1. Основные технические данные двигателя ТА-15

Марка двигателя – ТА-15
Тип двигателя – турбовинтовой
Направление вращения воздушного винта и ротора двигателя (если смотреть по полету) – левое.
Число оборотов ротора двигателя, об/мин:
на всех рабочих режимах на земле и в полете – 15100±115
на режиме малого газа – 13900±225
Допустимое время непрерывной работы двигателя, мин:
на максимальном режиме – 15
на взлетном режиме – 5
на номинальном режиме – 60
на крейсерском режиме – без ограничения
на малом газе – 30
Общее время работы двигателя в пределах ресурса:
на взлетном и максимальном режимах – не более 5%
на номинальном режиме – не более 40%
на крейсерском режиме – без ограничения Температура газов за турбиной, 0С (не более):
на взлете для всех аэродромов на взлетном режиме – 470, при tH<+15°C; 520, при tH>+15°C;
при проверке двигателя на земле на номинальном режиме и ниже – 470.
Время перехода от режима малого газа до мощности, соответствующей взлетному режиму (приемистость), сек – не более 20
Топливо для двигателя (рабочее и пусковое) – ТС-1, Т-2 или их смеси Габариты двигателя, мм:
длина – 2346±5
ширина – 677±5
высота – 1075±5
Ресурс двигателя (до первого ремонта), ч – 3000.
Новые материалы основных деталей двигателя
1. Вал вита, корпус перебора, корпус сателлитов, рессора – 40ХНМА
2. Картер редуктора, корпус маслоперепускной втулки, втулка перепуска масла-МЛ5.
1.	Ступень перебора, ступица планетарного механизма, ведущая шестерня планетарной ступени, ведущая шестерня ступени перебора, сателлит 12Х2Н4А.
4. Шестерня внутреннего зацепления ступени перебора и планетарной ступени, маслоперепускная втулка, маслораспределительная втулка – 38ХМЮА.
5. Корпус лобового картера, корпус центрального привода, корпус коробки приводов – МЛ5
6. Шестерни приводов – 12Х2Н4А
7. Корпус компрессора – Сталь 20
8. Рабочая лопатка, лопатка входного направляющего аппарата, лопатка направляющею аппарата – Х17Н2
9. Внутреннее, наружное и лабиринтное кольца направляющего аппарата – Сталь 10KI1.
10. Диск и задний вал-2 () Х15НЗМА.
11. Внутреннее и наружное кольца входного направляющего аппарата – ДIT.
12. Корпус камеры сгорания – X18H9T.
13. Корпус заднего подшипника компрессора, корпус подшипника турбины – Сталь 20.
14. Жаровая часть – Специальный жаропрочный материал
15. Вал турбины -40ХНМА.
16. Диск, рабочие лопатки III ступени, стяжной болт ротора, дефлектор – ЭИ-437Б.
17. Внутреннее и наружное кольца соплового аппарата I ступени – ЭИ-696.
18. Внутреннее и наружное кольца сопловых аппаратов II и III ступеней – XI8H9T.
19. Лопатки сопловых аппаратов II и III ступеней – ВЛ7–45у.
20 Лопатки соплового аппарата I ступени, рабочие лопатки I и II ступеней – Специальный жаропрочный материал.
21. Детали реактивного сопла – X18H9T.

2. Описание компоновочной схемы двигателя

Компоновочная схема двигателя ТА-15 является классической для ТВД, чем создатели обеспечили удобство эксплуатации, простоту обслуживания и ремонта с учетом пожеланий потенциальных заказчиков.
Двигатель состоит их входного устройства, газогенератора (компрессора, камеры сгорания и турбины), выхлопного устройства, редуктора и коробки приводов агрегатов. Выбор данной силовой схемы двигателя обоснован уменьшением осевых и продольных нагрузок на подшипники роторов, что существенно улучшает условия их роботы, а следственно и увеличивает назначенный ресурс. Как оговаривалось выше, двигатель выполнен по одновальной схеме, причем ротор газогенератора имеет две опоры, воспринимающие тепловые, осевые и центробежные нагрузки; ротор свободной турбины установлен на трех подшипниках, расположение которых определено специальным силовым расчетом.
Двигатель ТА-15 имеет следующие основные узлы, рассмотрение которых детально приведено в следующем пункте:
1)	Входное устройство;
2)	Компрессор;
3)	Камера сгорания;
4)	Турбина;
5)	Валопровод (ротор);
6)	Выхлопное устройство.

На силовые элементы конструкции газотурбинного двигателя ЛВИ-1 действуют разнообразные нагрузки в виде сил и моментов.
По своей природе основные нагрузки можно разделить на следующие группы:
– газовые нагрузки, возникающие как результат воздействия газового потока на элементы проточной части двигателя и газостатические нагрузки;
– массовые нагрузки, к которым относятся силы инерции и инерционные моменты, возникающие в деталях при вращении ротора, при эволюциях самолета, при взлете и посадке;
– температурные нагрузки, возникающие из-за неравномерного нагрева деталей, различия коэффициентов линейного расширения их материалов, при стеснении температурных деформаций. В зависимости от направления действия нагрузки могут быть разделены на осевые, поперечные, действующие в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Аналогично моменты различного происхождения могут действовать вокруг всех трех осей – продольной, вертикальной, горизонтальной.
Перечисленные нагрузки воспринимаются силовыми элементами корпуса и ротора, частично замыкаются и уравновешиваются в пределах двигателя, а частично передаются на узлы крепления двигателя ТА-15 к самолету.
Выбор силовой схемы двигателя обусловлен специальными прочностными расчетами, анализом всевозможных нагрузок и усилий действующих в нем.

3. Основные узлы двигателя

Входное устройство.
Входное устройство образовано корпусными деталями и снабжено коллектором впрыска воды и защитной сеткой, которая исключает попадание в компрессор крупных и твердых частиц, посторонних предметов. Так повышается надежность двигателя ТА-15. Но в данном случае необходимо учитывать возможность обледенения сетки, недопустимого для нормальной работы. Система впрыска воды в поступающий воздух дает испарение и снижает его температуру. Так можно увеличить подачу топлива для создания необходимой взлетной мощности без превышения предельно допустимой температуры газа. Это особенно важно при очень высоких температурах наружного воздуха. Внутри входное устройство имеет ВНА, узле центрального привода, расположенном внутри центральной части лобового картера.
В верхней части лобового картера па специальном приливе расположены: стартер-генератор, генератор переменного тока, регулятор числа оборотов воздушного винта и центробежный суфлер. В нижней части лобового картера расположены: маслоагрегат двигатели, воздухоотделитель и съемная коробка, на которой устанавливаются топливный насос низкого давления, топливный насос-датчик высокого давления и приводы к гидронасосу и датчику числа оборотов. Кроме того, на лобовом картере размещены неприводные агрегаты: зонд, сигнализатор обледенения, клапан системы флюгирования по отрицательной тяге, маслофильтр и датчик автоматического флюгирования по крутящему моменту.
Лобовой картер является основанием, к которому крепятся спереди редуктор и воздухозаборник силовой установки самолета, а сзади компрессор.
В месте соединения с компрессором в лобовом картере монтируется входной направляющий аппарат компрессора и в специальном приливе размещается роликовый подшипник передней опоры ротора компрессора. Четыре ребра лобового картера, расположенные в воздушном тракте, обогреваются барботажным маслом. В лобовом картере выполнены сверленые каналы для подвода масла па смазку, охлаждение на-груженных деталей и подшипников двигателя и на управление воздушным винтом.
Компрессор
Компрессор дозвуковой, осевой, десятиступенчатый, состоит из трех основных узлов: ротора с рабочими лопатками, корпуса со спрямляющими аппаратами и рабочими кольцами и входного направляющего аппарата.
Ротор компрессора изготовлен из нержавеющей стали и состоит из десяти рабочих колес, жестко связанных между собой и несущих на своих венцах рабочие лопатки, соединенные с рабочими колесами замковым соединением типа «ласточкин хвост». Ротор компрессора вращается на двух подшипниках качения. Передний подшипник – роликовый, допускающий осевое перемещение ротора для компенсации изменения его размеров под влиянием температур и деформации от осевых сил. Фиксирование ротора в осевом направлении осуществляется в заднем радиально-упорном шариковом подшипнике.
Соединение переднего вала ротора компрессора с приводной рессорой редуктора и заднего вала ротора компрессора с налом турбины – шлицевое.
Корпус компрессора стальной, сварной конструкции, состоит из двух половин, с разъемом в осевой вертикальной плоскости. Соединение половин корпуса болтовое.

К кожуху корпуса компрессора привариваются фланцы – передний и задний. Передним фланцем корпус компрессора соединяется с лобовым картером, задним фланцем – с корпусом камеры сгорания.
Направляющие аппараты и уплотнительные кольца рабочих колес, смонтированные в корпусе компрессора, образуют часть сужающегося воздушного тракта статора компрессора.
Для обеспечения нормальной работы компрессора на нерасчетных режимах на картере компрессора монтируются четыре клапана перепуска воздуха.
– два за V ступенью и два за VIII ступенью компрессора.
На корпусе компрессора размешаются агрегаты: две катушки зажигания, клапан отключения стартер-генератора, клапан системы пожаротушения, клапан пускового топлива, автомат дозировки топлива, поступающего к рабочим форсункам, а также масляные, топливные и электрические коммуникации.

Общий вид ротора компрессора двигателя ТА-15

Компрессор двигателя ЛВИ-1 снабжен специальными осмотровыми окнами для доступа при диагностике.
Камера сгорания.
Узел камеры сгорания состоит из четырех основных узлов: силового корпуса, камеры сгорания, восьми рабочих топливных форсунок с топливным коллектором и двух пусковых блоков. Корпус камеры сгорания сварной конструкции, изготавливается из нержавеющей стали. Корпус выполнен из двух частей – основного переднего корпуса и заднего наружного кожуха, соединенных между собой болтами. 	Передний корпус является одним из главных силовых узлов, в опорах его монтируется задний вал ротора компрессора и вал турбины. В соединении корпуса с задним кожухом расположены две цапфы задней подвески двигателя. Во внутренней полости корпуса располагается камера сгорания.
На наружной поверхности корпуса камеры сгорания имеются фланцы для постановки рабочих топливных форсунок, пусковых блоков, системы отбора воздуха для нужд самолета и штуцеры для подсоединения трубопроводов систем маслопитания и суфлирования. Задний кожух стальной, сварной конструкции состоит из двух фланцев и оболочки, изготовленных из нержавеющей стали. На задний фланец кожуха устанавливаются сопловые аппараты турбины. Камера сгорания кольцевого типа, изготавливается из листовой жаростойкой стали.
Основным силовым звеном камеры сгорания является лобовое кольцо, к которому при помощи точечной сварки присоединены: с передней стороны восемь головок с завихрителями, куда входят рабочие форсунки, с задней стороны внутренние и наружные кольца, образующие тракт камеры сгорания.
Фиксация камеры сгорания в корпусе осуществляется восемью штифтами, закрепленными па корпусе камеры радиально. Задняя часть камеры сгорания центрируется на кольцах соплового аппарата I ступени турбины.

Рабочие топливные форсунки – одноканального типа. Крепление форсунок на переднем корпусе камеры сгорания осуществляется при помощи фланцев, допускающих радиальное перемещение форсунок при нагреве и охлаждении камеры сгорания. Кольцевой топливный коллектор закреплен па корпусе радиальными пальцами.
В камере сгорания имеются два пусковых блока, состоящих из корпуса пусковой форсунки и свечи. Пусковые блоки устанавливаются на фланцах переднего корпуса камеры сгорания и входят в специальные отверстия в камере сгорания.
Камера сгорания изготовлена из жаропрочного сплава на никелевой и хромистой основе ХН75НБТЮ. Для повышения стойкости к газовой коррозии и окислению поверхности жаровая труба покрыта специальной эмалью.
Самым опасным дефектом КС является возникновения вибрационного горения. Этот дефект может возникать на различных режимах двигателя: как в стендовых условиях, так и в условиях полета. Поэтому для устранения этого дефекта нужно с помощью осцилографирования пульсации давления в нескольких точках КС определить частоту и форму колебаний. Далее намечаются пути решения этого дефекта: при помощи антивибрационного экрана или же другими способами.
Часто встречаются прогары и обгорания кромок различных элементов конструкции. Многие детали КС подвержены многократным изменениям их температуры в широком диапазоне, при этом возникают существенные внутренние термические напряжения, что приводит к разрушению этих деталей в результате малоцикловой усталости. В этом случае большую роль играет эффект концентрации напряжений в уголках с малыми радиусами перехода и рисками от недостаточной чистоты обработки. Для устранения такого рода дефектов следует также применять сварные соединения со сваркой плавлением с соединением деталей встык вместо соединения внахлест или контактной сварки.
Турбина
Турбина двигателя осевая, реактивная, трехступенчатая, состоит из следующих узлов: ротора, статора и реактивного сопла.
Ротор турбины состоит из трех рабочих колес, сцентрированных между собой и соединенных анкерными болтами со специально развитым фланцем вала турбины. Крепление всех трех рабочих колес к фланцу вала – консольное. Крепление лопаток на рабочих колесах осуществляется при помощи «елочного» замка и контровок.
Рабочие колеса I и II ступеней турбины охлаждаются воздухом, проникающим в полость между телом рабочего колеса и специальным дефлектором, жестко сочлененным с рабочим колесом. Вал ротора турбины двухопорный. Основной опорой нала является роликовый подшипник, расположенный на валу у диска I ступени турбины. Дополнительной опорой вала служит задняя цапфа ротора компрессора, с которой вал ротора турбины соединен при помощи шлицев и специального стяжного болта.
Статор турбины состоит из трех сопловых аппаратов, соединенных между собой и с корпусом камеры сгорания болтами.
Сопловой аппарат I ступени турбины состоит из наружного кольца, внутреннего корпуса и съемных лопаток, расположенных между ними.
Сопловые аппараты II и III ступеней турбины сварные, по своей конструкции аналогичны. Уплотнение между ступенями турбины осуществляется мягкими вставками, монтируемыми в специальных пазах сопловых аппаратов, выполненных по типу «ласточкин хвост». Внутренние кольца сопловых аппаратов II и III ступеней своими профильными просечками центрируются па лопатках аппаратов для компенсации температурных деформаций.

Ротор турбины: 1 – вал турбины; 2 – гайка; 3 – роликовый подшипник; 4, 5 – лабиринтные втулки; б – фиксационный шгифт; 7 – дефлектор; 8 – рабочее колесо 1 ступени; Э – пластинчатый замок лопатки; 10 – рабочая лопатка; 11 – втулка; 12 – стяжной болт; 13 – гайка; 14 – монтажный выступ; 15 – балансировочный болт; 16 – гребешки лабиринтных уплотнений; 17 – рабочее колесо III ступени; 18 – рабочее колесо И ступени; 19 – дефлектор; 20 – стопорная шайба: 21 – упорное кольцо

В турбинах двигателей ТА-15 устанавливаются РЛ, изготовленные из специальных керамических материалов – нитрид кремния и карбид кремния фирмы «Герритт». Это значительно повышает температуру газа перед турбиной. Условия работы дисков сложные и весьма тяжелые. Диски находятся под воздействием огромных радиальных инерционных сил, возникающих при вращении от лопаток и собственной массы дисков. Достаточно сказать, что каждая лопатка, закрепленная на диске, при окружной скорости на среднем радиусе лопаточной части в 300…400 м/с создает растягивающую диск силу, в (20…30)*103 раз превышающую ее собственную массу. Например, лопатка, обладающая массой в 0,5 кг, создает радиальную силу в 100…150 кН или 10…15 т. На диске обычно размещается несколько десятков лопаток, таким образом, общая радиальная нагрузка на диски достигает нескольких сотен тонн. Другим видом нагрузки, действующей на диски, являются газодинамические и газостатические осевые силы. Осевые газодинамические силы возникают на лопатках, а газостатические – вследствие разности статических давлений на переднюю и заднюю стороны диска. Вследствие большой поверхности, ометаемой лопатками, и собственной поверхности диска осевая сила также может достигать больших значений, исчисляясь сотнями килоньютонов (десятками тонн). Эти осевые силы создают изгиб дисков. Возникающие при этом напряжения изгиба зависят от способа соединения дисков между собой и с валом, от распределения давлений вдоль радиуса диска, от мест расположения воздушных уплотнений и других конструктивных особенностей.
Напряжения изгиба могут достигать больших значений, особенно в дисках, имеющих тонкие стенки и лопатки больших размеров.
Изгиб дисков происходит также от действия поперечных инерционных сил, которые возникают при эволюциях летательного аппарата и при изгибе ротора на резонансных частотах вращения. Инерционные силы могут достигать больших значений и представлять опасность при больших размерах лопаток и тонких дисках на ступенях компрессоров и вентиляторов.
Огромные напряжения возникают в дисках турбин вследствие неравномерности их нагрева на рабочих режимах. Температура диска на внешнем контуре может достигать 800…900°С, в то время как в центральной части, вследствие интенсивного отвода тепла, температура, как правило, не превышает 300…350°С. Это приводит к тому, что на внешнем контуре возникают большие термические напряжения сжатия, а в центральной части – напряжения растяжения. Это существенно снижает запасы прочности дисков вследствие сложения термических напряжений с напряжениями от инерционных сил и вследствие резкого уменьшения прочностных свойств материалов при высоких температурах. Особые условия работы дисков возникают вследствие вибраций. Вибрации вызываются двумя причинами: неоднородностью и пульсациями воздушного и газового потоков, действующих на РЛ и диск, и механическими воздействиями со стороны смежных валов и корпусов, передающимися на диски через опоры. Вибрации становятся особенно опасными, если при определенных частотах вращения роторов возникают резонансные явления. Тогда в дисках появляются большие дополнительные динамические напряжения, которые с течением времени могут привести к появлению трещин и других дефектов на дисках, а в отдельных случаях – к немедленному разрушению дисков.
Валопровод (ротор)
Ротор двигателя ТА-15 состоит из двух частей и опирается на пять осесимметричных упругих опор. Осесимметричные опоры не дают каких-либо качественных изменений частотных характеристик роторов. Имеют место лишь количественные изменения диаграммы собственных частот ротора и соответствующие изменения критических и резонансных частот вращения. Упругие опоры дают существенное снижение всех частотных характеристик. В связи с этим снижаются все критические и резонансные угловые скорости ротора. Чем меньше жесткость вводимых упругих опор, тем значительнее снижение частот. Подбором коэффициентов СА и Св опор можно добиться смещения опасных резонансных частот из рабочего диапазона угловых скоростей ротора. Однако для двигателей, предназначенных для маневренных самолетов, большая податливость в опорах приводит к большим деформациям на маневре вследствие действия статических инерционных сил. Это, может привести к задеванию лопаток компрессоров или турбин за корпус. Для избежания этого дефекта в упругие опоры введены ограничители прогиба выключающие упругие элементы в одной или в обеих опорах, что восстанавливает возможность появления резонансных колебаний роторов на режимах маневра самолета. Смазка и охлаждение всех подшипников осуществляется масляными форсунками, подводящими масло под давлением. Для уменьшения теплового потока, поступающего от нагретых элементов двигателя ТА-15, существует ряд конструкторских решений. Так, например, корпус опор покрыт теплоизоляцией, а для снижения теплового потока от вала к подшипнику последний устанавливают на вал через промежуточную втулку, на внутренней поверхности которой выполняются продольные пазы для уменьшения площади соприкосновения ее с более нагретым валом или корпусом. В опорах этого ГТД применены подшипники качения, ограничивающие надежность и ресурс работы. Подшипники роторов работают при значительных нагрузках, больших угловых скоростях и повышенных температурных режимах. Эксплуатационные дефекты роторов зависят во многом от качества выполнения отдельных деталей, сборки и балансировки. Появляются они как правило при превышении максимально допустимой температуры газа за турбиной, высоконагруженных режимах работы и т.д. Основными мероприятиями по предотвращению дефектов являются своевременный и надлежащий контроль за техническим состоянием, правильная эксплуатация.
Выходное устройство
Реактивное сопло нерегулируемое, состоит из наружного и внутреннего колец, соединенных между собой тремя пустотелыми стойками. Реактивное сопло двумя наружными фланцами соединяется с сопловым аппаратом III ступени турбины и самолетной газоотводящей трубой. Для эффективной работы камеры сгорания в зоне горения должно быть обеспечено необходимое соотношение количеств топлива и воздуха и хорошее их смешение, а также удовлетворительный распыл топлива, поступающего из форсунок. Должны быть, кроме того, созданы условия, обеспечивающие непрерывное воспламенение топлива. Элементами, обеспечивающими правильную организацию процесса сгорания, являются фронтовые устройства и форсунки, которые позволяют получить необходимое смесеобразование, поля концентрации топлива и поля скоростей газов по сечениям камеры. Эти факторы определяют расположение фронта пламени, величину его поверхности и скорость сгорания. Образуемые фронтовыми устройствами обратные токи горючих газов в область форсунки обеспечивают непрерывное воспламенение поступающего топлива как на основных режимах работы, так и на переходных, что делает факел устойчивым в широком диапазоне режимов. В эксплуатации возможно появление ряда дефектов выхлопного устройства. Среди них различные прогары, потери свойств материалов, и разрушений в следствие температурных расширений. Предотвращение указанных недостатков возможно при правильной эксплуатации двигателя ТА-15 в соответствии с РЛЭ и ЛЭ СУ.
двигатель кольцо компрессор ротор
Размещено на Allbest.ru