Краткое описание двигателя

Важнейший требованием, выполнение которого необходимо обеспечить в процессе

эксплуатации летательного аппарата (ЛА), является высокая безопасность полета при низкойсебестоимости перевозок, которые в значительной степени зависят от надежности работы иэкономичности двигателей, установленных на ЛА. Исходя из этого, к двигателям ЛАпредъявляются следующие основные требования:

1. Обеспечение заданных летно-технических данных ЛА (дальности ипродолжительности полета, оптимальной скорости и высоты полета, скороподъемности икоммерческой нагрузки).

2. Большой ресурс и надежность в работе при всех возможных условиях применения

ЛА.

3. Экономичность на рабочих режимах работы.

4. Небольшая масса и малое аэродинамическое сопротивление.

5. Эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность.

6. Контролепригодность, характеризуемая числом контролируемых параметров и ихдиагностической ценностью, наличием средств сигнализации и аварийных защитных устройств.

7. Минимальное воздействие на окружающую среду. Уровень создаваемого шума иэмиссия авиадвигателей должны удовлетворять требованиям ГОСТа и ИКАО.

В силу своих конструктивных особенностей, заложенных на стадии проектирования,двигатель Д-36 отвечает перечисленным требованиям, несмотря на свой солидный возраст.

Турбореактивный двухконтурный двигатель Д-36 (рис.1.1) предназначен для установки напассажирские и транспортные самолеты. Двигатель имеет степень двухконтурности 6 на взлетномрежиме и выполнен по трехвальной схеме с передним расположением вентилятора, с раздельнымипотоками и соплами. Он состоит из следующих основных узлов:

· - одноступенчатого сверхзвукового вентилятора;

· - шестиступенчатого околозвукового компрессора низкого давления (КНД);

· -промежуточного корпуса;

· - корпуса приводов;

· - семиступенчатого компрессора высокого давления (КВД);

· - камеры сгорания (КС) кольцевого типа с 24 головками, в центральных отверстияхкоторых размещены рабочие форсунки, подающие распыленное топливо во внутрь жаровойтрубы;

· - одноступенчатой турбины высокого давления (ТВД), приводящей во вращение ротор

· компрессора ВД;

· - одноступенчатой турбины низкого давления (ТНД), которая приводит во вращение ротор

· компрессора НД;

· - трехступенчатой турбины вентилятора (ТВ), которая приводит во вращение вентилятор;

· - задней опоры и реактивного сопла внутреннего контура.

Выполнение двигателя по трехвальной схеме позволило: получить более высокие КПД

отдельных каскадов компрессора, обеспечить более высокие запасы компрессора по помпажу;использовать для запуска двигателя пусковое устройство малой мощности, так как при запускенеобходимо раскручивать стартером только ротор компрессора ВД. Кроме того, у трехвальногодвигателя роторы короче, поэтому они жестче, лучше сохраняются радиальные зазоры, легче вдоводке.

Большая степень двухконтурности двигателя и высокие параметры газодинамическогоцикла обеспечили его высокую экономичность.Конструкция двигателя выполнена с учетом обеспечения принципа модульной (блочной)сборки. Двигатель разделен на 12 основных модулей (рис. 1.2): рабочее колесо вентилятора,спрямляющий аппарат вентилятора, вал вентилятора, компрессор низкого давления, коробкаприводов, задняя опора, турбина вентилятора, ротор турбины низкого давления, корпус опортурбин, ротор турбины высокого давления, камера сгорания, корпус промежуточный, собранный сКВД. Каждый из модулей является законченным конструктивно-технологическим узлом и можетбыть (кроме главного двенадцатого модуля) демонтирован и заменен без разборки соседнихмодулей. Модульность конструкции двигателя обеспечивает возможность восстановления егоэксплуатационной пригодности заменой деталей и узлов в условиях эксплуатации, а высокая

контролепригодность способствует переходу от планово-предупредительного обслуживания кобслуживанию по состоянию.

На каждом двигателе установлены агрегаты, обеспечивающие работу систем двигателя исистем самолета.

Блок топливных насосов (агрегат 934), топливный регулятор (агрегат 935МА),электромагнитный клапан пускового топлива обеспечивают работу систем подачи ирегулирования расхода топлива.

Маслоагрегат МА-36 с сигнализатором максимального перепада давления на масляномфильтре, воздухоотделитель ВО-36 с маслофильтром, центробежный суфлер ЦС-36, топливно-масляный агрегат 5660Т с сигнализатором максимального перепада давления на топливномфильтре, маслобак МБ-36 с датчиком уровня масла обслуживают работу масляной системы исистемы суфлирования двигателя.

Воздушный стартер СВ-36, агрегаты зажигания CKH-11-1 (2 шт.), свечи зажигания СП-43(2 шт.) обеспечивают работу системы запуска двигателя.

Работу систем управления и контроля двигателя обеспечивают: электронная системауправления ЭСУ-2, блоки термопар Т-8ОТ, датчик ДОТ-30 системы измерения суммарнойстепени повышения давления, датчики ДТА-10 частоты вращения роторов двигателя,вибропреобразователи МВ-31 (2 шт.), стружкосигнализатор СС-36, термостружкосигнализаторТСС-З6 (3 шт.), сигнализатор помпажа ПС-2-7, счетчик наработки ресурса СНР-1, датчик ИМД-100 давления топлива, датчик ИМД-8 давления масла, приемник П-77температуры масла, сигнализатор МСТВ-1,6 минимального давления масла, датчик ДС-11положения РУД, датчик мгновенного расхода топлива ДРТМ1,5-2Т, автоматы управленияклапанами перепуска воздуха

Кроме перечисленных агрегатов, на каждом двигателе установлены следующие самолетныеагрегаты:

· - привод-генератор ГП-21;

· - гидронасос НП-72МВ (на самолете ЯК-42 ставятся только на левом и среднем двигателе).

Конструкция двигателя выполнена так, что позволяет осуществлять его подвеску прилюбом размещении двигателя на самолете (за нижние, верхние и боковые узлы крепления).

Крепление каждого двигателя на самолете осуществляется в двух плоскостях: передней и задней(рис.1.3).

Передние узлы крепления к самолетной подвеске воспринимают вертикальные и

поперечные силы, действующие на двигатель в этой плоскости, и расположены на наружнойоболочке промежуточного корпуса. Самолетная подвеска по переднему поясу должнаобеспечивать температурную и монтажную компенсации и не воспринимать тягу двигателя.

Усилия, действующие на двигатель в заднем поясе подвески, воспринимаются силовымкольцом, расположенным на корпусе задней опоры турбины.

Тяга двигателя воспринимается внутренней силовой частью промежуточного корпуса, накоторой предусмотрена установка кронштейна с резьбовой проушиной. Положение кронштейна спроушиной зависит от выбранного варианта подвески. К резьбовой проушине присоединяетсясамолетная тяга, которая E5й вторым концом крепится непосредственно к силовой части пилонасамолета. Линия действия тяги проходит под углом 17° к продольной оси самолета. Проушина доустановки самолетной тяги фиксируется на двигателе специальным стопорным устройством.

Подвеска двигателя предусматривает также возможность передачи обратной тяги.

Боковые двигатели на самолете Як-42 крепятся на пилонах по обе стороны фюзеляжа.

Воздух к ним поступает через короткие прямые входные устройства круглого сечения. Среднийдвигатель устанавливается внутри хвостовой части фюзеляжа. Воздух к нему поступает черезизогнутый канал с передним обтекателем, расположенным у основания кромки киля.