Музей авиации и космонавтики Авиационного техникума Швецова. Часть II. Двигатели
---
Оригинал взят у 
starcom68 в Музей авиации и космонавтики Авиационного техникума Швецова. Часть II. Двигатели
Продолжаем рассказ о музее Авиации и космонавтики Пермского авиационного техникума имени А.Д. Швецова.
В этот музей мы отправились в рамках фотопроекта "Сводите девушку в музей 2017" со студенткой юридического факультета Пермского государственного университета Анастасией Шумиловой и по приглашению создателя музея - Галины Олеговны Смагиной.
В этой части репортажа мы на некоторое время выйдем за пределы музея и осмотрим класс Конструкции авиационных двигателей. Для тех кто фанатеет от авиационной темы, думаю, будет интересно посмотреть не на макеты, а на самые настоящие авиационные двигатели в разрезе и изнутри. А поможет нам в этом Настя и партнеры проекта из Школы и студии красоты "BeBeauty"
И так мы в классе в центре которого расположены парты для учащихся, а сбоку и в тыльной части размещены, похожие на сытых поросят, различные газотурбинные двигатели.
Газотурбинный двигатель (ГТД) — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.
Сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, куда также подаётся топливо, которое, сгорая, образует большое количество газообразных продуктов сгорания под высоким давлением. Затем в газовой турбине энергия давления продуктов сгорания преобразуется в механическую работу за счёт вращения лопаток, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, и считается полезной работой двигателя. Газотурбинные двигатели имеют самую большую удельную мощность среди ДВС, до 6 кВт/кг.
Существуествует несколько различных принципиальных схем газотурбинных двигателей. Простейший газотурбинный двигатель имеет только один вал, куда устанавливается турбина которая приводит во вращение компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.
Для начала рассмотрим АИ-20 — одновальный авиационный турбовинтовой двигатель. Серийное производство начато в 1957 году. Конструкторское бюро-разработчик: ГП «Запорожское машиностроительное конструкторское бюро „Прогресс“ имени академика А. Г. Ивченко». Заводы-изготовители: ОАО «Мотор Сич» (г. Запорожье) и Пермский моторный завод (1963—1965 гг.).
В 1957 году двигатель АИ-20 успешно прошел государственные испытания и был запущен в серийное производство одновременно на двух заводах – запорожском и пермском. Резервы, заложенные в конструкцию АИ-20 на этапе проектирования, позволили в дальнейшем создать целое семейство модифицированных двигателей мощностью от 4000 до 5180 л.с.
Почти 14 тысяч ТВД этого типа успешно эксплуатировались на военно-транспортных Ан-8 и Ан-12, пассажирских Ил-18 и Ан-10, противолодочных Ил-38, амфибиях Бе-12. Сегодня продолжают летать оснащенные двигателями АИ-20 Ан-12, небольшое количество Ил-18 и все еще значительный парк самолетов Ил-38. Модификации двигателя АИ-20Д серии 5 и серии 5Э, которые предназначены для эксплуатации на транспортных самолётах Ан-32 в условиях жаркого климата и высокогорных аэродромов, выпускаются на предприятии и сегодня.
На двигателях АИ-20 был достигнут высокий уровень надёжности, позволивший впервые в отечественном двигателестроении установить межремонтный ресурс, измеряемый тысячами часов.
На основе АИ-20 было создано семейство двигателей АИ-24: меньшей размерности, мощностью от 2550 до 2820 л.с. С 1961 года выпущено более 11 тысяч таких ТВД, которые устанавливались на пассажирских самолётах Ан-24 и других.
На фото двигатель представлен со стороны редуктора. Хорошо видны отверстия воздухозабоника и фланец крепления винта
Технические характеристикиТВД АИ-20:
Мощность на взлетном режиме: 4000 л.с.
Удельный расход топлива на взлетном режиме: 0,259 кг/л.с.ч.
Часовой расход топлива взлетном режиме: 1040 кг/ч
Расход воздуха на взлетном режиме: 20,9 кг/с
Степень повышения давления: 9,32
Температура газов максимальная: не более 720°С
Расход масла: не более 0,5 кг/ч
Масса двигателя: 1040 кг
Ресурс: до 40 000 мото-часов
На фото видны турбинные лопатки осевого 10-ступенчатого компрессора
Еще одним типом газотурбинного двигателя является турбовальный двигатель.
Такой двигатель чаще всего имеет свободную турбину. Вся турбина поделена на две части, между собой механически несвязанные. Связь между ними только газодинамическая. Газовый поток, вращая первую турбину, отдает часть своей мощности для вращения компрессора и далее, вращая вторую, через вал этой (второй) турбины приводит в действие полезные агрегаты. Реактивное сопло на турбовальном двигателе отсутствует. Выходное устройство для отработанных газов соплом не является и тяги не создаёт.
Выходной вал ТВаД, с которого снимается вся полезная мощность, может быть направлен как назад, через канал выходного устройства, так и вперед, либо через полый вал турбокомпрессора, либо через редуктор вне корпуса двигателя.
Редуктор — непременная принадлежность турбовального двигателя. Скорость вращения как ротора турбокомпрессора, так и ротора свободной турбины велика настолько, что это вращение не может быть напрямую передано на приводимые агрегаты. Поэтому между свободной турбиной и полезным агрегатом обязательно ставится редуктор для снижения частоты вращения приводного вала. В остальном принцип работы этого двигателя такой же, как и у ТРД.
Основное применение турбовальный двигатель находит в авиации, по большей части, на вертолетах. Полезная нагрузка в этом случае — несущий винт вертолёта.
Иногда ТВД выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит в движение компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и так далее), так и дополнительные каскады компрессора самого двигателя, расположенные перед основным. Разбиение компрессора на каскады (каскад низкого давления, каскад высокого давления — КНД и КВД соответственно, иногда между ними помещается каскад среднего давления, КСД, как, например, в двигателе НК-32 самолёта Ту-160) позволяет избежать помпажа на частичных режимах.
Также преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальной скорости вращения и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плохая приёмистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме лёгкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона.
Д-25В — авиационный турбовальный двигатель. Разработан в 50-е годы в ОКБ-19 (ныне — ОАО «Авиадвигатель», Пермь) под руководством Главного конструктора Павла Александровича Соловьёва. Двухвальный, со «свободной» турбиной привода полезной нагрузки.
Двигатель снят со стороны воздухозаборника и компрессора
Двигатель предназначался для тяжёлых вертолётов семейства Ми-6 и Ми-10
Особенностью двигателя Д-25В является наличие в нем свободной турбины для привода вала несущего винта вертолета, не связанной кинематически с турбокомпрессорной частью двигателя. Наличие такого рода турбины дает возможность устанавливать на ней обороты, независимо от режима работы турбокомпрессорной части двигателя. Эта особенность имеет ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ, а именно:
1. Позволяет получать желаемое число оборотов вала несущего винта вертолета по режимам и высотам полета, независимо от числа оборотов турбокомпрессорной части двигателя.
2. Позволяет получать оптимальные расходы топлива при различных условиях эксплуатации двигателя.
3. Обеспечивает более легкий запуск двигателя.
4. Исключает необходимость иметь в силовой установке вертолета фрикционную муфту (муфту включения).
Двигатель состоит из следующих основных узлов:
- входного корпуса компрессора с коробками приводов агрегатов;
- осевого девятиступенчатого (восьмиступенчатого) компрессора с перепуском воздуха после III и IV ступеней компрессора. Перепуск воздуха осуществляется автоматически через отверстия, прикрываемые лентами перепуска;
- трубчатокольцевой камеры сгорания с двенадцатью жаровыми трубами;
- одноступенчатой турбины, работающей на привод компрессора;
- двухступенчатой турбины (турбина винта), работающей через редуктор на привод вала несущего винта вертолета;
- трансмиссии, передающей крутящий момент от двухступенчатой турбины на редуктор;
- системы топливопитания и автоматического управления двигателем;
- системы автономного запуска со стартер-генератором;
- системы смазки и суфлирования;
- противопожарной системы двигателя;
- выхлопной трубы.
Источник
На фото виден компрессор с ротором и камера сгорания у правого обреза кадра
Основные технические данные двигателя Д-25:
Обороты: 10350/8300 об/мин
Тяга: 6800 кг
Расход топлива: 0,62 кг топлива / кг тяги в час
Масса: 1250 кг
Фото сделано с тыльной стороны двигателя. Видны камера сгорания, турбина компрессора и свободная турбина (крыльчатки убраны), вал свободной турбины.
Переходим к турбореактивному двигателю Д-30 - классике пермского двигателестроения
Принцип работы турбореактивного двигателя. В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. Проходя через компрессор, воздух еще больше сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура.
Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки, и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.
Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.
Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги.
Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя для их изготовления используют жаропрочные сплавы и термобарьерные покрытия. А также применяется система охлаждения воздухом, отбираемым от средних ступеней компрессора.
Турбореактивный двухконтурный двигатель Д-30 был разработан в ОКБ-19 П. А. Соловьёва в 1963 году для пассажирского самолёта Ту-134. Серийное производство двигателя организовано на Пермском и Рыбинском моторостроительных заводах в 1972 году. В дальнейшем двигатель неоднократно дорабатывался и модифицировался. На 2011 год в мире эксплуатировалось 220 двигателей Д-30-2/3, в 2011 их наработка составила 114005 часов. Общая наработка за всю историю 30 891 800 часов. В 2011 году наработка на досрочный съём двигателя по конструктивно-производственным дефектам, составила 57 003 часа, что в 9,5 раза выше нормативного показателя (6 000 часов)
ТРД Д-30 выполнен по двухвальной схеме, и состоит из компрессора, разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов, камеры сгорания, турбины и выходного устройства. Модификации Д-30КП и Д-30КУ оснащены реверсивным устройством. Запуск двигателя автоматический, осуществляется от воздушного стартера. Система зажигания электронная, включает агрегат зажигания и 2 полупроводниковые свечи поверхностного заряда. Масляная система автономная, нормально замкнутая, циркуляционная. Все агрегаты масляной системы расположены на двигателе. Двигатель работает на авиационном керосине марок Т-1, ТС-1, РТ.
Общий вид двигателя Д-30. Слева входное отверстие воздухозаборника, справа сопло
На базе Д-30 было разработано несколько модификаций:
Д-30 (ПС-30) — базовая модель, устанавливается на Ту-134. Базовая модель, устанавливаемая на Ту-134 неоднократно модернизировалась без изменения названия модели. В связи с этим различают 3 серии базового двигателя Д-30. Годы эксплуатации: Д-30 I серии с 1967, Д-30 II с 1970, Д-30 III с 1982
Применение: Ту-134 (базовая модификация Д-30), Ту-154 и Ил-62 (Д-30КУ)
Обозначение: ПС-30
Всего выпущено: 8000 (только базовая модификация)
Полная масса: 1944 кг
Рабочие характеристики
Тяга взлётная: 6934 кгс
Тяга крейсерская: 1450 кгс
Температура турбины: 1316 °C
В 2015 на Пермском моторном заводе произвели 11 двигателей промышленного применения на базе Д-30
Компрессор низкого давления в разрезе
Обратите внмиание как сложно здесь все устроено
А это какие-то странные цилиндры сверху, напоминающие противооткатные устройства артиллерийских орудий, расположенные в районе компрессора высокого давления
Вид на двигатель Д-30 со стороны сопла. Видны турбины привода компрессоров низкого и высокого давления. Внизу отдельно стоит кольцевая камера сгорания с расположенными по кольцу жаровыми трубами
Весь узел турбины в разрезе
А теперь перейдем у отдельным деталям двигателя Д-30 в изобилии раставленным по классу
Знаете какие самые сложные детали газотурбинных двигателей?
Правильно - турбинные лопатки. О сложности их изготовления говорит то, что турбинные лопатки производят не на заводах авиадвигателей, а на специальных заводах турбинных лопаток. Здесь все крайне сложно и высокотехнологично, начиная от профиля лопатки, технологии ее изготовления, материала и способа крепления в диске. Ведь турбинные лопатки работают под колоссальными нагрузками и в температурном диапазоне до 1500 градусов Цельсия. на фото хорошо виден способ крепления турбинных лопаток к диску
Как правило турбинные лопатки изготовляют из жаропрочных сплавов на основе никеля
От этих поверностей с плаными очертаниями и острыми коромками невозможно оторваться
Это похоже на одну из турбин привода компрессора, если я не ошибаюсь
Еще какое-то устройство типа редуктора
В демонстрационных целях к нему приделан ручной привод и модель получилась вполне рабочая
Еще какая-то еталь корпуса двигателя
Компрессор?
А теперь осмотрим еще один двигатель
Перед нами ТВ 2-117 — авиационный турбовальный двигатель, разработанный в 1959—1964 годах в ОКБ имени В. Я. Климова под руководством С. П. Изотова. Выпускался серийно с 1965 по 1997 год. Всего на Пермском моторном заводе выпущено около 23 000 двигателей ТВ2-117, общая наработка которых составляет более 100 млн часов.
Двигатель предназначался для вертолёта Ми-8 и устанавливался на различные его модификации. Компрессор — 10-ступенчатый, с регулируемым входным направляющим аппаратом (РВНА) и РНА первых трёх ступеней. Турбина компрессора — двухступенчатая, свободная турбина, приводящая полезную нагрузку — также двухступенчатая.
Вид на двигатель со стороны воздухозаборного отверстия и компрессора
Технические характеристики двигателя ТВ 2-117:
Мощность на взлётном режиме: 1500 л. с.
Удельный расход топлива: 0,310 кг/л.с.·час
Мощность на крейсерском режиме: 1000 л. с.
Удельный расход топлива: 0,275 кг/л.с.·час
Сухая масса: 334 кг
Назначенный ресурс: 12 000 часов
Компрессор двигателя ТВ 2-117
Выходное устройство двигателя за которым прячется вал свободной турбины
На этом наша экскурсия подходит к концу
Обратим внимание на еще один понравившийся мне стенд в классе. Здесь дана классификация подшипников.
Очень полезный стенд для тех, кто думает, что подшипники бывают только двух видов: шариковые и роликовые
Поблагодарим команду проекта, которая работала сегодня с нами:
Героиня репортажа: Настя Шумилова
Красоту делали мастера Школы и студии красоты "BeBeauty"
Мэйк: Наталия Акинфеева
Прическа: Евгения Палагушкина
Продолжение следует и оно будет интересным
Да, это еще не все. Небольшой видеоролик из которого можно узнать, что уже было и что еще нас ожидает в музее Пермского авиационного техникума им. Швецова
Использована информация из Вики, если не указано иное.
starcom68 в Музей авиации и космонавтики Авиационного техникума Швецова. Часть II. ДвигателиПродолжаем рассказ о музее Авиации и космонавтики Пермского авиационного техникума имени А.Д. Швецова.
В этот музей мы отправились в рамках фотопроекта "Сводите девушку в музей 2017" со студенткой юридического факультета Пермского государственного университета Анастасией Шумиловой и по приглашению создателя музея - Галины Олеговны Смагиной.
В этой части репортажа мы на некоторое время выйдем за пределы музея и осмотрим класс Конструкции авиационных двигателей. Для тех кто фанатеет от авиационной темы, думаю, будет интересно посмотреть не на макеты, а на самые настоящие авиационные двигатели в разрезе и изнутри. А поможет нам в этом Настя и партнеры проекта из Школы и студии красоты "BeBeauty"
И так мы в классе в центре которого расположены парты для учащихся, а сбоку и в тыльной части размещены, похожие на сытых поросят, различные газотурбинные двигатели.
Газотурбинный двигатель (ГТД) — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.
Сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, куда также подаётся топливо, которое, сгорая, образует большое количество газообразных продуктов сгорания под высоким давлением. Затем в газовой турбине энергия давления продуктов сгорания преобразуется в механическую работу за счёт вращения лопаток, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, и считается полезной работой двигателя. Газотурбинные двигатели имеют самую большую удельную мощность среди ДВС, до 6 кВт/кг.
Существуествует несколько различных принципиальных схем газотурбинных двигателей. Простейший газотурбинный двигатель имеет только один вал, куда устанавливается турбина которая приводит во вращение компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.
Для начала рассмотрим АИ-20 — одновальный авиационный турбовинтовой двигатель. Серийное производство начато в 1957 году. Конструкторское бюро-разработчик: ГП «Запорожское машиностроительное конструкторское бюро „Прогресс“ имени академика А. Г. Ивченко». Заводы-изготовители: ОАО «Мотор Сич» (г. Запорожье) и Пермский моторный завод (1963—1965 гг.).
В 1957 году двигатель АИ-20 успешно прошел государственные испытания и был запущен в серийное производство одновременно на двух заводах – запорожском и пермском. Резервы, заложенные в конструкцию АИ-20 на этапе проектирования, позволили в дальнейшем создать целое семейство модифицированных двигателей мощностью от 4000 до 5180 л.с.
Почти 14 тысяч ТВД этого типа успешно эксплуатировались на военно-транспортных Ан-8 и Ан-12, пассажирских Ил-18 и Ан-10, противолодочных Ил-38, амфибиях Бе-12. Сегодня продолжают летать оснащенные двигателями АИ-20 Ан-12, небольшое количество Ил-18 и все еще значительный парк самолетов Ил-38. Модификации двигателя АИ-20Д серии 5 и серии 5Э, которые предназначены для эксплуатации на транспортных самолётах Ан-32 в условиях жаркого климата и высокогорных аэродромов, выпускаются на предприятии и сегодня.
На двигателях АИ-20 был достигнут высокий уровень надёжности, позволивший впервые в отечественном двигателестроении установить межремонтный ресурс, измеряемый тысячами часов.
На основе АИ-20 было создано семейство двигателей АИ-24: меньшей размерности, мощностью от 2550 до 2820 л.с. С 1961 года выпущено более 11 тысяч таких ТВД, которые устанавливались на пассажирских самолётах Ан-24 и других.
На фото двигатель представлен со стороны редуктора. Хорошо видны отверстия воздухозабоника и фланец крепления винта
Технические характеристикиТВД АИ-20:
Мощность на взлетном режиме: 4000 л.с.
Удельный расход топлива на взлетном режиме: 0,259 кг/л.с.ч.
Часовой расход топлива взлетном режиме: 1040 кг/ч
Расход воздуха на взлетном режиме: 20,9 кг/с
Степень повышения давления: 9,32
Температура газов максимальная: не более 720°С
Расход масла: не более 0,5 кг/ч
Масса двигателя: 1040 кг
Ресурс: до 40 000 мото-часов
На фото видны турбинные лопатки осевого 10-ступенчатого компрессора
Еще одним типом газотурбинного двигателя является турбовальный двигатель.
Такой двигатель чаще всего имеет свободную турбину. Вся турбина поделена на две части, между собой механически несвязанные. Связь между ними только газодинамическая. Газовый поток, вращая первую турбину, отдает часть своей мощности для вращения компрессора и далее, вращая вторую, через вал этой (второй) турбины приводит в действие полезные агрегаты. Реактивное сопло на турбовальном двигателе отсутствует. Выходное устройство для отработанных газов соплом не является и тяги не создаёт.
Выходной вал ТВаД, с которого снимается вся полезная мощность, может быть направлен как назад, через канал выходного устройства, так и вперед, либо через полый вал турбокомпрессора, либо через редуктор вне корпуса двигателя.
Редуктор — непременная принадлежность турбовального двигателя. Скорость вращения как ротора турбокомпрессора, так и ротора свободной турбины велика настолько, что это вращение не может быть напрямую передано на приводимые агрегаты. Поэтому между свободной турбиной и полезным агрегатом обязательно ставится редуктор для снижения частоты вращения приводного вала. В остальном принцип работы этого двигателя такой же, как и у ТРД.
Основное применение турбовальный двигатель находит в авиации, по большей части, на вертолетах. Полезная нагрузка в этом случае — несущий винт вертолёта.
Иногда ТВД выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит в движение компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и так далее), так и дополнительные каскады компрессора самого двигателя, расположенные перед основным. Разбиение компрессора на каскады (каскад низкого давления, каскад высокого давления — КНД и КВД соответственно, иногда между ними помещается каскад среднего давления, КСД, как, например, в двигателе НК-32 самолёта Ту-160) позволяет избежать помпажа на частичных режимах.
Также преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальной скорости вращения и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плохая приёмистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме лёгкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона.
Д-25В — авиационный турбовальный двигатель. Разработан в 50-е годы в ОКБ-19 (ныне — ОАО «Авиадвигатель», Пермь) под руководством Главного конструктора Павла Александровича Соловьёва. Двухвальный, со «свободной» турбиной привода полезной нагрузки.
Двигатель снят со стороны воздухозаборника и компрессора
Двигатель предназначался для тяжёлых вертолётов семейства Ми-6 и Ми-10
Особенностью двигателя Д-25В является наличие в нем свободной турбины для привода вала несущего винта вертолета, не связанной кинематически с турбокомпрессорной частью двигателя. Наличие такого рода турбины дает возможность устанавливать на ней обороты, независимо от режима работы турбокомпрессорной части двигателя. Эта особенность имеет ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ, а именно:
1. Позволяет получать желаемое число оборотов вала несущего винта вертолета по режимам и высотам полета, независимо от числа оборотов турбокомпрессорной части двигателя.
2. Позволяет получать оптимальные расходы топлива при различных условиях эксплуатации двигателя.
3. Обеспечивает более легкий запуск двигателя.
4. Исключает необходимость иметь в силовой установке вертолета фрикционную муфту (муфту включения).
Двигатель состоит из следующих основных узлов:
- входного корпуса компрессора с коробками приводов агрегатов;
- осевого девятиступенчатого (восьмиступенчатого) компрессора с перепуском воздуха после III и IV ступеней компрессора. Перепуск воздуха осуществляется автоматически через отверстия, прикрываемые лентами перепуска;
- трубчатокольцевой камеры сгорания с двенадцатью жаровыми трубами;
- одноступенчатой турбины, работающей на привод компрессора;
- двухступенчатой турбины (турбина винта), работающей через редуктор на привод вала несущего винта вертолета;
- трансмиссии, передающей крутящий момент от двухступенчатой турбины на редуктор;
- системы топливопитания и автоматического управления двигателем;
- системы автономного запуска со стартер-генератором;
- системы смазки и суфлирования;
- противопожарной системы двигателя;
- выхлопной трубы.
Источник
На фото виден компрессор с ротором и камера сгорания у правого обреза кадра
Основные технические данные двигателя Д-25:
Обороты: 10350/8300 об/мин
Тяга: 6800 кг
Расход топлива: 0,62 кг топлива / кг тяги в час
Масса: 1250 кг
Фото сделано с тыльной стороны двигателя. Видны камера сгорания, турбина компрессора и свободная турбина (крыльчатки убраны), вал свободной турбины.
Переходим к турбореактивному двигателю Д-30 - классике пермского двигателестроения
Принцип работы турбореактивного двигателя. В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. Проходя через компрессор, воздух еще больше сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура.
Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки, и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.
Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.
Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги.
Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя для их изготовления используют жаропрочные сплавы и термобарьерные покрытия. А также применяется система охлаждения воздухом, отбираемым от средних ступеней компрессора.
Турбореактивный двухконтурный двигатель Д-30 был разработан в ОКБ-19 П. А. Соловьёва в 1963 году для пассажирского самолёта Ту-134. Серийное производство двигателя организовано на Пермском и Рыбинском моторостроительных заводах в 1972 году. В дальнейшем двигатель неоднократно дорабатывался и модифицировался. На 2011 год в мире эксплуатировалось 220 двигателей Д-30-2/3, в 2011 их наработка составила 114005 часов. Общая наработка за всю историю 30 891 800 часов. В 2011 году наработка на досрочный съём двигателя по конструктивно-производственным дефектам, составила 57 003 часа, что в 9,5 раза выше нормативного показателя (6 000 часов)
ТРД Д-30 выполнен по двухвальной схеме, и состоит из компрессора, разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов, камеры сгорания, турбины и выходного устройства. Модификации Д-30КП и Д-30КУ оснащены реверсивным устройством. Запуск двигателя автоматический, осуществляется от воздушного стартера. Система зажигания электронная, включает агрегат зажигания и 2 полупроводниковые свечи поверхностного заряда. Масляная система автономная, нормально замкнутая, циркуляционная. Все агрегаты масляной системы расположены на двигателе. Двигатель работает на авиационном керосине марок Т-1, ТС-1, РТ.
Общий вид двигателя Д-30. Слева входное отверстие воздухозаборника, справа сопло
На базе Д-30 было разработано несколько модификаций:
Д-30 (ПС-30) — базовая модель, устанавливается на Ту-134. Базовая модель, устанавливаемая на Ту-134 неоднократно модернизировалась без изменения названия модели. В связи с этим различают 3 серии базового двигателя Д-30. Годы эксплуатации: Д-30 I серии с 1967, Д-30 II с 1970, Д-30 III с 1982
Применение: Ту-134 (базовая модификация Д-30), Ту-154 и Ил-62 (Д-30КУ)
Обозначение: ПС-30
Всего выпущено: 8000 (только базовая модификация)
Полная масса: 1944 кг
Рабочие характеристики
Тяга взлётная: 6934 кгс
Тяга крейсерская: 1450 кгс
Температура турбины: 1316 °C
В 2015 на Пермском моторном заводе произвели 11 двигателей промышленного применения на базе Д-30
Компрессор низкого давления в разрезе
Обратите внмиание как сложно здесь все устроено
А это какие-то странные цилиндры сверху, напоминающие противооткатные устройства артиллерийских орудий, расположенные в районе компрессора высокого давления
Вид на двигатель Д-30 со стороны сопла. Видны турбины привода компрессоров низкого и высокого давления. Внизу отдельно стоит кольцевая камера сгорания с расположенными по кольцу жаровыми трубами
Весь узел турбины в разрезе
А теперь перейдем у отдельным деталям двигателя Д-30 в изобилии раставленным по классу
Знаете какие самые сложные детали газотурбинных двигателей?
Правильно - турбинные лопатки. О сложности их изготовления говорит то, что турбинные лопатки производят не на заводах авиадвигателей, а на специальных заводах турбинных лопаток. Здесь все крайне сложно и высокотехнологично, начиная от профиля лопатки, технологии ее изготовления, материала и способа крепления в диске. Ведь турбинные лопатки работают под колоссальными нагрузками и в температурном диапазоне до 1500 градусов Цельсия. на фото хорошо виден способ крепления турбинных лопаток к диску
Как правило турбинные лопатки изготовляют из жаропрочных сплавов на основе никеля
От этих поверностей с плаными очертаниями и острыми коромками невозможно оторваться
Это похоже на одну из турбин привода компрессора, если я не ошибаюсь
Еще какое-то устройство типа редуктора
В демонстрационных целях к нему приделан ручной привод и модель получилась вполне рабочая
Еще какая-то еталь корпуса двигателя
Компрессор?
А теперь осмотрим еще один двигатель
Перед нами ТВ 2-117 — авиационный турбовальный двигатель, разработанный в 1959—1964 годах в ОКБ имени В. Я. Климова под руководством С. П. Изотова. Выпускался серийно с 1965 по 1997 год. Всего на Пермском моторном заводе выпущено около 23 000 двигателей ТВ2-117, общая наработка которых составляет более 100 млн часов.
Двигатель предназначался для вертолёта Ми-8 и устанавливался на различные его модификации. Компрессор — 10-ступенчатый, с регулируемым входным направляющим аппаратом (РВНА) и РНА первых трёх ступеней. Турбина компрессора — двухступенчатая, свободная турбина, приводящая полезную нагрузку — также двухступенчатая.
Вид на двигатель со стороны воздухозаборного отверстия и компрессора
Технические характеристики двигателя ТВ 2-117:
Мощность на взлётном режиме: 1500 л. с.
Удельный расход топлива: 0,310 кг/л.с.·час
Мощность на крейсерском режиме: 1000 л. с.
Удельный расход топлива: 0,275 кг/л.с.·час
Сухая масса: 334 кг
Назначенный ресурс: 12 000 часов
Компрессор двигателя ТВ 2-117
Выходное устройство двигателя за которым прячется вал свободной турбины
На этом наша экскурсия подходит к концу
Обратим внимание на еще один понравившийся мне стенд в классе. Здесь дана классификация подшипников.
Очень полезный стенд для тех, кто думает, что подшипники бывают только двух видов: шариковые и роликовые
Поблагодарим команду проекта, которая работала сегодня с нами:
Героиня репортажа: Настя Шумилова
Красоту делали мастера Школы и студии красоты "BeBeauty"
Мэйк: Наталия Акинфеева
Прическа: Евгения Палагушкина
Продолжение следует и оно будет интересным
Да, это еще не все. Небольшой видеоролик из которого можно узнать, что уже было и что еще нас ожидает в музее Пермского авиационного техникума им. Швецова
Использована информация из Вики, если не указано иное.
Взято: zavodfoto.livejournal.com
Комментарии (0)
{related-news}
[/related-news]