Пояснительная записка
Авиационный двигатель ПС-90А
и его масляная система
Выполнил: курсант гр П-10-5 Кулагин А.И.
Проверил: Степанов С.М.
Ульяновск
2011
СОДЕРЖАНИЕ
Глава 1. КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А………………………………...4
1.1. КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ДВИГАТЕЛЯ И ЕГО УЗЛОВ………………………..4
1.2. СХЕМА РАБОТЫДВИГАТЕЛЯ НА УСТАНОВИВШЕМСЯ РЕЖИМЕ……………...6
1.3. КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИСТЕМ ДВИГАТЕЛЯ……………………………...7
1.4. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ………………………………13
Глава 2. КОНСТРУКТИВНОЕ УСТРОЙСТВО УЗЛОВ ДВИГАТЕЛЯ…………………………16
2.1. ПЕРЕХОДНИК…………………………………………………………………………….16
2.2. КОМПРЕССОР…………………………………………………………………………….16
2.3. РАЗДЕЛИТЕЛЬНЫЙ КОРПУС…………………………………………………………..19
2.4 ЦЕНТРАЛЬНЫЙ ПРИВОД………………………………………………………………..20
2.5. КИНЕМАТИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ…………………………………………..20
2.6. КОРОБКА ПРИВОДОВ…………………………………………………………………...20
2.7. КАМЕРА СГОРАНИЯ…………………………………………………………………….21
2.8. ТУРБИНА…………………………………………………………………………………..22
2.9. ЗАДНЯЯ ОПОРА ДВИГАТЕЛЯ………………………………………………………….24
2.10. РЕАКТИВНОЕ СОПЛО………………………………………………………………….25
2.11. ЭЛЕМЕНТЫНАРУЖНОГО КОНТУРА ДВИГАТЕЛЯ ………………………………25
2.12. СИЛОВАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ ……………………………………………………..26
2.13. КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ НА САМОЛЕТЕ…………………………………………26
2.14. СТЕМА ПРОДУВА ПОДКАПОТНОГО ПРОСТРАНСТВА………………………….27
2.15. РАСПОЛОЖЕНИЕ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ НА ВНЕШНЕЙ ПОВЕРХНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ………………………………………………………………………………………….27
Глава 3. МАСЛОСИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А………………………………………………29
3.1. ОСНОВНЫЕ АГРЕГАТЫМАСЛОСИСТЕМЫ…………………………………………29
3.2. МАСЛОБАК ……………………………...………………………………………………..29
1. Основные технические данные …………………………………………………………..29
2. Описание……………………………………………………………………………..…...29
3. Принцип работы ………………………………………………………………………….30 3.3. БЛОК МАСЛЯНЫХ НАСОСОВ С ФИЛЬТРОМ (БМФ-94)……………………………31
1. Общие сведения ………………………………………………………………………….31
2. Основные технические данные..………………………………………………………..32
3. Принцип работы ……………………………………………………………………….33
3.4. БЛОК ЦЕНТРОБЕЖНЫХ АГРЕГАТОВ (БЦА-94)……………………………………33
1.Общие сведения ………………………………………………………………………….33
2. Основные технические данные..………………………………………………………..33
3. Принцип работы…………………………………………………………………………34
3.5. СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ МАСЛА ПРИВОДА-ГЕНЕРАТОРА…………………..34
1. Общие сведения ………………………………………………………………………….34
2. Описание..………………………………………………………………………………..35
3. Принцип работы…………………………………………………………………………36
4. Неисправности системы охлаждения и пути их устранения………………………36
3.6. СИСТЕМА СМАЗКИ И СУФЛИРОВАНИЯ……………………………………………37
1. Общие сведения …………………………………………………………………………37
2. Принцип работы…………………………………………………………………………40
3. Неисправности системы смазки и суфлирования и пути их устранения…………41
3.7. КОНТРОЛЬ РАБОТЫМАСЛОСИСТЕМЫДВИГАТЕЛЯ……………………………43
3.8.ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПРИ ВОЗНИКНОВЕНИИ НЕИСПРАВНОСТИ МАСЛОСИСЕМЫДВИГАТЕЛЯ……………………………………………………………………44
3.9. ПЕРЕЧЕНЬ НЕИСПРАВНОСТЕЙ ПО ДВИГАТЕЛЮ, С КОТОРЫМИ РАЗРЕШАЕТСЯ ПРОДОЛЖЕНИЕ ПОЛЕТА……………………………………………………...45
СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ……………………………………………………...46
ГЛАВА 1. КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А
Рис. 1. Общий вид двигателя ПС-90А
1.1. КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ДВИГАТЕЛЯ И ЕГО УЗЛОВ
ПС-90А (рис. 1) - 2-каскадный, 2-контурный ТРД со смещением контуров. Конструктивно выполнен в виде 11 модулей:
· базового модуля (разделительный корпус, компрессор ВД, камера сгорания),
· модуля рабочего колеса вентилятора,
· модуля ВНА подпорных ступеней,
· модуля подпорных ступеней.
· модуля спрямляющего аппарата,
· модуля турбины ВД,
· модуля турбины НД,
· модуля реверсивного устройства,
· модуля задней опоры двигателя,
· модуля сопла,
· модуля коробки приводов.
Все модули, кроме базового, могут заменяться в условиях эксплуатации. Возможна также замена отдельных элементов и частей модулей, замена агрегатов и оборудования, установленного на двигателе.
Модульность конструкции в сочетании с развитой системой диагностики позволяет вести эксплуатацию двигателя по его техническому состоянию.
Двигатель имеет следующие узлы (рис. 1):
· переходник входного устройства двигателя,
· компрессор,
· камеру сгорания,
· турбину,
· опоры двигателя (корпус опоры вентилятора, разделительный корпус, задняя опора двигателя),
· камеру смешения (смеситель),
· реактивное сопло,
· механизм реверса,
· элементы наружного контура,
· коробку приводов.
Переходник образует заднюю часть входного устройства двигателя. Передняя часть этого устройства образована самолетным воздухозаборником, который крепится к переднему фланцу переходника.
Компрессор - осевой, 16-ступенчатый, 2-каскадный. Имеет три составные части:
-1-ступенчатый вентилятор,
-2-ступенчатый компрессор низкого давления (или просто - подпорные ступени),
-13-ступенчатый компрессор высокого давления.
Компрессор имеет следующую механизацию:
-ЗПВ (заслонки перепуска воздуха) за подпорными ступенями (2 шт.),
-КПВ (клапаны перепуска воздуха) над 6-й и 7-й ступенями (по 3 шт.),
-регулируемые ВНА, направляющие аппараты (НА) 1-й и 2-й ступеней у компрессора ВД. Примечание. Все регулируемые лопатки (ВНА и НА) перестанавливаются синхронно на одинаковый угол.
Частота вращения (n 2 прив) перекладки механизации компрессора:
- n 2 закр КПВ при увеличении режима 84-85 %
- n 2 откр КПВ при снижении режима 83-84 %
- n2 закр ЗПВ при увеличении режима 90-92%
- n2 откр ЗПВ при снижении режима 88,5-90%
Камера сгорания - комбинированного типа, с 12-ю короткими жаровыми трубами и с общим кольцевым газосборником, с воспламенением ТВС с помощью свечей зажигания в трубах №3 и 10.
Турбина - осевая, 6-ступенчатая, 2-каскадная.
Ротор 1-го каскада турбины вращает ротор 2-го каскада компрессора и вместе они организуют ротор (или просто - каскад) ВД двигателя. Частота вращения этого ротора (каскада) двигателя обозначается символом n2
Ротор 2-го каскада турбины вращает ротор компрессора низкого давления и вентилятора и вместе они организуют ротор низкого давления двигателя. Частота вращения этого ротора двигателя обозначается символом n1 и контролируются по индикаторам кадра «Дв/Сигн» и щитка резервной индикации.
Турбина имеет мощное охлаждение, что позволило повысить температуру газов перед ней примерно до 1500°К.
Опоры двигателя являются силовыми узлами для размещения опор роторов, приводов, элементов крепления двигателя на самолете и на транспортировочной тележке, для крепления коробки приводов, агрегатов, коммуникаций.
Камера смешения - 18-лепестковый венец для смешивания газовоздушных потоков, является шумоглушителем двигателя.
Реактивное сопло - дозвуковое, нерегулируемое. В нем происходит дальнейшее расширение газовоздушного потока.
Реверсивное устройство (РУ) служит для создания обратной тяги (ОТ) путем направления воздуха наружного контура в направлении движения самолета. РУ состоит из механизма реверса и системы управления реверсом.
Механизм реверса - решетчатого типа, расположен в канале наружного контура.
Элементы наружного контура вместе с элементами других узлов двигателя организуют плавность тракта наружного контура двигателя и обеспечивают шумоглушение.
Коробка приводов - для размещения приводов (набора шестерен) и крепления агрегатов.
1.2. СХЕМА РАБОТЫДВИГАТЕЛЯ НА УСТАНОВИВШЕМСЯ РЕЖИМЕ
Атмосферный воздух, поступающий через самолетный воздухозаборник в осевом направлении, сжимается вентилятором и направляется по двум контурам: наружному и внутреннему. При сжатии температура и давление воздуха возрастают, а абсолютная скорость почти не изменяется.
Воздух, направляемый по наружному контуру, проходит через канал наружного контура в камеру смешения, при этом его параметры до камеры смешения почти не изменяются.
Воздух, направляемый по внутреннему контуру, пройдя подпорные ступени, поджимается и поступает в КВД на окончательное сжатие. В подпорных ступенях и КВД температура и давление воздуха повышаются, а абсолютная скорость несколько снижается. КВД подает воздух в камеру сгорания, где он подогревается за счет непрерывного сгорания топлива. Поэтому температура растет значительно, а давление по длине камеры сгорания несколько снижается за счет гидравлических сопротивлений, а также вследствие ускорения газового потока. Скорость газового потока значительно возрастает в сторону турбины.
Из камеры сгорания газы поступают на турбину, где потенциальная энергия газового потока преобразуется в механическую работу, используемую для вращения роторов вентилятора, КНД и КВД.
Ротор ТВД вращает ротор КВД и вместе они организуют ротор (каскад) ВД двигателя, а ротор ТНД - ротор вентилятора и подпорных ступеней, и вместе они организуют ротор (каскад) НД двигателя.
На турбине происходит расширение газового потока и срабатывание теплоперепада, поэтому температура и давление газового потока понижаются, а скорость увеличивается.
Далее газовый поток поступает в камеру смешения, где перемешивается с воздухом наружного контура. При этом происходит выравнивание температуры и давления.
В сопле происходит дальнейший разгон газовоздушного потока (преобразование потенциальной энергии в кинетическую), и со скоростью до 500 м/с газовоздушный поток отводится в атмосферу. За счет прироста количества движения образуется реактивная прямая тяга (ПТ).
При включении реверса обтекатель РУ сдвигается назад, открывая решетки. Створки РУ перекрывают канал наружного контура. Створки и решетки направляют газовоздушный поток вперед в направлении полета. При этом осевая составляющая реактивной силы потока и образует обратную тягу, которая используется для торможения самолета.
1.3. КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИСТЕМ ДВИГАТЕЛЯ
Основные системы двигателя.
· система запуска,
· система управления,
· топливная система (система топливопитания двигателя),
· масляная система,
· система отбора воздуха от компрессора,
· противообледенительная система,
· система управления реверсом,
· система управления радиальными зазорами компрессора и турбины,
· система управления механизацией компрессора,
· противопожарная система,
· система сдува вихря (ССВ) - для доработанных самолетов,
· система управления активным охлаждением лопаток ТВД,
· система автоматического регулирования (САР) или автоматического управления (САУ) двигателем,
· бортовая система контроля двигателя (БСКД),
· система защиты двигателя от раскрутки турбины низкого давления (СЗТР),
· система замера уровня вибрации двигателя.
Система запуска - автономная, автоматическая, с раскруткой каскада ВД при запуске двигателя на земле и, при необходимости, в полете (если па авторотации менее 11%) воздушным стартером.
Сжатый воздух к воздушному стартеру может подаваться от любого из следующих источников:
· от ВСУ-ТА-12-60,
· от УВЗ-4,
· от работающего на этом самолете другого двигателя (на земле и в полете).
Управление запуском на земле - со щитка «Запуск двигателей на земле» (верхний пульт пилотов), а в полете - с помощью кнопок-табло «ДВ1 (2). Запуск воздух авт» на среднем пульте пилотов. Контроль запуска осуществляется по сигнализации и индикации на щитках, пультах и экранах КИСС (комплексная измерительная система сигнализации).
Система управления - электронно-гидромеханическая. Ручное управление двигателем на режимах «ПТ» осуществляется РУДом, а на режимах «ОТ» РУРом. РУД и РУР центрального пульта пилотов дистанционно, с одной стороны, механически (тросы, тяги) связаны с рычагами НР-90 (топливного насоса-регулятора) и КР-90 (крана распределительного системы управления реверсом), а с другой – электрическими проводками с агрегатами электронной системы управления двигателем.
Угловое положение РУД, РУР и рычага НР-90 индицируется на экране КИСС (в кадре).
Когда РУД находится у риски «Среднее положение РУД» сектора газа на центральном пульте, а РУР - в положении «Реверс выключен», стрелка на лимбе HP показывает значение «О» - среднее значение на площадке МГ (-6... +7°). При перемещении РУД от риски «Среднее положение РУД» до риски «Взлетн. режим» стрелка по лимбу HP перемещается от 0° до 77° - HP увеличивает подачу топлива до максимального значения. При этом рычаг КР-90 системой управления реверсом удерживается в положении «ПТ» и, значит, створки РУ - в положении «ПТ». Происходит увеличение режимов «ПТ».
При движении РУД в сторону риски «Среднее положение РУД» за счет снижения подачи топлива насосом-регулятором при створках РУ в положении «ПТ» снижаются режимы прямой тяги. При перемещении РУР от положения «Реверс выключен» в крайнее верхнее положение «Максимальный реверс» - стрелка по лимбу HP перемещается от 0° до -38°. Насос-регулятор при этом увеличивает подачу топлива до максимального значения, а система управления реверсом при достижении угла (-20±2)° по лимбу HP обеспечит быструю перекладку створок в положение «ОТ» и удержание створок в этом положении до угла -38° - увеличиваются режимы «ОТ».
При движении РУР от положения «Макс, реверс» в сторону положения «Реверс выключен» стрелка по лимбу HP перемещается от -38° до 0°. При этом сначала за счет перенастройки HP на меньшую подачу топлива снижаются режимы «ОТ», а на угле (-20±2)° створки быстро переложатся в положение «ПТ» - происходит выключение реверса.
РУД и РУР имеют взаимную механическую блокировку, исключающую возможность управления насосом-регулятором одновременно обоими рычагами – РУД и РУР.
Для обеспечения работы двигателя в автоматическом режиме механическая система управления соединена с МРТ-204У (механизмом регулирования тяги), расположенным под пультом управления двигателями, который входит во ВСУТ-85 (вычислительную систему управления тягой).
Фиксация РУД в заданном положении осуществляется специальным стопорным (тормозным) устройством. При стопорении РУД KB под устройством выдает электросигнал во ВСУТ-85 на отключение МРТ-4У. При включении ВСУТ-85 с застопоренным РУД в кадрах «Дв/Сигн» и «Сигн» высвечивается информация «Расстопори РУД».
На каждом РУД установлены основная и дополнительная рукоятки. Внутри основной вмонтированы микровыключатели отключения МРТ-204У при переходе с автоматического режима управления на ручное. Дополнительная рукоятка - для управления двигателем третьим членом экипажа (бортинженером). Она связана механически с основной, а через нее - с МРТ-204У.
Для некоторых (специально доработанных) самолетов при отказе одного двигателя на взлете другому можно задать режим повышенной тяги с помощью кнопки «ЧР» (чрезвычайный режим), смонтированной на РУД и закрытой колпачком красного цвета. При нажатии на кнопку поступает электросигнал в РЭД (электронный регулятор двигателя), который автоматически перестраивает режим двигателя на значение выше взлетного.
Система останова двигателя (автоматического и ручного) электрическая. Ручной останов двигателя производится с помощью переключателя «Стоп-кран дв1 (2)» на среднем пульте пилотов. Переключатель имеет два фиксированных положения: верхнее - «Откр» и нижнее - «Закр». Для переключения из одного положения в другое нужно приподнять головку переключателя. При установке переключателя в положение «Закр» рядом с этим положением должно высветиться табло желтого цвета «Закр».
Автоматический останов двигателя (прекращение подачи топлива) осуществляется подачей электросигнала предусмотренной системой автоматического останова на специальный электромагнитный клапан узла останова в насосе-регуляторе.
Топливная система двигателя служит не только для подачи топлива к форсункам камеры сгорания, но и для подачи топлива в качестве рабочей жидкости к агрегатам систем регулирования двигателя: системы управления механизацией компрессора, системы управления радиальными зазорами компрессора и турбины и др.
В качестве топлива используется керосин следующих марок:
- ТС-1 ГОСТ 10227-62 (основное топливо);
- РТ ГОСТ 10227-86 (резервное топливо), а также керосин иностранных марок.
Каждый двигатель питается топливом из своей (автономной) топливной системы самолета: левый двигатель - из баков левой ОЧК, а правый -из баков правой ОЧК, но с возможностью перекрестного питания. При отказе всех самолетных подкачивающих электрических насосов подачу топлива из баков к двигателю может осуществить до Н = 12 км двигательный подкачивающий насос (механический),
Масляная система - автономная, циркуляционная, нормально замкнутая. Все агрегаты маслосистемы, включая масляный бак, расположены на двигателе.
Для маслосистемы основных двигателей и двигателя ВСУ применяются масла марок:
- ИПМ-10 ТУ 38101 1299-90 - основное;
- ВНИИ-НП-50-1-4Ф ГОСТ 13076-86 и ВНИИ-НП-50-1-24У ТУ 38401590-86 -резервные;
- допускается применение масел зарубежных марок согласно РЛЭ. Смешение основного и резервных масел не допускается.
Заправка баков основных двигателей и бака ВСУ может осуществляться закрытым способом (централизованная заправка через специально предусмотренные штуцеры) и, как исключение, открытым способом (через заливные горловины баков).
Расход масла на один двигатель не более 1 кг/ч.
Система отбора воздуха обеспечивает системы самолета и двигателя воздухом наружного и внутреннего контуров двигателя.
А. Из наружного контура двигателя воздух отбирается:
· на продувку ВВТ СКВ,
· на продувку ВМТ системы охлаждения масла привода-генератора (ГП-26),
· в дренажную систему двигателя,
· на наддув лабиринтных уплотнений опор роторов и приводов агрегатов,
· на охлаждение деталей двигателя (компрессора, турбины, задней опоры двигателей).
Б. Из внутреннего контура (от компрессора ВД) воздух отбирается:
· в СКВ (7-й и 8-й ступеней),
· на ПОС двигателя и сдув вихря (6-й и4-й ступеней),
· на наддув гидробака (7-й ступени),
· в САУ (систему автоматического управления) двигателем (из-за компрессора),
· на наддув лабиринтных уплотнений.
· на охлаждение деталей двигателя (компрессора, турбины, камеры сгорания, задней опоры двигателя).
ПОС двигателя - термовоздушного типа, принудительного и автоматического включения, без сигнализации обледенения, но с сигнализацией включения.
Обогреваемым элементом двигателя является самолетный воздухозаборник. Щиток управления ПОС - на верхнем пульте пилотов.
Ручное включение ПОС двигателя производится постановкой галетного переключателя в положение «Ручн. откр», а автоматическое - по сигналу самолетного сигнализатора обледенения (СО-121-ВМ), если галетный переключатель поставлен в положение «Авт».
Включение ПОС (открытие заслонки) контролируется по загоранию зеленого светосигнального табло «ПОС дв1 (2)» на этом щитке.
При открытии заслонки воздух на обогрев поступает через регулятор избыточного давления (агр.5606Т-3) - из-за 3-й ступени компрессора ВД на n2 = (80±0,8)% или из-за 6-й ступени этого компрессора на n2 - (80±0,8)% в зависимости от положения заслонки специального распределительного устройства, управляемого насосом-регулятором.
Средства контроля работы ПОС обеспечивают не только световую сигнализацию включения ПОС (в виде зеленого светосигнального табло «ПОС дв1 (2)», но и выдачу информации на экраны КИСС об отказе регулятора избыточного давления (агр.5606Т-3) с помощью датчика избыточного давления (ДАТ-8):
1. На ИМ2 в кадр «Дв/Сигн» может поступить информация:
-«Дв1 (2). ПОС отказ» - при этом при вызове на ИМ1 кадра «Сигн» на нем будет высвечиваться подсказка «Выйди из зоны обледенения»;
-«Дв1 (2). Давл. ПОС мало» - при этом при вызове на ИМ1 кадра «Сигн» на нем будет высвечиваться подсказка «Измени режим двигателя»;
-«Дв1 (2). ПОС ВЗ отключен» - при вызове кадра «Сигн» на нем будет высвечиваться подсказка «Выйди из зоны обледенения».
2. При вызове на ИМ1 кадра «Блоки» на нем может высветиться информация:
-«ПОС Дв1 (2): РИД» - при отказе регулятора агр.5606Т-3,
-«Дв1 (2): отбор ПОС от 13» - при непереключении отбора воздуха на 6-ю ступень КВД,
-«Дв1 (2): отбор ПОС от 5».- при непереключении отбора воздуха на 3-ю ступень КВД
Ручное выключение ПОС производится постановкой переключателя в положение «Ручн. закр», а автоматическое - при снятии сигнала от сигнализатора обледенения, при этом гаснет зеленое табло «ПОС дв1 (2)».
Система управления реверсом – электрогидравлического типа, обеспечивает перекладку створок РУ и удержание их в определенном положении («ПТ» или «ОТ»), а также блокировки, предусмотренные для данного РУ. Рабочей гидрожидкостью в системе является НГЖ-5У.
Система управления радиальными зазорами предназначена для активного управления радиальными зазорами компрессора ВД и турбин (ВД и НД) с целью повышения КПД этих узлов путем обдува их корпусов воздухом, подводимым из-за компрессора НД (подпорных ступеней).
Система - автоматическая, электронно-гидравлического типа.
Система управления механизацией компрессора - автоматическая, электронно-гидромеханического типа. Она обеспечивает газодинамическую устойчивость компрессора во всем диапазоне эксплуатационных режимов двигателя путем автоматического управления положением поворотных лопаток компрессора ВД, ЗПВ за подпорными ступенями и КПВ компрессора ВД.
Противопожарная система предусматривает тушение пожара только на двигателях (ПС-90А и ВСУ), т.е. в гондолах двигателей и в отсеке ВСУ. Предусмотрено три очереди огнетушителей для гондол и две - в отсек ВСУ. Первая из очередей может сработать автоматически по сигналу датчиков пожара. Предусмотрена сигнализация возникновения не только пожара в отсеках (силовых установок и ВСУ), но и сигнализация перегрева отсеков силовых установок (ПС-90А). При появлении сигнализации о перегреве отсека СУ можно применить ручное включение 1-й очереди ППС, но, если после этого сигнализация перегрева не погаснет, 2-ю и 3-ю очереди не применять.
Система сдува вихря (ССВ) временно не задействована. Эта система защищает двигатель от попадания посторонних предметов при работе двигателя на земле. При взлете самолета по достижении путевой скорости 50-60 км/ч эта система автоматически отключается и в полете не работает.
Включается она автоматически во время посадки (если включен переключатель «Сдув вихря» на панели взлетно-посадочных операций) при снижении путевой скорости до 85-35 км/ч. Струей воздуха из сопла, установленного на некотором расстоянии от входа в воздухозаборник снизу, предотвращается образование вихревого жгута между поверхностью аэродрома и входом в воздухозаборник двигателя.
Система управления активным охлаждением турбины регулированием количества воздуха, отбираемого на охлаждение лопаток турбины ВД (1-го и 2-го РК), обеспечивает надежное охлаждение лопаток на любом режиме работы двигателя без снижения его экономичности. Система автоматическая, электронно-гидравлического типа.
Система автоматического регулирования (САР) или система автоматического управления (САУ) обеспечивает автоматическое регулирование параметров двигателя по оптимальным программам, заложенным в БЦВМ (бортовая цифровая вычислительная машина). Система электронно-гидромеханического типа. Состоит из OA (основной автоматики) - электронно-гидромеханической и РА (резервной автоматики) - гидромеханической. Как правило, двигатель эксплуатируется с регулированием параметров по программе OA, а на регулирование по упрощенным программам РА переходит автоматически (или по команде из кабины экипажа) при возникновении отказов в OA. Выдача сигналов основной автоматикой на исполнительные механизмы для регулирования параметров двигателя осуществляется по двум каналам: основному и резервному, с автономным (независимым) электропитанием каждого из каналов. Это обеспечивает надежность работы двигателя на OA.
Бортовая система контроля двигателя (БСКД). Контроль работы двигателей на самолёте производится с помощью БСКД. Каждый двигатель имеет свою автономную систему контроля.
Система контроля обеспечивает:
· прием, обработку по заданным алгоритмам и преобразование в цифровой код информации, получаемой от РЭД и от датчиков и сигнализаторов, установленных на двигателе и самолете;
· выдачу в КИСС и в МСРП информации в цифровом коде об измеренных параметрах двигателя, а в КТЦ (комплекс топливоизмерения и центровки) и ВСС (вычислительная система самолетовождения) информации о расходе топлива;
· проведение допускового контроля измеренных параметров и выдачу в КИСС и в МСРП сигналов неисправности при достижении параметрами предельных значений;
· контроль работы механизации компрессора;
· подсчет наработки двигателя и выдачу результатов подсчета в КИСС и в МСРП,
· анализ тенденций изменения контролируемых параметров в течение полета и выдачу информации об этом на КИСС и в МСРП;
· контроль времени запуска двигателя и времени выбега его роторов и выдачу информации об этом на КИСС и в МСРП;
· выдачу информации о текущем значении основных параметров двигателя и неисправностей его систем на индикаторы и табло щитка резервной индикации.
БСКД имеет основной (1-й) и резервный (2-й) каналы. Основной канал обеспечивает измерение и выдачу информации в полном объеме на экраны КИСС и на резервные индикаторы, а резервный - осуществляет дублирование контроля основных параметров двигателя и выдачу информации при отказе основного канала только на средства резервной индикации.
Примечание. Экраны КИСС - в центре приборной доски, а средства резервной индикации (цифровые е индикаторы и табло) - на щитке резервной индикации - справа от экранов КИСС.
БСКД имеет систему встроенного контроля, которая обеспечивает:
1.Непрерывный автоматический самоконтроль исправности элементов работающей на земле и в полете БСКД и выдачу в КИСС и в МСРП информации о результатах контроля.
2.Автоматическое отключение неисправных каналов информации и переключение на прием информации непосредственно от РЭД.
3.Возможность предполетной проверки неработающей БСКД от кнопки «Контр» на щитке наземной проверки БСКД (панель наземной подготовки).
Информация о результатах контроля (автоматического и с помощью кнопки) выдается: А. В кадр «Дв/Сигн» на ИМ2:
- «Дв1 (2). БСКД исправн» (зеленого цвета) - при проверке на земле от кнопки «Контр»,
- «БСКД1 (2) - Отказ» (желтого цвета) - при неисправном состоянии БСКД по результатам самоконтроля или при проверке на земле от кнопки «Контр»,
- коды отказавших блоков или датчиков БСКД - при проверке на земле от кнопки «Контр». Б. На светосигнализатор на панели наземной подготовки: «БСКД исправн 1 (2)» - при
исправной БСКД при проверке БСКД от кнопки «Контр». Примечание. Допускается:
1) высвечивание шифра отказа «БСКД1 (2) 37» в кадре «Блоки» при выходе величины давления в гидроаккумуляторе за диапазон измерения датчика;
2) высвечивание шифра отказа «БСКД-136» на режиме МГ.
Электропитание БСКД осуществляется от основной бортовой системы электроснабжения. Кроме того, резервный канал системы подключен к аварийному электропитанию от аккумуляторов.
Включение системы производится выключателем «БСКД дв1 (2)» на щитке включения систем правом (пульт пилотов верхний).
Информация о параметрах, сигнализация о работе и состоянии двигателей воспроизводится на экранах ИМ1 и ИМ2 КИСС в кадрах: - «Дв/Сигн (Дв. осн)»,
-«Дв/Сигн (Дв. общ)»,
-«Дв. доп»;
-«Дв1 (2). Контроль РЭД (основной, резервный)»,
-«Наработка дв1 (2)».
Дополнительно основные параметры и сигналы двигателей выводятся на индикаторы и табло щитка резервной индикации.
БСКД обеспечивает также звуковую сигнализацию отказов двигателя:
-аварийные сигналы «Вибрация опасная» и «Выключи двигатель» сопровождаются тональным сигналом «Зуммер»;
-предупреждающие сигналы желтого цвета сопровождаются тональным сигналом «Удар колокола» (за исключением сигналов «РЭД отключен. Двигатель на ГМС», «РЭД осн. -Неисправен», «РЭД резервн.- Отказ, «БСКД - Отказ»).
СЗТР (система защиты двигателя от раскрутки турбины НД) предназначена для защиты двигателя от разрушения при рассоединении ротора ТНД с валом КНД и вентилятора автоматическим выключением двигателя при достижении n1 - (118±2)%.
Система замера уровня вибрации двигателя обеспечивает непрерывную регистрацию уровня вибрации двигателя в зоне разделительного корпуса (РК) и в зоне задней подвески двигателя (ЗП) по роторной гармонике вентилятора («Вен») и КВД («КВД») и выдачу сигнала о величине его через БСКД на указатель вибрации кадра «Дв. доп», а также в виде сигнальной информации: на высвечивание аварийного сигнала («А») красного цвета «Дв1 (2). Вибрация опасная» и предупреждающего сигнала («П») желтого цвета «Дв1 (2). Вибрация велика» в кадр «Дв/Сигн» в зону сменной информации кадра «Дв/Сигн» и на высвечивание желтого табло «Вибрация велика» щитка резервной индикации.
Датчики (2 шт.) замера уровня вибрации МВ-06-1 на двигателе установлены: один - в зоне разделительного корпуса, другой - в районе задней подвески двигателя.
Максимально допустимый уровень вибрации по указателю:
-по роторной гармонике вентилятора («Вен») - 90 мм/с,
-по роторной гармонике КВД («КВД») - 70 мм/с.
Повышенный уровень вибрации для срабатывания предупреждающих сигналов и высвечивания табло «Вибрация велика»:
-по роторной гармонике вентилятора - 60 мм/с,
-по роторной гармонике КВД - 50 мм/с.
Опасный уровень вибрации для срабатывания аварийного сигнала:
-по гармонике вентилятора - 90 мм/с,
-по гармонике КВД - 70 мм/с.
1.4. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ
1. Условное обозначение двигателя ПС-90А
2. Тип двигателя двухроторный, ДТРД со смещением контуров с реверсированием тяги в наружном контуре.
3. Направление вращения роторов левое по полёту
4. максимальный расход воздуха
через двигатель, кг/с 502
5. Степень двухконтурности 4,75
6. Удельный расход топлива при H=0, V=0
Cвзл =0,372 кг топл/кг тяги в ч
Скрейс =0,372 кг топл/кг тяги в ч
при Н=11 км
Cвзл =0,590 кг топл/кг тяги в ч
Скрейс = 0,580 кг топл/кг тяги в ч
7. Максимальная тяга ПТ – 16000 кгс
ОТ – 3600 кгс
8. Ресурс двигателя
а) гарантийный 100ч (или 500 циклов)
б) назначенный ресурс 2000ч (или 1000 циклов)
9. На каждые 100ч работы двигателя:
- количество запусков на земле не более 75
- количество приемистостей не более 75
- количество включений РУ не более 75
10. Время приёмистости, с:
А) При работе на ОА САР:
- МГ-ВЗЛ на земле 7-10
- ПМГ (0,4 Nom)-ВЗЛ не более 5
- Мин От – Макс От не более 5
- Взлёт-МГ 9-18
- Взл – 0,4 Nom не более 10
- Макс От- Мин От 8-11
Б) При работе двигателя на РА САР:
- МГ – ВЗЛ на земле 10-13
- ПМГ-ВЗЛ 6-9
- Мин ОТ- Макс От не более 9-12
- Взл – МГ 10-18
- Макс ОТ- Мин От 9-13
Параметры режимов при работе двигателя
на земле (Н=0, V=0, MCA) на ОА САР
| Режим работы | Положение РУД (aРУД), град | Частота вращения роторов, % | ТВГ не более, oС | Ограничения | |
| n1 | n2 | ||||
| Максимальный (взлетный) | 73-77 | 92,5±1,5 | 94,0±1,5 | не более 2,5%. Не более 15 мин | |
| Номинальный | 60±1 | 87,0±1,5 | 92,0±1,0 | не более 30 мин | |
| 0,7 Nom | 46±2 | 76,0±1,5 | 89,0±1,0 | без ограничений | |
| Малый газ | -6..+7 | 27,0±2,0 | 65,0±1,5 | не более 30 мин |