ПС-90А
Турбореактивный двухконтурный двигатель
ПС-90А устанавливается на самолетах Ил-96 и Ту-204. Конструктивно двигатель выполнен в виде 11 модулей. Все модули, кроме главного (базового), могут быть заменены при эксплуатации. Конструкция двигателя допускает замену отдельных составных частей модулей, а также наиболее повреждаемых деталей (лопаток вентилятора и подпорных ступеней, жаровых труб и форсунок, решеток и створок реверсивного устройства и др.). При эксплуатации возможны визуально-оптический осмотр и инструментальный контроль состояния проточной части двигателя.
Двигатель оборудован системами топливопитания и автоматического управления, смазки и суфлирования, пускового отбора воздуха и, кроме того, системами активного управления радиальными зазорами компрессора и турбины, противопомпажной, бортовой системой контроля и диагностирования, пирометрической системой ограничения температуры рабочих лопаток первой ступени турбины, автоматической системой регулирования подачи воздуха для охлаждения рабочих лопаток и дисков турбины высокого давления, замкнутой системой дренажа топлива и масла. Для снижения уровня шума в корпусах двигателя, образующих его проточную часть, применены звукопоглощающие сотовые конструкции.
Компрессор двигателя осевой, двухвальный, левого вращения, состоит из вентилятора, двух подпорных ступеней КНД, разделительного корпуса и 13-ступенчатого КВД. Назначение компрессора - сжатие и подача воздуха в наружный контур и камеру сгорания двигателя. Кроме того, сжатый в компрессоре воздух используется для охлаждения деталей горячей части двигателя, наддува полостей уплотнений подшипниковых узлов, регулирования радиальных зазоров над рабочими лопатками КВД и турбины, работы агрегатов автоматики двигателя, противообледенительной системы, системы наддува и кондиционирования салона самолета.
Газодинамическую устойчивость компрессора во всем диапазоне эксплуатационных режимов обеспечивают следующие конструктивные решения: лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов I и II ступеней КВД выполнены поворотными, за подпорными ступенями установлены заслонки перепуска воздуха, за VI и VII ступенями - клапаны перепуска воздуха из внутреннего контура в наружный. Поворот лопаток ВНА, направляющих аппаратов I и II ступеней, перепуск воздуха осуществляются по заданной программе ситемой управления компрессором, входящей в состав системы автоматического управления (САУ) двигателем.
Трансзвуковой вентилятор приводится во вращение турбиной низкого давления и имеет модульную конструкцию. Для обеспечения плавного входа потока воздуха в колесо вентилятора используется соединенный с вентилятором обтекатель. Для снижения шума вентилятора увеличен зазор между рабочими лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата до значения, равного двум хордам лопаток рабочего колеса. С этой же целью число лопаток спрямляющего аппарата увеличено по сравнению с числом лопаток рабочего колеса более чем в 2 раза, а проточная часть снабжена звукопоглощающими конструкциями. Лопатки рабочего колеса с антивибрационными полками и лопатки спрямляющего аппарата с приклепанными внутренними, средними и наружными полками образуют проточную часть наружного контура. Корпус вентилятора сварной из титанового сплава, наружная поверхность покрыта органопластиком для удержания надполочной части лопаток внутри двигателя при их разрушении. Подпорные ступени предназначены для сжатия и подачи воздуха в КВД.
Для обеспечения устойчивой работы подпорных ступеней на нерасчетных режимах осуществляется перепуск воздуха за спрямляющим аппаратом при помощи заслонок в разделительном корпусе. Подпорная ступень состоит из ротора, ВНА, корпуса I ступени с направляющим аппаратом, спрямляющего аппарата, опоры вентилятора с валом.
Разделительный корпус расположен между подпорными ступенями и КВД. На корпусе размещены детали подвески двигателя к самолету.
Конструктивно разделительный корпус состоит из наружного и внутреннего корпусов, соединенных между собой. В полости между внутренним и наружным корпусами расположены 12 окон для перепуска воздуха из-за подпорных ступеней КНД в наружный контур двигателя. Окна расположены таким образом, чтобы в них попадали и удалялись в наружный контур посторонние предметы. Окна перепуска закрываются заслонками, управляемыми гидроцилиндрами. Во внутренней полости разделительного корпуса находится центральный привод, который служит для отбора мощности на коробку приводов от ротора КВД.
Тринадцатиступенчатый КВД приводится во вращение турбиной высокого давления (ТВД), имеет регулируемые входной направляющий аппарат, направляющие аппараты I и II ступеней и автоматически открываемые клапаны перепуска воздуха из-за VI и VII ступеней. Компрессор состоит из входного направляющего аппарата, корпуса с направляющими аппаратами I . . . III ступеней, переднего и заднего корпусов, корпуса перепусков и отборов воздуха, корпуса обдува, ротора, упругодемпферной опоры, спрямляющего аппарата. Между передним и задним корпусами КВД выполнен кольцевой канал, из которого отбирается воздух для охлаждения лопаток турбины, кондиционирования салона, на противообледенительную систему (ПОС) самолета. Корпус перепуска и отбора воздуха выполнен сварным из титанового сплава, установлен на переднем корпусе КВД и образует вместе с ним изолированные кольцевые полости. Через две из них осуществляется перепуск воздуха из внутреннего контура в наружный. На корпусе установлены клапаны перепуска воздуха (КПВ) и трубы отбора.
На корпусе обдува расположен коллектор с множеством отверстий для обдува воздухом заднего корпуса КВД. Воздух отбирается из-за II подпорной ступени. Обдув заднего корпуса приводит к уменьшению зазоров между рабочими лопатками IX . . . XIII ступеней и корпусом. Регулирование количества воздуха, подаваемого для обдува корпуса, осуществляется при помощи заслонки отбора воздуха (ЗОВ).
Камера сгорания двигателя комбинированная, основными деталями конструкции являются корпус, внутренний кожух, 12 жаровых труб, кольцо газосборника, кожух вала. На корпусе установлены 12 топливных форсунок и коллекторы первого и второго контуров с 24 трубопроводами подвода топлива к форсункам.
Камера сгорания смешанной конструкции трубчато-кольцевая. Такое сочетание позволяет использовать технологичность и надежность трубчатой схемы, хорошую равномерность потока в кольцевом газосборнике.
Корпус и внутренний кожух образуют кольцевой канал, в котором располагаются жаровые трубы и кольцевой газосборник. Каждая жаровая труба состоит из топливно-воздушного насадка, головки, шести секций, семи гофрированных колец и заднего фланца, сваренных между собой.
Жаровые трубы заканчиваются фланцами рамочного типа. По боковым поверхностям фланцев жаровые трубы стыкуются между собой, а по верхним и нижним поверхностям телескопически сопрягаются с кольцами газосборника. Кроме перечисленных, к новым конструктивным решениям в камере сгорания можно отнести наличие топливно-воздушных насадков, душевое охлаждение свечей.
Секции и гофрированные кольца образуют стенки жаровых труб для их охлаждения в щели между гофрированными кольцами и секциями поступает воздух. В стенках жаровых труб выполнено три ряда отверстий для подвода воздуха в зоны горения и смешения. В первой секции 3-й и 10-й жаровых труб установлены свечи для воспламенения топлива при запуске. Воспламенение топлива в других жаровых трубах происходит через пламеперебрасывающие патрубки. По боковым поверхностям фланцев жаровые трубы стыкуются между собой, а по верхним и нижним поверхностям телескопически сопрягаются с кольцами газосборника.
Кожух вала образует теплоизолированную полость, в которую стекает масло после смазки и охлаждения шарикового подшипника ротора КВД, роликового подшипника ротора ТВД и переднего подшипника ротора турбины низкого давления (ТНД). К задней части кожуха вала прикреплены трубопроводы откачки масла от роликового подшипника ротора турбины низкого давления (ТНД). К задней части кожуха вала прикреплены трубопроводы откачки масла от роликового подшипника ротора ТВД и подвода воздуха из-за подпорных ступеней компрессора в заднюю воздушную полость кожуха вала для наддува лабиринтов.
Турбина двигателя осевая, шестиступенчатая, двухвальная, состоит из турбин высокого и низкого давления. Роторы турбин вращаются с разной частотой, направление вращения левое. Для снижения вибрационных нагрузок корпусов двигателя опоры роликовых подшипников выполнены упругодемпферными. Наиболее нагретые детали турбины охдаждаются воздухом. Система охлаждения корпусов турбин выполняет также функцию управления радиальными зазорами между между торцами рабочих лопаток и кольцами сопловых аппаратов. Обдув корпусов регулируемый, что обеспечивает минимальные зазоры в турбине на рабочих режимах.
Для обеспечения эксплуатационной технологичности турбина имеет модульную конструкцию и состоит из следующих модулей: соплового аппарата I ступени, турбин высокого и низкого давления, опор роликовых подшипников ТВД и ТНД. Благодаря такой конструкции при эксплуатации можно заменить узел без полной разборки двигателя. Для осмотра сопловых и рабочих лопаток, контроля натяга по контактным площадкам бандажных полок рабочих лопаток в наружных кольцах сопловых аппаратов II . . . VI ступеней выполнены лючки.
К силовому кольцу задней опоры прикреплены козырьки, которые являются заборниками воздуха из наружного контура двигателя для охлаждения задней опоры турбины. В узел задней опоры входит смеситель, который служит для подготовки воздушного и газового потоков к более интенсивному их перемешиванию в камере смешения. Забираемый с помощью козырьков воздух из наружного корпуса через полые стойки опоры и отверстия внутреннего корпуса поступает во внутреннюю полость задней опоры, охлаждая детали опоры и коллектор проводов термопар.
Пространство за смесителем до среза сопла, ограниченное кожухами, соплом и конусом, образует смесительную камеру. Во время работы двигателя потоки воздуха из наружного и газа из внутреннего контуров, обтекая лепестки смесителя, деформируются. При этом увеличиваются площадь соприкосновения воздуха и газа, глубина их взаимного проникновения. Это приводит к интенсивному перемешиванию потоков в смесительной камере, выравниванию параметров реактивной струи на выходе из сопла.
Реактивное сопло двигателя дозвуковое, нерегулируемое, состоит из кожуха, сопла, заднего обтекателя реверсивного устройства и обтекателя сопла. Кожух и сопло образуют плавный канал для выходящего из двигателя газа. Задний обтекатель реверсивного устройства и обтекатель сопла являются продолжением мотогондолы самолета. Кожух выполнен из панелей звукопоглощающей конструкции. Сопло представляет собой профилированную обечайку и кольцо, которое служит элементом жесткости и опорой телескопического соединения с обтекателем.
Канал наружного контура, смеситель и общее сопло предназначены для смешения потоков воздуха и газа с целью увеличения выходного импульса. Наружный контур двигателя состоит из наружной и внутренней стенок. Наружная стенка образована наружным корпусом соплового аппарата вентилятора, разделительным корпусом, передним кожухом, реверсивным устройством, внутренняя стенка - разделителем ВНА подпорных ступеней, внутренними полками соплового аппарата вентилятора, разделительным корпусом, обшивкой газогенератора, наружным корпусом задней опоры.
Реверсивное устройство двигателя решетчатого типа служит для создания обратной тяги направлением воздуха наружного контура вперед (в направлении полета самолета). Расположено реверсивное устройство в наружном контуре и с помощью фланца прикреплено к переднему кожуху. Конструктивно оно выполнено из подвижной и неподвижной частей, замка гидросистемы управления и системы сигнализации положения элементов.
Гидросистема управления реверсивным устройством обеспечивает перекладку створок устройства в положение прямой и обратной тяг.
Управление гидросистемой осуществляется из кабины пилотов рычагом управления реверсированием (РУР) через систему управления и кулачковый механизм управления и блокировки, который обеспечивает перекладку реверсивного устройства на режиме малого газа, а также перевод двигателя на режим малого газа при самопроизвольной перекладке РУР на обратную и прямую тягу. Система сигнализации состоит из двух сигнализаторов положения замка и двух сигнализаторов обратной тяги, выдающих сигналы в бортовую систему контроля и на световое табло в кабину экипажа.
На режиме прямой тяги створки и проставки образуют внешнюю поверхность проточной части наружного контура двигателя. Решетки закрыты со стороны наружного контура корпусом створок, с внешней стороны - подвижным обтекателем реверсивного устройства. Подвижный корпус с помощью резиновых уплотнений трубчатой конструкции герметизирует канал наружного контура. Замок прижат к подвижному корпусу и препятствует его самопроизвольному перемещению на режиме прямой тяги.
Перевод реверсивного устройства в положение обратной тяги производится переключением крана управления реверсированием КР-90. Рабочая жидкость под давлением подается в гидроцилиндр замка и после его открытия через челночный клапан поступает в поршневую и штоковую полости гидроцилиндров. Штоки, выдвигаясь, перемещают по направляющим подвижный корпус и связанный с ним наружный подвижный обтекатель. При этом открываются решетки, а створки, поворачиваясь с помощью тяг и качалок, перекрывают канал наружного контура двигателя и направляют поток воздуха из наружного контура в отклоняющие решетки. Здесь поток дополнительно разворачивается и формируется для выхода его в направлении, обеспечивающем необходимую обратную тягу и исключающем попадание на вход в двигатель реверсивного потока и посторонних предметов с ВПП.

Основные технические данные двигателя
Условное обозначение двигателяПС-90А
Тип двигателядвухконтурный, двухвальный, турбореактивный
Компрессоросевой, двухвальный, 13-иступенчатый
(без вентилятора), левого вращения
Камера сгораниякомбинированная, имеет 12 жаровых
труб и кольцевой газосборник
Турбинаосевая, 6-иступенчатая, двухвальная
Реверсивное устройстворешетчатого типа
Степнь двухконтурности двигателя4.7
Сухая масса двигателя, кг2950
Полная степень повышения давления35.5
Режимы работы двигателя в земных условиях
РежимПоложение РУД, градЧастота вращения ротора НД, %Частота вращения ротора ВД, %Тяга, кгс, при t=30 oCУдельный расход топлива, кг/кгс*чТемпература газа за турбиной, oC
Максимальный упор(73...77)93,84 ¦ 1,592,6 ¦ 1,23890-2%0,605485 (не более)
Номинальный60 ¦ 192,3 ¦ 1,591,3 ¦ 0,83750-2%0,6470
Максимальный крейсерский56 ¦ 190,6 ¦ 1,590,5 ¦ 0,83500-2%0,595-1%455
Крейсерский51 ¦ 189,1 ¦ 1,589,4 ¦ 0,833000,595450
0,7 номинального46 ¦ 286,4 ¦ 1,588,1 ¦ 0,83040-2%0,595445
Полетный малый газ (0,4 номинального)29,5 ¦ 272,0 ¦ 1,582,0 ¦ 0,81560-2%0,685400
Малый газ-6...755.4 ¦ 275.7 ¦ 1,2360550 (расход кг/ч)330
Режимы работы двигателя в высотных условиях при H=11 км, M=0,8
РежимПоложение РУД, градЧастота вращения ротора НД, %Частота вращения ротора ВД, %Тяга, кгс, при t=30 oCУдельный расход топлива, кг/кгс*чТемпература газа за турбиной, oC
Чрезвычайный59...7796,2+1,0(-1,5)95,7+0,4(-1,2)17500-2%0,39610
Взлетный упор(73...77)92,4+1,0(-1,5)94,1+0,4(-1,2)16000-2%0,382 (не более)580 (не более)
Промежуточный66 ¦ 190,3 ¦ 1,593,4 ¦ 0,815000-2%0,378565 (не более)
Номинальный60 ¦ 186,8 ¦ 1,592,2 ¦ 0,813500-2%0,372550
Крейсерский (0,92 номинального)56 ¦ 184,2 ¦ 1,591,3 ¦ 0,812500-2%0,37530
0,7 номинального46 ¦ 276,2 ¦ 1,588,9 ¦ 0,89450-2%0,372525
Полетный малый газ (0,4 номинального)29,5 ¦ 260,9 ¦ 1,582,8 ¦ 0,85400-2%0,365445
Малый газ-6...727,2 ¦ 265,3 ¦ 1,2 1250 (не более)550 (расход кг/ч)360

АвиаТОП Сайт - участник рейтинга Военных сайтов (раздел - авиация) Маленький щёччик =)
Hosted by uCoz