Схема двигателя аи 222

АИ-222: СЕМЕЙСТВО ДВИГАТЕЛЕЙ

Федор Михайлович Муравченко, генеральный конструктор ГП «Ивченко-Прогресс» имени академика А.Г. Ивченко

В настоящее время для развивающихся и переоснащающихся парков военной авиации ряда стран возникла острая потребность в учебно-тренировочных самолетах (УТС) повышенной подготовки, имеющих характеристики устойчивости и управляемости на уровне современных и перспективных истребителей и высокий уровень показателя «стоимость-эффективность», а также в разработке на базе УТС легких штурмовиков и истребителей. Это поставило на повестку дня в ГП «Ивченко-Прогресс» вопрос создания для таких самолетов новых двигателей, обладающих качествами лучших мировых образцов турбореактивных двигателей (ТРДД) для боевой авиации.

В соответствии с тактико-техническим заданием Заказчика МО Российской Федерации в кооперации ГП «Ивченко-Прогресс» с ФГУП «НПЦ Газотурбостроения «Салют» (Москва, Россия) и ОАО «Мотор Сич» (Запорожье, Украина) создается один из таких двигателей — ТРДД АИ-222-25 для учебно-боевого самолета Як-130.

В результате такой мощной кооперации удалось значительно сократить производственные затраты и сроки программы создания нового двигателя. В ноябре 2002 г. начаты стендовые испытания газогенератора двигателя АИ-222-25, в июне 2003 г. состоялся первый запуск полноразмерного двигателя и уже 30 апреля 2004 г. — первый полет учебно-тренировочного самолета Як-130 №1.
Завершен комплекс специальных стендовых испытаний двигателей; комплекс стендовых испытаний двигателей по подтверждению надежности и работоспособности двигателя в течение ресурсов до первого капитального ремонта 300 ч и назначенного — 600 ч, в том числе и по ускоренной эквивалентно-циклической программе.

В конце 2007 г. пройден первый этап государственных испытаний самолета Як-130 с маршевыми двигателями АИ-222-25. По окончании испытаний оформлено предварительное заключение в целом по самолету. В ноябре 2007 г. двигатель АИ-222-25 был предъявлен на государственные стендовые испытания, которые успешно завершены в январе 2008 г. На апрель 2008 г. запланировано оформление акта о прохождении двигателем государственных стендовых испытаний.

Со второго полугодия 2007 г. начато изготовление установочной партии двигателей АИ-222-25 для самолетов Як-130, предназначенных для поставок в строевые части ВВС МО Российской Федерации и по контрактам в другие страны.
Двигатель АИ-222-25 является базовым для создания семейства ТРДД АИ-222. Так, для перспективных учебно-тренировочных самолетов повышенной подготовки летного состава, а также легких боевых самолетов с максимальной скоростью полета (соответствующей числу М = 1,6) создается ТРДДФ АИ-222-25Ф. Этот двигатель является модификацией АИ-222-25 с форсажной камерой и тягой на режиме полного форсажа в условиях взлета 4200 кгс.

В настоящее время завершено оформление технической документации и продолжается изготовление опытной партии двигателей. В первой половине 2007 г. начаты стендовые испытания двигателя, в результате которых пройдены следующие этапы: отработка и согласование законов управления основного контура, форсажной камеры и регулируемого сопла двигателя; определение характеристик двигателя, а также соответствие основных данных техническим требованиям на двигатель; оценка работоспособности двигателя; оценка достаточности суфлирования масляных полостей опор роторов двигателя.
В настоящее время стендовые испытания двигателя продолжаются. Планируемый срок сертификации двигателя АИ-222-25Ф — конец 2009 г.

Перспективы развития двигателя АИ-222 для установки на УТС, УБС и ЛБС

Благодаря оптимальным характеристикам тяги и экономичности, высокому ресурсу и низким эксплуатационным затратам, отвечающим требованиям XXI века, двигатели семейства АИ-222 позволят создать гамму самолетов, обладающих высоким уровнем конкурентоспособности, а также повысить тактико-технические характеристики модернизируемых самолетов.

В соответствии с ТТЗ проведены параметрические исследования и расчетно-конструкторские проработки, направленные на развитие двигателей семейства АИ-222, предназначенных для установки на УТС, УБС и ЛБС. На сегодняшний день со стороны потенциальных заказчиков проявлен интерес к следующим модификациям: ТРДД АИ-222-28 и АИ-222-25 КФК.

АИ-222-28

Данная модификация будет создана путем использования в базовом двигателе модифицированной турбины с усовершенствованной системой охлаждения. Такая турбина разрабатывается на базе апробированных технических решений и позволит повысить температуру газа, обеспечивая повышение тяги до 2800 кгс.

По компрессорной части двигатели АИ-222-25 и АИ-222-28 полностью унифицированы.

Особенностью конструкции ТРДДФ АИ-222-25 КФК является короткая форсажная камера (КФК), установка которой увеличивает габаритную длину двигателя не более чем на 500 мм относительно базового ТРДД АИ-222-25. КФК обеспечивает поддержание одного форсажного режима, что значительно упрощает систему управления двигателем.

Перспективы развития двигателя АИ-222 для установки на административных, транспортных и специальных самолетах, на транспортных вертолетах

На базе двигателя АИ-222-25 создается турбореактивный двухконтурный двигатель АИ-222-40 со степенью двухконтурности более 5, предназначенный для силовой установки малоразмерных транспортных, региональных пассажирских, служебных самолетов и самолетов метеорологического наблюдения на больших высотах, а также для платформ трансляции связи.

Двигатель разрабатывается с перспективным малошумным широкохордным вентилятором, камерой смешения, общим соплом и решетчатым реверсом.

Проектируются турбовинтовые модификации двигателя АИ-6500ТП и АИ-8000ТП для пассажирских и транспортных самолетов. Конструктивная схема этих двигателей отработана на ТВД ТВ3-117ВМА-СБМ1 для самолета Ан-140 и позволяет легко адаптировать двигатели к силовым установкам различных летательных аппаратов, а также она позволяет обеспечить минимальные потери давления на входе воздуха в двигатели и оптимальное размещение агрегатов для упрощения технического обслуживания.

Турбовальная модификация двигателя АИ-8000В для транспортного вертолета создается на базе турбовинтового двигателя АИ-8000ТП. Решения, применяемые в конструкции свободной турбины и выхлопного устройства двигателя, проверены в конструкции аналогичных узлов турбовального двигателя Д-136, установленного на тяжелом транспортном вертолете Ми-26.

В развитие отечественной авиации государственным предприятием «Запорожское машиностроительное конструкторское бюро «Прогресс» имени академика А.Г. Ивченко внесен существенный вклад. Только за последние 15 лет в кооперации с российскими предприятиями разработано более 10 новых высокоэффективных двигателей для самолетов Ан-70, Ан-74ТК-300, Ан-140, Ан-148, Бе-200, Ту-324, Ту-334, Як-130, JL-8, L-15 и вертолета Ка-226. Всего за более чем 60-летний период деятельности предприятия двигателестроительными заводами мира изготовлено свыше 80000 авиационных поршневых и газотурбинных двигателей, турбостартеров и приводов индустриального применения. Авиадвигатели, разработанные ГП «Ивченко-Прогресс», применяют на 57 типах ЛА в 109 странах. Общая наработка в эксплуатации газотурбинных двигателей составляет свыше 300 млн ч.

ГП «Ивченко-Прогресс» осуществляет единую техническую и маркетинговую политику совместно с украинскими и российскими изготовителями газотурбинной техники.

[Напоминаем, что Интернет-вариант статьи сильно сокращен. Ред.]

АИ-222-25 превосходит F124-GA-200

Когда американская реклама – двигатель нашей торговли

В начале 1990-х, когда отечественный авиапром вступил полосу глубокого кризиса, в ОКБ имени А.Н. Туполева предложили создать региональный пассажирский самолет Ту-324. Главным действующим лицом, как тогда казалось, перспективного проекта, должен был стать двухконтурный ТРД АИ-22, разрабатывавшийся в Запорожском машиностроительном конструкторском бюро «Прогресс» имени А.Г. Ивченко. Хотя самолет, несмотря на все попытки найти заказчика, так и остался на бумаге, разработку АИ-22 не прекратили. Более того, открылась прекрасная перспектива установки нового двигателя на разрабатывавшийся в ОКБ имени А.С. Яковлева учебно-тренировочный самолет Як-130.

Надо сказать, что история повторяется. Когда-то двигатель АИ-25, созданный для пассажирского Як-40, был модифицирован в вариант АИ-25ТЛ для чехословацкого УТС Л-39. Теперь предстояло проект АИ-22 адаптировать к отечественному УТС Як-130.

Почти одновременно за рубежом начались поиски двигателя для итальянского «клона» УТС Як-130 – самолета М-346 компании «Аэромакки». Выбор пал на бесфорсажную модификацию ТРДДФ TFE1042-70, разработанного в 1980-е годы совместными усилиями тайваньской фирмы «А10С» и американской «Гаррет» и устанавливающегося на истребителях «Цзин Го» ВВС Таиланда.

Двигатель АИ-22 поставили на стенд в 2000 г., и его первый запуск состоялся 26 сентября. Испытания подтвердили расчетные характеристики ТРДД, но для Як-130 требовался двигатель тягой 2500 кгс, в то время как АИ-22 на взлете развивал 3755 кгс, а на максимальном чрезвычайном режиме и того больше. АИ-22 для УТС был явно переразмерен. Выход нашли, взяв за основу будущего АИ-222-25 модифицированный вариант газогенератора предшественника. Это существенно сократило сроки создания нового ТРДД.

Двигатель, как известно, является самым наукоемким агрегатом летального аппарата, и от первых набросков до получения кондиционного продукта, несмотря на накопленный опыт и суперсовременные технологии, уходит около десяти лет. Так оно и получилось, только на этот раз за эти десять лет удалось создать сразу два ТРДД для летательных аппаратов различного назначения.

В ноябре 2002 г. начались стендовые испытания модифицированного газогенератора, а в июне следующего года состоялся первый запуск полноразмерного двигателя. Очень высокие темпы создания АИ-222-25 позволили в апреле 2004 г. приступить к летным испытаниям Як-130.

Сегодня АИ-222-25 выпускается предприятием АО «Мотор Сич» в кооперации с МНПО «Салют» и Омским МПО имени П.И. Баранова.

Двигатель АИ-222 нашел применение не только на Як-130, но и на китайском L-15, созданном, как известно, на базе российской машины.

Объем выпуска АИ-222-25 постоянно возрастает в связи с расширением производства Як-130, а это верный признак совершенствования ТРДД. Так АИ-222-25 стал базовым для разработки целого семейства двигателей тягой от 2800 кгс (АИ-222-28) до 5000 кгс с форсажной камерой, а также с устройством изменения вектора тяги АИ-222-25ВТ. Помимо это­го, корпорация «НПО «А. Ивченко» предлагает турбовальный двигатель АИ-8000В взлетной мощностью до 8300 л.с., турбовинтовой 6500-сильный АИ-8000, газотурбинный привод класса мощности до 4000 Вт.

Характеристики двигателя АИ-222-25
Источник: Авиапанорама

Информация об этом двигателе очень скупа. Во всяком случае, иностранные источники утверждают, что соотношение тяги и веса F124-GA-200 считается одним из самых высоких среди двигателей подобного типа, используемых на учебных реактивных самолетах. Как тут не вспомнить, что реклама – двигатель торговли. Однако на этот раз получилось все наоборот. ТРДД АИ-222-25 оказался заметно легче, его удельный вес на 4,3% ниже американского.

Диаметр F-124-GA-200 на 286 мм больше, но зато он более чем на 500 мм короче, чем АИ-222-25. При двух двигателях мидель фюзеляжа итальянского аналога Як-130 должен быть почти на 0,6 м шире, а это, как известно, увеличивает аэродинамическое сопротивление.

Но это не все. Большое отличие степеней двухконтурности двигателей повлекло и суще­ственную разницу в удельных расходах топлива. У украинского двигателя этот параметр на взлетном режиме составляет 0,64, а у американского – 0,81 кг/кгс в час. Согласитесь, разница существенная.

Как АИ-222-25, так и F124-GA-200 оснащены цифровой системой управления. Правда, «американец» имеет встроенную систему мониторинга, которая в режиме реального време­ни отслеживает состояние двигателей, а также хранит данные о наработке ТРДД и проведенных технических осмотрах. Такие системы делают использование двигателей экономически выгодным, снижая расходы на техобслуживание. О существовании подобных систем контроля на отечественных двигателях не сообщалось.

Было бы интересно сравнить и другие параметры ТРДД, но производители почему-то стараются их замалчивать. Однако и из сказанного напрашивается вывод, что, несмотря на суперсовременные технологии и новейшее оборудование, американский двигатель по основным параметрам уступает АИ-222-25.

Характеристики двигателя F-124-GA-200
Источник: Авиапанорама

Опубликовано в журнале «Авиапанорама» №1-2014

АИ-25 АВИАЦИОННЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ. серии ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ. Допущено в качестве учебного пособия для личного состава

1 АВИАЦИОННЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ АИ-25 I серии ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ Допущено в качестве учебного пособия для личного состава ИЗДАТЕЛЬСТВО «М А Ш И Н О С Т Р О Е Н И Е» Москва 1971

2 УДК (087.23) Техническое описание составили Афанасьев А. Ф., Бараник А. И., Батурин Я- Н., Валик К. М., Ефименко А. В., Жердев Д. С, Зиенко А. Н. Киселев П. А., Ковган Л. А., Козьмин Ю. Д., Прозоров Е. В., Слюсарев Ю. Е., Фролова Л. И., Цибульский Э. П., Чуйко Г. Б. Ответственный редактор В. А. Лотарев Иллюстрации выполнили Лихолат И. А., Олейник Л. П., Похила В. М., Рыбалко Н. К-

3 Глава 1 ОБЩИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ Двухконтурный турбореактивный двигатель АИ-25 (фиг. 1) предназначен для установки на пассажирские и транспортные самолеты местных линий. Двигатель выполнен по двухкаскадной (двухвальной) схеме с осевым одиннадцатиступенчатым компрессором, разделительным корпусом, кольцевой камерой сгорания, трехступенчатой турбиной и реактивным соплом. Особенность двухкаскадной схемы разделение ротора компрессора на ротор компрессора низкого давления и ротор компрессора высокого давления. Оба ротора приводятся во вращение соответственно своими турбинами и связаны между собой не механической, а газодинамической связью. Выполнение двигателя по двухкаскадной схеме позволило: применить в компрессоре ступени, имеющие высокий коэффициент полезного действия; обеспечить высокие запасы компрессора по помпажу; использовать для запуска двигателя пусковое устройство малой мощности, так как при запуске необходимо раскручивать стартером только ротор высокого давления. Высокая двухконтурность двигателя (/п?«2) обеспечила его высокую экономичность. Компрессор двигателя (фиг. 2) осевой, дозвуковой, двухкаскадный. Первый каскад компрессор низкого давления 2, второй каскад компрессор высокого давления 4. Компрессор низкого давления (КНД) состоит из входного направляющего аппарата, ротора, статора, передней и задней опор ротора. Входной направляющий аппарат (ВНА) сварной конструкции. Лопатки входного направляющего аппарата полые и обогреваются воздухом, подводимым из-за VIII ступени компрессора высокого давления. Ротор компрессора низкого давления барабанно-дисковой конструкции, консольно установлен на подшипниках качения (передний шариковый, задний роликовый). Вращение ротора осуществляется турбиной низкого давления посредством шлицев, нарезанных на заднем конце вала ротора. Диски ротора закреплены на фланце вала при помощи болтов, а рабочие лопатки в дисках шарнирно. Статор компрессора низкого давления представляет неразъемный наружный корпус цилиндрической формы с установленными в нем на

5 Фиг. 1. Двигатель АИ-25: а вид слева; б вид справа

6 правляющими аппаратами и рабочими кольцами. Задним фланцем статор закреплен болтами к разделительному корпусу. Лопатки направляющих аппаратов сплошные и закреплены в наружном и внутреннем кольцах электроклепкой. Компрессор высокого давления (КВД) состоит из входного направляющего аппарата, ротора, статора и клапанов перепуска воздуха из компрессора. Конструкция входного направляющего аппарата КВД позволяет регулировать углы установки лопаток на неработающем двигателе и фиксировать их в нужном положении. Ротор компрессора высокого давления барабанно-дисковой конструкции, состоит из дисков, проставок и валов. Все детали стянуты между собой болтами. Ротор вращается на двух подшипниках (переднем шариковом и заднем роликовом). На конце заднего вала нарезаны шлицы для установки вала турбины высокого давления. Рабочие лопатки ротора установлены на дисках при помощи замков типа «ласточкин хвост». На внешней цилиндрической поверхности проставок между дисками выполнены гребешки лабиринтных уплотнений. Статор компрессора высокого давления состоит из неразъемного корпуса цилиндрической формы, направляющих аппаратов и рабочих колец. На наружной поверхности корпуса размещены ресиверы для отвода воздуха при перепуске. Все детали статора и ротора, кроме вала, изготовлены из титановых сплавов. Снаружи компрессор высокого давления закрыт кожухом, образующим внутреннюю поверхность воздушного тракта второго контура. Между ступенями компрессоров имеются лабиринтные уплотнения. Внутренние поверхности рабочих колец и внутренних колец направляющих аппаратов компрессоров покрыты мягким покрытием. Разделительный корпус 3, расположенный между компрессорами низкого и высокого давлений, служит для разделения потока воздуха между контурами двигателя, размещения агрегатов и приводов к ним, а также для размещения опор компрессоров. Корпус отлит из магниевого сплава. Наружный и внутренний конусы разделительного корпуса, а также разделительное кольцо связаны между собой шестью радиальными стойками и образуют воздушный тракт наружного и внутреннего контуров двигателя. Разделительный корпус состоит из корпуса, центрального привода и верхней коробки приводов. Основные приводы агрегатов расположены в нижнем приливе корпуса и приводятся во вращение от ротора компрессора высокого давления через систему шестерен. Приводы, расположенные в верхней коробке, получают вращение от ротора компрессора низкого давления. Камера сгорания 5 состоит из корпуса, жаровой трубы, топливного коллектора с форсунками и воспламенителей. Корпус стальной, сварной конструкции. На наружной поверхности корпуса расположены: 12 фланцев крепления топливных форсунок; фланцы установки штифтов, фиксирующих жаровую трубу в корпусе, и четыре фланца пустотелых ребер, по которым проходит воздух, отбираемый от двигателя на нужды двигателя и самолета, и коммуникации двигателя. Жаровая труба кольцевого типа, с двенадцатью головками, сварной конструкции, изготовлена из стального листа. Наружный и внутренний кожухи жаровой трубы сварены из отдельных колец, спрофилированных так, что они образуют ряд щелей, через которые для охлаждения стенок поступает вторичный воздух камеры сгорания. Рабочие форсунки центробежные, одноканальные. Турбина двухвальная, реактивная. Одноступенчатая турбина высокого давления 6 приводит во вращение ротор компрессора б

7 высокого давления, двухступенчатая турбина низкого давления 7 приводит во вращение ротор компрессора низкого давления. Направление вращения роторов левое. Турбина высокого давления состоит из соплового аппарата I ступени и рабочего колеса. Сопловой аппарат турбины разборной конструкции, состоит из наружного и внутреннего колец, между которыми расположены охлаждаемые лопатки. Рабочее колесо турбины болтами соединено с валом, передающим крутящий момент ротору компрессора высокого давления. Рабочие лопатки попарно установлены в пазы диска. Лопатки литые, имеют удлиненную ножку, на периферийной части имеют полку с лабиринтными гребешками. Полки лопаток образуют сплошное кольцо. Турбина низкого давления включает статор и ротор. Статор состоит из наружного корпуса, сопловых лопаток II и III ступеней и внутренних корпусов. Наружный корпус цельный, точеный, изготовлен из стали, в пазы на его внутренней поверхности установлены лопатки. Сопловые лопатки литые, по концам имеют полки, при помощи которых крепятся в корпусах. Внутренние корпуса сварной конструкции, состоят из кольца, в которое набираются лопатки, диафрагмы и уплотнительного кольца. Ротор состоит из двух рабочих колес и вала, скрепленных между собой стяжными болтами. Рабочие лопатки II ступени литые, Ш ступени кованые, попарно устанавливаются в пазы дисков, имеют удлиненную ножку и на периферийной части полку с лабиринтными гребешками. Полки всех лопаток, набранных в диск, образуют сплошное лабиринтное кольцо. Ротор вращается в двух подшипниках: переднем роликовом, расположенном внутри вала компрессора высокого давления, и в заднем роликовом, расположенном в корпусе задней опоры. Корпуса турбин закрыты кожухом, образующим внутреннюю поверхность воздушного тракта второго контура. Масляная система двигателя замкнутая, циркуляционная, под давлением. Подача масла на смазку осуществляется нагнетающей ступенью маслоагрегата двигателя. Три откачивающих секции откачивают масло из полостей подшипников ротора двигателя и из полости разделительного корпуса. Охлаждение масла производится топливом в топливно-масляном агрегате (ТМА), установленном в топливной магистрали низкого давления между подкачивающим и основным топливными насосами. Суфлирование полостей опор подшипников и масляного бака осуществляется через разделительный корпус, для чего все полости соединены между собой трубопроводами. Суфлирование разделительного корпуса производится через центробежный суфлер, расположенный на валике привода воздушного стартера. Очищенный от масла воздух отводится в реактивное сопло второго контура двигателя. Топливная система двигателя обеспечивает подачу топлива в двигатель в количестве, определяемом положением рычага управления двигателем (режимом работы двигателя) и давлением воздуха на входе в двигатель (режимом полета). Топливно-регулирующие агрегаты осуществляют также дозирование топлива при запуске, приемистости, управление клапанами перепуска воздуха из компрессора, защиту двигателя от превышения оборотов, срыва пламени и выполняют ряд вспомогательных функций. Запуск двигателя осуществляется воздушным стартером, установленным в нижней части разделительного корпуса. Воздушный стартер получает сжатый воздух от пускового двигателя АИ-9, установленного

8 на самолете. Циклограмма запуска двигателя осуществляется автоматической панелью запуска двигателя, установленной на самолете. Система зажигания и электрооборудование двигателя. Зажигание топлива в камере сгорания производится запальными свечами поверхностного разряда, питание которых осуществляется низковольтными катушками. Свечи установлены в воспламенителях камеры сгорания. На двигателе установлен коллектор, в котором собраны электропровода, подведенные к нему от соответствующих штепсельных разъемов. Соединение электрических коммуникаций двигателя с самолетными системами производится двумя штепсельными разъемами. Система сигнализации о пожаре выдает сигнал о возникновении пожара во внутренних (масляных) полостях двигателя. На двигателе имеются два резьбовых отверстия для установки датчиков-термонзвещателей системы сигнализации: одно на передней стенке нижнего прилива разделительного корпуса, второе в трубопроводе суфлирования масляных полостей подшипников турбин. При получении сигнала о пожаре двигатель останавливается, затем подается огнегасящий состав одновременно в полости разделительного корпуса, передних подшипников турбин, заднего подшипника турбины. Для установки двигателя на самолете предусмотрено шесть мест крепления узлов подвески двигателя. Двигатель оборудован средствами раннего обнаружения неисправностей: сигнализатором опасных вибраций; стружкосигнализатором; системой сигнализации о пожаре, магнитной пробкой; сигнализатором закрытого положения клапана воздушного стартера СВ-25; сигнализатором перепада давлений в топливно-масляном агрегате 4717Т; сигнализатором минимального уровня масла СУЗ-14Т. Для осмотра лопаток входного направляющего аппарата и лопаток I ступени компрессора высокого давления на разделительном корпусе выполнены смотровые окна, лопатки компрессора низкого давления осматриваются через лючки на корпусе компрессора низкого давления. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ ОБЩИЕ ДАННЫЕ 1. Условное обозначение двигателя АИ-25 I серия 2. Тип двигателя двухконтурный, турбореактивный, двухкаскадный направление вращения роторов левое (смотря со стороны реактивных сопел) 3. Компрессор: тип осевой, двухкаскадный количество ступеней 11 (3 ступени каскада низкого давления и 8 ступеней каскада высокого давления) суммарная степень повышения давления на взлетном режиме (при Я = 0, У=0, МСЛ) 8 4. Камера сгорания: тип кольцевая количество головок Турбина: тип осевая, двухвальная количество ступеней три (одна ступень каскада высокого давления и две ступени каскада низкого давления)

9 6. Реактивные сопла первого (внутреннего) и второго (наружного) контуров 7. Основные параметры двигателя (при #=0, 1’=0, МСА) Режчм Тяга кг Удельный расход топлива кг топлива кг тяги час не более сужающиеся, нерегулируемые Обороты Обороты ротора КВД ротора КНД об] мин об] мин Взлетный Номинальный 0,85 номинального 0,7 номинального 0,6 но\;инального 0,4 номинальною Малый газ ,570 0,565 0, Удельный расход топлива (при Я = 6000 м, У=550 км/час, кг топлива МСА, тяге 443 кг) 0,795 кг тяги час 9. Тяга на взлетном режиме (при Н = 0, У = 0, ^п=+30 р С, б о = 76О мм рт. ст.) 1350 кг Примечания. 1. Основные технические данные приведены при работе двигателя без: ‘! отбора воздуха на системы кондиционирования и противообледенения; включения загрузки самолетных агрегатов; учета потерь во входных и выходных каналах силовых установок самолета. 2. В пп. 7, 8 и 9 приведены номинальные значения тяги и оборотов роторои двигателя 10. Максимальная замеренная температура газов за турбиной: на взлетном режиме: без отбора воздуха на противообледенительную систему и систему кондиционирования 650 С с отбором воздуха на противообледенительную систему двигателя и нужды самолета 680″ С на режиме малого газа (без отбора воздуха и загрузки самолетных агрегатов) и в процессе запуска двигателя С 11. Время приемистости (при перемещении рычага управления двигателем от режима малого газа до ‘взлетного режима за 1 2 сек): на земле не более 15 сек в полете пе более 12 сек 12. Время непрерывной работы двигателя: на взлетном режиме не более 5 мин на номинальном и крейсерском режимах без ограничения на режиме малого газа 30 мин ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА 13. Сорт топлива (рабочее и пусковое) ТС-1, Т-1 и их смеси (ГОСТ ) 14. Топливный насос: условное обозначение 760Б тип двухступенчатый (первая ступень центробежная, вторая ступень шестеренчатая) 9

10 передаточное отношение 0, направление вращения левое Примечания. 1. Направление вращения агрегатов указано, если смотреть на агрегат со стороны привода (ГОСТ ). 2. Передаточное отношение определяется по отношению 1=«агр/пвд.. где «агр число оборотов ротора агрегата; /гвд число оборотов ротора компрессора высокого давления 15. Топливный регулятор: условное обозначение 762МА тип гидромеханический передаточное отношение 0, направление вращения правое 16. Рабочая топливная форсунка: количество 12 шт. тип одноканальная, центробежная давление топлива перед форсунками не более 65 кг/см 2 МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА 17. Тип системы автономная, циркуляционная 18. Сорт масла МК-8 (ГОСТ ) или МК-6 (ГОСТ ) 19. Расход масла не более 0,3 л/час 20. Давление масла в главной магистрали двигателя: на всех режимах и высотах полета 2 4,5 кг/см 2 на номинальном режиме на земле (при ^м.вх = 60±10 С).. 3,5+0,20 кг/см Прокачка масла через двигатель на номинальном режиме (при температуре масла на входе в двигатель 60±10 С) л/мин 22. Теплоотдача в масло на номинальном режиме (при Я=0, 1-‘=0: МСА и температуре масла на входе в двигатель 60± ±10’С) не более 165 ккал/мин 23. Температура масла на всех режимах работы двигателя и на всех высотах: на входе в двигатель 5-ь90 3 С минимальная на входе в двигатель (при которой разрешен запуск без подогрева) 40 С на выходе из двигателя не более С 24. Маслобак: условное обозначение МБ-25 емкость 10 л количество заливаемого в бак масла 7,5 л остаток масла в баке (при котором выдается сигнал «Минимальное количество масла в маслобаке») 1,2 2 л 25. Маслоагрегат: условное обозначение МА-25 тип шестеренчатый число секций 4 (одна нагнетающая V той откачивающих) производительность (на оборотах ротора КВД об/мин): нагнетающей секции (при давлении на входе мм рт. ст. и противодавлении 3,5±0,2 кг/см 2 ) не менее 24 л/мин основной откачивающей секции (при противодавлении 0,5 кг/см 2 ) 40 л/мин передаточное отношение 0, направление вращения левое 26. Воздухоотделитель: условное обозначение ЕО-25 тип центробежный передаточное отношение 0,

11 направление вращения левое 27. Топливно-масляный агрегат: условное обозначение 4717Т 28. Сигнализатор минимального уровня масла в маслобаке: условное обозначение СУЗ-14Т 29. Стружкосигнализатор: условное обозначение.’ СД-25 СИСТЕМА ЗАПУСКА 30. Тип системы воздушная 31. Воздушный стартер: условное обозначение СВ-25 направление вращения правое передаточное отношение 1, параметры воздуха, подаваемого к стартеру в процессе запуска двигателя: давление 1,2 3,6 кг/см* температура С расход воздуха (при давлении 1,8 кг/см 2 и температуре 150 С). » 0,35 кг/сек 32. Запальное устройство: пусковая катушка: условное обозначение 1КНИ-11Б-Т количество 2 шт. свеча: условное обозначение СПН-4-з-Т количество 2 шт. пусковая форсунка: тип ; центробежная количество 2 шт. давление топлива перед пусковой форсункой. 2, кг/см 2 клапан подачи пускового топлива: тип электромагнитный количество 1 шт. 33. Электромеханизм управления подачей воздуха на обогрев лопаток входного направляющего аппарата К.НД: условное обозначение МПК-14МТВ количество 1 шт. 34. Приводы агрегатов (устанавливаемых на двигатель самолетными организациями): генератора: количество 1 шт. передаточное отношение 0, направление вращения генератора левое мощность (передаваемая приводом) не более 16 л. с. гидронасоса: количество 1 шт. передаточное отношение 0, направление вращения гидронасоса правое мощность (передаваемая приводом) не более 12 л. с. датчика числа оборотов ротора компрессора высокого давления: — условное обозначение датчика ДТЭ-1 количество 1 шт. передаточное отношение 0,15147 датчика числа оборотов ротора компрессора низкого давления: условное обозначение датчика ДТЭ-1 и

12 количество 1 шт. передаточное отношение 0,21094 Примечание. Только для данного агрегата передаточное отношение г=»агр/янд, где «аг р число оборотов ротора агрегата; «нд число оборотов ротора компрессора низкого давления 35. Вес двигателя в состоянии поставки 348 кг 36. Габаритные размеры двигателя: длина (без учета длины входного обтекателя и сопла первого, контура) мм ширина мм высота мм 37. Время суммарной наработки по режимам за ресурс; на взлетном режиме не более 5% на номинальном режиме не более 40% на крейсерских режимах без ограничения Примечания. 1. В состоянии поставки двигатель комплектуется в соответствии с протоколом согласования с самолетной организацией. 2. Количество воздуха, отбираемого от двигателя на нужды самолета, необходимо согласовывать с Главным конструктором двигателя. ХАРАКТЕРИСТИКА ДВИГАТЕЛЯ Изменение параметров двигателя в зависимости от атмосферных условий (Я, * н ) и скорости (У п ) обусловливается законами подачи топлива и конструктивными особенностями двигателя. Дроссельная характеристика двигателя АИ-25 в земных статических условиях (рн = = 760 мм рт. ст.; ^я= + 15 С и У п =0) представлена на фиг. 3. Законы подачи топлива подобраны из условия обеспечения параметров двигателя в соответствии с летно-техническими требованиями к самолету и конструктивными возможностями основных узлов двигателя. Они обеспечиваются автоматической топливно-регулирующей системой всережимными регуляторами оборотов и расхода топлива. Регулятор расхода топлива (каждому положению рычага управления двигателем соответствует определенный расход топлива) обеспечивает необходимые расходы топлива по режимам и корректирует их по полному давлению воздуха на входе в двигатель. Корректировка расхода топлива производится таким образом, что с изменением высоты полета в стандартной атмосфере обороты ротора высокого давления удерживаются примерно постоянными. При повышении атмосферного давления регулятор расхода топлива поддерживает постоянный расход топлива, равный расходу при давлении 760 мм. рт. ст. Регулятор оборотов (каждому положению рычага управления двигателем соответствуют определенные обороты ротора высокого давления) на каждом режиме работы двигателя не допускает увеличения оборотов ротора высокого давления выше заданного значения при любых изменениях условий полета. ИЗМЕНЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ТЕМПЕРАТУРЫ ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ Изменение основных параметров взлетного режима в земных статических условиях (рн = 760 мм рт. ст.; У п =0) в зависимости от температуры окружающей среды ( 13 турбинах. Обороты роторов высокого и низкого давлений (л в д и’ п нп ) возрастают, однако рост оборотов ротора низкого давления несколько меньше роста оборотов ротора высокого давления из-за большого падения степени расширения на турбине низкого давления. Уменьшение степеней расширения газов на турбинах объясняется падением степени повышения давления воздуха компрессорами, так как с повышением температуры окружающей среды сжимаемость воздуха уменьшается. При этом тяга двигателя, несмотря на рост оборотов роторов и температуры газов перед турбиной, уменьшается из-за падения расхода воздуха через двигатель и уменьшения степени повышения давления компрессоров. 0,90 0,95 1,00 1,05

м — Фиг. 3. Дроссельная характеристика, снятая при работе двигателя на стенде (Я = 0; М=0-1 Н = + \Ь С). Параметры л ВДо ; п НДо ; Г* о ; 7^; Д о ; (7 Т соответствуют работе двигателя на номинальном режиме Фиг 4. Характеристика взлетного режима (Я = 0; М = 0). Параметры л ВДо ; п на 0 ‘ Т 1,’К О ‘ Я ; С То соответствуют работе двигателя на взлетном режиме при ^ = При температурах воздуха выше 18 С обороты ротора высокого давления достигают максимального значения и удерживаются всережимным регулятором оборотов. С повышением температуры окружающей среды температура газов перед турбиной возрастает незначительно из-за некоторого падения степени расширения газов на турбине высокого давления. Расход воздуха через двигатель при этом падает значительно резче, так как уменьшаются обороты ротора низкого давления. Поэтому с повышением температуры окружающей среды выше 18 С тяга двигателя падает резче. Расход топлива также уменьшается из-за уменьшения расхода воздуха через двигатель. При температурах окружающей среды в диапазоне С в земных условиях подача топлива обеспечивается совместно регулятором расхода топлива и регулятором оборотов (переходная зона). Изменение параметров двигателя в зависимости от температуры окружающей среды на других режимах и высотах идентично вышеописанному на взлетном режиме в земных статических условиях. При этом переход от закона подачи топлива регулятором расхода к закону огра- 13

14 ничения оборотов происходит при М=0 и температурах стандартной атмосферы. С увеличением скорости полета этот переход смещается на более низкие температуры. ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ На фиг. 5 представлены высотно-скоростные характеристики на крейсерском (0,85 номинального) режиме работы двигателя в стандартной атмосфере. Скорость полета в характеристиках выражена числом Маха (М), представляющим отношение скорости полета к скорости звука в среде полета. м-о м-о,г м-о.ь М-0.6 0,5 О 8 Ним Фиг. 5. Высотно-скоростные характеристики. Режим работы 0,85 номинального. Параметры п ъ^ ; п н д ; Г* ; Г* ; #о; О То соответствуют работе двигателя на режиме 0,85 номинального при Я=0 и М=0 При М=0 в стандартной атмосфере на всех высотах регуляторы оборотов и расхода топлива взаимно влияют друг на друга, уменьшая расход топлива, выдаваемый регулятором расхода (переходная зона). На больших скоростях полета подача топлива осуществляется в основном регулятором оборотов (кроме малых высот), который поддер- 14

15 живает обороты ротора высокого давления постоянными независимо от высоты и скорости полета. С возрастанием высоты при заданном М уменьшается расход воздуха через двигатель из-за падения плотности. Температура газов перед турбиной при этом сначала незначительно уменьшается, так как несколько увеличивается степень расширения на турбине высокого давления вследствие увеличения степени повышения давления в компрессорах из-за понижения температуры воздуха на входе в двигатель. С дальнейшим увеличением высоты температура газов перед турбиной начинает даже возрастать, так как ухудшаются характеристики узлов двигателя от уменьшения числа Рейнольдса. Изменение температуры газов перед турбиной в зависимости от высоты очень незначительно. Поэтому с увеличением высоты полета вследствие значительного падения расхода воздуха через двигатель уменьшается расход топлива и тяга двигателя. Уменьшение удельного расхода топлива объясняется увеличением степени повышения давления в компрессорах. Обороты ротора низкого давления с увеличением высоты возрастают, так как возрастает степень расширения на турбине низкого давления. При постоянных оборотах ротора высокого давления на заданной высоте с увеличением скорости полета увеличивается расход воздуха через двигатель ввиду увеличения его плотности от скоростного напора. Температура газов перед турбиной при этом уменьшается, так как несколько увеличивается степень расширения на турбине высокого давления. Расход топлива возрастает, а тяга двигателя уменьшается, потому что падение удельной тяги больше, чем возрастание расхода воздуха через двигатель. Уменьшение удельной тяги и увеличение удельного расхода топлива объясняется большим ростом скорости полета, чем скоростей истечения воздуха и газа из реактивных сопел [/? уд = (^с ^п)]- Обороты ротора низкого давления с увеличением скорости полета возрастают из-за увеличения степени расширения на турбине низкого давления. На малых высотах подача топлива осуществляется регулятором расхода или совместной работой регуляторов оборотов и расхода (переходная зона). Это происходит от того, что на этих высотах полное давление воздуха на входе в двигатель от скоростного напора выше 760 мм рт. ст., и поэтому расход топлива постоянный, т. е. не корректируется по полному давлению. При постоянном расходе топлива с увеличением высоты полета на заданной скорости (М=0,6) резко возрастает температура газов перед турбиной вследствие уменьшения расхода воздуха через двигатель из-за падения его плотности. Это приводит к возрастанию оборотов роторов высокого и низкого давлений. Удельная тяга при этом резко возрастает, что приводит к возрастанию суммарной тяги, несмотря на падение расхода воздуха через двигатель. Изменение параметров двигателя в высотно-скоростных условиях на других режимах идентично описанному на режиме 0,85 номинального. Глава II КОМПРЕССОР Компрессор двигателя осевой, дозвуковой, двухкаскадный, состоит из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД). 15

16 Компрессор низкого давления предназначен для создания тяги за счет энергии воздуха, проходящего через второй контур двигателя, и для предварительного поджатия воздуха, поступающего в компрессор высокого давления. Компрессор высокого давления предназначен для окончательного сжатия воздуха, проходящего через первый контур двигателя, и подачи этого воздуха в камеру сгорания. Компрессоры, состоящие из статоров и роторов, имеют три и восемь ступеней соответственно, разную производительность и степень сжатия. Статоры компрессоров представляют собой жесткие корпуса, в проточной части которых размещены лопатки спрямляющих аппаратов. Роторы компрессоров диско-барабанной конструкции, механически не связаны между собой и вращаются с разными числами оборотов. Опорами роторов являются подшипники качения. Ротор компрессора низкого давления приводится во вращение двухступенчатой турбиной низкого давления (ТНД), ротор компрессора высокого давления одноступенчатой турбиной высокого давления (ТВД). На входе в компрессор низкого давления установлен входной направляющий аппарат (ВНА КНД), предназначенный для снижения относительной скорости воздуха и получения оптимальных углов набегания потока на профиль рабочей лопатки I ступени ротора компрессора. Для согласования работы каскадов низкого и высокого давлений лопатки входного направляющего аппарата компрессора высокого давления (ВНА КВД) выполнены поворотными. Угол установки лопаток, обеспечивающий оптимальные параметры компрессора, зависит от индивидуальных особенностей двигателя и устанавливается после сборки двигателя. Проточная часть компрессора выполнена в виде сужающегося кольцевого канала за счет уменьшения наружного и увеличения внутреннего диаметров тракта в компрессоре низкого давления и на первых двух ступенях компрессора высокого давления, а на участке III VIII ступеней компрессора высокого давления за счет увеличивающегося внутреннего диаметра при постоянном наружном диаметре тракта. Лопатки роторов компрессоров передают воздуху внешнюю механическую работу, вследствие чего скорость и давление проходящего воздуха увеличиваются. Лопатки спрямляющих аппаратов статоров создают необходимое направление потоку на выходе из каждой ступени, а также частично преобразуют скоростной напор в давление, т. е. служат для преобразования части кинетической энергии, переданной воздуху лопатками роторов, в потенциальную. Для расширения диапазона устойчивой работы двигателя при запуске и на малых оборотах в компрессоре предусмотрена система перепуска воздуха. КОМПРЕССОР НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ (КНД) Компрессор низкого давления (фиг. 6) состоит из следующих основных узлов: входного направляющего аппарата 1, статора 2, ротора 4, передней 8 и задней 5 опор ротора и рессоры 6. Входной направляющий аппарат выполнен как неразъемный сварной узел (фиг. 7). На переднем фланце 1 входного направляющего аппарата просверлено 16 равномерно расположенных отверстий 2 диаметром 6,5 мм для крепления самолетного воздухозаборника и четыре отверстия 3 диаметром 7 мм под кронштейны крепления труб обогрева. Задним фланцем 6 входной направляющий аппарат прикреплен 36 болтами к корпусу компрессора низкого давления. 16

17 Со Фиг. 6. Компрессор низкого давления: / входной направляющий аппарат; 2 статор; 3 штифт; 4 ротор; 5 задняя опора ротора; 5 рессора; 7 втулка промежуточной опоры; 8 передняя опора ротора; 9 внутреннее кольцо направляющего аппарата; 10 пластинка замка; // наружное кольцо направляющего аппарата; 12 корпус статора; /5 рабочее кольцо; 14 кольцо воздушного лабиринтного уплотнения

18 На внутреннем диаметре заднего фланца 6 выполнены бурт и посадочный поясок. Бурт, выфрезерованный для облегчения в семи местах, имеет восемь точно расположенных торцовых пазов для фиксации рабочего кольца I ступени статора и восприятия крутящего момента от газодинамических сил, действующих на лопатки направляющих аппаратов I и II ступеней статора. Посадочный поясок служит для центрирования входного направляющего аппарата относительно статора компрессора низкого давления. Наружный кожух 2 входного направляющего аппарата (фиг. 8), приваренный одной стороной к переднему фланцу 1, а другой к наружному кольцу 3, образует между кожухом и наружным кольцом кру- ‘^ 2 з ‘ говую полость переменного сечения, куда поступает горячий воздух для обогрева входного направляющего аппарата. За счет конфигурации наружного кожуха сечение этой полости уменьшается по мере удаления от мест подвода воздуха и становится минимальным примерно через 90. Фиг. 7. Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления: / передний флакец; г отверстия для крепления самолетного воздухозаборника; 3 отверстия под кронштейны крепления труб обогрева; 4 шпильки для подсоединения труб обогрева; 5 приемник полного давления; 5 задний фланец Фиг. 8. Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления: / передний фланец; г наружный кожух; 3 наружное кольцо; 4 задний фланец; 5 лопатка; 6 внутреннее кольцо; 7 диафрагма; в дефлектор лопатки; 9 обтекатель; 10 дефлектор обтекателя Внизу, под углом 7 12’, справа от вертикали (смотря по полету), и вверху в вертикальной плоскости на наружном кожухе приварены два фланца, имеющие по три шпильки 4 (см. фиг. 7) и коническую седловину для подсоединения труб обогрева. Для герметичного сочленения по конической поверхности седловины фланцев на концах труб выполнены шаровидные утолщения. Слева, вверху, под углом Ы к вертикали (смотря по полету) в наружный кожух и наружное кольцо вварена полая бобышка с наклонным фланцем, имеющим две шпильки для крепления приемника полного давления 5. 18

19 К внутреннему кольцу 6 (см. фиг. 8) со стороны входа прирарены обтекатель 9 и дефлектор 10, со стороны выхода с помощью 18 заклепок прикреплена диафрагма 7 с козырьком, продолжающим втулочную трактовую поверхность за задней кромкой лопатки входного направляющего аппарата. Наружное и внутреннее кольца, изготовленные из листового материала, имеют по 25 профильных просечек, в которые вставлены и приварены лопатки. Лопатки входного направляющего аппарата выдвинуты вперед и расположены относительно лопаток I ступени ротора КНД на расстоянии, равном приблизительно хорде лопатки. Это позволяет уменьшить силу возбуждения вибраций в элементах конструкции, возникающих от пульсаций воздушного потока, снизить шум и уменьшить вредные последствия от попадания птиц в тракт двигателя. Лопатки 5 выполнены полыми из листового материала и имеют сварные швы по входной и выходной кромкам. При этом в передней и задней частях профиля лопатки предусмотрены отверстия для поступления горячего воздуха внутрь лопатки. Внутри к стенкам лопатки точечной сваркой приварен дефлектор, который служит для увеличения жесткости лопатки и направления потока обогревающего воздуха непосредственно вдоль входной и выходной кромок. Горячий воздух, который поступает из труб обогрева в полость между наружным кожухом 2 и наружным кольцом 3, направляется в лопатку, пройдя ее, поступает в полость внутри дефлектора 10 обтекателя, дальше движется по щелевому каналу между внутренней поверхностью обтекателя 9 и дефлектором 10 и выходит наружу через радиальные отверстия в обтекателе вблизи от входных кромок лопаток. Все детали входного направляющего аппарата компрессора низкого давления выполнены из титанового сплава. Статор компрессора низкого давления (см. фиг. 6) состоит из корпуса 12, рабочих колец 13 и направляющих аппаратов 1. Корпус компрессора низкого давления цельный, выполнен из листового материала методом штамповки взрывом, имеет, два приваренных фланца: передний для соединения 36 болтами с входным направляющим аппаратом и задний для крепления 34 болтами к разделительному корпусу. Слева, сзади, под углом 30, вверх от горизонтали на корпусе компрессора низкого давления приварены три бобышки с внутренней резьбой. Во время работы двигателя отверстия, которые служат для осмотра деталей ротора, закрыты заглушками. На внутренних поверхностях корпуса компрессора низкого давления выполнено четыре центровочных пояска: два на фланцах и два на приваренных кольцах. Три пояска служат для центрирования рабочих колец в корпусе и четвертый для центрирования корпуса на разделительном корпусе. Рабочее кольцо I ступени имеет два бурта: со стороны входа, по которому центрируется входной направляющий аппарат компрессора низкого давления, и со стороны выхода, которым оно центрируется в корпусе компрессора низкого давления и соединяется с наружным кольцом направляющего аппарата I ступени. Между буртами имеются радиальные выступы с торцовой канавкой, в которую входит торцовый бурт фланца входного направляющего аппарата. Рабочее кольцо II ступени, кроме круговых канавок на торцовых поверхностях для сочленения с наружными кольцами направляющих аппаратов I и II ступеней, имеет посадочный поясок со стороны выхода для центрирования в корпусе компрессора низкого давления.. Рабочее кольцо III ступени радиальным буртом на заднем торце 2* 19

20 центрируется в корпусе компрессора низкого давления. На переднем торце кольцо имеет круговую канавку, в которую входит ответный торцовый выступ наружного кольца направляющего аппарата II ступени. Фиксация рабочего кольца III ступени в окружном направлении осуществляется с помощью штифта на переднем торце, входящего в ответный паз на торцовом круговом выступе наружного кольца направляющего аппарата II ступени. Рабочие кольца и кольца межступенчатых лабиринтных уплотнений на рабочих поверхностях имеют мягкое, легко прирабатываемое покрытие, позволяющее выдерживать минимальными радиальные зазоры между ротором и статором, что благоприятно сказывается на параметрах компрессора и всего двигателя. Все направляющие аппараты (НА) компрессора низкого давления разъемные и состоят каждый из двух половин. Наружные 11 и внутренние 9 кольца направляющего аппарата точеные, имеют профильные прорези, в которые вставлены лопатки. Выступающие из прорезей концы лопаток расклепаны и залиты клеем. Внутренние кольца I и II ступеней в передней части переходят в плоские стенки, к которым контактной сваркой приварены кольца межступенчатых воздушных лабиринтных уплотнений. В месте разъема направляющего аппарата к этим стенкам приклепаны стальные пластинки 10 замка, предотвращающего взаимное осевое перемещение половин аппарата. Наружные кольца направляющих аппаратов I и II ступеней конструктивно выполнены идентично. Наружное кольцо направляющего аппарата II ступени спереди и с задней стороны имеет торцовые круговые бурты, с помощью которых оно сочленяется с рабочими кольцами. На этих буртах выполнено шесть радиальных пазов, которые служат для передачи крутящего момента от аэродинамических сил. Для этой же цели служат штифты 3, запрессованные в рабочем кольце II ступени и входящие в пазы при монтаже. Эти же штифты другим своим концом входят в ответные пазы наружного кольца направляющего аппарата I ступени. Таким образом, крутящий момент передается от направляющего аппарата II ступени через рабочее кольцо II ступени на направляющий аппарат I ступени, здесь добавляется крутящий момент от аэродинамических сил, действующих на лопатки направляющего аппарата I ступени, и этот суммарный крутящий момент передается далее на рабочее кольцо I ступени способом, аналогичным описанному, но уже через восемь штифтов, запрессованных в рабочем кольце I ступени. Наружное кольцо направляющего аппарата III ступени имеет спереди посадочные пояски для центрирования в корпусе компрессора низкого давления и по рабочему кольцу III ступени ротора компрессора низкого давления, со стороны выхода несколько радиальных выступов, входящих в соответствующие пазы на корпусе компрессора низкого давления, имеющих посадочные места для центрирования по бурту разделительного корпуса и предназначенных для передачи крутящего момента и аэродинамических сил. Направляющий аппарат III ступени не «меет кольца межступенчатого воздушного лабиринта. Ротор компрессора низкого давления (фиг. 9) трехступенчатый, гконсольного типа, диско-барабанной конструкции, состоит из диска I ступени 1 с лопатками, объединенного диска II и III ступеней 4 с лолатками и вала 3. Диск I ступени / имеет фланец для крепления с валом 3. На конической поверхности, соединяющей обод диска и фланец, выполнено три гребешка межступенчатого воздушного лабиринтного уплотнения. Диски II и III ступеней объединены в одну деталь 4 и соединены тонко- 20

21 Фиг. 9. Ротор компрессора низкого давления: / диск I ступени; 2, 8 балансировочные грузы; 3 вал; 4 диск II и III ступеней; 5 палец; 6 съемная шайба; 7 заклепка; 9 распорное кольцо; 10 разрезное графитовое КОЛЬЦО; // КОЛЬЦО; 12, 15, 17, 24 гайки; 13 втулка контактного уплотнения; 14 упругое кольцо; 16 корпус подшипника передней опоры; 18 подвижный замок; 19 шлицевая втулка; 20 втулка; 21 ‘регулировочное кольцо; 22 обойма подшипника задней опоры; 23 стяжной болт; 25 шестерня; 26 штифт; 27 резиновое кольцо

22 стенной оболочкой, на которой также выполнены три гребешка межступенчатого воздушного лабиринтного уплотнения. Диски I и III ступеней на торцах ободов имеют бурты с радиальными отверстиями, в которых на заклепках установлены балансировочные грузы 2 и 8, выполненные в виде сектора. На полотне диска II ступени выполнены отверстия и центровочный бурт для сочленения с валом. Диск I ступени и объединенный диск II III ступеней прикреплены к фланцу вала 3 двенадцатью призонными болтами. Рабочие лопатки и диски ротора компрессора низкого давления выполнены из титанового сплава, вал из стали. Рабочие лопатки крепятся к дискам шарнирными замками. На ободе диска каждой ступени выполнено по три реборды, расположенные симметрично относительно полотна диска и имеющие ряд осевых точно изготовленных отверстий по количеству лопаток. В пазы между ребордами входят проушины замков лопаток. Стальные пальцы 5, вставленные в отверстия реборд и проушин, шарнирно соединяют лопатки с дисками. Сами пальцы ограничены от осевого перемещения в отверстиях с одной стороны радиальными выступами, играющими роль шляпки, с другой съемной шайбой 6, закрепленной на пальце заклепкой 7. Ротор компрессора низкого давления установлен на двух опорах. Передняя опора ротора КНД шариковый радиально-упорный трехточечный подшипник с разрезной внутренней обоймой. Подшипник установлен в корпусе 16, который задним фланцем прикреплен к разделительному корпусу на 18-ти шпильках. Наружная обойма шарикоподшипника и втулка 13 контактного уплотнения затянуты гайкой 12. Внутренняя обойма подшипника, кольцо // и распорное кольцо 9 стянуты гайкой 15 на валу ротора. Между кольцом //и стенкой распорного кольца 9 помещено разрезное графитовое кольцо 10, которое при наддуве воздуха из-за рабочего колеса III ступени компрессора низкого давления прижимается торцом к плоской поверхности кольца 11, а наружной поверхностью к цилиндрической поверхности втулки 13, предотвращая таким образом попадание масла из полости подшипника в воздушный тракт. Смазка шарикоподшипника осуществляется двумя форсунками, расположенными в верхней половине корпуса шарикоподшипника и соединенными трубопроводами с масляными каналами разделительного корпуса. Между наружным кольцом и обоймой подшипника установлено упругое кольцо 14 с выступами по наружному и внутреннему диаметрам. Задняя опора ротора КНД роликоподшипник, установлена в стальной обойме 22, запрессованной в разделительном корпусе. От осевого перемещения наружная обойма подшипника зафиксирована стопорным разжимным кольцом. Внутренняя обойма, регулировочное кольцо 21 и шестерня 25 привода датчика оборотов затянуты на валу ротора гайкой 24. Фиксация шестерни от проворота осуществляется шпонкой. Смазка роликоподшипника барботажем. Внутри вала запрессована и зафиксирована одним штифтом 26 втулка 19 с внутренней резьбой и шлицами. Она служит для восприятия усилия от стяжного болта 23, соединяющего вал ротора компрессора низкого давления с валом ротора турбины низкого давления, кроме того, она является корпусом замка, фиксирующего болт от проворота и осевого перемещения. Шлицевая втулка 20 своими торцовыми выступами входит в’ пазы на головке стяжного болта 23, а радиальными входит в зацепление со шлицами втулки 19. Таким образом осуществляется контровка стяжного болта от проворота. Гайка 17 прижимает втулку 20 и головку болта 23 к торцу втулки 19, фиксируя болт от осевого перемещения. Подвижный замок 18 под действием пружины, перемещаясь, входит в зацепление своими наружными шлицами с внутренними шли- 99

23 цами гайки 17 и втулки 20 и контрит, таким образом, гайку от проворота. Резиновое кольцо 27 служит для разделения масляной и воздушной полостей вала. Рессора 6 ротора компрессора низкого давления (см. фиг. 6), изготовленная из стали, служит для передачи крутящего момента от турбины низкого давления и с обеих сторон имеет внутренние шлицы для сочленения с валами ротора компрессора низкого давления и турбины низкого давления. Внутри рессоры, посередине ее длины, выполнен бурт, на который напрессована и завальцована втулка 7, служащая промежуточной опорой для стяжного болта. КОМПРЕССОР ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ (КВД) Компрессор высокого давления (фиг. 10) состоит из следующих основных узлов: входного направляющего аппарата / (ВНА), статора 3, направляющего аппарата VIII ступени 5 с втулкой 4 заднего воздуш- Фиг. 10. Компрессор высокого давления: / входной направляющий аппарат; 2 ротор; 3 статор; 4 втулка заднего воздушного лабиринтного уплотнения; 5 направляющий аппарат VIII ступени; 6 наружный кожух второго контура; 7 клапан перепуска воздуха; 8 внутренний кожух второго контура’ 9 передняя опора ротора КВД ного лабиринтного уплотнения, ротора 2, передней 9 опоры ротора и клапанов перепуска воздуха 7, установленных за III и V ступенями. Входной направляющий аппарат компрессора высокого давления расположен в передней части КВД. Своим внутренним кольцом 22 (фиг. 11) входной направляющий аппарат установлен в разделительном корпусе и прижат к нему фланцем корпуса 24 шарикоподшипника передней опоры ротора компрессора высокого давления при помощи двух колец регулировочного 26 и упругого 25. Внутреннее кольцо разъемное в плоскости, проходящей через оси радиальных отверстий под лопатки. Половинки внутреннего кольца зацентрированы между собой четырьмя осевыми штифтами. 23

24 п Фиг. 11. Входной направляющий аппарат КВД: / лопатка- 2 втулка-подшипник; 3 втулка; 4 графитовое кольцо-, 5 регулировочный винт; б контргайка- 7, 9, 16 рычаги; 8 распорная втулка; 10 шайба; // крышка; 12 корпус; /3 гайка- 14 ведущий валик; /5, 21 штифты; 17 подшипник; 1& палец; 19 плавающее кольцо- & соединительная планка; 22 внутреннее кольцо; 25 фторопластовая втулка; 34 корпус шарикоподшипника передней опоры ротора КВД; г* упругое кольцо; 26 регулировочное кольцо; 27 пружинный замок 24

25 Конструкция входного направляющего аппарата компрессора высокого давления позволяет регулировать угол установки лопаток на собранном неработающем двигателе и фиксировать их в нужном положении. Лопатки / ВНА компрессора высокого давления имеют цилиндрические цапфы, которыми они установлены в ответные радиальные отверстия, выполненные в корпусе компрессора высокого давления и во внутреннем кольце 22 входного направляющего аппарата. В качестве подшипников для периферийных цапф лопаток служат бронзовые втулки 2, запрессованные в отверстия корпуса компрессора высокого давления, а для корневых цапф фторопластовые втулки 23. вставленные в отверстия внутреннего кольца 22. Периферийная цапфа каждой лопатки имеет втулку 3, по внутреннему диаметру которой зацентрирован один конец рычага 16, закрепленный на резьбовом хвостовике цапфы гайкой 13. Взаимная фиксация лопатки и рычага осуществляется штифтом 21, запрессованным в лопатке и ответном пазу на рычаге. Другой конец рычага 16 шарнирно связан с плавающим кольцом 19 при помощи подшипника 17, установленного и завальцованного в теле рычага, и пальца 18. От выпадания палец 18 зафиксирован пружинным замком 27. Плавающее кольцо 19 имеет разъем в диаметральной плоскости. Половинки кольца соединены между собой с помощью двух планок 20 и винтов. При корректировке угла установки лопаток входного направляющего аппарата плавающее кольцо 19 поворачивается вокруг своей оси с помощью двух ведущих валиков 14 и силовых рычагов, расположенных диаметрально противоположно в горизонтальной плоскости. Ведущий валик 14 смонтирован на двух шарикоподшипниках, установленных в сварном корпусе 12 и крышке 11. Одним концом, имеющим вилку, валик соединен со штифтом 15 силового рычага 16, а другим, имеющим шлицы, с фиксирующим рычагом, выполненным в виде двух рычагов 7 и 9 и неподвижно связанным с крышкой 11. Рычаг 7 связан шлицами с ведущим валиком 14, а рычаг 9 имеет шарнирную связь с рычагом 7 и фиксируется относительно него в разных положениях с помощью регулировочных винтов 5 и контргаек 6, что позволяет корректировать угловое положение валика, а следовательно, и угол установки лопаток. Шайба 10, графитовое разрезное кольцо 4 и распорная втулка 8 вместе с крышкой // являются деталями уплотнения, препятствующего утечке воздуха из второго контура в атмосферу. На крышке 11 нанесена шкала делений, одно деление соответствует одному градусу поворота лопатки. С помощью стрелки-шайбы, закрепленной гайкой на ведущем валике 14, и шкалы можно видеть, в каком положении установлены лопатки, когда двигатель собран. Лопатки, рычаги, плавающее кольцо, соединительные планки и детали фиксирующего рычага выполнены из титана. Силовые рычаги, ведущие валики из стали, внутреннее кольцо входного направляющего аппарата из алюминиевого сплава. Статор компрессора высокого давления (фиг. 12) состоит из корпуса /, рабочих колец 5 и направляющих аппаратов 5. Корпус 1 компрессора высокого давления цельный, точеный. На переднем фланце, которым корпус подсоединен к разделительному корпусу, выполнено тридцать два отверстия под шпильки и одно для фиксирующего штифта, на заднем тридцать шесть отверстий под болты для соединения с корпусом камеры сгорания. Со стороны переднего фланца корпус компрессора имеет утолщение с радиальными отверстиями, в которые запрессованы и поставлены на клею бронзовые втулки 2, являющиеся подшипниками лопаток входного направляющего аппарата. 25

26 В корпусе выполнен ряд радиальных отверстий А перепуска воздуха из-за III и V ступеней компрессора высокого давления. К корпусу контактной сваркой приварен ресивер 6 с четырьмя фланцами для постановки клапанов перепуска воздуха (КПВ). Расположение отверстий в корпусе и стенках ресивера таково, что отбор воздуха как Фиг. 12. Статор компрессора высокого давления: / корпус; 2 втулка-подшипник; 3 рабочее кольцо; 4 сухарь; 5 направляющий аппарат; 6 ресивер; 7 штифт; 8 кольцо воздушного межступенчатого лабиринтного уплотнения; 9 внутреннее кольцо; 10 наружное кольцо; Л отверстия перепуска воздуха из-за III и V ступеней КВД из-за III и V ступеней осуществляется равномерно почти по всей окружности. Справа, вверху (под углом 7 30′ к горизонтали) к ресиверу приварена бобышка с отверстием для отвода воздуха из-за III ступени на наддув уплотнения задней опоры ротора турбины низкого давления. Фланцы крепления клапанов перепуска воздуха имеют коническую поверхность седловину, по которой происходит уплотнение во время закрытия клапана, и по два выступа, расположенные диаметрально по оси двигателя, в которых выполнено по два резьбовых отверстия для крепления клапана и по одному отверстию для центровочных штифтов. Полость, образованная корпусом компрессора и ресивером, разграничена так, что воздух из-за III ступени собирается и выходит через фланцы, расположенные под углом 45 к горизонтали, а из-за V ступени через два других, симметрично расположенных фланца. На внутренней поверхности корпуса выполнены девять поясков для центрирования рабочих колец. Направляющие аппараты (НА) всех ступеней имеют разъемы в диаметральных плоскостях. Разъем каждого последующего направляющего аппарата смещен на 90 относительно предыдущего. Наружные 10 и внутренние 9 кольца направляющих аппаратов точеные. Лопатки соединены с кольцами электроклепкой. К внутренним кольцам 9 направляющих аппаратов приварены кольца 8 воздушных межступенчатых лабиринтных уплотнений. Соединение наружных и ра- 26