляцией масла под давлением. В маслосистеме двигателя применяется синтетическое масло Б-ЗВ с хорошими смазывающими свойствами, высокой термохимической стабильностью и низкой температурой застывания, что обеспечивает запуск двигателя без подогрева масла при температуре окружающей среды до минус 40° С. Маслосистема включает в себя верхний и нижний масляные агрегаты двигателя, трубопроводы двигателя и магистральные трубопроводы, установленные на вертолете, воздушно-масляный радиатор, суфлерный бачок и маслобак.

Система суфлирования двигателя предназначена для обеспечения работы масляных уплотнений и воздушно-масляных лабиринтов с целью устранения выброса масла через уплотнения. Система состоит из суфлирующих каналов, трубопроводов и приводного центробежного суфлера.

Топливная система предназначена для обеспечения питания двигателя топливом и регулирования режимов работы двигателя путем изменения подачи топлива в камеру сгорания. В топливную систему двигателя входят следующие агрегаты: насос-регулятор НР-40ВР, регулятор оборотов РО-40ВР, синхронизатор мощности СО-40, исполнительный механизм ограничителя температуры газов ИМ-40, клапан постоянного давления системы запуска, блок дренажных клапанов, рабочие топливные форсунки, пусковые воспламенители и топливные магистрали.

Насос-регулятор НР-40ВР установлен на коробке приводов и обеспечивает подачу топлива к форсункам двигателя, поддержание заданного числа оборотов турбины компрессора, подачу топлива по заданному закону при запуске и разгоне двигателя от режима минимальных оборотов и промежуточных режимов до максимального режима, ограничения подачи топлива в зависимости от степени сжатия воздуха в компрессоре, ограничение максимального расхода топлива и максимальной температуры газов, распределение топлива по двум контурам рабочих форсунок, останов двигателя с помощью стоп-крана.

Регулятор оборотов РО-40ВР поддерживает заданные обороты свободной турбины, воздействуя на сервомеханизм дозирующей иглы НР-40ВР подачи топлива.

Синхронизатор мощности установлен на среднем корпусе компрессора и предназначен для поддержания одинаковых мощностей двигателей.

Исполнительный механизм ограничителя максимальной температуры газов ИМ-40 ограничивает рост температуры газов выше заданной величины путем воздействия на сервомеханизм насоса-регулятора НР-40ВР, который уменьшает подачу топлива в камеру сгорания двигателя, а также ограничивает уменьшение числа оборотов ротора компрессора ниже заданных.

Дренажная система двигателя обеспечивает слив топлива и масла из камеры сгорания, корпуса турбины и полостей четвертой опоры; слив топлива из магистралей рабочих форсунок после остановки двигателя; капельный слив из агрегатов топливной и гидравлической систем. Капельный дренаж из сальников приводов агрегатов НР-40ВР и РО-40ВР отводится по отдельной трубке в дренажный бачок, установленный на вертолете.

Системы регулирования и управления двигателем обеспечивают:

Запуск двигателя на земле и в воздухе;

Управление двигателем на установившихся режимах работы;

Управление двигателем на переходных режимах (приемистость и сброс газа);

Ограничение максимальных оборотов ротора компрессора, расхода топлива, температуры газов перед турбиной и максимальной степени сжатия за компрессором;

Поддержание оборотов несущего винта в заданном пределе;

Выравнивание мощностей обоих двигателей, работающих совместно, а также автоматическое увеличение мощности одного из двигателей при отказе другого.

Система запуска двигателя служит для автоматического запуска двигателя на земле и в полете. В систему запуска входят: электрическая система питания и запуска СПЗ-15, система зажигания и топливная аппаратура системы запуска.

Система СПЗ-15 предназначена для питания бортовой сети вертолета постоянным током и обеспечения автоматического запуска двигателей. К агрегатам системы СПЗ-15, участвующим в процессе запуска, относятся: стартер-генератор ГС-18ТО, пусковая панель ПСГ.-15, шесть аккумуляторных батарей 12САМ-28.

Система зажигания обеспечивает воспламенение топливо-воздушной смеси при запуске двигателя на земле и в полете. Система зажигания включает в себя: агрегат зажигания СКНА-22-2А, две полупроводниковые свечи зажигания СП-18УА, блок электромагнитных клапанов.

Топливная аппаратура системы запуска состоит из двух пусковых воспламенителей и топливного клапана постоянного давления.

Система ограничения температуры газов предназначена для автоматического ограничения повышения температуры газов перед турбиной компрессора

путем уменьшения подачи топлива к рабочим форсункам двигателя. В систему ограничения температуры входят: комплект термопар, усилитель ограничителя температуры УРТ-27, исполнительный механизм ИМ-40 с электромагнитом МКТ-4-2.

Гидравлическая система двигателя выполняет следующие функции:

Осуществляет поворот лопаток направляющих аппаратов компрессора первой, второй, третьей ступеней и лопаток входного направляющего аппарата по заданной программе в зависимости от оборотов двигателя и температуры воздуха на входе в двигатель;

Выдает при запуске на заданных оборотах двигателя электрические сигналы: на отключение пускового соленоида и включение регулятора тока

генератора, на отключение стартера, на снятие блокировки противообледенительной системы;

Закрывает на заданных оборотах двигателя клапаны перепуска воздуха из компрессора;

Выдает сигнальное давление на механизм ограничителя температуры газов по физическим оборотам турбины компрессора.

В гидравлическую систему входят: плунжерный насос ПН-40Р, командный агрегат КА-40, два гидромеханизма, клапаны перепуска воздуха и клапан противообледенения.

Противообледенительная система двигателя предназначена для защиты от обледенения входной части двигателя, что достигается обогревом подверженных обледенению мест входной части двигателя горячим воздухом, отбираемым из полости между кожухом и жаровой трубой камеры сгорания. Противообледенительная система двигателя включает в себя трубу отбора горячего воздуха, клапан с электромагнитом ЭМТ-244, две трубы подвода горячего воздуха от клапана к корпусу первой опоры. Сигнализация обледенения, агрегаты автоматического и ручного включения, автоматика подачи горячего воздуха в систему установлены на вертолете.

1.2 МАСЛОСИСТЕМА ДВИГАТЕЛЕЙ

Для каждого двигателя предусмотрена самостоятельная маслосистема, выполненная по схеме, которая приведена. Маслосистема состоит из маслобаков, суфлерных бачков, маслорадиаторов, трубопроводов и блока сливных кранов.

Маслонасос двигателя подает масло из бака в каналы внутренней маслосистемы двигателя для смазки коробки приводов, подшипников рабочей и свободной турбин, валов и других трущихся деталей. После смазки масло откачивающими насосами по трубопроводам подается в маслорадиаторы, где охлаждается, и затем по трубопроводам поступает в маслобак. Температура масла замеряется на выходе из двигателя.

Суфлирование маслобака осуществляется через установленный на входном туннеле двигателя суфлерный бачок, который связан с атмосферой трубопроводом суфлирования. Чтобы предотвратить образование в суфлерных трубопроводах воздушно-масляных пробок, нижние их точки соединены с дренажным бачком. Двигатели суфлируются через центробежные суфлеры, соединенные с атмосферой трубопроводом, проложенным вдоль борта вертолета. Каждый двигатель имеет свой маслобак, установлпнный между входным туннелем двигателя и капотом. На маслобаке имеется заливная горловина, масломер, сливной кран, штуцер для подачи масла в двигатель, штуцер для масла, поступающего в бак из маслорадиатора, и штуцер суфлирования маслобака. Маслобаки, изготовленные из материала АМцА-М -- сварной конструкции. Внутри бака имеются три перегородки, одна из которых находится в центральной части бака, а две в местах расположения лент крепления, притягивающих баки к литым ложементам, установленным на обшивке потолка центральной части фюзеляжа. Всего в маслосистеме каждого двигателя находится 16 л масла, в том числе: в маслобаке 10 л, в двигателе 1,5 л, в маслорадиаторе 2,2 л и в трубопроводах 2,3 л.

Воздушно-масляные радиаторы (изд. 2281-1) (поодному на двигатель) -- паяные, изготовлены из алюминиевого сплава. Радиаторы предназначены для охлаждения масла двигателя. Горячее масло, циркулируя по плоским трубкам, отдает свое тепло воздуху, протекающему между трубками.

В конструкцию маслорадиаторов входит терморегулятор, поддерживающий температуру масла в заданных пределах. Для слива масла из маслобаков служат краны. Для слива масла из маслссистем правого и левого двигателей служит блок сливных кранов. Слив масла через краны,соединенные трубопроводом с блоком сливных кранов, может производиться из обоих баков одновременно. Блок сливных кранов дает возможность сливать масло из маслосистем каждого двигателя поочередно. Блок кранов установлен между шпангоутами № 7 и 8, справа на потолке центральной части фюзеляжа, в редукторном отсеке. Маслопровод выполнен из труб АМг-М и гибких рукавов с соединениями по наружному конусу. На вертолетах выпуска 1970 г. вместо блока сливных кранов в маслосистеме каждого двигателя, за противопожарной перегородкой в редукторном отсеке, устанавливаются по два унифицированных сливных крана. Один из этих кранов обеспечивает слив масла из маслобака и маслорадиатора, а другой из маслорадиатора и двигателя.

1.3 ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Топливная система состоит из одного расходного и двух подвесных баков, агрегатов системы, арматуры и трубопроводов. Для увеличения дальности и продолжительности полета могут быть установлены в кабине центральной части фюзеляжа один или два дополнительных топливных бака. Топливо из подвесных баков двумя насосами ЭЦН-75 подается по двум трубопроводам в расходный бак. Топливный насос ЭЦН-75 -- электроприводной, центробежный, одноступенчатый, смонтирован непосредственно с электродвигателем.

Насос состоит из электродвигателя, корпуса,крышки и крыльчатки. К фланцу корпуса насоса при помощи шпилек и гаек крепится электродвигатель. С другой стороны к корпусу крепится винтами крышка с отверстием для прохода топлива. Внутри корпуса насоса расположена крыльчатка, привод которой осуществляется от электродвигателя.

Основные технические данные ЭЦН-75

Питание электродвигателя от сети постоянного

тока напряжением в В……………27+10%

Направление вращения приводного вала насоса правое

Производительность в л/час…………… 750

Перепад давления, создаваемый насосом в кГ/см*………………….…...0,8

Электродвигатель………………………..МП-50С

Вес насоса в кг…………………………..……….1,3

В расходном баке установлен поплавковый дозировочный клапан, предохраняющий бак от переполнения при перекачке топлива из подвесных баков. Из расходного бака топливо с помощью двух насосов ПЦР-1Ш, которые работают одновременно, отдельным трубопроводам подается к левому и правому двигателям. Система трубопроводов и обратных клапанов обеспечивает питание двигателей от любого из двух подкачивающих насосов в случае отказа одного из них.

Топливный насос ПЦР-1Ш -- центробежный, смонтирован непосредственно с электродвигателем. Насос внебакового расположения состоит из электродвигателя, корпуса, крышки с фильтром и крыльчатки. К корпусу насоса с одной стороны крепится винтами крышка с сетчатым фильтром, а с другой -- электродвигатель, который осуществляет привод крыльчатки насоса.

Основные технические данные ПЦР-1Ш

Питание электродвигателя от сети постоянного тока напряжением в В………27

Направление вращения……………...левое

Производительность в л/час…………………….. .2100

Электродвигатель…………..МП-ЮОБ1 или МП-100Б2

Вес насоса в кг…………..2,85

Работа топливных насосов ПЦР-1Ш и ЭЦН-75 контролируется тремя световыми табло, которые находятся на левой панели верхнего электропульта летчиков. Сигнализаторы давления СД-29А подключены к нагнетающим магистралям за этими насосами и крепятся вверху справа к шпангоуту № 12 центральной части фюзеляжа. Наличие топлива в баках контролируется поплавковым топливомером СКЭС-2027А, датчики которого установлены на топливных баках, а указатель на приборной доске в кабине экипажа. Когда в расходном баке остается 300 л топлива, в кабине экипажа загорается световое табло «Осталось топлива 300 л». Топливомер СКЭС2027А обеспечивает показания запаса топлива в баках как суммарно, так и отдельно в каждом баке. К переходнику, который крепит насосы ПЦР-1Ш, подсоединяется трубопровод, имеющий сливной кран. В редукторном отсеке на топливных магистралях, идущих от расходного бака к двигателям, установлены пожарные краны; в двигательном отсеке стоят блоки фильтров, состоящие из фильтров грубой и тонкой очистки топлива. Фильтры смонтированы в одном корпусе. В фильтре тонкой очистки имеется перепускной клапан, обеспечивающий проход топлива в случае засорения фильтра. При установке на вертолете двух дополнительных баков они соединяются между собой общим трубопроводом с перепускным краном 637000. Трубопровод от патрубка перепускного крана подсоединяется к переднему соединительному трубопроводу подвесных баков между двумя перекрывными кранами расположенными в грузовом полу между шпангоутами № 6 и 7 центральной части фюзеляжа. При снятии одного или обоих дополнительных баков на штуцера угольников, установленных на кронштейнах крепления трубопровода, идущих от баков к перепускному крану, ставятся заглушки.

Наличие перепускного крана в топливной системе обеспечивает раздельный или совместный слив топлива из дополнительных баков. Кран слива топлива из дополнительных баков установлен у шпангоута № 4 по левому борту центральной части фюзеляжа. Топливо из дренажных полостей агрегатов и из камеры сгорания двигателей сливается в дренажный бачок, установленный внутри кабины на левом борту между шпангоутами № 4 и 5.

Наряду с питанием двигателей в топливную систему через штуцер на правом подвесном баке подключается магистраль питания керосинового обогревателя КО-50. Топливо из правого подвесного бака насосом 748А подается по трубопроводу в топливную систему керосинового обогревателя КО-50.

Топливный насос 748А -- электроприводной, шестеренчатый, одноступенчатый. Крепится насос снаружной стороны правого борта фюзеляжа у шпангоута № 2 над керосиновым обогревателем внутри его обтекателя при помощи кронштейна и стяжного хомута.

Основные технические данные насоса 748А

Пихание электродвигателя от сети постоянного

тока напряжением в В………………………..… 27±10%

Производительность в кг/час…………………........15±5

Давление на входе в насос в ата…………………..1ч2,5

Давление на выходе из насоса в кГ/смІ…………..2+0,5

Вес насоса с электродвигателем в кг…….. не более 3,5

Слив (перепуск) избыточного топлива из системы питания керосинового обогревателя КО-50 происходит в правый бак.

1.4 ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Вертолетный турбовальный двигатель представляет собой тепловую машину, где химическая энергия топлива превращается в камере сгорания в тепловую энергию, а затем турбинами - в механическую работу. Большая часть этой работы затрачивается на привод компрессора, а меньшая - на привод несущего и хвостового винтов.

Первоначальная раскрутка ротора турбокомпрессора при запуске двигателя осуществляется стартер - генератором, работающим в стартерном режиме, а воспламенение топливовоздушной смеси - пусковыми устройствами с электрическими запальными свечами.

При вращении ротора воздух из атмосферы через воздуозаборник и воздушные каналы корпуса первой опоры всасывается компрессором. Скорость на входе в компрессор выбрана из условий наименьших значений площади входного устройства и диаметральных размеров компрессора при расчетном расходе воздуха и составляет примерно 150..160 м/с. Расход воздуха на расчетном режиме работы двигателя определяется газодинамическим расчетом из условий требуемого мощности. Давление и температура воздуха на входе в компрессор при стандартных атмосферных условиях соответственно р=1,033*10? и Т=288 К.

В компрессоре воздух сжимается до давления р=6,8*10?Па и таким образом механическая энергия вращения ротора компрессора, приводимого турбиной, преобразуется в энергию давления. Повышение давления воздуха в компрессоре сопровождается ростом температуры до Т=533…543 К. Скорость воздуха на выходе из компрессора падает до 110…120 м/с, т.е. значительно меньше скорости на входе. Это определяется необходимостью получить устойчивое горение в камере сгорания и позволяет иметь сравнительно большую высоту лопаток последней ступени компрессора, что повышает его КПД.

Сжатый в компрессоре воздух поступает поступает в камеру сгорания, где делится на две части. Часть воздуха (первичный воздух) поступет в жаровую через завихрители, и в этом потоке происходит сгорание топлива, подаваемого рабочими форсунками. Температура газа в зоне горения достигает 2473…2673 К. Другая часть воздуха (вторичный воздух) проходит через отверстия и щели жаровой трубы и, смешиваясь с горючими газами снижает их температуру до допустимого значения (из условия жаропрочности материала турбинных лопаток). Максимально допустимая температура газа на выходе из камеры сгорания при работе двигателя на взлетном режиме Т=1153 К (880°С по прибору). Давление в камере сгорания несколько снижается из-за гидравлических потерь и подогрева, а скорость увеличивается. Мощность, развиваемая турбиной компрессора, на любом установившемся режиме работы равна мощности, потребляемой компрессором и агрегатами двигателя. Мощность, развиваемая свободной турбиной, определяется избыточным теплоперепадом газа, поступающего из турбины компрессора. Примерно 2\3 теплоперепада газа срабатывается на турбине компрессора и 1/3 - на свободной турбине. Увеличение частоты турбокомпрессора приводит к увеличению избыточного теплоперепада газа, поступающего в свободную турбину, и соответственно к увеличению мощности, развиваемой этой турбиной.

Вращение от свободной турбины передается на несущий винт и хвостовой винт, а так же вертолетные агрегаты, приводимые в движение от редуктора. Частота вращения свободной турбины (несущего винта) на рабочих режимах поддерживается постоянной регулятором РО-40М путем изменения подачи топлива в камеру сгорания. Так, при самопроизвольном увеличении частоты вращения несущего винта регулятор уменьшает подачу топлива в камеру сгорания. Это приводит к уменьшению: температуры газа перед турбиной компрессора, частоты вращения турбокомпрессора и мощности, развиваемой свободной турбиной. При этом частоты вращения свободной турбиной и несущего винта восстанавливаются до заданных. При самопроизвольном уменьшении частоты вращения несущего винта система регулирования работает в обратном порядке. Изменение режима работы производят путем изменения шага винта одновременной перенастройки системы регулирования на подачу топлива, соответствующую новому значению мощности двигателя. Рабочий газ, отдав свою энергию турбинам, с параметрами р=1,08*10?Па, Т=743 К, с=150…170 м/с поступает в выходное устройство, в котором переходит из кольцевого потока в сплошной и выводится в атмосферу.

1.5 РЕЖИМЫ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Режимом малого газа называется режим, при котором двигатель устойчиво и надежно работает на минимальной частоте вращения без тенденции падения частоты вращения и без срыва пламени в камере сгорания. Режим малого газа не является рабочим режимом. Он используется для прогрева двигателя после его запуска и при полете вертолета в режиме авторотации без выключения двигателей. Максимально допустимый заброс температуры газа перед турбиной компрессора при выходе двигателя на режим малого газа не должен превышать 600°С(по прибору). Ограничение температуры газа определяется необходимостью постепенного нагрева деталей двигателя для уменьшения температурных напряжений. Ограничение времени работы определяется тем, что двигатель работает на малой частоте вращения неэкономично, кроме того, детали турбокомпрессора подвергаются повышенным вибрационным нагрузкам и недостаточно эффективно работает система охлаждения.

Крейсерским режимом называется режим, при котором гарантируется соответствующая мощность при непрерывной работе двигателя в течение всего установленного ресурса. Этот режим применяют для горизонтального полета на продолжительность, т.е. ему соответствует минимальный часовой расход топлива.

Номинальным режимом называется основной расчетный режим работы двигателя. Время работы на этом режиме по условиям прочности деталей двигателя ограничено. Номинальный режим работы двигателя применяется в основном для набора высоты. Кроме того, при работе двигателя на номинальном режиме по сравнению с крейсерским уменьшается удельный расход топлива. Поэтому номинальный режим можно использовать для получения минимального километрового расхода топлива при полете вертолета на дальность.

Максимальным режимом называется режим, при котором двигатель развивает максимальную мощность при непрерывной работе в течение ограниченного времени по условиям прочности деталей.

Каждому режиму работы двигателя соответствует определенное сочетание параметров силовой установки вертолета.

1.6 КОНТРОЛЬ РАБОТОСПОСОБНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ

Безопасность полета вертолета в значительной мере зависит от своевременного обнаружения экипажем неисправностей, которые могут привести к отказам двигателей и оборудования вертолета. Существует несколько способов контроля исправности двигателей в полете: по показаниям приборов, по звуку, по вибрации, по приемистости и по цвету выходящих газов. Так, например, возникновение помпажа компрессора определяется по росту температуры газа перед турбиной, резкому изменению и падению частоты вращения турбокомпрессора. При длительном, слабо выраженном помпаже обгорают турбинные лопатки, что приводит к разбалансировке ротора и появлению вибрации и тряски. Кроме того, разрушение газовоздушного тракта приводит к выбрасыванию из выходного устройства черного дыма с длинными языками пламени и искрением, хорошо видимым, особенно ночью.

Основным видом контроля работы двигателей на вертолете Ми-8 является инструментальный контроль по приборам. Так, по указателю оборотов турбокомпрессора судят о развиваемой мощности, о протекании теплового процесса в двигателе, об исправности подшипников и проточной части двигателя. Для удобства контроля частоты вращения турбокомпрессоров применяются двухстрелочные указатели, где одна показывает частоту вращения турбокомпрессора левого двигателя, а другая - правого. Разность этих показании на установившихся режимах от крейсерского и выше обычно не должно превышать 2,5%. При правильной регулировке системы «ШАГ-ГАЗ» и системы синхронизации мощности двигателей эта разность в основном определяется ошибкой системы измерения частоты вращения турбокомпрессора которого больше, а двигатель, имеющий меньшую частоту вращения, практически не загружен. Такая работа силовой установки оказывает неблагоприятное влияние на работу нагруженного двигателя и вертолетного редуктора. Разнорежимность работы двигателей при применеии системы синхронизации мощности по давлению за компрессорами может возникнуть из-за нарушения нормальной работы этой системы (например, скопление конденсатов в соединительных шлангах синхронизаторов, частичная разгерметизация воздухопроводов и т.п.), а так же из-за частичного отказа (уменьшения мощности) одного из двигателей.

Тепловые режимы двигателей оценивают по указателю температуры газа перед турбиной и температуры масла.

Температура газа определяет процесс сгорания топлива и состояние деталей газовоздушного тракта Каждому режиму работы двигателя строго соответствует установленная для летной эксплуатации температура газа. Нормальная температура газа указывает, что тепловой режим двигателя соответствует расчетному. Повышение температуры газа обычно является признаком обрыва турбинных или компрессорных лопаток, помнажа компрессора, разрушения подшипников роторов, обледенения входной части двигателя. Признаком неисправности топливных форсунок и самовыключения двигателя является уменьшение температуры газа Особенно опасным является заброс температуры газа выше допустимой при запуске двигателя и при работе на максимальном режиме, так как это сопровождается перегревом деталей камеры сгорания, гурбин и може: привести к их разрушению. При равномерной загрузке обоих двигателей вертолета разность показаний приборов измерения температуры газа определяется ошибкой измерительной системы и несовершенством работы системы синхронизации мощности; обычно она постоянна. При правил!.пой регулировке сопротивления цепи термопар и системы синхронизации мощности двигателей разность показаний приборов измерения температуры газа не превышает 20 "С. Увеличение leMiiepaтури газа перед iyp6nnoii одного из двигателей при сохранении постоянной частоты вращения может свидетельствовать о неисправности проточной части этого двигателя и увеличении подачи юплива в него системой синхронизации для сохранения мощности, одинаковой с другим двигателем.

Температура масла определяет исправность системы смазки п тепловое состояние основных деталей и узлов двигателя. Поэтому, несмотря на хорошую вязкостно температурную характеристику применяемого синтетического масла, его температура не должна превышать заданное значение. 11овышение температуры масла выше этого значения свидетельствует о недостаточном количестве масла в системе или о разрушении трущихся деталей двигателя. Резкое повышение температуры масла может являться также результатом прорыва газа из газового тракта в масляные полости двигателя.

Приборы, установленные в кабине вертолета, контролируют также давление масла в маслосистеме и давление топлива перед форрсунками. Падение давления масла свидетельствует о недостаточном его количестве в системе смазки, засорении маслофильтров, внешних утечках масла в газовоздушный тракт и об образовании воздушной пробки на входе в нагнетающий маслонасос. Работа двигателя с давлением масла ниже допустимого может привести к разрушению подшипников роторов.

Давление топлива перед форсунками отражает исправность топливной системы двигателя. Рост давления топлива выше допустимого с одновременным «зависанием» температуры газа перед турбиной обычно означает засорение топливных форсунок. Это явление чрезвычайно опасное, так как форсунки засоряются неравномерно, что вызывает значительную неравномерность по окружности температуры газа перед турбиной. Турбинные лопатки с большой частотой попадают в зоны с различной температурой и могут разрушается. Работу отдельных агрегатов, систем, а следовательно, и самого двигателя контролируют также по загоранию на приборной доске сигнализирующих лампочек и световых табло. Исправность работы двигателей определяют также по звуку, т. е. по изменению тона шума, создаваемого двигателем. В вертолетной силовой установке несущий винт, газовая турбина, компрессор и струя выхлопных газов являются источниками шума, характерного для каждого из них. Звуки в виде стука, скрежета, скрипа являются посторонними и не допускаются. В практике эксплуатации двигателей встречаются и такие неисправности, которые можно определить только по вибрации. Так, при частичном обрыве компрессорной или турбинной лопатки нарушается балансировка ротора, что вызывает сильную вибрацию конструкции. В отдельных случаях неисправность двигателя и его систем экипаж может определить по запаху. Так, по запаху керосина и масла можно установить разгерметизацию топливной и масляной систем; по запаху дыма -- возникновение скрытого очага пожара. Одним из важных способов контроля исправности проточной части двигателя является определение выбега (времени инерционного вращения роторов после выключения двигателя). По времени выбега находят разрушение подшипников, вытяжку и задевание за металлокерамические вставки корпуса турбинных и компрессорных лопаток, попадание в двигатель посторонних предметов. Выбег турбокомпрессорной части двигателей определяют обычно начиная от частоты вращения малого газа до полной остановки, а выбег свободной турбины -- косвенно по несущему винту. Если несущий винт после выключения двигателей в безветренную погоду еще долго вращается (20...30 с), то считается, что детали трансмиссии исправны и хорошо приработаны. Одновременно с проверкой выбега прослушивают двигатель, чтобы определить посторонние шумы. На новых двигателях, когда еще происходит приработка трущихся пар, время выбега минимальное, а с увеличением наработки оно увеличивается. Каждый тип двигателя имеет свое минимально допустимое время выбега. Экипаж должен хорошо знать это время и при выключении двигателя проверять его. Двигатель, у которого выбег меньше допустимого, к эксплуатации не допускается до выяснения и устранения причины неисправного состояния.

1.7 ИЗМЕРИТЕЛЬ ЧИСЛА ОБОРОТОВ РОТОРОВ КОМПРЕССОРА

Измеритель контролирует обороты ротора компрессора и состоит из датчика Д-2 и измерителя ИТЭ-2.

Датчик Д-2 частоты вращения представляет собой трехфазный генератор переменного тока с постоянным четырехполюсным магнитом в качестве ротора. Датчик крепят на коробке приводов в передней ее части.

Измеритель частоты вращения ИТЭ-2 устанавливается на левой и правой приборных досках и показывает число оборотов ротора компрессора в процентах от максимальных чисел оборотов.

1.8 ТЕРМОМЕТР И МАНОМЕТРЫ ДЛЯ МАСЛА И ТОПЛИВА

Датчики термометра масла (П-2), манометра масла (ИД-8) и манометра топлива (ИД-100) работают в комплекте с трехстрелочным указателем измерителя (УИЗ-3) и составляют с ним комплект электрического моторного измерителя ЭМИ-ЗРИ. Указатель измерителя установлен на правой приборной доске в кабине экипажа.

Датчик П-2 термометра масла контролирует температуру масла на выходе из двигателя и представляет собой термометр сопротивления, устанавливаемый в магистрали выхода масла.

Мембранный датчик ИД-8 манометра масла контролирует давление масла на входе в двигатель. Установлен справа на корпусе компрессора двигателя.

Мембранный датчик ИД-100 манометра топлива контролирует давление топлива в коллекторе I контура перед рабочими форсунками.

2. ЛЕТНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ

2.1 ПОДГОТОВКА И ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ

Перед выполнением предполетной подготовки двигателей вертолета необходимо по формулярам проверить соответствие проведенных регламентных работ наработке и по бортовой документации уточнить, какие работы производились на вертолете и двигателях и каков их ресурс. По журналу передачи необходимо проверить устранение неисправностей, отмеченных в предыдущем полете.

В процессе предполетной подготовки цеобходимо тщательно проверить: наличие около вертолета необходимых противопожарных средств, а на вертолете -- переносных огнетушителей; отсутствие около вертолета посторонних предметов, особенно легких, которые могут попасть на лопасти винтов или в двигатели; отсутствие в зимнее время на воздухозаборниках двигателей льда, снега и инея и примерзания лопаток ротора компрессора к корпусу; уровень масла в баках двигателей (8...10 л), отсутствие протекания масла и топлива, надежность закрытия крышек заливных горловин топливных и масляных баков; снятие заглушек входных каналов двигателей, вентиляторов, датчика РИ-3 и выхлопных труб; наличие бортовых аккумуляторов на вертолете с напряжением под нагрузкой не ниже 24 В; закрытие капотов двигателей и редуктора.

Перед запуском двигателей необходимо установить связь с диспетчером, запросить разрешение на запуск и выполнить следующие операции в соответствии с картой обязательных проверок перед запуском двигателей:

1) растормозить несущий винт, опустив рычаг тормоза полностью вниз;

2) убедиться, что рычаг «шаг -- газ» находится на нижнем упоре; рукоятка коррекции повернута полностью влево; рычаги раздельного управления двигателями находятся в нейтральномположении на защелках; ручка управления находится в положении, близком к нейтральному; рычаги управления стоп-кранами находятся в закрытом положении;

3) поставить переключатель «Прокрутка -- Запуск» в положение «Запуск»;

4) установить переключатель «Аэрод. пит.-- Аккумул.» в положение, соответствующее роду питания, а выключатель «Сеть на аккумул.»-- в положение «Вкл.»;

5) включить все АЗС, необходимые для запуска и опробования двигателей: систем запуска и зажигания, генератора переменного тока, преобразователя 115 В, триммеров, приборов контроля и указателей основной и дублирующей гидросистем, насосов топливных баков, топливомера, УРТ-27, пожарных кранов, противопожарной системы;

6) включить противопожарную систему;

7) убедиться, что переключатели гидросистем находятся в положении «Вкл.»;

8) убедиться, что выключатели генераторов постоянного тока в находятся в положении «Вык.»;

9) открыть пожарные краны 1 двигателей;

10) включить подкачивающие и перекачивающие насосы топливных баков;

11) переключатель «Преобразователь -- Генератор 115 В» поставить в положение «Преобразователь».

Запуск двигателя разрешают производить при скорости ветра, м/с: встречного -- 25; бокового слева -- 15; бокового справа --- 10; попутного -- 8 (5 м/с -- при опробовании на висении). Очередность запуска двигателей определяют в зависимости от направления ветра и равномерности выработки ресурсов. Первым запускают двигатель с подветренной стороны. При сильном боковом или попутном ветре перед запуском необходимо развернуть вертолет против ветра. Перед запуском двигателя начальное напряжение в бортовой сети должно быть 24...30 В от наземного источника питания и не ниже 24 В -- от аккумуляторных батарей. После подачи команды «От винтов» и проверки ее исполнения выключатель выбора двигателя ставят в положение левого или правого двигателя и на 2...3 с нажимают кнопку «Запуск». После этого рычаг стоп- крана запускаемого двигателя переводят в положение «Открыто». Двигатель должен выйти на режим малого газа за 40 с при запуске от аэродромного источника питания и не более чем за 50 с при запуске от бортовых аккумуляторных батарей.

Запуск двигателя является одним из самых напряженных этапов его работы, поэтому экипаж должен тщательно контролировать параметры, характеризующие его работу, и прекращать запуск закрытием стон-крана с последующим нажатием на кнопку «Прекращение запуска», если: температура газа перед турбиной возрастает выше 500 °С (по указателю) при nтк< 40 % или выше 600 °С при nтк > 40 %; прекращается нарастание nтк на время более с по указателю (при зависании частоты вращения с забросом температуры газа пользоваться кнопкой «Прекращение запуска» запрещается, так как это приводит к еще большему забросу температуры газа вследствие ухудшения продувки двигателя); отсутствует давление масла в двигателе по указателю или вертолетном редукторе по указателю или давление масла в двигателе по прибору менее 1,0 кгс/см2 (1 * 106 Па) при nтк > 45 %; не происходит воспламенение топлива (не появляется показание по указателю); обнаруживается течь топлива или масла; напряжение в бортсети в начале запуска падает ниже 16 В (по указателю); из выхлопной трубы выбрасываются длинные языки пламени; подана команда от техника, наблюдающего за вертолетом, о прекращении запуска. Повторные запуски для обеспечения надежности работы пусковой системы разрешается производить только после полной остановки турбокомпрессора двигателя. От бортовых аккумуляторных багарей разрешается производить подряд пять запусков одного или двух двигателей с перерывами между запусками не менее 3 мин. После проведения подряд пяти запусков с перерывами между запусками не менее 3 мин или трех запусков без перерыва (посла прекращения вращения ротора турбокомпрессора) необходимо охладить генератор ГС-18ТО и агрегат зажигания в течение не менее 30 мин.

Экипаж вертолета должен знать, что запускать двигатель с неисправными приборами, контролирующими его работу, запрещается; повторные запуски разрешается проводить только после выявления и установления причины ненормального запуска, при этом перед последующим запуском необходимо провести холодную прокрутку двигателя. После выхода запускаемого двигателя на режим малого газа необходимо проверить параметры его работы, которые должны соответствовать техническим условиям. Если запущенный двигатель работает нормально, то необходимо установить переключатель «Лев.-- Прав.» в положение запуска второго двигателя и произвести его запуск в аналогичном порядке. После запуска двух двигателей и выхода их на режим малого газа частота вращения несущего винта должна быть в пределах 50... 55 % . Затем необходимо отключить аэродромный источник электроэнергии, включить генераторы постоянного тока и проверить их напряжение (оно должно быть 27...29 В), выключить выключатель. «Сеть на аккум.». При запуске двигателя от бортовых источников электропитания после запуска первого двигателя необходимо включить его генератор и запуск второго двигателя производить от бортовых батарей при помощи работающего генератора, для чего рычагом раздельного управления работающего двигателя увеличить его частоту вращения до 80 %.

2.2 ПРОГРЕВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ, ОПРОБОВАНИЕ И ОСТАНОВ ДВИГАТЕЛЯ

Прогрев силовой установки производят на режиме малого газа: рычаг «шаг -- газ» при этом находится на нижнем упоре, рукоятка коррекции повернута полностью влево. Вывод двигателя с режима малого газа на повышенный режим разрешается при достижении температуры масла на выходе из двигателя не ниже 30 °С, а на входе в главный редуктор ВР-8 -- не ниже 15 °С. При этом время прогрева во всех случаях должно быть не менее 1 мин.

Опробование двигателей производят поочередно рычагами раздельного управления, при этом вертолет должен быть загружен до взлетной массы не менее 8500 кг (без прлезного груза, по полной заправкой основных топливных баков). Двигатели поочередно необходимо опробовать в следующем порядке:

1)рукоятку коррекции повернуть в крайнее правое положение;

2)рычаг раздельного управления неопробуемого двигателя перевести вниз до упора, поддерживая работу двигателя па режиме малого газа;

3)рычаг раздельного управления опробуемого двигателя перевести вверх до упора;

4)перемещением рычага «шаг -- газ» вверх вывести опробуемый двигатель на заданный режим;

5)при опробовании на крейсерском, номинальном и взлетном режимах в течение 10...15 с на каждом из них проверить соответствие параметров работы двигателя техническим условиям согласно графику;

6)перевести опробованный двигатель на режим малого газа и произвести опробование второго двигателя;

7)после опробования двигателей установить рычаги раздельного управления на среднюю защелку и убедиться, что они зафиксированы; установить рычаг «шаг -- газ» в нижнее положение, повернуть рукоятку коррекции полностью влево и убедиться, что у обоих двигателей установился режим малого газа.

Если не было замечаний по работе двигателей в предыдущих полетах, не проводилась замена агрегатов или их регулировка, а также не предполагается в предстоящем полете использовать взлетный режим, то можно ограничиться проверкой двигателей на режиме, при котором вертолет зависает на высоте 3...5 м. Для этого рукоятку коррекции необходимо повернуть полностью вправо и переводом рычага «шаг -- газ» вверх установить необходимый режим работы двигателей. При этом n нв должна поддерживаться в пределах (95 ±2) %.

При опробовании двигателей необходимо проверить следующее: устойчивость сохранения n тк = const на установленном режиме; синхронность работы турбокомпрессоров обоих двигателей, причем на всех установившихся режимах от крейсерского и выше разно- режимность не должна превышать 2,5 %; плавность хода (без рывков и заеданий) рычага «шаг -- газ» и рукоятки коррекции газа. Работу противообледенительной системы двигателей проверяют при температуре наружного воздуха не выше 15 °С.

Экипаж вертолета должен знать, что при необходимости опробования только одного двигателя пожарный кран неработающего двигателя для исключения попадания в него топлива должен быть закрыт.

Экстренный останов двигателя при опробовании производят в таких случаях: при резком падении давления масла в двигателе и главном редукторе; при резком росте температуры газа перед турбиной выше допустимой; при появлении течи топлива или масла; при сильном выбивании пламени из выхлопной трубы; при появлении значительной тряски двигателя или посторонних шумов; при резком падении или увеличении n тк; по команде техника, наблюдающего за вертолетом, о выключении двигателя.

Экстренный останов двигателя производят переводом рычага управления краном останова в положение «Закрыто» с любого режима работы двигателя. Если опробование производилось на висении, то двигатель необходимо выключить после приземления вертолета.

Нормальный останов двигателя производят с режима малого газа. Перед остановом необходимо охладить двигатель на режиме малого газа (рычаг «шаг -- газ» на нижнем упоре, коррекция левая, рычаги раздельного управления в среднем положении на защелках) в течение 2 мин, а затем проделать следующее: установить ручку управления циклическим шагом в положение, близкое к нейтральному, для исключения ударов лопастей по ограничителям свеса; остановить двигатель переводом рычага стоп-крана в положение «Закрыто» (обычно останов двигателей вертолета производится одновременно) прослушать, нет ли в двигателе посторонних шумов, и проверить выбег, который должен быть не менее 40 с, считая с момента закрытия стоп-крана (на частоте вращения малого газа) до полной остановки ротора турбокомпрессора (полный останов турбокомпрессора определять на слух); затормозить несущий винт так, чтобы ни одна из лопастей не находилась над хвостовой балкой и стабилизатором. После полного останова двигателей необходимо: закрыть топливные пожарные краны; выключить топливные подкачивающие и перекачивающие насосы, все АЗС и выключатели. Останавливать двигатель закрытием пожарного крана разрешается только в случае неисправности стоп-крана. В этом случае запрещается дальнейшая эксплуатация агрегатов НР-40ВА и ПН- 40Р.

Размещено на Allbest.ru

Подобные документы

Краткая характеристика двигателя ПС-90А. Схема работы двигателя и конструктивное устройство его узлов: переходника, компрессора, разделительного корпуса, коробки приводов, камеры сгорания, турбины, реактивного сопла. Основные агрегаты маслосистемы.

курсовая работа , добавлен 17.02.2013


Сущность и процесс запуска двигателя внутреннего сгорания, причины его широкого использования в транспорте. Принципы работы бензинового, дизельного, газового, роторно-поршневого двигателей. Функции стартера, трансмиссии, топливной и выхлопной систем.

презентация , добавлен 18.01.2012


Общая характеристика судовых двигателей внутреннего сгорания, описание конструкции и технические данные двигателя L21/31. Расчет рабочего цикла и процесса газообмена, особенности системы наддува. Детальное изучение топливной аппаратуры судовых двигателей.

курсовая работа , добавлен 26.03.2011


Устройство и работа противообледенительной системы двигателя вертолета. Срабатывание электромагнитных кранов. Эксплуатация ТВ2–117А в условиях низких температур. Сезонное техническое обслуживание силовой установки. Система воздухозаборников двигателей.

контрольная работа , добавлен 09.12.2013


Назначение, элементы и технические данные компрессора двигателя ТВ3-117ВМ. Технические данные компрессора (на расчетном режиме). Конструктивное выполнение корпусов компрессора, направляющих аппаратов и механизмов поворота лопаток ВНА и НА 1-4 ступеней.

презентация , добавлен 20.02.2017


Характеристика силовой схемы двигателя. Определение числа ступеней компрессора и турбины. Расчет проходных сечений газовоздушного тракта двигателя. Конструктивные и технологические мероприятия по повышению эксплуатационной надежности камеры сгорания.

курсовая работа , добавлен 21.12.2014


Кинематика и динамика кривошипно-шатунного механизма. Расчет деталей поршневой группы. Система охлаждения бензинового двигателя - расчет радиатора, жидкостного насоса, вентилятора. Расчет агрегатов системы смазки - масляного насоса и масляного радиатора.

курсовая работа , добавлен 04.03.2013


История развития вертолетного двигателестроения. Анализ конструкции и эффективности масляных систем двигателей ТВ2-117АГ и ТВ3-117ВМ. Приборы контроля работы маслосистемы вертолета. Неисправности системы смазки при эксплуатации и их предупреждения.

дипломная работа , добавлен 22.11.2015


Назначение и характеристика вертолёта МИ-8Т. Сведения о турбовальном двигателе ТВ2-117АГ. Признаки отказа одного двигателя, его возможные неисправности. Технология работы членов экипажа при отказах силовой установки вертолета, техника выполнения посадки.

дипломная работа , добавлен 12.05.2014


Общая характеристика теории нагрева и охлаждения двигателей. Особенности методики выбора мощности и типа электродвигателя для длительного и кратковременного режимов работы. Специфика выбора мощности двигателя для повторно-кратковременного режима работы.

11 12 16 ..

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117А (АГ)

8.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Топливная система предназначена для обеспечения питания двигателя и регулирования режимов работы двигателя путем изменения подачи топлива в камеру сгорания. Топливную систему двигателя можно разделить на три системы:

1) система высокого давления обеспечивает регулирование подачи топлива в камеру сгорания топлива и включает в себя следующие агрегаты: насос-регулятор НР-40ВА; регулятор частоты вращения Р0-40М; синхронизатор мощности С0-40; исполнительный механизм ограничителя температуры газов ИМ-40; рабочие топливные форсунки;

2) пусковая система служит для подачи пускового топлива при запуске и имеет блок электромагнитных клапанов с клапаном постоянною давления системы запуска, импульсатор И-2 и две пусковые форсунки пусковых воспламенителей;

3) дренажная система предназначена для слива несгоревшего топлива из нижней части внутренних полостей двигателя после неудавшегося запуска, слива топлива из коллекторов рабочих форсунок после выключения, капельного слива топлива из уплотнений агрегатов топливной системы и состоит из блока дренажных клапанов и дренажного бачка вертолета.

8.2 ПРИНЦИП РАБОТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117А (АГ)

При работе двигателей топливо из расходного бака вертолета двумя подкачивающими насосами ЭЦН-40 (или ПЦР-1Ш) подается к насосам-регуляторам НР-40ВА двигателей (1). Из насоса высокого давления НР-40ВА топливо поступает в пусковую топливную систему в процессе запуска двигателя, а также в систему регулирования подачи топлива и к рабочим форсункам (13) камеры сгорания. Подачей топлива к пусковым форсункам управляет блок электромагнитных клапанов (5). Давление топлива перед пусковыми форсунками редуцируется клапаном постоянного давления блока электромагнитных клапанов. К рабочим форсункам топливо поступает от насоса-регулятора в количестве, определенном системой регулирования. Рабочим органом, изменяющим подачу топлива к форсункам, является дозирующая игла НР-40ВА. Изменением подачи топлива в камеру сгорания регулируется частота вращения турбокомпрессора и несущего винта (свободной турбины). Поэтому от насоса-регулятора часть дозированного топлива подводится через синхронизатор мощности С0-40 (2) к регулятору оборотов свободной турбины Р0-40М (4). Сервомеханизм иглы настраивается на такую подачу топлива, при которой частота вращения винта остается постоянной. Применение синхронизатора мощности позволяет устанавливать одинаковые режимы параллельно работающих двигателей.

Так же часть дозированного топлива из насоса-регулятора поступает к исполнительному механизму ИМ-40 (3) системы ограничения температуры газа перед турбиной компрессора. При температуре газа выше максимально допустимой исполнительный механизм по сигналам системы, контролирующей температуру, перенастраивает дозирующую иглу НР-40ВА на уменьшение подачи топлива. Подача топлива к рабочим форсункам в процессе запуска двигателя регулируется с помощью пневматического автомата запуска НР-40ВА, к которому подводится атмосферный воздух и воздух из корпуса диффузора камеры сгорания (от компрессора).

1 - насос-регулятор HP-40BA

2 - синхронизатор мощности С0-40

3 - исполнительный механизм ИМ-10

4 - регулятор оборотов РО-40М

5 - блок электромагнитных клапанов

6 - блок дренажных клапанов

7 - корпус камеры сгорания

8 - фильтр

9 - корпус турбины

10 - датчик давления топлива

11 - топливный коллектор первого контрура

12 - топливный коллектор второго контрура

13 - рабочие форсунки

14 - пусковые воспламенители

Тонкий распыл топлива, подводимого от системы высокого давления в камеру сгорания, обеспечивается восемью топливными форсунками (13). "Гак как расход топлива в камеру сгорания изменяется в широки к пределах, то для обеспечения тонкого распыла топливные форсунки выполняются двухканальными. Первый канал (контур) форсунок обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания, начиная с момента запуска и на всех режимах. Второй канал включается в работу при выводе двигателя на режимы выше малого газа. Подачей топлива в первый и второй каналы топливных форсунок управляют автоматические устройства насоса-регулятора.

Дренажные клапаны (6) закрываются в момент запуска двигателя под действием давления топлива, поступающего к торцам золотников клапанов, когда его величина достигает 2,5-3 кгс/кв.см. Количество топлива, поступающего в дренажный бачок на работающем двигателе, определяется состоянием уплотнений агрегатов топливной системы, установленных на двигателе.

Турбовальный авиационный двигатель ТВ2-117.

Разработчик: ОКБ-117 им. В.Я.Климова под руководством С.П.Изотова
Страна: СССР
Начало разработки: 1960 г.
Построен: 1962 г.
Принят на вооружение: 1965 г.

В 1960 году был объявлен конкурс на создание газотурбинного двигателя мощностью 1250 л.с. для перспективного вертолёта Ми-8 . Победителем конкурса проектов стало ОКБ-117 им. В.Я.Климова под руководством С.П.Изотова, которому и была поручена разработка двигателя и главного редуктора ВР-8. ТВ2-117 стал первым отечественным специализированным вертолётным двигателем. Первые образцы двигателей изготовлены летом 1962 года. Серийное производство организовано в 1965 году.

Двигатели ТВ2-117А и ТВ2-117 по своим техническим данным и эксплуатационным качествам соответствуют современным техническим требованиям, предъявляемым к двигателям данного класса. Особенностью двигателей является наличие в них свободной турбины (турбины винта) для передачи мощности двигателя на редуктор ВР-8. Свободная турбина кинематически не связана с турбокомпрессорной частью двигателя. В силовую установку вертолета входят два двигателя и редуктор ВР-8. В случае необходимости, достаточно мощности одного двигателя для продолжения полета. Правый и левый двигатели взаимозаменяемы при условии разворота выхлопного патрубка.

На вертолет могут устанавливаться двигатели ТВ2-117 и ТВ2-117А. Для замены одних двигателей на другие проведение дополнительных работ не требуется. Разрешается совместная работа на одном вертолете двигателей ТВ2-117 и ТВ2-117А. На вертолете двигатели присоединяются к одному главному редуктору ВР-8, который передает от двигателей мощность несущему и хвостовому винтам. Силовая установка вертолета имеет систему автоматического управления оборотами несущего винта и синхронизации мощности обоих двигателей.

Каждый двигатель имеет раздельные системы: смазки, топливопитания, регулирования, противооблединения, и может работать на вертолете самостоятельно при неработающем втором двигателе.

Двигатель состоит из следующих основных узлов:
-компрессора с поворотными лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) первых трех ступеней. На компрессоре установлены клапаны перепуска воздуха из-за VI ступени;
-камеры сгорания. На камере сгорания установлены 8 рабочих форсунок и 2 пусковых воспламенителей;
-турбины компрессора и свободной турбины, передающей мощность через вал-рессору редуктору ВР-8;
-выхлопного устройства;
-коробки приводов агрегатов. На коробке приводов устанавливаются следующие агрегаты: стартер-генератор ГС-18ТП или ГС-18ТО, топливный насос-регулятор НР-40ВР, командный агрегат КА-40, гидронасос ПН-40Р, датчик Д-2 счетчика оборотов турбокомпрессора, верхний масляный агрегат с фильтром.

Модификации:

ТВ2-117 — базовый мощностью 1500 л.с.
ТВ2-117А — модернизированный с увеличенным ресурсом.
ТВ2-117АГ — с графитовым уплотнением в опорах турбокомпрессора. Отличался большей долговечностью. Устанавливался на вертолёте Ми-8АТ .
ТВ2-117ДC — самолётный турбовинтовой.
ТВ2-117C — самолётный турбовинтовой. Отличался выносным редуктором и конструкцией выхлопного устройства. Разработан для Ан-3 .
ТВ2-117ТГ — двигатель для вертолёта Ми-8ТГ . Предназначен для работы на жидком метане. Разработан в 1987 году.
ТВ2-117Ф — форсированный до 1700 л.с. Устанавливался на вертолёте Ми-8ПА .

Модификация: ТВ2-117 / ТВ2-117А / ТВ2-117АГ
Длина, мм: 2835 / 2835 / 2843
Высота, мм: 547 / 547 / 550
Частота вращения ротора, об/мин.: 12000 / 12000 / 12000
Взлетная мощность, э.л.с.: 1500 / 1500 / 1500
Сухая масса, кг: 330 / 330 / 334.

Двигатель ТВ2-117А. Музей ВВС КНР.

Двигатель ТВ2-117. Музей ВВС Чехии.

Двигатель ТВ2-117А (вид спереди).

Двигатель ТВ2-117А (вид справа).

Главный редуктор ВР-8А и двигатели ТВ2-117А.

Список источников:
П.Изотов, Д.Изотов. Самый массовый вертолётный двигатель.
Е.И.Ружицкий. Вертолёты.
Сайт «Военная авиация России» (www.aveaprom.ru).

McDonnell Douglas F/A-18 Hornet

Разработка и производство

История эксплуатации

Общие проектные данные

Двигатель

Лётно-тактические характеристики

Вооружение

Стрелково-пушечное

• 1 × 20 мм M61A1 Vulcan 6-ти ствольная авиационная пушка в носу самолета, боезапас 578 снарядов..

Нормальная боевая нагрузка - 7031 кг на 9 узлов внешней подвески: 2 УР AIM-9L/M/P Sidewinder на концах крыла и 2 УР AIM-7 по бокам воздухозаборников. УР ASRAAM (вместо АIM-9) и AIM-120 AMRAAM (вместо AIM-7) до шести УР AIM-9. При выполнении ударных операций самолет оснащается бомбами с лазерным наведением GBU-10 и -12, обычными бомбами Mk.82 (до 27) и Mk.84, бомбовыми кассетами CBU-59, 4 УР AGM-65F Maverick, ПКР AGM-64 Harpoon, противорадиолокационные УР AGM-88 HARM, контейнерами с 70-мм НАР УР SLAM and SLAM ER Контейнеры ADM-141 TALD

McDonnell Douglas (теперь Boeing) F/A-18 Hornet (рус. шершень, произносится «Хорнет») - американский палубный истребитель-бомбардировщик и штурмовик, разработанный в 1970-х годах. Спроектирован компаниями McDonnell Douglas и Нортроп, F / A-18 был развитием YF-17 созданного в 1970 для использования в ВМС Соединенных Штатов и корпуса морской пехоты. Hornet также используется военно-воздушными силами ряда других стран. Пилотажная группа ВМС США Blue Angels , летают на Hornet с 1986 года.

История создания

Отправной точкой создания машины считается появление проекта фирмы Northrop, получившему обозначение P.530 «Кобра» и спроектированному в середине 1960-х годов. Впоследствии этот проект был переработан (P.600) и под обозначением YF-17 принял участие в конкурсе ВВС США на создание лёгкого истребителя LWF (Lightweight Fighter). Его конкурентом выступил самолёт YF-16 фирмы General Dynamics. В январе 1975 года конкурс завершился победой YF-16, будущего F-16 Fighting Falcon. На этом история самолёта Нортроп могла бы закончиться, однако примерно в это же время была начата программа истребителя воздушного боя для ВМС (NACF, Navy Air Combat Fighter). Из-за уменьшения расходов на военные нужды в этот период программа предусматривала не разработку нового самолёта с нуля, а адаптацию уже существующих проектов. Военно-морские силы США скептически отнеслись к однодвигательному YF-16 и предпочли выбрать двухдвигательный YF-17, который, однако, требовал значительных изменений для службы на флоте. Фирма Нортроп ранее не занималась созданием палубных самолётов, поэтому было принято решение, что работа над перепроектированием YF-17 будет проводиться совместно с фирмой McDonnell Douglas, имеющей большой опыт сотрудничества с ВМС.

Первоначально планировалось, что Макдоннел-Дуглас будет заниматься палубным вариантом для ВМС США, а Нортроп - вариантом F-18L наземного базирования, предназначенным на экспорт. Однако в 1979 году фирма Нортроп подала судебный иск, обвинив компаньона в том, что тот использует её технологии, разработанные для наземного варианта, в нарушение двустороннего соглашения, и потребовав запрета на экспорт палубной модификации. Судебная тяжба завершилась в 1985 году, когда Макдоннел-Дуглас согласилась выплатить 50 млн долларов за полученную техническую информацию; этим всё и окончилось. Вариант F-18L так и не пошёл в серию, а «Хорнет» полностью стал проектом Макдоннел-Дуглас.

Самолёт должен был выпускаться в трёх модификациях: истребителя F-18A, штурмовика A-18A, учебно-боевого TF-18A. Фирме Макдоннел-Дуглас удалось объединить истребительную и штурмовую модификации в один самолёт, который с 1980 года упоминался как F/A-18A, хотя официально такое обозначение было утверждено лишь в декабре 1982 года. Двухместный TF-18A был переименован в F/A-18B.

Производство

Было построено 9 одноместных и 2 двухместных опытных самолёта. Первый полёт «Хорнет» совершил 18 ноября 1978 года. Первый серийный самолёт поднялся в воздух 12 апреля 1980 года, а в мае новые машины начали поступать в ВМС.

В 1996 году самолёты прошли модернизацию: был усилен планер, установлены новые внутренние топливные баки из полиуретана (что позволило увеличить запас топлива на 160 кг и тактический радиус действия - на 5 %).

В ценах 1979 года закупочная стоимость одного самолета, без учета стоимости НИОКР, составляла 10,8 млн долл. США Стоимость F/A-18C и F/A-18D около 29 млн долл. (Данные 2009 г.) Стоимость F/A-18E/F «Супер Хорнет» около 57 млн долл. (Данные 2009 г.)

Описание конструкции

По требованию командования ВМС США при проектировании F/A-18 большое внимание уделялось выживаемости и надежности. Небольшие габариты этого самолета, недымящие двигатели, малая величина эффективной площади рассеяния (ЭПР), слабое ИК-излучение, наличие бортовых средств РЭБ - все это затрудняет обнаружение и сопровождение самолета. Нормальные рабочие перегрузки составляют 7,5 g.

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме со среднерасположенным трапециевидным крылом. Планер рассчитан на ресурс 6 тыс. часов при 2 тыс. взлетов с использованием катапульты и 2 тыс. посадок с использованием задерживающего крюка. В конструкции планёра самолета предусмотрено дублирование путей передачи силовых нагрузок.

Фюзеляж

Фюзеляж типа полумонокок. Отсек кабины летчика выполнен в виде безопасно повреждаемой конструкции.

Крыло и оперение

Хвостовое оперение стреловидное. Дифференциальный цельноповоротный стабилизатор имеет угол обратного поперечного V, равный 2 градусам. Вертикальное оперение с двумя отклоненными наружу на 20 градусов килями смещено вперед относительно стабилизатора для вывода его из зоны аэродинамической тени от крыла и стабилизатора на больших углах атаки.

Крыло - многолонжеронное, складывается по линиям, проходящим через внутренние хорды элеронов с поворотом консолей на 90 градусов. На крыле установлены отклоняемые носки по всему размаху, однощелевые закрылки и зависающие элероны. Носки и закрылки отклоняются автоматически в зависимости от угла атаки и числа М для повышения маневренности в бою и аэродинамического качества в крейсерском полете. Одной из отличительных особенностей самолета является наличие наплывов сложной формы в плане перед корневыми частями крыла. Наплывы создают вихревую подъемную силу и обеспечивают полет самолета на больших углах атаки. Между наплывами и фюзеляжем имеется щель для отвода пограничного слоя фюзеляжа от воздухозаборников.

Шасси

Шасси трехопорное с одноколесными основными и двухколесной передней стойками. Передняя стойка управляемая (поворачивается при рулении на угол от +75 до -75 град), убирается вперед, основные - назад с поворотом колес на 90 град, в ниши под каналами воздухозаборников. Пневматики носовой стойки 20-слойные, имеют размеры 559x168-254 мм и давление 24,6 кгс/см2и 10,5 кгс/см-при эксплуатации соответственно с авианосца и наземной ВПП, пневматики основных колес 24-слойные с размерами 762x292-368 мм и давлением соответственно 24,6 кгс/см2 и 14,1 кгс/см2. На передней стойке расположен кронштейн для крепления к челноку катапульты. В хвостовой части фюзеляжа установлен тормозной гак.

Силовая установка

На YF-17 были установлены двигатели YJ101 с форсированной/нефорсированной тягой 6800/4290 кгс, со степенью двухконтурности 0,20 и с полной степенью повышения давления более 20. Разработка YJ101 была начата фирмой Дженерал Электрик в 1971 г. на собственные средства. Для F/A-18 на его основе был создан ТРДЦФ F404-GE-400 модульной конструкции. Это двухвальный двигатель с трех- и семиступенчатыми компрессорами соответственно низкого и высокого давления, одноступенчатыми турбинами низкого и высокого (с охлаждаемыми лопатками) давления и кольцевой камерой сгорания. Сопло суживающееся-расширяющееся регулируемое. Система управления двигателем электрогидромеханическая. Степень двухконтурности 0,34, полная степень повышения давления 25, расход воздуха 64,4 кг/с, длина двигателя 4,03 м, максимальный диаметр 0,88 м, сухая масса 989 кг. Двигатели разделены титановой противопожарной перегородкой. Воздухозаборники боковые полукруглые нерегулируемые расположены под корневыми наплывами крыла. Отсекатель пограничного слоя выступает перед каждым воздухозаборником примерно на 1 м и отводит пограничный слой фюзеляжа, направляя его вверх и вниз от воздухозаборника, непосредственно перед воздухозаборником отсекатель имеет перфорацию, через которую отводится собственный пограничный слой отсекателя. Плоскость отсекателя составляет угол 5 град, с направлением невозмущенного потока и обеспечивает предварительное сжатие воздуха при сверхзвуковых скоростях.

С 1992 г. самолеты ВМС и корпуса морской пехоты США поставляются с двигателями F404-GE-402 с тягой по 7980 кгс. Эти же двигатели установлены и на кувейтских самолетах.

Топливо (JP5) размещается в протестированных фюзеляжных и крыльевых баках общей емкостью 6060 л. Возможна подвеска до трех сбрасываемых баков по 1250 л (на внутренних подкрыльных и центральном подфю-зеляжном узлах). Канадские самолеты могут нести три ПТБ по 1818 л. С правого борта в носовой части фюзеляжа установлена убирающаяся штанга для дозаправки топливом в полете. На F/A-18C/D применена система балансировочной перекачки топлива.

Вооружение и оборудование

Самолеты F/A-18A/B и F/A-18C/D ранних серий оснащены и мпул ьсн о-д опл е ро некой многофункциональной БРЛС Рейтеон AN/APG-65. Станция способна сопровождать на проходе до 10 воздушных целей (с выводом информации о восьми из них на кабинный индикатор).

БРЛС может обнаруживать воздушные цели класса "истребитель" (ЭПР=3 м2) в передней полусфере (как в свободном пространстве, так и на фоне земли) на дальности 50 - 60 км и в задней полусфере на фоне земли - на дальности 35 - 40 км. Надводные цели могут обнаруживаться на удалении до 120 - 150 км. Станция имеет щелевую антенную решетку с углом обзора по азимуту +/-60 град.

На последних серийных F/A-18C/D с мая 1994 г. устанавливается более совершенная БРЛС Рейтеон AN/APG-73, являющаяся глубокой модернизацией предыдущей станции и обеспечивающая одновременное наведение на различные цели до четырех ракет AIM-120 AMRAAM. Станция AN/APG-73 должна устанавливаться и на самолетах F/A-18 более раннего выпуска в ходе их модернизации.

Вместо УР "Спэрроу" под фюзеляжем могут подвешиваться контейнеры Мартин-Мариетта AN/ASQ- 173 с лазерным подсветчиком цели, Рейтеон AN/AAR-50 с тепловизионной навигационной системой или Лорал AN/AAS-38 с тепловизионной прицельной системой. Кроме того, летчики ночных ударных самолетов оснащаются очками ночного видения (освещение кабины имеет зелено-синий оттенок для совместимости с очками).

Самолет оснащен инерциальной навигационной системой Литтон AN/ASN-130. С 1993 г. она дополняется приемником системы глобального позицирования (GPS). В рамках модернизации самолета предусмотрена замена системы AN/ASN-130A на новую ИНС Литтон AN/ASN-139, выполненную на кольцевых лазерных гироскопах.

Имеется аппаратура радиотехнической системы автоматического захода на посадку на палубу авианосца ALCV, обеспечивающая возможность всепогодного применения истребителя.

Для использования противорадиолокационных ракет типа HARM с 1996 г. на самолеты устанавливается система точного определения координат РЛС противника и выдачи целеуказания ракетам.

В кабине самолетов F/A-18A/B/C/D установлено три многофункциональных монохромных индикатора на ЭЛТ (на центральный индикатор при помощи специальной оптической системы может проецироваться слайд с подвижной картой местности). На ночных вариантах самолета F/A-18C/D установлен центральный цветной индикатор, на который выводится цифровая карта местности.

Кабина F18

Общесамолетные системы. Система управления полетом - цифровая квадруплексная электродистанционная, имеются прямая резервная электрическая проводка ко всем поверхностям управления и резервная механическая проводка (по каналам тангажа и крена) к стабилизатору. Органами продольного управления служат симметрично отклоняемые консоли стабилизатора, поперечного управления - элероны и дифференциально отклоняемые консоли стабилизатора, путевого - рули направления. В 1981 г. по результатам летных испытаний, начиная с 28 самолета, были увеличены размах и площадь элеронов, введено дифференциальное отклонение носков крыла и закрылков совместно с элеронами для увеличения скорости крена до 180 - 220 град./с. Предусмотрены система улучшения устойчивости и управляемости (на некоторых режимах самолет статически неустойчив), средства повышения сопротивляемости сваливанию и штопору, в частности, автомат перекрестной связи между отклонением органов поперечного и путевого управления. ЭДСУ отличается высокой надежностью: по заявлению фирмы Макдоннелл Дуглас к началу 1992 г. резервная механическая система управления ни разу не была использована по своему прямому назначению и не было ни одного случая посадки с отказавшей цифровой системой. Самолеты ВМС США могут осуществлять автоматическую посадку на палубу авианосца с использованием корабельной системы управления.

В ходе испытаний самолета F-18 HARV (без системы отклонения вектора тяги и дополнительных органов управления) достигался угол атаки 55 град. Однако, хотя исходный самолет F/A-18 и может быть сбалансирован на таком угле атаки, он не управляем в этом режиме: эффективность рулей направления теряется при угле атаки 45-50 град, из-за аэродинамического затенения оперения крылом, максимальная угловая скорость крена при отклонении элеронов падает до величины менее 30 град./с при угле атаки более 20 град.

Гидросистема состоит из двух независимых систем с рабочим давлением 210 кгс/см2, рассчитана на работу в диапазоне температур от -40 град. С до +135 град. С и обеспечивает привод закрылков, органов управления и шасси. Максимальная подача рабочей жидкости 212 л/мин. Система электроснабжения фирмы Дженерал Электрик.

Вооружение. Самолет оснащен встроенной пушкой М61А1 "Вулкан" (20-мм, 4000 и 6000 выстр./мин., 570 снарядов), установленной в носовой части фюзеляжа с блоком стволов, расположенным сверх)" РЛС.

Имеется девять узлов внешней подвески (по одному на концах крыла, по два под каждой консолью и три фюзеляжных). Нормальная боевая нагрузка при сопровождении ударных самолетов включает две УР AIM-9M "Сайдуиндер" на концах крыла и две УР AIM-7M по бокам воздухозаборников. На F/A-18C/D (после 1993 г.) вместо AIM-7M может подвешиваться до шести УР средней дальности с активным радиолокационным самонаведением AIM-120 AMRAAM (вариант: 10 УР AIM-120 и две AIM-9M "Сайдуиндер").

К 2010 г. вооружение истребителя может быть дополнено новой высокоманевренной ракетой ближнего воздушного боя AIM-9X.

Для решения ударных задач самолет может нести корректируемые авиабомбы с лазерным полуактивным GBU-10 и -12, обычные авиабомбы Мк.82 (до 27) и Мк.84, разовые бомбовые кассеты CBU-59, УР AGM-65F "Мейврик" (до четырех) с тепловизионной ГСН, противокорабельные УР AGM-84 "Гарпун", противорадиолокационные УР AGM-88 HARM, контейнеры с НАР.

С 1999 г. самолеты оснащаются тактическими крылатыми ракетами SLAM-ER. В ближайшей перспективе истребитель должен получить также корректируемые авиабомбы с инерциально-спутниковым наведением типа JDAM, а также планирующие авиабомбы GBU-154 JSOW.

Модификации

Летно-технические характеристики

ЛТХ	F/A-18 "Хорнет"
Экипаж	1 чел.
Скорость, км/ч
максимальная на высоте около 10 км	1915
максимальная на высоте до 3 км	1473
Пpактический потолок, м	15 240
Дальность, км
пеpегоночная	3340
действия	740-1065
Масса, кг
максимальная взлетная	23400
Посадочная скорость, км/ч	248
Максимальная скороподъемность, м/с	250
Длина разбега с наземной ВПП, м	430
Макс.эксплуатационная перегрузка	7,5 G
Топлива, л
во внутренних баках	6060
в ПТБ	3750
Тип двигателя	2 х General Electric F404-GE-402 турбовентиляторный
Тяга, кН
форсированная	2 х 78.3
нефорсированная	2 х 52.0
Размах крыла, м
стандартная	11.43
с ракетами на концах	12.31
со сложенными крыльями	8.38
Длина самолета, м	17,07
Высота самолета, м	4,66
Площадь крыла, м2	37,16
Угол стреловидности	20 град.
Вооружение:	шестиствольная 20-мм пушка General Electric M61A1 Vulcan (с 578 снарядов). Нормальная боевая нагрузка - 7031 кг на 9 узлов внешней подвески: 2 УР AIM-9L/M/P Sidewinder на концах крыла и 2 УР AIM-7 по бокам воздухозаборников. УР ASRAAM (вместо АIM-9) и AIM-120 AMRAAM (вместо AIM-7) до шести УР AIM-9. Для ударных операций самолет оснащается бомбами с лазерным наведением GBU-10 и -12, обычными бомбами Mk.82 (до 27) и Mk.84, бомбовыми кассетами CBU-59, 4 УР AGM-65F Maverick, ПКР AGM-64 Harpoon, противорадиолокационные УР AGM-88 HARM, контейнерами с 70-мм НАР УР SLAM and SLAM ER Контейнеры ADM-141 TALD

Боевое применение

Операция «Каньон Эльдорадо» - Ливия, апрель 1986 Война в Персидском заливе - освобождение Кувейта, 1991. F/A-18 широко применялся для нанесения бомбовых ударов и воздушного прикрытия во время операции «Буря в пустыне». На их счету 2 сбитых иракских МиГ-21, причём оба МиГ-21 сбиты во время вылета на бомбометание; «Хорнеты» несли бомбы, и после уничтожения ракетами «воздух-воздух» иракских истребителей продолжили выполнение боевой задачи, подтвердив таким образом свою многофункциональность - это был первый в истории случай, когда самолёты с тяжёлой бомбовой нагрузкой одержали в воздушном бою победу над лёгкими истребителями. Также F/A-18 уничтожили взлетающий на аэродроме МиГ-23, при этом один «Хорнет» был сбит ракетой ЗРК С-75. В первый день войны группа из 40 «Хорнетов» перехватывается одиночным перехватчиком МиГ-25, один из F/A-18 получает попадание ракеты и падает на землю, пилот погибает, став первой жертвой в операции «Буря в пустыне». Иракский МиГ возвращается на аэродром. Точное число потерь неизвестно, по разным данным, они составили от 1 до 7 «Хорнетов» (в том числе 1 сбит иракским МиГ-25, 1 разбился по техническим причинам), и более 10 поврежденных. Операция «Обдуманная сила» - бомбардировки позиций боснийских сербов, 1995 Операция «Лиса пустыни» - бомбовые удары по военным объектам Ирака, 1998 Военная операция в Афганистане - с 2001 Иракская война - операция по свержению режима С. Хусейна, 2003-2010. К 2008 году было потеряно как минимум 5 F/A-18. Операция Odyssey Dawn - бомбардировки объектов военного потенциала режима Каддафи, Ливия, 2011 4 июля 2003 года американский F/A-18 был перехвачен истребителем F-16A ВВС Индонезии. Самолёты разошлись и до открытия огня дело не дошло.