Г ? И Й) снят

J™* W №$ г £&t t

ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ
ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ АЛ-31Ф

Под рыаьцие* .4 П НАЗАРОВА
7ZK 629.7.035.3

Настоящее учебное пособие предназначено для изучения двига-
теля АЛ-31®. В н?х о пирана конструкция узлов двигателя и рассмот-
рены данные, состав и работа масляной, тончив но Й и пусковой сис-
тем. Приведена некоторые данные по прочности элементов нонетпук-
ийй.

Рассмотрены принципы построения., состав з работа систем уп-
равления двигателя.

".ри описании узлов  систем лзигэталя кратко иплож®нн от-
дельные вопросы их эксплуатации.

Пособие предназначено для слушателей и кгосаятов учебных
? введении ВВС ? может лыть использовано инкенеряо-техническиу и
летных составом частей ВВС при изучении данного пнигятеля.

Главы 112 написаны В.К. Лгнаткиннм. При написании этих
глав гспользовались материалы предприятия	гл изделию

99В жшдоковкя В! с некоторым уточнением отдельных паяных, кото-
рые изменялись э ходе доводки двигателя.

Глава 3 написана М.В. Куксой,- главы 4,6,8 - В.5. Михневым;
глаза 5 - D.B. ВвгряТюв^; глава 7 - А.М. Оскпоруж»; глаза 9 -
▲•И. Колядой; главы 10, П - Z.;!. Золуоуым; глава 12 - В.И. Суч-
kdbw; главы ТЗ, 14, IF (за яскл. п 1. 18.1,2), 20 - В.П. Гслуб-
коэыг; главы 15, 19, п IF. 1.2 - З.Н. Солнгювж, глава 16 -
Г.**. Заротшш. глава 17 - З.Н. Коцзенко.

"ллюстрели: - IEC, таблиц - 21. библиография - 4.

авторы благодарны сотрудникам ЧЕС кз ^дри ?’ ТС , М.В. Хуксе
за большую помощь при подготовке килт-ст раиий и офогт/лении руко-
писи.	ж. г ~,

9HC. 3.1. 3.6, З.Н, 3,13. 4.1, 5.1, 6.1. 7.1. ".2, 7.4, 7.8,
7.9. 7.П, 7.16. 7.17. 7.18, 8.2, с-.4, 9.1, 9.2, 9.3. ЮЛ. 16.17,
... :зл. 14.2, 14.4, 14.6, 14.8. 14.то,
14.И. 14.12, 15.1,16.3, 16.6, 16.8, 17.5, 17.6, 18.1. I9.T.T9.2.
19.7, 20.1 азданы отдельно* кнагс*.

3 ыжге пээаумеровано всего 363 стр.
ЧАСТЬ I

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДВИГАТЕЛЯ

Глава 1. Схема и основные данные двигателя

Широкое применение двухконтурных двигателей на боевых манев-
ренных самолетах вызвано необходимостью повышения экономичности
их силовых установок с целью увеличения дальности и продолжитель-
ности полета.

Основным отличием двухконтурного турбореактивного двигателя
(.TPW от одноконтурного ТРд является разделение воздушного по-
тока за компрессором низкого давления (вентилятором) ня два по-
тока, один из которых (с расходом Jjj) поступает во внутренний
контур, где к нему в камере сгорания подводится тепло, а второй
(с расходом ) поступает в наружный контур. У ТРДД с неооль-
шой величиной степени двухконтурност и т - /Gbj обычно за
турбиной устанавливается камера смешения, в которое смешиваются
воздух наружного и газ внутреннего контура.

Авиационный газотурбинные двигатель сочетает в себе оано-
ьременно тепловую машину и движитель.и его экономичность оцени-
вается удельным расходом топлива Суд или однозначно связан-
ным с ним полным к.п.д.

7* х 7/л' *?тяг ,
где fy* - внутренний,п.^характеризует совершенство двигателя
как тепловой машины ;

- тяговый к. ад ^характеризует совершенство двигателя
прямой реакции как реактивного движителя.

Б двухконтурном двигателе при одинаковых с ТРД параметрах
рабочего процесса и Т* ) параметры газа на выходе из ка-
меры смешения ниже, чем за турбиной ТРА. Поэтому скорость истече-
ния газа из реактивного сопла на нефораированных режимах у
ТРДд меньше, чем у ТРД» причем это отличие тем больше, чем выше
Степень двухконтурности• Снижение сксоос^и истечения С с соот-
ветствует уменьшению потерь с выходной скоростью, увеличению
тягового	и полного к.п.д и снижению удельного

с	Ду л иВ 9 — Ai.
В то же время, вследствие меньших значений Сс f ТРД2
имеет меньшую, чем у ТРД, удельную тягу Р^^С^-У , а при оди-
наковых с ним расходах воздуха-соответственно меньшую тягу
двигателя Р’	Pyt , и эта тенденция усиливается с ростом т .

Зместе с тем, двухконтурная схема двигателя позволяет лег-
че решать вопросы обеспечения устойчивой работы внсоконапорного
компрессора и надежного охлаждения высокотемпературной турбины.
Поэтому в отличие от одноконтурного двигателя в ТРДД можно реа-
лизовать более высокие параметры рабочего процесса	и //,

что обеспечивает повышение внутреннего к.п.д. Одновременное уве-
личение и Г* приводит к росту Сс , что при малых
значениях /т? = 0,3...О, 7 значительно компенсирует отрицательное
влияние степени двуххонтурности на величину удельно» тяги и тяги
двигателя. С другой стороны, рост Сс при увеличении параметров
рабочего процесса снижает положительное воздействие степени
двухконтурности на потери с выходной скоростью, что замедляет
рост 7.йг ПРИ увеличении т>&

Следовательно, двухконтурный двигатель с мало» степенью
двухконтурности и более высокими, чем у ТРА, параметрами рабочего
процесса на нефорсированных режимах работы несколько уступает
ТРД по удельной тяге, но заметно превосходит его по экономичнос-
ти вследствие более высоких значений тягового и главным обра-
зом внутреннего к.п.д.

Форсированный двухконтурный двигатель с общей для обоих
контуров форсажной камерой (ТРддФ) обладает еще одним достоинст-
вом: он имеет значительно большую, чем Т?ДФ, степень форсирова-
ния р& s P9 /Р • что обеспечивает высокую взлетную тягу на
полном форсированном режиме.

Таким образом, ТРДдФ с небольшой степенью двухконтурности
не уступает (или незначительно уступает) ТРДФ аналогичного пред-
назначения по тяговым характеристикам и существенно превосходит
его по экономичности, что к определило широкое использование
""РИФ на самолетах фронтовое авиации. Примером такого применения
является силовая установка самолета Су-27, включающая два
ТРДдФ АЛ-31Ф.

Двигатель АЛ-31Ф предназначен для установки на самолет
Су-27 и на учебные самолеты-спарки Су-27 (ЮУ и ЮУБ) . Силовая
установка самолета включает в себя два двигателя. Условный
индекс двигателя - изделие 99.
двигатель АЛ-31Ф - двухконтурный двухвальный турбореактив-
ный двигатель со смешением потоков наружного и внутреннего кон-
туров за турбиной, с обшей для двух контуров форсажной камерой
сгорания и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным
соплом.

двигатель включает в себя следующие основные узлы (рис .1.1):
- компрессор, состоящий из компрессора низкого давления

(ЧНД)1 И компрессора высокого давления (КВД) 2 ;

-	основная камера сгорания д ;

-	турбина, состоящая из турбины высокого давления (ТВД) 6

и турбины низкого давления QTW 7 ;

-	наружный контур 3, в котором размешен воздухо-воздушный
теплообменник ^ВБГ) 5 ;

-	форсажная камера сгорания 9 со смесителем 6 и реактивным
соплом 10 ;

-	приводы вспомогательных устройств.

Кроме того, двигатель имеет масляную, топливную, противо-
обледенительную, противопомпажную и пусковую системы, систему
аварийного слива топлива и систему управления.

Для обеспечения высокой технологичности сборки и замены в
эксплуатации (в боевых условиях) отдельных узлов при минимальном
объеме проверок и регулировок двигатель выполнен по модульной
схеме.

Компрессор - осевой, двухкаскадный, тринадцатиступенчатый.
Компрессор состоит из четырехступенчатого КНд с регулируемым
входным направляющим аппаратом (ВНА) и девятиступенчатого КВЛ с
регулируемым ВНА и направляющими аппаратами (НА) первых двух
ступеней. Управление механизацией компрессора осуществляет систе-
ма управления поворотными закрылками ВНА КНД и поворотными ло-
патками НА КВА, а также система предупреждения и ликвидации
помпажа.

Основная камера сгорания - кольцевая , состоит из корпуса с
диффузором и жэрово® трубы. Топливо в камеру сгорания поступает
через двухкаскадные форсунки. Воспламенение топливовоздушней сме-
си при запуске двигателя осуществляемся электрической системой
зажигания.

Пусковая система обеспечивает запуск двигателя на земле и
в полете, воспламенение топлива при запуске форсажной камеры,
прокрутку и ложны® запуск двигателя, Для запуска двигателя на
Рис. /. /

6
земле служит газотурбинный двигз~ель-энергоузел (ГТДЭ), установ-
ленный на выносной коробке приводов самолетных агрегатов (ВКА).

-ГТДЭ используется также для привода самолетных агрегатов на зем-
ле при неработающем двигателе (режим "Энергоузел").

Турбина - осевая, двухступенчатая, состоит из одноступенча-
той ?ВД и одноступенчатой ТНД. Обе турбины имеют охлаждаемые
воздухом сопловые и рабочие лопатки. На пониженных дроссельных
режимах работы с целью повышения экономичности двигателя выполне-
но частичное отключение охлаждения турбины#

Теплообменник - воздухо-воздушный. Предназначен для сниже-
ния температуры воздуха, охлаждающего турбину. В состав ВБТ вхо-
дят корпус, трубчатые теплообменные модули и аппарат отключения
охлаждения. Снижение температуры охлаждающего воздуха осуществля-
ется за счет омывания трубчатых модулей ВВТ потоком воздуха на-
ружного контура.

Форсажная камера сгорания - общая для двух контуров, прямо-
точная, со смешением потоков на входе во фронтовое устройство.
Б состав форсажной камеры входят смеситель лепесткового типа и
фронтовое устройство. В смесителе перемешиваются потоки газа
внутреннего контура и воздуха наружного контура. Фронтовое устрой-
ство предназначено для организации устойчивого горения топлива
в форсажной камере. Воспламенение топлива в форсажной камере
обеспечивает “огневая дорожка”.

Реактивное сопло - регулируемое, сверхзвуковое, всережимное,
с внешними створками. В состав реактивного сопла входят створки
сужающейся части, надстворки расширяющейся части, внешние створки,
проставки, упругие элементы, стяжное устройство с пневмоприводом.
Реактивное сопло смонтировано на корпусе форсажной коиерн*Впопнме
створки обеспечиваат плавное обтекание хвостовой части самолета,
уменьшая ее сопротивление.

Стяжное устройство с пневмоприводом в зависимости о- давления
за компрессором ограничивает степень раскрытия под действием га-
зовых сил сверхзвуковой части сопла, т.е. обеспечивает регулиро-
вание площади выходного сечения сопла Fc (или Fc - FCi/f-Kp )
с целью снижения внутренних потерь, связанных с нерасчетностью
режима течения.
Основные данные двигателя

( Н = О, Ин = О, MCA* полный форсированный режим)

I.	Степень	двухконтурности,	М ....................... 0,571

2,	Степень	повышения давления	в ЧНД,	Х*на .............3,54

3-» Степень	аозндоодя лпэления	в КВЛ, ..................6,46

4	• Максимальное давление воздуха
за компрессором, р\ ...................................3,64’106/^

(37.2 кг/си2)

5,	Суммарная степень расширения газа на турбине,^ ... 6,7

6,	Максимальная температура газа перед турбиной,. I665R

7.	Максимальная температура газа за турбиной
с корректирующим сопротивлением в линии термопар
(по указателю температуры газов), tr :	\

-при	100°С	.................^75О°С ;

-при г/ > 100°С (.% >1.9) ..........................-S?65°C.

На переходных режимах работы двигателя в течение Г-е 5с
допускается увеличение температуры на величину л tr = 15°С.

8.	Максимальная температура в ФК на полном форсированном
режиме, ............................................... 2082К

9.	Ресурс двигателя до первого ремонта ................. 100 ч,

из них суммарная наработка на максимальном и
форсированных режимах ..............................30 ч

Суммарная наработка двигателя:

-	на режимах £ £ 750U кг/м2 .......................^15 ч

-	на режимах	2,0 ...........................^15 ч

в том числе на 2,2 .................................^5 ч.

Время непрерывной работы на всех режимах в полете - без
ограничений в пределах ресурса.

Время непрерывно* работы двигателя на самолете в земных
условиях - без ограничений в пределах ресурса, за исключением:
- на форсированных режимах ...........................-5	20 с.

10.	Время приемистости:

а)	с режима МГ до максимального

(до величины ПНд на 2% ниже огр.):

-	для Н = С, Мн = О ............................ 3-5 с ;

-	для Н^8 км ...................................^5 с ;

-	для Н>8 км ................................... 58 с.
?/<?/ ^.^/г 'г

Таблица 1.1

в1"4»  боты Жи гате л я	Частота вращения		Тяга, Р		Удельный расход топлива,  С уд		Расход воздуха, бя	Часовой расход топлива,  6 т. ч
	РИД  П нА	РВД  /7 ад						
	1		«г	кН	кг/(кгс-ч)	кг/(Н’ч)	кг/с	кг/ч
	об/мин	об/мин						
Полный форсирован- ный	99^2  10098	looti*5 13300	I2500-251	122,	<1,92^0,0Ц	^0,196- т0,0С4	Ш*1  -2	
Минимальный форсирован- ный	99*2	I0°ll’5  10098	13300		^8450	<82,6	<0,93^0,02	^0,0949- 1.0,002	П2+4	а*
Максимальны'.»	"*-2  10098	loot1  13300	•=А  OJ ТзЧ -Н oj о +1 £ ₽	76,2”2^  + ">s* (75,2"-*)	<0,7510,02  (<0,76^002) ‘	^0,076511 t0,0C2 '^0,0775^	112^	-
Режим мини- мального удельного расхода топлива	в	65-90  11300-  -11970	33004200  (35004500)	32,4-41,2  (34,3-44,1)	«0,67к),02  «0,68510,02)	<0,06831  10,002  («0,06981 10,002)	-	
Малый газ (с открыты- ми створками;		1 70^2 | 9300	^250	^0,245	—	в		4100 430’30
б)	с режима МГ до полного форсированного режима

л ля Н = 0, Мн • 0 (до появления сигнала
запуска форсажной камеры).....................^7 с,

1а) с максимального режим-, до режима* соответст-

вующего 0*95 Рпф ............................... с.

II.	Время сброса частоты вращения от максимального
режима до режима МГ для Н = 0» Мн s 0 -................. 4-6	с.

12.	Время запуска (до выхода на максимальный режим)
при нажатии ня пусковую кнопку .......................  60-80	с.

Время запуска (до выхода на режим МГ) на
земле от IT ЛЭ ................................ 50 с.

Максимальное количество запусков ................ 300.

Количество запусков двигателя от бортового
аккумулятора без подзарядки ................... 5.

Основные режимы работы двигателя

Значения основных параметров на стенде (Н ' О. Мн «= О,
* 1.0) при стандартных атмосферных условиях, без отбора воз-
духа на самолетные нужды и мощности от двигателя на привод само-
летных агрегатов, без сверхзвукового сопла и без внешних створок
приведены в таблице 1.1. В скобках указаны значения параметров
для приемки двигателя со сверхзвуковым соплом и с внешними
створками-

Глава 2. Программа управления, эксплуатационные

ограничения и характеристики двигателя

2.1 . Программа управления и характеристики

компрессора

На нерасчетных режимах работы в многоступенчатой компрессо-
ре появляется рассогласование режимов работы его ступеней, что
приводит к ухудшению данных и снижению запаса устойчивости комп-
рессора. Характер и величина этого рассогласования зависят,
прежде всего, от величин расчетных параметров и схемы компрессора.
Чем выше расчетная степень повышения давления воздуха в компрес-
соре Як.д или в его каскадах, тем сильнее рассогласование
режимов работы первых и последних ступеней и острее необходимость
регулирования компрессора.

Пои уменьшении приведенной частоты вращения Лпр = п
ниже расчетной (вследствие уменьшения физической частоты враще-
ния П , или при увеличении температуры воздуха на входе Гд )
снижается Я „	и плотность воздуха вдоль проточной части компрес-

сора. Последнее приводит к отклонения от расчетного обтекания
ступеней: на первых ступенях осевые скорости Со? уменьшаются,
а углы атаки i т возрастают, а на последних ступенях, наобо-
рот, осевые скорости C'Og увеличиваются, а углы атаки с?
уменьшаются.

На рисунке 2.1/1 показаны треугольники скоростей и схема
обтекания рабочих лопаток I ступени на расчетном режиме <сплошные
линии) и при л'лр n„pр И нерегулируемом ВНА (штрихпунктирные
линии). В рассматриваемом примере приведенная частота вращения
уменьшилась вследствие увеличения температуры воздуха на входе
/^* при неизменно'’ частоте вращения П • const (С/~ const)

Как видно из треугольников скоростей, при уменьшении Ппр
углы атаки на рабочих лопатках I ступени (или группы первых сту-
пеней) увеличиваются ( L' >	), что приводит к загрузке (затя-

желению) рабочего колеса 1 ступени (или группы первых ступеней).
При значительном возрастании углов атаки и достижении их крити-
ческих значений ( с > i^р ) появляется отрыв потока со спинок
лопаток (рис. 2.ifB), что может привести к неустойчивой работе
компрессора в форме вращающегося срыва или помпажа.

Если при той же приведенной частоте вращения повернуть ло-
патки ВНА (рис. 2.1/0 или их хвостовые части - закрылки (рис.2.1/>)
на прикрытие	* то есть в сторону вращения рабочего ко-

леса, то можно обеспечить углы атаки на рабочих лопатках близ-
кие к расчетным. ( С. Ср ) •

Однако при этом уменьшается пропускная способность решетки
ВНА	)» ’fro ведет к снижению осевой скорости Wq * С‘о )

и ресхода воздуха через компрессор G# • Чроме того, уменьше-
ние углов атаки на рабочих лопатках при таком регулировании не-
сколько снимает степень повышения давления воздуха в первой
(или первых) ступени (ступенях), 8 следовательно, и степень повы-
шения давления во всем компрессоре. Одновременное снижение Gs
и Л* неблагоприятно сказывается на тяговых характеристиках
двигателя.

Следует отметить, что течение в двухкаскадном компрессоре

двухзального двухконтурного двигателя имеет дополнительные осо-
бенности • При снижении приведенное частоты вращения в таком дви-
гателе увеличивается скольжение роторов 5 ^^вд/^нд(отношение
частот вращения роторов высокого и низкого давления) и степень
двухконтурности т = ^af/Gai (отношение расходов воздуха чеоез
наружный и внутренний контур).

Увеличение скольжения роторов объясняется следующим.

При снижении ПЛр и Я* увеличиваются углы атаки на рабочих
лопатках первых ступеней и эти ступени требуют больших усилий
на вращение, то есть они затяжеляются. В последних ступенях,
наоборот, углы атаки на рабочих лопатках уменьшаются и эти ступе-
ни облегчаются.

В однокаскадном компрессоре (или в каскаде КВХ многокаскад-
ного компрессора) это перераспределение работ приводит, в зависи-
мости от степени загрузки первых и разгрузки последних ступеней,
к облегчению (при низких значениях ) или затяжелению (при
высоких ) компрессора (или КВд) в целом. В двухкаскадном
компрессоре ТРДД АЛ-31Ф его КИЛ имеет малое расчетное значение
^кндр с 3»54, но на него оказывает дросселирующее воздействие
ЧВд, поэтому при снижении П нд пр КНД значительно затяжеляется,
а его частота вращения /7^ уменьшается. Компрессор высокого
давления имеет среднюю величину Я**вд р s и на пониженной
приведенной частоте вращения загрузка его первых ступеней незна-
чительно превышает разгрузку последних ступеней-. Поэтому в целом
компрессор высокого давления загружается, но в меньшей степени,
чем ЧНД, и его частота вращения /7^ снижается в меньшей сте-
пени, чем частота вращения /7^	, что и приводит к росту сколь-

жения роторов. При этом дросселирующее воздействие компрессора
высокого давления на компрессор низкого давления уменьшается,
что способствует увеличению осевых скоростей и снижению углов
атаки ня лопатках К HI и увеличению его запаса устойчивости. Рос-
ту S способствует также увеличению /т? .

Увеличение степени двухконтурности при снижении /7^ и
связано с уменьшением пропускной способности КВД и относительным
увеличением расхода воздуха через наружный контур. С использова-
нием уравнений расхода через наружный контур и компрессор высоко-
го давления (внутренний контур) можно показать, что степень двух-
контурности пропорциональна отношению относительных плотностей
тока ня выходе из наружного контура (на входе в камеру смешения;
« const

я на входе в КЗД:

/77»

На рис. 2.2 представлена характеристика КВд. из которой
следует, что при снижении П6д уменьшается относительная плот-
ность тока £ ( Л/ )AJ । то есть снижается пропускная спо-
сооность внутреннего контура. При этом бо'льиая доля эолуха будет
проходить через наружный контур и £ 1^/3 будет возрастать.
При достижении скорости потока в наружном контуре равной скорости
звука величина ( Аг ) становится равной 1,0. При этом
наружны» контур запирается и его пропускная способность остается
постоянно*». На этих режимах при снижении Плр степень двух-
контурности возрастает в меньше* степени и только вследствие умень
вения у ( Л/	. Следовательно, у ТРДД ня нерасчетных

режимах за КНд имеется постоянно действующий перепуск воздуха в
наружный контур. Причем с уменьшением /?^ величина перепускае-
мого в наружны* контур воздуха увеличивается. Это приводит к уве-
личению осевых скоросте", снижению углов а*аки и повышению запаса
устойчивости КНД.

Необходимо добавить, что увеличение степени двухконтурности
способствует возрастанию скольжения вследствие снижения доли рас-
хода воздуха через внутренние контур (и газа через ТН1) и, соот-
ветственно, уменьшения располагаемой модности ТНД по отнсиению
к потребной модности КШ.

Таким образом, в двухвальном ТРД1 компрессор низкого давле-
ния работает в более благоприятных условиях, чем у двухвального
ТРЛ при тех же значениях %*?	, так как в двухвальном TPJU при

снижении Пф условия работы КНД улучшаются как за счет увеличе-
ния скольжения, так и за счет возрастания степени двухконтурнос-
ти	(рис. 2.3).

Рассуждая аналогично^можно показать, что увеличение
выше расчетно* величины приводит к прямо противоположным эффектам₽
Рассмотрение особенности режимов работы компрессора двух-
зального ТРИ были положены в основу программы управления КНД и
КЬд двигателя А71-31Ф. Одной из основных задач регулирования комп-
рессора двигателя А1-31Ф на нерасчетных режимах работы, наряду
с ооеспечением устойчиво» работы компрессора и улучшением его
данных, являемся регулирование расхода воздуха с целью обеспече-
ния заданных тяговых характеристик двигателя в полете. Причем на
сверхзвуковых режимах поле-a эта задаче сганови-ся основной.
Обеспечение заданных запасов устойчивости компрессоре на этих ре-
жимах полета облегчается тем, что, кзт рассматривалось выше, д*и-
гетель А1-31Ф обладает свойством саморегулирования по скольжения
роторов и степени двухконтурности.

Программы чзаконы) управления комппессоооь низкого и высоко-
го давления представлены соответственно на рис. 2.4 и 2.5.

5 четырехступенчатом КНд регулируется поворотом лопаток
входной направляющий аппарат. Лопатки ВНА имеют повооотные хвос-
товые части - закрылки (рис. 2.1/5) . Применение лопаток такой
конструкции обеспечивает более плавкое их обтекание и меньшие по-
тери во входном направляющем аппарате при его регулировании.

На рис. 2.4 показано изменение угла поворота закрылков ло-
паток ВНА ^Рвнйнд в зависимости от приведенной частоты враще-
ния ротора низкого давления /7^
Степень прикрытия лопаток ВНА во всем диапазоне регулирования не-
одинакова и учитывает не только необходимость обеспечения задан-
ных запасов устойчивости, но и возможное уменьшение расхода воз-
духа, приводящее к снижению тяги двигателя. При уменьшении Л„д П£
ниже расчетное величины (например, зследс-вие увеличения темпера-
туры на входе Тв* > 268Ю, как отмечалось выше, углы атаки ня
первых ступенях возрастают, запас устойчивости КНД ДКу.нд сни-
жается и при Пнд	составляет немногим более 10%. Поэтому

при ^нд пр Ниже 55% закрылки лопаток ВНА КНд начинают прикры-
ваться, но с таким темпом , чтобы обеспечить минимально необхо-
димые запасы устойчивости КНД и приемлемые значения расхода
воздуха.

Однако такой -емл прикрытия лопарок ВНА при низких значениях
//А? - не может обеспечить потоеоные запасы устойчивости и при
7?^ .^'87,5£ степень прикрытия закрылков лопаток ВНА увеличивает
ся, что отрицательно сказывается на величине расхода воздуха.

В девятиступенчатом компрессоре высокого давления per;.тиру-
ется группа первых ступеней поворотом лопаток ВНА и направляющих
аг.паоатов 1 и 1» ступеней <1НА и ilHA) •

На рис. 2.5 показана зависимость угла поворота лопаток 1 ИА
р . управляющего течением на входе в оаоочие лопатки Л сту-
пени',^>т приведение* частоты врэшения ротора высокого д..в..ья

Г,ЗД .40 ’ ° В»	'

Не нерасчетных режимах работы отклонение от расчетного обте-
«гания тем больше, чем дальше отстоит ступень от середины компрес-
сора (режим обтекания лопаток средних ступеней меняется незначи-
тельно) . Поэтому ъ группе первых ступене” при снижении /7^
углы атаки на лопатках I ступени возрастают в больше4 степени, а
на лопатках iii ступени, наоборот, - в меньше# степени, чем ня ло-
патках П ступени. Следовательно, разные ступени требуют различно-
го по величине воздействия при их регулировании. Это обеспечива-
ется различием степени прикрытия лопаток разных направляющих ап-
паратов, углы поворота которых связаны отношением

Рмлвд • ^.4, :^am°I,33: х«0 : 0,67.

В программе управления KBZ еще з большей степени, чем в
программе управления ЧНЛ, учтена возможность снижения расхода
зоздуха при прикрытии лопаток направляющих аппаратов.

Если снижение /Тад/м происходит вследствие увеличения
температуры 7^* при разгоне самолета, когда требуется большая
величина тяги, то программа управления не предусматривает при-
крытие лопаток направляющих аппаратов (участок ”а-б” на рис.2.5),
чтобы не уменьшать расход воздуха. При этом запасы устойчивости
КВД сохраняются на достаточном для его устойчивой работы уровне.
Это объясняется высоким расчетным значением запаса устойчивости
КВЛ и тем, что на этих режимах полета двигатель работает на
установившихся режимах (аегчдк ко дросселирует дзот; teas

В отличие от установившихся режимов работа ня переходно•
режимах рабочая точка на характеристике компрессора может кратко-
временно приближаться к Гранине устойчивой работы, вследствие че-
го запас устойчивости снижается и при определенных условиях мо-
жет возникнуть неустойчивая работа компрессора. Поэтому, если
снижение /7^ происходит вследствие дросселирования иди сброса
газа двигателя (снижения физической частоты вращения Пвд )• тС
при £ 36 ЭК лопатки направлявших аппаратов начинав? прикры-
ваться при	/7дд пр£ 89s (участок "a-в” на рис. 2.5). Величины

приведенной частоту вращения ^вдлр ' и соответствующей ей
температуры 7^* , определяющих начало регулирования Kiu, опре-
делены из условия обеспечения устойчиво’’ работы компрессора на
переходных режимах.

При температурах воздуха на входе	- К программа

прикрытия лопаток направляющих аппаратов при дросселировании

___ — —
а) У\арактерис/пика /<НД

о) ^арахтерислпихо МВД
двигателя лежит в области а, б, э, г , вис. 2.5. Величина Пйп ЛЛ1

*	0^4 ПО •

при которо в этих случаях начинает прикрываться лопатки НА,

определяется величине* температуры , достигнутой к
ту начала дросселирования (или сброса газа) двигателя.

момен-

Расчетные характеристики каскадов компрессора при выбран-

ных программах управления с нанесенными на них рабочими линиями
представлены на рис. 2.6.

Характеристика компрессора низкого давления представлена (рис.2.%а>
в параметрах, приведенных к стандартным атмосферным условиям на
эх оде в двигатель. Особенность приведения параметров компрессора
высокого давления заключается в том, что расход воздуха, Ta«jse чек
и для КНД , приводится к стандартным атмосферным условиям на

входе в двигатель, а частота вращения ротора высокого давления -
к условной температуре на входе в КБЛ ^в.ад = К, определен-
ной по расчетным параметрам компрессора низкого давления (рис2.^5).

2.2.	Программа управления двигателя

Программа управления двигателя АЛ-31Ф выбран:'’ из условия
получения потребных значений тяги во всем эксплуатационном диапа-
зоне режимов работы с целью обеспечения высоких разгонных и
маневренных характеристик самолета Су-27, хороиих экономических
характеристик двигателя и обеспечения надежно* и устойчивой ра-
боты всех его элементов б течение установленного ресурса,
двигатель АЛ-31Ф имеет три основных управляющих JesTQfis: расход
топлива в основной камере сгорания 6^	, площадь критическо-
го сечения сопла	и расход топлива в форсажной камере сго-
рания	• Поэтому в двигателе независимо управляются (или

ограничиваются) только три основных регулируемых параметра. При-
чем сочетание управляемых параметров может быть различно и зави-

сит от режима полета.

На рис. 2.7 представлено изменение основных параметров дви-
гателя на максимальном и полном форсированном режимах в зависи-
мости от температуры заторможенного потока воздуха ня входе .
характеризующей режимы полета (Н, Мн).
2.2.1.	Программа управления двигателя на максимальном
режиме

На максимальном режиме работы двигатель имеет только два
основных управляющих фактора: \Gj\ и . Поэтому независимо
можно управлять только двумя параметрами. Выбор управляемых пара-
метров определяется необходимостью удовлетворения ochoi 'ым тре-
бованиям, предъявляемым к двигателю на максимальном режиме рабо-
ты - обеспечение заданного уровня тяги, прочностных ограничений
и устойчивой работы элементов. Однако указанные требования разно
речивы и их выполнение возможно только при комбинирозанной прог-
рамме управления. Условно программу управления двигателя АЛ-31Ф
на максимальном режиме можно разделить на 5 диапазонов, отличаю-
щихся величиной температуры заторможенного потока воздуха на
входе в двигатель.

В качестве расчетных выбраны условия работы двигателя, со-
ответствующие ведению маневренного воздушного боя на дозвуковых
скоростях полета на средних и малых высотах. Этим режимам полета
в стандартных атмосферных условиях соответствуют температуры за-
торможенного потока воздуха на входе в двигатель, близкие к

Л - 288К. Для обеспечения высоких маневренных характеристик
самолета на этих режимах полета на расчетном режиме работы двига-
теля (	- 28810 выбраны максимальные (или близкие к ним) зна-

чения основных параметров:

+1	+0,5

-2	-1,0

в 99	П$д = 100	#,	/£* = I665K. чему соот-
ветствует температура газа за турбиной	П00К» а по ука-

зателю в кабине летчика - скорректированная температура
Zfr*^ 750°G (при 2/< 3734 или /%£1,9) или t? ± 765°С
(при 7"/> 3734 или /%,> 1,9).

Отличительной особенностью работы двухконтурных двигателей
со смешением потоков при 7const является изменение степе-
ни понижения полного давления в турбине Л % (за счет измене-
ния Л тнд ") при изменении условий полета. С ростом скорости по-
лета и температуры 7$ увеличивается степень двухконтурности
и отьа^мрный расход воздуха через наружный контур. На выходе
из наружного контура этот воздух несколько расширяется и. ’’поджи-
мает" сечение за турбиной, вследствие чего уменьшается Я*нд
--------— полнЬш срорсиро&ашь/й режим

Рис.2J

г»

21
Н Л/ в целом. Поэтому при изменении условий полета (измене-
нии 7/ ) ОДИН из основных регулирующих факторов - площадь кри-
тического сечения сопла	la. н*'форсированных-режимах- -

в диапазоне между механическими упорами регулируется
такимобразом, чтобы обеспечить постоянное значение степени по-
нижения полного давления газа в турбине const . При увели-
чении 7‘/ створки критического сечения сопла раскрываются,
то есть 7^ (6^) увеличивается.

Постоянство Л’/ определяет однозначную связь между тем-
пературо'» газа перед турбиной 7* и за турбиной Гт • и
позволяет с достаточно^ точностью выдерживать заданный закон

изменения 7^* посредством поддержания соответствующего зако-
на изменения Т7 (в диапазонах управления Ш-У на рис. 2.7).

Второй регулирующий фактор - расход топлива Gr » в зави-
симости от условий полета, используется для управления одного

из трех параметров:

-	температуры газа за турбиной Тг ;

-	частоты вращения ротора низкого давления п нд i
-^приведенной частоты вращения роторе низкого давления- Якд.лр.

При снижении температуры заторможенного потока воздуха на
входе ниже 288К (П диапазон на рис, 2.7) степень понижения дав-
ления гязя в турбине возрастает, так как внутренние створки реак-
тивного сопла находятся на нижнем механическом упоре (НМУ) и
FKp-COnst* Если при этом сохранить условие 7* -Const , то
располэгэмая для КПД работа - работа на турбине низкого давления —
будет увеличиваться. Одновременно снижение температуры 7$ ве-
дет к увеличению приведенной частоты вращения Пнд.лр » что
вызывает такое рассогласование режимов работы ступеней КНд, при
котором КНД в целом облегчается, т.е. потребная работа на его
вращение снижается. Такое изменение располагаемой и потребной ра-
боты КНД привело бы к возрастанию частоты вращения ротора низкого
давления, что недопустимо по условиям прочности. Кроме того, в
этом диапазоне режимов полета нет необходимости поддерживать вы-
сокие значения тяги на максимальном режиме работы двигателя.

Поэтому при уменьшении 7д*	2884 принята программа

const 1 для обеспечения которой уменьшается подача топли-
ва, что приводит к снижению температур 7f и 7Т* , а также
частоты вращения ротора высокого давления п^д

при температуре 7& - 25IK приведенная частота вращения
22
компрессора низкого давления достигает максимального значения
Пщ.лр.тах* + 1

При дальнейшем уменьшении Г/ 25IK (I диапазон) из уело-
вия сохранения заданного минимального запаса устойчивости КНД
обеспечивается программа управления П ндпр^а^ const .
Эта программа выполняется за счет дополнительного снижения 6Г
при уменьшении 7^	, что приводит к снижению П„д и более

резкому уменьшению пВд . %* и Г/ . При программе
Лмд.м/ае?ССП$с двигатель работает на подобных режимах и согласно
теории подобия на этих режимах все относительные газодинамические
параметры, в том числе и Лу* , остаются неизменными (если
соблюдается геометрическое подобие, например, 7*д * const на
этих режимах).

Указанное выше изменение температуры Гг и частот, враще-
ния qh^ и пВд в I и П диапазонах приводит к ухудшению тнгог.
Biix характеристик двигателя.	----\

С ростом температуры ^*> 286К (Д диапазон) для обеспече-
ния высоких тяговых характеристик двигателя выполняется програм- 1
мз 7J.* = Const » что, при поддержании за счет раскрытия внутрен-
них створок реактивного сопла	- const , соответствует

программе Тг* а Const .

В этом диапазоне программы управления характер изменения
П„д и по Режимам полета определяется изменением балансов
гэцносгоЬ соответственно компрессора и гурбиш низкого и высокого

давленияj которые зависят от следующих основных факторов:

-величины рассогласования рездшов работы ступеней КНД и КЪД;

-	заданных программ управления поворотными лопатками

компрессоров;

-	характера изменения степени двухчонтурнос-и;

-	величин изменения располагаемых для компрессоров работ
турбины низкого давления Z тмд и турбины высокого давления 4^^ .

В рассматриваемом диапазоне программы управления Tr = const
и Лг* = const , а следовательно, /од = const и £Гвд ~ const *
Следовательно,изменение частот вращения роторов будет определяться
только влиянием на величину загруженности компрессоров первых
двух указанных <й.ше	а для турбокомпрессора низкого дав-

ления еще и изменение соотношения расходов воздуха через внутрен
нип и наружны1» контур.

Увеличение 7/ ведет к снижению приведенной частоты ,
вращения как ротора высокого давления» так и ротора низкого
давления. При этом рассогласование режимов работы (изменение уг-
лов атаки на лопатках) ступеней ИНД и КВД таково, что первые
ступени как ИНД. так и КВД загружаются в большее» степени, чем раз
гружяются последние. Следовательно, потребная работа на вращение
компрессоров возрастает (как показано выше, в большей степени
для ИНД), з располагаемая (работа турбин) - остается неизменной,
что вызывает снижение величин Пнд к Лрд (более интенсивно
снижается лНд •

Увеличение степени двухконтурности с ростом температуры при-
водит к дополнительному разбалансу мощностей КНД и ТНД и допол-
нительному снижению величины Л*д

Однако при снижении приведенной частоты вращения до величи-
ны	30°^ начинают прикрываться лопатки

ВНА КНД, обеспечивая уменьшение углов атаки и разгрузку первых
ступеней КНД, вследствие чего падение Л„д замедляется. При
(/J	35ЯК) степень прикрытия лопаток ВНА увели-

чивается. Такое регулирование ВНА ИНД не только парирует возмож-
ное увеличение углов атаки вследствие рассогласования режимов ра-
боты ступеней при снижении пр , но и несколько разгружает
КНД, что приводит к некоторому возрастанию П „д . Это несколь-
ко компенсирует снижение G# , связанное с прикрытием лопаток
ВНА.

Программа управления поворотными лопатками КВЛ при работе
двигателя на максимальном режиме работы не оказывает влияния на
изменение Л#д , так как в соответствии с программой управле-
ния положение лопаток НА КВД изменяется только при дросселирова-
нии_двигзтеля.

'~~~ Для поддержания заданного уровня тяги на больших сверхзвуко-
вых скоростях полета при 7&> Э73К (1У и У диапазоны) обеспе-
чивается выдерживание заданного закона изменения 7r
с небольшим увеличением температуры за турбино". При условии
ft* -const с возрастанием 7^* это приводит к некоторому
увеличению 7г*	, прекращению снижения частоты вращения Лад

и дополнительному росту величины Л#д

При снижении приведенной частоты вращения до Г/Нд лд =
( 7& Яь 427К) поворот лопаток ВНА КНД на ’’прикрытие , обеспечи-
вавший снижение углов атаки, прекращается. Дальнейшее увеличение
температуры на входе в двигатель приводит к загрузке ступеней
-C.j], увеличению потребно* работы на вращение компрессор-» и, как
следствие, к заметному снижению П нд .

2 «.-2.2. Программа управления двигателя на полном
форсированном режиме

На форсированных режимах раооты двигателя добавляется еще
один регулирующий фактор - расход топлива в форсажную камеру
сгорания Gf.cp • Форсированные режимы работы двигателя исполь-
зуются на взлете, при разгоне и на сверхзвуковых скоростях поле-
та. Эти режимы полета требуют высоких значений тяги, которые мож-
но обеспечить при программе Т£	- const или при близкой к

ней программе	с/j = const v. при сохранении параметров газо-

генератора, соответствующих максимальному режиму, Для сохранения
неизменным режима работы газогенератора при включении форсирован-

ных режимов соответственно увеличивается площадь критического
сечения сопла Лхр.ср • Вследствие трудностей измерения темпера-
туры /р	и коэффициента избытка воздуха в форсажно* камере

ct£ , обеспечить такую программу пока трудно. Поэтому на двига-
теле АЛ-31Ф на полном форсированном режиме принята программа
которая косвенно обеспечивает условие ot^ const.

При такой программе управления величина Grp на различных
режимах полета определяется с учетом расхода воздуха, который
характеризуется величиной р* , и степени двухконтурности,
величина которой однозначно связана о	.Па больших высо-

тах и малых скоростях полета ( Т£ 288К) для предотвращения
"богатого" срыва пламени в форсажно» камере Gr.p изменяется
таким образом, чтобы при снижении, 7j* величина	воз-

растала. Остальные параметры двигателя на полном форсированном
режиме изменяются так же,как ня максимальном режиме. Исключение
составляет У диапазон ( 7/> 448К). когда внутренние створки
реактивного сопла находятся на верхнем механическом упоре (В'-'У; •
В этом диапазоне с увеличением	величина снижается.

Весь диапазон рассмотренных режимов по температуре на входе
в двигатель ограничен слева минимальной температурой . j * =^-'К
( tH -- - 60°С), а справа - максимальной температурой 7^	*458К,

соответствующей максимальному числу	= 2, >5 на высотах

Н 5 II км.	25

к г/уэ..7wo
2.3.	Эксплуатационные ограничения режимов работы
двигателя

Чак уже отмечалось, программа управления двигателя выбира-
лась из условия получения наилучшего протекания его тяговых ха-
рактеристик во всем эксплуатационном диапазоне режимов полета.
Однако не менее важно'» задаче* при этом является обеспечение
надежной работы всех элементов силово* установки в течение задан-
ного ресурса, что потребовало введения на отдельных режимах по-
лета и работы двигателя различного рода ограничений.

эксплуатационные ограничения режимов работы двигателя АЛ-Э1Ф
установлены с учетом исключения механических и тепловых перегру-
зок отдельных деталей и узлов конструкции и обеспечения устойчи-
во* работы элементов силовой установки.

Область эксплуатационных ограничений режимов полета самоле-
та Су-27 и работы его силовой установки в координатах Н - Мн,
при стандартных атмосферных условиях, представлена на рис. 2.6.

2.3.1.	Ограничения по устойчивости процессов, протекаю-
щих в элементах силовой установки

Основными элементами, ограничивающими диапазон режимов ра-
боты силовой установки по устойчиво* работе, являются входное
устройство, компрессор, основная и форсажная камера сгорания.

Ограничения по устойчивой работе входного устройства

На сверхзвуковых скоростях полета при. Мн > 1,2 входное
устройство регулируется с целью согласования расходов воздуха
через входное устройство и двигатель и обеспечения его устойчи-
вой работы. Однако при резком дросселировании двигателей ниже
максимального режима на больших сверхзвуковых скоростях полета
может произойти рассогласование режимов работы воздухозаборников
и двигателей. Причиной такого рассогласования может явиться либо
недостаточны0 запас по регулированию элементов воздухозаборников
(на числах Мн полета, близких к Mh./zzztx ), либо наличие опреде-
ленной инерционности системы автоматического регулирования
воздухозаборников. В этих случаях потребный расход воздуха через
двигатели, вследствие снижения частот вращения, уменьшается
гб _________ ______________________________________________L
И км


быстрее, чем располагаемый расход воздуха через регулируемые
виз/iyx о заборник и, и возможно возникновение помпажа входного
устройства» в как следствие, и помпажа двигателя <•

Из условия обеспечения устойчиво'» работы входного устройст-
ва и двигателя на самолете Су-27 запрещено на скоростях полета,
соответствующих Мн >1,5, дросселировать двигатели ниже максималь
кого режима» а на числах Ин = 1,15 т 1,5 - дросселировать двига-
тель с те mi ом менее Эс.

Влияние углов атаки с/ и скольжения уЗ на работу входно-
го устройства также накладывает ограничения на диапазон режимов
полета самолета. Если при небольших положительных углах атаки
характеристики плоских воздухозаборников с верхним горизонтальным
расположением панелей клиня даже несколько улучшаются, то при от-
рицательных углах этаки и при наличии скольжения эффективность
воздухозаборников самолета Су-27 снижается. При этом уменьшается
запас устойчивой работы и возрастает вероятность возникновения '
nounase воздухозаборников, особаизо на сверхзвуковых скоростях
полета*	Для предотвращения этого недо-

пустимого в эксплуатации явления запрещается:
- выход на отрицательные углы атаки, превышающие по абсолютной
величине значения, приведенные в таблице 2.1 ;

- создавать углы скольжения более двух диаметров шарика на чис-
лах Мн<2,0 и любые углы скольжения на числах Мн = 2,0 ♦ 2,35.

Таблица 2.1

Числа Мн	1.0	1,4	1,8	2,0	>2,0
Указатель углов атаки  УАЛ	-7е	-5°	-4°	i0	0

Ограничения по устойчивой работе компрессора

При работе двигателя на максимальном или форсированных ре-

жимах на больших высотах и малых скоростях полета, соответствую-
щих температуре ня входе в двигатель Т$ -£ 2884 ( П диапазон
программы управления двигателя на рис. 2.7), приведенная частота

вращения компрессора низкого давленю
^нд пр я п пд. /пах L
увеличивается (при /7^^^ * const
zo

при	25IK
(1 диапазон на рис. 2.7) становится выше допустимого значения.
Это приводит г сильному возрастанию углов атаки на лопатках
последних ступеней ККД» развитию на них орывных явлений и возник-
новению неустойчивой работы ХНД, которая может привести к не-
устойчивой работе всего компрессора двигателя. Потеря устойчи-
вости течения на этих режимах полета первоначально в ИНД объяс-
няется двумя причинами. Во-первых, при снижении 288К умень-
шается физическая частота вращения КВД (см.рис.2.7) и рост
^зд.лр ПРИ снижении	7л7 будет невелик, я следовательно, не-

велико будет и рассогласование режимов работы (т.е. изменение
углов атаки) его ступеней. Во-вторых, КНд имеет более низкое
исходное (расчетное) значение запаса устойчивости, чем КБд.

для предотвращения неустойчивой работы компрессора введено
ограничение по максимальной приведенной частоте вращения

106 + соответствующе»» 7д = 251R. При стандарт-
ных атмосферных условиях на высотах Н >. II км это ограничение
достигается при уменьшении числа Мн до 0»9. На высотах полета
ниже II км, вследствие увеличения температуры окружавшей среды
t* , температура начала ограничения min s 25IK будет дости-
гаться при меньших значениях Мн, а на высотах Н 7 км это огра-
ничение вообще не достигается в допустимом диапазоне высот и ско-
ростей полета при стандартных атмосферных условиях на входе.

Однако,при отклонении температуры окружающей среды от стан-
дартной (например, зимой при	-22 °C) ограничение поустой-

чивей работе компрессора может наступить уже при работе двигате-

ля на земле.

Поддержание Пнд лрггю^ const обеспечивается автоматически
за счет снижения подачи топлива &т » соответствующего умень-
шения температуры газа перед турбиной 7Г (пропорционально
снижению 7$	) и частоты вращения пмд , компенсирующей

снижение 7^*	. Одновременно уменьшается частота вращения ро-
тора высокого давления П&д	и температура газов за турбиной

Поэтому в области режимов полета, соответствующих ограни-
чению Пндпд/гш * или на земде ПРИ г -22°С в кабине само-
лета показания указателя частоты вращения Л нд будут ниже
максимального значения (на самолетах до серии 12-01, » кабине
которых установлены два указателя ХГЭ-2Т» имеющих 2. стрелки»
одна из которых показывает частоту вращения Пнд ) .
Оггчнученич по_ устойчивой работе камер сгорания

Известно, что устойчивое горение м надежность запуска как
основной, так и форс ано" камеры огоранн* зависят от параметров
о ч'чс’мрч, температуры, скорости) воздушного или газового потока
н.ч входе в них, а также от качества распыла и состава топливо*
воздулюп <или топлнпогдзовоз) смеси.

При уменывеним скорости и увеличении высоты полета смюса-
кгеч параметры на входе в камеры сгорания и ухудшаются условия
для обеспечения нх запуска и устойчивого горения. Хоровая орга-
ны'.: ацмя процессов в основной и форсажной камерах сгорания двига-
теля АЛ* М ; ооеспочпюет устойчивую их работу но всем разреценном
диапазоне высот и скоростей полета самолета Су-.'7. Однако это нс
относится к надежности запуска двигателя и включению форсирован-
ных режимов в полете, что потребовало введения некоторых ограни-
чение .

Примечание:

• летних испы\чнн<х установлено, что из услов»*’» уОтсэЧиВООтм ь
управ не мости самолета эволютивняя скорость \< • <ЮОкм/ч,
однлкО временно, до проверки работы двигателей ня переходных ре-
жимах (по условиям устойчивости процессов в камерах сгорания)
устако мены с-дедугцие иршоорны® скорости:

-	ня высотах Н* 15000 м	скорости	V300 км/ч,

-	на высотах 11*15000 м	скорости	> А 00 км/ч.

НлиЗДльиее влияние н>» надежность запуска камер сгорания
окязывяхт величины давлен-.»^ ня входе ? них. Существуют некоторые
минимальные значения лавленно на входе э камеры сгорания

э - для основной камеры огорамня и ш - для форсяж-
ния камеры)* при которых не обеспечивает с	'к.

На этих режимах мал расход воздухi м, соответственно, снижаете*
подача топлива. При этом уменьвается перепад давлений ня топ-
ливных форсунках, сниж.к'тсч качество распыла топлива и образова-
нна еднородко* топливовоздуикоп смеси. Хроме того, при уненьяа-
нин давления воздуха х газа) снижается степень турбулентности
потока и скорость хч'ренич. 00а эти фактора ухудвакт условия ддя
надежного вое пл. »мй не нм* тепли новоздуино’’ смеси н поддержянн*
устойчивого горами*.

b оксиду левам»’ эелмч»’ны да мен» ’ зл компрессором и ня вы-
ходе мэ камеры смевениА (на их оде в форсажную камеру) не
хонтролируются. Поэтому ограничения по запуску двигателя и на-
до-нему включению форсированных режимов в полете задаются в виде
диапазонов высот1 и скоростей полета, соответствующих достижению
на входе в камеры сгорания давлений, слизких к значениям min
или р см min• ’’ем больше высота полета, тем нише приборная ско-
рость, при которой достигаются минимально допустимые значения
давлений. Существуют некоторые предельные (для какдой камеры сго-
рания свои значения) высоты полета, выле которых не гарантируется
запуск двигателя или запуск форсажной камеры на всех скоростях по-
лета .

С другой стороны, значительное увеличение скорости воздушного
потока на входе в основную камеру сгорания может привести к сносу
Фронта пламени и невозможности запуска двигателя в полете на боль-

аих скоростях-.

Диапазон разрешенных высот и скоростей полета, в котором обес
печивается надежный запуск двигателя АЛ-31Ф ъ полете с кислородной
подпиткой запальных устройств основной камеры сгорания, зависит от
частоты вращения выключенного двигателя (рис. 2.8).

При самопроизвольном выключении двигателя и снижении частоты
вращения до величины Пад < 50 $ обеспечивается запуск двигателя в
полете системой автоматического запуска на выбеге (АЗВ) на высотах
Н 8 км при Скоростях по прибору Vnp 3G0 км/ч и на высотах
К = 8 *- 12 км при скоростях 400 км/ч.

При частоте вращения Пвд 50 запуск двигателя ст РУЛ вы-
полнять на высотах Н<8 км при скоростях Vnp 300 км/ч и на высо-
тах Н = 8 + 10 км при скоростях V/7/j & 400 км/ч.

При частоте вращения /?ад 30 % запуск двигателя от РУД вы-
полнять

-	на	высотах	Н	5	км при скоростях Vnp 350	км/ч >

-	на	высотах	Н	-	5	* 8 км при скоростях Упр г>	400 км/ч,

-	на	высотах	Н	=	8	♦ Ю км при скоростях Упр	450 км/ч.

При частоте вращения & 15 $ запуск двигателя выполнять
на высотах Н « 10 км при скоростях Vnp > 550 км/ч.

Ня всех высотах полета Н 12 км надежный запуск двигателя
обеспечивается при числах Мн<0»9Ч

Надежное включение форсированных режимов в полете обеспечива-
ется (рис. 2.8):

-	на высотах Н*5 км при скоростях W 300 км/ч;

—	на высотах Н^8 км ппи сиоростлх Vnp^ Зои к-- ►

-	на высотах Н^18 км при скопостяхУлр» 450 км/ч.

Максимальная высота, до которой обеспечивается надежный за-
пЛРЧИтажной камеры сгорания,составляет 18 км. ______________Зх
2.3л2. Ограничения по условиям прочности

для исключения в эксплуатации механических, вибрационных и
тепловых перегрузок и сохранения допустимых значений запасов
прочности во всех деталях и узлах конструкции, а также для сохра-
нения высокой работоспособности отдельных систем на работу дви-
гателя АЛ-31Ф наложен ряд прочностных ограничений. Одни из этих
ограничений определяются режимами работы двигателя, другие - ре-
жимами полета самолета.

Основные ограничения по условиям прочности, определяемые
режимами работы двигателя, обеспечиваются автоматически в соответ-
ствии с комбинированно''1 программой управления двигателя (рис.2/7).
К ним относятся ограничения максимальной частоты вращения Пнд tnaK
и максимальной температуры	или сохранение заданного за-

кона ее изменения по режимам полета.

Кроме того, для режимов с повышенными нагрузками на элемен-
ты двигателя введены ограничения как по времени непрерывной рабо-
ты, так и по времени суммарной наработки на этих режимах. Из усло-
вия недостаточного охлаждения элементов форсажно** камеры и реак-
тивного сопла в земных условиях допускается время непрерывной
работы на форсированных режимах не более 20 с . Наибольшие меха-
нические и тепловые нагрузки на детали и узлы двигателя имеют
место на максимальном и форсированных режимах. Поэтому введено
ограничение на суммарную наработку двигателя ня этих режимах, ко-
торая не должна превышать 30 ч от первоначально заданного ресур-
са двигателя 100 часов.

На двигатель наложены также ограничения по времени суммар-
ной наработки до первого ремонта ня некоторых режимах полета,
для которых характерны высокие значения скоростного напора, тем-
пературы и давления нэ входе;

-	на режимах полета, характеризующихся величиной скоростно-
го напора £ £ 7500 кг/м' (0,0735 МПа), суммарная наработка
двигателя неЛдолжна превышать 15 часов ;

-	на режимах полета с числами Мн^. 2,0 суммарная наработка
двигателя не более 15 часов, из них на режимах полета с числами
Мн >2,2 - не более 5 часов.

На малых высотах с увеличением скорости полета значительно
возрастает расход воздуха и избыточное давление за компрессором.
Это приводит к росту аэродинамических и вибрационных нагрузок на
лопатки компрессора и турбины, к увеличению крутящих моментов
на валах роторов и возрастанию нагрузок на корпуса элементов
двигателя. достаточно полно достижение опасных нагружении в основ-
ных элементах конструкции двигателя характеризует предельно до-
пустимое давление за компрессором /7* (или допустимое зна-
чение крутящего момента на валу). В двигателе АЛ-31Ф при стан-
дартных атмосферных условиях величина	36+1,2 кг/см2

(3,53 + О, И8 МПа) практически не достигается в эксплуатационном
диапазоне режимов полета. Однако при отклонении внешних условий
от стандартных (например, при увеличении давления	или при

снижении температуры с# ) это ограничение может наступить при
полете у земли на больших скоростях.

Величина давления за компрессором зависит при заданной вы-

соте полета от степени повышения давления воздуха во входном
устройстве и в компрессоре

X7/ = Av	•

При увеличении числа Мн, несмотря на снижение	(вследствие

снижения приведенной частоты вращения КНД и КВД), давление за
компрессором возрастает за счет более значительного увеличения

и при некотором числе Мн достигает своего предельного значе-
ния . С увеличением высоты полета, вследствие снижения атмосферно-
го давления, величина максимального давления за компрессором дос-
тигается при более высоких значениях чисел Мн (рис. 2.8).

В области ограничения заданное значение р* ло£.$ с увеличе-
нием скорости полета поддерживается за счет дополнительного сни-
жения Jt** (вследствие снижения подачи топлива и физической
частоты вращения КНД и КВД), которое полностью компенсирует
увеличение -^Sx • На этих режимах из-за снижения частоты вра-
щения роторов расход воздуха с увеличением скорости полета рас-
тет незначительно, а	и 7 * снижаются, что приводит к

сильному снижению тяги двигателя.

На элементы воздухозаборников ограничения по условиям проч-
ности накладываются по величине допустимого перепада давлений
изнутри и снаружи на стенках каналов воздухозаборников, который
определяется либо величине0 максимально допустимого значения
скоростного напора, либо предельном величиной приборной скорос-
ти полета. Наибольшее значение максимально допустимого скорост-
ного напора О т = 9450 кг/м2 (0,0927 МПа) допускается при
полете у земли» С ростом высоты полета допустимая величина
снижается и, начиная с хм до Н = 12 км, это ограничение
определяется максимальной приборное скоростью Vnf) так г1А00 км/ч.
На высотах полета от 12,0 км до 20 км прочностные ограниче-
ния по самолету определяются максимальным заданным числом
^нтал~ (рис. 2.8), а по двигателю - соответствующей этому
числу Мн максимальной температурой заторможенного потока воздуха
на входе 7g тах = ^584, при которой еще должна обеспечиваться
нормальная работоспособность двигателя и его систем. Ограничение
по максимальной температуре на входе в двигатель определяется
(обеспечивается) тремя факторами:

-	прочностью элементов компрессора, особенно последних
ступеней, работающего при высоких температурах на входе ;

-	работоспособностью млслосисте.чы двигателя (термостабиль-
ностью и сохранением высоких смазывающих свойств сильно нагрето-
го масла) ;

-	достаточно'’ эффективностью системы охлаждения турбины и
других горячих элементов двигателя при высоких температурах
охлаждающего воздуха.

2.*+. Эксплуатационные характеристики двигателя

Особенности протекания высотно-скоростных и дроссельных
характеристик двигателя АЛ-31Ф определяются величиной его расчет-
ных параметров и выбранной программо" управления, то есть измене-
нием по режимам полета или режимам работы двигателя таких управля!
мых параметров,как частота вращения ротора низкого давления
и температура газа за турбиной 7г (или перед турбиной 7/ ).
Кроме того, заметное влияние ня протекание характеристик двигате-
ля оказывает программа управления компрессора, особенно програм-
ма управления входного направляющего аппарата КНД.

2Л.1. Высотно-сксростные характеристики на
максимальном режиме

Высотно-скоростные характеристики как ТРД, так и ТРДЛ с
однопараметрической программой управлении (поддержанием заданно-
го значения одного управляемого параметра) имеют плавный харак-
тер протекания (рис. 2.9). Изменение тяги Р и удельного рас-
хода	по числу Мн определяется соответствующим

Зч
г*
изменением расхода воздуха S& • удельно'’ тяги Ру^ и коли-
чества подъеденного в основную камеру сгорания тепля . ко-
торос с увеличением скорости полета уменьшается. Снижение потреб-
ного значения	с ростом скорости полета объчсмнемся увели-

чением степени подогрета воздуха а процессе его сжатия во вход

ном устройстве и компрессоре.

Переход от ТРЛ к ТРДд при сохранении, например, пх же зна-
чения расчетных параметров рабочего процесса	и Тг.р )

приводит к снижению Cyj и одновременному снижению Ру&
Для сохранения тяги ТРДЛ ня уровне ТРд в этом случае необходимо

увеличить рпбход воздух» через двигатель, что приводит к увели-
чение площади миделя двигетеля, С ростом скорости полета у ТРАЛ,
вследствие увеличения степени двухконтурности, удельная тяга сни-
жается более интенсивно, чем у ТРЛ. Чговая характеристика по

числу Мн протекает более полого, я величина тяги начинает умень-

шаться и обращается в нуль при меньших числах Мн хМн^удЛ<Мн

Увеличением расчетных значения параметров Я* * & и Тг*о
можно несколько компенсировать отрицательное влияние степени

двухконтурности ня снижение удельном тяги на расчетном режиме и
улучшить протекание зависимости тяги от числа Мн. Улучшение про-
текания тяговых характеристик может быть достигнуто также за
счет специального чыфорн программы управления, как это выполнено
ня двигателе АЛ-ПФ.

Высотно-скоростные характеристики двигателя АЛ-31«1 (рио.2.10)
качественно протекают аналогично рассмотренным хпрпктернстикам с
олнопяряметрическо‘» системой управления. Однако они имеют харак-
терные переломи, которые являются следствием применения нп двига-
теле сложной комбинированно* программы управления крио. 2.7).
Характеристики построены для расчетных значения частоты вращения

97!С и температуры ТГр - 16504, которые в настоящее
вренА, как указывалось ранее, несколько увеличены (см.п.2.2.1) .

Вое поле высотно-скоростных характеристик условно можно
разделить на несколько характерных облаете*, границами которых
являются линии постоянных температур на входе • определяв-
шие переход от одного участка программы управления к другому.
Фрагменты это* программы также иредстпвдены ня рис. 2.10. Особен-
ности характеристик наиболее заметны ня протекании зависимости

тяги от скорости полета.
Рис. 2JO
Область характеристик» соответствующая программе управле-
ния • const • Л* const » расположена между линиями
постоянных температур	2884 и 373Ц. В этой области проте-

кание выоотно-скоростных характеристик двигателя имеет следую-
щие особенности.

При полете у земли (Н^О) с увеличением скорости полета у
ТРДД возрастает степень двухконтурности, что приводит ч более
интенсивному, чем у ТРД, снижению удельно* тяги (рис. 2.9). Одно-
временно увеличение /п способствует более интенсивному росту
расходе ноэдухя (рис. 2.9), но на малых скоростях полета расход
воздуха с увеличением Мн возрастает медленно и не может компенси-
ровать снижение , поэтому тяга двигателя заметно уменьшает-
ся (рио. 2 .10) .

Замедленный рост тяги на HfcO при Мн > 0,7 и на всех скорос-
тях полета ня других высотах н рассматриваемом диапазоне темпера-
тур .когда расход воздуха должен интенсивно увеличиваться,
объясняется снижением частот вращения роторов /7^ и	и

началом регулирования КНД ня прикрытие закрылков лопаток ВНА при

> ХОК (.рис. 2.10). Все это замедляет возрастание расхода воз-
духа, то есть снижает положительное воздействие на увеличение
расхода воздуха роста степени двухконтурности и скорости полета.
Особенно заметно влияние регулирования КНД при увеличении темпа
прикрытия лопаток ВНА ня режимах полета, соответствующих темпера-
туре на входе Г/> 354К (рис. 2.10).

На режимах полета с температурой на входе в двигатель

288К, где обеспечивается программа П„д - const , энергич-
ное падение тяги при уменьшении скорости полета определяется, с
одно* стороны, сильным снижением расхода воздуха, вследствие
уменьшения Нн» /77 и /?^д . п с друго* стороны,-замедленным уве-
личением удельно* тяги при уменьшении Мн, из-за снижения темпера-
туры газа.

Н области ограничения максимально* приведенной частоты вра-
щения П„д op.mvS Г^51К) увеличение темпа снижения тяги при
уменьшении'Мн связано с интенсивным снижением Т* , а также
со снижением частот вращения Пнд и эд и дополнительным
уменьшением G j

* Б области режимов полета, соответствупщих температуре
> 373К, выполняется раскрутка двигатели по температуре

7/> 166ЭД. Это замедляет падение удельной тяги по скорости
полета и предотвращает снижение тяги двигателя, что свойственно
двигателю с однопэраметрической программой управления (ри* г.9).

Ня больших высотах полета (Н^ II км) при Мн >2,2
< ^5	**27К) прекращается поворот на прикрытие закрылков лопаток

БИА КНд и, соответственно, прекращается отрицательное воздействие
регулирования компрессора на увеличение расхода воздуха по скорос-
ти полета. Это способствует,наряду с ростом температуры газа,не-
которому увеличению тяги двигателя (рис. 2.10).

Таким образом, выбранная программа управления двигателя
Ал-31Ф обеспечивает на больших сверхзвуковых скоростях полета
высокие значения тяги двигателя и затягивает процесс ее снижения
на числа Мн,выходящие за диапазон эксплуатационных режимов
полета •

Изменение удельного расхода топлива	двигателя АЛ-31Ф

по скорости и высоте полета соответствует обычному виду протека-
ния этих характеристик для ТРДд. На взлетном режиме Суд ниже,
чем у ТРЛ?с такими же значениями расчетных параметров, но более
энергично возрастает по скорости полета (см.рис. 2.9 и 2.10),
вследствие более значительного снижения удельно” ^яги. Особен-
ности программы управления двигателя АЛ-31Ф на протекании эконо-
мических характеристик в явном виде не сказываются.

2.4.2. Высотно-скоростные характеристики на полном
форсированном режиме

Влияние программы управления турбокомпрессорного контура

двигателя АЛ-31 Ф ня протекание
ном форсированном режиме менее
ме. Это объясняется тем, что у

скоростных характеристик на пол-
зяметно» чем на максимальном режи-
ТРлдФ высокая степень форсирования

которая увеличивается с ростом скорости полета: ня взлете -
Л,	_яз Н « 0. Мн =1,184 - РгО^7.,У>., а на Н « Х1км

и Мн = 2,35 - Р 3,37. Следовательно, велике доля тяги,
получаемая за счет*дополнительного сжигания топлива в форсажной
камере, что компенсирует в определенной степени влияния ограни-
чений, накладываемых программой управления турбокомпрессорного

контура двигателя.

Однако и на полном форсированном режиме переход с ростом
скорости полета в область ограничения ^гЛта]1 ~ или -С65К
(при Г/> 268®, где снижаются /?нд и пвд	и начинается _

(при > 300’0 поворот ня прикрытие Закрылков допито* ВНА КН.;,
так *е, как и на максимальном режиме, заметно замедляется темп
увеличения тяги (рис. 2.1I).

Особенностью протекания экономических характеристик являет-
ся увеличение Сyj $ на высотах более II км, что можно ооьяс-
нить двумя причинами.

Во-первых, на больших высотах из-за сильного снижения расхо-
да воздуха значительно уменьшается располагаемая мощное-ь турби-
ны высокого давления. Ут о приводит к увеличению относительной
доли потерь, связанных с отбором мощности от ротора высокого дав-
ления на привод форсажного насоса, для компенсации которых необ-
ходим дополнительный расход топлива.

Во-вторых, вследствие уменьшения атмосферного давления сни-
жется число Рейнольдса и давление ня входе в форсажную камеру.
По причинам, указанным ранее, ото снижает качество распыла топ-
лива (из-за снижения перепада давлений ня форсунках), ухудшает
протекание всех составляющих процессов и форсажной камере и,
как следствие, снижает полноту сгорания.

Влияние этих негативных факторов с увеличением высоты по-
лета Н>11 км возрастает.

Дроссельные характеристики

Стендовые дросоальные характеристики двигателя АД-31Ф
(САУ, «1,0, Н 1 О, Мн » 0) представлены ня рис. 2.12.

Дросселирование двигателя от полного форсированного ("ПФ")
до минимального форсированного ("MV") режима выполняется переме-
щением РУД от площадки ’’ПФ" до площадки "МФ" . При этом уменьшает-

ся подача топлива в форсажную камеру сгорания, снижается темпера-
тура , тяга двигателя Р$ и удельный расход топлива

Суд а> •

При перемещении РУД с площадки "МФ" ня площадку максималь-
ного режима С'М :,)скячкооС1 разно уменьшается тяга (ня 8-1£) и удель
ный расход топлива (на 23-2^), я створки сопла устанавливаются
на нижний механический упор (при Т$ * 2884). *

На всех форсированных режимах регулятор 71г при уменьшении
расхода форсажного топлива поддерживает постоянное заданное
(расчетное) значение степени понижения давления газа в турбине

Л* , за счет прикрытия створок и уменьшения площади
6*. г/ff.** км	1 1
two  f500  1500  IMO нт  М  юо  95  90  85							Еа Л .«*	О.  кл о» sj а	-Т*.						ПФ	г’Ч'  O.fO ПО  Of» 100  ОР 90  0,f6 во  0f5 70  0,М 60  0J5  0J2  ЦП  0,10  0р9  0.08  0.07  0.05  К
													ПФ	
	Тг»л  КОС  мм  ^т  300  7004							11* I tb * 4						
								рсхд, m 4«5 'мп	 ITII					
					•				-		Х<£ |		Иф	
														
													Ик	
												1		
				Ил							/?			
														
				Ом.						/	Л/		Иф,	
														
														
		Ои		*1									1	
				t										
												£Г		
														
	W 75 00 85 90 95 п„л						гЛ '	0 75 80 65 Я				? 95 п„А		

Рис 2.12

4г
критического сечения сопла F^p . Такое управление ня форсиро-
ванных режимах сохраняет неизменным режим работы турбокомпрессор*
кого контура двигателя, то есть сохраняет неизменными такие па-
раметры, как Пнд *ПЛД. Fr* <ГГ* >. ъ и Ga .

При перемещении РУд ниже плошадки максимального режима
регулятор Лу* перенастраивается нч более низкое 1соо*ве~ствую-
й.ее дроссельным режимам) значение Z Л . ч-о удерживает
с-ворки сухающе”ся части реактивного сопла на нижнем механичес-
ком упоре ( г *р~ const ). Расход топлива в основную камеру сгора-
ния в7 обеспечивает поддержание заданных знамени” частоты
вращения ротора высокого давления в соответствии с положением
РУД.

Уменьшение расхода топлива Зг снижает те мп еря.’угу газа
перед турбино* /у* и за турбиной Лг* , частоту вращения ро-
тора высокого давления	и ротора низкого давления »

что приводит к уменьшению расхода воздуха G& ?. суммарно” сте-
пени повышения давления воздуха в компрессоре Jt *. Снижение
частот вращения /7^ и Пмд неодинаково и приводит к увеличен;:
скольжения роторов S -пад/пнд* как и в двухсальном ТРД» но
в значительно больпе” степени. Это объясняется некоторыми особен-
ностями работы дзухкснтурного двигателя со смешением потоков зэ
турбиной и его программы управления.

В двухвальном одноконтурном TPJ (так же как ь ТРДд без
смешения потока} за турбиной низкого давления расположено крити-
ческое сечение сопла (или критическое сечение сопла внутреннего
контура)• В этом случае условие совместно” работы ТНД и выходно-
го сопла определяется уравнением

const,
где п - показатель политропы.

В критическом сечении сопла практически на всех режимах работы
(за исключением глубоких дроссельных режимов на стенде) скорое-ь
потока равна скорости звука, а относительная плотность тока
в таком двигателе при F*p -const обес-
условил %гнд s const . При этом наличие

в сопловом аппарате ТНД сверхкритического перепада давлений
обеспечивает ^тзд const - Следовательно, в двухзальной
ТР^ при его дросселировании вслсдс-вие постоянства ЛГНд и
^тад располагаемые для каскадов компрессора мощности THi ^тнд
и ТВд ^тзп уменьшаются,в равной степени, пропорционально

= !• Поэтому
печиваетоя выполнение
снижению расхода в температуры газа (л общем случае /Vr - 6Г-1Т
где Lr -f	“ работа турбины) . Поэтому в таком

двигателе увеличение S связано только с затяжелением ККд и
облегчением КЗд при снижении приведенной частоты вращения.

В двухконтурном двигателе АЛ-31Ф за турбино* низкого давле-
ния расположена камера смешения с нерегулируемым смесителем, в
сечении которого по внутреннему контуру (площадь /у ) .4ет кри-
тических перепадов давлений. Поэтому при дросселировании двигате-
ля ниже максимального режима (.когда > ^г. до • а -const)
при снижении частоты вращения скорость за турбиной, а следователь-
но, и относительная плотность тока в сечении смесителя £ (Л/-),
будут уменьшаться. Из условия равенства расходов через сечение на
входе в турбину низкого давления и сечение смесителя по внутрен-
нему контуру I-I следует, что

^тнд ~ const [fj ^Ъ2)]
v при уменьшении £ степень понижения давления газа в (
турбине низкого давления будет также уменьшаться. При этом &тад
остается неизменным. так как на сопловом аппарате ТИЛ сохраняет-
ся сьерхкритический перепад давлений и изменение режима течения
за турбиной не оказывает влияния на работу ТВД. Следовательно,
уменьшение суммарной степени понижения давления на турбине

^гмд ПРИ дросселировании связано только со снижением

Кроме того, при дросселировании двухконтурного двигателя,
вследствие снижения частоты вращения ротора высокого давления и
относительной плотности тока на входе в КВД О S ^эд •
снижается пропускная способность внутреннего контура и увеличи-
вается доля воздуха, проходящего через наружны» контур, то есть
возрастает степень двухкомтурности.

Таким образом, при дросселировании Т£дД со смешением пото-
ков расход воздуха через внутренний контур будет уменьшаться
не только за счет снижения частоты вращения, но и за счет увели-
чения перепуска воздуха через наружный контур. Наряду с уменьше-
нием температуры газа, это приводит к снижению располагаемых
мощностей ТБд и ТНд. Кроме того, в широком диапазоне дроссельных
режимов МГнд будет снижаться в большей степени, чем ^7од •
вследствие уменьшения Л г„д	(при Const )•

С другой стороны, кек указывалось ранее (п. 2.2.1) при
снижении приведенной частоты вращения компрессор низкого давления
Л4 ___________ ___________________________________________
затяхеляетоя в большем степени» чем компрессор высокого давления,
я вследствие возрастания Степени двухконтурности расход воздуха
через ЧНЛ снижается медленнее, чем через КВД. Следовательно,
потребная мощность на вращение ЧНД	при дросселировании

снижается медленнее, чем потребная мощность на воящение ЧВД
О’ общем случае N* • GB LM . где /Л - /	-

работа компрессора).	’ 1

"'якое перераспределение мощностей каскадов турбины и комп-
рессора двигателя приводит к тому, что при дросселировании час-
тота вращения ротора низкого давления , снижается значитель-
но быстрее, чем частота вращения ротора высокого давления Пзд >
и скольжение роторов интенсивно возя*стает.

Следует добавить, что на пониженных режимах работы (/3^*80*)
скольжение роторов увеличивается более интенсивно, что определя-
ется началом ряооты системы управления повороте* лопаток направ-
ляющих аппаратов ЧВД. При Пед ,^»<8^ Сна стенде это соответствует
/7^^ 60е. см.рис. 2.12) лопатки НА КВА начинают поворачиваться
нв прикрытие и КВА несколько разгружается. В этом диапазоне

частот вращения для поддержания заданных

в соответствии с поло-

жением РУД значение»	дополнительно уменьшается расход топ-

дим и температура Г/ - зависимости Fr* -	( 77 лд ) и

<?г f < пдД ) при П^д £ 68* протекают более круто. Благоприят-
нее влияние ня снижение Г/ на этих режимах оказывает также

частичное отключение охлаждения турбины. Такой характер измене-

ния 7^.*

чению 5

приводит к более ускоренному снижению
. С другой стороны, анализ изменения Г*

и увел li-
no часто-

те вращения ротора низкого давления к рис. 2.12) показывает, что
при	80* снижение 7/ замедляется. Это объясняется

увеличением потерь в турбокомпрессорном контуре двигателя, что

требует дополнительного расхода топлива. Если бы не накладывалось
влияние прикрытия лопаток НА ЧВД и отключения охлаждения турбины,
то протекание зависимости Тг* - f (. Лцд на этих режимах
сило бы более пологим, с меньшим темпом снижения /г •

Особенности изменения основных параметров определяют харак-
тер изменения тяги Р ж удельного расхода топлива ^yj при
дросселировании двигателя ниже максимального режима. Снижение
Л/ и Л ’ приводит к уменьшению температуры и давления га-
зового потока* ня входе .в реактивное сопло ( Тс„ и	*

снижению скорости истечения газа Сс и удельной тяги
двигателя	. Вследствие одновременного снижения Gs

и Pgfi уменьшается тяга двигателя Р • Первоначально при
снюрениг па , тяг.% уменьшается медленно. Однако при/7^ ^95J
начинают прикрываться лопатки ВНА КНД (.рис 2 Л), что ускоряет
снижение по частоте вращения 6^ и, соответственно, тяги
двигателя. При частотах вращения /7^	6С£ прекращается ре-

гулирование КНЛ и снижение расхода воздуха и тяги замедляется.
На этих режимах снижению темпа падения тяги способствует также
некоторое уменьшение темпа снижения 7^-* и &» вследствие
замедления сн ижения	и

Изменение удельного расхода топлива при дросселировании
определяется особенностями изменения различных, видов потерь, ха-
рактерных для двигателя. При уменьшении частоты вращения вслед-
ствие снижения Г,	, Л *и увеличения /т? снижается

скорость истечения газа из реактивного сопла и потери с выход-
ное скоростью уменьшаются. На режимах, близких к максимальному,
к.п.д. отдельных элементов двигателя остаются достаточно высоки-
ми и внутренний к-п.д. меняется незначительно. Такое изме-
нение потерь определяет снижение удельного расхода топлива -
Режим минимального удельного расхода топлива на стенде соответ-
ствует /7^ = 6G т 65$. При дальнейшем дросселировании начинают
возрастать потери в элементах двигателя, снижается внутренний
к-п-д. и, несмотря ня снижение потерь с выходной скоростью,
начинает увеличиваться.

Особенностью дроссельных характеристик двигателя АЛ-31Ф
является скачкообразное изменение основных параметров при час-
тичном отключении (включении) охлаждения турбины. Включение
охлаждения турбины выполняется при наличии одной из трех команд:

= 91;5$, t* = 59С * 10°С, руд = 62°. Частичное отклю-
чение охлаждения турбины осуществляется при снятии всех трех
команд. Воздух отбирается за компрессором и поступает на охлаж-
дение рабочих лопаток Тод и сопловых лопаток обеих турбин.
После охлаждения лопаток воздух через отверстия в их задних
кромках выходит в проточную часть турбины. Большая часть этого
воздуха поступает в проточную часть турбины высокого давления,
что несколько повышает давление за сопловым аппаратом и рабочим
колесом ТВД и в целом снижает Я гзд	и суммарную степень

понижения давления Л/ . Хроме того, отбор из-за компрес-
сора снижает расход газа через ТВД. Оба эти фактора снижают
Рис. г./з

4-7
к)юность	и для поддержания на режиме вклсчекия охлзмде-

нул турбины	увеличивается GT и Тг* . Так

кок бользаа часть охла*алий?го воздуха возвряглетсч 5 проточку*
часть до турбины низкого давления» то модность ТНД меняется ча-
до. В этом случае при неизменном положении РУ1 увеличение Д*,
необходимое для поддержания постоянным заданного значения n9„ 9
приведет к скачкообразному росту л , снижение скихьжетя
и увеличению степени двухконтуркости. Увеличение Гг приво-
дит к рос-у удельно'* тяги и тяги двигателя» а также к увеличе-
нию удельного расхода топлива, которое связано с кстенсаниеч
потерь на отбор воздуха на охд.зчденне и снижением эффективности
рабочего процесса * уро инн при подиедиваниг к гвэу относительно
холодного воздуха•

Снижение .^г* при дросселировании двигателя приводит к
тому, что на режиме	85Я действительное значение Л*

достигает величины	• на «оторее настроен регулятор

на режимах ниже максимального. Дальне<осе уменьшение Л г
при снижении /7^. неэсз^снно» так как регулятор #г* для
обеспечения -?*	- C&7$t ьы лгать сигеэл на увеличение

площади крггмче: того сопла и на релине "Налыз гээ” створки реак-
тивного сопла будут полностью рдекры-v и находиться на верхнем
механическом упоре.

Часто дроссельные характеристики двигателя предстзвлчктся
в иных координатах. На рис, 2.13 представлена стендовая дроссель-
ная характеристика двигателя АЛ-31Ф в виде зависимое?’.’ удельного
расхода топлива от эеличмны^тяги,стнеоенной к ее значению на
полном форсированном режиме PsP/Pna • 2зч хе показана дрос-
сельная характеристик» для одного из характерных режимов полета
ня высоте Н - П км при >’н «= 0.6. Такое представление дроссель-
ных характеристик двига-елч позволяет непосредственно показать
связь -яги с удельна расходом топлива» в том числе» и нэ форси-
рованных режимах работы.

Чо


ЧАСТЬ 11

КОНСТРУКЦИЯ ОСНОЗНЫл УЗЛОЗ ДЗИГАТЗПЯ

Для обеспечения высокой эксплуатационной и ремонтной техно-
логичности двигатель выполнен по модульной схеме и включает в
себя следующие модули:

-	компрессор низкого давления (вентилятор),

-	газогенератор (включает компрессор высокого давления » основ-
ную камеру сгорания, турбину высокого давления),

-	турбину низкого давления,

-	смеситель,

-	фронтовое устройство форсажной камеры сгорания,

-	реактивное сопло с корпусом форсажной намерь* сгорания,

-	воздухо-воздушный теплообменник,

-	коробка приводов двигательных агрегатов,

-	выносная коробка приводов самолётных агрегатов.

Конструкция основных узлоз двигателя, входящих в вышеназ-
ванные модули,будет описана ниже.

Глава 3 . КОМПРЕССОР

3.1. Общая характеристика компрессора

Компрессор двигателя осевой, двухкаскадный, тринацыатисау-
пенчатый. Состоит из четырехступенчатого вентилятора и цезятн-
ступенчатого компрессора высокого давления (1>ВД), соединённы::
псреходьпзл корпусом.

Для обеспечения высоких значений параметров компрессора на
нерасчётных режимах и обеспечения необходимых заласив устрои-
чивости, компрессор оборудован входным направляют им аппаратом
с регулируемой поворотной частью лопатки, тремя регулируем:зли
направляющими аппаратами первых ступеней *2д и устройством, ще-
левого перепуска воздуха над рабочими лопатками четвёртой сту-
пени вентилятора.

Основные параметры компрессора приведены в табл. .1.1, -
табл. 3.2 и 3.3 приведены основные конструктивные и геометри-
ческие характеристики компрессора и материалы его основных де-
талей.

>, Vj'<	4С
Основные параметры компрессора на максимальной режиме
( Н=0, М-0, Т=288 К )

п/п	Наименование параметра	Величина
I.	Степень повышения давления воздуха в вентиляторе	3,5
2.	Степень повыпюнил давления Еоздуха в КВД	6,57
3.	Степень повышения давления воздуха в компрессоре	23,0
4.	Коэффициент полезного действия вентилятора	0,81
5.	Коэффициент полезного действия 1ВД	0,888
6.	Температура воздуха на выходе из вентилятора	437
7.	Температура воздуха на выходе из компрессора	769 .
а.	Окружная скорость конца рабочей лопатки первой ступени вентилятора, м/с	476,8
9.	Окружная скорость конца рабочей лопатки первой ступени 1ЩД, м/с	417,6

оО
	над  ю со '2 сг- ел -* со го »-*  • •	Вентилятор  СО ЛЭ •-«	Номер ступени  Параметр
	£§§н§§м	893,3  837,6  779,8  778,3	Внешний диаметр,мм
	8228885$$ (000ЛЭЛЭООА4ь<0  * лэ	a u s rj	« 0  А	Внутренний диаметр, мм
	ооооооооо  £	S	8	S	8	8	о? 2? 8  н	(J	и	О	С>	W	»-•	О О О О  § 1 § §	Относительней диаметр втулки
	нннн(П13хЗС|>и  О О	О	О <0 4*- СО ПЛ J  - J СП СО	•-<	И% сл л со  G) -J О» '3	Число рабочих лопаток^  BIT •
8 8	м	ич	>н	ы СО	»О	СО	>3	0»  Л	СО	ЛЭ	<0	о>	Ь	го	i-  ч] H |J>	8 3 2 2	Число лопаток НА, шт

Конструктивные и геометрические характеристики
компрессора 'по входу в рабочее колесо)
Материалы деталей компрессора

Деталь

Материал

Вентилятор

I	Рабочие лопатки, диски, статор, лопатки НА	ЕГГЗ - I

К В Д

I,	Рабочие лопатки 1,2 ст.  Рабочие лопатки 3,4,5 ст.  Рабочие лопатки 6,7,8,9 ст.	ет-з-1  ВТ-18  ЭП-716ИД
2.	Диски 1,2,3,4,5.6 ст.	вт^гь
	7,8,9 ст. и диск лабиринта	ЭН-742
3,	Корпус 4-9 ст.	ЭП-708
4	Лопатки НА 3-9 ст.	эн-71 ащ
5	Втулки распорнне	ЭП-742
3.2 Конструкция вентилятора

Вентилятор (рис.З D состоит ?.э ротора и статора. Все сту-
пени вентилятора трансавукосые .

3.2.1	* Го-гор вентилятора

Ротор вентилятора барабанно-дисковой конструкции, дзухопор-
ннй.

Диски и поставки ротора объединены в три секции.

Первая секция состоит из пере/ней цапфы 6, диска первой
ступени 7, диска второй ступени II и цилиндрической проставки
с фланцем 15.

Вторая секция состоит из диска третьей ступени 16, задней
цапфы 25 и цилиндрической проставки с фланцем 19.

Третья - диск четвёртой ступени 24.

Первая и вторая секции неразборные, все элементы их соеди-
нены электронно-лучевой сваркой. Между собой секции соединяются
с помощью призонных болтов. Диск четвёртой ступени закреплён
консольно, что уменьшает расстояние между операми и увеличивает
изгибную жёсткость ротор®. Диски всех ступеней выполнены с цент-
ральнил отверстием, с тонким полотном и развитой ступицей и рас-
считаны с применением методов аналитического проектирования
(минимальная масса при максимальных допустимых напряжениях).

На ободе каждого диска имеются продольные пазы типа

” ласточкин хвост ”, в которые устанавливаются рабочие лопатки.
Для уменьшения вибронапряжений лопатки первой, гторей и третьей
ступеней имеют бандажные полки,расположенные на боковых поверх-
ностях пера на расстоянии четверти высоты от края лопатки. По
контактным поверхностям бандажных полок обеспечивается натяг;
для уменьшения износа на контактные поверхности наносится спе-
циальное покрытие. Форма бондажных полок и место нанесения спе-
циального покрытия показаны на примере лопаток первой ступени
вентилятора на Рис.3.2.

Эт смещения вдоль паза диска лопатки первой и второй сту-
пеней фиксируются радиальными штифтами, ila первой ступени штиф-
та I (рис.З. 5) от выпадания при отсутствии центробежных сил
удерживаются кольцом 2, которое от перемещений фиксируется
балансировочными винтами 3, завёрнутыми в штифты. Свободные от-
верстия в кольце используются для постановки балансировочных

зинтоэ в требуемых местах.

На второй ступени штифтн удерживаются Обжимной втулкой,
ia последующих ступенях осевая фиксация лопаток осуществляемся
разрезным кольцом I(рис.3.4 iвставляемым в кольцевую проточи?/ в
лопатке 2 и диске 3. Кольцо фиксируется стопором 4. Напряжения
и запасы прочности в перс рабочей лопатки вентилятора по ступе-
ням приведены в таблице 3.4.

Опоры ротора. Передняя опора ротора вентилятора (рис. 3.5)
у пру го гидравлическая. Опорным элементом передней опоры являет-
ся роликовый подшипник. Внутреннее кольцо подшипника, элементы
уплотнений размещены на передней цапфе. От осевых перемещений
они фиксируются фланцем втулки I. Для охлаждения кольца 6,
через отверстия 9 в фигурной втулке и цапфе, подводится масло.
Воздух через трубу 12, отверстия 10 в цапфе подводится в по-
лость А для наддува предмасляной полости передней опоры. Наруж-
ное кольцо подшипника, контактное масляное уплотнение 5, мон-
тируются в стальном стакане, который крепится к корпусу подшип-
ника 3. Корпус подшипника упругоподвижный и связан с неподвиж-
ным фланцем ступицы через пятьдесят упругих перемямек типа
" беличье колесо ". 3 зазор между корпусом подшипника и ступи-
цей установлено многоопорное кольцо 4 с хапибрргянньада створе-
тлями между зыступами. При колебания:: ротора многоопориое коль-
цо деформируется, масло через отверстия перетекает из одной
полости в другую,рассеивая энергию колебаний ротора.

Задняя опора ротора (рис. 3.6 ) - шариковый опорно-упорний
подшипник. Внешнее кольцо подшипника II выполнено зацвло
с флянцем, который устанавливается в крышке 10. Крышка 10 с на-
тягом устанавливается я переходном корпусе. Внутреннее кольцо
подшипника 12 и элементы уплотнений устанавливаются на проме-
жуточном валу вентилятора 15 и фиксируются гайкой 13. Соедине-
ние промежуточного вала вентилятора с задней цапфой 2 осушает гу-
ляется стяжным болтом 14, а с ротором турбины низкого цааления
СТЯЖНОЙ трубой Ici.

Воздух,отбираемый из второго контура,или из-за седьмой ступени
КЕД поступает на надув предкаслянсй полости В задней опоры К
через отверстия 4 а зедаей цапфе 2 поступает через аонтровочк’лг
го/бу на наддув предмасхяной полости А передней опоры..
Передала’ хрутятего но;:ента по элементам роторе. . рутяшкй
момент с турбины низкого давления через зэольвентние шлицы на
рессоре 1у передаётся на промежуточный вал вентилятора 1о.

.5-5
Напряжения и запасы прочности в лопатках
вентилятора

ступ.	Радиус, мм	Точка	Режим  Н»0	М=1,45			
			Па	L °с	С\ул Па	К
I	196,0	А  В	4900 Я?5  784 /О5	137.0	8918 Р*	1.0  1,6  3.6
	317,5	А  В	5585-ЛН  1440.6 л?			
	388,8	А  В	980 • ЯР'  2508.0 л*			
II	238,2	А  В	4331.6 г<г  450.8 0*	174,0	8624-0*	2.0  2,4  4,5
	309,4	А  В	3626 «Г  431.2 ЛГ			
	366,6	А  В	I960 П* 1078-«у			
III  1У	256,3	А  В	4214Ю5  764,4 Л>’	202,0	8428®*	2,0  3,8
	358,0	А  В	2214,8^  245 Р'			
	269,5	А  В	2322,6 '<?  0	222,0	8232(0“	3,6  3.7
	287.0	А  В	2205 • <0*  0			
Рис. 3. 5

г.

Рис. 37
С промежуточного вала через передние овольвентные шлиц» момент
передаётся на зап.нюш цапфу 2 и диск третьей ступени. С диска
третьей ступени через призонные болты и проставки, момент пере-
даётся на диски остальных ступеней. и передняя цапф;/. Незначитель-
ная часть крутящего момента с передней цапфы передаётся через
фигурную втулку I (рис. 3.5', штифт, шлицевую втулку 13 на рес-
сору 14 привода Откачивающего маслонасоса передней опоры. Часть
на ведущую шестерню 16 (рис.3.6) привода датчиков частоты враще-
ния вентилятора.

Ооегие силы,возникающие на передней цапфе, конической по-
верхности первой секции ротора и рабочих лопатках первой и вто-
рой ступеней,передается через призонные болты на диск третьей
ступени. Осевая сила с задней цапфы, диска и рабочих лопаток
четвёртой ступени через призонные болты и проставку (барабанный
участок диска третьей ступени) передаётся на диск третьей ступе-
ни. Суммарная осевая сила, г. которую входит и оседая сила с ло-
паток третьей ступени, передаётся на заднюю цапфу. Таким образом,
на задней палфс ротора вентилятора суммируются все осевые силы.
Если суммарная осевая сила направлена вперед, то на переходный
корпус она передаётся через внутренний бурт задней цапфы, стяж-
ной болт 14 рис.3.6 ), промежуточный r-ал вентилятора 15, гайку
13. Если в обратную сторону, тс через бурт промежуточного вала
15.

Динамическая балансировка ротора производится по двум плос-
костям. 2 передней плоскости для балансировки используются балан-
сировочные винты 3 (рис.3.3 )у в задней - балансировочные грузики
I (рис.З.? f устанавливаемые под призонные болты крепления диска
четвёртой ступени.

3.2.2	, Статор вентилятора

Статор вентилятора (рис.3.1) состоит из:
- входного направлявшего аппарата (B:iA) 3;
- корпусов первой 1G, второй 13, третьей lb и четвёртой 22 сту-
пеней;

-	направляющих аппаратов первой 9, второй 14 и третьей 17 ступе-
ней;

-	выходного спрямляющего аппарата 21.

Входной папг-а?пдюЪ1й зпларзт 8 (рис.3.1) пелястся силовым
элементом двигателя. В нём смонтированы : передняя опора ротора
= , откачивающий маслонасос 4, кок 3.

состоит из наружного кольца 4 (рис.ЗиВ), внутреннего
кольца S, двадцати трех лопаток I, с регулируемой поворотной
частью '. Наружное кольцо передним фланцем стыкуется с каналом
еоздухозабсрника, задним-с корпусом первой ступени. Для крепле-
ния лопаток с регулируемой поворотной частью в наружном кольце
выполнены пазн и отверстия. Снаружи к кольцу приварена обечайка
3,образующая полость, в которую подводится горячий воздух из-за
7 ступени КВД на обогрев лопаток и кока.

Лопатки I, соединяющие наружное и внутреннее кольцо, явля-
ются основным силогым элементом SilA. Через них передаются вое
нагрузки. Вместе с регулируемой поворотной частью, лопатка обра-
зует единый аэродинамический профиль. Толщина лопаток различная.
Утолщённые лопатки У 1,3,3,14,17,21,II используются на нутг.-1 сис-
тема смазки, № 14-резервная. На верхней и нижней части лопаток
имеются полки и цапфы, с помощью которых они крепятся к наружно-
му и внутреннему кольцу. К наружному кольцу 4 лопатки крепятся
с помощью гайки,наворачиваемой на верхнюю цапфу, к внутреннему-
зз счёт защемления ш.жней цапфы в составном внутренней кольце 6.

Регулируемая поворотная пасть лопатки (закрылок) 7 также
имеет цапфы,которые вращаются в подшипника:: скольжения» смонти-
рованных в наружном и внутреннем кольце. На i.ерхней цапфе пово-
ротной ’тостл лопатки выполнены две лыски, на которые оденется
рычаг привода. Регулировке. зазоров между поворотной. частью -ю-
патк;: п корпусом производится постановкой регулировочного кольца
2. Для уменьшения перетекания воздуха через зазор между лонаткоГ
и ее поворотной частью установлена пластина э, прижимаемая к нос-
ку закрылка волнообразной пружиной 6.

Внутреннее кольцо ВНА 8 выполнено составным из трёх частей.
Они соединены между собой винтами, ria переднем фланце вну-. ре «не-
го кольца закреплена крышка, ограничивающая спереди масляную по-
лость передней опору вентилятора, не заднем - передняя опора ро-
тора вентилятора.

Кок 3 (рис.3.1) состоит из двух обечаек, образующих полость
для прохода горячего воздуха, который,обогревая кок выходит,т
проточную часть двигателя. Кок крепится с помощью гейк:: ^ввора-
чиваемой в бобышку на крышке 3.

корпуса первой IC, второй 13, третьей 1в и четвертой ступе-
ней исполнены в зиле кольцевых оболочек с фланцами. Взаимная
центроЕка обеспечивается призонными болтами, i.a ян^тренней
Рис. 5. д
поверхности корпусов, в районе расположения рабочих колёс вен-
тилятора, нанесено тегкогтрирабатываемое покрытие АКБ (алюминий,
нитрид бора', па заднем фланце корпусов пергой, второй и треть»:?
ступеней для установки лопаток прорезана кольцевая протечка.
Вторая такая же проточка прорезана в наплыве корпуса.

Направляющие аппараты первой 9, второй 14 и третьей 1? сту-
пеней состоят из лопаток и внутренних полуколец. Конструкции
направляющих аппаратов рассмотрим на примере направляющего ап-
парата второй ступени. Лопатки направляющего аппарата выполнены
с наружными I (рис.3.9) и внутренними 2 полками. Наружной полкой
лопатка вставлена в кольцевые проточки*прорезанные в наплыве и
заднем фланце. Ст окружных перемещений лопатки фиксируются су-
хариками 4, вставляемыми в прорези корпуса.

Внутренние полки используются для установки внутренних полу-
колец 3, являющихся неподвижными частями лабиринтных уплотнения.
Для уменьшения радиальных зазоров на внутренней поверхности полу-
колец нанесено легкоприрабатываемое покрытие АКБ. От окружных пе-
ремещений каждое полукольцо фиксируется зубом на внутренней пол-
ке лопатки.

Над рабочими лопатками четвёртой ступени установлено уст-
ройство щелевого перепуска, выполненное в виде кольца 2 (рие.З.Ю)
с окнами для перепуска воздуха. Кольцо фиксируется, с одной сто-
роны,полками лопаток 1,с другой, фланцем направляющего аппарата
3.

Выборной направляющий аппарат вентилятора состоит из корпу-
са 22 (рис.3.1), наружного кольца 21, двух рядов лопаток 20 и
внутреннего кольца 23. Каждая лопатка имеет наружною и пнутрен-
ною полки с натягом, установленные _ окнах, профрезероганних в
наружно! внутреннем кольце. Фланцами .е наружном и внутреннем
кольцах направляющий аппарат соединён с переходным корпусом.

Крутящие моменты от спрямляющих аппаратов передаются на
корпуса, суммируясь от первой к четвёртой ступени. В стыках кор-
пусов крутящие моменты передаются прнзонными болтами. Суммарный
крутящий момент передаётся на переходный корпус.

Осевые силы также суммируются по ступеням и передаются от
ступени к ступени, посредством болтов» на пере?.одный корпус.
бг
4	С
3.3.	Переходи-гй корпус

Переходный корпус установлен между каскадами компрессора и
разделяет воздух,поступающий из компрессора низкого давления на
два потока; я наружный и внутренний контуры. Переходный корпус
является основным силовым узлом двигателя.

В нем установлена (рис. 3.44 ): задняя спора ро эра КЦЦ I,
передняя опора ротора гЩД 4 и центробежная коническая передача
(ЦКП) 2.

Конструктивно переходный корпус выполнен сварным и. состо-
ит из наружного кольца 6, внутреннего кольца 3, двенадцати стоек
5 и разделительного кольца 7.

Наружное кольцо включает обечайку, к которой приведены пе-
редний и задний фланцы. К внутренней поверхности кольца приваре-
но двенадцать стоек. На наружной поверхности размещены: два ос-
новных узла крепления двигателя к самолету, кронштейны привода
механизма поворота направляющих аппаратов, бобышки крепления
клапана переключения наддува, трубопроводы наддува предмасляных
полостей опор ЮШ и КЗД, бобышки для крепления трубопроводов
масляной системы, кронштейны крепления коробки двигательных аг-
регатов (Ь\ЦА)- К переднему фланцу наружного обода призонными
болтами крепится статор вентилятора,к заднему - передний корпус
наружного контура.

Стойки переходного корпуса - полые.Схема расположения стоек
представлена на ряс. 3.12. Через стойку № I проходит рессора,
соединяющая ЦгС с ЦцД. Через стойку № 7-рессора привода откачи-
вающего маслонасоса. Стойки $ 8 и 9 используются для наддува
предмасляных полостей опор КЩ и КЕД, .т> 2. 12 и 13 для обслужи-
вания масляной системы. ’Через стойку № II проходит рессора при-
вода редуктора датчика вентилятора.

Разделительное кольцо имеет два фланца и вырезы под стой-
ки. К внутреннему фланцу разделительного кольца крепится статор
КВД, к наружному - экран наружного контура 23.Нижней частью
стойки монтируются в окна внутреннего кольца.

Внутреннее кольцо представляет собой сварную конструкцию с
четырьмя фланцами. К переднему снутренне?/у фланцу прикреплён
корпус задней опоры КЦД, к наружному фланцу - выходной НА п!Д.
К заднему внутреннему фланцу прикреплён корпус передней опоры
ротора КЕД и корпус ЦКП, к внешнему - кожух для подвода воздуха
на поддув контактного масляного уплотнения межвального подшипника.
Рис. '5.12

j г/р-У-
3.4.	Компрессор высокого давления (К2£>

3.4.1.	Ротор КУа барабанно-дисковой конструкции. Состоит из дис-
ков с рабочими лопатками, передней цапфы II (рис. 3.1Г , вала 22,
соединяющего ротор К?Д с дискал ТДц, и диска лабиринта 21.

Барабан ротора состоит их двух секций, четырех стальных дис-
ков - седьмой 16, восьмой 19, девятой 20 ступеней и дг ка лаби-
ринта 21. Первая секция включает диски первой 8, второй 10 и
третьей 13 ступеней, вторая - диски четвертой 14, пятой 16 и шес-
той 17 ступеней. Соединение дисков в секциях осуществляется элек-
тронно-лучевой сваркой. Первая, вторая секции и передняя цапфа
соединены между собой призокнымл болтами. Креме этого первая и
вторая секции по ободу диска 3 и 4 ступеней соединяются радиаль-
нъми штифтами. Соединение второй секции с дисками 7, 8, 9 ступе-
ней, диском лабиринта и аалом, осуществляется стяжнъми болтами.

Диоки .<4; выполнены с центральными отверстиями. Они имеют
сравнительно тонкие полотна и массиьные ступицы. Наличие массив-
нее ступиц объясняется значительна диаметром центральных отвер-
стий для размещения узла упорного подшипника KZ& И вала турбины
вентилятора.

Лопатки установлены на ободах дисков в поперечных пазах с
правилен "ласточкин хвост". Монтаж лопаток производится через
специальное окно,прорезанное на ободе диска. Когда весь комплект
лопаток одной ступени набран, лопатки сдвигают вдоль паза на по-
ловину лага. При этом окно в пазу располагается между замками
двух соседних лопаток, которые соприкасаются между собой полка-
ми. Ь таком положении лопатки контрятся от перемещения в окружном
направлении специальными резьбовыми фиксаторами, которые вворачи-
ваются во вкладыви, установленные между замками лопаток. При за-
ворачивании фиксатора нижний конец его входит в глухое отверстие,
просверленное в дне земкового паза диска. Упершись в дно отвер-
стия, фиксатор прижимает вкладыш к проточке диска. Верхний конец
фиксатора,проходящий через специальные выемки в полках двух со-
седних догмат ок, развальцовывается для предо?працония отворачива-
ния, а выступающая часть его спиливается. На дисках устанавлива-
ется о и более таких вкладышей. Для статической балансировки
облалаченных дисков между замками лопаток могут также размещать-
ся балансировочные грузики. Размещение окна для установки лопа-
ток, фиксаторов и балансировочного грузика показано на примере
диска 3 ступени КДЦ, (рис. 3. <3 ),
Вал 22 (рис. 3. И ) соединяет ротор КВД с диском турбины вы-
сокого давления (ТЦЦ) и передает крутящий момент и суммарную осе-
вую силу. Соединение вала с дисками осуществляется с помощью
стяжных болтов, работающих на срез и растяжение. Болты 24 имеют
резьбу с двух сторон, посадочные поверхности под диски и четырех-
гранник под ключ для фиксирования от проворачивания. Между дис-
ками седьмой, восьмой, девятой ступеней и диском лабиринта внут-
ри кольцевых буртов, выполненных на полотне диска, с натягом
установлены кольцевые проставки 25 для обеспечения требуемого
расстояния между дисками. Внутри проставок установлены втулки 26,
имеющие посадочную поверхность под болты. Втулки установлены для
улучшения технологичности изготовления кольцевых проставок. При
сборке ротора КЕД в отверстия,выполненные во второй секции,с на-
тягом вставляются болты и спереди на них наворачиваются гайки.
После этого на болты устанавливаются диски с проставками, ставит-
ся вал КВД и все это стягивается э один пакет. Такая конструкция
увеличивает жесткость дисков последних ступеней МД в позволяет
отстроиться от резонансных колебаний дисков за всем диапазоне
рабочих режимов двигателя.

Передняя опора ротора газогенератора упругогидравличеекая.
Опорным элементом передней опоры является шариковый опорно-упор-
ный подшипник. Внутреннее кольцо подшипника, элементы уплотнений
размещены на передне1} цапфе. От осевых перемещений они фиксируют-
ся гайкой 30. Внешнее кольцо подшипника 29 выполнено зацело с
фланцем, который устанавливается в корпусе подшипника 2L. Корпус
подшипника уттругоподвижный и связан с неподвижна фланцем пере-
ходного корпуса через упругие перемычки типа "беличье колесо".
В зазор между корпусом подшипника и внутренним кольцом переход-
ного корпуса вставлено многоопорное кольцо 27 с калиброванными
отверстиями. Работа упругогидраалической передней опоры ротора
газогенератора по рассеиванию энергии колебаний ротора аналогич-
на работе передней опоры вентилятора.

Передача крутящего момента по элементам ротора. Крутящий
момент с турбины высокого давления через вал 22 передается на
болты 24. Болты, работая на срез» передают крутящий момент на
диск лабиринта и диски девятой, восьмой и седьмой ступеней.
Кроме этого крутящий момент передается на коническую диафрагму
диска шестой ступени. Далее крутящий момент передается на диски
пятой и четвертой ступеней. С диска четвертой ступени крутящий
момент делится на два потока.
Часть момента передается через радиальные штифты, а большая часть-
через коническую диафрапку и призонные болты на диски третьей,
второй и первой ступеней. С ггоизонкых болтов крутящий момент пе-
редается на переднюю цапф/. На ведуз^тэ коническую шестерни 32
центрального привода момент передается через штифты 34,вставляе-
мые изнутри вала 33.на который момент передается через шлицевую
втулку 31 с передней цапфы.

Нагружение рогоу^а осев» эли силами и раз гр?/эка упорного поц-
шипника. Суммарная осевая сила передается через переднею опору
ротора газогенератора на переходный корпус. Осевая сила,возника-
ющая на рабочих колесах восьмой, седьмой и шестой ступеней, через
обода дисков, проставки к стяжные болты передается на вторую сек-
цию ротора КсД. Суммируясь с осевой силой»возникающей на рабочих
колесах шестой, пятой и четвертой ступеней,через конические ди-
афрагмы и обода дисков она передается на переднюю цапфу. Осевая
сила,возникающая на первой секции ротора КЕц (рабочих колесах
первой, второй и третьей ступеней), через радиальные штифты и ко-
ническую диафрагму диска четвертой ступени также передается на
переднюю цапфу. Суммарная осевая сила через бурт на передней цап-
фе передается на внутреннее кольцо шарикоподшипника и далее на
переходный корпус. Если суммарная осеедя сила направлена назад,
то с передней цапфы ня внутреннее кольцо шарикоподшипника она
передается через гайку 30. для разгрузки передней опоры ротора
газогенератора полость за диском лабиринта сообщается со вторым
контуром через полые стойки основной камеры сгорания.

Динамическая балансировка ротора производится по двум плос-
костям. Передняя плоскость - кольцевой буртик на диске первой
ступени, задняя плоскость- на кольцевом буртике диска лабиринта.

Ьалансировочные грузики крепятся к буртикам заклепками.

3.4.2.	Статор ЬаДД. (рис. 3.11.) состоит из корпуса ВНА и. первой
ступени 9, корпуса второй и третьей ступени 12, заднего корпуса
Ij, девяти направляющих аппаратов и одного спрямляющего.

Корпуса статора КЗД представляют собой полукольца, имеющие
фланцы для соединения, и продольный разъем.

Па корпусе ВНА и первой ступени смонтированы поворотные ло-
патки ВНА. и первой ступени.

Подшипники наружных цапф смонтированы в П-образных обечай-
ках, приваренных к корпусу, ла корпусе второй и третьей ступени
имеются бобышки с отверстиями под подшипники внешних цапф пово-
рогнмх лоаатек НА третьей ступени я боб«_=гкх под фхксдторы пхм-
жадного кольца. 1л наружная поверхности заднего иэра/са еь-егст
' 'люл для окон осмотра. Нц •- vc; гтупедаю ж хэрцусу снарр»
приварена обечагха, образующая с нкм кольцевую полость коллехтэ-
ге отбора воздуха для нухд самолета, системы наддува масаян^х
уплотнения опор двигателя и а»ггиоб*едените’ьнуе систему. Воздух
ь жоллеггор поступает через окна, прорезанные в кольце ЛА седь-
мой ступени и s корпусе, .-ад всеми рабочими лопатками , в
кольце «тих проточках корпусов нанесено легкоарирабативаемсе пок-
рытие АпБ.

Лопатки BiiA 12 (рис. 3.14 '-поворотные, двухопорные. Внеш-
ние цапфа II, н& которые плотно надеты внутренние втулка tf, вра-
щаются во внешних втулках Ю, смонтированных в обечайке I. Для
регулировки зазоров мс*цу лопаткой г корпусом используется регу-
лировочное кольцо 2. Крутящий, момент от приводного кольца пере-
дается через штифты 7 на поводок 3 и через две лыски на внешней
цапфе передается через лопатку. Ст выпадания штифт законтрен
контровкой 3. Соединение поводка с цапфой осуществляется винтом
5. От отворачивания винт контрится пластинчатой контровкой с.
Усилия от винта передастся на поводок через шайбу 4. Внутренние
цапфы 13;на которые надеты втулки 14 из антифрикционного мацер-
ала, вращаются и стаканах 16. Стаканы вставлены в разрезные по-
лукольца 1о и 17 стягиваемых винтами. 11а грузки с внутренних
цапф BIIA передается на переходный корпус. Разрезные полукольца
центрируется ме,~ду собой штифтами, расположенными перпендлх>ляр-
но плоскости разъема.

Поворотные лопатки НА первой и второй ступеней закреплены
консольно. Подшипники скольжения НА аналогичны подшипникам 3.-А.

Поворот лопаток осуществляется от гцдроимлицдров системы
управления ИА через систему качалок, тяг. приводные хогец .•
рычагов. Приводные кольца разборные, состоят иэ четырех часгеР.
Соединение колец показано на рис. 3.15 .

Направлявшие аппараты с четвертой по девятую ступени - »е-
рег/лируемые, закреплены консольно, одинг.ко«<ые по конструкции,
Лопатил НА ггтаглекы (рис. 3. (Ъ ) в пазы типа "лдсто-. ли <востша
прорезанные в полукольца* 2, вставленных в проточки кс^пу.э I,
От окружных перемещений полукольца фиксируются винтами З^атч^с.*-
Т‘Л1л во втулки 4.

Спрямляющий аппарат (на одгода иэ КДП> (риг.3.1? > со»*т:гг
из двух глдою лопаток 2, установленных в кольце I с пом осьг
70


b<-

Рис. 3.

Рис. 5/5

замков типа ласточкин хвост”. Кольцо аппарата фланцем крепится
к корпусу основной камеры сгорании. Смешению лопаток вдоль паза
спереди препятствует задний корпус КВД, а сзади-упор в расточку
камеры сгорания.

Крутящие моменты от спрямляющих аппаратов через узлы креп-
ления полуколец передаются на корпуса, суммируясь от десятой к
первой ступени. В стыках корпусов крутящие моменты передаются
приэоннили болтами. Суммарный крутящий момент передаётся на
переходный корпус.

Осевые силы также суммируются по ступеням и передаются от
ступени к ступени, посредством болтов, на переходный корпус.

3.5.	Противообледенительная система

Противообледенительная система предназначена для обогрева
иока и лопаток ВНА воздухом,отбираемым из-за седьмой ступени КВД.
Система включается в работу автоматически по сигналу датчика об-
леденения, или вручную, выключателем в кабине. Противообледени-
тельная система состоит (рис.3.18) вз : датчика обледенения I.
пневматического электромагнитного клапана 2, воздушного фильтра
3, агрегата управления 4.

Датчик обледенения установлен в воздухозаборнике самолёта и
предназначен для выдачи электрического сигнала на включение и
выключение системы и в бортовой регистратор.

Пневматический электромагнитный клапан по электрическому
сигналу от датчика обледенения включает и выключает агрегат уп-
равления.

Агрегат управления обеспечивает подачу воздуха непосредст-
венно в противообледенительную систему, регулирует расход возду-
ха, идущего на обогрев, поддерживает температуру и давление воз-
духа в заданном диапазоне, а также выдаёт в блок документирова-
ния системы "Экран" сигнал "обледенение? свидетельствующий о
том, что система включена. В полёте при невключении системы по-
даётся речевая информация "Уходи из зоны".

Работа противообледенительной системы

При возникновении в воздухозаборнике самолёта условий,бла-
гоприятных для обледенения,датчик I вьщаёт электрический сигнал

'О. V: 7//J
Рис. 3. id
на пневматический электромагнитный клапан 2. Клапан открывает
подвод воздуха и?, коллекторной полости воздухо-воздушного тепло-
обменника к поршню б агрегата управления 4. Поршень перемещается,
открывая заслон??/ 7, и нажимает концевой выключатель 10,подавая
сигнал "обледенение" в систему "Экран". Горячий воздух из-за
седьмой ступени КЦД поступает в воздушную полость ВНА вентилятора,
неподвижные и подвижные части лопаток, кок. В лопатках имеются
специальные окна, через которые часть горячего воздуха выходит з
проточную часть двигателя. Выход воздуха из лопаток и кока орга-
низован так, что он создаёт на поверхности лопаток и кока пленку
горячего воздуха, препятствующую образованию льда. Регулирование
расхода воздуха для обогрева происходит в зависимости от темпера-
туры воздуха за седьмой ступенью КВД. При изменении температуры
от 120° с до 490°С длина биметаллической пружины 8 изменяется,
что вызывает поворот барабана II. Проходная площадь окон стакана
9 изменяется, расход увеличивается или уменьшается ; Окна стакана
полностью открыты при температуре воздуха 120°C и закрыты при
температуре 432°C.

При увеличении давления воздуха за агрегатом управления выше
5,5 кгс/см^ (абс) золотник 5 смещается вправо и сообщает бесшто-
ковую полость пнеБМоцилиццра с атмосферой. Пневмоцилиндр прикры-
вает заслонку, давление за агрегатом управления уменьшается.

При снятии электрического сигнала с пневматического электро-
магнитного клапана закрывается подвод воздуха из коллекторной по-
лости ВВТ к пневмоцилиндру, а бесштоковая полость его сообщается
с атмосферой. Поршень перемещается, закрывая заслонку, выключает
микровыключатель, снимая электрический сигнал с бортового регист-
ратора.

3.6.	Вопросы технологии сборки и особенности эксплуа-
тации компрессора

З.б|1. Сборка и разборка компрессора

Сборка двигателя производится на стапеле,имеющем специальные
□апфы по конструкции такие же, как для крепления двигателя на са-
молёте. Сборка начинается с горизонтального закрепления на стапе-
ле в трёх точках, переходного корпуса. Две точки- основные узлы
крепления, третья — технологический кронштейн на переходном кор-
пусе, который раздвижной тягой (тендером) крепится к стапелю.
Сборка производится в следующей последовательности:

I.	Сборка газогенератора:
а)	в переходном корпусе монтируется передняя опора ротора КД;,
с элементами контактного масляного уплотнения;

б)	во внутреннее кольцо шарикоподшипника сверху, вставляется
передняя цапфа облопаченного и отбалансированного ротора

с валом;

в)	на резьбу передней цапфы наворачивается гайка, которая
затягивается с моментом 170 кгм;

г)	к внутреннему фланцу разделительного кольца переходного
корпуса крепится статор КЦЦ с обвязкой;

д)	к КВД крепят основную камеру сгорания и турбину высокого
давления.

2.	Монтаж деталей в переходном корпусе :

а)	в переходном корпусе монтируют центральную коническую пе-
редачу с элементами системы смазки, редуктор привода
откачивающего маслонасоса и т.д.;

б)	к внутреннему переднему фланцу переходного корпуса крепит-
ся собранная задняя опора вентилятора с промежуточным ва-
лом и рессорой;

э)	с помощью стяжной трубы соединяется промежуточный вал
хзентилятора с Т1Щ.

3.	Соединение модуля вентилятора с переходным корпусом:

а)	задняя цапфа ротора вентилятора вставляется в промежуточ-
ный вал вентилятора и фиксируется гайкой, которая спец-
ключом затягивается с моментом 170 кгм;

б)	фланец статора вентилятора крепится к внешнему фланцу пе-
реходного корпуса;

в)	контровка стяжной трубы и гайки, монтаж откачивающего
маслонасоса передней опоры вентилятора, крышки, кока.

4.	Сборка обвязки компрессора;

Разборка производится в обратной последовательности.

3.6.2.	Особенности эксплуатации компрессора

Техническое обслуживание компрессора осуществляется в соот-
ветствии с "Руководством по технической эксплуатации". Периодич-
ность выполнения работ по обслуживанию компрессора приведена в
"Регламенте технического обслуживания".

Руководством по технической эксплуатации установлены следую-
щие работы.

I.	Наружный осмотр компрессора с применением подсветки.
па кор..,, та:.. ксмгтрессора не допускается греем ин и повреждения, под-
текание масла и топлива по стихам корпусов и агрегатов, повреме-
нил контровок и каруээние затяжки болтов и гаек крепления корпу-
сов к агрегатов.

2.	Осмотр со стороны гамалз воздукозаборниха неподвяной и подме-
ной части лопаток dHA вентилятора. рабочих гопатсх и лопаток нап-
равлясцего аппарата первой ступени. Лелааическне повреждения и
трещины не додускится. Лри обнаружении следов пасла на де г ал...-,
BdA вентилятора предъягить неисправность представителю л:*, дт;.*. -
тия-изготовитедя двигателе.

3.	Осмотр* проточно? части двигателя.
г»а корпусах .компрессора предусмотренч окна для контроля состояния
лопаток компрессора. Схема расположения окон для оемо-.та лопаток
вентилятора и лопаток средств на на рже. ЭЛ 9	Для с смотра

лопаток компрессора используется а*ласков АС-1. Трубки авиаскопа
подбираются по размерам окон осмотра:
рабочих лопаток вентилятора - смотровая трубка 0 8.0 мм;
рабочих лопаток - смотровая трубка 0 6.о мм.

выявленные при осмотре рабочих лопаток компрессора поврежде-
ния должны яахслиться в допустимых пределах (рис.3.20	), двига-

тель с такими повреждениями допускается к эксплуатации без и-
устранения. Забоины на границе допустимых значений оценивать по
зоне больше* значений, ширина повреждения равна глубине, д^гтусгм-
мого в этой зоне. Повреждения до 0.1 мм в корнели* сечениях ло-
паток (переходная зона к хвостовику? допускаются только е пи 7-
вмятин. Трещины на лопатках компрессора и забоины с острей гра-
нями в виде надрезов, рисок и прочее не допускается. Глубина гмя-
тины (погнутости? допускается равной удвоенной глубине забоин- .
Допускается на одной рабочей лопатке не более трёх повреждений-
Количество повреждённых лопаток на каждой ступени не '-алее п-тги.
Количество повреждённых лопаток и количество повреждений на лопат-
ке глубиной не более 0,1 мм не регламентируется.

В эксплуатации допускается устранение повреждений, прс-пзхаг-
щих допустимые не более чем в 2 раза и не превышающие 2 мм на
лопатках вентилятора и 1,5 мм - на лопатках пВД. Устранение пов-
реждений производится через окно осмотра представителем предприя-
тия — изготовителя с помощью специального приспособления (рис.^*2Г«
4. Замена рабочих лопаток первой ступени вентилятора.

Замена рабочих лопаток ксыпрессора производится на двигателе.
Схема расположения окон осмотра КНД
бис) по по/?Ртг/

Схо/иа расположения оном омиотра ХВД
Зид ЛО ЛОЛРЛ72/

7Е

Рис Л1Q
,1
•о
К СТУПЕНЬ КНД

4 СТУПЕНЬ ИВД

_______ - ПОВ^ждЕИиЯ

ГЛУБИНОЙ до 0,4 мн

'///////У.

/ - пошрежденн»
глчоинад до 0,Ъ мм

2 СТУПЕНЬ над

- пог ЕЖДЕНЙЛ
ГПУ О UH <й ДО 4,5 мн

Рис. 5.20 (npodo/MPHUP)
5 СТУПЕНЬ Kim

4 СТУПЕНЬ КЬД

в ступень кад

з ступень сад

глм«4ж «^«СГоа«

_______ - ло!>ежд|нмв
rnviuMow до OJ мм

%%% - ЫЧ*4Ы"**

глумном до 0,3 ни

• по»Н*Д»^в
гимбммоидо 1,5 НН

Рис 120 (продолжение)
to

7 ступень над

-П0»|ЕЖДЕНП<
ГЛМбинойдо 0,3мм

ПОВРЕЖДЕН*!

ГЛМбИНОЙ до 1,6 мн

•хрлнля «р*мм

- notpt мданыд
гпчвимомдо О, 4 мм

V///7/A

Рис 3.20 (npodo/wcHUcj
«СТДМ?вЛ»* ПРt»CНОСОВАt НИЯ для 5A4MCT1CW

Рис 32/

снятом с самолёта. При замене рабочих лопаток первой ступени венти-
лятора необходимо снять ВИД м четко зафиксировать положение балан-
сировочных болтов относительно пазов лопаток.

Замена лопаток производится представителем предприятия -изго-
товителя. Подбор устанавливаемой лопатки производится по статичес-
кому моменту. Вновь устанавливаемая лопатка должна отличаться от
заменяемой по статическому момент/ не более чем на 50 г см при
замене одной лопатки ; при замене двух лопаток-не более 25 г см ;
при земене трёх лопаток - не более 15 г см ; при замене четырёх
- не более 12 г см ; при замене пяти лопаток - не более 10 г см.
Суммарный статический момент всех устанавливаемых лопаток не дол-
жен отличаться от суммарного статического момента заменяемых ло-
паток более чем на 5S г см. Точность замеряемого статического mo-
м. лта лопатки не более 5 г см. Если статический момент дефектней
лопатки невозможно определить, то он определяется по паспорту на
узел или по маркировке на торце замка лопатки. После подбора ло-
патки производится её подгонка и установка.

//*
5.	Замена рабочих лопаток КДЦ.

Для замены рабочих лопаток КЕД необходимо демонтировать нижнюю
половину наружного контура и нижнюю половину заднего корпуса и
корпуса ВНА» I ... 3 ступени.

Допускается замена рабочих лопаток в следующих количествах :
лопатки первой, второй, третьей, четвертой, пятой и шестой ступени '
до десяти лопаток, если они расположены в одной половине диска и
до двадцати лопаток, расположенных по всему диску ; лопатки седь-
мой. восьмой и девятой ступеней до двадцати лопаток, если они
расположены в одной половине диска и до тридцати лопаток, располо-
женных по всему диску. Разлопатить диск. Подогнать высоту новых
лопаток,равную высоте старой лопатки минус 0,1 - 0,2 им. Заменить
повреждённые лопатки на новые, строго соблюдая порядковую номерацию,
маркированную на лопатках, вкладышах и балансировочных грузиках.
Глава 4. ОСНОВНАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ

4.1.	Общая характеристика камеры сгорания

Камера сгорания (КС) - прямоточная, кольцевая. В КС применен
диффузор 4 (рис. 4.1) * с фиксированным срывом потока и фронтовое
устройство с вихревыми горелками 8 (форкамерами).

Фиксированный срыв стабилизирует потоки в кольцевых каналах
камеры и радиальные эп*pi температуры газа перед соплopen аппара-
том турбины. При этом укорочений диффузор позволил сократить об-
щую длину КС.

Топливо в КС подается по двум топливным коллекторам 27 с по-
мощью двадцати восьми центробежных дпухсопловых форсунок 5. Топ-
ливные коллекторы и трубопроводы подвода топлива теплоизолированы
кремнеземной лентой КЛ—II и металлическим экраном из IXI6H9T. Схема
расположения форсуног и точек подвода топлива к коллекторам пред-
ставлена на рис.4.2#

Запуск КС осуществляется с помощью двух свечей 7 поверхност-
ного разряда, установленных со смещением на 1/4 тага от осей вих-
ревых горелок. Схема расположения свечей на корпусе КС приведена
на рис. 4.2.

Цллицдрическв.» часть корпусов свечей, входящая э корпус КС,
охлаждается воздухом из-за компрессора, хот рый проходит через
специальные окна I (см. рис. 4.2) и корпусе свечи и выдувается
внутрь жаровой трубы. Торец с.-ечи охлаждается воздухом через си-
стему отверстий 2 в секциях жаровой трубы.

Применение системы непосредственного запуска КС от запальных
свечей по сравнению с пусковыми воспламенителями позволило:

-	повысить надежность работы и живучести системы вследствие
менылего числа элементов, входящих в систему, и отсутствия трубо-
проводов и агрегатов с пусковым топливом;

-	снизить вес и габариты системы запуска;

-	сократить инерционность запуска, особенно в условию: отри-
цательных температур.

Основные пасаметры и материалы КС представлены в табл.4.1 и
4.2.

Рис. 4.1 помещен в конце главы.
Таблица 4.1

Основные газодинамические и конструктивные паралг ^ры КС
(Н • О, м = О, режим "U")

* л/п	Параметры	Величина
I	Температура воздуха за КВД, К	
2	Давление воздуха за 1ЕД, кПа	237
3	Расход воздуха, t:	
	- через лопаточка эахихрктели	II-I2
	- через головную часть т.тр.	38-39
4	Коэффициент избытка воздуха	2,29 .
5	Коэффи^ент полноты сгорания	0,98
6	Коэффициент потери полного давления	0,0Ь9
7	Относительная длина КС	
В	Относительная длина ж.тр.	
9	Относительная длина газосборника	1,1
10	Степень раскрытия диффузора	1,65 .

Таблица 4.2

Материалы деталей ИС

п/п	Деталь	Материал
I	Корпус	ЭЛ-718) Хг£23МЮТ-ВД
2	даровая труба	ЗП-648
3	Фронтовое устройство	ЭЛ-99
4	Внутренняя поверхность жаровой трубы	Покрытие ВКНП-5
		(Ту бин")
Рис.4.2. Схема расположения топливных Ьорсунок свечей запуска
КС, подвода топлива к коллекторам узлов крепления
жаровой трубы
4.2.	Конструкция камеры сгорания

КС состоит (см. рис. 4.1) из корпуса и жаровой трубы.

Корпус КС включен в силовую систему двигателя и covtoxt из
наружного 9, 12 и внутреннего 17 корпусов, соединенных в передней
части четырнадцатью полыми литыми стойками 25 с помощью св' ки.
Передняя часть корпусов образует кольи эй двухступенчатый диффу-
зор 4 перед Фронтовым устройством жаровой трубы.

Наружный корпус состоит из двух частей 9 и 12, соединенных с
помощью фланцев и пригонных болтов. В задней части корпуса 12 на
специальных граненных поясах установлены модули воздухо-воздушного
теплообменника (ВВТ? 14, лючки осмотра 1b турбины и клапаны 21 си-
стемы охлаждения турбины. На наружном корпусе имеются также фланцы
под струйную форсунку II запуска форсажной камеры дня установки
пусковых свечей 7, отбора воздуха, окон осмотра КС и бобышки для
крепления агрегатов и коммуникаций. Передним фланцем 3 наружный
корпус крепится к заднему фланцу корпуса КВД, а задним - к фланцу
корпуса ТЗД.

Знутренний корпус 17 задним фланцем крепится к корпусу 16 со-
плового аппарата ТЗД. ;ia переднем фланце корпуса 17 установлены •
элементы лабиринтного уплотнения 2. К внутренней поверхности кор-
пуса приварены четыре профилированных кольцевых ребра жесткости 18.

Полые стойки 25 обеспечивают силовую связь наружного и внут-
реннего корпусов КС и сообщают заднюю разгрузочную полость компрес-
сора с проточной частью наружного контура. На семи стойках имеются
кронштейны 25 для крепления жаровой трубы и топливных коллекторов
27 к корпусу КС с ломоцьп специальных штифтов 24, зафиксированных
ст выпадания резьбовэди пробками 22. Схема расположения узлов креп-
ления жаровой трубы приведена на рис. 4.2.

1ароная труба (см.рис.4.1) состоит из фронтового устройства,
зоны смешения и газосборника, образованных вихревыми горелками 8
и профилированными наружна» и внутренними секциями.

Горелки и секции соединены между собой с помощью сварки. Для повы-
шения ремонтной технологичности жаровой трубы наружный козырек
воздухозаборника 10, а также пятая и шестая наружные секции соедине-
ны с помощью заклепок.
фронтовое устройство жаровой трубы ограничивается воздухоза-
борником 10 и включает в себя кольцевую оболочку 23 с двадцатью
восемью вихревыми горелками 8 и диффузорную часть трубы, оканчиваю-
щуюся первъп. поясом отверстий 20 подвода воздуха в эону горения.
Расход воздуха через фронтовое устройство реглакцентируется
(см.табл.4.I) лопаточными завихрителями 6 и воздухозаборником 10.

Схематически вихревая горелка представлена на рис.4.3.

Рис.4.3. Схема вихревой горелки КС

Она состоит из цилиндрической вихревой камеры 3, на входе в ко-
торую подвижно в радиальном направлении ус. .ловлей лопаточный
завихритель 2 (зтол установки лопаток - бО0}, а на в’.тхсде - ко-
нический насадок 4 с унлрм раскрытия 46°. В центре завихрителя
установлена топливная форсунка I центробежного типа.

Вихревая горелка используется как пневматический распылитель
топлива, а также выполняет функции аэродинамического стабилизато-
ра пламени за счет организации зоны обратных токов вдоль оси
вихревой камеры. При этом в процессе турбулентного взаимодействия
между топливовоздушным вихрем и высокотемпературным ядром зоны
горения осуществляется дополнительное дробление и испарение теп-
ли за.

Применение вихревых горелок с малым шагом в окружном направ-
лении совместно с отверстиями 20 и системой заградительного охла-
ждения позволило практически избежать переобогащения смеси в пер-
вичной зоне, повысить надежность запуска КС и устойчивость горе-
2/fl.
ния. При этом максимальная избыточная температура стенок фронто-
вого устройства не превышает 400 К, что вполне допустимо для
материала жаровой трубы.

Форшгроэание поля температур на выходе из камеры сгорания
осуществляется в смесительной части жаровой трубы воздухом, по-
ступавшим через отверстия 19.

£г.я снижения температурных напряжений в районе отверстий
19, 20 и повышения жесткости края отверстий отбортовываются внутрь
трубы.

Для охлаждения стенок жаровой трубы в местах соединения сек-
ций имеются кольцевые щели I» в которые через отверстия поступает
воздух, создаая заградительную пленку в пристеночном слое секции.
Для обеспечения допустимой температуры стенок жаробой трубы ши-
рина секций в данной КС не превышает 25 мм. Для выравнивания тем-
пературы и предотвращения коробления и прогара стенок, расположен-
ных непосредственно за горелками» отверстия, подводящие охлаждаю-
щий воздух к участкам секций между горелками, выполнены большего
диаметра.

Жаровая труба имеет две плоскости опор: в передней части с
помощью семи кронштейнов 28 (см. рис. 4.1), фиксирующих жаровую
трубу в осевом и радиальном направлениях и на входе а сопловой
аппарат ТВД с помощью плавающих колец 13. Передние узлы крепления
жаровой трубы	обеспечивают свободу температурных расши-

рений трубы н радиальном направлении в пределах .зазора в крон-
штейнах 26. Сэобода температурных расширений трубы з осевом на-
правлении обеспечива тся телеекопическим соединением ее по плавающим
кольцам 13.

4.3.	Особенности эксплуатации камеры сгорания

Эксплуатация и техническое обслуживание камеры сгорания осу-
ществляются на основе "Руководства по технической эксплуатации",
руководством предусмотрен осмотр наружного корпуса КС, жаровой
трубы, торцов топливных форсунок и свечей с помощью гибких авиа-
эндоскопов через лючки I и 2 (рис.4.4), расположенные соответствен-
но на корпусе наружного контура и корпусе КС. Осмотр производить
при температуре корпуса КС не белее + 60°С и температуре окружа-
вшей среды не ниже - 5°С.

Не допускаются трещины, замкнутые по контуру, и прогары. До-
пускаются !/естные оплавления кромок отдельных секций.
А-А

Рис.4.4. Схема расположения окон осмотра КС
Глава 5. ТУРБИНА

5.1.	Общая характеристика турбины

Турбина двигателя осевая, реактивная, двухступенчатая, двух-
роторная. Первая ступень - турбина высокого давления. Вторая сту-
пень - турбина низкого давления. Все лопатки и диски турбины
охлаждаемые.

Основные параметры и материалы деталей турбины приведены в
табл. 5.1

5.2.	Конструкция турбины высокого давления

Турбина высокого давления предназначена для привода компрес-
сора высокого давления и агрегатов, установленных на коробках при-
водов двигательных и самолетных агрегатов. Турбина состоит из ро-
тора и статора.

5.2.1.	Ротор турбины высокого давления	' I

Ротор турбины (рис 5.1) состоит из рабочих лопаток 8, диска
б, цапфы 10 и вала I.

Рабочая лопатка (рис. 5.2) - литая, полая с
полупетлевьы течением охлаждающего воздуха. Во внутренней полости,
с целью организации течения охлаждающего воздуха, предусмотрены
ребра, перегородки и урбулизаторы. На последующих сериях лопатка
с полупетлевой схемой охлаждения заменяется лопаткой с циклонно-
вихревой схемой охлаждения. Ео внутренней полости (рис. 5.2)
вдоль передней кромки выполнен канал, в которомткак в циклоне,фор-
мируется течение воздуха с закруткой. Закрутка воздуха происходит
вследствие его тангенциального подвода в канал через отверстия пе-
регородки. Из канала воздух выбрасывается через отверстия (перфо-
рацию) стенки лопатки на выпуклую поверхность. Этот воздух создает
на поверхности защитную пелену.

В центральной части лопатки на внутренних поверхностях выпол-
нены каналы, оси которых пересекаются. В каналах формируется тур-
булизированное течение воздуха. Турбулизация струй воздуха и уве-
личение площади контакта обеспечивают увеличение эффективности
теплообмена.
перегородки

(было)
В районе выходной кромки выполнены турбулизаторы (перемычки)
различной формы. Эти турбулизаторы интенсифицируют теплообмен,
увеличивают жесткость лопатки.

Профильная часть лопатки (рис. 5.3) отделена с замка полкой
и удлиненной ножкой. Полки лопаток, стыкуясь, образуют коническую
оболочку, защищающую замковую часть лопатки от перегрева. Удлинен-
ная ножка, обеспечивая отдаление высокотемпературного газового
потока от замка и диска, приводит к снижению количества тепла, пе-
редаваемого от профильной части к замку и диску. Кроме того, удли-
ненная ножка, обладая относительно низкой изгибной жесткостью,
обеспечивает снижение уровня вибрационных напряжений в профильной
части лопатки. Трехзубый замок типа "Елочка* обеспечивает передачу
радиальных нагрузок с лопаток на диск. Зуб, выполненный в левой
части замка, фиксирует лопатку от перемещения ее по потоку, а паз
совместно с элементами фиксации обеспечивает удержание лопатки от
перемещения против потока, ia периферийной части пера, с целью об-
легчения приработки яр* касании о статор я. следовательно, предот-
вращения разрушения лопатки, на ее торце сделана выборка (см. се-
чение Б-Б,рис. 5.3).

Рабочая лопатка отливается с использованием выплавляемых мо-
делей. Для получения мелкозернистой структуры материала поверхно-
сти формы «в стержня покрываются алюминатом кобальта, частицы кото-
рого являются центрами образования кристаллов. Отлитую заготовку,
с целью снижения внутренних напряжений литейного происхождения,
подвергают термовакуумной обработке.

Отклонения факт*-Л ского наружного профиля лопатки от теорети-
ческого во всех сечениях ме превышает ♦_ 0,3 мм. Толщины стенок ло-
паток двух модификаций {с полузетлввой схемой охлаждения - /V 570
и циклонно-вихревой схемой охлаждения - N 750) в различных сечениях
приведены в табл. 5.1.

Выходная кромка в заготовке выполняется с технологическим при-
ливом, зыполненнъы за пределами теоретического профиля. Прилив уда-
ляется электрохимической обработкой. Выходная кромка полируется по
всей высоте. Ширина щели выходной кромки 0.55 _+ 0.10 мм.

Внутренняя полость лопатки проверяется на рентгеновской уста-
новке на предмет отсутствия е каналах керамики от литейного стерж-
ня. Для оценки расходной характеристики по охлаждающему воздуху
лопатки проливают водой при давлении 1,96.10^ Па (2 _+ 0,1 кгс/см^).
Расход воды через щель выходной кромки 185 +. 20 г/с, а через отвер-
стия перфорации входной кромки 105 ♦ 15 г/с при одновременной про-
ливке.
S?5
Таблица 5.1

основав ДАННЫЕ ТУРБИНЫ

		- качена	
п/п	Параметр	та	-  ГНИ- -
I	Степень понижения полного давления	2,9	2,3
	газа		
2	Д1Д турбина по параметр затормо-	0,87	0,86
	венного потока		
3	Окружная скорость, ц/о	510	432
д	Частота в раж ил ротора, об/мая	13300	10200
5	Втулочяое стадаRie	0,31	0,76
6	Температура газа за входа 9 турбазу,	1665	1297
7	&, . «г/о	7D	72
	и/с.	0.46	0,45

МАТЕРИАЛЫ ДЕТАЛЕЙ ТУРБИНЫ

п/п	Деталь	Марка материала	
		И	ТНД
I ’	Рабочие лопаткв	10-26	ZC-SJ
2.	Сспловяе лопаткв	С-67	ЕС-67
3	Ласк	30-7 42-ИЛ	ЭП-742-ИД
4.	Вал	33-863-4D	ЭП—868-4Г (Средняя часть >ВТ-9
5.	Корите	Ж-708-2Д	ЭП-7С2-ВД
TQWM СТЕПОК Л2ПАТОК. мм

I лопатка - /V 5?0 материал КС-26

П лопатка - /V 750 материал ЖС6-У

Часть профиля	Сечение					
	Корневое		Среднее		Порифорийнов	
	I	П	I	п	I	П
Входная кримка	X.IQ	1.05	0.93	0,08	0.75	0,7
Спинка	2.75	2.05	1.53	1.6	0,80	0,83
Корыто	2.75	1,95	1,56	I.3&	0,80	0,75
Выходная кромка	0.90	0.7	0.Й8	0,6	0,70	0.5

Поверхность пера i полки с целью повмиения жаростойкости по-
крывает миогохомпсм1ентю*1 покрытие* ( •'* У " 'Vt. (л 41 V ). Тол-
щина слоя 0.07 - 0.05 мм ря вхоцяоИ кромке с последующ»! уменьшени-
ем толщины к выходной чрсмге до 0,04 мм. Допускается наличие покры-
тия на торцег?лс поверхностях замковой части и на необрабатываемых
литых поверхностях ногим. После нанесения покрытия перо и полка об-
рабатывается микроварихами, его формирует в материала сжимагпие
напряжения. Поверхности внутри .ней полости лопатки хромоалиткругтся.
Толщина слоя 0,01 - 0,03 ьы. Торцевую повер иость алитирует евликер-
нтл методом после окончательной обработки. Толщина слоя 0,02-0,04 мм.
Материалы по тепловсыу состоянию рабочих лопаток турбины ьысо-
жого давления приведены в табл. 5.2 и на рис. 5.4.

Таблица 5.2

I режим: Н=0; М=0;	=0,995; Т»г = I650K; t = 4 %

Сучение лоп.	Входная кромка,	Спинка 9С я	Выходная кромка," С	
			Спинка	Корыто
А1	1003	840	955	1010
а2	1060	910	960	1015
Аз	1000	935	981	1013
А4	990	930	910	<990
а5 Ножка	85*3	840  610	800	900  S7
.'опотка с цикла^^ихре5счм охлаждением

icr- Ш
Продолжение табл. 5.2

У режим: Н=0; И -1,184; А, = 0.984 ; Т*= 1650К; Г =

Сечение лоп.	Входная кромка. Jc	Спинка. «г	Выходная кромка . с<?	
			Спинка	Корыто
А1	1030	860	957	1027
А2	1085	931	963	1033
А3	1055	956	983	1030
А4	1015	950	913	тою
А5	875	860	800	920
Ножка		530		
ХТУ режим: Н	= 10 км ; М = 2,0	;	0,984 ; Т*= I655K ;	-f = Sf,		
Сечение лоп.	Входная кромка.	Спинка.  •с	Выходка.  Спинка	? кромка ? 9 С Корыто
А1	1020	868	976	1033
А2	1077	938	931	1038
А3	1017	963	1002	1036
А4	1005	958	930	ТОЮ
А5	867	868	820	925
Ножка		665		

Данные до напряженному состоянию рабочих лопаток турбины ком-
прессора приведены в табл. 5.4.

Запасы по несущей способности для рабочей лопатки турбины
компрессора приведены в табл. 5.3.

Таблица 5.3

Реж.	I М: М=С ; Н=0	У Ф: 14=1,184 ; Н=0
Кв ЖС6У  Кв КС-26	2,57  2,78	2,80  3,0
Таблица 5,4.

Режим	R, мм	6>, х10“7Па	хЮ“7Па				ЦО"?		Ла	  Вых.кр.
			Вх.кр.	Си.	Вьос.кр.	Вх.кр.	Сп.	
Максималь-	367	—						
иыЯ	361	4.5	0,3	-0,3	0,3	-0,8	0,9	-1,0
М = 0;	350	10,4	1.7	-1,5	1.6	-3,0	2,7	-3,1
Н = 0;	339	15,3	3,3	-2,8	3,0	-6.4	5.4	-6,0
С АУ.	328	19	4,8	-3,9	4.2	-9,9	8,1	-8,6
	317	22	5,9	-4.8	5.1	-13,1	10,4	-10,6
	ЭЮ	23,6	6,5	-4.9	5,2	-16,6	12,3	-12,4
Форсирован-	367			•»	—			
ный	361	4.5	0.4	-0.4	0,4	-0,8	0,9	-1,0
М = 1,184;	350	10,4	2.4	-2.1	2,2	-3,0	2,7	-3,1
Н = 0	339	15,3	4,7	-3.9	4.3	-6.4	5,4	-6,0
	328	19	6.7	-5,5	6,0	-9,9	8,1	-8,6
	317	22	8.4	-6,8	7.2	-13,1	10,4	-10,6
	310	23,6	9.1	-6,9	7.4	-16,6	12,3	-12,4
Форсирован-	367	«»						о»
ный	361	4.5	0,07	-0,07	0,07	-0,8	0,9	-1.0
М = 2,35;	350	10,4	0.4	-0,3	0.4	-3.0	2,7	-3,1
Н = 20	339	15,?	0.8	-0.6	0.7	—6 4	5,4	-6,0
	328	19	1,1	-0,9	1.0	-9,9	8,1	-8,6
	317	22	1.4	-1,1	1.2	-13,1	10,4	-10,6
	310	23,6	1,5	-I.I	1.2	-16,6	12,3	-12,4

(Tj = I670K)
Для снижения уровня вибрационных напряжений в рабочих лопат-
ках между ними под полками размещают демпферы, имеющие
коробчатую конструкцию (рис. 5.5). При вращении ротора под дей-
ствием цент! збежных сил демпферы прижимаются к внутренним поверх-
ностям полок вибрирующих лопаток. За счет трения в местах контакта
двух соседних полок об один демпфер энергия колебаний лопаток бу-
дет рассеиваться, что и обеспечит снижение уровня вибрационных
напряжений в лопатках.

Дискб (рис. 5.1} турбины штампований, с последующей ме-
ханической обработкой. В периферийной части диска выполнены пазы
типа "Ьлочка* ;ля крепления 90 рабочих лопаток, канавки для раз-
мещения пластинчатых замков осевой фиксации лопаток и наклонные
отверстия подвода воз,духа, охлаждающего рабочие лопатки. Воздух
отбирается из ресивера, образованного двумя буртиками, левой бо-
ковой поверхностью диска и аппаратам закрутки. Под нижним бурти-
ком размещены балансировочные грузы. На правой плоскости полотна
диска выполнены буртик лабиринтного уплотнения и буртик, исполь-
зуемый при демонтаже диска. В ступичной плоской части диска вы-
полнены цилиндрические отверстия под призонные болты, соединяющие
вал. диск и цапфу ротора турбины.

Изменение гемператупы и напряжений по радиусу диска турбины
высокого давления представлено на рис. 5.6.

Данные по напряженному состоянию диска на форсированном ре-
жиме приведены в табл. 5.5.

Таблица 5.5

Режим	хЯГ/па	?г xlop'Ua	Kmt	A/w 2	Ki
Форсирован- ный  М = 1,184  Н = 0	91,7	69,1	1,30	1,44	1,25

Осевая фиксация рабочей лопатки осуществляется зубом и пла-
стинчатым замком. Пластинчатый замок (один на две лопатки) встав-
ляется в лазы лопаток (рис. 5.7) в трех местах диска, где сделаны
вырезы, и разгоняется по всей окружности лопаточного венца. Пла-
стинчатые замки, устанавливаемые в месте расположения вырезов в
диске, имеют особую форму. Эти замки монтируются в дефирмирован-
поми

Максимальный реэ/сим

Н-0; И'О

Рис. 5.6.	Тепловоз и напряженное состояния диска ТЭД
Рнс. 5.7. Элементы осевой фиксации рабочих лопаток ТВД
ном состоянии Сем. рис. 5.7 сеч. А-А), а после выпрямления входят
в пазы лопаток. При выпр.-зыенми пластинчатого замка лопатки под-
держивают с противоположных торцов.

Балансировка ротора осуществляется грузиками (рис. 5.8), за-
крепляемыми в проточке буртика диска и зафиксированными замком.
Хвостовик эпика загибается на балансировочный грузик. Место отгиба
контролируется на отсутствие трещин осмотром через лупу 4 — крат-
ного увеличения. Уравновешивание ротора можно выполнять переста-
новкой лопаток. Допускается подрезка торцов грузов. Остаточный
дисбаланс-не более 25 гем.
\ грузин

Рас. 5.0. Узел крАПЛвнжя бедныеароаочмого Груза ротора

Мб_
мг/

Рис. 5.9.

IG4

Вид 3

№ /

>?ел соединения диска с вад оса и цапфрой
Диск с цапфой и валим соединен призоиными болтами (рис. 5.9).
Головки болтов фиксируются от проворота пластинами, загибаемыми нс
срезы головок (см. вил А и В рис. 5,9). От продольного перемещения
болты удерж, заются выступающими частями головок, входящих в коль-
цевой паз вала.

При заворачивании и отворачивании гаек болты удерживаются за
хвостовик болта, имеющий квадратное сечение (см. вид Б,рис. 5.9).
Гайка законтривается втулкой, имеющей квадратное основание. Втулка
в двух диаметрально противоположных точках вдавливается в пазы гай-
ки и этим удерживает ее от проворота. Сама втулка квадратным осно-
ванием упирается в поясок цапфы и этим фиксируется от поворота.
Гайки заворачиваются моментом 4,5 кгом, при этом вытяжка болта со-
ставляет 0,21 ^q*q2

Вал представляет собой тонкостенную оболочку с двумя флан-
цами, по которым осуществлено соединение вала с дисками компрессора
и турбины. Центрирование вала с дисками осуществлено по цилиндри-
ческим пояскам.

Цапфа (рис. 5.10) обеспечивает опирание ротора о роли-
ковый подшипник. Левым фланцем цапфа центрируется и соединяется с
диском турбины. На наружных цилиндрических проточках цапфы разме-
щены втулки лабиринтных уплотнений. Осевая и окружная фиксация
втулок осуществляется радиь..ьными штифтами. Для предотвращения вы-
падания штифтов под воздействием центробежных сил после их запрес-
совки отверстия во втулках завальцовываютс/ ,

На наружной части хвостовика цапфы, ниже втулок лабиринтного
уплотнения, размещено"	контактное уплотнение (рис. 5.II),

зафиксированное корончатой гайкой. Гайка законтрена пластинчатым
замком.

Внутри цапфы в цилиндрических поясках центрируются втулки
контактного и лабиринтного уплотнений. Втулки удерживаются корон-
чатой гайкой, ввернутой в резьбу цапфы. Гайка законтривается от-
гибом усиков коронки в торцевые прорези цапфы. Контактное уплотне-
ние показано на рис. 5.12.

В правой части внутренней полости цапфы размещено наружное
кольцо роликового подшипника 33 (рис. 5.1), удерживаемого корон-
чатой гайкой, ввернутой в резьбу цапфы. Гайка законтривается уси-
ком коронки, отгибаемым в прорези цапфы.

Контактное уплотнение (рис. 5.II, 5,12) представляет собой
пару, состоящую из стальных втулок и графитовых колец. Дия гаракти-

/У
Pie. s. Ш.

Usn^a TRJI

Рас. 5. II.

Уэял контактного уплотнения
сталмхе вту/ки

У-’ял контактного уплотнения

Рис. 5.12.
б

Рис. 5.13. Блок лопаток соплового аппарата ТВД
рованного контактирования пар между гранитовыми кольцами размещены
плоские пружины. Между стальными втулками размещают дистанционных
втулку, предотвращает» пережатие торцевого контактного уплотнения.

5.2.2.	Статор турбины высокого давления

Статор турбины высокого давления состоит (рис. 5.1) из наруж-
ного кольца 37, блока сопловых лопаток 5, внутреннего кольца 36,
аппарата закрутки 4, устройства стабилизации радиального зазора 9,
клапанного аппарата 38 и воздухо-воздушного теплообменника 40.

Наружное кольцо - цилиндрическая оболочка с
фланцем,расположенным между корпусом камеры сгорания и корпусом
турбины вентилятора. В сродная части наружного кольца выполнена
проточка, по которой отцентрирована разделительная перегородка теп-
лообменника. В левой части кольца на заклепках (винтах) присоедине-
ны оболочки 39 (рис. 5.1), являющиеся опорами жаровой труба камеры
сгорания и обеспечивающие подвод охлаждающего воздуха на наружные
полки лопаток соплового аппарата. В правой части кольца подвешено
устройство обеспечения радиального зазора.

Лопатки соплового аппарата объединены в 14 трехлопа-
точных блоков (рис. 5.13). Лопаточные блоки литые, с вставными и
припаянными в двух местах дефлекторами,с припаянной нижней полкой-
цапфой. Литая конструкция блоков, обладая высокой жесткостью, обес-
печивает стабильность углов установки лопаток, снижение утечек воз-
духа к, следовательно, повышение КЦЦ турбю-u, кроме того, такая
конструкция более технологична.

Внутренняя полость лопатки перегородкой разделена на два от-
сека. В каждом отсеке размещены дефлекторы с отверстиями, обеспе-
чивающими струйное натекание охлаждающего воздуха на внутренние
стенки лопатки. На входных кромках лопаток выполнена перфорация.

В верхней полке блока выполнены шесть резьбовых отверстий,
в которые вворачиваются винты 7 (рис. 5.1) крепления блоков сопло-
вых аппаратов к наружному бандажу. Нижняя полка каждого блока ло-
паток имеет цапфу, по которой через втулку центрируется внутреннее
К ЛЫ10.

Профиль пера с прилегающими поверхностями полок алгмосихмци-
руется. Толщина покрытия 0,02-0,08 мм. Припаивание дефлектора и
нижней полки выполняется припоем ВПРИ. Герметичность паяного шва
проверяется керосином. Оценка расходной характеристики блока ло-
паток выполняется проливкой воды. Расход воды через щель выходной
кромки каадоя лопатки 215 *25 г/с при дшыптии 1,47*10° Па
(1,5 2 0,1 кгс/смЧ

Для сккхеххл оеротекднмР газа меаду блоглли, их сп* « уплот-
нен пластики. вепмиелтми в прорези торцоь блок' ». Каиамм в
ropqv блоков выполняется зле ктроэ размок*»! способам.

Тепловое и гшфлвВНДОФ состояния лоаатоя соплового аппарата
турбин высокого ддллемдл (периферийное . эдакие) представлены в
табл. 5.6 к на рис. 5.14.

Таблица 5.6

т„.«с ^..а-’д.

Глгт . «о Па И» -ГП. Bi л . гт

	Вх.кр.	а«.те.	Со.	Эх.кр.	Bui.гр.( Со.	
I Ц- £»0 М«0	9W	joe?	942		7.9	-9.1
У Т н.0  МЧ.10	1020	1060	970	13.3	и.1	-12.9
{МЛ	1020	1050	970	Ю. I	ел	- 9.8

хшяболве оосевмв (мкхммммшв юпвффишингти моасв прочности)
является перифериями сеченые.
Внутреннее кольцо выполнено г кипе оболочки
с втулками и фланцами, к когорт п лоарека коническая диафрагма 41
(рис. 5.1). На ловом Гланце внутреннего кодил заклепками («нитами)
присоединен! оболочки 2, на которые опирается жаровая тру5а. Оми же
обеслечнрагт подвод воздуха, охлаждапцего внутренние полки лопаток
соплового аппарата, на правом фяакце винтами эазфвплен аппа-
рат закрутки 3. 4. аредставляиамй собо? сварную обо»
л очковую конструкцию. Аппарат закрутки предназначай для подачи и
охлаждения воздуха. адуцег*.? к рабочим лопаткам за счет разгона а
вакругкм до налроленм? ьракдомя турбин. Для а о даже имя жесткости
внутренне* оболочка к m3 прмьаренм три водяре пл ««юг профиля. Раз-
ПК и здж|утка охз ыцш^гс *а«духа промсховят а сужжщь&ся части
аппарат* закрутам .рас, 5.15),

Раз том воздуха ебесоашмм сммяемм темпа ратурч аподуха, иду-
щего ма охлаждение рабочих зашток. 'огруткд адеху ха, обман чмвая
вырални?л_-'ие окружмо* еостаыл<гл скорости воздуха а окружной ско-
рости диска, ма радиусе отверстаЯ. обеспечивает еихжщме подогрева
воздуха пре его горвсшюы на дат.

У с т р о * е т в о стабниаии радиаль-
ного зазора 9 (рас. 5.1) предназначено ддя псеивеняя
КЩ турбин ма зояг^екодс решеш. Оно представляет ообов кожьпо
(RC. 5.16), тедлоеее состог^ие которого, а следователь^-, к дик*
метр стебал «зарокам олдаждеммем. При увеличении реч_аеа.. когда
джамет; ротора узелгчоастея за счет разотева лссатск и дипж я
ах растяжения подде»:твмам центробежных ехл. aanrsia радиального
зазора уменьшается. что прмэцдят к сж»мж перетекания че>;еэ за-
зор к поапдених KL/- турбин, на кольце *С*-об£Оидеи оеитс-рамк ва-
креплеку зстезям с сотам*, мюангюьам зевктрлрочиеП. В окр>,жном
MKipa?reinn» ветавжи кжсвровамм радиалыммя жткфтт<*. (ц < саса-
кмм лопаток о «ставки лрсжсходит вэт-лжмЯ износ, vro и предотвра-
щает разр^-^еигее лопато*.

Для умекьоенхя нагрева ксяыа от «ставок ьну трсннял полость
разделена экраном. В ддлоеть че^ез ххклер входит охлаллахе.# воз-
дух. Этот в оодух. проходи через отюрстня о крана, охлаждает вс таг-
к. и выходит з газсььЛ тракт через зазоры и отверстия.

Клапанная аппарат предназначен для измене-
ния расхода воздуха, идущего на охлаждение турбины, э зависимости
от режима работы двигателя. КлапакныЯ аппарат (см.рис. 5.17) со-
стоит 32 хх ал ано в -аорене? с радиальными отверстиями и удлотни-
телькми кольцами, корпуса седла к крыж>э< с ir ’атом подвода управ-
адгЕзего давления.
Рис. 5.15. Сопловой аппарат устройства закрутки воздуха ТВД

крышла

Рис. 5.17. Клапанный аппарат
Клапанный аппарат закреплен на корпус? с граненой наружной
поверхностью.

Воздухе - воздушный теплообменник
40 (рис. 5.1 предназначен для снижения температуры воздуха, идущего
на охлаждение турбины, возцухом наружного контура. Теплообменник
имеет кольцевую форму, размещен в наружном контуре и состоит из 64
модулей. Каждый модуль (рис. 5.18) представляет собой паяную кон-
струкцию и состоит из 6-ти трубок идвух фланцев, на которых имеют-
ся отверстия под винт и штифт. Трубки соединены между собой дистан-
ционном вставками, опорными деталями и гофрирсванными пластинами.
Между спорными деталями размещены рессоры (см. сеч. Г-Г, рис. 5» 18).
Все детали модуля соединены пайкой. Модули закреплены на корпусе,
представляющем собой сварную оболочку с граненный поясами. Суммар-
ная площадь поверхности теплообмена составляет 4,2 м*'. При расходе
воздуха 7,5 % и потерях давления 12 снижение температуры воздуха
составляет 150°С на земле z 220°С в полете. Вес теплообменника 14 кгс.

5.3.	Конструкция турбинь- и'.’зуого давления

Турбина низкого давления предназначена для привода вентилятора
я агрегатов. Турбина состоит из ротора и статора.

5.3.1.	Ротор турбины низкого давления

Ротор турбины низкого давления (рис. 5.1) состоит из рабочих
лопаток 13, закрепленных на диске 15, напорного диска 18, цапфы 30
и вала 32.

Рабочая лопатка (рис. 5.19>-литая» охлаждаемая
с радиальным течением охлаждающего воздуха. Во внутренней полости
размещено II рядов по 5 штук в каждом цилиндрических штырей - тур-
булизаторов, соединяющих спинку и корыто лопатки. Периферийная бан-
дажная полка с гребешком лабиринтного уплотнения обеспечивает умень-
шение радиального зазора, что ведет к повышению НДЦ турбины и сни-
жению уровня вибрационных напряжений в рабочих лопатках. Допуск на
отклонение внешнего обвода лопатки от теоретического профиля в пре-
делах + 0,3 мм. Толщина стенок на периферии 0,8 мм. В корневом се-
чении толщина входной кромки I мм, слинки и корыта 3 мм, выходной
кромки 1,5 мм. Профильная часть лопатки отделена от замковой части
полкой, формирующей границу газового потока и защищающую диск от
нагрева.

#7 г//г. л

из
РИС. 5.18.

Ьоздухо-зозду.ия?!?. Теплообменник

U4
в-д

/ 6цНГП Л/}СЛ/7е/ШЯ

/ модуля

Рис. 5.1*.

Воздухо-воздушный теплообменник

Ряс. 5.2П. Элементы осевой фиксации рабочих лопаток ТИП
Лопяткл имеет замок типа “гломка''.Для осевой фиксации лопатки от
перемещения против потока на май выполнен зуб. упирающийся в обод
диска.

Отлнгка лопатки аюолняетсд по выплавляемой м <елм с попорх-
ностмьм мо^и*и!л«розаймем алтямндтш кобальта, улу^сангщим структуру
мл терна* я измельчением вере»» за ечгт формирования центров кркстал-
яизагуи на поверхности лопатки. 1Ьру>ха<ю а о кер. ноет и пора, бандаж-
ной а зашоьой полок с i’UM> поьлехми жаростойкости подвергнутся
кямхсрнсму ажлгоашаэвромма • толщиной оовритжд 0,02-0,04 ми.
Вкутрпам волости meant»  лмтета* поверхности ножкж предохра-
няет от алпаосмлмдоромнм/', Ля« оцемжн расходной характеристики
хоаатки Ьълалнаетел прок и та а ее кодой под дадгегмвм 1,96-Ю3 Па
(2 . О,! яге/яЛ на тгодп. Взса дог»на маодхть червэ *со к «.налы
бандажной сехги, а расход г* ДМЯШ» .-тые. чтъ 266 ♦ 30 г/е. Д1я
осевсй |мкежжл лопатки ст переменяя по потоку к займовой части
хоежткл в районе полки	ма. в готовый Bi<%urf разрезное

кольцо с вставкой. уде^>-жмое от осевого порехеоакхя буртиком
диска (рис. 5.20>. Прм монтаже кольцо, за смет наличия выреза, об-
кммаятся м вводится т пазы лопатой, а бурт диск» лходит в паз коль
иа. Захрепяевые раз разе гего кольп* к рабочем с ост о мнил ампалномо
фиксаторами, отгибазсхи ив iranqu (см.рис. 5.20 сечение В-В) и
прохедтцмми Фрез о-^ерстг в в кольце и прорези в буртике диска.
Вставка удеркяматся от радмаяыюго переыецеммя фиксаторами (амг.
рис. 5.20,сечение Е-Б), вставляемой в отверстия диска и эагибао-
М1хи на вставку*.

iianp.xKVHHoe сос ^я» иа рабочих лопаток турбины низкого давле-
ния представлено в табл. 5.7.

Таблица 5.7

Режим	к.  мы	хКГ'З®				К я»	
			Вх.хр.	Со.	Еых.кр.	Вх.кр.	Веа.кр.
I	2	э	4	5	в	7	8
1Г	400	7,9	7,9	7.8	7.9	4.16	4,15
М - 0;	зиь	13.1	12,1	14.0	12 Л	2.72	2.72
h « 0;	ж	16.4	17.1	19,6	17,1	2,03	1.94
САУ	340	22,7	22,3	23,3	22.0	1.63	1,55
	316	28.3	25.6	30.7	25,6	1,74	1.60
	292	31,7	26,4	36.1	28.8	1,97	1,84
	2йС	32.9	28,6	36,4	28,8	2,08	1.9

не
Продолжение табл. 5 Л7

I	2	3	4	5	6	7	8
ЯфГ	388	13,1	12,5	13,7	12,4	3,68	3,68
М=1,184;	264	18,4	18,8	18,0	18,8	2,45	2,43
Н = 0	330	22,7	25.5	20,5	25,0	1,82	1,83
	316	28,3	30,9	26,2	30,0	1,82	1.76
	292	31,7	34,1	29,3	33,2	1,98	1,89
	280	32,9	34,8	31,4	34,3	2,04	1,98
-ф"	388	13,1	11,6	14,5	11,6	3,06	3,07
М = 1,8;	364	18,4	13,9	22,3	14.2	2,14	2,12
Н = 7,5	340	22,7	16,6	27,4	17,2	1,66	1,65
	315	28,3	17,2	37,9	18,8	1,69	1,62
	292	31,7	17,1	42,3	20,6	1,93	*	1,78
	280	32,9	17,3	44,3	21,8	2,02	1,81

Распределение температуры материала лопаток по ее высоте при-
ведено на рис. 5.21.

Рис. 5.21. Эпюра температуры по высоте лопатки ТИП

Диск	турбины—штемпованный, с последующей механической об-

работкой. В периферийной зоне для размещения лопаток выполнены аазь
типа "Елочка" и наклонные отверстия подвода охлаждающего воздуха.
На полотне диска выполнены кольцевые буртики, на которых размешены
втулки лабиринтного уплотнения 16 и напорный диск - лабиринт 18
(рис. 5.1). Фиксация этих деталей осуществлена штифтами (рис.
5.22). Для предотвращения выпадения штифтов отверстия развальцо-
вываются. Напорный диск, имеющий лопатки, нужен для поджатия возду-
ха, поступалдего на охлаждение лопаток турбины. Лия балансировки
ротора на напорном диске закреплены пластинчат <и фиксите-лили балан-
сировочные грузы (рис. 5.22).

На ступице диска выполнены кольцевые буртики. 11а левом буртике
размецокы втулки сотовых уплотнений. Правый бурт совместно с радиалъ-
н*л*и вггифтаки обеспечивает центрирование ^иска и передачу с него на-
грузок на цапфу 3D (рис. 5.1).

(Ьел

Рис. 5.22. Напорный диск с балансиревочньы грузом

Изменение температуры по радиусу диска турбины низкого давления
представлено на рис. 5.23.

Рис. 5.23. Тепло°о» состояние диска ТКД
Данные па напряженному состоянию диска на форсированном режиме
приведены в табл. 5.8.

Таблица 5.8

Режим	6^ х10"^Па	6- xIO~Jfia	Г\ГП'2		Kg
Т М-1,184;  Н = 0	70,9	69,5	1,41	1,45	1,25

Цапфа предназначена для опирания ротора низкого давления
на роликовый подшипник и передачи крутящего момента от диска на вал
32 (рис. 5.1). Для соединения диска с цапфой на ней в периферийной
части выполнен вильчатый фланец, по которому осуществляется центри-
рование. Кроме того, центрирование и передача • нагрузок ид<<т по
радиальным штифтам, удерживаемым от выпадания втулкой лабиринтного
уплотнения (рис, 5.24). Втулка относительно цапфы зафиксирована
штифтами*, края отверстий под штифты развальцованы.

На периферийной цилиндрической части цапфы справа размещено
торцевое контактное уплотнение (рис. 5.25), а слева-втулка не»тур-
бинного радиально-торцевого контактного уплотнения. Втулка отцент-
рирована по цилиндрической 1 .сти цапфы в осево».1 направлении, зафик-
сирована гребешком, завальцованным на цапфу, в окружном направление
втулка зафиксирована осевыми штифтами.

На периферии цалфы^слева по буртику, отцентрирован и радиаль-
ными штифтами зафиксирован цилиндр 34 (рис. 5.1), ограничивающий
канал подвода воздуха, охлаждающего опору турбины.

В левой части цапфывна цилиндрической поверхности,размещены
втулки подвода масла к подшипнику, внутреннее кольцо подшипника и
детали уплотнений. Пакет этих деталей стянут корончатой гайкой,
законтренной пластинчатым замком. На внутренней поверхности цапфы
выполнены шлицы, обеспечивающие передачу крутящего момента от цап-
фы на вал. В теле цапфы выполнены отверстия подвода масла к подшип-
никам.

В правой части цапфы, на внешней проточке, гайкой закреплено
внутреннее кольцо роликового подшипника. Корончатая гайка законтре-
на пластинчатым замком.

Вал турбины низкого давления состоит из 3-х частей, сое-
диненных друг с другом радиальными штифтами. Правая часть вала ежо-
вый шлицами входит в ответные шлицы, цапфы, получая от ное крутя-
щий момент. Осевые силы с цапфы на вал передаются гайкой (рис. 5.2S).
i/;? Л* fffl
Рас. 5.24

Узел соединения диска с цапфой

Рис. 5,25. Контактно^ уплотнение
гайка

разрезное ко/to ио

oeewupofywoe яо.г&цо

Рис. 5.26. Элементы контровки гайки
наверх той на резьбовый хвостовик вала. Гайка законтрена от отво-
рачивания шлицевой втулкой. Торцевые оццгцм втулки входят в торце-
вые прорези вала, а шли^ на цилиндрической чаптм втулки входят в
продольные пророэи гайки. В осевом направлении шлицевая втулка
зафиксирована регулировочным и разрезньм кольцами. lia наружной по-
верхности правой час и вала ради аль в еди штифтами закреплена втулка
35 (рис. 5.1) лабиринтного уплотнения. Iia внутренней поверхности
рала на проточке радиальном штифтами закреплена глицевая втулка
28 (рис. 5.1) привода насоса откачки масла от опоры турбины.

В левой части вала выполнены шлицы, передайте хрутяций мо-
мент на рессору и далее на ротор вентилятора. На внутренней по-
верхности левой части зала нарезана резьба, в которую ввернута
гайка, законтренная осевым штифтов. 3 гайку вворачивается
стяжной болт, ria наружной поверхности левой части вала размещено
радиально-торцевое контактное уплотнение, дистанционная втулка и
роликоыгй подшипник конической шестерни. Все эти детали стянуты
корончатой гайкой. Составная конструкция вала позволяет повы-
сить жесткость конструкции при снижении веса за счет того, что
средняя часть вала выполнена из титанового сплава.

5.3.2.	Статор турбины низкого давления

Статор состоит (рис. 5.1) из наружного корпуса II, блоков
лопаток соплового аппарата 12, внутреннего корпуса И.

<е*
Рис. 5.27. Узел соплового аппарата

Наружный корпус (рис. 5.27) - сварная конструк-
ция» состоящая из конической оболочки и фланцев, по хоторън корпус
стыкуется с корпусом турбины высокого давления и корпусом опоры.
Снаружи к корпусу приварен экран, образующий канал подвода охла-
ждающего воздуха. Внутри выполнены буртики, по хоторьы центрирует-
ся сопловой аппарат. В районе правого фланца выполнен буртик, по
которому отцентрировано и радиальньми штифтами зафиксировано кольцо,
несущее сотовые вставки,
гл
Лопатки соплового аппарата (рис.5.28)
с целью повышения жесткости спаяны в одиннадцать трехлопаточных бло-
гов. Каждая лопатка-яитая, пустотелая, охлаждаемая. Перо, наружная
к внутренняя полки образуют проточную часть. Наружные полки лопатки
имеют буртики, которой они центрируются по проточкам наружного кор-
пуса. Осевая фиксация блоков сопловых лопаток осуществляется разрез-
ным кольцом. Окружная фиксация лопаток осуществляется выступами
корпуса, входящими в прорези, выполненные в наружных полках
(рис. 5,28),

Наружная поверхность полок и профильной части лопаток с целью
повыиения жаростойкости алюмос клишируетея. Толщина защитного слоя
0,02-0,08 мм. Лопатки спаиваются в блок припоем ВПР24. Для снижения
перетеканий газа между блоками лопаток в прорези устанавливаются
уплотнительные пластины. После пайки блоки лопаток проливаются во-
дой под давлением 1,47.10'’ Па (1,5 + 0,1 кгс/см^). Расход воды че-
рез щели в выходных кромках крайних лопаток 360 + 60 г/е» я средней
410 *60 г/с.

Внутренние полки лопаток оканчиваются сферическими цапфами, по
которым центрируется внутренний корпус, представляющий	свар-

ную конструкцию. Б ребрах энутреннего корпуса выполнены прсточки.
в которые с ради аль hlw зазором входят гребешки внутренних полок
сопловых лопаток. Этот радигтьный зазор обеспечивает свободу теп-
лового расширения лопаток. Слеза на внутреннем карпусе^нэ заклеп-
ка.-^ закреплено кольцо сотового лабиринтного уплотнения. Для увели-
чения жесткости левой стенки внутреннего корпуса и направления по-
тока охлаждающего воздуха к ней приварена оболочка. Справа болтами
закреплена диафрагма с втулкой лабиринтного уплотнения и экран, ор-
ганизующий течение охлаждающего воздуха.

Результаты расчетов и испытаний, анализ дефектов сопловых ло-
паток показывает, что опаенъм сече «тем является периферийное. В
табл. 5.9 приведены данные по тепловому и напряженному состояниям
лопаток для этого сечения.

Таблица 5.9

Режим	icn .°C			xau ?Да					
	Вх.кр.	Вых.кр.	Сп.	Вх. кр	£“• с“-  Кр.		1 Bx.kj	. Вых.  ’• кр.	Сп.
ITT н=о^=о САУ	1020	1003	1010	9,3	6,6	8,3	1,87	2,74	2,1
У"Ф" М=1,18; н=о	1040	1023	1030	13,1	9,4	II,7	1,90	2,78	2,14
^W8	1040	1023	1030	10,0	7,2	8,9	1,83	2.9	2,04
126
Распределение температуры по высоте лопатки для режима "макси-
мальный" представлена на рис. 5.29.

Рис. 5.29 Распределение температуры

5.4.	Опора турбины

Опора турбины состоит (рис. 5.1) из корпуса опоры 19 и корпуса
подшипника 22. Корпус опоры представляет собой сварную конструкцию,
состояп^т из оболочек, соединенных стойками. Стойки и оболочки за-
щищены от газового потока кдепанши экранами 17. На фланца?: внут-
ренней оболочки опоры закреплены конические диафрахыы 20, поддер-
живающие корпус подшипника. На этих фланцах^ слева,закреплена втулка
31 лабиринтного уплотнения, а справа - экран 21, защищающий опору от
газового потока. На фланцах корпуса подшипника .слева.закреплена
втулка контактного уплотнения и экран, ограничивающий масляную по-
лость. Справа винтами закреплена оболочка, на которой шпильками 23
закреплен кожух 25 и теплозащитный экран 24.

Во внутренней расточке корпуса размещен роликовый подшипник
29 (рис. 5.1). Между корпусом и наружным кольцом подшипника разме-
щены демпферное кольцо и втулки. В кольце выполнены радиальные от-
верстия, через которые при колебаниях ротора прокачивается масло,
на что рассеивается энергия.

Осевая фиксация колец осуществлена крышкой, притянутой к опоре
подшипника винтами. В полости под теплозащитным экраном размещен
откачивающий масляный насос 26 с рессорой 27 (рис. 5.1) и форсунки
масляной системы с трубопроводами. В корпусе подошникя выполнены
отверстия, подводящие масло к демпферу и форсункам.
5.5.	Охлаждение турбины

Для обеспечения надежности деталей турбины предусмотрено их
охлаждение.

Система охлаждения турбины - воздушная, открытая, регулируе-
мая за счет дискретного изменения расхода воздуха, идущего ч.рез
воэдухо-воздушный теплообменник. Схема с зтемк приведена на рис.5.30.

Входные кромки лопаток сопЛового аппарата турбины высокого
давления имеют конвективно-пленочное охлаждение вторичным воздухом.
Вторичным же воздухом охлаждаются полки этого соплового аппарата.

Задние полости лопаток соплового аппарата, диск и рабочие ло-
патки турбины, компрессора, корпуса турбин, лопатки соплового аппа-
рата турбины вентилятора и ее диск с левой стороны охлаждаются воз-
духом, проходящим через воздухо-воздушный теплообменник. Вторичный
воздух через отверстия в корпусе камеры сгорания поступают в тепло-
обменник, там охлаждается на 150-220 К и через клапанный аппарат
идет на охлаждение деталей турбин . Воздух второго контура через
стойки опоры и отверстия подводится к напорному диску, который,
увеличивая давление, обеспечивает подачу его р рабочие ло-
патки турбины низкого давления.

Корпус турбины снаружи охлаждается воздухом второго контура,
а изнутри - воздухом из-за воздухо-воздушного теплообменника, (ВВТ).

Охлаждение турбины осуществляется на всех режимах работы дви-
гателя. Воздух, подводимый через воздухо-воздушный теплообменник,
может поступать в различном количестве. При 100% расходе воздуха ‘
режим работы соответствует режиму wохлаждение турбины включено".
При дискретном снижении расхода охлаждающего воздуха ~ до 50 %
реализуется режим работы "охлаждение турбины выключено",

Система охлаждения турбины включается при наличии одной из трех
команд;

РМ> 62°

> 5%V } К0ИаНДЫ от КРД ( когхплексного регуля-
“ 'с'г > м	тора двигателя).

Включение системы в работу системы охлаждения происходит авто-
матически по электросигналам от КРД или по гУД с помощью электро-
магнита и золотника включения охлаждения.

При	в Пружинной полости золотника включения возра-

стает давление топлива и золотник перемещается вверх, обеспечивая
подвод давления топлива от клапана постоянного давления ГСФ (регу-
лятора сопла и форсажа) под поршень агрегата управления. Поршень
смешается влево и закрывает подвод воздуха из-за компрессора э верх-
ние (периферийные) полости клапанов отключения охлаждения и одноь^е-
n n КРД

\ Слив I

№

J Aepesam упповлепия
“J отла&дениел*

Плотник
fjKJtHW&VUff
охлаждения

подвод

-(fadJeMi/f? mow.

Расходы охлаждающего воздуха

ВТОРМЧНОГО из КАМЕРЫ из ТЕЛЛООЯМЕННиКЖ	ИЗ наружного конпдад

СГОРАНИЯ	-,игу»м, ютгпы UH -a »rt пмм а<«пи>тж* 0«7

-• СЛ гмчим* иытигт» Й1л _|ОЛпа* * амгмгат 12Z

-чмл ине»!	JJ7. -lUrwaM ктлгаи Of.'

-М 4МЭШ пмма	0.1 А

Рио. 5«ЗЛ«	Сх®ыа системы охлахдваия турбааы

/X дй ^W9
менно эти полости сообщаются с атмосферой. Под действием давления
воздуха» прошедшего ВВТ. клапаны отключения охлаждения смещаются
к периферии и открывают путь охлакдаицему воздуху. Систг ta охла-
ждения включена.

Топливо от КПП РСФ может поступить к агрегату управления охла-
ждения и через электромагнитный клапан включения охлаждения. Этот
клапан пропускает топливо при снятии с ..его питания. Обесточивает
его комплексный регулятор двигателя при 91.5 % или
>590°С.

Агрегат управления охлаждением турбины имеет микро пик люпателъ,
сигнализирующий о включении системы. Если Hz >91»5 % пли ^Гж590°С
а сигнал микровыхлочателя о включении системы не выдан, то КРД вы-
дает сигнал в блок речевой информации. Летчик слышит исманду "Обо-
роты не выше 90 %". На универсальном световом табло (УСТ) высвечи-
вается сигнал "Обороты ниже 90 %".

Одновременно канал ограничения /С в КРД перестраивается на
нижнее значение температуры газа перед турбиной» при котором этот
канал вступает в работу.

5.6. Особенности эксплуатации турбины

Передача нагрузок. Инерционные силы с ра-
бочих лопаток через замки типа "Елочка" передаются на диск и на-
гружают его. Неуравновешенные инерционные силы облопаченных дисков
через призонные болты на роторе турбины высокого давления и через
центрирующие буртики и радиальные штифты на роторе турбины низкого
давления передаются на вал и цапфы .опирающиеся на подшипники. С
подшипников эти радиальные нагрузки передаются на детали статора.

Осевые составляющие газовых сил» возникающих на рабочих ло-
патках турбины высокого давления» за счет сил трения по поверхно-
стям контактов в замке и упором "зубом" лопатки в диск передаются
на диск, па диске эти силы суммируются с осевыми ае силами» воз-
никающими из-за перепада давлений на нем и через призонные болты
перелаются на вал. Призонные болты от этой силы работают на рас-
тяжение. Осевая сила ротора турбины суммируется с осевой силой
ротора компрессора, а разница воспринимается спорно-упорна шари-
ков^ подшипником ротора компрессора.через который передается на
статор.

Окружная составляющая газовых сил, возникающих на рабочих
лопатках» создает крутящий момент. С диска на вал ротора кочпрес-
130
сера крутящий момент передается через призонные болты, работат.щ.;е
на смятие и срез. Крутящий момент турбины уравновешивается момен-
том сопротивления компрессора.

Осевая оставляющая газовых сил, возникающих на рабочих ло-
патках турбины низкого давления, через фиксирующее кольцо и за
счет сил трения по замку передается на диск, где суммируется с
осевой силой, возникающей на диске, и через радиальные штифты
передается на цапфу. С цапфы осевая сила передается через гайку
на правую часть вала, далее через радиальные штифты, работающие
на срез и смятие, на среднюю часть вала, аналогично - на левую
часть вала и далее на компрессор. Осевые силы роторов компрессора
и турби*ш суммируются« а разность через шариковый опорно-упорный
подшипник передается на статор.

Крутящий момент с диска турбины низкого давления передается
на иа 1фу через радиальные штифты, работающие на срез и смятие. С
цапфы эвольвентнъми шлицами крутящий момент передается через вал
на вентилятор, где уравновешивается моментом сопротивления.

Осевые составляющие газовых сил, возникающих на лопатках со-
плового аппарата турбины высокого давления, через полки и цапфу
передаются на наружный и внутренний бандажные кольца, которые бол-
тами соединены с деталями статора. Окружные составляющие газовых
сил воспринимаются этими же деталями.

Осевые составляющие газовых сил, возникающих на лопатках соп-
лового .аппарата турбины низкого давления чепез наружную полку, пе-
редаются на статор турбины. Окружная составляющая газовых сил пе-
редается через выступы статора, входящие в соответствующие вырезы,
выполненные на наружных полках сопловых лопаток.

Разборка турбины. После отсоединения форсаж-
ной камеры и демонтажа наружного корпуса второго контура отвора’ш-
ваются гайки болтов, соединяющих фланцы опоры турбины и корпуса
турбины низкого давления. После чего опора турбины может быть де-
монтирована вместе с деталями уплотнений, роликами подшипников и
насосом откачки масла. Это открывает доступ к гайке, соединяющей
цапфу турбины низкого давления с ое валом. Вынув разрезное регу-
лировочное и контровочное кольца (рис. 5.26), можно отвернуть гайку
и демонтировать ротор турбины низкого давления. При $том на цапфе
турбины останутся детали уплотнений и внутреннее кольцо подшипника
с роликами. После разъединения фланцев статоров турбин высокого
давления и низкого давления можно демонтировать сопловой аппарат
турбины низкого давления. После этого расконтриваются и отворачива-
ются гайки, навернутые на призонные болты, и демонтируется диск
Я*	13-
турбины высокого давления. Это открывает подход к болтай, соеди-
няющим фланцы внутреннего корпуса камеры сгорания и внутреннего
корпуса соплового аппарата. Разъединив это соединение, ожно де-
монтировать сопловой аппарат турбины высокого давл шя.

Для обеспечения монтажа деталей, имеющих посадку с нулевым
зазором или натягом, допускается нагрев внутренних колец ролико-
подшипников до 2ОС°С, а остальных охватывающих деталей - до 300°С
и охлаждение охватываемых деталей до -133°С. Охлаждение наружных
колец роликоподшипников допускается до -70°С.

Осмотр рабочих лопаток турбины.
Перед осмотром необходимо открыть люки самолета, подготовить к ра-
боте авиаскоп и снять заглушку узла привода ручной прокрутки РВД.
Узел ручной прокрутки расположен на приводе генератора постоянного
тока, расположенного на выносной коробке агрегатов. Гнездо ручной
прокрутки ротора низкого давления размещено в редукторе датчиков
частоты вращения, закрепленном ня корпусе компрессора. Авиаскоп,
используемый для осмотра лопаток турбины, имеет диаметр смотровой
трубки 8,5 мм.

Перед осмотром необходимо демонтировать заглушки на корпусе
наружного контура (рис. 5.31). Заглушки демонтируются специальным
ключах (рис. 5.32). При демонтаже стержень ключа вворачивают з
резьбовое отверстие заглушки, а головку ключа вставляют в шести-
гранник, вращая который против часовой стрелки, выворачивают за-
глушку и извлекают сс из окна.

Далее необходимо демонтировать заглушки на корпуса?: турбин,
для чего используете. ключ (см.рис. 5.33). Стержень ключа навора-
чивается на резьбовую часть заглушки, а трубкой охватывается огра-
ненная гайка заглушки. Вращая трубку воротком, отворачивают гайку
заглушки до ее упора в стержень ключа. Если гайка не отворачивает-
ся (срабатывает предельное устройство), то ключ необходимо вращать
за шестигранник (см. сеч. А-А рис. 5.33). Далее, установив фикса-
тор в отверстие стержня, необходимо повернуть заглушку ключом на
90° против часовой стрелки и вынуть ее вместе с ключом из отвер-
стия.

Для осмотра лопаток турбины аэиаскоп вводится через окна
наружного контура и корпуса турбины. Поочередно просматривая ло-
патки, поворачивают роторы.

Осмотрев все лопатки, извлекают авиаскоп из окон, устанав-
ливают в обратной последовательности заглушки. Важно обеспечить
заворачивание гайки заглушки корпуса турбины вращением ключа зо-
юелушка наружного контура

'боаан

заыуима окна

лопатка

осмотра

'&мм /шютла

Рис. 5.31.

Оки»» осмотра лопаток турбины
Рис. К. 32.

Ключ заглушек «арумного контура

Рис. я.33

Ключ заглушек окон осмотра

Рас. я. 34.

Мерятвль
ротком до срабатывания предельного устройства, сопровождаемого щелч-
ком; проконтролировать совпадение направления осей риски "В" и
выступа "Г” (см. вид Я рис.5.31); проконтролировать размер " спе-
циальным мер гелем (см. рис. 5.34).

Для контроля размера "	” направляющая мерителя наворачивает-

ся на резьбовой хвостовик заглушки до упора. При Правильном монтаже
заглушки торец "А" трубы должен находиться между рисками наконечника
мерителя (см. рис. 5.34).

Кроме авиаскопа для контроля лопаток турбины высокого давления
может быть использован прибор вихретокового контроля. Лопатки тур-
бины можно контролировать через 4-7 часовпосле выключения двигателя
из-за необходимости охлаждения дзигатоля. Место работы должно быть
защищено от атмосферных осадков, и температура не должна быть ниже
0°С. Для осмотра лопаток используется комплект приспособлений
"Поиск-1” и прибор вихретокового контроля ВДЛ-20 или ВДУ-20.
Гл ара 6. СОРСАЗМЯ КА'-ЕРЛ

6.1.	Общая характеристика форсажной камеры

Форсажная камера (й<) - общая для наружного и внутреннего
контуров, с предварительным смешением потоков г смесителе и состо-
ит из (рис. 6.1* ) смесителя, фронтового устройства и жаровой тру-
бы. Топливо в Ж подается через струйные форсунки из пяти топлив-
ных коллекторов. Последовательным подключением или отключением
коллекторов при перемещении РУД обеспечивается управление сте-
пенью форсирования тяги.

Запуск <5К осуществляется методом "огневой дорожки". 3 систе-
му запуска ФК входят (рис. 6.2) агрегата системы автоматического
управления и дозировки топлива на запуск ФК, а такие струйная и
центробежная форсунки и топливный коллектор. Центробежная форсун-
ка смещена в сторону вращения ротора по отнесению к струйной фор-
сунке на 25°. Топливо, впрыскиваемое струйной форсункой в основ-
ную КС» переносится в виде факела пламени за турбину и в районе
смесителя К воспламеняет топливо, подаваемое центробежной фор-
сункой. Подхваченный факел пламени воспламеняет топливо, подава-
емое в через топливный коллектор (ТК).

Основные параметры Ж и материалы ее деталей приведены в
табл. 6.1 и 6.2.

6.2.	Конструкция форсажной камеры

5.2.1. Смеситель У предназначен для перемесивания потоков
наружного и внутреннего контуров двигателя и включен в силовую
систему двигателя» осуществляя связь корпусов внутреннего и на-
ружного контуров двигателя. Смеситель состоит из наружного кор-
пуса 2 (рис. 6.1)» собственно смесителя 4 и кока-обтекателя 7.

Наружный корпус смесителя представляет собой оболочку с пе-
редним и задним фланцами. Передним фланцем он с помощью призон-
ных болтов прикреплен я флангу корпуса наружного контура, к зад-
нему фланцу крепится корпус 6 фронтового устройства. С наружной
стороны к корпусу приварен профилированный шпангоут 3, на кото-
ром установлены: восемь термопар, центробежная форсунка системы
запуска ®С, приемник полного давления газа за турбиной и трубо-

Рис. 6.1 помещен в конце главы 6.
Рис.6.2. Схемз системы запуска форсвкной камеры
Основные газодинамические и конструктивные
параметры

(Н = О, М = О, "ПФ")

Таблица 6.1

* п/п	Наименование параметры	Величина
I	Коэффициент избытка воздуха	I.I
2	Коэффициент полноты сгорания	0.91
3	Коэффициент потери полного давления, %	5,1
4	Температура газа на выходе из ФК, К	2000
5	Количество топливных коллекторов	5
6	Диаметр миделевого сечения ФК, м	1,08
7	Длина ФК, м	1,59

Таблица 6.2

Основные материалы и температуры деталей ФК
(Н = О, М = О, "ПФ")

* п/п	Наименование детали	Материал	^,°с
I	Наружный корпус смесителя и диффузора	ЗТ-20	230
2	Смеситель		450
3	Кок-обтекатель		550
4	Стабилизатор плаяени	ВКЛ-98	700
Г	Корпус жаровой трубы	ВТ-20	450
6	•Экраш жаровой трубы	ЭП-99	750
А-А

135

Рио.6.3. Cxeva расположении термопар, центробежной форсунки
запуска ФХ, приемника полного давления за турбиной
провод олива топлива из сливного ба’<ка двигателя в проточную
часть ЕС. Схема расположения перечисленных агрегатов приведена
на рис. 6.3. Перец задним фланцем на корпусе смеситвл/ имеются
приливы 5 с отверстиями, в которые установлены ре улируемые
опорные кронштейны заднего пояса связи корпусов внутреннего и
наружного контуров.

Смеситель 4 (рис. 6.1) выполнен ь виде конической оболоч-
ки с двадт-атью двумя карманами (вид Б), обеспечивающими подвод
воздуха из наружного контура в поток газа внутреннего контура,
с фланцем 39 и силовым кольцом 36в задней части. Для повышения
жесткости стенки карманов 25 в средней части соединены с помощью
сварки стержнями 24. Передним фланцем 39 смеситель призонными бол-
тами крепится к корпусу опор турбины, а силовым кольцом 26 опи-
рается на корпус 2 через опорные регулируемые кронштейны.

Конструкция данного узла представлена на рис. 6.4. Он вклю-
чает в себя эксцентрик I с рифленой головкой, сферическую шай-

Рис.6.4. Задний узел связи корпусов внутреннего я
наружного контуров

6v 2 и сухарь 3, входящий в пазы кольца 4 на смесителе. Поло-
жение эксцентрика I фиксируется в приливах 6 корпуса конт-
ровочной шайбой 5 с внутренними зубцами, входящими в пг-зы голов-
ки эксцентрика. 1£обход:1мссть эксцентрика обосновывается техно-
логией сборки. Данный узел обеспечивает передачу радиальных и
окружнъех усилий с корпуса внутреннего контура на наружный и
свободу их взаимных перемещений в осевом направлении.
Силовое кольцо 4 совместно с корпусом 6 образует щель для
организации защитной пелены воздуха вдоль корпуса

Кок-обтекатель предназначен для уменьшения потерь энергии
При шгсоде за из турбины и обеспечения необходимого профиля
проточной части в районе ”«1фузора. Для предотвращения вибрацион-
ного горения стенки кока перфорированы. Кок с помощью фланца кре-
пится к корпусу опор турбины.

6.2.2.	фронтовое устройство

Фронтовое устройство предназначено для образования топливо-
воздусшой смеси и обеспечения надежного запуска Siji устойчивого
горения по всему сечен го жаровой трубы и состоит (см.рис. 6.1)
из диффузора, системы стабилизации пламени и топливных коллекто-
ров с форсунками.

Передним фланцем корпус фронтового устройства крепится к
корпусу смесителя, а к заднему его флангу крепится жаровая тру-
ба Ж.

Диффузор fix предназначен для уменьшения скорости потока га-
зов и представляет собой расширяющийся канал, образованный кони-
ческой формы корпусом 6 и коком-обтекателем 7 . К наружной по-
верхности корпуса G приварен силовой шпангоут 16 с узлами креп-
ления двигателя к самолету. К внутренней поверхности корпуса
диффузора присоединен двухсекционный гофрированный и перфориро-
ванный экран8.Экран с корпусом образуют кольцевой канал подвода
воздуха из наружного контура на охлаждение 'Ж. Вторая секция 17 од-
новременно является антивибрационным экраном.

В задней части диффузора с помощью тяг 34 и кронштейнов кре-
пится блок стабилизаторов пламени. Блок стабилизаторов пламени
состоит из кольцевой форкамеры 15 и двух V - образных кольцевых
стабилизаторов - наружного 32 к внутреннего 31, соединенных с
форкачеро? эд-птадцатью V - образными стбк-ами 33. Форкамера пред-
ставляет* собой V -образный кольцевой стабилизатор, внутри кото-
рого расположен ’’карбюратор"28, образованный одиннадцатью заглушен-
ю«и по торцам трубками с отверстиями-форсунками и с заборниками 27
на входе. 3 каждую трубку через заборник поступает топливо из
коллектора 14 и газ из проточной части. Топливо и газ смешиваются
в "карбюраторе" и через отверстия в трубке поступают во внутрен-
нюю полость форкамеры. Форкамера закреплена на корпусе одиннад-
цатью тягали. Шарнирное крепление тяг и стоек обеспечивает сво-
боду взаимных перемещений стабилизаторов относительно форкамеры
и форкамеры относительно корпуса при изменении температурных ре-
жимов в

Топливные коллекторы 10,11,12,13 и 14 расположены “.бред фор-
камерой и закреплены на ней серьгами 35, которые • 'вспенива-
ют свободу температурных расширений коллекторов. Первые три кол-
лектора имеют теплозащитные экраны 9.

Коллекторы 10, 12 и II, 13 относятся соответственно к перво-
му и второму каскадам подачи топлива. Внутренняя полость этих кол-
лекторов в противоположной стороне от места подвода топлива в них
разделена на две части заглушками. Коллектор 14 является пусковым
и обеспечивает минимальную степень 'форсирования двигателя. При
этом расход топлива через пусковой коллектор составляет около 10%
от суммарного расхода топлива в SK. Схема подвода топлива к коллек-
торам приведена на рис. 6.5.

Каждый из коллекторов 10,11,12 и 13 (см. рис.6.1) имеет по
двадцать две форсунки 30, приваренные к наружным и внутренним по-
верхностям коллекторов. В форсунках этих коллекторов выполнены
соответственно 6,5,8 и 8 отверстий , через которые подается
топливо б проточную часть перпендикулярно потоку газа.

Коллектор 14 имеет одиннадцать струйных форсунок 26» подаю-
щих топливо в заборник "карбюратора" и тридцать три отверстия 29,
направляющих топливо на отражатели

6.2.3,	Жаровая труба ’Ж

жаровая труба представляет собой сварную конструкцию с перед-
ним 18 и задним 23 Ф тниами и состоит из корпуса 21 и четырех
секций теплозащитных экранов 20, последовательно расположенных
вдоль оси Ж.

Передним фланцем 13 корпус 21 стыкуется с фланцем корпуса
Фронтового устройства. К заднему фланцу 23 и шпангоуту 22» рас-
положенному на конической части корпуса, крепятся элементы реак-
тивного сопла. В нижней части корпуса установлен дренажный клапан
для слива топлива. На внутренней поверхности корпуса имеются
упругие пояса 19 для крепления гофрированных и перфорированных
теплозащитных экранов 20. В зазор между корпусом и экранами по-
ступает охлаждающий воздух. Через перфорацию в экранах воздух по-
ступает к внутренней поверхности экранов и создает защитную пелену.
трубопроводов подводы топлива
Глаза 7. ЬЫХОДНСЕ УСТРОЙСТВО

7.1.	Обдал хяуактеристика р-годного устройства

Выходное устройство осесимметричное, регулируемое, р с еретич-
ное, сверхзвуковое, створчатой конструкции. Выходное устройство
крепится к задней части корпуса форсажной камеры.

Общее управление критическим сечением (суживающаяся чз^ть ВУ)
и сечением среза сопла (растиря^^ачся часть ВУ) осуществляется с
помощью 16-ти гкдроюидинаров. Рабочим телом служит топливо.
Оптимизация площади среза сопла осуществляется автоматически под
действием газовых и сжимающих сил от Тб-ти пнекдотхилиндров, распо-
ложенных вокруг створок и проставок сверхзвуковой части сопла и
действующих на них. При этом учитываются аэродинамические силы,
действующие на внешние створки ВУ. Лневмопил индры одностороннего
действия, постоянно работающие на уменьшение площади среза сверх-
звуковой части сопла. Ьоэдух в пкеэлопидиадры поступает из-за
компрессора высокого давления через воздушный редуктор. Оптимиза-
ция площади -реза сопла возможна в пределах его крайних положений.

Оснозные пардме ры выходного устройства приведены в таблице
7,1. Кинематическая схема -У представлена на рис. 7.1,

7.2.	Конструкция stэ:одного устройства

В конструкцию выходного устройства вхо;лт (рис. 7.1):

-	три ряда створок и проставок: первый ряд^доээуксгая суживающаяся
часть с,* , второй рад 12 (сверхзвуковая расширяющаяся часть ВУ),
третий ряд 4 (внешнея часть ВУ);

-	гидроцидкндр 2С с ложементом 19;

-	качалки о,7;

-	механический упор 6, тяги 3,13;

144
Таблица 7.1

Cchol ые данные БУ п/п (для стендовых уедсчий)	Величина на	режиме
	•максимах*	"ПФ*
I.	Расход газа через ВУ, кг/с	109  2.	Степень расширения газа в ВУ	•	3,1  3.	Скорэсть истечения газа из ПУ, м/с^	660  4.	Площадь критического сечения ЗУ, Ы2	0.2600		115  2,96  1000  0.52
лонструктнвнме параметры	Внешние Доэзуко- ствсрки гая часть  ЗУ	Сверхзвуко- вая часть W
I.	Количество створож  2.	Количество проставок  3.	Количество псрссихимдрсв  4.	Количество пненмссзш-ицдров	16	16  16	16  16  16	16  16  —
Материал деталей ЗУ	Рабочая темпера- тура, К	Запас прочности
I.	Створки первого ряда, ВЗШ-12У  2.	Проставка первого ряда, ВЬ-101  3,	Створка второго ряда, ЕСЕЛ-12У  4.	(надстворка  4.	Проставка второго ряда, ЗЖ-101  5.	Внешняя створка. ЗТ-20  6.	Проставка внешняя, ЗТ-20  7.	Силовое кольцо фермы, BJL-IOI  8.	Гкдрсцнлиндр; -корпус, ЭИ-961  - егток, ЭИ-961  9.	Поршень и птэх упора, ТягмЗЖ-105	1373  1373  1373  1373  470  470  599  460  48?  790	1,65 1,65 2,18  1.9  1.7  2,06  3.2  2,3  3,4  1.6



145
-	пневмоцилиндр 10 ( крепится на створке 4я);

-	силовое кольцо I с закрепленный! на нем упругими элементами в
форме пластин 3, которое с помощьп вильчатых тяг 2 соединяется
с ложементом 19 в узле 21;

-	задняя часть корпуса форсажной камер»» (выполняет роль корпуса
БУ) с силовыми элементами 22 и 17.

Первый ряд створок 14 шарнирно крепится к заднему фланцу фор-
сажной камеры 17 и через гягу 13, качалку 5 соединяется со штоком
гидропилигдра 20.

Гидроцилиццр шарнирно крепится к ложементу 19 в узле 21.
Створка 12 сдрнирно (узел соединения 9) крепится к створке 14 и
опирается на ролики II, которые закреплены на створке 4.

Створка 4 крепится к ложементу 19 с помощью шарнирного узла
18 и только относительно этого узла она может иоварачиваться при
изменении как площади критического сечения, так и площади среза
сопла. Кроме этого, створка 4 соединяется с ложементом 19 через
тягу 8, качалку 7, механический упор 6 и шарнирный узел 16.
Одновременно створка 4 через тягу 8, качалки 7,5, тягу 13 соеди-
няется со створкой ; звуковой части БУ 14 и через ролики II со
створкой сверхзвуковой части ЗУ 12.

Механический упор 6 ограничивает изменение пл опади среза соп-
ла как на режиме "Полный форсаж” (шток механического упора макси-
мально вдвинут в цилиндр), так и на режиме "Максимал" (шток упора
максимальна выдвинут).

Такая схема кинематики ВУ позволяет реализовать следующие
принципы его работы:

а)	Оптимизировать площадь среза сопла из условия полного
расширения газа s нем при неподвижном штоке гидроцилиццра 20.
При этом кинематически связанные с ним качалки 5, тяги 13 и створ-
ки сужающейся части ЗУ 14 также неподвижны.

I4G
Оптимизация площади среза сопла осуществляется за счет изме-
на кия положения створок 4 и 12 под действием сил со стороны внеш-
него потока воздуха, газа на входе из ВУ и пневмоцилиадров IC,
как это показано на рис. 7.1 штриховой линией применительно к
положения элементов ВУ на режиме "Максимах".

б)	Изменять одновременно площади критического сечения и се-
чения среза сопла при перемещении штока гидроцилиндра 20. В этом
случае усилие со штока 20 передается качалке 5, которая,повора-
чиваясь относительно оси 15, через тяг/ 13 поворачивает створку
14.

0 изменением: положения створки 14 изменяется плецадь критическо-
го сечения ВУ. Одновременно с поворотом качалки 5 изменяется
положение качалки 7, тяга 6, створок 4 и узла II. Поворот створки
14 через узел 9 изменяет положение створки 12. С изменением поло-
жения створки 12 изменяется площадь среза сопла.

Нагрузки, действующие на створку 14, передастся на силовой
фланец 17 и через тягу 13, '.чалку 5 на шток гидроциливдра 20.
Нагрузки со створки 12 передаются через шарнир 9 на створку 14 и
через ролики II на створку 4, а на некоторых режимах работы ВУ и
на упоры пневмоцилкадров 10 (например, режим "ПФ").

Нагрузки со створки 4 передаются:

а)	в случае крайних положений механического упора 6 (шток
упора 6 максимально вдвинут в цилиндр или задвинут из цилиндра).
Нагрузка со створки 4 передается через шарнир IB на ложемент 19 и
через тягу 6 на качалку 7. С качалки 7 часть нагрузки через шток
jripa 5 передается на узел 16 ложемента 19. Другая часть нагрузки
с качалки 7 передается на качалку 5. При этом на качалке 5 возни-
кает момент относительно её оси вращения 15, который уравновешива-
ется усилием со стороны штока гидроцилиндра 20. Узел соединения 15
дополнительно нагружается силой реакции со стороны качалки 7.
б)	в случая промвхут очнс. о положения поршня упора 6 нагруз-
ки со створки 4 перод^^тс.ч на шарнир 16 я пневмоцилиндрн 10.
Створка 12 дополнительно нагдгжает створку 4.

Чорте» об □гс «идя комгтрук’т ЗУ дан на рлс. 7.2 с позици-
ями, СООТ06ТСТДОЦДОИ 009ПЕШЛМ рИС. 7.J.

Сечения отдолъ>еа уэясв * нт детален 0У ’/езду собой
(А-А, Г-Б, Б—3, Г-Г' даны на рис. 7.3.

Суяньа- ,*.я-я С-. • • >,>*•»)	:<У еоетэиг из 16-ти створок

и Ci'jc\irv^, •''-'Я- •»<•. к с-» ; .м .т » и и ущанленил. Стпорка
iprc. 7.4) о?.и • । * .р*> рдг ре,гно? трапеции, имеет на внеш-
нее поверхности s- г их ирод.-•» ,нчх 7 м ряд мелких поперечных
ребер жесткоеги *. Д*а f,a'’-jn смлозмг продольн*лс jx?6pa 7 перехо-
дит s пр уз> ч -а - £•' л . ) адглкЯ крс .;:ах створки, 1л сило-
вых ребрах ттгоркм tt г питью бобшккл 8 с отверстиями под
байты.

!л передне* и .• ••:« стэтрки г сэамоды) эакг.еЛОХ 3 крепится
2« ?•.—•. И экран II крепится к етэорм заклткамв 8»
ТепяовоГ экран atL.cfti т етеорки егт гысакой температуры газа в
гг ит ’ дос ом С'-'П'--<гл сзп. :а. С • .•кд«овоздух в пространство меж-
ду телдоьш зкрансм err аркой поступает из-под теплового экрана
форсажней камеры через специальна вкхздлти.

-<аждм створка с помос ьв передних проусин 4 и осей 12 кре-
пится к специальней дег-х-е I. лри этом ссь 12 свободно вводится
э прсусины створки 4 и ьпэесссбывается ь тело детали I. Деталь I
zuee’' *даяец с отэерстиями (се’ШЯ'.е а-А.) для крепления её и ство-
рок к фланцу корпуса форспной камеры болтами. При этом деталь I
^vrcj^pyeT спе^.адьнц? вкяодыия для подвода воздуха под тепловой
экран створки. Д1я центрирования фланца детали I и вкладыша с
фланцем форсажной камеры на кем и на вкладыше выполнены кольцеьые
буртики.

При повороте створки вокруг осей 12 пластина 2 своим краем

з*<од«т дед коэмрлк 10 де.ага I (сп. А-Л). Углубление и ховирке
I' саавахяет амстин» 2 ао* jjaxrruirbCF тлеете со ствпрмси» без ля-
адакня. ^*%етж>«1 2 пр^дгт-р-.-ягт :м’рнт*'г«нв* гада я узге сосдмие-
нкя X*?<v< I ж ет»ярп1, С гкм п..г яадох проулии 9 г тюрка гооди-
wwi ?о етяерад* •мр*я’»у«лв'3 чя~-г гж-я.

Гждадлеа»,	ii.bc когорт в гоист;-, **хм & определено ооэи-

ОИ’Р * 23 на рве. , • ху • * * нмм « пр дмадгигты дня ПОДВО-
ЕВ СаЛЛЖДЧПЭКГО э^здуIB Ж^-ЛЦД галлоеаго з грана фсфсдкио* K^wnpw
•тар. л r.wa •*>* 1 * (риг. ' .tp -rpoj ?гзо меду створхоЯ и ее
тегхжежмм *г я u. -«же гон rpytrpt* гт-^-кж Лееле»и-1 ает *ta р*з-
жч«*8с рвимп равоем .-.	< еачаммв <иал>в. П^е-

за 2 змаг?	*VM*T ** Л1* «*?«'. t.3.4. <ереа прирезе 2

npcxw таило» • »•’.•	№, »*«- ии :-. > по«и<н агркшуяж -

ткреэО яме* не - •	Края чястмЯ 1.3.< зашбамся тал,

гегдг^до» зтрал ног гтрс*и »rep® i прорвщ 2. >«гтрмроваи»е
wasarusai I ? t-алое» кгроуга •<ф-лнэг>Я еямгрм В оеуд^твхягтея е
пгмгеы гг*:к • ”. ^qrsprtoaw г»•*»??»<-<?ъ А пэяекв 7 сг/жгт зля
иемгэд>:»«>ея е т’» летаем I (см. рне. 7.41.

1 >7Т?-~,У ДТП?r’L' ’«г .._ "	' < -  -з -полнена

ятям late. 7.61. А ф? t«-p/y гралге» л на партгноЯ оссерхмоетк
ребре weereomt 3.IC. 0г» ?**->« г^И° ▼'ггугостм 3 вражскм? по сере-
яр-эстадсй  закахшавЕ ?ея .верелн .трх-т^-пг лроужэ эЯ. 5 пто-
угт» с	к’багь^го япфта * -закреслем олорнчЯ зтарг 2.

3 эадне* -да'?» траста* . рь<ро iKpexosrr э грех й дл*	а

пр. ттжахс? ехфяэвуаоеов част* сооха. Этеть хе га ребре зявокж»»
^оуянс i ддл хгеплеуия к -<ж> кс<хжигли! 1 с псмо*ьс зтд^тз 3.
-агб 7 л хз-гтрк/вкм ?. Бохоаме гр ».- орсстгкк взеедят под стэорз®.
.тд^теж 2 4 коромс-ч-тпем 4 .'трмстеэхэ опирается ня две створки э эер-
и б части сопла, а в нихнея части сопла (от »мпапания) она fMKCM-
рг.,ет?г р:? бохомс- храет проста^ю* на створок. Эсе’-ал фик-
сяп/я престает к ярезятстеве вкхаду етторзк и проставок ип зэвин-
IX
Вид В

210. И

Экладыш
Рис. 7.6 Проставка дозвуковой части сспла
него перекрытия осушает«льются коромыслом 4. При этом каждый кран
коромысла входит в углубление на створке, образованное продольнн-
ш! и поперечными ребрами жесткости.

Гидрецилиндр (рис. 7.7) состоит из оребренного корпуса 3,
поршня со ппоком 2, задней крыпки 5. Внутренняя поверхность корпу-
са и наружная штока и поршня полируется и покрыта слоем хрома.
Ппрпень 2. крышка 5 и втулка 7 имепт уплотнительные кольца и ман-
жеты по типу 17 и 21,

Задняя крика гидроцилиндра сварена из двух деталей 5 и 7 и
крепится к корпусу гидроцилмцдра 3 гайкой 6. л детали 7 с внутрен-
ней стороны с помощь» япифта 1о крепится агулка 16, которая зипол-
няет роль наггравляюцеР для штока. Снаружи на детале 7 нарезана резь-
ба и выполнена канавка. Резьба служит для установки в нужное поло-
жение регулировочной втулки 9 и контровочной гайки 14. Во внутрь
штока ввернут хвостовик IC с навонечтассом II. Фиксация хвостовика
осуаествляетс.ч гайкой 13 и контровкой 12.

Заодно целое с циякцдрг t выполнена проушина 24. Внутрь проуши-
ны вмонтирован сферический подшипник, на поверхность которого на-
носится смазка П®4С-4С (1У-6-02-9П-74).

При работе двигателя через гидроцилиндр постоянно циркулирует
топливо, 'охлаждая его детали. Путь циркуляции топлива показан на
рис. 7.7 стрелками. Расход охлажд&лс-его топлива зависит от перепа-
да давления топлива на поршне (при дР *о$0.1.10~ Па расход
0,029 м^/ыкн, при дР =с£й£.2,1(Р Ла расход 0,0915 м^/мин).
Частичное варузное охлаждение корпуса цилиндра осуществляется топ-
ливом, которс^5?у¥рье цилиндра через штуцер с ресивером 4 и отвер-
стия 18. внутреннее охлаждение штока организовано с помощь» рас-
пределительной втулки 19, сетчатых жиклеров постоянного сечения 22,
уплотнительного кольца с центральны:! отверстием 20. Регулировочные
кольца I и стопорное кольцо 23 определяют фиксированное положение
всех деталей внутри штока.
га г/я Лим	Гз3
Рис. 7.7	Га др оц илин др
Регулировка макоиыалу1сп аяотапи критического ее-чс н»_я_сопла
осуществляется с помощьг втулка 9. Змгсировштое подсдвнио втулки
$ определяет грая нее» ловоо положение итога подои! 2 (ем. дос/’.7}.
В этом глупа е тсрио”яя по ведомость гвост^ка IC упирается во втул-
ку 9. Заворсгав^мс втулки 9 пдоодыт к угегемония плооадм кркти-
чеекого еечемал rear*, итенфаяшганио *•- ухьодоемке плошали критичес-
кого ce’iBi »« сопле, сслч рогу бровки »тулхд 9 фижемруэтся гайкой
К v контр э т-ття прслол.-.к^,

Parvflrpctxa ы.тнциальмоЯ пл - •  : g t. - g,о>_j о^чею«я сиша
oc-/rev4’iBBirrc.< р xpx’wrs дрдаим одзияе^им ятога С 1ЫДОНЯ4 2. Цдо
ЭТОМ О* уПИрАеТСЯ Ь Т1;ГЧУ»«Т П М’ХНОС УЪ -*»ОЛп . . ЗДОЯь.ие ГТОКА
е nojMPtr** 2 грани 3 ~довссигт ч гв с<»ш ил» мттръ яябс я шьо-
рач!С&онхь Л31Г, ;	?• ••- к гее* св ♦••» 1 . .нм-’Ги -то кростстсл 1С

»кнут|5 jt ча .:(мь ал~ я у«<т<мwh/.hv к*1.м.)Р пл-хаг* м:TiA1 неко-
го сменил *6* я * рот. 1зслв регуггрс-* <. ?octdw»<f ctika к
фиксиру ПТ-Я  1<**-  • .'	• *> Т,1 Э ^•-’нсС? ПХкСТИРО* I. .

"-.-зпуг;- -1Й чл-т. г .:л1 Ер д v *.ч'Л< дДЯ QSHOfV^ '' r'J •' с н“
него пояерхв. всех стэсрсх. ерхтьаж хоэг, т1'•яг>г^-гж ?.• час-
тя сапг.а лгм т-гргм» ео*жх 'г-:опггс - «коп ; rv.-pcr’.-v.ni лр.х>

(на рис. ".о	хс.'С д’ено	cr T.poiuzaaMH . - Kaiccsw

сячгрокизас*/ М уГПА . “иге С-ХТ-.ЛТ .-. ЬЛ’ГС.->Х .. тяг . ство-
ре* IG.IC- / г.-л}	2, ; клг iz-.’/mt. '- '.^pe.- л» ., 2 ^.спит-

ая к «г утлом*; .-зжкк-^нту I. Лзмпгакт • яретытсл г дяух аояезк к кер-
аусу 5эрсахнсП xa»ep^. Jep^ вдяе креалаикк с;отг ..т нэ г 7/ уз.’.о:-
22» •*седкмсн№гс с хорпу-о. ^орсдхнс£ камер: зах^епками 22. ЬтороП
пояс креплиНхЬ? лредо;а?лтет 2и*сЯ *~лнтеьое сйег>.пение. Сланец до-
ленеЕта 21 сое-„нястс» с ^.такгеи Сэрес-.юЯ кзмерп 20 болтами,
npsnzdbie латемекта ? esteos»/ аодс&м >)рзажно* камеры сбеспечиьаст
свободу теш1эратуряых •мформвшЛ-
Качалка б соединяется с ложементом L и с хвостовиком штока Ь
г помощью шарниров, соответственно, Зи 19, К качалко 6 с одной
стороны с помощью шарнирных узлов 7,8 тяги 9 кропится створка 10.
С другой стороны к качалке с помощью аналогичных узлов 14,16 и
тяги 15 крепится створка 13. Таким образом, образуется единый коль-
цевой контур синхронизации всех створок и гидроцилицдров между
собой. При выходе пггока 4 из цилиндра 3 (в процессе управления ВУ)
усилие со штока передается на качала/ б, узлы 7,16, тяги 9,15 на
створки IO, L , заставляя их вращаться вокруг своих осей, закреплен-
н ;х на фланцо 20. При этол изменяется площадь критического сечения
сопла (при выходе иока-уменьласген, л при втягивании - увеличива-
ется'. Зинхр- н юоть перемещении троетаинн II обеспечивается sa
счет её связи со стнорками 10 и 13 через коромысло 12, и штифт 2
(см. рис. 7.б>.

На качалке б с помощью сарнирник узлов 7,16 крепится качалка
гнецг^й .1 -и 1’, ко. рая через телескопический упор 16 соединя-
ется с ложементом I.

Рас...!р>т- х-сп (сверхзвуковая) и внешняя части ВУ состоят из:
ст во; ж i проста к сверхзвуковой (внутренней) части ВУ, створок
и Проставок внешней _асти ВУ, силовой фермы с упругими элементами,
механизма си»гхрониза»гии внешних л внутренних стзорок и проставок
ВУ, пневмошишцдроэ.

Створка сверхзвуковой части .27 ( рис. 7.9 ) литой конструкции
имев: мелкий набор поперечных ребер жесткости и очень мощный по
середине створки двутаврового сечения профиль 8 с отверстиями.
Спереди створка имеет едвоенхгые проушины I для крепления со створ-
кой дозвуковой пасти сопла.

:ia внешней поверхности створки выполнены опорные поверхности
2,5,9 для коромысел проставки. С двух сторон от профиля 8 в опорной
поверхности 9 выполнено углубление с целью размещения в нем края
коромысла проставки для осевой фиксации проставки и предотвращения
156
выхода ее и створки из взаимного перекртггкя. К профилю створки 8
с помощью заклепок 3,6 крепятся соответственно траверса 4 и теп-
ловой охран 7. Траверса 4 служит опорой при передаче усилий от
кольца пневмо»;.игипцров к створке, а заднем части створки профиль 3
имеет развитый участок, к которому на заклепках 10 крепится на-
правляющий элемент II. Внутри этого элемента (рис. 7.10) имеется
канал 7 для размещения и перемещения в нем роликов 6,10, которые
посажены на ось 9 силового профиля 4, К эмэсней створке I силотой
профиль 4 крепится заклепками 3. Таким образам, внешняя створка
(образовавшая детал ями I и 21 подвижно соединяется со створкой
сверхзвуковой части сопла II.

>л рисунке тглфремл обозначены: Ь - внешняя проставка,
6 - проставка • II - рка гэср-т-ч^коой части ВУ.

Проставка сэерхэ~. <.:<ий части 4У (рис. 7.II) литая, прямоу-
гольно? Зюрми ? п «Перея:- х.: мелкими ребрами жесткости. В передней
части она зеедн- i^.-oe =ыг..лненп с проушинами 2. В отверстие про-
ушины запрессована ось I о-.я соединения с "креком" проставки доз-
вуковой части сопла, .л проетазке с помощью заклепок 10 крепятся
три проушины с коромыслами 8,9,11. Каждое коромысло закреплено
деталями однотипной конструкции: штрифтом 5, шайбой б и контров-
кой 7. Коромысла 6,9,11 являются опорными. Коромысло 6 предотвра-
щает выход створки л проставки из взаимного перекрытия и фиксиру-
ет проставку е осевом направлении относительно створки. Проставка
не имеет непосредственной силовой связи с внешней проставкой и
створкой.

Знедняя стэорт.а ’.рис. 7.12) коробчатой конструкции, выполне-
на из листового материала» сваренного меиду собой. К створке с
тоыещью заклепок крепится: в передней части - литая проушина со
сферическими подшипниками I; г средней части - хроьгвтейн 2 для
крепления "кольца" пневмопилиидров и тяг; в задней части - сило-
вой профиль 3 для соединения со створкой сверхзвуковой части ВУ.
м

о.

Л -71

?ио. t,10 Узел связи внешней створки со створкой сверхзвуковой
части сопла (сеч.Н-Н)
e<?I
Створка имеет np<»y’»nvM 5 для крепления к ним г помады» болтового
соединения проста*лк (соединена доказано позмндой 9 на р/с. 7.18).
& pafloic? гжлогого ч; фмгя 3 н» ст^зрхв имеется Kpoimnraftrt для
к| хи ’•* J- - j • ;>«• рз к я* orj 1|..пиЖ(Я максимально? пчосл-
-м с;* за е.41 а (ри?. 7.13), CGcrtautx «л гмхьзи !, итожа с порцией
Г, »orrp 'tor * г*яг» 2 в ;*ty ме? ыулки •. Упорем п срез и 3
ио оутрвнее П'мерт к гь » тулка 4 згралычи» ветел макепмедыго
paowp/пве сроьч сиг. . ы к»«с9 егэар*в 2 (рис. 7.14) с помощи!
г хгт~ 'го г .•"« * 2 »;• •» a tt -ч» * г •* ткрсттми ограничи-
ли^ ? . .. а  v, • ; ерч-критил простаьиж X.

- ттамдомко? иэ листоао*
г-1 ЖЖ? ?<u U1.	•?,* >	• ХЯ -rw > Н»М г Кч^т :• -%,J/ЯИИЦ' 1 С РГАЛЬМЬ

ми от»«рстшм1. Лре.1.	мрм обеспмммется бежто-

та* cjecjH- •; « - м*; 2 лт- ?ретыл	к м et орхе. В зеднб?

ОЛСЛ Tp: t— i » Г ' П?‘М	‘trrxu»»: Ш • **Г/“Г 2 ' »<л рис. 7.14

они захС’.ег зч «л-; ?r.x».a\.i гт.-я 4 и сьпэагтет лр^талке не «лао-
m.Tit—I отверстия в предгмнвх/
л; ХГТ9 о! -м. рмс. ’.?-•) □!•-•• слет *т обесге 4<з*тв сго^идг мхл*-

f Я пр/ и ш .. .. и а хдл среоа сопла я пр»
их лгре-»е. >>я пи.-ж -« ч *>’? эе?а гедиер частя проста^км ее края
этохяртм ’.»т^*т^7нлт«т«лх ммм »л рис. 7.ХЫ.

_____

 ’	9 <рмс. 7.1G1 состоит аз сметами кячаяог Ю. тяг П«

IMM"  ' <ях упором 39 капав щ owewiaca.'	.......

здешект^с 13 ж предчзз»лос-н X’• э*У^ре»аечм«го л синхронного поао-
рота створом, ароста*с< кву	так ж п^тревгеЯ сиертзнуяовс*

чаетеЯ К/ зед двЯсттмем сах ео еторомм егсзлго потока воздуха,
газа, вроходвдего через сосиэ хвигатекя и пневмссдеодцроа с пельс
обеспечоедя паяного рессиренля газа ria. срезе сопла.

жжшдка 10 е дзмхлг» зарьзгрного соединения 17 крепится
каваИ* 6, а перез дсе -ягл II ооеддпенз с доумя ы»ешними стэор-
160
иг/. ъ*

Рио. 7./3. Рврулируегльа. ограничитель максимальной трепельной
илотадй среза внешни* и сверхзвуковых створок

Рис. 7.14 Узел соединения внешней проставки со створкой
162
Рис. 7J5. Проставка внешняя
ками 9 и через подвижный механический упор □ с пагаментом 3. Литая
проушина 2 створки 9 также шарнирно крепится к ложементу 3. Створ-
ка 14 сзерх2”уховой части ЕУ шарнирно в узле 15 крепится к створке
дозвуковой части ВУ 18 и подвижно с помощью направляющего элемента
13 соединена^знешней створкой 9.

Качалка 6 шарнирно (узел 19) крепится к ложементу 3, соединяет-
ся со штоком гидропилиццра I и через тягу 18 со створкой 18. Стьор-
ка 18 с помощью проушины 20, осей 21 крепится к детале 22. Деталь 22
с помощьн болтового соединения 26 крепится к фланцу форсажной камеры
24, фиксируя при этом вклады** 23 относительно положения теплового
экрана форсажной камеры 25.

Таким образом, при неподвижной качалке 6 (а значит и штока гид-
роцилиндра I и створки дозвуковой части ЕУ 18) внешние створки 9 мо-
гут синхронно вращаться на своих литых проушинах 2 относительно ло-
зсемента 3. Синхронность вращения внешних створок обеспечивается че-
рез тяги II и качалки 10. Неподвижность стророк 18 дозвуковой части
ЗУ определяет строгое положе у.е осей вращения 15 створок сверхзвуко-
вой части ВУ. В этом случае положение створок 14 (а значит и проста-
вок) будет определяться положением внешних створок 9 за с^ет из вза-
имной связи через направляющий элемент 13. Кольцо пневыспилиьдров
также спяйщзает и определяет положение всех внешних створок между
собой через упругую связь - давление воздуха з пневводилиндрах.

На режимах от "максимала ** и нише усилия пкевмопияиидрев больше
усилия со стороны газа и воздуха на створках сверхввукоэой и энвиглей
частей сопла, поэтому площадь среза сопла минимальная. Площадь среза
сопла ограничивается максимальной длиной штска 4 телескопического
регулируемого •’пора 5 (шток 1 максимально ввдпднут иг* цилицдра упо-
ра 5).

На "полном *от.?.х?:е" л на числах Маха больше 1ло усилия со сто-
рон^ газа и воздуха больше усилия со стороны пневмоцилиндро0 и внез-
ние створ", образуют максимальную площадь среза сопла, которая при
этом ограничивается упором ториевой поверхности штока 4 в дно цилин-
дра упора 5.

На режимах частичного форсирования двигателя поппень штока 4
находится между крайними упорами в гильзе цилиндра.

При управлении площадью критического сечения сопла, когда?напри-
мер, от усилия штоков гидроцилиндров I синхронно относительно своих
осей вращения 19 перемещаются по часовой стрелке качалки б и через
тяги 16 створки 10, одновременно и синхронно по часовой стрелке пе-
ремещаются оси I? качалок 10 и относительно своих осей вращения по-
ворачиваются внешние 9 и внутренние 14 створки, уменьшая при этом
площадь среза сопла.

Регулировка предельной площади среза сопла осуществляется с по-
мощью кольца ограничителей (см.рис. 7.13) и была рассмотрена в пунк-
те внешняя створка.

Регулировка максимальной и минимальной площадей среза сопла 
осуществляется (рис. 7.16) с помощью втулки 7 телескопического упора
5 путем ее вращения с последующей контровкой гайкой 8.

Кольцо пневмоцилиндроэ (рис. 7.17) предназначено для регулиров-
ки оптимальной площади среза сопла и состоит из 16-ти пнсвмоцилиндрсв,
попарно соединенных (ксыптка б с крышксй 6) наконечник штока 4 с нако-
нечником 4). Кольцо пневмоцилиндров шарнирно (смотри 4-Д) крепится с
внутренней стороны внешних створок на кронштейнах I. Корпус пнемоци-
линдра состоит из корпуса цилиндра 2 и крышки б. Внутри цилиндра
расположен шток с поршнем 5. В шток ввернут на резьбе наконечник 4,
положение которого фиксируется гайкой 8 и контровочной пластиной 7
'.см.1 и вид Б). К штоку крепится металлический кожух 3 для защиты пто-
ка от нагрева, влаги, пыли и т.д. Кожух 3 (вад В) имеет прорезь для
прохода штуцера 9 (вид А) подвода воздуха ь полость поршня пневмоци-
ли идра 2. Крышка 6 к корпусу крепится на резьбе и фиксируется контров-
кой (вид А). На поршне и на направляющей штока выполнены канавки ла-
биринтного уплотнения полости пневмоцилиндра с целью уменьшения
16 Л
утечек воздуха, которые при работе двигателя регламентируются.

Силовая „ферла с упругими элементами (рис. 7.18) предназначена
для обеспечения плавного перехода фюзеляжа самолета к внешним
створкам сопла с проставками. При повороте внешних створок упругие
элементы постоянно деформируются. Упругие элементы 6 состоят из
штампованных пластин, попарно, со смещением сваренных между собой.
С помощью винтов 5 они крепятся к резьбовым втулкам 4, закрепленным
на силовом кольце 3. Правая часть упругих элементов опирается на
внешние створки 8, левая часть связана с фюзеляжем самолета. К си-
ловому кольцу 3 приварены кронштейны 2, к которым шарнирно крепятся
вильчатые рычаги I (смотри вид В и Б-Б). Вильчатые рычаги центрируют
силовое кольцо относительно корпуса форсажной камеры в сечении рас-
положения узлов 7. Узел 7 является общим для крепления гидроцилинд-
ров и кольца с упругими элементами. На рисунке позицией 9 обозначено
соединение створки 8 с проставкой створки.

7.3.	Особенности эксг-уатацип выходного устройства

Техническое обслуживание выходного устройства осуществляется
в соответствии с "Руководством по технической эксплуатации" 99.03РЭ,
разделы 072,071 и "Регламентом технического обслуживания" (РО).
I. При внешнем осмотре выходного устройства особое внимание
обращается:

а) у створок - на наличие трещин на полотне створок и в районе
ребер жесткости, коробления и изгиба полотна створок;

б") у проставок - на наличие трещин на полотне проставок, местных
вырывов и оплавления металла у боковых кромок, коробления;

в)	у экранов на створках дозвуковой части сопла - на наличие
коробления кромок, растрескивания в районе заклепок;

г)	на появление топлива в районе расположения гидроцилиндров.

2.	При опробовании двигателя с помощью комплекта MK-TIO

(или ПНК-99, ПНП-99) контролируется диаметр критического сечения
165
сопла на режимах:

а)	Пйд = 80-1,5% (момент прикрытия сопла);

б)	малом газе (максимальный диаметр критического сечения сопла);

э)	Над = 95% (режим прогрева, минимальный диаметр критического
сечения сопла);

г)	"Максимал" (сверка с данными по формуляру,
отличие не более 8 делений по ИП);

д)	"Полный форсаж" (сверка с данными по формуляру,
отличие не более 10-ти делений по ИП);

е)	при проверке системы предупреждения и ликвидации помпажа;

ж)	при приемистости и сбросе режима работы двигателя.

При этом перекладка створок должна быть плавной, без заеданий
и рывков.

3.	Демонтаж и монтаж ВУ требует около 10.5 чел.часов.

При этом выполняются следующие работы:

-	в горизонтальной плоскости снимаются диаметрально противополож-
ные внешние створки и упругие элементы;

-	ослабляются гайки тендера механизма натяжения тросов обратной
связи и разбирается переходник соединения его двух концов;

-	разъединяются два топливных трубопровода подвода топлива к гид-
роцилиндрам и один воздушный к пнемоцилиндрам;

-	устанавливается приспособление для подъема ЗУ;

-	отварачиваются гайки болтового фланцевого соединения ВУ к флан-
цу форсажной камеры. Снимается ВУ.

Монтаж ВУ осуществляется в обратном порядке.

4.	Проверка работы ВУ на неработающем двигателе осуществляется с по-
мощью специальной гидроустановки ГУ-3 (см. 012.65.01,ТК1) и ПНК-%
(см.012.66.01, ТК 2). Необходимо произвести 4-5 открытий и закры-
тий реактивного сопла, проверить плавность хода троса обратной
связи (без заеданий). В положении полного форсажа проверяется его
натяжение, и оно сверяется с данными формуляра.

166
Глава 8, СИЛОВАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ

8.1.	Общая характеристика силовой системы

Силовая система двигателя состоит из силовой системы ротора
низкого давления, силовой системы ротора высокого давления и си-
ловой системы статора.

Силогая система ротора ВД выполнена по четырехопорной схеме
с подвижным соединением роторов вентилятора и турбины с упруго-
гидравлическими демпферами в передней и задней опорах.

Силовая система ротора ВД выполнена по двухопорной схеме с
жестким соединением роторов компрессора и турбины и с упруго-гид-
равлическим демпфером в передней опоре.

Силовая система статора включает в себя силовые корпуса на-
ружного и внутреннего контуров, соединенных между собой переход-
ным корпусом и регулируемыми опорами в задней части смесителя
форсажной камеры.

Узлы крепления двигателя к самолету расположены в двух плос-
костях: в плоскости переходного корпуса и н плоскости фронтового
устройства форсажной камеры.

8.2.	Силовая система ротора низкого давления

Силовая система ротора НД состоит (рис. 8.1) из ротора вен-
тилятора, ротора ТпД и элементов соединени.. роторов. Ротор вен-
тилятора I установлен на двух опорах: переднем роликовом подшип-
нике 20, размещенном в упруго-гидравлическом демпфере, и заднем
опорно-упорном шариковом подшипнике 17. Опорами ротора ТВД яв-
ляются: передний роликовый подшипник 14, установленный внутри кор-
пуса шарикового подшипника центрального привода, и задний ролико-
вый подшипник 8, размещенный в упруго-гидравлическом демпфере 9.
Четырехопорная схема ротора ЦЦ повышает его изгибную жесткость и
обеспечивает относительную независимость модулей вентилятора и
газогенератора.

Соединение роторов вентилятора и турбины выполнено подвижным
и включает в себя шлицевую рессору 4, закрепленную в вале IG вен-
тилятора с помощью гайки 5,и стяжной болт 15, Подвижность соеди-
нения обеспечивается за счет зазоров в шлицевых соединению: рес-
соры 4 с валами вентилятора и ТгД и сравнительно высокой податли-
востью стяжного болта 15, позволяющих компенсировать возможную


Рио.8.1. Схема силовой оистомы роторов двигателя
несоосность валов. Дополнительная разгрузка ротора ЭД от изгиб-
ньк напряжений обеспечиэается также повышенной податливость»
опор 20 и 8,

Крутящей момент с вала 1ЭД передается с помощью шлицевой
рессоры на зал 16 вентилг^ора и далее через цапфу 19 распреде-
ляется по ступеням.

Осевая сила с вала турбины передается через гайку 12 и стях-
ной болт 15 также на зал вентилятора. Результирующая сила, равная
разности осевых сил роторов вентилятора и турбины НД5с вала вен-
тилятора передается через оперу 17 на переходный корпус.

Передача осевых сил и крутящих иоментов по элементам роторов
вентилятора л ТЭД была показана соответственно в главах 3 и 5.

Радиальные силы с роторов передаются через опоры на соответ-
ствующие корпуса и далее на узлы крепления двигателя.

Осевое положение ротора вентилятора регулируется подбором
толщины элементов уплотнений, установленных между внутренней обой-
мой подшипника 17 и выступом 2 на вале вентилятора. Положение ро-
тора ТЭД обеспечивается стяжным болтом 15.

Схема сил и крутящих моментов, действующих на элементы ротора
и опоры, для одного из расчетных случаев приведена на рис. 0.1.

8.3.	Силовая система р ?ора газогенератора

Силовая система ротора ТТ состоит из ротора компрессора и
ротора ИЗД (рис. 8*1).

Ротор ГТ имеет две опоры: передний опорно-упорный шариковый
подшипник 13, установленный в упруго-гидравлическом демпфере, и
задний роликовый подшипник 10.

Соединение роторов выполнено жестким с помощью пустотелого
вала II и стяжных болтов 7, участвующих в передаче крутящего ио-
мента, осевых и радиальных сил.

Передача сил к моментов по элементам роторов компрессора и
ТВД была описана соответственно в главах 3 и о.

Результирующая осевая сила через переднюю опору 13 передается
Нс переходный корпус.

Радиальные силы с ротора передаются через обе опоры на соот-
ветствующие корпуса. При этом с задней опоры силы передаются через
подшипник 6 ротора ЭД и упруго-гидравлический демпфер 9.
Осевое положение ротора регулируется изменением толщины коль-
ца 6, устанавливаемого между внутренней обоймой подшипника 13 и
упором на цапфе.

Схема сил и крутящих моментов, действующих на элементы ротора
и опоры, для одного из расчетных случаев приведена на рис. 8.1.

8.4.	Силовая система статора

Силовую систему статора можно условно разделить на силовые
системы внутреннего и наружного контуров (рис. 8.2).

Силовую систему статора внутреннего контура составляют статор
газогенератора (IT) и статор турбины ИД с корпусом опор.

Статор ГГ включает в себя статор КВД, корпус камеры сгорания
(КС) и статор ТВД.

В районе камеры сгорания силовая система ГГ-дпухконтурная
(связь статоров турбины и компрессора осуществляется ио наружному
10 и внутреннему II корпуса'.. К»). Замыкание контуров осуществляет-
ся с помощью 14-и полых стоек 12 в районе диффузора КС, через ко-
торые все нагрузки с внутреннего корпуса II передаются на наруж-
ный корпус 10 КС.

Осевые силы и крутящие моменты со статора соплового аппарата
(СА) турбины ВД передаются ня наружный и внутренний корпуса КС с
помощью призоннЕПс болтов 7 и 8. Статор ГГ жестко крепится впереди
к переходному корпусу 14. К заднему фланцу статора газогенератора
крепится статор Т11Д 6. В районе смесителя 2 ФК статор внутреннего
контура телескопически соединен с корпусом 3 наружного контура.
Аналогичные нагрузки со статора турбины Г1Д передаются несколько
иначе. Осевая сила полностью передается с помощью болтов 7 на
наружный корпус КС, а крутящий момент распределяется между корпу-
сам 10 КС и 4 задней опоры турбины.

С корпуса опоры турбины крутящий момент через смеситель 2 и
задний узел I связи (подробней конуструкция узла описана в п.5.2)
пэредается на корпус □ наружного контура и уравновешивается на
переходном корпусе 14 крутящим моментом от статора вентилятора.
Эпюра распределения крутящих моментов по силовым корпусам двига-
теля приведена на рис. 8.3

Силовая система статора наружного контура состоит из статора
вентилятора 15 , переходного корпуса • 14 » корпуса 9,7 наружного
контура, форсажной камеры и выходного устройства. Все силовые кор-
пуса соединены между собой с помощью фланцев. Взаимная центровка
соседних корпусов обеспечивается пригонными болтами.
Конструкция корпусов вентилятора, переходного корпуса, форсаж-
ной- каиера и выходного устройства описаны в соответствующих главах.

Корпус Q наружного контура расположен между* переходным кор-
пусом 14 и корпусом 3 смесителя £п, образует с корпусом ГТ на-
ружный контур двигателя и состоит из двух частей 9 и 5 , сое-
диненных фланцами.

На корпусе выполнены фланцы и бобышки для крепления агрегатов
и кошуникалий систем двигателя и окна осмотра компрессора, камеры
с. >рания и турбины.

Крутящие моменты, осевые и радиальные силы по стыкам корпусов
передаются призоннаки болтами, работающими соответственно на срез
(при передаче крутящих моментов и радиальных сил) и на растяжение
(при передаче осевых сил). Следует отметить, что на установившемся
режиме работы двигателя крутящие моменты всех силовых корпусов
уравновешиваются на переходном корпусе (при осевом входе и выходе
соответственно воздуха и продуктов сгорания). Результирующая осе-
вых сил и радиальные силы передаются на узлы крепления j игателя
к самолету.

8.5.	Крепление двигателя к самолету

Двигатель крепится к самолетным узлам в двух поясах (вид Д,
рис. 8.4). Передний пояс кропления находится d районе переходного
корпуса, задний - в районе фронтового устройства форсажной камера.

Передний пояс включает два основных узла У и 1У крепления дви-
гателя. В заднем поясе расположен задний узел крепления У1.

Основные узлы У и 1У выполнены г виде кронштейнов, установлен-
ных в горизонтальной плоскости на переходном корпусе со сферически-
ми вкладышами I иц , в которце входят эксцентрично расположенные
на шкворнях 2 и 6 цапфы 4 и % Эксцентрично расположенные цапфы
обеспечивают снятие технологических напряжений в узлах при уста-
новке двигателя на самолет. ЕИсворни закреплены в соответствующих
узлах на фюзеляже. Через эти узлы передаются на самолет суммарные
осевая и радиальная силы, крутящий момент и изгибающие моменты,
действующие s горизонтальной плоскости. Наружный узел 1У удержива-
ет также двигатель от боковых перемещений с помощью стяжного бол-
та 3 , соединяющего шкворень 2 со сферическим вкладышем I .

Задний узел УГкрепления двигателя включает в себя кронштейн! 2j
приваренный к профилированному шпангоуту II на корпусе St, и регу-
лируемую тягу 10, присоединенную к силовой балке фюзеляжа. Тяга -
участвует s передаче радиальных сил на фюзеляж.
Глава 9. СИС1ЕМА ПРИВОДОВ ДВИГАТЕЛЬНЫХ И САМОЛЕТНЫХ
АГРЕГАТОВ

.1. Общая характеристика системы приводов

Система приводов предназначена для передачи крутящего мо-
мента от роторов двигателя к двигательным и самолетным агрега-
там в эксплуатационном диапазоне режимов работы ТРДДФ, привода
датчиков частот вращения роторов двигателя, а также передачи
крутящего ! стента ст газотурбинного стартера-знергоузла (ГТпЭ)
к ротору высокого давления (РЭД) двигателя ля его раскрутки в
режиме запуска я привода самолетных агрегатов при работе ГГДЭ
в режиме энергоузла.

Система приводов агрегатов (рис.9.1) состоит из четырех
основных модулей - центральной конической передачи (ЦКП), ко-
робки приводов двигательных агрегатов (КДА), выносной коробки
приводов агрегатов (ВКА) и редуктора датчиков частоты вращения
(РдЧВ) ротора низкого давления (РИД).

9.2.	Центральная коническая передача

ЦКП предназначена для:

-	передачи крутящего момента от вала РВД 26 на вертикальную
рессору 23 привода КДА;

-	привода откачивающих масляных насосов 27 л 2S;

-	передачи крутящего момента от вала 29 РЯД на рессору 30 при-
вода РДЧВ.

Корпус ЦКП, в котором разметены силовые конические шестер-
ни 24,25 отлит из титанового сплава и крепится к заднему фланцу
опорного обода промежуточной опоры РЯД. На корпусе ЦКП крепится
откачивающий маслонасос 28.

Э.З.	Коробка двигательных агрегатов

KLA предназначена для передачи крутящего момента от ЦКП
на агрегаты, обслуживающие системы двигателя и ВКА, а также
передачи крутящего момента от ВКА на агрегаты двигателя и на
зал Рвд для его раскрутки при запуске двигателя. КДА использу-
ется также для размещения и крепления двигательных агрегатов.
Конструктивно КДА представляет собой коробку передач, состоя-
щую из ряда цилиндрических и одной пары конических шестерен,
размещенных в литом корпусе. КДА крепится в верхней ч оти дви-
гателя к промежуточному корпусу компрессора с погощью двух
кронштейнов.

Передача крутящего момента от вала РВД 26 идет через веду-
щую 25 и ведомую 24 силовые конически- шестерни ЦКП на вертикаль-
ную peacopy 23. От нее через пару конических шестерен КДА крутя-
щий момент передается через ряд промежуточных цилиндрических
шестерен на гибкий вал 16 и двигательные агрегаты; центробежный
суфлер (17), плунжерный топливный насос высокого давления (18),
подкачивающий центробежный топливный насос (19), маслоагрегат
(20), насос-регулятор (21), форсажный центробежный топливный на-
сос (22).

9.4.	Редуктор датчиков частоты вращения

Моду’ль РДЦВ предназначен для привода индукционного 31 и
трех частотных датчиков 34 частоты вращения РИД. В корпусе мо-
дуля РДЧВ размещаются два одноступенчатых редуктора, состоящих
каждый из одной пары цилиндрических шестерен, с помощью которых
приводятся вс вращение ротор индукционного и ипдуктор 32 частот-
ных датчиков частоты вращения.

9.5.	Выносная коробка агрегатов

9.5.1.	I. инструкция ВКА

ВКА предназначен для:

-	передачи крутящего момента от вала 26 РВД через КДА и гибкий
вал 16 на привод самолетных агрегатов;

-	передачи крутящего момента от вала ротора газотурбинного дэи-
гателя-эяергоузла (ГТДЭ) 15 на привод самолетных агрегатов и
раскрутки РВД (через гибкий вал и КДА) при запуске двигателя
на земле;

-	передачи крутящего момента от вала ротора свободной турбины
ГТДЭ на привод самолетных агрегатов в режиме работы ГДПЭ
”Энергоузел”;

-	размещения и крепления самолетных агрегатов.
ВКА представляет собой коробку передач, состоящую из ряда
цилиндрических шестерен, размещенных в литом корпусе аз магниево-
го сплава.

ВКА св. .ана с КДА гибким валом, 16 конструкция которого
позволяет компенсировать цесооснозть а перекос осей соединяемых
выходных валов ВКА и КДА.

При переводе ВКА в режим "Энергоузел" кинематическая цепь
ВКА автоматически изменяется с помощью электромеханизма пере-
ключена передач 6 . На этом режиме о помощью муфты 12 (рис. 9.2)
разъединяется кинематическая цепь передачи крутящего момента
от ППЭ к гибкому налу, а передача крутящего момента от ПДЭ
к агрегатам ВКА идет через муфту 7. При этом частота вращения
роторов агрегатов ВКА соответствует частоте вращения при работе
двигателя на режиме =65,5±2%.

3 состав электромеханизма ЭПП входят электродвигатель,
редуктор, ходовой винт (расположены внутри корпуса электромеха-
низма 3).Пря включении ЗИП приводятся в движение тяга 2, кото-
рая перемещает траверсу 5. Для регулировки я сигнализации край-
них положений тяги в электромеханлзме имеются два микровыклю-
чателя, которые срабатывает от кулачковых шайб, кинематически
связанных с тягой 2.

На валике 10, служащем чля передачи крутящего момента от
ГТДЭ к ВКА, имеется муфта 7, которая имеет возможность переме-
шаться по наружным шлицам 10 и фиксируется в одном из двух поло-
жений подвижной скобой 6. Заход в зацепление шестерен 8 и 4 при
переключении режима работы ВКА обеспечивается благодаря наличию
заходных. скосов на зубьях.

В кинематической цепи от гибкого вала I к ЗКА имеется муф-
та 12, которая обладает возможностью углового смешения относи-
тельно вала за счет наличия заходных скосов и зазоров на внут-
ренних шлицах. Это дает возможность шлицам валика I свободно
входить в шлицы муфты 12 при отключении ВКА из режима "Энерго-
узел".

На валике 5 (рис.9.1) установлен закрепленный штифтом
индуктор 4, обеспечивающий работу двух частотных датчиков 3
частоты вращения РВД.

ВКА размешается в отсеке двигателя перед КПА а крепится с
помощью трех кронштейнов, обеспечивающих свободу температурных
деформаций в осевом и поперечном направлениях. Масса ВКА с аг-
регатами - 228 кг, без агрегатов - 79 кг.

На ВКА размещены следующие агрегаты:
- газотурбинный стартер - энергоузел 15;
- откачивающие масляные насосы I, 13;
- гидравлические насосы самолётной гидросистемы 2,12;
- два частотных датчика частоты вращения РВД 3;

-	электромеханизм переключения режимов работы ВКА 6;

-	подкачивающий центробежный топливный насос II;

-	генератор переменного тока 14 с гидроприводом постоянной
частоты вращения;

-	индукционный датчик 36 частоты вращения РВД.

Крутящий момент от ВКА к КДА и от КДА к ВКА ня различных
режимах работы (кроме режима "Энергоузел")передаётся гибким
валом 16 (рис.Щ). Конструкция гибкого вала (рис.9.3) позволя-
ет компенсировать несоосность и перекос осей соединяемых валов
ВКА и ОДЛ. Гибкий вал состоит из двух цапф 3,12 (рис.9.3) с
фланцами, двух блоков диафрагм 4,10 и средней части вала 7.
Блоки диафрагм с цапфами и средней частью вала соединены с по-
мощью фланцев болтами 2,6,9,13. Кроме того,цапфы шарнирно сое-
динены со средней частью вала сферическими втулками 5,11.

При этом крутящий момент передаётся через среднюю часть
вала 7 и блоки диафрагм 4,10, а осевые усилия через среднюю
часть вала 7 и цапфы 3,12 со сферическими втулками 5,11.

Фланцы цапф 3,12 крепятся к соответствующим фланцам вы-
ходных валов 1,14 ВКА и КДА- Снаружи гибкий вал закрыт разъём-
ным кожухом 8.

Несоосность и перекос фланцев ИДА и ВКА относительно друг
друга компенсируются деформацией в блоках диафрагм 4,10. Изме-
нение линейных размеров между 1ЩА и ВКА при монтаже или в ре-
зультате температурных деформаций компенсируется линейным пе-
ремещением выходного вала КДА 14.

9.5.2.	Режимы работы ВКА

I.	Запуск, эксплуатационные режимы работы ТРДЦ и режим авторо-
тации .

При запуске ТРДЦ крутящий момент от ГТДЭ передаётся через
валик 10 (рис.9.2) на муфту 7, и далее через ряд цилиндричес-
ких шестерён — к агрегатам ВКА, а через валик I и муфту 12 на
гибкий вал 13, КДА (рис.9.1) и РВД двигателя.
ria эксплуатационных режимах работы двигателя или авторота-
ции крутящий момент передаётся (рисЦ!) от РВД, через ВДА и гибкий
вал, муфту 12 (рис.9.2). валик I и далее через ряд цилиндричес-
ких тестере? - к агрегатам ВКА. па режимах запуска, эксплуата-
ционных режимах работы и авторотации двигателя тяга 2 находится
в убранном положении.

П. Режим’Энергоузла"

При переводе ВКА на режим "Энергоузел" автоматически вклю-
чается в работу электромеханизм ЭПП 3 (рисЯ2) и через редуктор
и винтовую пару приводит в движение тягу 2, которая перемещает
траверсу 5, жёстко связанную с валиком 10 и подвижной скобой 6.
При этом валик 10 выводит из зацепления валик II с муфтой 12.
Этим обеспечивается разъединение гибкого вала и ВКА. Подвижная
скоба 6 при этом перемещает муфту 7 до соединения зубчатого вен-
ца 8 с шестерней 4, а шипы муфты 7 выходят из зацепления с
внутренними шлицами шестерни 9, что обеспечивает изменение пере-
даточного отношения от вала ГТДЭ II к самолётным агрегатам в ре-
жиме "Энергоузел".

Время перемещения тяги 2 электрсмеханизма ЭПП из одного
крайнего положения в другое при переключении режима работы ВКА
должно быть в пределах от 12 до 15с.

При работе ГТДЭ в режи? » "Энергоузел" крутящий момент от
валика 10 передаётся через муфту 7 на шестерни 8 и 4, далее
через ряд цилиндрических шестерён - на агрегаты ВКА. При этом
шестерня 9 свободно вращается относительно валика 10 и является
в данном режиме работы ВКА "паразитной", а кинематическая цепь
передачи крутящего мемента на гибкий вал 13 разорвана с помощью
муфты 12.

9.6.	Особенности эксплуатации системы приводов
агрегатов

I.	Переключение ВКА на режим "Энергоузел” и с режима "Энергоузел'
должно производиться только при отсутствии вращения РВД и ротора
Г?”,Э во избежание возникновения больших динамических (ударных)
нагрузок в элементах муфт 7,12 и их поломки.

2.	При работе ГТДЭ в режиме "Энергоуэел" запрещается давать пол-
ную нагрузку одновременно на все агрегаты, установленные на ВКА,
из-за ограничения мощности ГТДЭ на этом режиме.
3.	Для обеспечения возможности прокрутки РВД и РВД с целью конт-
роля технического состояния лопаток рабочих колёс КВД, ТВД, КВД,
ТВД,р РДЧВ и ВКА имеются гнёзда 33 и 9 (рис.9.1) для ''пециаль-
ной рукоятки ручной прокрутки роторов.

4.	Для контроля времени выбега РВД в условиях эксплуатации в
разъёмном кожухе 8 (рис.9.3) гибкого вала имеется специальнее
смотровое окно.
ЧАСТЬ ill
лОНСТРУКцШ СИСТЕМ ДВИГАТЕЛЯ

Глаза ТО. МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА

IО.I. Общая характеристика системы

Масляная система двигателя-автонсмная, пиркуляиионная нор-
мал ь незамкнута», открыто-закрытая Н закр.-6—8км. Охлаждение
масла производится топливом в топливо-масляных радиаторах
Все агрегаты масляной системы размещены на двигателе и вынос-
ной коробке агрегатов. В масляной системе применяются масла
ИЛМ-1О ТУ 3800180-75 - основное или ВНИИ НП-50-1-4Ф ГОСТ
13076-67 - резервное.

Основные технические данные маслосистемы

Количество масла, заливаемого в маслобак ... (I5^j)«I0*'	(15^)л .

Минимальная заправка маслобака перед полетом
продолжительностью не более 8 часов ......... 12*10“^ м° (12 л).

Срабатывание сигнализатора минимального
уровня масла в баке ......................... (13	+0,5)-10“^ м

(13 + 0,5) л.

Двигатель обеспечивает нормальную работу при
кратковременных перерывах в подаче масла
(действие нулевых и отрицательных перегрузок)
в течение .................................... не	более 10 с.

Давление воздуха в масляных полостях двига-

теля в условиях Н=0, .4=0 (по замеру перед
центробежным суфлером)........................ не	более 0,27.10° Па

(0,3 кгс/см")

Чистота заправляемого в двигатель масла ...... 13	класс по

ГОСТ I72I6-7I.

Расход масла ................................. не	более 0,6*

(0,6 л/ч)


Давление масла:

-	на режимах малого газа П< 85 % ...

-	на нефорсированных режимах при
85 %................................

-	на форсированных режимах .........

В полете допускается повышение дав-

ления масла...........«.............

Срабатывание сигнализатора минималь-
но допустимого давления масла......

и

Срабатывание сигнализатора макси-
мально допустимого давления масла

не менее 1,76*10$ Па
(1,8 кгс/см3) ;

(2,64... 3,14) .10$^ Ла
(2,7...3,2 хгс/см2) ;

12,45.. .3,03) .Ю5Па
(2,5...3,1 кгс/см2).

до 3,98.10° Па (4 кгс/см3).

(1,37 + 1,95).Ю5 Па

(1,4 + 0,2 кгс/см2)на 85%,
(1,86+0,98) .10$ Па

(1,9+0,1 кгс/см4*) на п 85%

(3,72 + 0,19).Ю5 Па

(3,8 _+°»2 кгс/см*’) на всех
режимах.

Тонкость фильтрации масла ............ не	хуже 70 мкм.

Производительность насосов:

-	нагнетающего .....................

-	откачивающих:

83,5*10 Зм9/мин (83,5 л/мин) ;

- передней опоры К"Д и задней опоры

Ш................................. 77. Ю"3	м3/мин

-	средней	опоры....................107.10“^	м3/мин

-	нижнего	откачивающего .......... 58-I0-3	м3/мин

-	правого ВКА .................... 30 «10“^ м3/мин

-	левого ВКА...................... 26.10“° и3/мин

-	масло агрегата.................... 55-1О"3 м3/мин

(77 л/мин) ;

(107 л/мин) ;

(58 л/мин) ;

(30 л/мин) ;

(26 л/мин) ;

(55 л/мин).

.емлература масла на выходе...........

t м$ 200°С.

1 ё. 2. Состав и устройство маслосистемы

Система предназначена для охлаждения и смазки подшипников и
зубчатых передач двигателя. Масляная система состоит из следующих
систем: нагнетания» откачки, суфлирования масляных полостей, на,ц-
цура опор двигателя.
Система нагнетания предназначена для подачи масла под дав-
лением к узлам и деталям двигателя. Система нагнетания включает;
нагнетающий насос 5 (рисдо.1); перепускной клапан 8; масляный
фильтр 21; эплообменники топливомасляные 7, 25; обратный кла-
пан 42 блока клапанов 41; клапан переключения 22; трубопроводы,
форсунки.

система откачки предназначена для откачки масла в маслобак
из опор двигателя, КДА и ВКА. Система включает: откачивающий на-
сос 38 передней опоры КПД (рисдои); откачивающий насос 33 задней
опоры КЦЦ и передних опор ?ВД и ТНД; откачивающий нижний насос 34;
откачивающий насос 27 задних опор РВД и ТНД; откачивающий насос 4
КДА; откачивающие насосы I и 39 ВКА; обратные клапаны 3 и 43 в
блоке клапанов 41; перепускной клапан 44 в блоке клапанов 41 ;
сигнализатор 20 стружки в масле ; магнитную пробку 40 с' клапаном ;
неприводной центробежный воздухоотделитель 12, трубопроводы;
дополнительный сливной бачок 28.

Система суфлирования масляных полостей предназначена для
удаления газов, проникающих через масло воздушные уплотнения. Си-
стема суфлирования масляных полостей включает: центробежный суф-
лер 2 (рисдо.1), обратный клапан 45, предохранительный клапан 37,
трубопроводы.

Система наддува опор роторов предназначена для защиты газо-
воздушною тракта двигателя от попадания масла из опор роторов.
Система наддува опор роторов (рис.1 о.1') включает: внутренние по-
лости валов, стоек корпусов, частей роторов, используемых как
воздушные каналы (полости наддува); предмаедяные полости подшип-
ников и полости наддува, находящиеся в узлах опор роторов; ла-
биринтные уплотнения; переключатель наддува 10 (рисло.гг), клапан
суфлирования компрессора 22; клапан суфлирования турбины 20;
трубопроводы.

Все опоры роторов двигателя выполнены по трехполоейий схеме,
в которую входят; масляная полость, предмасляная полость, полость
наддува.

Дредмаслянал полость отделена масляным койтактным уплотнени-
ем от масляной полости и лабиринтным уплотнением - от полости над-
дува.

Управляемые во всех трех полостях давления обеспечивают на
всех режимах работы двигателя и полета самолета постоянно направ-
ленна перепад давления (от полости наддува к масляной полости),
я результате чего исключено попадание масла и его паров в газо-
воздушный тракт двигателя,	тр7
10. 3. Конструкция основных агрегатор маслосисте?<а

Ю. 3.1. Агрегаты системы нагнетания

Нагнетающий насос 5 (рис.юл) предназначен для подачи масла
под давлением в .стену нагнетания. Нагнетаиций насос центробеж-
но-шестеренного типа объединен в одно'.', маслоагрегате с перепуск-
ные клапаном 8 и насосом 4, откачивающим масло из НДА. ?-*асло-
агрегат установлен на КДА» состоит из корпусов: переднего I
(рис.Ю-4, среднего 2 и заднего 3, отлитых из алюминиевого сплава.
Нагнетающий насос маслоагрегата состоит из стальных шестерен 4
и 7 с четырьмя крыльчатками» имеющими одну общую входную камеру.
Шестерни установлены на стальных запах 5 и 6, вращающихся в ша-
рикоподшипниках. Ротор агрегата приводится но вращение через рес-
сору от шестерни, расположенной в КДА. Для предотвращения утечки
масла из полости нагнетающего насоса в полость откачивающего на-
соса при работе двигателя и перетекания масла на стоянке из мас-
лобака d двигатель на валах установлены уплотнительные манжеты..
Давление масла на выходе из нагнетающего насоса регулируется пе-
репускньм клапаном 6 (рис.1 о. i), который поддерживает заданное дав-
ление масла на режимах П.^ 8^6 и уменьшает подачу масла
в двигатель на режимах запуска, малого газа и авторотации.

Перепускной клапан состоит из корпуса I (рисдо.з),седла 2»
клапана 3 режима запуска, клапана 4, трех пружин 5,6,7; гайки 8,
упора 9 и опоры 10. Регулировка клапана 4 осуществляется при по-
мощи упора 9.

Давление открытия клапанаМна режимах запуска двигателя и
авторотации - (0,098+0,049)-10° Па (0,1+0,05 кгс/см2).

-Масляный фильтр 13 (риоЮ-О предназначен для очистки масла,
поступающего в систему нагнетания, а также для контроля состоя-
ния деталей.

Масляный фильтр состоит из набора сетчатых фильтрующих сек-
ций б (рис.ю. ), смонтированных на каркасе с крышкой 4. Каркас
имеет продольные сквозные пазы для выхода масла. В критике рас-
положено уплотнительное кольцо 5. Корпус маслофильтра - элемент
конструкции маслобака. Маслофильтр крепится в корпусе винтом 3 и
траверсой 2. Для слива масла из полости фильтра имеется сливной
трубопровод 7. При засорении фильтрующих секций (сопротивление
162
1-	передний корпус

2-	сроплжя корпус

3-	.маний корпус

4.73.Э- ШМСВД^,

5,	8- валы

РИС .10.2 -МАСЛОЛГРЕГАТ

2 3 4	5	8	7	8

1-	корпус

2-	сопло

3-	клпплп режим* запуска

4—	кленам оенсяного
режима работы

5,8,7- пружины

8- гайки

&- упор

10-	опора

РИС.10.3.ПЕРЕПУСХНОЯ КЛАПАН

Рис. 10.4ГМАСЛЯНЫЙ ФИЛЬТР

1-	корпус

2-	траверса

3-	винт

4-	каркас с крышкой

5-	кольцо уплогнилельно*

6-	филыуукшан секции

7-	трубопровод сливной

3-	перепускной клапан
Выход
млела

В л од
мае-пл

топлиде

1—	обечайка

2.4,7,10— штуцера

3,	8- машши

5-	крышка

6—	трубки сота

9— кронштиЛм

11-	крышка

12-	трубили доска

13-	перегородка

Рис. 10.5; ТОПЛИВОМАСЛЯИЫЙ ТЕПЛООБМЕННИК
фильтрующего пакета болыпе 1,76-10° Па (1,8 кгс/см2) тело,
минуя фильтропакет, проходит через.перепускной клапан 8.

Теплообменник топливомасляннй Чрис.ю.з) предназначен для
охлаждения г'.сла топливом, поступающим а основную камеру сго-
рания. Охлаждение масла происходит на всех режимах работы дви-
гателя.

Теплообменник 25 предназначен	для охлаждения

масла, поступающего к опорам двигателя ггри более интенсивном их
разогреве, происходящем при полете самолета на больших скорости:*:.
Охлаждение масла в теплообменнике 25 производится топливом, пи-
тающим форсажную камеру. Включение теплообменника 25 произво-
дится по команде от РСФ при включении форсированного режима.

Топливомасляный теплообменник состоит из обечайки I (рис.16.5)
закрытой с обеих сторон крышками 5 и II. В обечайку вставлена
матрица, образованная двумя трубными досками 12, тремя перего-
родками 13 и трубками 6. К обечайке приварены крогпптейны 9 для
крепления теплообменника на двигателе. Холодное топливо через
входное телескопическое соединение поступает в полость крышки II
и, пройдя через трубки 6, отводится через выходное телескопичес-
кое соединение из теплообменника.

При повышении сопротивления в топливной полости теплообмен-
ника открывается клапан 8 и часть топлива поступает в двигатель,
минуя теплообменник. Горячее масло из нагнетающего насоса через
входное телескопическое соединение поступает в межтрубную полость
теплообменника и оттуда через выходное телескопическое соедине-
ние поступает в двигатель.

При повышении сопротивления з межтрубной пслооти теплооб-
менника открывается клапан 3 и часть масла поступает в двига-
тель, минуя теплообменник.

Топливомасляные теплообменники размещены в верхней части кор-
пуса наружного контура, по конструкции аналогичны.

Обратный клапан 42 (рис.1 о. 1)служит для предотвращения возмож-
ности попадания масла из ВКА з систему нагнетания двигателя.
Обратный клапан установлен в блоке клапанов и состоит из седла 3
(рис.6), клапана I и пружины 2. Давление открытия клапана - не
более 0,049.Ю5 На (0,05 кгс/см2).

2/,2 У: Wi

18=
Клапан переключения 22 (рисдол) предназначен для подключения
теплообменника 21 на форсированных режимах по команде от РСФ.

Клапан установлен на фланце маслобака и состоит и? сварного
корпуса 3 (рисдо.З, крышки 6» седла I, поршня 8, ip лкины 7 и кла-
пана 2. Герметичность полостей клапана обеспечивается уплотнитель-
ными кольцами 4 и 5.

Маслобак (риаю.21) сварной конструкции, изготовлен из нержа-
веющей листовой стали, состоит из корпуса и нижней крышки. Корпус
состоит из обечайки I, передней 17 и задней 7 стенок.

На обечайке расположены: корпус 2 поплавкового клапана 34 ;
крышка 3 заправочной горловины ; мерная линейка 4 ; крышка масло-
фильтра 5 ; фланец 24 слива масла из маслофильтра; фланец 25 сли-
ва масла из маслобака ; фланец 26 подвода масла к маслофильтру;
фланец 18 подвода масла к ГТДЭ ; фланец 16 подвода масла к масло-
агрегату ; штуцер 15 подвода эмульсии к сигнализатору стружки из
системы откачки ; фланец 14 сигнализатора стружки в масле ; фланец
13 слива масла из центробежного суфлера.

На задней стенке расположены: корпус 12 клапана суфлирования ;
фланец 10 установки предохранительного клапана ; корпус 8 уровне-
мера ; фланец 6 установки клапана переключения.

Внутри бака расположены: узел суфлирования маслобака 21 ;
трубопровод 31 суфлирования маслобака при действии отрицательных
перегрузок ; трубопровод 19 подвода масла к воздухоотделителю ;
воздухоотделитель 20 с заливной горловиной ; поплавковый отсечной
клапан 34 ; корпус 22 мерной линейки ; трубопровод 30 подвода масла
к маслоагрсгату; трубопровод 28 подвода масла к маслофильтру ;
трубопровод 29 отвода масла от маслофильтра в систему нагнетания ;
трубопровод 27 слива масла из маслофильтра ; корпус 32 сигнализа-
тора стружки в масле ; корпус маслофильтра 33 ; предохранитель-
ный клапан (фланец 10 закрыт заглушкой).

Маслобак прикреплен к двигателю двумя металлическими лентами.

10,3.2. Агрегаты системы откачки

Откачивающий насос передней опоры КПД 38 (рис.юл) предназна-
чен для откачки масла из передней опоры КЦЦ, установлен в полости
передней опоры. Откачивающий насос - центробежно-шестеренного ти-
па, состоит из корпуса б (рисдо.в) и крышки 5, отлитых из алюмини-
евого сплава ; двух стальных шестерен 3 и 4 с крыльчатками и шне-
нами, Насос приводится во вращение от вала ротора КНД через гиб-
кий вал I ; снабжен двумя заборниками 2 и 7 с защитными сетками.

Откачивающий насос задней опоры КВД и передних опор РВД и
ТВД 33 (рис Xi) предназначен для откачки масла из полостей задней
опоры КВД и передних опор РВД ; установлен р промежуточном кор-
пусе . Насос - центробежно-шестеренного типа, состоит из корпуса
3 (рисдо.э), среднего корпуса 2, крышки I, отлитых из алюминие-
вого сплава ; двух пар стальных шестерен с крыльчатками 4 и 5.
Eiacoc приводится во вращение через рессору от птестерни, связан-
ной с ротором КВД. Насос снабжен тремя заборниками с защитили
сетками.

Откачивающий нижний насос 34 (рисуол) предназначен для от-
качки масла из опор роторов двигателя и приводится во вращение
от вала КВД через вертикальную рессору. Откачивающий насос -
центробежно-шестеренного типа, установлен на фланце промежуточ-
ного корпуса. Насос состоит из нижнего корпуса 3 (рис.10.10) и верх-
него корпуса I, отлитых из алюминиевого сплава, шестерен 4, 5 с
крыльчатками, откачивающими масло из задних опор РВД и ТВД, шес-
терни 2, шестерни 6, откачивающих масло из задней опори КВД и
передних опор РВД и ТВД. Все шестерни стальные. На верхнем кор-
пусе насоса имеется фланец для подвода масла из системы нагнета-
ния для подпитки насоса маслом на режимах, кегда масло из опор
откачивается в основном насосами, размещенными в них.

Откачивающий насос задних опор РВД и ТВД 27 (рицю.з) предна-
значен для откачки масла из задних опор ТВД и ТВД, установлен в
полости опор. Откачивающий насос задних опер (рисдо. 10 аналогичен
по конструкции откачивающему насосу передней опоры КНД (рис.1 o.ej4
Насос приводится во вращение от вала ТВД через гибкий вал I. Насос
снабжен двумя заборниками с защитными щетками.

Откачивающий насос маслоагрегага<:(рис1О.1)преднаэначен для от-
качки масла из КДА. Насос - центробежно-шестеренного типа, разме-
щен в одном корпусе маслоагрегата с нагнетающим насосом и пере-
пускным клапаном. Насос состоит из стальных шестерен 8, 9 (рису о. з
с крыльчатками. Масло из КДА поступает в насос через канал, отли-
тый в корпусе КДА. Внутри канала установлен сетчатый фильтр грубой
очистки.

Откачивающие насосы ВКА I (рису.о.1)и 39 предназначены для от-
качки масла из ВКА. Они установлены на корпусе ВКА. Насосы - цен-
тробежно-шестеренного типа, аналогичной конструкции ; каждый со-
стоит из корпуса 2 (рис .10.12) и крышки I, отлитых из алюминиевого

TQ
ле
1-	седло

2-	кллппи

Л- корпус

4,Ь- уплотнительное
кольцо

6-	крышка

7-	пружинь

8-	порпенъ

ПЕРЕКЛЮЧЕНИЯ

1-	гибкий пал

2-	саборшк

3,	4- шестерни с
крыльчаткой и
шнеком

5-	крышка

6-	корпус

7-	.-мборкпк

Рис. Ю . 8. ОТКАЧИВАЮЩИЙ НАСОС
ПЕРЕДНЕЙ ОПОРЫ КНД

1-	крышка

2-	средний корпус

3-	корпус

4,	5- шестерня с
крыльчаткой

-РИС. 10.9.ОТКАЧИВАЮЩИЙ НАСОС
ЗАДНЕЙ ОПОРЫ КНД И
ПЕРЕДНИХ ОПОР РВД И ТНД
±- верхний корпус

2-	шестерня.

3-	нижний корпус

•1,5- шестерни с
крыльчаткой

6- шестерик

Рис. Ю . 10, ОТКАЧИВАЮЩИЙ

НИЖНИЙ НАСОС

Ж
сплава, двух стальных шестерен с крыльчатками 3,4. Насосы приво-
дятся во вращение от шестерен ВКА через рессоры. Каждый насос
снабжен одним заборником 5 с защитной сеткой.

Обратные клапаны установлены: 43 (рисис.1) - в • агистрали от-
качки масла из ГТДЭ; 3 ^рисдо.1) - в магистрали откачки масла из
двигателя. Клапан43 по конструкции аналогичен обратнс?/у клапану4g
3 (рис.ю-el Обратный клапан 3 в магисть ли откачки масла из дви-

гателя расположен на промежуточном корпусе и состоит из двух кор-
пусов I (рисдо. 1э)и 3, седла 2 и клапана 4.

Перепускной клапан 4 4( рису о. ^предназначен для перепуска мас-

ла, откачиваемого из ГТДЭ, при увеличении давления в линии откач-
ки более (0,29*q* q^> -10° Ila (0,3^’j0 кгс/смь'). Перепуск масла

через клапан предотвращает повышение давления в системе откачки
из ГТДЭ. Перепускной клапан 42 установлен в блоке клапанов и по кон-
струкции аналогичен обратным клапанам в системе нагнетания и маги-
страли откачки масла из ГТДЭ.

.Магнитная пробка 40 (рис.1 о. предназначена для контроля со-
стояния омываемых маслом деталей ВКА по наличию стальных (ферро-
магнитных) частиц. Магнитная пробка с клапаном установлена в на-,
гистрали откачки масла из ВКА. В ее состав входят: пробка I (рис.
юл-йс уплотнительньыи кольцами 3, магнитом 4 и фиксирующим штиф-
том 2, корпус клапана 5 с клапаном 7 и пружиной 8, Пробка уста-
навливается в корпус клапана, фиксируется в нем замком байонетно-
го типа к контрится проволокой. В корпусе клапана имеются три от-
верстия для подвода масла к магниту пробки. При извлечении пробки
эти отверстия перекрываются клапаном, что препятствует вытеканию
масла из магистрали. Для обеспечения герметичности соединений на
цилиндрической поверхности пробки и под фланцем корпуса клапана
установлены уплотнительные кольца. Корпус 5 клапана крепится к
флангу корпуса 10 двумя болтами.

Клапан-пробка 5 (рисуо. О предотвращает вытекание масла из мас-
лобака при замене ГТДЭ. Клапан-пробка установлен в магистрали под-
вода масла от маслобака к 1ТДЭ. В соединенном состоянии коммуни-
каций клапан-пробка открыт ; при разъединении коммуникаций под
действием пружины клапан закрывает выход из трубопровода, не до-
пуская вытекания масла из маслобака.

пеприводной центробежный воздуто отделитель предназначен для
отделения масла, поступающего из магистралей системы откачки, от
воздуха. Воздухоотделитель 12 криедгм) расположен в заливной гор-
190
1,3- корпус

2— седло

4- клала»

ГИС. Ю. 13.ОБРАТНЫЙ КЛАПАН В СИСТЕМЕ
ОТКАЧКИ .МАСЛА ИЗ ДВИГАТЕЛЯ

1-	пробка

2-	ШГМЙГТ

3-	уллотмктсльные
кольпа

4—	магмхт

О— корпус клаппна

6—	уплотнительное
кольцо

7—	клапан

S— пружина

9-	опора

1О—	корпус

Рис. Ю. 14.МАГНИТНАЯ ПРОБКА
3

4

5

1-	ПИМ- 'ЛЬ

2-	седло

3-	угольник

4-	пружина

5—	клипам с кольцом

Рис.Ю. 15 ОБРАТНЫЙ КЛАПАН СИСТЕМЫ

СУФЛИРОВАНИЯ

л— крыльчатка

2—	шпонка

3-	крыльчатка

4-	корпус

5-	лабиринтное уплотнение

6-	вал

7—	корпус клапанов

В—	анероид

9—	барастатнчосккв клала»

10-	обраткый клапан.

РИС . IC . 16, ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ СУФЛЕР
довине маслобака. Ыасловозлутпная эмульсия в тангенциальном направ-
лении подводится по трубопроводу к воздухоотделителю, в котором
масло, отделяясь от воздуха, стекает в маслобак, а воздух через
отверстия в. .• духе отделителя выходит в верхнюю часть маслобака.

Дополнительный сливной бачок 26 (риск?.) предназначен для
слива масла из опоры турбины после выключения двигателя. При этом
воздух вытесняется из сливного бачка маслом и поступает в трубо-
провод суфлирования масляной полости задних опор РВД и ТВД. Масло
из бачка 28 (рисдол) откачивает при запуске нижний откачивающий
насос 34.

Бачоктсварной конструкции из титанового сплава, емкостью
I,6*I0”d мЛ (1,6 л). В стенки бачка вварены штуцера откачки масла,
суфлирования и резервный. Бачок закреплен к корпусу наружного кон-
тура болтами, проходящими через втулки, вваренные в стенки бачка.

10. 3.3. Агрегаты системы суфлирования

Центробежный суфлер 2 (рислол) предназначен для суфлирования
масляных полостей опор роторов В!<А, КДА и масляного бака. Суфлер
установлен на КДА и состоит из корпуса 4 (риелол^, корпуса кла-
панов 7, ступеней крыльчатки I и 3, полого вала 6, баростатичес-
кого клапана 9 и обратного клапана 8. Крыльчатка, закрепленная
на валу 6 шпонкой 2, приводится во вращение от ротора высокого
давления через зубчатые передачи КДА. На валу 6 установлено лаби-
ринтное уплотнение 5, предотвращающее поступление воздуха в су-
флер из полостей КДА. Через баростатический, клапан 9, управляе-
мый пакетом чувствительных элементов. 10, осуществляется суфлиро-
вание до высоты полета 6-8 км. После закрытия баростатического
клапана в системе с помощью обратного клапана 6 поддерживается
давление, избыточное над атмосферным (0,09UvQ,l47)«10^ Па
(0,1...О,15 кгс/см^), необходимое для работы маслонасоса в высот-
ных условиях.

Клапан 45 (рисдол) обеспечивает разрежение в масляных поло-
стях передней опоры КВД, задней опоры КВД и передних опор РВД,
ТВД от начала раскрутки роторов до малого газа, что улучшает ус-
ловия работы масляных уплотнений. Клапан предотвращает также воз-
можность наддува масляных полостей указанных опор воздухом из
задних опор ТВД и РВД. Клапан установлен на КДА и состоит из уголь-
ника 3 (рис.1 ол 5), ниппеля I, клапана 5 с кольцом, седла 2 и пру-
жины 4.
Предохранительный клапан 37 (рис.1 о. 1) двойного действия. Обес-
печивает давление в масляной полости передней опоры КВД в заданных
пределах.

Ю.3.4. Агрегаты системы наддува опор роторов

Переключатель наддува 10 (рис.ю.17) • двухпозиционный, пред-
назначен для переключения наддува опор двигателя. Переключатель
состоит из корпусйЧрисдоле!, в котором размещен клапан 4 с порс-
невыми кольцами 2,и крестообразной напразляющей 5. Пружиной I
клапан прижат к правому седлу. Переключатель имеет два фланца под-
вода воздуха: от наружного контура и ст седьмой ступени КВД. Выход
воздуха осуществлен через фланец крепления переключателя. Переклю-
чатель установлен на промежуточном корпусе.

Клапан суфлирования компрессора 22 (рисдо.17) поддерживает
давление в предмасляных полостях передней опоры КВД, задней опо-
ры КВД и передней опоры РВД и ТВД избыточным по отношению к дав-
лению в масляных полостях. Клапан установлен на корпусе компрес-
сора в магистрали выхода воздуха в атмосферу. Клапан состоит из
корпуса 5 (рис.1 o.is), в котором размещены клапан 2, пружина сжатия
б, седло I и втулка 3.

Усилие пружины регулируется шайбами 4. При повышении давления
воздуха в предмасляных полостях до давления, превышающего усилие
пружины, клапан отходит от седла и перепускает часть воздуха в ат-
мосферу, поддерживая давление в предмасляных полостях на заданном
уровне. При понижении давления пружина 6 возвращает клапан б ис-
ходное положение.

Клапан суфлирования турбины 20 (рис.ю.17) поддерживает давле-
ние в предмасляных полостях избыточным по отношению к давлению в
масляных полостях. Клапан установлен на заднем корпусе наружного
контура в магистрали выхода воздуха в атмосферу. Клапан суфлиро-
вания турбины состоит из корпуса 5 (рис.1 o.2<i, в котором размещены
клапан 2 и седло I, втулка 3 и пружина 6. Усилие пружины регули-
руется шайбами 4. Работа клапана суфлирования турбины аналогична
работе клапана суфлирования компрессора.

о


9SI

Phg.IU.2I4 Маслобак
I - обечайка

2	- штуцер заправки под давлением

3	- крышка заправочной горловины

4	- мерная линейка

5	- крышка маслофильтра

6	- «фланец установки клапана
переключения

7	- задняя стенка

8	- корпус уровнемера

9	- уровнемер

10	- фланец установки предохранительного
клапана

II	- фланец трубопровода суфлирования

12	- корпус клапана суфлирования

13	- фланец слива масла аз центробежного
суфлера

14	- фланец сигнализатора стружки в масле

15	- штуцер подвода эмульсии к сигнализа-
тору стружки аз системы откачка

16	- фланец подвода масла к
малоагрегату

17	- передняя стенка
18

19

20

21

22

23

24

25

26

27

28

29

30

31

32

33

34

-	фланец подпода масла к ГТДЭ

-	трубопровод подвода масла г.

в оз ду хоотделателю

-	воздухоотделитель

-	узел суфлирования

-	корпус мерно.* линейки

-	перагородка

-	фланец слава масла из маслофильтра

-	фланец слава масла из
маслобака

-	фланец подвода масла к маслофильтру

-	трубопровод слива масла из
маслофильтра

-	трубопровод подвода масла к масло-
фильтру

-	трубопровод отвода масла от
маслофильтра

-	трубопровод подвода масла к
маслоагрегату

-	трубопровод суфлирования маслобака
при действии отрицательных
перегрузок

-	корпус сигнализатора струнка

-	корпус маслофильтра

-	отсечноЛ поплавковый клапан
10. 4. Конструкция масляных уплотнений опор роторов
двигателя

На всех опорах роторов двигателя применяются контактные гра-
фитовые уплотнения. Особенности конструкции и работы уплотнений
позволяют разделить их на два типа: радиальные уплотнения 32, 35,
36 (рис.ю.'1) и торцевые уплотнения 29, 30, 31.

Основными элементами радиальных масляных уплотнений перед-
ней опоры РВД 32, а также задней и передней опор КВД 35, 36 и
рис. 22 являются разрезные графитовые кольца I, 2, 5 (рисдо.22),
установленные в кольцедержателе 4. Перемещение разрезных колец
в радиальном направлении и прижатие их к рабочей поверхности
кольца 7, установленного на вале КВД, осуществляется пружинами
3. Перемещение разрезных колец в осевом направлении и при-
жатие их к торцевой поверхности кольцедержатсля 4 осуществляется
пружинами	6. К усилиям пружин 3 и 5- при работе двига-

теля добавляются усилия от перепада давлений, возникающих ня эле-
ментах масляного уплотнения вследствие наддува предмасляных по-
лостей опор. Герметизация стыков элементов разрезных колец дости-
гается их перекрытием за счет взаимного смещения деталей уплот-
нения.

От проворачивания в окружном направлении элементы разрезных
колец удерживаются с помощью фиксаторов 9 и штифтов 12.

Е осевом направлении детали масляного уплотнения фиксируются
разрезным кольцом 8. Для улучшения условий работы и повышения на-
дежности уплотнения введено кольцо 10. Герметичность стыков кор-
пусных деталей уплотнения достигается за счет обжатия резиновых
колец II, 13.

Основными элементами ториевых масляных уплотнений передней и
задней опор ТВД 31, 29 (рчс.10.1), а также задней опоры РВД 30
являются разрезные графитовые кольца 1Ь и 17 (рис.10.22).
которые в осевом направлении поджимаются к ториевым рабочим по-
верхностям деталей 21 и 18 плоской пружиной 16, а в радиальном
направлении - действующими на них центробежными силами. Конструк-
тивной особенностью уплотнения передней опоры ТВД 31 (рисдо.й
является установка дополнительного третьего разрезного графитово-
го кольца со стороны предмасляной полости.
А-Д

Рис. 10.22, Масляные уплотнения опор роторов двигателя

А - передней опоры КНД; Б - задней опоры ТНД;

1,2,5,15,17 - разрезные графитовые кольца;

3 - дружина растяжения; 4 - кольцедержатедь; 6 - пружина
сжатая; 7 - кольцо; 6 - стопорное кольцо; 9 - фиксатор;

11,13 - уплотнительные кольца; 12 - штифт; 16 - плоская
пружина; 16 - гайка; 1~' - распорное кольцо; 20 - вал;

21 - торцевое кольцо
10. 5» Работа маслосистемы

Работа маслосистемн при запуске и в режиме "^нергоузел"
осуществляется следующим образом: масло из маслобака (рис.’од)
через клапан-пробку 6 поступает в маслосистему ГТДЭ. Масло, от-
качиваемое из ГТДЭ, поступает на смазку ВКА через блок клапанов
41. Смазка ВКА при запуске и э режиме '’Энергоузелп осуществляет-
ся через клапан 43	. блока клапанов, при этом клапан 42

предотвращает утечку масла в двигатель. Давление в линии откач-
ки ГТДЭ не должно превышать величины, определяемой условиями ра-
боты масляных уплотнений опер ГТДЭ. При увеличении давления выше
допустимого часть масла перепускается через перепускной клапан 44.
При работе двигателя открывается обратный клапан 42 а Клапан 43
закрывается, не допуская подачи масла от двигателя в маслосисте-
му 1ТДЭ. Масло из ВКА откачивается насосами I и 39 (рисдол) и,
про Дня магнитную пробку 40, а также обратный клапан 3, препятст-
вующий попаданию масла в двигатель, поступает в маслобак.

С момента начала раскрутки ротора высокого давления двига-
теля нагнетающий насос 5 маслоагрегата подает масло в опоры. Для
предотвращения переполнения маслом полостей опор до начала рас-
крутки РНД и вступления в работу откачивающих насосов 38, 27 мас-
ло перепускается клапаном В (рис^ол) на вход в насос. По мере
увеличения частоты вращения РВД повышается давление масла и кла-
пан 3 (рисдо.З занимает крайнее положение; вступает в работу
клапан 4, который поддерживает давление масла на рабочих режимах
работы двигателя в заданных пределах. После нагнетающего насоса
5 (рио?.и.1) масло поступает в топливомасляный теплообменник 7,
затем в масляный фильтр 21,через клапан переключения 22 - в тепло-
обменник 25, подключаемый на форсированных режимах. Масло, охла-
жденное топливом в теплообменниках, поступает на смазку и охла-
ждение подшипников роторов двигателя, на охлаждение уплотнений
опор, на смазку трущихся деталей КДА, ВКА, ЦКЛ, Фг., а также обес-
печения работы демпферов опор двигателя. Количество масла, по-
ступающего к смазываемым узлам двигателя, определяется сечениями
жиклеров в форсунках подачи масла.

Смазка редуктора датчиков РНД осуществляется маслом, залитым
в корпус редуктора. Для контроля уровня масла предусмотрена мас-
ломерная линейка.
Масло в смеси с воздухом, откачиваемое из опор роторов дви-
гателя. КМ и ВКА насосами I, 4, 27, 33, 34, 38, 39 проходит че-
рез обратный клапан 3 е сигнализатор стружки 29. При попадании
в зазоры ме. контактными шайбами сигнализатора металлически::
частиц электрическая цепь его замыкается и в блоке документиро-
вания бортовой системы регистрируется сигнал "Стружка в масле".
Далее масловоздушная смесь поступает в центробежный неприводной
воздухоотделитель 12, где масло отделяется от воздуха и сливает-
ся р маслобак, а накопившийся воздух через узел суфлирования
маслобака отводится в систем?/ суфлирования: через отверстия II и
12-при горизонтальном полете ; через отверстие II - при наборе
высоты ; через отверстие 17 - при снижении.

При действии отрицательных перегрузок или в перевернутом
полете суфлирование маслобака производится трубой 16. Дня пред-
отвращения выброса масла через узел суфлирования служит шарико-
вый клапан IC, отсекающий узел суфлирования маслобака от системы
суфлирования. Для снятия сифоиного эффекта в трубе 31 (рис.ю.'гт)
и в узле суфлирования маслобака выполнены три отверстия Н.

В случае повышения давления в маслобаке выше допустимого или
в случае увеличения обратного перепада давления между маслобаком
и отсеком двигателя срабатывает предохранительный клапан 15, за-
щищащий маслобак от разрушения (рис;о.О.

Отбор воздуха в систему наддува опор двигателя (рисдо.17)
производится: от седьмой ступени КВД, из кольцевого канала наруж-
ного контура и из полости 17 за воздуховоздушным теплообменником.
Управление отбором воздуха производится переключателем наддува 10
автоматически. При перепаде между давлениями в наружном контуре
и атмосферным .менее (0,49 + 0,049) *10 Па (0,5 + 0,05 кгс/см**'
воздух в систему поступает от седьмой ступени КВД, при больших
перепадах - из кольцевого канала наружного контура.

От переключателя наддува воздух, пройдя через внутренние
полости 2 стоек промежуточного корпуса, поступает по двум трубо-
проводам 7 в полость 5 наддува задней опоры КВД. Из полости 5
воздух поступает в полости: 4 - вала КВД, 16 - вала ТВД, 15 -
ротора высокого давления, а также в разгрузочную полость 9 КВД
через лабиринтное уплотнение полости надцува задней опоры КВД* Из
полости 4 вала КВД воздух поступает в полость 2 наддува парадней
опоры КВД, из которой направляется в првдмасляную полость 23

с С. л*
передней опоры КВД к в полость 3, сообщающуюся с проточной частью
двигателя. Воздух из полости 16 вала ТВД через полость 15 посту-
пает, с одной стороны, через лабиринтные уплотнения а пре-масляную
полость 13 передней опоры РВД и предмасляную полос* *> 14 ыежвально-Л
го уплотнения, а, с другой стороны,через отверстия з цапфе ТБД и ла-
биринтные уплотнения - в прсдмасляную полость 18 опоры турбины.

Воедух из воздуховоздушного теплообменника поступает в по-
лость за диском ТВД, из которой часть воздуха направляется в пред-
маслянутз полость 18 опоры турбины через лабиринтные уплотнения.

Суфлирование преднаеллней полости 23 передней опоры ротора
КВД производится через два канала 24, стойки переднего корпуса
КВД (рис.ю. 1“) и клапан суфлирования компрессора 22. Суфлирование
полости I кока осуществляется через те же каналы 24 и клапан 22.
Суфлирование предмасляной полости эдцней опоры КВД 6 осуществляет-
ся через трубопровод 21, 2 стойки промежуточного корпуса и клапан
22. Суфлирование предмасляной полости передней опоры КВД 13 осу-
ществляется через кольцевой канал II, те же стойки промежуточного
корпуса и клапан 22. Суфлирование предмасляных полостей 18 опоры
турбины осуществляется через кольцевую полость 19, стойки заднего
корпуса и клапан суфлирования турбины 20.

/а переходных режимах в предмасляные полости может попадать
из масляных полостей незначительное количество масла, которое отво-
дится за борт через клапаны суфлирования компрессора и турбины.
•10. б. Особенности эксплуатации маслосистемы

при эксплуатации маслосистемы необходимо помнить, что при-
меняемые масла токсичны и .'ребуют определенных мер предосторож-
ности.

Перед запуском двигателя в условиях низких температур
( “ и < - 40^С) производится подогрев маслобака, коробки двига-
тельных агрегатов, топливомасляньт теплообменников горячим воз-
духом от аэродромного подогревателя. Кроме того подогревается
масло перед заливкой его в маслобак.

Контроль работы масляной системы на земле осуществляется по
приборам, находящимся в кабине самолета, пульте наземного контро-
ля (ПЕК-99), входящего в мобильный комплекс МК-ТЮ» и пульте на-
земной проверки (ПНП-132А).

В полете информация о работе масляной системы поступает на
светосигнализаторы, табло системы "ЭКРАН”, в блоки документиро-
вания систем "ЭКРАН" и "ТЕСТЕР".

Контроль температуры масла производится с помощью приемника
П-77, установленного в магистрали откачки; электрические сигналы
приемника поступают в канал контроля температуры iuP£-99A, кото-
рый формирует сигнал "СЕРССь ОБОРОТА* при достижении предель-
ного значения температуры масла для индикации на табло "ЭКРАН"
и регистрации з блоках документирования "ИСТЕР" и "ЭКРАН".

Контроль давления масла на двигателе осуществляется с помо-
щью трансформаторного датчика давления ДАТ-4, выдающего электри-
ческий сигнал на светосигналиэатор и блок документирования си-
стемы "ТЕСТЕР". Кроме того, при поиске неисправностей и выпол-
нении отладочно-регулировочных работ на двигателе предусмотрено
подсоединение индуктивных датчиков из комплекта MK-TID для замера
давления масла в напорной магистрали двигателя, давления в поло-
стях суфлирования маслосистемы, давления масла в магистрали слива
от ГТДЭ в ВКА.

Контроль уровня масла в баке выполняется с помощью датчика
сигнализатора 19 (рис;о.i),установленного на маслобаке. Чувстви-
тельным элементом датчика является поплавок с постоянными магни-
тами, которые управляют контактными группами датчика. Если уро-
вень масла в баке выше 13 + 0,5 л, контакты датчика замкнуты и
при нажатии кнопки "Контроль маслобаков" загорается зеленая лампа.
При достижении подлавком уровня 13 + 0,3 л контакты размыкают цепь
и при нажатии кнопки "Контроль маслобаков" лампа не горит.
Контроль стружки в масле осуществляется щелевым элг -трокон-
тактным сигнализатором, установленным в магистрали откачки масла
из двигателя. Сигнализатор представляет собой набор токопрово-
дящих шайб. Когда появившиеся в .масле металлические частицы попа-
дает в зазоры между токопроводящими шайбами, электрическое сопро-
тивление цепи сигнализатора резко падает и в блок документирования
системы "ЭКРАН" поступает сигнал "СТРУЖА В МАСЛЕ".

Контроль работы системы наддува опор ротора осуществляется по
состоянию клапана переключения системами "ЭКРАН" и "ТЕСТЕР" путем
регистрирования сигнала "НЕСРАБАТЫВАНИЕ КПН" в блока?: документи-
рования.
Глава II. ТОПЛИВНАЯ СИСТШ

II.I.	Общая характеристика топливной система

Топливная система двигателя предназначена для подачи топ-
лива к рабочим форсункам в количествах, обеспечивающих запуск я
работу двигателя на всех режимах, во всех условиях эксплуатации.

Основные технические данные системы

Сорта применяемых топлив:

Основное РТ ГОСТ 16504-71;

Резервное Т-1, TC-I ГОСТ 10227-62.

Температура топлив на входе в двигатель:
РГ - 50 + 80°С
Т-1, TC-I - 50 + 60°С.

Тонкость фильтрации 16...25 мкм.

Производительность пасоса ЭДН-82	77,000 м3/ч.

Частота вращения насоса ЭДН-82	8000 об/мин.

Давление топлива на входе в HP-3I0 0,43...Ц10 МПа
(4,4...1,1 кгс/см2;.

Давление топлива на выходе из IiP-3IB 4 9,32 МПа.

Давление топлива на входе в РТ-31Б 4 8,83 МПа.

Расход основного топлива через: I контур ^ 750 кг/ч;

П контур £ 9000 кг/ч.

Давление топлива на входе в ФН-31А 0,43...С,1С8 МПа
(4,4...1,1 кгс/см2).

Давление топлива на выходе из ФВ-31А 6,85 МПа (70 кгс/см2).

Частота вращения 0H-3IA	= 26906 об/мин.

Расход форсажного топлива: через И и Ш контур <. 16200 кг/ч,
через I и 1У контур 416200 кг/ч,
через У контур 4 36С0 кг/ч.

II.2.	Состав и устройство топливной системы

Топливная система включает: топливную систему низкого давле-
ния, основную топливную систему, топливную систему.форсажной ка-
меры, дренажную систему, систему аварийного слива топлива.
Принципиальная схема топливной системы приведена на рис. II. I.

Топливная система низкого давления предназначена для повыше-
ния давления топлива, поступакхцего из топливзой системы самоле-
та, его фильтрования, подачи в агрегаты двигателя.

В состав системы входят: проставка (рис.И.I), тславопод-
качивающий центробежный насос ДЦН-82, топливный ф тьтр, трубо-
проводы.

Основная топливная система предназначена для подачи топли-
ва в основную камеру сгорания (ОКО.

В систему входят: насос регулятор HP-3IB, топливомасляный
теплообменник (ТО), распределитель топлива РГ-31Б, топливный
коллектор первого и второго каскадов с форсунками, трубопроводы.

Топливная система форсажной камеры предназначена для подачи
я распределения топлива в коллекторы форсажной камеры (ФК).

В топливную систему ФК входят: форсажный насос ФН-31А,
регулятор сопла и форсажа РСФ-31Б, распределитель форсажного
топлива РГ1‘-31А, топливомасляный теплообменник, трубопроводы,
топливные коллекторы я форсунки.

Дренажная система предназначена для отвода из двигателя
топлива и масла проникающих через уплотнения агрегатов, а для
слава остатков топлива из топливной системы и полостей двигате-
ля после его выключения.

Дренажная система состоят из сливного бачка (рис.II.I) кла-
панов слива, эжектора, трубопроводов.

Клапаны слива предназначены для слива остатков топлива из
полостей основной камеры сгорания, наружного контура и форсажной
камеры сгорания при неработающем двигателе.

Давление закрытии к .аланов 0,0314 ИПа (0,32 кгс/сы2);
давление открытия 0,0079 МПа (0,08 кгс/см2).

Кроме перечисленных агрегатов в топливную систему входит
насос высокого давления НП 96, предназначенный для питания гид-
роцяляядров управления створками реактивного сопла (рис.II.8),
я некоторые другие элементы,рассмотренные в соответствующих
главах настоящего пособия.

Все гидромеханические агрегаты топливной системы установлены
на двигателе.

Управление подачей топллна осуществляется рычагом управления
двигателем, электрическими командами и регуляторами.
11.3»	Конструкция основных элементов топливной
системы

Топливе эдкачивающий центробежный насос Я1Н-62 предназна-
чен д-7^ повышения давления топлива, подаваемого к агрегатам
топливной системы. Перепад давлении, создаваемый насосом спи
максимальной частоте вращения его ротора 0,515...0,755 МПа
(5,25...V,7 кгс/см2).

Насос состоит из качающего узла и сборника I (рис.II.2).
3 качающий узел входят рабочее колесо 6 и осевое колесо 5, смон-
тированные на валу 9 коробки двигательных агрегатов (КДА) 8 и
закрепленные гайкой 4 с зажймом 3. Крутящий момент передается
через шпонку 2. Сборник крепится фланцем к КД, место соедине-
ния уплотняется резиновымкольцом 7.

Топливный фильтр предназначен для очистки топлива,поступа-
ющего в агрегаты двигателя от механических примесей.

Основные технические данные топливного фильтра:
тонкость фильтрации ............. 16...25 мкм;

тонкость фильтрации через фильтр.грубой очистки
при открытом клапане перепуска .............. 40 мкм;

перепад давления, при котором в бортовок регистратор выдается
сигнал о засорении фильтроэл^ментов (0,39^0,078)10°Па
(0,4 - 0,08 кгс/см2);

рабочее давление ................ 11,7'10°Пя.... (12 кгс/см2).

Фильтр состоит из корпуса I (рис.11.3, II.4), двух фильтро-
элементов тонкой очистки 9, двух стаканов 6 с клапанами выпуска
воздуха 5., перепускного клапана 3 и фильтроэлеме.чта грубой очист-
ки 13. На корпусе фильтра установлены сигнализатор 17 (рас. II.4)
перепада давления и штуцер 18 для слива топлива при демонтаже
фильтроэлемента. Корпус I (рис.II.3) выполнен из алюминиевого
сплава, стаканы - из титанового сплава. Крепление стаканов 6 к
корпусу I выполнено с помощью откидных болтов 2 с гайками-бараш-
ками. Фильтроэлемент грубой очистки состоит из фильтра 13
(рис. II.4) с седлом, клапана 3, пружины 16 и регулировочной
галки 15. Фильтр установлен на КДА.

КачашиЙ узел агрегата НР-ЗТВ - насос шестеренного типа.
Конструкция насоса приведена на рис.II.5. Насос состоит из дву-
зубчатых колес, установленных в корпусе на подшипниках скольже-
ния, деталей привода, уплотнения и др. Главной конструктивной
Рис. II.2. Топливоподкачивающий центробежный
насос ЛЦН-82:

I - сборник, 2 - шпонка, 3 - зажим, 4 - гайка,

5 - осевое кольцо, 6 - рабочее колесо,

7 - уплотнительное кольцо, 8 - корпус КДА»

9 - вал


I-

2-

3-

4-

5-

8-

Корпус
откидные болты с
гайками-барашками
перепускной клапан
заглушка
клапан выпуска воздуха
стакан

7-	фланец сигнализатора
перепада давления .

8,	10,11, 12-уплотннтельиые
кольца

9-	фнльтроэлемент тонкой
□чистки

13-	фнльтроэлемент грубой
очистки

14-	защитная шайба

Рис. II.3 .ТОЛЛИННЫЙ ФИЛЬТР
4,1 С

5

Рас. II.4. Топливный фильтр (принципиальная схема)

I - корпус, 3 - клапан перепуска топлива,
5 - клапан выпуска воздуха, 6 - стакан,
9 - фальтроэлемент тонкой очистки,
13 - фильтроэлемент грубой очистки,
15 - регулировочная гайка, 16 - пружина,
17 - сигнализатор перепада давленая,
18 - штуцер слива топлива
особенностью засоса является торцевое уплотнение шестерен, ко-
торое состоит из двух неподвижных подпятников 2 и двух попвлх—
анх подпятников 4. Неподвижный подпятник установлен между тор-
цом подшипника и торцом шестерни. К другому торцу шестерни при-
легает подвижный подпятник. На стороне подпятника, противопо-
ложной стороне, прилегающей к торцу шестерни, выполнены гнезда,
в которые укладываются секторы 3 и 4 из керосиностойкой резины
(всего двенадцать секторов 4 я один сектор 3 на оба подвижных
подпятника). Под каждым секторов образуется замкнутая полость,
в которую по каналу н подпятнике (см.разрез по Б-Б) из ыежзубой
полости подводится топливо, давление топлива, воздействуя на
сектор л на подпятник, распирает ах, плотно прижимая подпятник
к торцу шестерни, а сектор - к торцу подшипника. Так как топли-
во под секторы подводится из меазубоных полостей, различно
удаленных от полости выхода из насоса, го тем самым компенсирует-
ся неравномерное распределение осевой сида, действующей на под-
пятник со стороны топлива, находящегося между зубьями шестерни.

Насос имеет предохранительный клапан ПК(рис. II,I),который
при достижения предельного давления (V3—4,9)-Ю^Па (95-5 кгс/см2)
перепускает часть топлива на вход.

Распределитель топлива (РТ) предназначен для распределения
топлива по каскадам коллекторов QKG, для отсечки подачи топлива
з начале запуска и для обеспечения первоначального броска топли-
ва в ОКС при запуске, для выключения подачи топлива к форсункам
и слива его аз коллекторов при выключении двигателя.

Распределитель топлива состоит:

аз распределительного золотника 3 (рис.II.б); клапана слива 2,
электромагнитного клапана броска 4 и др. элементов.

Механизмы РТ размешены в силуминовом литом корпусе,
установленном в нижней части двигателя на промежуточном корпусе.

корсажный насос ФН-31А (рис. II.7Рцентробежный, одноступен-
чатый предназначен для питания топливом форсажного контура и
аварийного слива топлива из топливной системы самолета.

Насос состоит из следующих основных элементов: рабочего ко-
леса II, установленного в корпусе насоса на подшипниках; клапана
входа 10, перемещаемого поршнем 4; клапана выхода I и других
устройств.

Крыльчатка-топлявного насоса открытого типа, фиксируется на
валу в осевом и окружном направлениях гайкой и шпонкой. Вал вра-
Рис. II.6. Распределитель топлива:

I - винт регулировки включения II каскада,
2 - клапан слива, 3 - распределительный золот-
ник, 4 - электромагнитный клапан Ороска
топлива
Рас. II.7. Форсажный насос;

I - клапан выхода, 2 - клапан подвода топлива
от HP,

3	- клапан отсечки топлива на запуске,

4	- поршень, 5 - жиклер, 6 - жиклер, 7 - жиклер,

8	- золотник переключения насосов,

9	- термочувствительный пакет, 10 - клапан
входа,

II - рабочее колесо, 12 - первая ступень эжектора,
13 - вторая ступень эжектора, 14 - рессора при.:ода
15 - масляное уплотнение, 16 - топливное уплотнение
17 - жиклер
дается в двух подщяпяиках качения: опорном-роликовом я упорности*,
ном-шапи^о^пм. Подшипники смазываются а охлаждается маслом,
подводимым из нагнетающей магистрали коробки двигательных агре-
гатов. Полость подшипников отдалена от топливной полости масля-
ным 15 и топливным 16 уплотнениями, для охлаждения и смазки топ-
ливного уплотнения предусмотрена циркуляция топлива через его
наружную полость, какал и жиклер 17. Топливо, просочившееся че-
рез топливное уплотнение, отводится в дренажную систему.

Привод топливного насоса осуществляется через шлицевую рес-
сору 14, зафиксированную от осевых перемстеяай в вале насоса
стопорным кольцом.

Применяемые материалы: корпусные детали насоса выполнены аз
титановых и алюминиевых сплавов; рабочее колесо - из титаново-
го сплава.

ТопливпыЙ насос высокого давления НП-96 (рас. II. 8) акси-
ально-плунжерного типа, переменной производительности. Предназ-
начен для подачи топлива на управление цилиндрами реактивного
сопла. Насос состоит из следующих основных деталей: корпуса,
блока цилиндров о, плунжеров 7, наклонной шайбы 4, сепаратора 6,
элементов регулятора давленая топлива за насосом.

Елок цилиндров 7. Приводится во вращение от вала через шли-
цевое соединение. Перемещаясь в осевом направлении, он постоянно
прижат усилием пружины к правому торцу насоса - распределатель-
олотнику, что обеспечивает уплотнение стыка и ппедотвранв-
ет утечку из магистрали высокого давления насоса.

Вал 9 в корпусе установлен на двух роликовых подшипниках.
В осевой направлении вал фиксируется слева сферической шайбой,
опирающейся ла ответную поверхность узла наклонной шайбы 4, а
справа - через подпятник на регулировочный винт. Подшипники а все
другие узлы трения насоса смазываются з охлаждаются топливом, на-
ходящимся во внутренней полости.

Плунжеры 7 насоса приводятся через башмаки 5, которые обес-
печивает малые удельные давления на рабочую поверхность нак-
лонной шахбы. Эго позволило исключить из узла наклонной шайбы
упорный подшипник. Лля лучшей смазки рабочих поверхностей басла-
ков в сферических головках плунжеров и башмаках выполнены от.зр-
стия для подвода топлива высокого давления из подплув тер кого прос-
транства.

Осевое перемещение плунжеров при всасывании осуществляется
I - рессора, 2 - манжета, 3 - торцевое уплот-
нение, 4 - наклонная шайбе, 5 - башмак,
6 - сепаратор, 7 - плунжер, 8 - олок цилиндров,
9 - вал, 10 - фильтр, II - демпрер, 12 - золотник
13 - поршень, 14 - упор, 15 - поршень,
16 - пружина
с помолью сепаратора ь, через башмаки 5 и охватываемые ими сре-
рические головки плунжеров.

Уплотнение вала насоса выполняется манжетой 2 и торцевым
уплотнителем 3, полость между которыми соединена с дренажной
системой. Привод вала насоса осуществляется через шлицевую
рессору I.
давление топлива, создаваемое насосом, зависит от режима
работы двигателя и условий полета. Максимальное давление за
насосом достигает величины 240* IC^IIa.

Применяемые материалы:, корпусные детали изготовлены из
алюминиевого сплава, блок цилиндров - из бронзы, остальные
детали - из стали.

Топливный коллектор л форсунки. Подача топлива в основную
камеру сгорания двигателя осуществляется 28 топливнами форсунка-
ми 3 (рис.II.9), равномерно расположенными по окружности на
топливном коллекторе. Соединение форсунок и штуцеров подвода
топлива с каскадами коллектора I и 2 осуществляется пайкой,
поэтому узел в целом является неразборным.

Форсунки - двухсоплозые, состоят из двух концентрачно
расположенных нерегулируемых односоплозых центробежных форсунок
первого и второго каскадов. Каждая односопловая форсунка имеет
свои завихритель 2,3 (рис.II.10), сопло 4,5 г. фильтр. Детали
обеих форсунок, расположенные в общем корпусе 8 , стягиваются
гайкой?. На внешней поверхности гайки устанавливается проти-
вонагарный колпачок, имеющий систему отверстий для подвода первич-
ного воздуха к вершине конуса распыла топлива.


9

з

?ис. II.10. Топливная форсунка:

I - фильтр. 2 - завихритель второго каскада

3 - завихритель первого каскада, 4 - сопло
второго каскада, 5 - сопло первого каскада

6 - □ротивонагарни! колпачок, 7 - гайка,

3 - корпус

ZZ Л. -W
II.4.	Работа топливной системы

Топливо из системы самолета поступает в проставку (риси.1^
одновременно в проставку через штуцера сливается топливо из аг-
регатор. В проставке поток выравнивается для предотв гудения
квитанции и поступает на вход ДЦ1. Б качающем узле ДЦН давление
топлива повышается. Из ДЦП топливо подаётся в топливный фильтр.
Очищенное в фильтре топливо поступает в НР ФН и :1П.

При засорении фильтрозлементов их сопротивление увеличивает-
ся и при достижении перепада давлений на фильтроэлементах
(0,39± 0,076) 103Па (0,4+ 0,08 кгс/см‘ ) сигнализатор вццаёт
электрический сигнал в бортовой регистратор. При увеличении дав-
ления до	'• ТО’Пв (I.4± clo .кгс/ем2) кллпак пеРа-

пуска 3 (рис.II .4-, преодолевая усилие пружины 16,начинает откры-
вать доступ топливу через фильтр грубой очистки 13 в топливную
систему, минуя фильтроэлементы тонкой очистки 9. Топливо, посту-
пающее от фильтра системы низкого давления в качающий узел насо-
са регулятора (рис.11.1), затем проходит через дозирующее уст-
ройство регулятора, топлиломасляный теплообменник и подводится
к распределителю топлива. При повышении его давления перед ?Т«
распределительный золотник 3 (рис.II.6)4 преодолевая усилие пру-
жины, открывает доступ: дозированному топливу в первый каскад
форсунок ОКС. Ло мере увеличения частоты вращения и расхода топ-
лива в ОКС давление топлива перед FT продолжает возрастать и
золотник 3 открывает доступ топливу во второй каскад форсунок
оке.

При выключении двигателя давление топлива за насосом-регу-
лятором падает, распределительный золотилк?занимает исходное
положение, открывается клапан слива 2 и топливо из коллекторов
поступает в сливной бачок.

Топливо из распределителя по коллекторам 1,2 (рис.II.9)
поступает через отверствия в корпусах 8 (рис.II.10) Форсунок к
завихрителям 2,о и далее в сопла 4,8. Получившее закрутку рас-
пылённое топливо поступает в жаровую трубу ОКС. Для предотвра-
щения образования нагара торец форсунки обдувается воздухом,
поступающим через сверления в противонагарном колпачке с.

Топливо для питания форсажной камеры подводится к качающему
узлу форсажного насоса (рис.II.7) через клапан входа IO.

Включение форсажного насоса осуществляется перемещением
в диапазон форсированных режимов. При этом закрывается слив
2П
лиаа через жиклер 7 из управляемой полости поршня 4 клапана
входя топлива в насос, иод воздействием усилия пружина и дт?ле-
ния топлива на поршень 4 клапан 10 открывается л топливо пос-
тупает на рабочее колесо II. Давлением топлива за качаг-шим узлом
открывается клапан I выхода топлива и закрывается кланам 2 пст-
вода топлива от насоса-регулятора.

При повышении темпесатуры топлива за начавшим узлом насо-
са-регулятора выше t- 132 С (что происходит при малых расходах
топлива э форсажной камере термочувствительный пакет 9 переме-
щает золотник о, открывая олив из управляемой полости поршня 4.
корсажный насос выключается из работа независимо от положения
РУД и тойливо б форсаж нут камеру поступает от качаюшегэ узла
насоса-регулятора.

Дседотврзпение перегрева деталей выключенного форсажного
насоса осуществляется за счёт перепуска топлива из полости ра-
бочего колеса II через эжектор 12 на вход s ДДН.

Для гарантированной подачи топлива в основную камеру сго-
рания на режимах запуска, при которых производительность насоса-
-регуяятэра ограничена, топливо, отбираемое от его качающего уз-
ла н РСФ, дозатор системы воспламенения ФК и агрегат управления
Ш отсекЕются клапаном 3. При увеличении давления топлива за
качающим узлом насоса-регулятора выше 1,76...2,35 МПа
(18...21 кгс/см^ ) клапан 3 открывается.

Для управления гидроциливдрами реактивного сопла использует-
ся топливо, отбираемое за фильтром и подаваемое насосом высокого
давления Ш-96 (рис.II.8). Производительность этого насоса за-
висит от режима работы двигателя и потребного усилия на гидро-
цилиндрах управления створками реактивного сопла. Регул1гровани*.'
подачи топлива насоса осуществляется по командам агрегата управ-
ления. Давление за насосом рнл связано с величиной командного
давления от агрегата управления зависимостью

Увеличение давления управления р^»г приводит к перемещенит1
поздтня 15 и золотника 12 вправо. Золотник прикрывает подвод топ-
лива под поршень 13, давление слива под ним ’Уменьшается к под
действием пружины 16 увеличивается наклон шайбы 4. расход топ-
лива и давление за насосом увеличиввгтс-я.
11,5.	Особенности эксплуатации топливной системы

В процессе эксплуатации допускается работа двигателя на
смеси топлив РТ, Т-1, ТО-I в любых пропорциях.

Чистота топлива,заправляемого в самолетные баки,.згламен-
тируется на уровне 5-7 мкм.
При отрицательных температурах наружного воздуха предусматрива-
ется возможность работы агрегатов топливной системы на топливах
с добавлением жидкости "И" от С,1% до 0,3%.

Контроль параметров топливной система в полете осуществля-
ется датчиками, которые обеспечивают выдачу сигналов в блоки
документирования систем "Тестер*1 и "Экран”. Наземный контроль
производится по приборам пульта наземного контроля ПНК-99, кото-
рый нходит в состав мобильного комплекса ИК-TI0.

Контроль перепада давления на топливном фильтре осуществля-
ется с выдачей электрического сигнала в блок документирования
системы "Экран" ("Засорение топливного фильтра") при достижении
перепада давления 0,38«I0°Lla (0,4 кгс/см2).

Контроль температуры топлива осуществляется приемником
П-77, установленным в трубопроводе между ДЦН и топливным фильт-
ром. Электрические сигналы приемника поступают в канал измерения
температуры топлива КРД и регистрируются в блоке документирова-
ния системы "Экран" ("Перегрев топлива"). Диапазон допустимых
температур на входе в насос регулятор при работе на топливе
РТ составляет: -50°С... + 120°С; при работе на топливах Т-1,
TC-I: - 50°С... + П0°С.

Контроль работы топливной системы низкого давления произво-
дится по давлению топлива в этой системе с выдачей сигнала
"Нет подкачки топлива" в блок документирования системы "Тестер".

Контроль работы основной и форсажной топливных систем на
земле производится по давлениям топлива в этих системах реги-
стрируемых приборами пульта ПНК-99.

Контроль работы дренажной топливной системы осуществляется
по утечкам топлива эа неработачхцем двигателе при выключенных
насосах подпитки. Суммарные утечки топлива в дренажную систему
самолета не должны превышать 4 см3/мив.
Глава 12. ПУСКОВАЯ СИСТЕМА

12.I.	Общая характеристика пусковой системы

Б двухдпитательной силовой установке истребителя имеются две
(на каждый двигатель) однотипные турбокомпрессорные пусковые сис-
темы .

Автономная, автоматическая пусковая система двигателя обеспе-
чивает:

-	запуск двигателя на земле и я полёте;

-	прокрутку двигателя и турбокомпрессорного стартера - энерго-
узла;

-	работу турбокомпрессорного стартера-энергоузла в режиме
энергоузла,

Особенностью пусковой системы является наличие турбокомпрес-
сорного стартера - энергоузла, представляющего собой турбогалъный
ГТД (условное обозначение ГТДЭ-II7-1 >, который предназначен для
запуска двигателя и привода агрегатов самолёта при неработающем
двигателе.

В связи с тем, что элементы пусковой системы участвуют при
запуске двигателей и работе ГТДЭ-П7-1 (далее в тексте - ГТДЭ) б
режиме энергоузла, нике рассматривается работа пусковой системы
при запуске двигателя и в процессе привода самолётных агрегатов ,
при неработающих двигателях.

Привод РВД двигателя и самолётных агрегатов от ГГДЭ при за-
пуске двигателя, самолётных агрегатов от ГТДЭ (при работе его в
режиме знергоузла' или от работающего двигателя обеспечивается
системой механических передач выносной коробки агрегатов (ВИА).
Две ВКА (левого и правого двигателей) вынесены р фюзеляже вперёд
вверх от двигателей и соединены с ними гибкими валами.

(	«а рис.12.I указаны установленные на ВКА самолётные агрегаты.
Наличие ВКА позволяет улучшить компоновку двигательных отсеков,
снизить трудоёмкость и время замены двигателей, а также облегчить
техническое обслуживание двигателей. При неработающих двигателях,
ВКА обеспечивает возможность автономной оперативной подготовки
электрических и гидравлических систем самолёта с приводом агре-
гатор ВКА ( см.рис. 12.Т ) от ПДЭ.

Масса ВКА с агрегатами - 228 кг., без агрегатов - 79 кг.

ГТДЭ используется только при наземном запуске двигателя.
Запуск двигателя в полёте осуществляется на режиме агторотапии.

3 состав пусковой системы двигателя входит:
Рис.12Л. Агрегаты установленные на выносной коробке
агрегатов (ВКА):

ГТДЭ-П7 - турбокомпрессорный стартер энергоузла;

ГП- 21 - генератор переменного тока;

ЛЦН-80 - топливный насос;

НП-112А - гидравлический насос;

СТ-115Б - электродвигатель запуска турбостартера;

ЭЛП-ЗТ - электромеханизм переключения муфт
-	'г/рбокомпгессорный стартёр—энергоузел ГТДЭ-П7-1;

-	устройства передачи крутящего момента от ГТДЭ на раскрут-
ку РВД и привод самолётных агрегатов ( электромеханизм переключе-
ния муфт, шлипевые муфтн, зубчатые передачи, гибкий вал);

-	система зажигания основной камеры сгорания двигателя;

-	пусковая топливная система двигателя;

-	система кислородной подпитки двигателя и ГТДЭ.

ГТДЭ имеет, в свою очередь, электрическую пусковую систему с
электростартером CT-II5 Е (рис.12.I). Общие сведения о конструк-
ции ГТДЭ и работе его систем приведены ниже в разделе 12.2.1.

Автоматическое управление пусковой системой двигателя осу-
ществляется автоматом запуска А1Д-99ь, во взаимодействии с электрон-
ным блоком комплексного регулятора двигателя КРД-99, которые ус-
тановлены на самолёте.

Принцип действия АГ*Д заключается в выдаче электрических ко-
манд на включение и отключение агрегатов пусковой системы по вре-
мени или по сигналам от ГТДЭ и двигателя.

Электропитание пусковой системы обеспечивается от наземных
источников питания или двух бортовых аккумуляторных батарей 20
НК БН-25-УЗ, ёмкостью 25 А-ч каждая.

Время наземного запуска двигателя с момента нажатия кнопки
ЗАПУСК до выхода на режим малого газа - не более 50 с.

Наземный запуск ГТДЭ и запуск двигателя в полёте (на высотах
более 6 км) осуществляется с кислородной подпиткой.

При работе ГТДЭ в режиме энергоузла, частота вращательного
движения привада агрегатов ВКА соответствует режиму работы дви-
гателя при П-ьд = 60,2-бвъ. Время работы ГТДЭ в режиме энергоуз-
ла-не более 35 мин. Ресурс работы ГТДЭ определяется общим временем
работа ГТДЭ в режиме энергоузла не более Г5 ч- или количеством
запусков ГТДЭ,равным 300.

Работоспособность ГТДЭ в наземных условиях обеспечивается при
температуре воздуха на входе от - 60сС до + 60°С и при изменении
высоты от 0 до 2500 и.

Время запуска ГТДЭ-не более 10 с.

Основные параметры ГТДЭ приведены в таблице 12.I
Таблила 12.1

Параметр	Режим работы		
	Стартерный Энергоуэел		
Расход воздуха 6)5* кг/с  Степень повышения давления в компрессоре Температура газа перед турбиной Г' • Мощность на выводном валуД// . л.с.(кят) Частота вращения, мин”* - выэодного рала - ротора тунбокомпрессора Ласса ГТДЭ, кг  Длина л максим.диаметр.,мм		0,9  3,25  НТО  87,5 (69,4)  4500  60750  38  780x250	——  40 (29,4)  2500  52500

управления пусковыми системами используются следующие эле-
мента управления и сигнализации, которые расположены в кабине лет-
чика.

На пульте управления двигателями (слева по полёту) размещены
рычаги управления двигателями (РУД). Для левого и правого двигате-
лей соответственно установлены:

а'' на энергошитке правого борта

-	кнопки ЗАПУСК;

-	трёхпозиционные переключатели рода работы ЗАПУСК-ПРОКРУТКА
СТАРТЕР-ПРС КРУТКА;

-	кнопки СТОП;

-	кнопки запуска ДДЭ ЭНЕРГОУЗЕЛ;

б' на правом щитке приборной доски

-	светосигнализаторы ЗАПУСК зелёного цвета;

-	сигнализаторы ОТШЧИ ДВИГ. И ТС жёлтого цвета;

в) на щитке левого борта

- выключатели ДУБЛИР. ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ

Указанные элементы приведены на схеме пусковой системы(рис.12-2)-

12.2.	Конструкция и работа основных агрегатов
пусковой системы

12.2.1.	Турбокомпрессорный стартер-энергоузел ГТДЭ-I17-I
(общие сведения о конструкции и системах)

ГТДЭ представляет собой турбовальный двигатель со свободной
турбиной. мощность которой через редуктор передаётся на выводной
вал 0 далее через рессору на привод ВКА.

Конструктивно ГТДЭ выполнен в виде двух сбооочных моделей
(рис.12.3):

а' модуля газогенератора, состоящего из компрессора Д, камеры
сгорания ш, турбины компрессора ГУ, коробки приводов I;

б) модуля свободной турбины, состоящего из свободной турбины У,
выхлопного патрубка УГ, редуктора УП и выгодного рала Уб.

На коробке приводов I установлены топяивно-масляный агрегат
(агр.4030' с приводом 60 и электростартер (СТ-115-Б^ 61, соединен-
ный с ротором турбокомпрессора посредством муфты свободного хода 2.
которая отсоединяет электростартер после запуска ГТДЭ. Муфта сво-
бодного кода 25 обеспечивает рассоединение редуктора УП от выводно-
го вала после запуска двигателя.

Ротор турбокомпрессора выполнен по двухопорнсй схеме; перед-
няя опора с шарикоподшипником 0, задняя с роликоподшипником 14.
Ротор свободный турбины установлен на двух опорах (подшипники 17 и
20'. Рабочее колесо свободной турбины расположено консольно отно-
сительно опор.

Компрессор Д - одноступенчатой, центробежный.

Состоит из корпуса 5, BtiA 4, профилирующего -сольна б, лопаточного
диффузора 7, спрямляющего аппарата 8, крыльчатки компрессора 56 с
вращающимся КА 57. Защитная сетка 58 состоит и? двух половин, стя-
нутых винтами и служит для предохранения от попадания посторонних
предметов, на вход в компрессор.

Цилиндрическая часть корпуса 5 является силовым элементом, соединя-
ющим корпус приводов I с корпусом камеры сгорания.

Камера сгогани* Ш - кольцевая, I- образной Формы в продоль-
ном сечении и состоит из корпуса камеры 12, жаровой трубы II, топ-
ливной крышки 54, форсунки 46. Топливо в крышку 04 подводится че-
рез угольник 49, трубку 53 и по каналам и отверстиям в крышке ь4
и втулке 10 направляется во внутреннюю полость форсунки 48. Форсун-
ка 4с предназначена для обеспечения требуемого распыла топлива,
погашаемого в камеру сгорания. Форсунка 48 устанавливается на вал
турбокомпрессора и жестко связана с ним длинами. Воспламенение
топливовоздушной смеси осуществляется двумя воспламенителями 59 с
кислородной подпиткой.

М & ri V. 7MS	220
Урбина компрессора и - одностуиенча гая, **л-, рвя»?** •
состоит из рабочего колеса 37, втулки 38, вала 5Ь, соплового ап-
парата и корпуса 36.

Рабочее колесо 37 гчполнено пельнолитиуах аз жаропрочного
сплава к припаяно к сварному узлу, состоящему из -з’а 55 к агул-
ки 38.Сопловой аппарат имеет 45 и внутреннее 46 колыго, ме*»*
которыми расположены пустотелые лопатки 13. Через лопа.чх 13
проходит часть воздуха после хоппрессора в жаровую трубу камерч
сгорания через отверстия 47.

Свободная тупб'/.на У состоит из соплового аппарата :5, корпу-
са 10 рабочего колеса 34 и припаянного к нему сварного узла, сос-
тоящего из вала колеса 34 и припаянного к нему сварного узла, сос-
тоящего из нала 31 и втулки 32.

Рабочее колесо 34 отлито из -каропрочного сплава за одно го-
лое с диском и рабочими лопатками. Через вал 31 и далее ведущую
шестерне 29 редуктора УП передается крутящий момент от рабочего
колеса свободной турбины на выводной вел 7П>. Три лопатки соплово-
го аппарата 15-полые и нспользугтся для коммуникаций подшипника
1й. Литой сопловой аппарат 15 сварен с корпусом 35. воспринима-
сшим радиальные нагрузки от подшипника 1ч.

Редуктор УП предназначен для снижения частоты вращения сво-
бодной турбины и передачи крутящего момента на привод ЗКА.

Редуктор выполнен по схеме простой передачи и состоит из
корпусов - переднего 21, среднего 23 и заднего 24, трёх двойных
шестерен перебора 22, ведущей 29 и ведомой 28 шестерен, муфты
свободного хода 2э.

Муфта 25, в срок очередь, включает наружную 40 и внутреннюю
44 обоймы, внутренний сепаратор 43, пружину 42, наружной сепаратор
41, экспентриховые ролики 39. Ь свободном состоянии ролики 39
прижимаются пружиной 42 к внутреннее поверхности наружной обойми
44. Обойме 4П с поиошь*? питии соединена с валом У1И. Таким обрезом,
крутящий момент с рала свободной турбины через птестерчи 29,22,28,
внутреннюю обойму 44, заклиненные эксцентриковые ролики 29, нчг.ж-
ную обойму 40, муфты 25 передаётся на выводной -ал 5’1 ГТГ.З.

При достижении выводным валом, а слеповательно. и обоймой
40 частоты сращения большей.чем у обоймы 44, ролики 39 растапли-
ваются и центробежные силы прижимают их к наружной обо'мт 4.', от-
соединяя редуктор от выводного 5ала УЕ.
Ст ведомой шестерни 28 через шестерил 27 передаётся крутя-
щий момент на трансмиссионный природ регулятора частоты Сращения
свободной турбины, расположенный в агр.4030.

Выхлопной патрубок У1 пред назначен для отвода отработанного
газа в атмосфер}" и обеспечения силовой связи между корпусом опо-
ры ротора турбокомпрессоре 36 и корпусом редуктора ГТДЭ 21.

Силовая связь корпусе* 26 и 21 осуществляется через обечай-
ку 19. Б зоне выхлопного отверствия силовым элементом является
стержень 33. проходящий внутри трубки 30, предохраняющий стержень
от воздействия выхлопных газов. Внутренний канал выхлопного пат-
рубка образован стенкой 16.

Отверстие выхлопного патрубка на самолёте закрыто управляе-
мой заслонкой, которая открывается при работе ГТДЭ гр команде
АДД.

Коробка приводов агрегатов I предназначена для передачи
крутящего момента от электростартера 61 к ротору турбокомпрессо-
ра ГТДЭ при запуске м от ротора турбокомпрессора к топливном}’ и
масляному насосам агр.4030 и насосу откачки масла из редуктора.

Коробка приводов состоит из корпуса I, набора цилиндричес-
ких и конических шестерён, муфты свободного хода 2 с эксцентри-
ковыми роликами 51.

При запуске электростартер СТ-115Б передаёт вращение через
рессору и конические зубчатые колёса на внутреннюю обойму 52
муфты свободного хода. Внутренняя обойма 52 через ролики 51 зак-
линена с наружной обоймой 50 муфты. Далее крутящий момент пере-
даётся через систему зубчатых колёс на хвостовик ротора турбо-
компрессора. После отключения электростартера частота крашения
наружной обоймы 50 становится больше, чем у обоймы 52, происхо-
дит рассоединение кинематической цепи электростартера 61 с турбо-
компрессором ГТДЭ.

Кинематическая схема ГТДЭ приведена на рис.12.4.

Масляная система-икркуляционная, открытого типа, предназна-
чена для обеспечения смазки подшипников и зубчатых опор ГТДЭ их
охлаждения и уделения частит: износа. Схема масляной системы при-
ведена не рис. 12.5. Масляный агрегат, который является состав-
ной частью топливно-масляного агрегате 4030 состоит из следующих
узлов:

-	блока шестеренных масляных насосов (нагнетающего 10 и двух
откачивающих 7,8 );

-	масляного фильтра 4 с предохранительным и обратным 2 кла-
панами

-	клапане стравливания воздчха из наел©магистрали I.
2S*	-227
I - выводной вел; 2 - муфта свободного хода выводного вала; 3 - ведомая шестерня
редуктора; 4 - шестерни трансмиссионного привода; 5 - ведущая шестерня редуктора;

б - свободная турбина; 7 - турбина компрессора; 8 - крыльчатка компрессоре;

4 - ведущая шестерня коробки приводов; (0 - двойное зубчатое колесо коробки
приводов; II - привод насоса откачки масла из редуктора; 12 - муфта свободного
хода электростартера; 13 - привод от электростартера; 14 - привод агр.40Г от
свободной турбины» 1‘о - привод агр. 4030 от турбокомпрессора; 16 - трансмиссионный
•Ч инод; '? - двойные шестерни перебора.

ис. 12.4. Кинематическая схема ГТДЗ-117
Прироя маслонасосов 10, 7, 6 осуществляется от коробки при-
водов ГТДЭ ( см.рис.12.4 . Откачивающий насос 3 предназначен ддя
откачки масла ив полости редуктора, устанавливается на прилив*
корпуса компрессора и получает вращение от ротора турбокомпсес*о-
ра ГТДЭ через рессору 57а (рис.12.3' коробки приводов. Подвод мас-
ла от редуктора к насосу 8 и отвод его от насоса осуществляется
наружными трубопроводами.

Обратный клапан 9, расположённый на входе в маслобак предназ-
начен для предотвращения перетекания масла из маслобака в полость
неработающего ГТДЭ.

Масло из маслобака двигателя по внешнему трубопроводу ппсту-
пает на вход г нагнетающий насос 5 и отрегулированное по давлению
на выходе редукционным клапаном 6.пройдя масляный фильтр 4 пос-
тупает к узлам смазки ГТДЭ. Редукционный клапан 6 подперкиг-ет
расчётное давление масла в линии нагнетания г пределах 2-3 кгс/см';
При увеличении перепада давления^масла не Фильтрующем элементе
маслофильтра до 1,1 - 1,5 кгс/см*" открывает:* перепускной клепан
3 и масло поступает в нагнетающую магистраль, минуя маслофильтр 4.

Масло,откачиваемое насосами 7, 8, 13.поступает в единую слив-
ную магистраль. Смазка муфты свободного хода (МСХ) выводного вала
осуществляется маслом, которое подаётся из нагнетающей магистра-
ли ВКА через уплотнительную втулку, расположенную по ет”»:у фланцев
ГТДЭ и ВКА. Отработанное масло сливается через отверстие во Слан-
це ГТДЭ в полость ВКА.

c’acvOA масла в стартерном режиме-не более 0,08 л за запуск,
в режиме энергоузла-не более 0.6 л/ч.

Автоматическая система управления расходом топлива в камер*
сгорания ГТДЭ обеспечивает выполнение следующих Функций:

-	управление расходом топлива в камере сгорания при запуске
и разгоне;

-	ограничение максимальной частоты вращения ротора турбокомп-
рессора /?г< ;

-	ограничение максимального расхода топлива;

-	ограничение максимальной частоты ’решения ротора свободно0
турбины Пет при работе в режиме стартера;

-	поддержание n<r~const при работе в режиме энергсузла;

-	ограничение минимального расхода топлива при сбросе наг-
рузки в режиме энергоузла;

-	выдачи электросигнала на отключение электростартера
СТ-И5Б;

-	прекращение подачи топлива в камеру сгорания по электричес-
кому сигналу.	>х
Агрегаты системы управления расположены г топливной насссе-
- регуляторе топливомасл-ного агрегата 4030 и включает:

-	топливный насос шестеренчатого типа с приводом от ротора
турб о компрессора ГТДЭ;

-	автомат запуска и разгона кАЗР), обеспечивающий дозирова-
ние топлива в- зависимости от величины давления воздуха за компрес-
сором на запуске и разгоне;

-	центробежный ограничитель частоты вращения ротора турб ок ст-
ресс ора;

-	регулятор частоты вращения ротора свободной турбины, с ог-
раничителями максимального и минимального расхода топлива;

-	механизм отключения электростартера по давлению топлива,
пропорциональному

-	электромагнитный клапан основного топлива (ЭМК ОТ на
рис.12.2);

-	электромагнитный клапан режима энергоузла ЭМИР для перест-
ройки регулятора частоты вращения свободной турбины на режиме
работы ГТДЭ в качестве энергоузла.

Пусковая система ГТДЭ - электрическая. Она предназначена
для запуска ГТДЭ или его холодной прокрутки в наземных условиях.
Сна еключает : электростартер СТ-ПьБ, пусковую топливную сис-
тему, систему зажигания в камере сгорания, обратный клапан кис-
лородной подпитки (остальные агрегаты системы кислородной под-
питки расположены на самолёте, подробнее см.раздед 12.2.4).

Управление пусковой системы ГТДЭ осуществляется по командам
АДД-99, во взаимодействии с его датчиком частоты вращения рото-
ра турбокомпрессора ДТА-10.

Электростартер СТ-115Б представляет собий двигатель постоян-
ного тока, последогательного возбуждения, закрытого типа. Пот-
ребляемый ток электростартером при напряжении 16 вольт и нагру-
зочном моменте 0,15 кгс.м не более 160 ампер. Электростартер
установлен на переходнике коробки приводов ГТДЭ и соединён с
коробкой рессорой (см.рис.12.3 ).

пусковая топливная система обеспечивает пр:' запуске ГТДЭ,
дозирование топлива в камеру сгорания в зависимости от величи-
ны давления воздуха за компрессором. В состав её входят автомат
запуска и разгона и механизм отключения электростартера по дав-
лению топлива, пропорционального Пг* , расположенные * агр.403С,
топливная форсунка 48 (рис.12.3 ) и элементы системы топлигопол»-
чи,рассмотренные внес.

Система зажигания включает агрегат зажигания СК-224-05, Д^
2Х
Гис. 12.6. fycitonofl воспламенитель ГТДЭ:

I - c»cm аахмганмм СП-54У; з - прокладка; 4 -	’

6 - кольцо уадогиигельмое; 7 _ корпус; в Wuep подп„-п ииссородл ‘	*
высоковольтных провода и две свечи зажигания СП-54 У. Агрегат
зажигания предназначен для преобразования напряжения источника
питания н напряжение, необходимое для нормального функциониро-
вания полупроводниковых свечей зажигания, установленных в пус-
ковых воспламенителях, Он выдает импульсные разряды с частотой
15-45 смп/с и напряжением около 3 киловольт. Агрегат зажигания
устаналнвается на ЬКА. Передача электрических зарядов высокого
напряжения от агрегата зажигания к свечам происходит по высоко-
вольтным проводам.

Конструкция пускового воспламенителя ГТДЭ изображена на
рис. 12.6.

Свечи зажигания СП-54 У предназначены для преобразования
импульсов тока высокого напряжения в электрические разряды. Они
установлены в пусковых устройствах. Воспламенение распыленного
топлива в полости сгорания происходит за счет электрического
разряда между центральным и боковым электродом свечи.

Работа пусковой системы П£.Э рассматривается ниже, в разделе
п.З.

12.2.2.	Устройства передачи крутящего момента от ГТДЭ
па раскрутку РВД и привод самолетных агрегатов

Передача крутящс.»го момента от свободной турбины ГТДЭ на
раскрутку РьД при запуске, или на привод самолетных агрегатов
ВКА, обеспечивается автоматическим изменением кинематической це-
пи ВКА при помощи электронехаялзма переключения режимов работы
ВКА ЭПП-3 Т (поз.1,рис. 12.2).

ЭПП-ЗТ включает и себя электродвигатель, редуктор и ходовой
винт (расположены внутри электромеханизма). При включении электро-
двигателя приводится в движение тяга 2, совершающая постунатель-
ное движенце. Движение тяги передается на траверсу 3.

Траверса 3 жестко связана с подвижной скобой 4 и валиком 5.
Движение траверсы одновременно передается на валик 5 и скобу 4.

Подвижная скоба 4 перемешается по наружным шлицам валика
13.сообщая поступательное движение шлицевой муфте 14.

Муфта 14 имеет наружный зубчатый венец 12 передачи крутяще-
го момента от ГТДЭ (при работе в режиме энергоузла; на шестер-
ню 6. С помощью наружных шлиц осуществляется подвижное соединение
муфты 14 с шестерней 15.

йа валике 5 находится шлицевая втулка 3, перемещающаяся по внут-
ренним шлицам шестерни 7.
В процессе запуска иля при работе двигателя втулка 8 входит в
зацепление с внутренними шлицами муфты 9.

lлицевая муфта Э обеспечивает передачу крутящего момента от
ГТДЭ к коробке двигательных агрегатов (КДА) через валик IC при
запуске двигателя иля на самолетные агрегаты при работе двигате-
ля через цилиндрическую шестерню 7.

При запуске крутящий момент передается через втулку 6, муф-
ту 9 з валик IG на цапфу II гибкого вала,связанного с КДА.

Гибкий вал состоит из цилиндрического вала 16, двух цапф II и
19, двух блоков диафрагм 42 л 20. Блоки диафрагм с цапфами и
валом 16 скреплены по фланцам болтами.

Цапфа II и 19 шарнирно связаны с валом сферическими вклады-
шами 18 и 41.

Конструкция гибкого вала (см. 9.5.1) дозволяет компенсиро-
вать неоооонозть и перекос осой соединяемых валов ВКА и КДА.

Крутящий момент от ВКА и КДА и от КДА к ВКА передается гиб-
ким валом через блоки диафрагм 43 и гал 16.

В соответствии с режимом работы ВКА (см. 9.5.2), передача
крутящего момента идет через одну из двух кинематических цепей
между гибкам валом ГТДЭ л агрегатами ВКА.

При запуске двигателя крути лл.*. г.о.:ент от ГТДЭ передается
через валик 13 на муфту 14 а далее на шестерню 15. откуда через
две цилиндрические шестерни на шестерню 7 и далее и агрегатам
ВКА.

Через втулку 8, муфту 9 и валик 10 крутящий момент передастся
на цапфу II гибкого вала привода КДА-

При работе двигателя (или авторотации) крутящий момент от
РВД передается от гибкого вала через валик 10,муфту 9, втулку 8
на шестерню 7 и далее через цилиндрические шестерни к агрегатам
самолета. Му-рта свободного хода ГТДЭ отключает его от ВКА.

При запуске, работе и авторотации двигателя тяга 2
электромеханизма ЭПП-ЗТ находится в убранном положении.

Л?. 3$'?

7
При работе л режиме знергоу.зла выдвигается тяга 2,
перемещая траверсу 3, жёстко связанную с валиком 3 и скобой 4.
Валик 5 выводит из зацепления с гибким ралом втулку 8 с муфтой
9 ВКА.. Подвижная скобя 4 перемещает муфту 14 до соединения зуб-
чатого венца 12 с венном шестерни 6. При этом шли»гы муфта 4
выходят из зацепления со шлицами шестерни 15. Этим обеспечивает-
ся изменение передаточного отношения от вала турбины 1ГДЭ к аг-
регатам ВКА. При работе ГТДЭ б режиме энергоузла крутящий момент
от валика 13 передаётся через муфту 14 на шестерню б и далее че-
рез цилиндрические шестерни на агрегаты ВКА.. Шестерня 15 свобод-
но вращается относительно валика 13 и работает как промежуточная.
Гибкий вал при этом неподвижен. Частота вращения роторов агрега-
тов ВКА соответствует режиму работы двигателя	=	* 2?

(по указателю с кабине).

12.2.3.	Система зажигания основной камеры сгорания

Система зажигания предназначена для воспламенения топливно-
воздушной смеси г. основной камере сгорания при запуске двигате-
ля на земле и в полете. Она включает в себя: агрегат зажигания и
два пусковых воспламенителя.

Агрегат зажигания СК-224-6 ( на схеме рис.12.2 обозначен-
АЗ ГГД) - ёмкостной. Предназначен для преобразования напряжения
источника питания в напряжение,необходимое для функционирования
свеч запального устройства. Номинальная накопленная энергия
- 6 Дж; частота следования разрядов на свечи запального устройст-
ва - 2 - 10 имп/с; потребляемый ток - 5- 2 А. Режим работы агре-
гата - кратковременный. В исключительных случаях допускается
производить подряд несколько включений без перерыва, общей дли-
тельностью не более 180 с.
Агрегат установлен на корпусе КЦ”.

Пусковой воспламенитель предназначен для воспламенения топ-
ливовоздушной смеси. Он состоит из полупроводниковой свечи 21 и
корпуса 22 со штуцером 23 подвода кислорода.

Свеча- неразборная, экранированная, с керамическим изолято-
ром между электродами свечи. Соединение свеч с агрегатом зажига-
ния осуществляется двумя высоковольтными экранированными прово-
дами. Искровой разряд происходит между электродами свечи по ра-
бочей nonepvHocTH изолятора, покрытого полупроводниког,тм сло^м.
При запуске в полёте в кольцевую полость .между свечой и корпу-
сом поступает кислород через штуцер 23.
При работе системы зажигания, по команде АЛД к агрегату зажи-
гания подаётся постоянный ток напряжением 27 Б от зяектроеистемн
самолёта. 5 результате накопления электрического заряда на нахзп. -
тельном конденсаторе агрегата и краткогремеиных разрядов конденса-
тора через межэлектродный промежуток свечи происходит росплемен*ни*
топливовоздушной смеси в камере сгорания. Подача кислорода в по-
лёте повышает надёжность работы системы зажигания.

12.2.4.	Система кислородяой подпитки

Система кислородной подпитки предназначена для подачи кисло-
рода в пусковые воспламенители основной камер?* сгорания двигателя
при запуске его » полете и пусковые воспламенители ГТДЭ при его
запуске. Схема кислородной подпитки показана на рис.12.7. Приведен-
ные на рис. 12.7 элементы кислородной подпитки установлены на брр—
ту самолёта.

На каждом двигателе и на ГТДЭ дополнительно установлены обрат-
ные клапаны, которые препятствуют поступлению газа в систему кис-
лородной подпитки.

Бортовой кислородный баллон 2 ёмкостью 4 л заряжается от на-
земного источника питания до давления 150 кгс/см*', с поправкой в
зависимости от температура окружающей среды. Давление при заряд-
ке контролируется по манометру высокого давления 5. 1<ислрродный
редуктор Нг-31 10 предназначен для понижегшя давления кислорода
со 150 кгс/см2 до рабочего давления 9,5 - 12 кгс/см'" . Контрол»
давления производится по манометру 9. Электролневмоклапаны б уп-
равляют подачей кислорода к пусковым блокам основной камеры сгора-
ния двигателя в полёте,э клапаны 7 - подачей кислорода в камеры
сгорания стлртеров-энергоузлов при запуске на земле. Управление
клапанами 6 и 7 производится ст АЛД-99. Гибкие мета.- л ору ка ял II
обеспечивают надёжную работу системы при теплодчж перемещениях дгг-
гателя •• при деформациях физ-ляжа в полёте.

Расход кислорода не один запуск двигателя в полёте составляет
30 г. Расход на один запуск ГТДЭ составляет 10 г.

При запуске двигателя в полёте, через 20 с после начала ник-
ла запуска в полёте, либо по постижении = ЭМ подача кисло-
рода в пусковые воспламенители основной камеры сгорания двигателя
прекращается.
При проведении неавтоматического запуска в полёте, кислород посту-
пает с пусковые воспламенители с начала чикла запуска до момента
выключения выключателя ДУБЛИг . ЗАПУСК Ь ВОЗДУХЕ.

При запуске ГТДЭ кислород поступает в его пусковые воспламе-
нители по команде АЦЦ. Через ТО с { или при отключении элехтростар-
Рис. 12.7 Принципиальная схема системы кислородной подоитя
' пусковых блоков двигателей и энергоузлов:

1	- зарядный штуцер;

2	- кислородный баллон;

3	- запорный вентиль ;

4	- штуцер стравливания;

5	- манометр высокого давления;

6	,7 - электропнезмохлапаны;

8	- дренажные трубопроводы;

9	- манометр низкого давления;

10	- редуктор;

II	- гибкие металлорукава
тера ГТДЭ) иодача кислорода прекращается.

12.2.5.	Пусковая топливная система двигателя

Автоматическая дозировка топлива в основную камеру сгорания
при запуске обеспечивается следующими агрегатами системы торти-
всподачи и автоматического управления двигателя ( см.рис.12.2

-	центробежным подкачивающим топливным насосом ДЩ1-62;

-	насосом-регулятором HP-3I;

-	распределителем топлива по каскадам коллекторов PT-3IB;

-	топливными коллекторами первого 24 и второго 25 каскадов
с форсунками 26.

В связи с тем, что указанные выше агрегаты подробно рассмат-
риваются в соответствующих разделах пособия, ниже даны лишь их
принципиальные схемы, с точки зрения участил агрегатов в процес-
се запуска двигателя. В HP-3I и PT-3I В рассматриваются узлу ,
имеющие непосредственное отношение к процессу запуска.

Топливный насос ДЦН-82 предназначен для повышения давления
топлива, поступающего из топливной сист-мы самолёта. Перепад
давлений, создаваемый насосам при максимальной частоте вращения
его ротора (осевое 27 и центробежное рабочее 23 колесосостав-
ляет 5,25-7,7кг/см^. Насос имеет привод от К£А.

Насос регулятор РУ-31 имеет привод от КДА .

Максимели ioe давления топлива за качающим узлом насоса
- 95 кг/см^. Управление UP-3I осуществляется РУД, а такте по
электрическим командам от КРД-99 и из электросистемы самолёта.
Топливо с" качающего узла подастся к дозирующему кря.ну 30 и
лее стоп-крану. Управление стоп-краном производится от РУД. Ре-
гулятор постоянного перепада давления (ГЛПД) поддерживает постоян-
ный перепад на доз’грующем кране 30. Давление и расход топлива за
краном X определяются площадью его проходного сечения. Управ-
ление краном 30 осуществляется от сервопоршня по заданной прог-
рамм- управлении.ИР-31 вступает и работ/ в процессе запуска.
Дозирование топлива г- камеру сгорания при запуске осуществля-
ется топливным автоматом зап?/ска ТАЗ по закону :

Рг = Рга +	<*г Р* ~Р") .

где рт - давление топлива в канале "а" за стоп-краном;

Pro - давление топлива.определяемое затяжкой пружины 31 ГАЗ;
- постоянный (конструктивный ) коэффициент, определяе-
мый соотношением площадей м*мбранн и клапана автомате
запуска;
£г- коэффициент редукции, зависящий от диаметра Р^Т^ророцно^,
жиклера 35.

В начале зепуска сервопоршень дозирующего крана 30 находится
на упоре минимального расхода, а часть топлива за дозирующим «фа-
ном из канале "а” перепускается плунжером 36 на вход ? ДЦН.
Количество топлива,полагаемого в камеру сгорания,определяется за-
тяжкой пружины 31, натяжение которой регулируется винтом 33.
С увеличением частоты вращения РЭД. растёт р* , мембрана проги-
бается и плунжер 36 прикрывает сливное отверстие.

Коррекггит) подачи топлива при запуске двигателя в пол3т* обес-
печивает высот г=тй корректор ° зависимости от давления воздуха в
отсеке двигателя. Качало вступления ° работу высотного корректоре
определяет я величиной зазора между штоком анероидов 32 и рыча-
ге?/ 34. Коррекция топлива в процессе запуска на последнем этапе
ссупегт^ляетср также автоматом приемистости (подробнее см.раздехМ»

Распределитель топлива FT-3I В предназначен для распределения
топлива ио каскадам коллекторов форсунок камеры сгорания, для от-
сечки полами топлива г начале запуска и для обеспечения первона-
чального ’’броска" топлива при запуске, для выключения подачи топ-
лига к форсункам и слива его из коллекторов при выключении двига-
теля или включении клапана выключения двигателя (К0>. PT-3IB уста-
новлен на промежуточном корпусе двигателя внизу.

В начале запуска ( до воспламенения топлива в камере сгорания)
топливо, поступающее от HP к РТ,по каналу "а” перепускается через
проточку золотника 37 РТ?по каналам "б” и "в"-на вход в ДЦН и к
форсунка?/ не подаётся. При поступлении электрического сигнала от
АДЦ электромагнитный. клапан МКВ—25. открывает доступ топливу от
регулятора постоянного давления (РЦР? насоса HP-31 по каналу "д"
золотники 37 и 33. При перемещении золотника 37 вправо (по схеме)
прекращается тлив топлива через канал б, тго приводит к повышению
его давления перед г* определительным зо.-стником 39. Зототник 39,
преодолевая уси.те пружин:-?, смещается влево и открывает дост*гп
дозированному топливу в I каскад форсунок. Одновременно, смещение
золотника 38 приводит к подаче через его проточку к каналам "г*
и "е" недозирзваиного топлива повышенного давления в I каскад форсу*
нок для повышения надёжности воспламенения топлива в камере сгора-
ния.

При снятии команды с МгЗ-251. подача недозирсванного топлива
прекращается, однако слив топлива не восстанавливается, т.к.
золотник 37 удерживается е правом положении»действующем на его
поршень давлением топлива от ?ПД.

В случае отсутствия команды па выключение МКБ-251 золотниг ЗВ
при дальнейшем перемещении со скоростью, определяемой пропускной
спссобностьг дроссельного пакета 40.через 4 * °»$с перекрывает
подвод нечозироганного топлива р 1 каскад, осуществляя тем самым
гияравличегк’.’п блокировку электрической команды.По мере увеличения
частоты вращения г 4' и расхода топлива в камеру сгорания, давление
топлива перед FT возрастает и золотник 39 открывает доступ топливу
зо П каскад форсунок.

Топливо из коллекторов I и П каекадог пост’тлет черед лвухсоп-
лсвуп форсуяк1' 2С ь терог’.т) трубку камер?.» сгорания.

При помпа*" автом?птпе,'км вкятя-т**? система ликвидации помпа-
жа. по команд? которой краткограметю прекрал^ается подача топги«а
г камеру стара; ля г последующим автоматическим запуском и восстанов-
лением исходного режима работы двигателя.

Прекращение подачи гэплига осуществляется подводом топлива от кла-
пана отсечки КО в пружинную полост», золотника 39, который,переме-
щаясь вправо,перекрывает подачу топлива в I й П каскады.

Выключение двигателя производится перемещением РУД на упор
’’СТОП", при этом стоп-кран закрывает подвод топлива к РГ.
Под действием пружины золотник 39 перекрывает подачу тепли:а в
камеру сгорания. При этом хош.иво из коллектороЕ сливается в слив-
ной бачок через клапан слива РТ, расположенный в магистралях - и и
каскадов (не рис.12.2 не показан, .

12.3. Работ* пусксго.’! системы

12.2.1.	Запуск двигателя н? земле

При включении аятоматоп защиты сети в электросистеме самолет*
электро?-ехчнизм переключения чу-*-? ЭПП-ЗТ устанавливает кинемати-
ческую цепь ВКА - режим "запуск " (см. рис. 12.’ ).

Перес запуском двигателя переключатель рог» работы 5*4

.рис. 12.2 должен быть установлен в положение ЗАПУСК. РУД устанав-
ливается на упор .41. Ари нажатии на 1-2 с кнопки ЗАПУСК, АЦД-99
кг.агт команду на электромеханики открытия створки вьпгдопного
патрубка ГГДЭ. Посте открытия створки, микровыклочатель створки
совместно с микровыключатеяем ЗПП-З'Г обеспечивает цепи включения
временного устройства АЛД. ik-.члнатся цикл запуска по пиклограмме
(см.рис.12.2). По команде АНД одновременно включается :
-	электромагнитный клапан основного топлива ГТДд;

—	электромагнитный клапан кислородной подпитки Г^дЭ;

-	агрегат зажигания ГТДЭ;

-	электростартер ГТДЭ (через Ic к

Происходит запуск ГТДЭ. При этом агрегат 4030 обеспечивает подачи
топлива в форсунку ГТДЭ лишь при достижении давления топлива,ран-
ного 3 кг/см". Через 10 с ( или при достижении да зления топлива
перед форсункой ГТДЭ, равного 5 хг/см\ что соответствует времени
ос), выключаются электростартер, агрегат зажигания и клапан
кислородной подпитки ГТДЭ. Эти же агрегаты могут быть выключены
ранее IC с, = случае достижения ротором турбокомпрессора ГТДЭ
частоты вращения пг*- =33500 —2400 об/мин.

Через 4 - 5 е начинается раскрутка ГЬД, однако топ-
ливо в камеру сгорания не поступает, т.к. открыт канал перепуска
топлива ”6" в РТ.

На 10-й с включается агрегат зажигания двигателя. На 17-й с
от А1Д (или при - ил от 1(РД) поступает электрический сигнал
на открытие клапана "броска" топлива РТ ( электромагнитный клапан
МКВ-251 ). Перепуск топлива через канал "б" прекращается. Одновре-
менно в Г касад топливного коллектора камеры сгорания подается топ
Л'.то с повышенным расходом от качающего узла IIP (канал "е"), что
повышает надежность воспламенения топливо®оздушной смеси.

11а 3 -й п команда с клапана ККВ-2Ы снимается, повышенный
расход топлива прекращается. Канал перепуска топлива "б" s FT
остаётся закрытым л расход топлива ъ камеру сгорания дозируется
ТАЗ до	4-Э£ и автоматом приемистости ПР при дальнейшем рос-

те ПВД.

Зри Адэ ~ по сигналу КРД выключаете л агрегат зажигания
двигателя. Если не достигнет ЗЭ& за время 50 с, то агрегат
зажигания будет выключен временным устройством АЦД.

На 50--? с (или при = 53% ) по команде КРД отключается
ГЩЭ (выключается электромагнитный клапан основного топлива ГТДЭ).
Двигатель выходит на режим малого газа.

нри достижении = 85Т в АЛД поступает команда и.? КРД не
закрытие створки з^хлспнэгэ патрубка ГТДЭ.

12.3.	?. Запуск двигателя в полете

.запуск в полёте может 6,w*b осуществлён ^ётпеком:
алтом-тхческий-по циклограмме АГД;
неавтоматический (ручной )-от дублирующей системы,
lipoue того, в полете мотет быть осуществлен автоматический
запуск без участия лттчика:	J*_n
-	при срабатывании системы ликвидации пзипл*а (встречный •-
пуск?;

- эапус* на выбеге.

Автоматически?» -«аптек по пихлсгрячме АЛД (см.рис.12.2.)
производится датчиком путём перемещени» РУД е любого положения
ня упор МГ. При этом от мхкровыключвтеля , установленного на
РУД, подается Электрический сигнал на включение АЛД, Такой запуск
возможен только при сигнале убранного положение шасси, что обес-
печивается включением мнкровыключателя пасти в электросистеме са-
молета. АЕД включает на гремя, разное 20 ?, ягрегат зажигания дви-
гателя и электромагнитны'’ клапан кислородной подпитки. *1а врем л
2,0 2о*5 с включается " -3 - 251, обеоп*чхг>аюстип ’’бросок** топлива
в FT (включение Ml (В-251 только при

Неавт^атлчегкиЧ запуск (ручной^ производится независимо от
положения шасси, включением ( на время 160 с> выключателя
(рис. 12.2) ДУБЛИ7. ЗАПУСл В ВОЗДУХЕ, после установки РУД на упср
МГ. При этом на всё эремд запуска включаются агрегат затигани»
и кислородная подпитка двигателя.

После окончания цикла запуска выключатель ДУБЛИ?. ЗАПУСК с
ВОЗДУХЕ должен быть выключен.

При срабатывании системы ликвидаяхи пэмпажа блок протмао-
помпа*ноР защиты в КРУ. осуществляет проведение цикла встречного
запуска двигателя (независимо от положения шасси, ня высоте
н * 2000 м}.

По сигналу от КРД: включается клапан отсечки топлива (К0> на
гремя 0,2 с,большее, чем длительность сигнала ПСМПАг'; дезир-лощи?
кран нагоса-регулятора HP перемещается к упору минимального рас-
хода топлива;

РТ прекращает подач” топлива в камеру сгорания, «следствие
подачи топлива высокого давления в пружинную полость золотника
39 FT. Далее податтч топлива восстанавливается. АНД на время,рав-
ное 10 с,включает агрегат зажигания и кислородную подпитку двига-
теля.

Автоматический запуск на ьнбеге осущестгляется по циклограмме
встречного запуска двигателя (си.выше) с включением кпапаяа
отсечки на С.5 - 0,8 с. Запуск возможен при сигнале убранного по-
ложения шасси и происходит е следующих случаях:

-	при погасании основной камеры сгорания двигателя, •ели RrT
находится на упоре МГ или внше, а частота пращения РВД уменьшается
ниже 5ЭС.

-	при неудавсемся автоматическом запуске двигателя в полет»,
осупеотгляечом лётчиком, если РУД находится на vnope MI . а часто-
эрашекия	в течение 20 с не достигает 53£.

12.3.3.	Прокрутка ГТДЭ

Для выполнения прокрутки ГТДЭ переключатель рода работы £ 4
необходимо поставить в положение ПРОНУТГсА СТАРГЕРЛ.

При последующем нажатии кнопки ЗАПУСК включается (через I с)
электростартер ПДЭ. На 10-й с работы электростартер в ключяется.

12.3.4.	Прокрутка двигателя	I

Для «чпошения прокрутки двигателя переключатель рода работы
S 4 необходимо поставить в положение ПРОКРУТКА. РУД на упоре \
СТОП.

“ри наяяту и кнопки ЗАПУСК порядок включения и выключения аг-1
□агатов такое» же, как и при запуске двигателя на .земле, однако не
-ключается агрегат зажигания двигателя и н« подаётся топливо в
камеру сгорания п°хгзтеля. Электромагнитный клапан основного топ-
лива ГТДЭ отключается АИД через 50 с от начала включения его вре-
менного механизма.

12.3.5.	Работа ГТДЭ я режиме энергоузла

Переключатель рода работы ставится в положение ЗАПУСК,
.тахимает^я кнопка включения режима стартера-энергоуяла ЭНЕРГОУЗЕЛ,
ллектрометанизм ЭПП—37 подготавливает кинематическую цепь ВДА к
работе на режиме энергоузла.

Нееле подготовки кинематической пени ВКА (полается сигнал от
микоовыключателя электромеханизма ЭПП-ЗТ) открывается створка
•^тдодного патрубка ГТДЭ. Замыкается микрэвыключатель стг.оркм.ко-

” ключа, е г цепь «пуска ГТДЭ. Включаются агрегат зажигания,
кислоровная погдитка и электромаг»игнчй клапан основного тоелхе»
ГТГ-. Сеновременно включается и олекгромагнитный клапан режима
^•-сгоуслп в агрегате 4030 ГТДЭ.

;еоез ' с зхлючается олектгос-аотер. Через ГО с (или э слу*«е дзе-
тикениж rc ~ 335«';-*"u об/мин ) агрегат зажигания, кислород-
нхч подпитка ж электростартер р^ощючартся.

йрекоашенме работы ГТДЭ осуществляется путём нажатия кнопки
ТГОП, при этом электромагнитные клапаны основного топлива м ре-
жима оаботн энергоузяа ГТДЭ выключается.

L2.4. Вопрос» эксплуатации пусковое» системы

Техническое обслуживание пусковой системы осуществляется ₽
242
соответствие с руководством по технической эксплуатации и инструкци-
ей летчику.

3 процессе эксплуатации предусмотрено следующее.

I.	Автоматический запуск двигателя на земле контролируется
по следующим признакам:

-	характерному щуму саботаже го ГТДЭ л увеличению /ЧдЛ до чис-
ла оборотов малого газа;

-	автоматическому выключению ГТДЭ ппи * 53	1% ;

-	температуре газа за турбиной низкого давления двигателя
(	допускается до 600° С в течение 5 с, с последующим умень-

шением по // - 400е С на режиме МП;

-	в“вмени запуска 50 с.

В процессе работы пусковой систему высвечивается светосигналилз-
тор ЗАПУСК в течение следующего нгаченм после нажатия кнопки
ЗАПУСК:

-	при запуске двигателя на земле до 50 с (нсэмэ<но отключение
при достижении = 53£, или че^та 10 с гтти отсутствии сигнала

>tr< = 33500-об/мин, или при нажатии кнопки СТОП'’;

-	при прокрутке двигателя до 50 с (возможно отключение через
10 с, при отсутствии сигнала пгь. (СМ.выше), или при нажатии кноп-
ки СТОП;

-	при работе ГТДЭ в режиме энергоузла до нажатия кнопки СТОП
или после закрытия створки выхлопа ГТДЭ (возможное отключение через
10 с, при отсутствии сигнала /Тлг );

-	при автоматическом запуске двигателя в полёте до 2С с.

При неавтоматическом запуске двигателя в полёте светосигнали-
затор ЗАПУСК высвечивается в течение всего времени запуска после
включения выключателя ДУБЛИР, ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ.

В случае встречного запуска светссигнализатор ЗАПУСК высвечивается
в течение 10 с после сигнала с НРД ( см.выше 12.3.2.'.

В процессе нормального протекания запуска может высвечиваться
светосигналазатор СЕРОСЬ ОБОРОТЫ, который должен исчезнуть в про-
цессе выхода на режим ИГ ( сигнал высвечивается при включении пита-
ния ИРЛ, и исчезав! ~ри достижении давления масла в нагнетающей
магистрали двигателя,равном 1,4 - кг/см Ч Высвечивание сиг-
нала Pro** , 0ТК.ПЯЙ ДЕ/IT. и ТС и поступление речевой команды
УХОДИ ИЗ ЗОНЫ недопустимо, при их зысвечизапии прекратить эагглск.

2.	Для принудительного прекращения пикла запуска на любом эта-
пе необх эдимо нажать на 1-2 с кнопку С Юи и перевести РЗ’Д на упор
СТОП.

J/*
3.	Перед повторим запуске двигателя, в интервале от 60 до 1х
ммН после его выключения, дгя снижения уровня вибраций необходимо
производить ттоокрутку двигателя.

4.	Пои запуске в полёте выключатель ДУБ 7.Р ЗАПУСК 3 ВОЗДУХЕ
должен быть включён не более чем на 180 с.

5.	В ппедечах установленного ресурса ГТДЭ допускается работа
ГТДЭ циклами из пяти запусков, в т.п. не более двух холодных
прокруток. Леоерыв между циклами для эффективного охлаждения не
менее 30 мин.

6.	Повторный запуск ГДДЭ разрешается при полной остановке рото-
ра его турбокомпрессора, но не ранее чем через 12 с после команды
на останов ПДо.

7.	В случае нахождения 1ТДЭ в течение более чем двух часов при
40° С необходимо прогреть ГТДЭ перед запуском горячим
воздухом с температурой не более + 18° С.

Ь. Перевод ВаА на режим "Энергоуэел" и с режима "Энергоузел"
должен производить только при отсутствии вращения РАД и роторов
ГТДЭ. При работе ГТДЭ в режиме энергоузла запрещается давать пол-
ную нагрузку одновременно на все самолётные агрегаты, установленные
на ВКА. Полную нагрузку разрешается давать поочерёдно на каждый из
агрегатов.

9.	Максимальная допустимая температура газа за турбиной ГТДЭ-
не более 885°С.

10.	Регулировка автоматического запуска.

Время запуска регулируется установкой в ТАЗ жиклеров 35 раз-
ной производительности. Увеличение диаметра жиклера 35 на 0,1 мм
увеличивает время запуска на 1-2 с (при этом уменьшается темпера-
тура газов за турбиной двигателя на 30-40°С . Допускается установ-
ка жиклеров с диаметром 1,5 - 3,0 мм.

высотная коррекция осуществляется за счёт изменения зазора
между упором сильфона 32 и рычагом 34 ТАЗ. Регулируется углом пово-
рота сектора 33а. Поворот сектора на угол в 5° смещает начало кор-
рекции подачи топлива в камеру сгорания на высоту Н = 1000 м и
изменяет давление на А А- 0,6 кг/см2

удаление топлива в процессе запуска регулируется в ТАЗ
затяжкой пружины 31 винтом 33 на величину давления

А = 7Г-С.З кг/см2.

Вросок"топлива при запуске регулируется затяжкой пружины
□аспределительного золотника 39 в РТ—31В за счёт регулировочного вин*
?а. Возможно изменение давления "броска” топлива до 0,6 кг/см2.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТаШИ

Глава 13. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

13.1, Двигатель как объект управления

Характеризуя дпухконтурянй турбореактивный двигатель как
объект управления, следует отметить, что он выполнен по двухъотор-
аой схема, форсирован дополнительным с кд ганием топлива з форсаж-
ной камере, имеет зсережимдое регулируемое сопло я изменяемую
геометрию протоадой части компрессора.

Изменение геометрия проточной части компрессора осуществляй'T-
ОЯ за счет изменения углов установки хзостоззков лопаток входного
направляющего аппарата (ВНА) * А** компрессора низкого давленая
(КНД), лопаток ВНА а направляющих аппаратов (НА) Ал первых двух
ступеней компрессора высокого да вл видя (КВД).’

Таким образом, в процессе управления на двигатель можно воз-
действовать изменением расхода топлива в основной камере сгорания
Gr , площади критического сечения оопла гкр% углов установки
Таил а Ал я изменением расхода топлива в форсажной камера сгора-
ния <<т«р. Расход гоплгва &т , площадь />/>, углы установка Улл-. и
Ал л расход топлива является управляющими Факторами двига-
теля.

При этом:

-	изменение расхода топлива £г на максимально» з форсированных
режимах используется для регулирована ?:

частоты вращения ротора низкого давтезая 77/и(прл 71 4 238 К );
температуры газа за турбиной 77* (при Та >>283 К );

-	изменением расхода топлива 6* г за дроссельных режимах регулиру-
ется частота вращения ротора высокого давления Пза\

-	изменением площади критического сеченая сопла регулируется сте-
пень расширения газа в турбине ЯТг ;

-	регулировалие компрессора осуществляется аз условия обеспечения
требуемых запаса устойчивости компрессора 4/Су, КПД компрессо-
ра /7 ж и расхода зоздуха G*a ;

«J В дальнейшем будем называть "лопатка ВЫЛ"
— изменение расхода топлява на форсированных режимах вспользу*
втся для регулирования температуры газа в форсажной камере 7? .

Таким образом, управляемыми параметрами (величиаамж) являют,
ся: частоты вращения /2^ 1	, температуры газа ТУ н t

степень расширения газа FzF я комплексный параметр, учитывали!

4Av, ? к  (гл •

Распределение управляемых параметров по управляющим факторам
можно представить следу юлам образом:

G-т	•	вл

Ftp---~~	•<* т

/*нл--—	(%* ; Ga z }

/на----	/л*И	&бг/

Г П. мд (ари Tq <• /<f<5 Л/
&т	~

Fap	—	Jt

Уб*л	( -1	/ (Fat )

/на — •- (	Kj 6лг)

яа нефорсярованных
дроссельных режимах

на максимальном
режлмв

на форсиро-
ванных
режимах

При наличия ограниченного числа управляемых параметров не-
управляемые параметры, изменяясь при изменении внешних условий,
могут достичь недопустимых значений.

На двигателе ограничивается давление воздуха на выходе яз
компрессора для предотвращения разрушения двигателя из-за пере-
грузок газовыми силами.

Предельное значение давления воздуха Лм*^=36±1.2 кг/ск2.
Ограничение Fa осуществляется воздействием на расход топлива в
основной камере сгорания.

Задание режима работы осуществляется перемещением РУЛ.

иа нейорсированных режимах при изменении положения РУД ме-
няется заданное значение частоты вращения ротора высокого дав-
леная, т.е.

7Z лл . J * ZZ ад з	s .

На форсированных режимах частота вращ°ния от положения В7Д
че зависит. В зявпсямостп от положения РУД меняется заданное
знячение температуры газа в Ьорсажнои камер* 7V • т.е.:

7'^>. j =_ Т *р з (	,

Это обеспечдчается теги» «то

£l±. = у f~>>x ; Та') .

13.2. Зздачи, решаемые системой управления двигате-тм

Система управления .пвагател*м решает зле туадв задача:

-	обеспечена^ автоматического запуска двигателя па земЯе а в по-
лёте;

-	регулирование не максимальном a форсарояачных режимах частоты
вращения РНД ^лх а зависимости от температуры Та (при

т; < 2я**);

- регулирование °а максимальном и форсированных режимах темпера-
туры газа за туроиной Тг в зависимости от температуры#при

. Г/ > 2И«Ю;

-	регулирование °а «ефореироааиных дроссельных режимах частоты
вращения РЗД ^з/В зависимости от температуры Г/ ;

-	регуллро=апа° углов установки лопаток а в зависимости
от приведенных частот вращения роторов двигателя Пи* л ^лег;

-	регулирование отелен;: расширения газа в турбине -Гг ;

-	управление расходом топл.иза в основной камепе сгорания при

. приемистости в сбросе газа;

-	управление двигателем чз нефорсированпых режимах;

-	оОеспевепие запуска форсажной камеры и программное управления
расходом топлива в чей в зависимости от полож*°:*я РУД, даэле-

. Зая воздуха Рк и температуры гл“ ;

-	ограничение давленач воздуха за компрессором А< ;

-	ограничение минимального расхода топлива в осаоваой камере спо-
рання 6-7aw э зависимости от давления Рн ;

-	ограничение минимальной площади критического сеченая сопла в
’явлсимости от положения РУД а температуры ' & ;
-	поедупреждеяив я ликвидация помпажа;

-	управление охлаждением турбину;

-	обеспечение выдачи различных разовых команд.

13.3.	Общав характеристика системы управления
двигателем

Система управления двигателем включает в себя:

-	систему управления расходом топлива в основной камере сгорания
( <^Т )•

-	систему управления расходом топлива в фороа:кной камере сгорания
( G ;

« систему управления площадью критического сеченая реактивного
сопла ( л*/» );

-	системы управления входным направляющим аппаратом КНД (	) я

направляющими аппаратами КВД (	).

^ункпиона.тьная схема упг-авлевдя двигателем представлена на
риа. 13.I.

2исте а управления Gr включает в себя основную и дубли-
руъщую автоматические системы (АС).

Основная АС - электронно-гидромеханическая (Э1М). Электрон-
ная часть (аналоговая) размещена в агр. КРД-99А, гидромеханичес-
кая - в агр. HP-3IB. Основной функцией системы является управле-
ние на максимальном я форсированных режимах Пид иля Г/ (или Пал
по закону /?Д4= Плл{ Та ) при частичном отказе КВД, т.е. при от-
казе оиотем управления 77 мд и Тт ).

^Причем при частичном отказе агр.КРД-99А происходит отключение
неисправных систем, а настройка исправной системы снижается на
5л по77жИ/75л я на 50 К по Т* ).

Дублирующая АС - гидромеханическая (ГЛ). Она управляет при
полном отказе КЭД-99А на максимальном и форсированных режимах по
закону Паа = Пцд ( Та' ) со снижением настройки гидромеханической
АС аа 5%

Управление расходом топлива на нефорсированных дроссельных
режимах, в процессе запуска я приемистости, а также при работе
системы ограничения давления воздуха за КВД осуществляется гидро-
механической системой (агр.КРД-Э9А при этом не работает).
-  —  	—-    _ _  ________________________

а) Для исключения зон совместной работы электпонно—гидроме-
ханической я чисто гидромеханической систем на максималь-
хс-м з Форсированных режимах настройка ГИ системы выше
настройки электрсвяо-гддромеханической (см. рис. 2.7).
Система управления расходом топлива при приемистости вюто
част в себя комбинированный автомат приемистости (АН). Автомат
приемистости ограничивает расход топлива при приемистости.
Программа работы автомата приемистости учитывает частоту враще-
ния ротора высокого давления, давление воздуха за компрессором
и температуру заторможенного потока воздуха на входе в двига-
тель Т & :

G тли = к P*'f (fl ад ; Та) .

Система управления расходом топлива при запуске включает'
в себя пневматический топливный автомат запуска (ТАЗ) с высот-
ным корректором. Управление расходом топлива в процессе запус-
ка осуществляется в соответствии с зависимостью:

G 743 ж таз (Рк i Р*Щ , Рн) .

Система управленгл Gt<?> - гидромеханическая. Эд е&'.едты
автоматического управляющего устройства ( регулятора раз-
мещены в агр. PO&-3IB. Как указывалось выше, система управляет
расходом топлива по закону G Г,Р - G

Управление запуском форсажной камеры и сигнализация о за-
пуске осуществляются о помощью агр. КРД-99А.

Система управления Ркр - гидромеханическая. Элементы
автоматического управляющего устройства (АУУ) размещены в
агр. Р0Ф-31В. Как указывалось выше, данная система поддерживает
заданное значение Яг воздействием на площадь критического
сечения реактивного сопла с ограничением минимальной F*р по
закону F*P =А>/. Р^руа; Гау •

Састегла управления Р^уа кнт включает в себя основную и
дублирующую автоматические системы.

Основная АС - электронно-гидромеханическая (см.рис, 13.I).

Система управляет входным .направляющим аппаратом КНд по
закону Рана ~ Рлна ( п уд „р 7.

Дублирующая АС — гидромеханическая. Эна управляет входным
направляющим аппаратом КНД при отказе КРД-99А по закону

Рана - Рана (П вд.лр) -

Система управления	гидромеханическая. Система

управляет положением лопаток направляющих аппаратов КВД по
закону рнл ~ РнА ( Пад.нр).

Л?.
Автоматаческие система управления пЛА , Тт , п ал ( как
электрон.чо-гздромеханаческая, так а гидромеханическая), а
ограничения выполнены замкнутыми (т.е. на принципе по от*
клоненаю) благодаря наличию главной обратной связи по управля-
емому (дли ограничиваемому) параметру. Это обусловливает высо-
кую точность работы указанных систем. Системы управления ком-
прессором и температурой газа  'г выполнены незамкнутыми,
программными. Сна имеют обратную связь по управляющему фактору.

Яроме указанных выше автоматических систем на двигателе
имеется система предупреждения я ликвидации помпажа.

Система предупреждения помпажа срабатывает по сигналу
БК ( Соевая кнопка ). Опа обеспечивает изменение закона управ-
ления компрессором и раскрытие створок реактивного сопла.

Система ликвидации помпажа работает при возникновении
помпажа или превышении ТУ по команде агр. КРЦ-99А. Система
обеспечивает кратковременное прекращение подачи топлива в ос-
новную камеру сгорания с последующим автоматическим запуском
я восстановлением исходного режима. Одновременно включается
система предупреждения помпажа.

Высокотемпературная газовая турбина изучаемого изделия име-
ет управляемое охлаждение.

3 ас тема управления отааждепием турбины обеспечивает до-
полнительное охлаждение турбины по«*>ц и командам от агр.
КРД-99А ( по П АЛ * ’ГГ )•

Выключение дополнительного охлаждения турбины происходит
при отсутствии всех команд.
Глава 14. ГЛДРОЖАПИЧБСКАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАСХОДОМ
ТОПЛИВА В ССНОВНО* КАМЕРЕ СГОРАНИЯ

14.1.	Общая характеристика система

Функциональная схема системы управления расходом топлива в
основной камере сгорания представлена на рис. 14.I.

Система управления Gr включает в себя систему топлнвоподачи
и ряд автоматических управляющих устройств (АУУ).

3 состав системы толливрподачя входят следующие элементы:

-	шестеренный топливный насоо,

-	дозирующий кран (ЛК),

-	стоп-кран,

-	регулятор постоянства перепада давлений ( ?ау ) на дозиру-
ющем устройстве *'( ДУ ).

Автоматическими управляющими устройствами, воздействующими
на расход Gr являются:

-	регулятор частоты вращения ротора-высокого давления,

-	автомат приемистости (АП),

-	топливный автомат запуска (ТАЗ),

-	ограничитель давления воздуха за компрессором,

-	ограничитель минимального расхода топлива в основной каме-
ре сгорания ( Gr. ^нн ),

Как ухе отмечалось л будет подробно описано ниже (см.глазу 15),
часть элементов гидромеханической системы управления расходом топ-
лива входит в состав электронно-гидромеханической систеш управле-
ния Gr .

Перечисленные выше элементы и устройства конструктивно ском-
понованы в агрегатах: насосе-регуляторе (ЕР), термодатчике капсуль-
ном (ТПК), распределителе топлива по коллекторам форсунок основной
камеры сгорания (РТ). Все они изображены па принципиальной схеме
(рис. Г4.2). Помимо названных элементов я устройств иа принципи-
альной схеме изображены: датчик частоты вращения ротора высокого
давления, регуляторы *?бнл и У, предохранительный
клапан ;все в IIP), топливно-масляный радиатор (TMF).

х) Под дозирующим устройством здесь понимается участок топлив-
ной магистрали двигателя, включающий в себя дозярущий
кран  стоп-кран.	251
ft



Рис. 141.

Функциональная схема системы управления расходом топ л иди
8 осмо8ной каморе сгорания
Рассмотрим путь топлива, пользуясь принципзальная схемой,
3 соответствия с рас. 14.2 топливо после це гробежаого потпячи-
вавшего насоса ЛЦН-82 поступает на вход в сестеренпый насос аг-
регата HP-3IB, а посла вето,пройдя дозирующий кран и отоп-краи ,
направляется в топливно-масляпый радиатор. После НИР топливо пос-
тупает в распределитель топлива. Агрегат РТ распределяет топливо
по двум коллекторам форсунок основной камеры сгорания.

Изменение расхода топлива в основной камере сгорания осу-
ществляется за счет перепуска топлива за качающим узлом на вход
в аасос регулятором постоянства перепада давлений жа дозирувоем
устройстве (ИИДЛ

В качества источника пятаияя автоматических управляющих ус-
тройств слуха? два регулятора поотояиства давления: НШ ж
ИЩИ • НШ вырабатывает постоя иное давление, примерно рав-
ное 2 МПа (22 кго/см2), для питания усилительных устройств.

ИЩИ обеспечивает вавление около I МПа (II кго/см2) для литания
неуправляемых повестей жсполимтельмых устройств.

14.2.	Регулятор постоянства перепада давлений
на дозирующем устройство

Регулятор постоянства перепада давлений входит в состав
системы топливоподачи, показанной да функциональной схеме (см.
ряс. 14.3).

Регулятор постоянства перепада давлений поддеркявает посто-
янным Рау •

При соддеряаяпя /%у=г<*и7 расход топлива в основной каме-
ре сгорания определяется проходным сечсаяем дозирующего устрой-
ства. Зто оледует жз зависимости, спределяхппой расход топлива:

гдеу/лу - коэффициент расхода топлива через дозирующее устройств,
FAV - проходное сечение дозирующего устройства,
_Р	- плотность жидкости,

(Рн-Рр) - перепад давлений яа дозирующем устройстве.

При полностью открытом стоп-крана гидравлическое сопротив-
ление рассматриваемого участка в основном определяется проход-
ным сечением дозирующего крана.

Прж автоматическом управлении расходом топлива положение
крана дознрухоего устройства, а следовательно, л расход топлива
Gr будет определяться одним из устройств: гидромеханическим
регулятором П ла •
()

С"

Регулятор перепаду давлении

Рис. 14.3. Функциональная схема системы топлийопитания с
регулятором постоянства перепада даблениц на
дотирующем устройстве
злвхтрояннм блоком регулятсрсз агр.КРд-9ЭА, автоматом пржемдстос-
?ж, ограничителем ЯГ или <ГГ/***.

Стоп-кран, будучи связанным о рычагом управления двигателем
(РУД), может обеспечить ручное управление расходом топлива в ава-
рийных ситуациях, связанных с отказом регулятора частоты вращения

Регулятор постоянства перепада давлений на дозирующем устрой-
стве выполнен на принципе отклонения измеренного перепада давле-
ний от его заданного значения.

Рассмотрим устройство ж работу регулятора, пользуясь принци-
пиальной схемой (см.рис. 14.4).

НИЩ выполнен как регулятор непрямого действия.

Справе, к золотнику измерительного устройства перепада дав-
лений 16 подводится давление топлива за насосом Рн , слева (в
прудняную полость) - давление за стоп-краном Рч> . Топливо жз-за
стоп-крана подводится через жиклер 18, выполняющдй роль демпфера
колебания.

Сила, обусловленная перепадом давлений топлива на золотнике
РАу°Р*-Р?, у;лзноЕПи15! 'аетоя усилием пружины. Затяжка пружины
определяет величину заданного перепада давлений Рлм*

Для того чтобы при изменения температуры топлива же менял-
ся его массовый расход, устанавливается термокомпенсатор ГЭ.соот-
ветственяо меняющий при этом заданный перепад давлений.

При наличии отклонения аРлу-Р^-Яу золотник смешается.
Золотник о полаеденными к нему каналами выполняет функции дрос-
сельного гидравлического усилителя. В зависимости от положения
золотника меняются расход жидкости по каналу Г7 из пружинной по-
лости исполнительного устройства 4 регулятора в магистраль за
стоп-краном и гидравлическое сопротивление (перепад давлений на
жиклере 3). Это приводит к перемещению перепускного клапана 2,
изменению перепуска топлива за качающим узлом на вход в насос в
восстановлению перепада до заданного значения.

Отклонение перепада давлений от заданного значения может
быть вызвано перемещением дозирующего крана 6 (а при ручном уп-
равлении - стоакрана) или за счет изменения частоты вращения ро-
тора двигателя, от которого приводится во вращение топливный на-
сос.

Так, например, при перемещении дозирующего крана ва увеля-
чение плошадж проходного сечения жз-за уменьшения гидравлическо-
го сопротивления дозирующего устройства давление топлива ва на-
сосом Рн падает. Давление Р? остается яеязмевенным до тех пор.
□ока не изменится расход топлива. Перепад даьл22£5 тооднза
уменьшатся, золотник 16 измерительного устройства

сместится вправо; расход жидкости по каналу Г7 из пружиной полос-
ти исполнительного устройства регулятора уменьшится. Перепускной
клапан,сместившись вправо,уменьшит перепуск топлива на зход в вэ-
ооо, давление Ри увеличится, за счет роста перепада давлений Рлу
золотник 16 будет двигаться к исходному состоянию. В конце пере-
ходного процесса перепад на дозирующем устройстве станет близким
к заданному значению (в соответствии с точностью работы регулято-
ра), перепускной клапан займет новое положение.

Аналогично описанному можно рассмотреть работу регулятора
при изменения частоты вращения ротора высокого давленая.

При поддержании	расход топлива Gr в итоге не зави-

сит от частоты вращепгя ротора двигателя. $тпм и компенсируется
полохятелыая обратная связь между двигателем и топливным иасоссы
1 устраняется её вредное влияние, приводящее к уменьшению устой-
чивости двигателя с ПТН как объекта управления.

На режимах авторотаций (прд закрытом стоп-кране, когда дав-
ление за ядм сливное) при поддержания постоянным перепада давле-
зий на ДУ, давление на выхода из насоса недостаточно для управ-
ления направляющими аппаратная

Для обеспечения управления регулятор постоянства перепада
давлений перенастраивается на больший перепад давлений. Это осу-
ществляется за сайт того, что при закрытом стоп-краяе в полость
слева от золотника 16 через проточку стоп-краба подводится топ-
ливо от васоса.

14.3.	Система управления частотой вращения
ротора высокого давления

Гидромеханическая система управления частотой вращения ро-
тора высокого давления предназначена для авт «латачаского поддер-
жания задаивого значения Пвл в соответствии с законом управления
<см. рис. 2.7) на дроссельных нефорсдроваиямх режимах и при пол-
исы отказе КРД-99 А на максимальном к форсированных режимах.

автоматическая система упрдилеянн частотой вращения ротора
высокого давления (рис. 14.5) включает в себя управляемый объект
и воерехимное управляющее устройство (регулятор). Всерекнмнооть
автоматического управления обеспечена выбором в качестве управ-
ляемой велвчииы частоты вращения ротора высокого, а на низкого
давления I Пм имеет меньший диапазон нзмеяепяя от малого газа
до максимального режима, чем /гХх)  включением в состав автомат!-
РиС 14 h ^^ЧКЦ111)Нй1ЛН(/Ч CXttMil cue/ftt ynpuht^h ¥ 7Яи
яеской састемы регулятора поотоялстхр перепада те>ле<к2 я» ^слэ»
тугие* ycTpotcTie (регулятор	расашрм область ytrotu-

100 та двигателя как объекта упрадл => я ал ).

5 управляемый объект входят: двигатель (ТР^5', топливные
насос (TH), дозирующий кран <Дг?» стоп-кран и регулятор посто-
янства перепада давлений на дозирующем устройстве (регулятор

К

Регулятор Пад включает е себя: измерительное устройство
(Изм.У), усилительное устройство ( Ус.У '. исполнительное ус-
тройство (Исл.У) и корректирующее устройство (КУ).

Заданное значение частоты вращения (/Гад.з) формируется г
программном задающем устройстве регулятора ^дд .

Автоматическая система управления Пал. построена на шэпн-
диле отклонения, т.е. является замкнутой. Это обеспечивает гы-
сокую точность работы системы. Измерительное устройство регуля-
тора частоты вращения замеряет рассогласование между заданной
П ад j и измепенной частотой вращения независимо от того,
чем это рассогласование вызвано (внутренним или внешним еозыу-
та czv воздействием, или эадатжм воздействием. »1змерите.льное
устройство через усилительное устройство воздействует на испол-
нительное устройство. Исполнительное устройство, воспринимая
усиленный сигнал, преобразует его в перемещение управляющего
орга’-а (дозируюшего крана) управляемого объекта, что приводит
к изменению расхода топлива в основной камере сгорания в направ-
лении ликвидации рассогласования частот вращения. Служащее улуч-
шение качества переходных процессов, вызванных управляющими *
еозмумапшихач воздействиями, корректирующее устройство регуляТВ? А
включено последовательно в цепь прохождения сигнала управления.

(ля автоматического переключения управления с гидромехани-
ческого на электронное устанавливается селектор. Элементы, ра*-'-
положенные за селектором по направлению прохождения сигнала,
является общими для гидромеханической и злектронно-гмдромехакл-
ческой сметем.

гассмотгим устройство и работу системы,пользуясь принципи-
альной схемой (рис. 14. 6 ).

Регулятор частоты вращения имеет механичеекчэе центробежное
измерительное устройство, основными элементами которого явд»^'
ся: валик с двумя грузиками 12, пружины 27,28 и маятник II •
залик измерительного устройства с грузиками приводится во пре-
ние от ротора высокого давления через специальный привод.
256
Дитроовжная ема груз мхов чжржз мглу пвриджвтжя жж ыаятжжк.
С друге* «торожы.жа маятижх действуют ожлы прухи 27,28. Уожджя
•* прухи определяют задаввов иачежже частоты жращежжя. Задавав
чистоте врашевдя ПвА осуществляется жзчевенлем сады предвари-
тельной затяжка внутренней прухжнн 28 прж жзменеажж положения
втока 34.

Цожожевжв штока определяется полохенжем программах кулачков
5. 36, элементов 3,4.9.30,35,51,52 рычажной сжстемы	:

исполнительного устройства 5В, воспринимающего сигнал отказа
КРД-99А» а также регулировочных винтов' 8, 31, 54, 56, 59. Сочета-
нже перечжслеаннх выше элементов ж датчика температуры воздуха
на входе в двигатель составляет программное задающее устройство
регулятора П&д .

Задание частоты при управления двигателем осуществляется ры-
чагом 69, прж перемешения которого поворачивается кулачок 5,
меняется подсазане элементов 4,35,52,9,34, а результате чего меня-
ется затяжка основной (меньшего диаметра), пружины 28 измеритель-
ного устройства регулятора /?дд. При изменения температуры Та
осуществляется поворот кулачка 36. Пря этом такие меняется за-
тяжка прухжнн, но так.чтоОы Rmj формировалось в соответствии с
программой. Правый профиль кулачка 36 соответствует заданной
программе изменения Пла.™ аПлА*г(Та), за режимах выше малого га-
за частоту	определяет левый поофиль кулачка 35.

Поворот кулачка 36 происходит по команде датчика температуры 7>*.

На режиме "Малый газ" частота вращения ротора высокого дав-
ления поддерживается в соответствие с программой, представленной
ва рас. 14.7. 3 диапазоне температур /’/ = 213 - 370 К
(- 60 ... + 9?°С) поддерживается постоянной. приведенная частота
вращения ротора высокого давления ^вд.^ =70^2% за счет изменения
физической частоты вращения в зависимости от -л . Этим достига-
ется поддержание близкой к постоязлсй тяги у земли на режиме
малого газа. В диапазоне изменения температур 7 а =3*70 ? 410 К
П-адпр увеличивается за счет белее интенсивного изменения часто-
та вращения При Г/=410 К лг'^ достигает 97%. При даль-
нейшем увеличении Т& частота вращения остается неизменной, рав-
ной 9Г/Х2%, ПвА-пр пря этом уменьшается. Следовательно, при полете
на больших числах М частота вращения при уборке РУД сохраняется
высокой, а это обеспечивает устойчивую работу воздухозаборника.
so

’ДО	~20	° го 40	60 M 91100 too ШМО tl’c

213	235	255	273	293	373	333	333	370 373	39<	№473 T^K

Гис /4 ?. Закон управления частотой брснцения ГЗД но режиме », Малый eaj '*
Рассмотрим устройство а работу датчика температуры Та .
Датчан температуры Та содержат два устройства: термодатчик кап-
сульный (ТИК) я преобразователь сигнала по температуре.

Тепмодатчик (см. рис. 14.6) формирует сигнал з виде давления
Рг , характеризующего температуру TJ, на мембрану 43 датчика
справа действует давление гелия, заполняющего спиральную труб-
ку 44. Спиральная трубка выставлена в поток с температурой Та .
Изменение температуря V приводит и изменению объема я дярдения
гелия я прогибу мембраны 43. При прогибе мембраны меняется слив
топлива через зазор между заслонкой на мембране 43 и соплом 42.
Равновесие мембраны наступает при равенстве давленая топлива,
поступающего в полость слева от мембраны 43 от регулятора посто-
янного давления 14, я давления гелия,действующего справа на
мембрану.

Тамм образом, каждой температуре Та соответствует опреде-
ленное давление Рг в полости слева от мембраны 43. Это давление
поступает к преобразователю сигнала по температуре в механичес-
кое перемещение.

Термодатчик (ЦК) формирует такие стабилизированное давле-
ние Per олива, повышающее точность преобразозателя. Для этого
имеется регулятор давленая, основными элементами которого явля-
ются сильфон 37 о заслонкой 38 я сопло 39. При превышенвл дав-
ления Аг выше заданного Раз , определяемого усилием сильфона,
последний сжимается, при этом увеличивается слив топлива через
зазор между соплом 39 и заслонкой 38. Давление снижается до
наступления равновесия сильфона.

При снижении давления Аг относительно Раз взаимодействие
элементов происходят в обратном порядке.

Для уменьшения погрешностей термодатчика, возможных при
изменениях, температуры топлива, в ЦК имеются два термопакега
40 я 41, обеспечивающие компенсацию температурных деформаций.
Компенсация осуществляется за счет перемещения сопел 42 и 39.

Рассмотрят устройство я работу преобразователя давления
Рт-Рт(Тл) в поворот программного кулачка 36. Преобразователь
мхлючавт в себя золотник 65, ползушку (кожпачок) 68 с пружиной,
сяловой цилиндр 60 я рычаг обратной связя 63. Перемещение ито-
жа 61 силового цилиндра 60 с помощью зубчатого зацепления пре-
образуется в поворот программного кулачка 36.
Давление Pr , характеризующее температуру Г/ , пода-
ётся от ТДК под ползушку (внутрь колпачка) через канал в золотни-
ке 65 . С другой стороны на ползуспку действует усилие пружины ।
стабалязяэоваяное давление слива. При изменении давления Рг
нарушается равновесие сил на ползушке; она перемещается. При
этом меняется слив топлива через отверстие 67, прикрываемое ползу*,
кой, а следовательно, и давление в управляемой полости силового
цилиндра 60 (слова от поршня).

Поршень.движется i при помощи зубчатого зацепления " рейка-
колесо” поворачивает кулачок 36 . Перемещение поршня происходит
до тех пор, пока рычаг 63 обратной связи не установит золотник
в положение, при. котором восстановится равновесие сил на поршне.
Таким образом, каждому значение температуры д соответствует
вполне определенный угол попорота кулачка 36 • Начало движения
поршня влево соответствует температуре Д-_60°С и регулируется
изменением усилия пружины	при помощи винта то •

Регулировка хона поршня 60 , который должен быть строго опре-
деленным в диапазоне изменения от -60° до 220°C, производит-
ся изменением соотношения плеч рычага обратной связи 63 путей
изменения положения опоры 64

Далее поворот кулачка 36 воспринимается рычагом 35
(или 51 > и передается на шток 52 с рычагом 9. Рычаг через
шток 34	, термокомпенсатор 33 и стакан 32 обеспечивает

необходимую затяжку пружины 28 .

Рычажная система отрегулирована таким образом, что на режиме
"1алый газ’ рычаг 51 опирается на правый профиль кулачка зб и
гпток Ь2 , л между рычагом 35 и левым профилем кулачка Зб су-
ществует зазэо.

па режимах выше малого газа между штоком 52 и регулиро-
вочном еинтоу образуется зазор, а рычаг 35 опирается на левый
профиль кулачка 36

Для повышения надежности двигатель снабжен двумя ТДК, один
из которых является основным, а другой дублирующим. Переход с ос-
новного ТДК на дублирующий происходит с помоцьп переключателя

4П термодатчиков при достижении величины рассогласования сиг-
нала по 1'& между 1ДК 8-12°С.

В случае отказа (разгерметизации) одного из ТДК, Л отка-
завшего датчика уменьшится. Нарушается равенство сил на мембране

46 переключателя 47 . Золотник переключателя переместится в
одно из крайних положений. При этом срабатывает сигнализатор отк®*
выдавал сигнал в бортовой регистратор.

При отказе основного ТДК золотник переключателя сместится
вправо,т. к. уменьшится давление справа от мембраны. При этом через
проточки в золотнике *. переключателя в систему станет подво-
диться топливо ( с давлением /V , характеризующим Г/ ) от дуб-
лирующего датчика и перекроется подвод топлива от отказавшего
основного ТДК.

Выходной сигнал измерительного устройства - координата ма-
ятника у характеризует рассогласование д П ва = Яв/м -п м .

Усилительное устройство регулятора Я-ва - цроссельнь’й усилитель
типа сопло-заслонка включает в себя маятниковый клапан (заслонку)

II , сопло Ю и жиклер 7	, через который осуществляется

подвод энергии к усилителю (подвод топлива от регулятора посто-
янного давления 14 ).

Выходной сигнал усилительного устройства - давление опре-
деляется положением маятникового клапана, прикрывающего °ыход
рабочего тела из сопла.

Исполнительным устройством регулятора является силовой ци-
линдр 16 , поршень которого через шток соединен с краном
дозирующего устройства - управляющим органом объекта.

Элементами последовательно включенного корректирующего
устройства являются: поршень 19 , движущийся во втулке 20 с
двумя пружинами, и дроссельные пакеты 2- , 22 , 22 .

iia установившихся режимах маятник механического центробежно-
го устройства находится з равновесном положении, подвод топлива
от регулятора постоянного давления 14 в управляемую (верхнюю)
полость силового цилицдра 16 через жиклер 7 равен сливу че-
рез сопло ГО , прикрываемое маятниковым клапаном. Кран дозирую-
щего устройства находится в положении , при котором распо-
лагаемый расход топлива соответствует потребному на заданном
режиме.

Давления топлива над и под поршнем 19 корректирующего уст-
ройства одинаковы, течение жидкости через дроссельные пакеты
отсутствует, поршень 19 пружинами удерживается в нейтральном
положении. Следовательно, на установившихся режимах корректирую-
щее устройство не оказывает влияния на статические свойства ав-
томатической системы управления.

Различным установившимся режимам соответствует равновесное
положение маятника II при разной затяжке внутренней пружины
28	, различное положение дозирующего крана, а следователь-

но, и расход топлива,обеспечивающий поддержание различной задан-
ной частоты вращения.

для устранения влияния температуры топлива на точность под-
держания частоты вращения затяжка пружины осуществляется через
термокомпенсатор 33 г который сохраняет при различных удлине-
ниях деталей заданную затяжку пружины.

При резком отклонении частоты вращения ротора двигателя от
её заданного значения, определяемого затяжной пружин 27, 28,
например, при уменьшении Пал ( при достаточно быстром уменьше-
нии высоты и увеличении скорости полета) маятник сместится от
равновесного положения влево ( прикроет сопло Ю ). Слив топли-
ва через сопло уменьшится. Топливо, поступающее от регулятора
постоянного давления через жиклёр 7 , идёт через корректи-
рующее устройство в управляемую (верхнюю) полость исполнитель-
ного устройства регулятора П вл .

В нижнюю (неуправляемую) полость силового цилиндра подво-
дится топливо с постоянным давлением от РПД- П. Поршень испол-
нительного устройства 16 перемещается вниз. Поступление жид-
кости в верхнюю полость силового цилиндра 16 осуществляется
через дроссельный пакет 21 и из полости под поршнем 19 кор-
ректирующего устройства при движении его вниз. Так как перепад
давлений на поршне КУ равен перепаду давлений на дроссельном па-
кете 21 , то чем ниже поршень 19	, чем сильнее сжата под

ним пружина, т.е. чем больше перепад давлений на дроссельном па-
кете. тем и большее поступление топлива через него.

Если бы не было корректирующего устройства, то при смещении
маятника II влево поршень 26 исполнительного устройства
двигался бы со скоростью, определяемой быстродействием гидропри-
вода (ГП). Дозирующий кран обеспечивал бы недопустимо быстрое
увеличение расхода топлива.

Если бы был только один дроссельный пакет 21 , процесс
шел бы слишком медленно.

Наличие корректирующего устройства позволяет организовать
приемлемый закон изменения расхода топлива.

*ак как смещение маятника измерительного устройства пропор-
ционально рассогласованию частот, то пропорциональна ему и сме-
шение поршня 19 корректирующего устройства и обьём вытесняе-
мой поршнем жидкости в уггравляеьг/ю полость силового цилиндра !$•
Так как перепад на дроссельном пакете 21 тоже пропорцио-
нален рассогласованию частот, то расход жидкости через него за-
висит и от рассогласования частот и от времени.

Таким образом» расход топлива в управляемую полость силово-
го цилиндра 16	, изменение координаты	, а следова-

тельно, и расход топлива GT имеют пропорционально-интеграль-
ный закон управления.

По мере увеличения расхода топлива растёт частота вращения
, грузики 12 измерительного устройства расходятся,
увеличивается слив топлива через сопло 10 усилительного уст-
ройства. Движение поршня 19 корректирующего устройства замедля-
ется, затем он останавливается и начинает двигаться, вверх. Год-
ность, поступающая через дроссельный пакет 21, идёт не только в
управляемую полость силового цилиндра 16	, но и в полость

под поршнем корректирующего устройства. Скорость перемещения
дозирующего крана уменьшается. В момент, когда поршень 19
№ проходит нейтральное положение, поршень 26 исполнительного
устройства меняет направление движения, расход топлива в каме-
ре сгорания Gr начинает уменьшаться. При движении поршня ис-
полнительного устройства регулятора вверх топливо из уп-
равляемой полости вытесняется через дроссельный пакет 21 и в
полость под движущийся вверх поршень ЮГ. По окончании переход-
ного процесса поршень 26 займёт новое положение, а поршень

19 возвратится в исходное.

При отклонении частоты вращения в сторону увеличения
взаимодействие элементов происходит ь обратном порядке.

Для повышения быстродействия регулятора при отклонениях
1лпол1, превышающих 2$, параллельно дроссельному пакету 21
подключается (если д /2- г 2%) дроссельный пакет 22 или
(если д/г<зя < 2$ ) дроссельный пакет 23 . Для подключения во
втулке 20 ив поршне 19 корректирующего устройства имеют-
ся соответствующие прорези.

Для исключения недопустимых изменений температуры раза,
обусловленных большими первоночальнъ1>'.и "бросками" расхода топли-
ва, с обеих сторон поршня 19 W установлены упоры.

При быстрой перенастройке регулятора И. аа , например, при
быстром перемещении РУД на увеличение частоты вращения увеличи-
вается затяжка пружины 28 измерительного устройства. Иаятннк
поворачивается по часовой стрелке. Слив топлива через сопло IG
уменьшается.

/Л
дальнейшая работа системы регулирования происходит так же, как
и при быстром уменьшении высоты и увеличении скорости полёта.

В случае медленного перемещения РУД на изменение частоты
вращения маятник (заслонка) II медленно меняет слив топлива че-
рез сопло, поэтому давления в полостях над и под поршнем 19
корректирующего устройства успевают выравниваться через дрос-
сельный пакет 21	. Поршень КУ при этом не смещается. Дози-

рующее устройство перемещается со скоростью, обусловленной произ-
водительностью дроссельного пакета 21

Точность поддержания частоты вращения /I&а определяется
статическими свойствами регулятора. Еуду^ш регулятором непрямо-
го действия, он обеспечивает высокую точность. Статизм такого
регулятора определяется конструктивным выполнением усилительного
и исполнительного устройств, характером изменения нагрузки на
шток исполнительного устройства.

наличие пружины под поршнем силового цилиндра обеспечивает
однозначность положения дозирующего крана на неработающем двига-
теле.

На разных установившихся режимах из-за наличия этой пружины
для удержания поршня в различных равнозесных положениях должно
быть риьиое давление топлива в полости над поршнем. Это обеспе-
чивается разным сливом топлива через сопло ТО усилительного
устройства, а значит, и различным разновесным положением маятни-
ка измерительного устройства. Тогда равенство сил на маятнике
II достигается при изменившейся затяжке пружин измерительного
устройства (на разных скоростях и высота?; полёта, но при неиз-
менном положении РУД), а следовательно, и изменившейся частоте
вращения. Но пружина силового цилиндра 16 имеет небольшую
жёсткость, а сопло усилительного устройства выполнено в виде уз-
кой щели , что требует малых перемещений маятника (заслонки) для
управления давлением. Всё это приводит к тому , что затяжка пружин
измерительного устройства меняется мало и поэтому статизмом регу-
ляторе Пва можно пренебречь.

Термокомпенсатор 33 сохранением затяжки внутренней пру-
жины измерительного устрэйстЕ1а обеспечивает точность выработки
заданного значения частоты вращения Паа при изменении тем-
пературы топлива, вызывающей различные удлинения деталей.

Переход с электронно-гидромеханической на гидромеханическую
систему управления G- осуществляется с помощью гидравлического
266
селектора и исполнительного механизма СИМ) агр. КРД-99А. Рас-
смотрим их устройство и работу.

Исполнительный механизм электронной масти системы управления
Gt -	клапан МКТ I является частью электрогнд-

раэлического усилителя (ЗГУ) с импульсным входным сигналом. ЗГУ
преобразует электрический сигнал, характер и зуюайся велачаной
• скважности Г' , в сигнал гидравлический.

Работа электронно-гидромехани^яеской системы управления Gr
подробно будет рассмотрена в главе 15.

Здесь же приведено описание механизма воздействия импульс-
ного электрического сигнала на &г и перехода с одной системы
на другую.

При работе гидромеханической системы .управления ах
(см. выше) сигнал от усилительного устройства поступает к корек-
тирующему и далее к исполнительному устройствам регулятора через
селектор 71 , золотник которого находится в верхнем положении.

При воздействии на &г от КРД-99А с помощью селектора 71
измерительное я усилительное устройства гидромеханического ре-
гулятора Г1&д отключаются (золотник селектора находится в ниж-
нем положении). Измерительные устройства электронно-гидромеханичес-
ких регуляторов 7 г* и к ад находятся в КРД-99А. Роль же
их усилительного устройства выполняет золотник 72 с жиклерами
6,2.74.

Положение золотника 72 зависит от величины скважности
импульсного электрического сигнала, поступающего на .'£<! I .

При увеличении скважности	увеличивается давление

топлива перед жиклёром 2, действующее на верхний терец золот-
ника 72 .

Чем больше скважность, тем всё более нижнее положение зани-
мает этот золотник.

При некотором значении скважности золотник 72 .сместив-
шись вниз, сообслт со сливом через проточку в золотнике пружин-
ную полость селектора 71 (полость под золотником селектора’.
На золотнике селектора происходит сравнение двух сигналов
( давлений Р^гм от золотника 72 и Рг* от усилителя типа
"оопло-зяслонка") и подключение сигнала ченьпей величины к кор-
ректирующему устройству.

При давлении меньшем Ргм, золотник селектора 71,
сместившись вниз, соединит канал с давлением топлива Р*™ с
267
входным каналом корректирующего устройства. При этом обеспечи-
вается управление дозирующим устройством от электронного блока
.{ГД. действительно, каждому значению скважности будет соответст-
вовать определённое давление топлива перед жиклером 2	, а

следователгно,и положение золотника /2	, обеспечивающего в

этом случае за счёт разного слива топлива управление дозируищиы
краном.

Так как в этом случае частота вращения будет меньше настрой-
ки гидромеханического регулятора, давление гм увеличивается
за счёт прикрытия сопла Ю заслонкой. Силой, обусловленной
разностью давлений л /» = Ргм - Р,г~ , золотник /7 селекто-
ра надёжно удерживается на упоре внизу.

Воздействие КРД на расход топлива в основной камере сгора-
ния возможно линь при fl	2$. Эта блокировка предусмот-

рена для того, чтобы ограничить воздействие КРД на <£г при от-
казе агрегата КЩ-99А. Блокировка осуществляется золотником 3
к см.рис. U ) датчика частоты вращения, который при

'I ад &	2 Л закрывает слив топлива из пружинной полости

ПОД ЗОЛОТНИКОМ 72	(.СМ. рис. /V 6 ), цри этом золотник 72

перемещается пружиной вверх и исключает воздействие агрегата
КРД-99А da корректирующее и исполнительное устройства регулятора
ад

при выдаче КРД сигнала отказа обесточивается электромагнит-
ный клапан >3 перенастройки гидромеханического регулятора

•ьд . При этом прекращается слив топлива через жиклёр -ХУ,
поршень перемешается вниз до упора. Через систему рычагов
уменьшается затяжка пружины 24 , а следовательно,и настройка
регулятора fl ла по максимальной частоте вращения ротора высоко-
го давления на (см. главы 2 и 13).
14.4.	Управление расходом топлива при запуске,
приемистости и соросе газа

Топливный азтомат запуска служит для дозирования расхода
топлива в основной камере сгорания з процессе запуска двигателя.
На двигателе применен пневматический ТАЗ с коррекцией по ?м .

Принципиальная схема ТАЗ представлена на рис.14.8.

На ЕераОоташ-см двигателе усилием пружину 5 плунжер 8 сдви-
нут вправо и перекрывает канал 9.

При запуске двигателя РУД устанавливается в положение "Ма-
лый газ". Стоп-кран смешается вверх, открывая проход топливу к
форсункам.

В начале запуска, когда давление за компрессором Рх чело,
плунжер 8 с мембраной под действием давления топлива сдвинуты
влево. Канал 9 открывается. Часть топлива из-за дозирующего кра-
на перепускается по каналу 9 на слив. Количестг-о топлива, посту-
пamего в основную камеру сгорания, определяется затяжкой пружи-
ны 5.

По мере увеличения частоты вращения /"г^д/и давления воздуха
РГ / рост давления воздуха в полости слева от мембраны 7 /в по-
лость поступает редуцированное давление/ приводит к перенастрой-
ке ГАЗ па уменьшенный перепуск топлива. С ростом значения РА*
мембрана 7 прогибается вправо, плунжер 3 прикрывает канал 9.
Слив уменьшается. Количество топлива, поступающего в основную ка-
меру сгорания,увеличивается. Рост расхода топлива определяет-
ся соотношением площадей жиклёров 3 и 4. Ери дальнейшем росте А*
канал слива топлива 9 закрывается плунжером 8 полностью. ТАЗ из
работы выключается. На заключительном этапе запуска в работу мо-
жет вступить автомат приёмистости /см. ниже/.

Расход топлива в основной камере сгорания при запуске на вы-
сотах корректируется высотным корректором. Высотная коррекция
осуществляется с по:.:сшью анероидов 12, измвняпвих через рычаг ГС .
натяжение пружины 6. С увеличением высоты анероиды Z2 расширяют-
ся и через рычаг 10 растягивают пружину 6, уменьшая тем самым
усилие на мембрану 7. Таким образом, осуществляется коррекция
расхода топлива в камере сгорания за счет увеличения количества
сливаемого топлива.

Начало вступления в работу высотного корректора определяет-
ся величиной зазора между штоксм И и рычагом ГС. Величина этого
269
зазора регулируется поворотом сектора I, так как ось рычага 10
сметена относительно оси сектора I.

Автомат приёмистости ограничивает количество топлива, нап-
равляемое регулятором 7? 4$ в основную камеру сгорания при резком
перемещении РУД на увеличение режима работы двигателя. При этом
реализуется программа

& гл а = /к •/('ft за j  -в ) »

где - коэффициент, учитывающий конструктивные особенности Ai.
и степень редукции давления Рк

На рис. 14.9 приведена функциональная, а на рис. 14.10 -
принципиальная схемы системы управления расходом топлива при при-
емистости двигателя.

Дозирование топлива пр? приёмистости производится путем
воздействия кз перемещение крана доэирутапегэ устройства. на кото-
ром поддергивается постоянный перепад давлений / см. зытпе п.14.2/.

При резком перемещении РУЛ на увеличение режима работы дви-
гателя быстродействуодий регулятор Пла обеспечивает быстрый по-
ворот дозирующего крана на увеличение расхода топлива, обеспечи-
вая первоначальный скачок расхода топлива лс величины, ня кото-
рую в данный момент настроен АЛ в соответствии с текущими значе-
ниями F/: , Tt ЗА , Т S .

Координата тПа< , характеризующая положение дозирующего
крана, используется р качестве сигнала, определяющего расход то-
плива, поскольку на дозирующем кране поддерживается постоянный
перепад давлений.

Заданное значение расхода топлива при приёмистости &тл* i
нормируется в программном задающем устройстве / ПЗУ / в зависимос-
ти от значений F* , П &д я Г *& . При приёмистости обеспечивает-
ся равенствоз . Если	то в измерительном

устройстве АП вырабатывается сигнал ул/? , который, воздействуй
на гидропривод дозирующего крана, обеспечивает устранение ошибки.

При экспоненциальной зависимости плошали проходного сечения
дозируюшего крана	тлл ?. постоянном перепаде павле-

нзй на нем расход через ДК равен:

G тлп	Vzf г„ ' = jf е t

где S	7>j> Гм 7 ,
Рис. /-/.9. Функциональная схема абтомата приемистости
При равенстве (г тля — £ глгг.з при приёмистости
А е '”** = < f* f /П&А ; Taj .

Если взять натуральные логаряамы от обеих частей равенства,
тс получим

/77^Л —	, Ул Jу	<- А

Правая часть полученного выражения соответствует длинному
положению ДК. По сигналам от датчиков Р< , л ла , Т з в сэсграм-
мноы задатеы устройстве АЛ с помсшью программных логарифмических
кулачков вырабатывается сиг.чад, характеризующий 'Т'лх.з.

леван часть этого выражения соответствует фактическому поло-
жению НЕ.

Автомат приемистости включает в себя датчики Рк .	,

Т «	, пространственный кулачок 2ь, в котором заложена функция

&г. T('T-Sjt;7'gJ плоский кулачок 8. в котооом заложена функция ,
суммирующее устройство рычажного типа /с элементами 2.4,24,25/,
оОеспечивагаее суммирование функций, заложенных в кулачках-В и 26,
элементы обратной связи 1. 32. дроссельный золотниковый усили-
тель X.

Датчик давления F/ включает в себя рабочий сильфон 12,
вакуумированный сильЬон 14 г. гидропривод с обратной связью.
Введение вакутмиревенного сильфона позволяет обеспечить замер
абсолютного давления FX • Слеллшая система. состоящая из рыча-
га 13 с заслонкой, силового цилиндра 5 с рейкой и тестерней 9,
пружины жесткой обратной связи 19 и пружины 17, преобразует дав-
ление Pic в поворот шестерни 9 так, что угол поворота шестерни
пропорционален , т.е. Z (	= /ж _

3 полость А рабочая влдкость поступает от

регулятора постоян-

ного давления РЯД П.

В полость 3 рабочая жидкость поступает от регулятора постоян-
ного давления PHI I через жиклер 7 и сливается через жиклер IC,
прикрываемый заслонкой рычага 13.

При изменении давления Рк рычаг 13 поворачивается вокруг
своей оси. изменяя элективную площадь слива рабочей жидкости че-
рез жиклер 10. Вследствие этого меняется давление в полости 9
силового пил/ндра, поошень которого, перемещаясь, поворачивает че-
рез рейку шестерню 9 к кулачок В. Одновременно изменяется затях-
ка пружины 19 обратной связи, что оозврапеет рычаг 13 р исходное
положение. В резпльтзте поршень останавливается в новом равно-
весном положения-.

Таким обпазсм. осуществляется преобразование давления F*
р поворот шестерни с кулачком 8, в котором заложена функция 6г Я*
Для устранения влияния температуры топлива на точность работы
датчика Р/ установлен термокомпенсатор id .

Пространственный кулачок 26 АП имеет две степени свободы.
Поворот валика 27 с пространственным программным кулачком зависит
от температуры Тс .Работа датчика Те описана ранее в п.14.3,
Осакос переведение кулечка 26 зависит от частоты вращения
/7/4 .

Частота впадения ротора высокого давления воспринимаемся
грузинами механического центробежного датчика и преобразуется «
продольное перемещение валике 27 с кулачком 26. На устаяогивших-
ся режимах прпведеквая к оси центробежная сила грузиков 9/рис.14.11
равна силе упругости пружин 11,12. Иаятахк 10 с заслонкам.* зани-
мает нейтральное положение, при котором поршень 2 силового цилин-
дра I неподвгжен. Полости С и I силот^гс цилиндра проточные. Ра-
бочая жидкость от регулятора постоят юге давления г.Д I поступа-
ет s них через жиклеры постоянного сечения 5.6, а сливается ч<—
рез жиклеры 7,8. частично прикрываемые заслонками маятника I-.

При изменении частоты вращения, например, при увеличен/;*
маятник 10 отклоняется вправо* умерьгаая з.;4вктивиу«: площадь прс-
хедноге сечения левого сопла и увеличивая сечение правого. Это
приведет к шзремещенлп поршня 2 вверг и перемещение вниз заяв-
ка 2С с кулачком 26 /су. р”с. 14.1С/. Одзовременно Поворачивает-
ся кулачек 21 / см. рис. 14.II/ жесткой обратно?. с?я°н и через
рычаги обратной свячп 22, I7 и термокомпенсатор 16 изменяется за-
тяжка пружины 12 обратно5 связи. Ото. в евс* очередь, привел*?- к
повороту маятнике влево до тех пор. пока движение поршня 1‘ нр
прекратится. ^Лаятнин 10 займе? разновесное полевение.

1акй’л образом, положение сопшни 2 сс штоком, я слеповат ° л
но, г валике 2С однозначно опгвделяется величиной частоты враще-
ния ротора высокого давления. Характеристика зависимости переме-
щения поршня £ от частоты вращения линейная, что постигается
соответехтвуя.щег профилировкой кулачка 21.

На установившихся режимах нгтемзт приёмистости настроен на
35~
максимально допустимый расход топлива в соответствии с конкрет-
ными значениями Р< , '^л , Is , который больше расхо-
да топлива, обеспечиваемого регулятором &д / или регуляторе*
Пнд или Тт” на максимальном или форсированных режимах/.

При постоянном перепаде давлений па дозируппем кране расход
топлива, как известно, однозначно определяется его положением
/координатой /Т7х*/*

Следовательно, на установившихся /например, на дроссельных/
режимах тдх.лл	•

При этом программными кулачками 8 и 26 /см. рис. 14.10/ через
суммирующий рычаг 2, шток 4 и рычаг 3 золотнику 31 усилителя
передается перемещение, характеризующее /77л< i -

От доэируппего крана через кулачок обратной связи I оси ры-
чага 3 передается перемещение, которое также сообщает золотнику
перемещение, определяющее истинное положение ДК - ^7.

На установившихся режимах результирующее перемещение золот-
ника такое, что слив оабочей жидкости через него из полости сило-
вого цилиндра управления позирующим краном /исполнительного уст-
ройства регулятора fl яд / закрыт.

Давление в управляемой полости определяется регулятором час-
тоты вращения.

При быстром перемещении РУЛ при приёмистости регулятор П&л
обеспечивает быстрый поворот ДК на увеличение расхода, топлива.
Тем самым обеспечивается первоначальный скачок расхода топлива.
При этом поворот кулачка обратной связи I дает возможность золот-
нику 31 под действием пружины 29 переместиться влево. Ери этом
управляемая полость исполнительного устройства регулятора fi&A
сообщается со сливом. Величина слива с этого момента зависит от
значений Р £ , Пла и Т к . Сна будет такова, чтобы

Л	i — тА^ =* о ,

Ери приёмистости изменяются величины , Л лд я в об-
щем случае Т 7 , вследствие чего увеличивается и значение
что обуславливает поворот ДК на увеличение расхода топлива /со
скоростью, определяемой скоростью изменения Р к- лд и Т7 /•
3 ненце приемистости вступает в работу регулятор, воздей-
ствующий на расход топлива. Будучи настроен на меньший расход
топлива, он обеспечит на установившемся нежима работы расход
топлива соответствии с заданным РУД режимом работы двигателя
z условиями полета.
При.резком дросселировании двигателя время сброса газа оп-
ределяется пропускной способностью двух дроссельных пакетов -
основного 21 /см.рис.14.6/ и сброса 23.

Для предотвращения неустойчивой работы воздухозаборника
при резком дросселировании двигателя на больших скоростях полета
темп сброса газа замедляется. При .’И=1,45 запитывается ЭМК 25 за-
медления сброса газа.Сердечник ЭМК 25 втягивается, обесгечивая
подвод топлива от РИД I в полость над. золотником 24. Зоготник 24
смещается вниз, перекрывая слив топлива через дроссельны/ па-
кет 23. В результате темп сброса газа замедляется.

14.5.	Ограничитель давления воздуха
за компрессором

Ограничитель Рк предназначен для ограничения давления
воздуха за компрессором путем уменьшения расхода топлива.

Ограничитель состоит из датчика давлеьия Р< /см.г.14.4/
и усилителя золотникового типа, воздействующего на силовой ци-
линдр управления Дл . исполнительное устройство регулятора /.

Датчик давления преобразует давление Рк* в поворот лес-
терна S /см.рис.14.1С/, а через неё поворот шестерни 20 в пере-
мещение втулки 21.

До достижения режима ограничения F боковое отверстие в
штоке-золотнике 22 закрыто втулкой 21;	< У	» где

- координата положения втулки, характерязупгдя величину
Рк ; Ур<^л - кэордината положения бокового отверстия в золот-
нике, характеризующая величину ?<. преэ .

По мере увеличения Рк втулка 21 перемешается влево нс зо-
лотнику 22, разность	уменьшается.

При достижении Р< =	втулка 21 приоткрывает боко-

вое отверстие /54' •“Уя соединяет управляемую полость
исполнительного устройства регулятора /?*д со сливом. Дозиру-
гаий кран поворачивается на уменьшение расхода топлива. При этом
уменьшаются част$та вращения ротора высокого давления л давление
F Г . Датчик давления Р < перемещает втулку 21 на при-
крытие бокового отверстия в золотнике, движение дозирующего кра-
на и изменение расхода топлива прекращаются.

Для исключения чрезмерного падения частоты вращения в слу-
чае возникновения неисправностей ограничителя в системе предусмот-
репа Рокировка. Сна обеспечивает воздействие ограничителя Р<
на рас. "-л топлива в основной камере сгорания лишь при вл^^6^27,,
1.рл снижении частоты вращения до	* 86 £2% поршень 2

/см.рис.14.II/ датчика	настолько смещается вниз, что пе-

рекрывается сообщение управляемой полости силового цилиндра ДК
с ограничителем Рк- через проточку в штоке 3. Регулировка ве-
личины t к п/>е^ производится перемещением золотника выггом 23.

14.6.	Ограничитель минимального расхода топлива

Ограничитель предназначен для ограничения величины минималь-
ного расхода топлива	через дозирующий кран в зависимости

от величины давления воздуха

Ограничение	осуществляется за счет ограничения хода

поршня I /рис.14.12/ гадроцилиндра 16 управления дозирующим кра-
ном на уменьшение расхода топлива. Ограничитель	по суще-

ству является датчиком Рн с гидроприводом с обратной связью,
который преобразует деление Рн в пропорциональнее ему пере-
мещение поршня 3.

Кахг.е у значению г х соответствует определенное положение
втулки 7. При этом на рычаге 14 момент» от анероидной корооки 13
и пружины В взаимно уравновешены.

Следящий гидропривод включает в себя силовой цилиндр с порш-
нем 3. жиклер 4 и втулку 7. S штоке 5 выполнено отверстие 6. Сле-
дяпшй гидропривод обеспечивает перемещение поршня 3, а следова-
тельно, и юл упора 2 пропорционально величине F и

При увеличении давления F# анероиды 13 сжимаются,
вттлка 7 усилием пружины 8 перемещается вниз, слив через отверс-
тие с прекращается. Поршень 3 также будет перемещаться вниз до
тех пор, пока через отверстие 6, вышедшее из-под втулки 7, будет
такой слив, при котором обеспечится равенство сил на поршне 3.

йри уменьшении F,< взаимодействие происходит в обратном
порядке.

Изменение положения поршня 3 при изменении давления Рн
носит линейный характер. Программа изменения минимального расхода
топлива &тг<*к = &г.мчп (P"J	обеспечивается профилировкой

окон дозирухщего крапа.

Обеспечивается снижение	при уменьшении Рн Д° SPJia’

чины Ря £ 0,75 кгс/смг. Ери рн < 0,75 кгс/см4 положение порш-
ня 3 определяется механическим упором. С этого момента

Величина этого расхода определяется положением упора 10» положе-
ние упора 10 регулируется шайбами /под заглушкой упора/. Ре-
гулировку начала программы осуществляют винтом II.

14.7.	Особенности эксплуатации системы

В процессе эксплуатации гидромеханическая система управле-
ния расходом топлива в основной камере сгорания может потребовать-
ся выполнение следующих работ:

-	регулировка автоматического запуска;

-	регулировка частоты вращения РВД на режиме малого газа;

-	регулировка частоты вращения РВД на максимальном режиме;

-	регулировка величины перестройки ft ад на максимально* режиме
при отключении KPJJ;

-	регулировка приемистости;

-	регулировка сброса газа;

-	регулировка ограничителя РД ;

-	регулировка минимального расхода топлива в основной камере сго-
рания.

Указанные регулировки выполняются при отладке двигателя пос-
ле монтажа его па самолет или замене агр.ИР-31, при опробовании
двигателя, после замечаний личного состава по работе силовой уста-
новки и в других необходимых случаях.

Порядок нижеописанных регулировок приведен в инструкции по
аксплуатаппи.

Необходимо отметить, что двигатель н? имеет ограничений, по
времени перемещения РУД, которые низлагались бы на летчика.

Для предотвращения неустойчивой работы воздухозаборника име-
ется ограничение по запрещению перемещения РУД ниже упора, соот-
вет ст гу-алего максимальному режиму, при полетах на числах М р* 1.5.

Регулировка ТАЗ.

Регулировка времени запуска производится / см.рис.14.8/
винтом 2 /при малых давлениях РД /и жиклером 4. Регулировка
высотного запуска осуществляется сектором I. Изменение диаметра
жиклера 4 на 0,1 мм вызывает изменение продолжительности запуска
на 1-2 с v. температуры газа Т/ на 30 - 40 К /которую необходи-
мо контролировать в соответствии со специальным графиком/. Увели-
чение диаметра жиклера приводит к увеличению времени запуска и
снижению температуры Т* , уменьшение - к уменьшению времени за-
KHNtB • noiWT I r • Допускается тстимка жжкже;< в джем
рем от I до 2,5 мм.

Регулярка на режиме хале го г-л^.

Ре гули рогу а П «л *< произчэли'ся ’.• м :•.	.; .14.*/^

менягсим с пемошьг рычага 30 затяжку наружная npj хи •	. 4-‘

тельного устройства регулятора Над .

Один оборот винта 31 изменяет прамерно ив C.3S.
Загораживание винта увеличивает и ла, отворачивание - ум*тизет.
Разрешается поворачивать регулировочный винт г :> стороны до
упора с последующим поворотом винта от упора на пол- г борете.

После регулировки частоты вращения &а необходимо пго
верить и при необходимости отрегулировать частоту эраиенжя ИЦ
на максимальном режиме / при отключенном W't/.

При увеличении температуры топлива от * 20 до -* КСсС д -
хггаается увеличение	на малом газе на 4% по срагкеч^г с

отрегулированным значением.

Регулировка П *д на максимальней режим*.

Регулировка п ла не максимальном режиме /при отклг-
ченгом КРД и работе агр.НР-31В/ производится рингом 8 /см.рис.14.
Олив оборот винта изменяет частоту вращения РВД на 0.5%. При
заворачивании винта fi увеличивается, при отворачигяям!-
уменьшаегся.

Разрешается отворачивать винт до упора с последушим гг -
рачиванием на пол-оборота. При заворачивании винта не докусхьст-
ся утопание его торца относительно корпуса более 6 мы.

Регулировка величины песенаетпсйхз на м -ксиу .ч - м
режиме при отключении Кг>'.

Предварительно необходимо отрегулировать ча тоту вражии**
Над /г^г/см. выше/. Снижение частоты Над прл пег»годе с
э'ектроннои системы на гидромеханическую да- »но :остевля1ь
о,0 ♦ 0.2%. Регулировка геличинь перенастроСхл частсты вравжжй
Над осуществляется винтом 59 /с.м.рис. 14.6/.

ринта "меньалет реличину перенастройка, отборамиаанхв - ур-л.-и-
тает.
Регулировка автомата приемистости.

Время приёмистости двигателя в стендовых условиях
,<4=0; М=0/ намеряется от начала движения РУД с упора "iff”’ до
частоты вращения РНД на 2% меньше максимальной. Это время при
времени перемещения РУД от режима малого газа до максимального
режима за 1-2 с должно составлять 3-5 с.

Регулировка времени приемистости производится винтом 28
/см.рис.14.1С/. Один оборот винта изменяет время приёглистости на
1,5 с. Заворачивание винта 28 увеличивает время приемистости,
отворачивание - уменьшает. Регулировочный винт разрешается пово-
рачивать по часовой стрелке на 6 оборотов и против часовой стрел-
ки на 3 оборота от исходного /по паспорту/ положения. После ре-
гулировки АП необходимо проверить настройку ТАЗ.

При отладке двигателя на время менее 4 с на некоторых
экземплярах двигателей возможна неустойчивая работа со срабаты-
ванием системы ликвидации помпажа и возможным "зависанием’' часто-
ты вращения. В данном случае необходимо регулировать время прие-
мистости /в сторону увеличения,но не более 5 с/ до устранения
указанного недостатка.

Необходимо иметь а виду, что величина времени приемистости
сильно зависит от степени прогрева двигателя,Если на прогретом
двигателе она находится в пределах 3,5-4,5 о, то па непрогретом
двигателе она может составлять до 8 с.

Бремя приемистости зависит от высоты и скорости полета.
Так, с увеличением скорости полета время приемистости несколько
уменьшаетсяг особенно это заметно на больших числах М, где час-
тота вращения РВД на малом газе значительно возрастает.

Регулировка сброса газа.

Сорос газа оценивается при перемещении РУД за 1-2 с с упо-
ра "Ыаксимал" до упора "Малый газ".

Время сброса газа измеряется от начала движения РУД до
достижения ft НА - 43%. Оно должно составлять 4-6 с. Регулировка
времени сброса газа производится подбором дроссельного пакета 23
/см.рис.14.6/.

Изменение пропускной способности дроссельного пакета на
ICO см%лин приводит к изменению времени сброса газа на 0,5 с.
При уменьшении пропускной способности дроссельного пакета время
сброса газа увеличивается, при увеличении - уменьшается. Разре-
пается устанавливать дроссельные пакеты, имепаие пропускную спо-
собность от IGO смэ/ммн до 8С0 смэ/мин.

Тегудировка ограничителя FZ .

Регулировка осуществляется винтом 23 /см.рис.14.10/.

При заворачивании винта давление Pi , при котором сраба-
тывает ограничитель Pi / т.е. F i	, увеличивается,

при от?юрачиранил - уменьшается.

Диапазон допустимой регулировки - 2 оборота винта в каждую
из сторон от исходно? настройка.

Регулировка ограничителя & г .

Регулировка осуществляется винтом II /см.рис.14.12/ и рас-
смотрена вьве /см.п.14.6/.
Глава -15. ЭЛЕЗСГРОШО-ГИДРОГХЕХАИНЕСЖАЯ СИСТЕМА
АВТОМАТИЧЖСОГО УПРАВЛЕНИЯ РАСХОДОМ
ТОПЛИВА В ОСНОВНОЙ КАМЕРЕ СГОРАНИЯ

Электронно-гидромеханическая система автоматического управ-
ления расходом топлива в основной камере сгорания (САУСТ )
обеспечивает:

-	заданную программу регулирования максимальной частоты вра-
яения ротора высокого давления (РВД);

-	заданную программу регулирования максимальной температуры
газа за турбиной;

-	заданную программу регулирования максимальной частоты era-
se ния ротора низкого давления (РНД).

Электронно-гидромеханическую САУ Gt образугт: двигатель с
системой топливоподачи как объект управления, электронная и гидро-
механическая части САУ GT .

Электронная часть САУ gt входит s состав электронного комп-
лексного регулятора двигателя КРД-99А.

Гидромеханическая часть САУ GT - в гидромеханический нас ос-
ре гулятop HP-3IB.

Электронная часть электронно-гидромеханической САУ Gt вклю-
чает в себя каналы (рис. 15.1 ):

-	управления Ииммес. ;

-	управления т-Гндкс J

-	управления Лм^макс .

Гидромеханическая часть электронно-гидромеханической САУ Gt
включает ( рис.14.1,14.5 ) гидравлический селектор и отдельные уст-
ройства (корректирующее и исполнительное) гидромеханического все-
режимного центробежного регулятора частоты вращения иЬд .

Связующим устройством электронной части и гидромеханической
является электрогидравлический усилитель (ЭГУ- Gt ) (см.рис.45.4
преобразующий электрический сигнал, поступающий от электронной
части САУ GT , в гидравлический. ЭГУ-$т размещен в гидромехани-
ческой части САУ GT . В руководствах по технической эксплуатации
изделия 99 электрогидразлическкй усилитель ЭГУ-Gt именуется ис-
полнительным механизмом ИМ-1.

Каналы регулирования nbfcMAKC . Тт*мАкС и	элек-

тронной части САУ Gt совместно с гидюомеханической частью САУ• -
и двигателем с системой топливоподачи образуют три автоматические
системы:

-	систему управления н.ядиккс ;

-	систему управления Тт’нхкс ;

-	систему управления нИДм^с

Как видно из рис.44.1 , гидромеханическая часть названных
систем - общая, ее состав дан выше, а принципы построения, кон-
струкция и работа гидромеханических устройств (гидравлического
селектора, корректирующего и исполнительного устройств), функ-
ционирующих совместно с электронными частями (каналами) систем
управления, подробно рассматривались в главе 4 4- . Поэтому ниже
основное внимание уделяется характеристике электронной части -
каналов систем управления и.акмЛКС , тт*ИА<с , ’'’-кд.мкке •
функционально раскрытых на рис. 45.1.	. При этом более подроб-

ная характеристика электронной части (каналов) системы дается не
обособленно, а в рамках общей характеристики всей электронно-гид-
ромеханической САУ GT .

Превде чем рассмотреть особенности каждой из систем,отметим
несколько общих черт, которые присущи каждой из них.

Такими общими чертами являются:

-	системы управления нВДМА<с » Т*ИАКС , КНКмАКС ВСТУ
пакт в работу только на максимальном и форсированных режимах;

-	системы работают автономно и имеют один и тот же регулиру-
ющий фактор - расход топлива в ОКС GT , при этом за счет элект-
ронного селектора канала управления обеспечивается воздействие на
регулирующий фактор ( Gt ) только одной из систем, включаемой в
работу в зависимости от заданной программы управления двигателем,
его режима работы и условий полета;

-	системы содержат одинаковые функциональные устройства-
злектронные части систем на участках до электронного селектора
канала управления содержат: датчики управляемых параметров с пре-
образователями сигналов, программные задающие устройства (ПЗУ),
элементы сравнения^ и электронные ключи( электронная часть си-
стемы управления Ттнмс на этом Участке содержит дополнительно
корректирующее устройство компенсации инерционности термопары -
но, рис.<5.4 не показсьно),'

* Совокупность датчика управляемого параметра с преобразова-
телем сигналов, программного задающего устройства и элемента
сравнения именуется в дальнейшем как измерительное устройство.
далее, на участке от электронного селектора канала управле-
ния и вплоть до регулирующего фактора £т (см.рис.15.1	)

функциональные устройства как электронные, так и гидромеханичес-
кие для всех трех систем являются общими ;

-	системы являются замкнутыми (т.е. выполненными ня принципе
по отклонению) благодаря наличию главных обратных связей по управ-
ляемым параметрам н-6к , тт* »	;

-	в силу одинаковости принципов построения систем работа их
происходит также одинаково. Однако существует очередность вступ-
ления в работу каждой из систем, которая определяется электронным
селектором канала управления, пропускающим на управление дозирую-
щим устройством (3’) сигнал, соответствующий получение минималь-
ной величины регулирующего фактора ( G7 ) * '. В результате проис-
ходит управление тем параметром двигателя, который неиболее при-
близился в данный момент к величине, определяемой программой
управления системы.

Вот такие общие черты трех систем автоматического управления,
образующих электронно-гидромеханическую САУ G-, . Рассмотрим осо-
бенности каждой из систем.

[	5 .1. Система автоматического управления максимальной
частотой вращения РВД

Система автоматического управления	обеспечивает

в соотпевтстсии с программой управления (см.рис. 15.1	- ПЗУ

) поддержание частоты вращения РВД в зависимо-
сти от температуры воздуха на входе в двигатель на макси-
мальном и форсированных режимах.

Точность поддержания заданной программы - + 0,5 % во всех
условиях эксплуатации.

Рассмотрим порядок прохождения сигналов в системе и ее состав,
используя функциональную схему, представленную на рис. <б.'..

Порядок прохождения сигнала в системе следующий. Сигнал дей-
ствительного значения частоты вращения РВД поступает в Из-
мерительное устройство электронной части системы управления И.ай$МА<с.

Здесь сигнал , преобразованный в конечном счете

* Такой принцип селектирована я (по требуемой величине регу-
лирующего фактора) называется*селектированном по минимуму.
в электрический сигнал UntK, сравнивается с сигнале* эддоеюго
значения	(напряжение	). фс^ируемьэ4 прогр*-

мним задающим устройством ПЗУ nb4Mi*c • выходе измерительно!»
устройства действует электрический сигнал aUki^ . величина
которого пропорциональна отклонению частоты вроде ня я н.,^ от
заданного значения Н.»4Ъ	• т.е. апКд-» п.В1-пВ|кЪ .

Этот сигнал рассогласования поступает далее пп двум магв-
рутам. Первый - в систему обнаружения неисправностей (СОИ). осу-
ществляющую непрерывный контроль работы канала (ов) управления.
Второй - через электронный ключ Кь.ЛВА> . служащий для отключения
канала Кьдммсс его отказе по сигналам из СОН, в селектор
канала управления. Последний устраняет совместную работу каналов
управления И-В^ик<с * ^тмккс и	•

Выходной сигнал селектора Uc поступает далее через:

-	корректирующее устройство КУ, служащее для обеспечения
требуемых динамических характеристик системы управления и.ЛкиИС
(или TJkm»C , ИЛИ nHKM»tc )	;

-	пиротно-импульсный модулятор (ЕНЫ), преобразующий входной
сигнал корректирующего устройства U«.7 в широтно-импульсный
сигнал U-jjum (импульсы напряжения)• характеризующийся величи-
ной скважности* £ гЧднмс( или Э Км><е, ***	i

-	электронный ключ ( Кл.^т ),
на электрогидраэлический усилитель ЭГУ-Qi (ИЙ-1). размещенный в
гидромеханической части системы управления K(f Mk,c (э ЛР-Х6).

Электронный ключ ( K*.GT ) производит отключение ЭГУ-Gt
(ИМ-1) при одновременных отходах всех трех электронных каналов
управления ( ил,имс , Т?ММс и пН1М1<с ) по сигналам из
СОН.

ЭГУ-Gt СИМ-1) преобразует электрический импульс гъ'Л сигнал,
характеризующийся величиной скважности jh,Umvc (или	,

или	), в гидравлический (давление жидкости1. ЭГУ-Gt

является, по существу, ислолнителькьм механизмом электронной
части системы управления	(или 1*кмс . или

Лиимс который, в конечном счете, через элементы гидро-

* Под скважностью ( Jr ) понимается отнодомио д’итйлъм^;т<

импульса (	) к периоду их слсдонамия Т, , т.е.
механической части системы управления и-6й>мйкс (или Ттм^с »
кли Лнд.м*<е Ь Управляет расходом топлива Gr в основной
камере сгорания (ОНО через: гидравлический селектор (см.рис Л4.1'|,
отдельные устройства (корректирующее и исполнительное на рис.14/
не показаны) гидромеханического всережимного центробежного ре-
гулятора частоты вращения к.6д , дозирующее устройство (ДУ)
системы топливоподачи.

Если отклонение д н^- иьд- и.Бдъ -z о	, что соот-

ветствует превышению действительного значения и над задан-
ным , ЭГУ-С-т, через названные выше элементы гидромеханичес-
кой системы управления ^а^мхкс» уменьшает расход топлива в ОКС,
тем самым частота вращения снижается до заданного значения

Если отклонение диь^< О , то процесс идет в обрат-
ном направлении.

Остановимся более подробно на характеристике устройств, об-
разующих электронно-гидромеханическую систему управления	.

а точнее, на характеристике устройств ее электронной части, т.к.
характеристика устройств гидромеханической части подробно рас-
сматривалась в главе 44

Обратимся к функциональной схеме, предст?.вле:1ной на рис.15.4,
Дадим характеристику элементов измерительного устройства.
Датчик частоты вращения (ДЧВ-2500) индуктивного типа преоб-
разует частоту вращения РВД пч в импульсы напряжения» частоте
следования которых ( fn64i ) пропорциональна частоте вращения
ротора. Датчик размещен на коробке двигательных агрегатов (КДАЛ.

Преобразователь сигналов представляет из себя фильтрующую
емкость, которая прообразует полученный от датчика импульсный
сигнал с частотой следования f пь/. в постоянное напряжение
СИьд , среднее значение которого пропорционально частоте вра-
щения РВД. В силз*' сказанного, преобразователь именуется ПЧН -
преобразователь частоты в напряжение. ЛЧН размешен в КРД-99.

Программное задающее устройство ПЗУ п^ммсс. электронного
типа вырабатывает опорное напряжение Unn^ » определяемое про-
граммой управления в зависимости от напряжения UT£ . значе-
ние которого пропорционально температуре воздуха на входе в дви-
гатель 7 * . Напряжение ЦТ? получается в результате про-
хождения информации о температуре Т® через датчик температуры
ДТ-2П и преобразователь ПСН - преобразователь сопротивления
P.TJ (электрическое) в постоянное напряжение UtJ . Датчик
ДТ-211 имеет две спирали из платиновой проволоки, электрическое
сопротивление ( RTfe" ) которой изменяется в зависимости от тем-
пературы воздуха Ть* . Применение двух спиралей (фактически
двух датчиков, объединенных, в одном корпусе) обусловлено необхо-
димостью дувлирсвания измерительных схем.

Кроме сигнала 11т£ 5 значения опорного напряжения
вырабатываемые ПЗУ K6ikMAKC ' зависят от наличия разовых команд:
"Отказ канала Таньке (или Лнд.млис и "Контроль", а также
от положения винта потенциометра (винт G расположен на КРД-99),
определяющего эксплуатационную регулировку программы -параллельное
её смешение.

При поступлении в ПЗУ ПЬ>,НАКС названных команд вся про-
грамма н.аднХкс перестраивается на минус (5 +0,5) % от фак-
тической настройки. Назначение и обоснование таких перестроек
подробно рассматривались з глазе 2, при изучении программы
управл е ни я двигателем.

Устройство сравнения обеспечивает встречное включение напря-
жения, поступающего от преобразователя сигналов (ПЧН) Ок-ьд »
с опорным стабилизированным напряжением	, поступающим

от программного задающего устройства ПЗУ п^мм<с .

Таким образом, характеристика измерительного устройства си-
стемы управления ИЬЛн>сс нами рассмотрена. Идя по пути прохо-
ждения сигнала управления, остановимся на характеристике других
устройств (см.рис. 45.1 ).

Устройство отключения канала н.Ь1!к представляет собой
электронный ключ, осуществляющий отключение канала при его отказе
по сигналу из СОН.

Селектор канала управления представляет собой’ диодную схему»
позволяющую получить селектирование сигналов по их уровню (уровню
напряжений’. Выходной сигнал селектора Uc определяется соотно-
шением

Uc= гн1гь( д Urtb^, AUV, AU,
т.е. селектор пропускает сигнал того канала управления, который
требует в данных условиях наименьший расход топлива.

Корректирующее устройство (электрический контур) КУ представ-
ляет из себя реальное форсирующее устройство с передаточной Функ-
цией
где Т

Т - постоянные времени ;

К - коэффициент усиления.

Такое корректирующее устройство преобразует сигнал рассогла-
сования ь11нвд (или aUt; . или АОПма ) в сигнал IJKy
( Uky= ^Un-ьд +	, содержащий производную от рассо-

гласования △ 0 и.^ .

Введение в сигнал управления производной от рассогласования
позволяет увеличить динамическую точность и быстродействие системы.

Широтно-импульсный модулятор (ШИМ) представляет из себя
устройство,преобразующее в каждый момент (дискретизации) мгновен-
ные значения амплитуд входного сигнала lJKy (непрерывного) в
импульсы постоянной амплитуды, но разной (в зависимости от ампли-
туды UKy ) ширины-длительности, а следовательно, скважности
импульсов	(или ^тг*МАКС или ИКС ). Применение

ПЖ позволяет использовать импульсное управление исполнительным
механизмом ИМ-1 (в ЭГУ - Gt ).

Широтно-импульсный модулятор состоит из магнитного и двух
транзисторных усилителей и транзисторного ключа, охваченных инер-
ционной отрицательной обратной связью.

Статическая характеристика ШИМ представлена на рис. 15.1 .

В равновесном режиме (при соответствии действительного зна-
чения Кр.д программе управления) скважность импульсов (ня Ик-1)
У

При значении и.вд выше или ниже величины, заданной програм-
мой управления Па^мккс » скважность импульсов	соответ-

ственно увеличивается или уменьшается, что приводит к уменьшению
или увеличению расхода топлива ( Gt ) в ОИС до восстановления
скважности, равной 5С %.

15 «2. Система автоматического управления температурой
газа за 1НД,

Система автоматического управления ТтмкКС обеспечивает в
соответствии с программой управления (см. рис. 15.1 - i*3J Т-^мккр
поддержание температуры газа Т" за ТНД в зависимости от темпера-
туры воздуха К па максимальном и форсированных режимах.

Точность поддержания заданной программы - +10 К во всех ус-
ловиях эксплуатации. При повышении температуры Т7 нал запанной
программой	на величину + 50 К система (электронная

часть системы) выдает дискретный сигнал "Перегрев двигателя" (в СОН
- систему обнаружения неисправностей и в ЕПЗ - блок противопомпаж-
ной защиты, размешенные в КРД-99).

Так как функциональный состав, принцип нестроения и работа
системы управления TfMAKQ (как отмечалось выше) такие же, как и
системы управления иЬдмКко , ниже рассмотрим только особенно-
сти этой системы ? плане состава и формирования сигналов.

Обратимся к функциональной схеме, прецставленной на рис.15.1.

Измерительное устройство системы управления Т*МЛкс включает
в себя: датчик температуры газа в виде коллектора термопар (КТ),
состоящего из двенадцати параллельно соединенных хромель-алюмелье-
вых термопар (Т-99), размещенных за турбиной (Т’Щ) двигателя;
устройство сравнения, обеспечивающее встречное включение электро-
движущей силы термопар с опорным стабилизированный напряжением;
программное задающее устройство ПЗУ Т^накс , вырабатывающее опор-
ное стабилизированное напряжение	, определяемое программой

управления в зависимости от напряжения ит£ , значения которого
пропорциональны температуре воздуха т^.

Кроме того, значения опорного напряжения Ьт^ь зависят от
наличия разовых команд (см. рис. 15.1 ); "Отказ канала
(или Нчкмккс ) ; *КР" (стимулирующий сигнал контроля регулято-
ра с пульта наземной проверки ППЛ-132А или из схемы самолета) ;
"Охлаждение выкл." (из канала управления охлаждением - КУО ТЦД)4
а также от положения винтов потенциометров 4 и 5 ( расположены на
КРД-99), определяющих эксплуатационную регулировку программы -
- параллельное её смещение.

При поступлении в ПЗУ Тиммса команды "Отказ канала ИЬдМ^с
(или Пндмикс )" ВСя программа	перестраивается на ми-

нус (50 +5'1 К от фактической настройки.

при поступлении команды "КР" с пульта ППП-132А д: эграмма
’тмаг.с перестраивается на минус (100 +5) К, а из схемы самолета
- на минус (50+5) К.

При поступлении команды "Охлаждение выкл" из КУО программа
Тт\АКС перестраивается на минус (250 + 10) К.
153. Система автоматического управления максимальной
частотой вращения РВД

Система автоматического управления	обеспечива-

ет в соответствии с программой управления (см. рис. 15.1 - ПЗУ
Имдмккс 1 поддержание частоты вращения иИх РВД в зависимости
от температуры воздуха на максимальном и форсированных ре-
жимах .

Точность поддержания заданной программы - 0,4 % во всех
условиях эксплуатации.

Функциональный состав, принцип построения и работа системы
управления	аналогичны системе управления nUMMtc.

Особенности: экепдуатшгионная регулировка программы управ-
ления иWi<MAiec осуществляется своим винтом потенциометра (винт 5
расположен на гУД-991 ; датчик частоты вращения РИД (ДЧВ-2иОСН
размещен в редукторе датчиков F-ВД, который крепится на промежу-
точном корпусе КВД.

Б остальном устройства, система формирования сигналов и ра-
зовых команд точно такие же, как и в системе управления
(см. рис. <5.1. ),
Глава 16, СИСТЕМА УПРАВЛЕЫЯ РЕАКТИВНЫМ СОПЛОМ

16.1	. Общая характеристика

Система управления реактивным соплом обеспечивает требуемое
изменение площади критического сечения реактивного сопла при уп-
равлении реязгмами работы двигателя» изменении внешних условий,
при срабатывании противопомпажной системы и при осуществлении
посадки самолета.

Управляющим органом двигателя являются сужающие створки ре-
активного сопла. Управление створками вызывает изменение площади
критического сечения реактивного сопла и целого ряда внут-
ридвигательных параметров.

В качестве управляемого параметра выбрана общая степень по-
нижения давления газа в турбине ft? . При управлении реактивным
соплом путем задания общей степени понижения давления газа в тур-
бине Я*$ предусмотрено также ограничение минимальной площади
критического сечения Ркрмин в зависимости от положения ’ РУД с(РУЛ
и температуры воздуха на входе в двигатель Т* , т.е.

^кр.мин “ Гмр.мин (.^рчлЛ*)

Характер изменения общей степени понижения давления газа в
турбине и площади критического сечения реактивного сопла, который
обеспечивается системой управления реактивным соплом, показан на
рис. 16. I .

На максимальном и форсированных режимах поддерживается сте-
пень понижения давления газа в турбине, равная заданному посто-
янному значению	Рпюгцамма -управления реактивным соплом

выражается условием '	Const , С увеличением рас-

хода топлива в форсажной камере сгорания в области форсированных
режимов выполнение этого условия приводит к росту площади крити-
ческого сечения реактивного сопла, т.е. :< его раскрытию, с умень-
шением - наоборот.

При переходе на дроссельные крейсерские режимы по положению
РУД осуществляется скачкообразное уменьшение Я** до Я?jдр < Ят\н.
Уменьшение действительного Я* до Я1/Лр требует уменьшения
площади критического сечения реактивного сопла, и сужающие створ-
ки перемещаются вплоть до постановки на нижний механический упор
(1ЫУ).
Puc.ib.4
С уменьшением режима работы двигателя при ттгитомтом реагр^в-
нем сопле (F^ = F^hms - СОП St; оОиая степень понижения давле-
ния газа в турбине уменьшается до тех пор, пика не ста' овится
равной заданному значению. Дальнейшее уменьшение режима проис-
ходит при условии ЗГ-г = Ят.}.др — СОГ. ST , которое требует раскрь.
тия реактивного сопла вплоть до верхнего механического упора (ВЦП
С постановкой створок реактивного сопла на верхний механический
упор (.Ркр = Fxp.gMy = Const) общая степень понижения давления
газа в турбине с уменьшением режима будет уменьшаться.

На малом газе, при запуске двигателя реактивное сопло остает-
ся открытья. В случае посадки, когда самолет находится в воздухе,
вырабатывается сигнал, не допускающий раскрытия реактивного сопла,
с целью более быстрого ухода на второй круг в су ше необходимо-
сти, а также предотвращения касания створками взлетно-посадочной
полосы пои посадке с большими углами атаки самолета.

При запуске форсажной камеры обеспечивается кратковременное
повышение запанного значения степени понижения давления газа в
турбине до	• Этим обеспечивается некоторое раскрытие ре-
активного сопла	по сравнению со значением на установив-

шемся режиме ".’Минимальный -форсаж", что способствует необходимому
повышению запасов газодинамической устойчивости компрессора низ-
кого давления.

функциональная схема системы управления реактивным соплом
представлена на рис 16.2 . 3 ее состав входят регулятор степени
понижения давления газа в турбине, ограничитель минимального зна-
чения площади крити”еского сечения реактивного сопла, устройства
(Ьорыирования задающих воздействий. Последние являются составной
частью общей системы формирования сигналов (CSC) для задания ре-
жимов работы двигателя.

Регулятор степени понижения давления газа в турбине (регу-
лятор 11* ) обеспечивает поддержание заданного значения Тг =
=	на максимальном и форсированных режимах, прикры-

тие реактивного сопла на крейсерских режимах и его раскрытие при
переходе с крейсерских режимов на малый газ. увеличение степени
понижения давления газа в турбине по сравнению с	да

этапе -запуска форсажной камеры сгорания для повышения запасов
газодинамической устойчивости компрессора низкого давления.

Ограничитель минимального значения площади критическо14* се-
чения реактивного сопла (ограничитель F-D > обеспечивает

указанное ограничение б зависимости от положения рычага управ-
ления двигателя, температуры воздуха на входе в двигатель, рас-
крывает реактивное сопло по сигналу противопомпажной системы на
определенную величину относительно исходного поло"зния.

Устройства формирования задающих воздействий обеспеигчают
согласованное изменение настройки ограничителя	и регу-

лятора расхода топлива в форсажной каь._*ре сгорания; поддержание
их настройки в соответствии с режимом "Минимальный форсаж" на
этапе запуска форсажной камеры независимо от положения РУД в об-
ласти форсированных режимов; выработку сигналов на перенастройку
регулятора JT* на прикрытие реактивного сопла при посадке
самолета, а также при аварийном выключении форсированных режимов.

Управляющее устройство конструктивно выполнено в виде от-
дельных агрегатов и узлов, показанных на принципиальной схеме
(рис. 16.3 ). Регулятор сопла РС-31Б включает в себя регулятор
X * , ограничитель F кр huh и устройства формирования задав-
ших воздействий.

Исполнительное устройство, обеспечивающее перемещение ство-
рок реактивного сопла, конструктивно выполнено отдельно в виде
16 силовых гидроцилиндров. Силовые цилиндры установлены на кор-
пусе реактивного сопла равномерно по окружности, Кинематика при-
вода створок реактивного сопла описана ранее в главе 7 .

Источником питания гидропривода стоорок реактивного сопла
служит плунжерный насос НП-96 высокого давления.

Управление наклонной шайбой плунжерного насоса осуществляет-
ся агрегатом управления плунжерным насосом, формирующим заданное
давление рабочей жидкости на выходе насоса по результату измере-
ния перепада давления в гидроприводе управления створками реак-
тивного сопла и сравнения с требуемым. Требуемый перепад опре-
деляется режимом работы двигателя и условиями полета, о чем
достаточную информацию содержит такой параметр, как давление
топлива за насосом агрегата НР.

Это давление в агрегате управления преобразуется в управля-
ющее давление Р^пр » по значению которого формируется давление
топлива г мп за плунжерным насосом, питающим гидропривод ре-
активного сопла (рис.16.4

Указанная организация питания гидропривода реактивного
сопла необходима для стабилизации перекладки створок сопла по
времени при изменяющихся условиях работы и режимах работы дви-
гателя, вызывающих, изменение газовых сил, действующих на створ®**
Рис. 46.4

295
/ р* v является функцией положения РУД

16.2	Система управления степенью понижения давления
газа в турбине

Система управления построена на принципе тклонения из-
меренной величины давления газа за турбиной от заданного значения.

Она включает в себя регулятор и объект управления.

Регулятор включает в себя (^исДб.5 ):

-	программно-задающее устройство (ПЗУ per. ), которое
формирует заданное давление р*. газа за турбиной за счет ре-
дуцирования давления р! воздуха за компрессором таким образом,
что величина отношения
(сигнал рРс );

-	измерительное устройство (Изм.Ус.), которое обеспечивает
измерение и сравнение давления газа за турбиной с заданным значе-
нием, а также перемещение подвижного элемента усилительного уст-
ройства I;

-	гидропривод I в виде усилительного (Усия.Ус. I) и исполни-
тельного (Исп.Ус.1) устройств, обеспечивающих перестановку под-
вижного элемента усилительного устройства II (Усил.Ус.П);

-	гидропривод сопла в виде усилительного (Усил.Ус.П) и ис-
полнительного (Исп.Ус.П) устройств, обеспечивающих перестановку
створок сопла по сигналу	от исполнительного устройства I;

-	корректирующее устройстве, улучшающее свойства замкнутой
системы управления за счет наличия отрицательной обратной связи.

Корректирующее устройство обеспечивает устойчивость и прием-
лемый переходный прочесе в контуре регулирования 1ГТ* .

В целом регулятор устраняет отклонение Ар? =
* prj. — р/ » что при определенном давлении р* газа перед
турбиной однозначно определяет степень понижения давления газа з
турбине Xj , Давление Рк , подводимое к программно-за-
давшему устройству регулятора	lif, отличается от давления Р*

только на величину потерь в камере сгорания.

Поддерживая заданное значение степени понижения давления газа
в турбине, регулятор сохраняет требуемый режим работы турбо-
компрессора при включении и выключении форсированных режимов.

Рассмотрим устройство и работу регулятора Я7 , используя
принципиальную схему (рис.16.6 ).
Рис 165
Роль программно-задающего устройства регулятора дт вы-
полняют 2 воздушных редуктора 25,30, клапан ;7 переключения воз-
душных редукторов, клапан 32 стравливания воздуха поел- воздуш-

ного редуктора

Редуктор 30 уменьшает давление воздуха рм .подводимое
к нему из-за компрессора, до давления р'кМ, которое подается к
клапану 17 . iia максимальном и форсированных режимах клапан
по сигналу положения РУД (	) от СЯС пропускает дазление

р’км к измеритель нему устройству регулятора JCj »

Редуктор 30 представляет собой сверхзвуковое сопло Лаваля,
проточная часть которого образована цилиндрической втулкой 23 и
профилированной иглой 22	. Воздух от компрессора высо-

кого давления подводится к игле 22 через дроссели 21 , образу-
ющие первую ступень редукции. При протекании воздуха далее по су-
жающемуся каналу увеличивается его скорость и падает давление. В
самом узка/, (критическом) сечении скорость потока становится рав-

ной скорости звука, расширение канала после критического сечения
способствует дальнейшему разгону потока и падению давления. Втул-
ка 23 содержит канал 24 отвода статического давления рим за
критическим сечением. В дальнейшем будем полагать редуцированное
давление рКм заданным давлением газа за турбиной р* , на

‘	„	п* _ м*	'TjM

режимах максимал-форс аж , т.е. Ркм~ г т;м •

При управлении давлением газа за турбиной по закону
ртм^Ртчм бУДет соблюдаться постоянство отношения
‘	р*

Т.рИ

тм «
г.м

Величина ТГум представляет собой степень понижения давления газа
в турбине на режитлахмМаксимал-дрорсаж". Застройка поданного значе-
ния степени понижения давления газа в турбине при регулировках
осуществляется изменение!/ положения иглы 22 , которое приводит
к перемещению критического сечения проточной части воздушного
редуктора 3Q относительно неподвижного канала отбора статичес-
кого давления и к изменению давления ркм

Клапан 32 стравливания воздуха после воздушного редуктора
30 обеспечивает перенастройку регулятора на большее зна-
чение И г.|.ф по сигналу' электромагнитного клапана 34 во время
переходного процесса при запуске форсажной камеры.
Редуктор 26 вырабатывает давление p‘Kfl , которое прохо-
дит через клапан 17 к измерительному устройству регулятора Я*
на дроссельных режимах.

Редуктс. 26 состоит из входного 25 и выходного 27
жиклеров. Выходной жиклер 27 выполнен в виде сопла Лаваля.
Давление р<др отбирается в критическом сечении этого сопла.
Положение регулировочной иглы определяет степень редукции редук-
тора 26 • Аналогично рассматриваем давление за воздушным редук-
тором	как заданное давление газа за турбиной рт)др

на дроссельных крейсерских режимах работы двигателя, а отнесение

fl-TjAp “	~~"г	- как заданную степень понижения

* г**Р Рт>лр	давления газа в турбине.

Переключатель 17.воздушных редукторов 26,30 состоит из шарико-
вого клапана 16 двустороннего действия и гидроцилиндра с поршнем
20. Поршень 20 с помощью штока 19 перемещает шариковый клапан 16
в верхнее или нижнее соложение по сигналу командного давления рном,
формируемого золотникам 22 (см. рис.16.8). Золотник 22 перемешает-
ся по положению РУД с помощью поршня гидрозамедлителя.

Измерительное устройство регулятора Л* состоит из корпуса
с мембраной 12 , пружины 13 и толкателя 14 , передающего пе-

ремещения мембраны на рычаг II . Под мембрану подводится измеря-

емое давление ft-

газа за турбиной низкого давления двигателя.

ркмот воз-

а в полость над мембраной-заданное давление
душного редуктора 30 или = Р*ДР от редуктора 26.

Гидропривод I состоит из дроссельного усилителя типа

сопло-

заслонка" и исполнительного устройства с поршнем 4	. Усилитель

включает в себя жиклер 3 постоянного сечения, сопло 6 и
заслонку 5	. К жиклеру 3 подводится рабочая жидкость от ре-
гулятора постоянства давления. Давление	и расход Qx^

жидкости за жиклером 3 будут определяться сливом через сопло

6	, изменяемым за счет перемещения заслонки 5 при помощи ры-

чага II связи усилителя с измерительным устройством.

За счет подвода давления рТуС и расхода	в полость

сверху от поршня 4 обеспечивается управление его положением.
Неуправляемая полость снизу от поршня питается постоянным давле-
нием от РПД.

Гидропривод сопла состоит из золотникового дроссельного уси-
лителя с круглым золотником 2 во втулке I и исполнитель-
кого устройства в виде 16 силовых гидроцилиндрэв	с парал-

лельным включением в магистраль питания.

В кольцевую проточку золотника 2 подводится регулируе-
мое давление рпи, от плунжерного насоса НП. При с ешении золот-
ника 2 с помощью поршня 4 от нейтрального положения обеспе-
чивается проход жидкости под давлением от насоса к силовъы гидро-
цилиндрам сопла и ее слив после силовых цилиндров через открытые
окна золотникового усилителя.

В результате происходит движение поршней, которые с помощью
штоков и кинематического привода обеспечивают перемещение створок
реактивного сопла и изменение площади критического сечения.

лоррехтирупцее устройство включает в себя пружину 8 обрат-
ной связи, рычаг 9 и зток 7	. Обратная связь передается от

поршня 4 через шток 7	, рычаг 9 « пружину 8 , рычаг

II к заслонке о

При движении поршня 4 изменяется усилие пружины 8
обкатной связи, ослабляя входной сигналЛу=у-^к и способствуя более
быстрому прекращению движения золотника 2 и возвращении его в
исходное положение в процессе отпаботки сигнала рассогласования
дрт-р*-рг.

Рассмотрим работу автоматической системы по поддержанию тре-
буемого значения степени расширения газа в турбине.

При нарушении равновесия мембранного механизма, например, за
счет увеличения р* или уменьшения рг^ происходит прогиб мем-
браны 12 вверх, рычаг II поворачивается против часовой стрелки,
и заслонка 5 приоткрывает сопло б . При этом давление в уп-
равляемой полости сверху от поршня 4 падает, и он перемешает
золотник 2 вверх, обеспечивая подвод рабочей жидкости от насо-
са НП в полости гидропилиндров на открытие створок реактивного
сопла и слив из противоположных полостей.

При движении поршня вверх при помощи штока 7 и рычага
производится удлинение пружины 8 обратной связи, увеличивается
усилие, развиваемое ею, и рычаг II при помощи заслонки 5 при-
крывает сопло 6	. Движение поршня 4 прекращается, золотни-

ковый усилитель открыт на определенную величину, соответствующую
разности • Д р? « рт*. - р *

Такому положению'золотника однозначно соответствует опреде-
ленная скорость перемещения поршней гидроцилиндров, а следователь-
но, и стэорлк реактивного сопла. Максимально возможная скорость
ограничена предельной производительностью насоса НП.

ЭОС
плоевли трм*мче:хого	rwv -

него сопла бу^у? падать давление £♦	, ыембрат 12 Ш1ГШШ1

в катодное покажете, сопло б прикрываться заслуг:? ;
поржехь 4 будет возврешать золотник 2 в исходов смолке.
Hers* золотник 2 аерегтоет каналы, связывающие его с волостя-
ми с ил о тих гидроцилиндров, перемещение створок реахтивнэге ежха
прекратится.

Лрм отсутствии пружины 6 обратной связи воэвравеню в ис-
ходное положение происходило бы за счет болызего снижения давления
р; , тем его значение на новом установившемся режиме. и возник-
новение по этой причине неустойчивого колебательного процесса било
бы неизбежна.

При снижении давления р* относительно заданного проиехрдят
процессы изменения параметров и положения элементов ппотиьсполая-

ного направления.

Регулировочные упоры2С.36 золотника 2 снизу и сверху огра-
ничивает степень открытия окон золотника и. следовательно, расход
рабочей жидкости, поступающей в силовые гидронилиндры.

Перенастройка регулятора Я* на менылее значение XTj при
дросселировании двигателя ниже режима "Максимал" осуществляется
до положение ГУД. В этом случае гицрезамедлктель, устанавливаюсь
на верхний упор, при помаши золотника 13 сообщает со сливом но-
мгю от поршня 20 полость. Нод действием давления от РОД в ьерчне*
полости поршень 20 со штоком 19 перемещается до упора вниз .
Лружииа 18 отжимает париковый клапан вниз , который при зтои
переключает канал, ведущий к мембранному механизму, с выхода воз-
душного редуктора 30 на выход воздушного редуктора 26 .

Перенастройка регулятора К* на большее значение	яр*

запуске форсажной камеры осуществляется с помошьг клапана
который сообщает канал выхода воздушного редуктора X* с заме-
няем Рии с атмосферой через жиклер 31	. лапам 32 crvpv-

ьается при поступлении внутрь сильфона 33 давления от РОД
Это давление подводится к сильфону 'К?рез электромагнитный клала»
ЭС 34	, на который полается электрический сигнал при запуске

♦ важной камеры от КРД. После запуска Форсажно» *лы«-рм .то гмп-алу
о Фактическом роэжкге форсажного топлива элохтромаг»и1Т>шя клопам
Эб 34 отключается, Настройка регулятора Ят соотмгтетжугт за*
данному значению ^г|Н •
Прикрытие створок реактивного сопла при посадке самолета
осуществляется подачей электрического сигнала от КРД на электро-
магнит 3-8 35 . Давление от РЯД через открывшийся клапан элект-
ромагнита Э-8 поступает в правую от поршня 15 полость. Поршень
15 перемещается влево и своим штоком через рычаг II прикроет
заслонку 6 дроссельного усилителя регулятора • Давление в
полости сверху от- поршня 4 возрастёт и поршень 4 _
переместит вниз золотник 2, давая команду гидроцилиндрам створок'на
прикрытие реактивного сопла. После этого вступает в работу огра-

ничитель минимальной площади критического сечения реактивного со-
пла. Обратное включение в работу регулятора осуществляется
после снятия электрического сигнала с электромагнита Э-8.

16,3 Ограничитель минимальной площади критического
сечения реактивного сопла

Прикрытие сопла по сигналам регулятора 7Г* может происхо-
дить только до значений, заданных программой ограничения "армин 39

(аруд , Tjj (см.рис. 16.1).

Программное управление соплом необходимо при отказе регуля-
тора Я? ; при колебательном переходном процессе, вызванном ра-
ботой замкнутой автоматической системы управления степенью пони-
жения давления газа на турбине; при включении форсированного режиме

Реализует программное управление ограничитель минимальной пло-
щади критического сечения сопла (рис.16.7)

Он включает в себя:

-	механическое вычислительное устройство (МКУ);

-	датчик температуры воздуха на входе;

-	преобразователь сигнала температуры Тв* в перемещение;

-	дифференциальный механизм с кулачком ошибки;

-	золотниковый дроссельный усилитель;

-	устройство обратной связи.

Сигнал по положению РУД воспринюластся гидроэамвдлителем и
передается в программное задающее устройство ограничителя Гхрмии*

Золотниковый дроссельный усилитель при вступлении в работу
ограничителя ^рмии управляет исполнительным устройством I регу-
лятора .

Рассмотрим устройство и работ/ ограничителя F<P мин •
используя принципиальную схему ( рис. 16.8 ).

Основным элементом механического вычислительного устройства
является кулачковый механизм, содержащий объемный кулачок 8 *•
п/чаг 51
IB. 7
Сигнал по положение РУД поступает от гидрозамедлителя на ко-
ническую пару шестерен 17 , 18 » передается на 2 зубчатых сектора
15.16 и при помощи втулки с зубчатым сектором 9 поворачи-
вает кулачок 8	*

Сигнал по температуре ‘в воздуха на входе поступает от дат-
чика температуры ТЖ в BW командного давления р (Т*) к преоб-
вазоЕДтедю его в перемещение. Датчик ТДК общий для систем и описан
в п. 14.3 . Преобразователь состоит из измерительного устройства
командного давления, золотникового дроссельного усилителя, силового
цилиндра и устройства обратной связи.

Измерительное устройство содержит ползунку II , установленную
на штоке 10	, и пружину 12	, опирающуюся на тарелку 16 и

регулировочный винт 10

Дроссельный усилитель образован жиклером 41 подвода жидкости
от регулятора постоянства давления и золотниковой парой "ползунка IJ
- шток 10	".

Силовой цилиндр преобразователя 'в* имеет два поршня 43,45 ,
установленных на штоке 10	, Поршень 43 с гильзой 44 цилинд-

ра образует управляемую полость, подключенную к дроссельному усилж-
те-гпо. Полость снизу от поршня 43 питается постоянным давлением,
образованным цепочкой из двух жиклеров 40,42	. Благодаря

установке ползушки II на шток 10 реализована обратная связь
между исполнительным и усилительным устройствами.

Командное давление Р ( в) поступает в полость, образованную
ползушкой II • и штоком Ю

Ь положении равновесия сила, действующая на ползушку II .о*
перепада давлений Ар 1тз) = Р^тв)“рст воспринимается усилием пружи-
ны 12 , а шток 10 занимает такое положение относительно пол-
зунки II , при котором слив через пару "ползуптка-шток" равно-
весный, и давления в полостях силового цилиндра равны.

Изменение температуры > » приводит к изменению давления
р(Ч) и перемещению ползушки II относительно штока IC •
Это приводит к изменению слива из управляющей полости свер7 ст
поршня 45 через отверстие в штоке Ю , прикрываемое кромкой
ползушки II.

Благодаря этому шток 10 , связанный с поршнями 43,45	»

как бы следит за движением ползушки II , перемещаясь до тех пор.
пока не будет установлен равновесный слив через золотниковую пару
"ползушка-еггок". При этом шток перемещает кулачок 6 в осевс*
304
направлении так. что каждому значению температуры "V соответ-
ствует определенное положение объемного кулачка 8

1аким образом, положение объемного кулачка 8 зависит о*
положения И и температуры Т* . Кулачок 8 воздействует на
рычаг 51 и через систему шестерен (дифференциальный механизм1 и
рычагов на скользящую втулку 55 .

Сюда же на скользящую втулку через .дифференциальный механизм при-
ходит сигнал обратной связи по положению створок, регулирующих кри-
тическое сечение сопла. Механизм обратней связи состоит из тяги, ры-
чагов и канатов, соединяющих агрегат FC с ведущей створкой.

Дифференциальный механизм состоит из дифференциального редук-
тора, кулачка 52 ошибки	- <ркр и рычажного механизма.

Дифференциальный редуктор состоит из шестерни 54 с валиком, ше-
стерни-сателлита 3	, шестерен 57,59, 60.

Кулачок d через рычаг 51 ппворачивает шестерню 54 с вали-
мом. на пальце 56 которого установлена шестерня-сателлит 3
Она, обкатываясь па шестерне 57	, поворачивает кулачок 52 ошибки,

который через рычаг 53 перемещает скользящую втулку 55 . Пру-
жина 50 выбирает люфты во всех зубчатых зацеплениях.

Перемещение створок сопла через трос обратной связи передается
на шкив -	, который через палец 2 , затем последовательно че-

рез шестерни 59,60,57, 3 поворачивает кулачок 52 ошибки
и через рычажный механизм также перемешает скользящую втулку 55
Передача выполнена так, что при увеличении плещади F«p, сопла втул-
ка 55 перемещается вниз.

Скользящая втулка 55 прикрывает отверстие в штоке 4 поршня
5	» управляя давлением з полости над поршнем 5	. Поршень яв-

ляется элементом исполнительного устройства I регулятора . Бла-

годаря установке скользящей втулки на шток поршня, движением которого
□на управляет, реализована обратная связь между исполнительным и уси-
лительным устройствами. На режимах работы регулятора %* поршень
управляется дроссельным усилителем типа ’’сопло-заслонка” 6 . 7
регулятора Х-Г . Скользящая втулка при этом полностью закрывает
отверстие в штоке, образуя так называемый гидравлический упор.

При уменьшении пл опади критического сечения сопла менее про-
граммного значения скользящая втулка 55	, перемещаясь вверх за

счет обратной связи по положению створок сопла, откроет своей нижней
кромкой отверстие в штоке. Давление в полости над поршнем 5 будет
падать, и поршень будет смешать золотник 4 взерх на открытие силс-

39 г/,^ f Ж
выми иилиццрами сужающих створок сопла. Таким образом обеспечи-
вается ограничение минимальной площади критического сочетая сопла
в зависимости от положения РУД и температуры Т6

При перемещении РУД, например, на увеличение ' эрсированного
режима (раскрытие сопла) кулачок 8 через описанную передачу пе-
ремещает скольз.тщую втулку 55 вверх, золотник 4 также сдви-
гается вверх и обеспечивает подачу жидкости от насоса к гидро:ти-
ли ядрам на открытие сопла. Обратная связь от реактивного сопла
смещает скользящую втулку 55 вниз, восстанавливая нейтральное
положение золотника 4.

Вступление в работу ограничителя ^крмин происходит тогда,
когда регулятор ft f стремится уменьшить площадь гкр до значе-
ния менее программного закрытием сопла б дроссельного усилителя
заслонкой 7

Ери необходимости увеличить площадь критического сечения ре-
активного сопла в случае срабатывания прртивопомпажной системы от
агрегата HP в нижнюю от поршня 48 полость поступает давление,
которым поршень 48 перемещается до упора в винт. При этом с по-
мощью пальца 58 , шестерен 60, 57, 3,	кулачка 52 и

рычага 53 ползушка 55 перемещается на определенную величину,
которая обеспечивает требуемое увйп^чение FKp относительно про-
граммы Fgpi-ин = Рнрмин (АрчД ,V) . Регулятор я* в данном
случае автоматически блокируется.

В исходное положение поршень 48 возвращается пружиной 49
после снятия давления.

Синхронное упрг ление площадью критического сечения сопла и
расходом топлива в форсажной камере сгорания от РУД обеспечивается
гидрезамедлителем.

Он состоит из золотникового дроссельного усилителя, исполни-
тельного силового цилиндра и обратной связи.

Золотниковый дроссельный усилитель образован скользящей втул-
кой 33	, перемещающейся пс штоку 28 с отверстиями,и жикле-

ром 29 .

Скользящая втулка 33 через зубчатую передачу 32 , 31 и
рычаг связана кинематически с РУД.

Силовой цилиндр имеет поршень 24 с штоком 28 . Шток с помо-
щью зубчатого зацепления "рейка-колесо" 25, 26 воздействует на
валик 19 и рычаг 27	. Рычаг 27 передает сигнал управления к

.форсажному крану (к per. &т<|, валик 19 на коническую шестерит
306
I

Перемещение РУД передается на рычаг 30 , который с помолы
зубчатого зацепления ’’колесо-рейка" 31,32 перемещает скользящую
втулку 33 , Положение схользяшей втулки 33 относительно отвер-
стия в штоке 28 определяет слив через него. Слив, в свою очередь,
определяет давление в управляющей полости снизу от поршня 24 .

На нефорсированных режимах скользящая втулка 33 перекрыва-
ет отверстие в штоке 28	, создавая в полости под поршнем 24

полное давление от РИД, под действием которого поршень 24 находит-
ся на упоре во втулку 21 золотника 22

При перемещении РУД в область форсированных режимов скользя-
щая втулка 33 сдвигается вниз и открывает отверстие в штоке 28 .
Давление под поршнем 24 падает, поршень 24 сдвигается вниз до
равновесного положения, когда силы давления в полостях снизу и
сверху от поршня 24 равны.

В области форсированных режимов поршень 24 с штоком 28
следит за перемещением скользящей втулки 33 .

Максимальная скорость поршня ограничивается дроссельным паке-
том 2С , при помощи которого осуществляется регулировка времени
форсажной приемистости.

При включении форсированных режимов помимо перевода РУД в ука-
занную область от сигнализатора давления форсажного топлива типа
УСТ поступает электрический ^игнал через КРД ка электромагнит Э-6

Своим клапаном 35 электюомагнит Э-6 открывает путь рабо-
чей, юности от РПД вокно втулки , протечку и отверстия в её зо-
нюю 1от Ъорзня е5'У! полость. Под действием силы давления снизу пор-
шень 39 перемещается вверх до положения, при котором кромка зо-
лотника на штоке поршня 39 прикроет доступ рабочей жидкости р
нижнюю полость. Золотник 37 , переместившись вверх, может допустить
движение поршня 24 гидрозамедлителя вниз лишь на определенную ве-
личину. Эта величина соответствует режиму "Минимальный форсаж".
Регулировка этого положения осуществляется изменением положения
втулки 34,заворачиваемой по резьбе и контрящейся при помощи винта 33.

После запуска форсажной камеры по сигналу от ионизационного
датчика электромагнит Э-6 отключается, поршень 39 возвращается в
крайнее нижнее положение. Поршень 24 гидрезамедлителя перемещает-
ся в положение, соответствующее положению РУД.

При работе двигателя на Яюрсирсванных режимах подача электри-
ческого сигнала на 3-6 вызывает перемещение поршня 24 вверх и
снижение режима до минимального форсажа.

ЛР>'	’ ЗОТ
Для аварийного выключения форсажной камеры на электромагнит
С-7	' подается электрический си-нел на открытие его клапана

35	В этом случае топливо от РОД поступает в нижнюю -т поршня

39 полость. Поршень 39 перемешается до упора вг рх вместе о
золотником 37 . Слив топлива из нижней от поршня 24 полости
гидрозамедлителя прекращается, давление в ней возрастает, поршень
24 поднимается в крайнее верхнее положение. Это соответствует
пеэевопу двигателя на максимальный нефорсированный режим, неза-
висимо от положения РУД в области форсированных режимов: подача
топлива в форсажную камеру прекращается; реактивное сопло, управ-
ляемое регулятором Я* , прикрывается; ограничитель гкрмин пере-
водится на программу нефорсированных режимов.

16.4.	Особенности эксплуатации системы

В процессе эксплуатации может потребоваться выполнение работ
следутаего вида:

-	проверка и пехулировка начала прикрытия реактивного сопла;

-	ре г.’.тир о в ка величины раскрытия реактивного сопла* потребной
при запуске форсажной камеры сгорания;

-	регулировка скорости раскрытия реактивного сопла;

-	проверка и регулировка значения диаметра реактивного сопла
при работе регулятора. JT/ и на "гидравлическом” упоре;

-	Провеика прикрытия реактивного сопла по сигналу "Посадка".

Указанны© проверки производятся при опробовании двигателя»
при его отладке пос..? монтажа двигателя на самолёт или замены
агрегата "СФ на двигателе, после замечаний лётного состава по ра-
боте силовой установки и в других необходимых случаях.

.юн несоответствии контролируемых параметров установленным
нормам выполняются требуемые регулировки.

лровеска и регулировка начала прикрытия реактивного сопла
ос'тпес г вляется с запуском и опробова’Г’т-у двигателя при
подключённом «самолёту пульте наземного контроля (ШЮ.

Цри медленном перемещении ГУД от малого газа на увеличение
ре.-има контролируется темп нарастания частоты вращения ротора вы-
сокого давления. Он должен соответствовать 1% П, за 2-3 секун-
ды. при страгивании створок реактивного сопла не’прикрытие» к0"
торое фиксируется по началу движения стрелки указателя на ПН1С,
снимается замер частоты вращения РВД. Её значение должно соответ-
ствовать условной приведенной частоте вращения
и:Глр = пбГ/^Г = ао± <Л7. .	' (рис. 16.9).

Физическая частота вращения РВД определяется по графику,
приводимому б руководстве .4о технической эксплуатации, или по фор-
«У-‘е п 3 J -IL1 + < 5

ПВА Y 288 ~ 5,0 *

При отклонении частоты вращения РВД начала страгивания от
допустимых значений осуществляется регулировка с помощью винта
С-42 иглы 29 (см. рис. 16.6) воздушного редуктора 26.

Предварительно определяется угол, на который необходимо по-
вернуть рехулирагочный пинт С-42. Один оборот регулировочного
винта С—12 соответствует 36 щелчкам и вызывает изменение.начала
прикрытия реактивного сопла по частоте вращения Нед примерно на
0,6(5. При заворачивании регулировочного винта по часовой стрелке
створки реактивного сопла начнут прикрываться при меньших значе-
ниях ^ад • при отворачивании - при больших.

После поворота винта С-42 на требуемый угол производится
повторное опробование двигателя е контрольным замером частота
вращения б начале прикрытия створок реактивного сопла.

Регулировка величины раскрытия реактивного сопля, потребной
при запуске форсажной камеры сгорания (на рис. 16.I величина
Fitp.jf • осуществляется подбором жиклера 31 (см. рис. 16.6).
Увеличение величины раскрытия реактивного с пла требует установки
жиклера с большей проливкой. Изменение проливки жиклера на ЮС
см°/мин приводит к изменению диаметра реактивного сопла прибля-
зительно'на два деления по указателю ПНК.

Данная регулировка может потребоваться на основании докла-
да летчика о невключении фоосированного режима на высотах поле-
та Н > 12 км л скоростях V -300 -г ЗЬО км/ч. Предварительно
установливается факт работоспособности системы воспламенения
топлива в форсажной камере сгорания.

Регулировка скорости раскрытия реактивного сопла требуется
в случае самовыключения форсажной камеры при быстрых перемещени-
ях РУД с минимального форсированного режима на повышенный в ука-
занных выше условиях полета.

Регулировка производится на земле заменой дроссельного паке-
та С23, обозначенного позицией 20 на рис. 16.8. Уменьшение ско-
рости раскрытия реактивного сопла достигается заменой пакета
С23 на пакет с меныгей производительностью. Допустимый диапазон
производительности составляет 200-700 см /мин.

Если неисправность проявляется при установленном п нете ми-
нимальной производительности, тогда требуется рог- тировка скорос-
ти нарастания расхода топлива б форсажной камере сгорания.

После данной регулировки производится проверка величины про-
вала частоты вращения РгЩ при запуске форсажной камеры. Она не
должнз-.ппевызать 1.5% .

лрзверка значения диаметра реактивного сопла осущестрляется
хак при работе регулятора fl* . тзк и на 7гидравличес-
ком" упоре. лэследняЙ соответствует характеристике

Данная проверка делается во время опробования двигателя после ус-'
танокки ?7Д с положение ’’Полный форсаж" и выхода его на форсироран-
ный сетям.

Значение диаметра реактивного сопля при работе регулятора
не должно отличаться от формул яркого более чем на IC делений по
указателя ПНК.	.

Для проверки значения диаметра реактивного сопла на "гидрав-
лическом" упоре предварительно снимается заглушка со штуцера за-
мера редуцированного давления воздуха за компрессором, которое
поступает к форсажному регулятору. Форсажный регулятор, работав-
ший по программе &гф/Рк (°^руд>^а ) , чувствует умень-
шение подводимого давления за счет стравливания через отверстие
замера я уменьшает расход топлива	₽ соответствии с прог-,

раммой. Это приводит к уменьшению давления газа за турбиной' Р*.
Регулятор X* з этом случае парирует уменьшение давления р*
прикрытием реактивно- о сопла до гидравлического упора
Гкр“/^Р , 1»),

Значение диаметра реактивного сопла на"гидравлическом" упо-
ре после установки ?Уд в положение "Полный форсаж" должно
быть меньше, чем с регулятором X? на 20-30 мм или 5-7 деле-
ний по указателю ПНК.

При несоответствии производится регулировка с помощью винта
•333. представляющего собой упор снизу для поршня 46 (см.рис.16.8).
Один оборот указанного винта изменяет диаметр реактивного сопла
на 6 делений по указателю ПНК. Поворот винта по часовой стрелке
увеличивает, против часовой стрелки - уменьшает диаметр реактив-
ного сопла на "гидравлическом" упоре.

После проведенной регулировки и установки заглушки на шту-
цер выполняется проверка превышения ДИна и провала ДПдд
частот вращения при включении форсажа. При этом суммарная
величина (	не ДОлжна быть более 4% в течение о с

после включения форсированного perjwa при опробовании двигателя
на земле. При несоответствии этому условию производится регули-
ровка скоро и раскрытия реактивного сопла заменой дроссельного
пакета пакета С23.	3

Уменьшение производительности пакета на 50^^- вызывает умень-
шение величины (	/?£Л+ △ Пщ ) на 1%.

Проверка прикрытия реактивного сопла по сигналу "Посадка"
производится согласно руководству по эксплуатации самолёта.

Допускается подрегулировка заданного зкачения степени пони-
жения давленая в турбине с помощью ванта регулируемого дросселя’
21 (см. рис. 16.6) в случае самопроизвольного изменения положения
иглы 22. Правильность подрегулировки контролируется по частоте
вращения ротора низкого давления ПГи. ила по температуре газа за
турбиной Т?. Выбор контролируемого параметра определяется значе-
нием температуры воздуха на входе в двигатель, от которой зависят
вступление в работу регуляторов названных параметров в соответст-
вии с программой управления. Так, при работе регулятора темпера-
туры Ттконтроль ведется по частоте вращения Пнх и наоборот..

Рис. М.9.

Н про берне кащия прикрытия
реихтлиЗногл сап л а
Глаза 17. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЙ РАСХОДОМ ТОПЛИВА
В ФОРСАЬНОй КАМЕРЕ СГОРАНИЯ

17.1.	Общая характеристика

Система управления расходом топлива з форсажной камере
сгорания ( &тф ) обеспечивает:

-	запуск форсажной камеру и вывод двигателя на заданный
форсированный режим;

-	программное управление Grip в зависимости от парамет-
ров р* и Т? ;

-	изменение GT(p при управлении форсированными режимами
в зависимости от положения РУЛ- ct руд ;

-	выключение форсажной камеры.

Системой управления &т<р решается задача поддержания за-
данного состава топливовоздушной смеси (	), а следователь-

но, и температуры газов ( 7"р ) в форсажной камере. Это обеспе-
чивается программой управления G^y/p* = const. Так как при реа- ’
лизании такой программы с ростом скорости полета происходит не-;
которое обеднение топливовоздушной смеси ( снижение Qf-g ) в
программу управления введена коррекция отношения р/ пи
Т~ь •

Задание форсированных режимов осуществляется формирова-
нием величины отношения Gr<p/p* по оСрщ .

Таким образом, с учетом коррекции реализуемая программа
управления имеет эп .:

На рис. 17.1 представлена функциональная схема системы
управления Gr# , которая включает в себя:

-	программно-задающие устройства и регуляторы продольно-
го перемещения (777 ) и поворота ( р ) регулирующих органов сис-
темы топливоподачи;

-	систему топливоподачи;

-	тда.

Гидромеханические регуляторы тп и р обеспечивают про-
граммные изменения положении регулирующих органов, реализуя сле-
дующие зависимости:
Рио.17. . Функциональная схема системы управления
расколом топлива в форсажной камере

3X3
m	т;) ,

tp -	.

Система топливоподачи (см. рис.17.2.) включает:

-	центробежный форсажный топливный насос - Cii;

-	дозирующие краны: 1 и 4 коллекторов -	, 5 коллек-

тора - ДК с , 2 и 3 коллекторов - Д^2,3 *

-	регуляторы постоянного перепада давлений на дозирующих
кранах;

-	распределитель топлива форсажный - РТФ.

Топливо от форсажного насоса ФН поступает к дозирующим
кранам ДК14» ДКЬ , ДЬ‘2,3- При постоянных перепадах давлений
на дозирующих кранах расход топлива через каждый из них зазисит
главным образом от площади проходного сечения, образуемого
взаимным положением окон корпуса и регулирующего ор-
гана ( птулки ). На ДК14И ДК2 3 площади проходных сечений
(	) определяются координатами т и ср (см. рис.

17.3), а на ДК5 (/^гу) - только координатой т . Таким обра-
зом,

G-rip/^ ~	' Ъиш (т > tfl) ,

&т?5 = Кдк5 ' FAK5 ,
&тр2,3 в *МЛЧЗ( ГП, 1р) ,
где - коэффициенты, зависящие от плотности топлива (^7Г),
коэффициентов рас. зда () и перепадов давлений (Д/д) на
соответствующих дозирующих кранах. Зависимость имеет вид:

3 некотором приближении коэффициенты можно считать
постоянными.

Дозированное топливо по трем топливным магистралям под-
водится к распределителю РТФ, откуда направляется к соответ-
ствующим коллекторам и форсункам.

Дополнительно к от форсажного насоса подводится топ-
ливо ( р/цр ) для предварительного заполнения, включаемых по сиг-
налу Ркомжркан	). коллекторов.

конструктивно бистема управления расходом топлива в фор-
сажную камеру сгорания реализована в агрегатах ФН-ЗхА, гСХ1Ь.
m-olb.
Рис.I? .2. Функциональная cxe.va

системы топливоподачи


Рис.17.3. Схеуа образования площади проходного

сечения на

ЛК1,4 я ^2,3

17.2.	Регуляторы расхода топлива в форсажной камере
сгорания

Регуляторы расхода топлива в форсажной камере сгорания
обеспечивают изменение положения регулирующих органов системы
топливоподачи:

-	продольные перемещения втулок всех трех дозирующих кра-
нов в зависимости от рЦ и 7д* ;

-	поворот втулок дозирующих краиозДК1г4 и ДК2.3 в зави-
симости от положения РУД

Заданные значения выходных параметров регуляторов т и
ip формируются соответствующими программно-задающими устрой-
ствами:

-	ПЗУ-I - т3 = 7П3 (р% , г/ ) ;

- ПЗУ-2 -

<Рз ₽ ФзС^рча') •

ПЗУ-1 включает:

-	воздушный редуктор с переменной по Г/ степенью редук-
ции ( см. рис. 17.4 );

-	пружину 12 ( см. рис. 17.5 ).

Зоздух из-за компрессора высокого давления ( р* ) под-
водится к редуктору через жиклеры 1,2 и, проходя по сужающе -
расширявшемуся каналу, образованному корпусом 5 и подвижной иг-
лой 3, выходит в двигательный отсек ( рн ). вследствие наточи*
г-НТ.’)

Рис.17.4. Воздушный редуктор
сверхкритического перепада ( р*/Рн	кр ) скорость воздуш-

ного потока вдоль канала увеличивается, достигая критической з
самом узком сечении, а давление падает. Отбор рецуиир заднего
давления рЦ^К'РИ производится через отверст; : ^расположен-
ное за критическим сечением.

При меремещении иглы воздушного редуктора изменяется по-
ложение критического сечения относительно точки отбора, а сле-
довательно, изменяется и pH • Это означает, что коэффициент ре-
дукции Л= Рк /рк зависит от положения иглы, которое, в свою
очередь, однозначно определяется температурой воздуха на входе з
двигатель - "”/ . Сигнал на изменение положения иглы 3 = У( Т/)
поступает от преобразователя Тв (см. рис. 16.8 ).

Таким образом, величина редуцированного давления р* за-
висит от степени редукпии /Г- / •(	и рР , т.е.

Рк * / (	’ Р к •	Я

Давление р% подводится в сильфонную полость Б (рис.17.5).
измерительного устройства регулятора тп . Усилие, развиваемое
этим давлением со стороны сильфона, а также усилие предваритель-
ной затяжки пружины 12 характеризует 171$ .

ПЗУ-2 включает:

-	гидрозамедлитель ( устройство и работа описана в главе
16 );

-	механическую цель - тяга 22, рычаг 21, закрепленный на
одной оси с зубчатый сектором 20, втулка 19.

Положение втулки 19 однозначно определяется положением
РУЛ и характеризует <pz .

17.2.1.	Регулятор продольного перемещения регулирующих
органов дозирующих кранов - регулятор ТП

Включает:

-	сильфонный узел;

-	гидропривод продольного перемещения регулиоугцего
органа ДК5 ;

гидроприводы продольного перемещения регулиотоцих орга-
нов ДК^ 4 и Jing, з .

Альфой ный узел по существу представляет собой измеритель-
ное устройство регулятора ТП . Корпус сильфонного узла 14 выпол-
нен подвижным в продольном отношении. Его положение определяют:
с одной стороны,- усилия ( 77? j ) от сред зари тельной затяжки пру-
жины 12 и редуцированного давления в сильфонной полости Б, с
другой стороны - усилие (777 )* затяжки пружины обоатной связи
15.

На установившихся f равновесных ) режимах сумма сил, дей-
ствующих на корпус сильфонного узла 14 равна нулю ( 777л = 777 ).
При изменении р*равновесие нарушается и корпус под действием
разности сил ( zJ тп = 7715 - 77? ) перемещается, поворачивая отно-
сительно оси 16 за поводок хз управляющий элемент II гидропри-
вода продольного перемещения втулки ДКк. .

Гидропривод продольного перемещения регулирующего органа
ДК5 состоит из:

-	усилительного устройства типа "соало-заслонка" с управ-
ляющим элементом маятникового типа 11;

-	исполнительного устройства - силового цилиндра, выпол-
ненного за одно целое с корпусом и втулкой ДК5;

-	пружины обратной связи 15.

Давления в полостях Си! силового цилиндра определяются
входными жиклерами 7,8 и сливными соплами 9,10 переменного сече-
ния в зависимости от положения управляющего элемента 11. На рав-
новесных режимах усилия, действующие на втулку-поршень ДК$ ( с
одной стороны,- это усилия затяжки пружины обратной связи и
давления = полости Д, с другой,- усилие от давления в полости С)
равны и поршень неподвижен.

При отклонении управляющего элемента от положения разно-
весного режима изменяются сечения сливных сопел, что вызывает
изменение давлений в полостях С и Д. Поршень перемещается. Одно-
временно изменяется усилие затяжки пружины обратной связи, под
действием которого корпус сильфонного узла, а вместе с ним и
управляющий элемент усилителя, возвращается к разновесному по-
ложению (7П2 = тп ).

Гидроприводы продольного перемещения оегулируххцих оста-
нов ДК1, 4 и Ж2,3 конструктивно выполнены одинаковыми и сос-
тоят из:

-	дроссельного усилителя типа "сопло-заслонка";

-	силового цилиндра, выполненного за одно целое с кор-
пусом и втулкой дозирующего крана.

* ) Усилие затяжки пружины обратной связи 15 однозначно оп-
ределяется координатой тп положения регулирующего органа ДКк •
Управляющим элементом является рычаг 5 ( коромысло ) с
клапанами - заслонками 3 и 33а. закрепленный на зтулке ДК 5 .

На установившихся режимах поршни-втулки неподвиг ы, так
как усилия от даялениА жидкости по обе стороны пор чя взаимно
уравновешены. При перемещении втулки ДКс перемещается и ко темне-
ло . клапаны-заслонки воздействуют на слив из управляемых полостей
силовых цилиндров, поршни-втулки перемещаются вслед за коромыслом.

17.2.2.	Регулятор поворота регулирующих органов
* ДК2.3” регулятор ф

Регулятор поворота втулок ДК1, 4 и Д}<2,3 представ-
ляет собой следящий гидропривод. Он включает:

-	втулку 19;

-	силовой цилиндр, поршень 30 которого выполнен за одно
со штоком 31;

-	рычаги 4.33 поворота этулок.

Полости А и 3 силового цилиндра - проточные. Рабочая жид-
кость от РЯД 2 поступает в полость А через входной 29 и сливает-
ся через выходной 32 жиклеры одинаковой производительности. Се-
чения хи клеров подобраны так, что давление а полости разно поло-
вине давления за РИД.

3 полость В рабочая жидкость поступает через входной жик-
лер 27 и, проходя по каналу з штоке 31, слипается через боковое
отверстие 1ь, частично перекрываемое втулкой 19.

При изменении '’.олокенил РУД поворачивается зубчатый сек-
тор 20 и через реечную передачу перемещает втулку 19 вдоль штска
31. Давление а полости В силового цилиндра изменяется, поршень со
хтоком перемещается, отслеживая положение втулки (	). и через

рычаги 4 и 33 поворачивает втулки дозирующих кранов ( if )* *

17.3. Система топлизоподачи * •

17.3.1.	Дозирующий кран пускового ( пятого ) коллекторб.
Регулятор постоянного перепала давления на ДК$

Дозирующий кран пускового ( пятого ) коллектора ( рис.
х>.5 ) предназначен для дозирования расхода топлива в

* ) координата tp поворота регулирующих органов ДКТ 4 и ДК2.З
однозначно определяется положением штока 31 ’

* ♦ ) Устройство и работа описаны в главе II.

320
пусковой коллектор форсажной камеры.

Расход топлива через определяется площадью проходного
сечения окна, образуемого корпусом и втулкой крана, и перепадом
давления до X после крана - Pits ~ р#*-Ops . который поддержи-
вается постоянным.

Регулятор постоянного перепада давления на Дл\ - РППД5
является регулятором прямого действия, золотник 43 РППД5 являет-
ся одновременно измерительным и исполнительным устройством. На
золотник действуют, с одной стогоны, перепад • ° Другой,—
усилие затяжки пружиня 42. характеризуюде заданное значение пе-
репада давления - P4KS3 - Щ и изменении Рдк5 нарушается Са-
тане сил, действующих за золотник . золотник смекается, изменяя
свое положение Ь77уру площадь проходного сечения, образуе-
мого корпусом 44 и левым буртиком золотника. Это вызывает изме-
нение гидравлического сопротивления магистрали за краном ко вос-
становления равновесия : Pjs5 ~ PjXSj •

17.3.2.	Дозирующие краны I и 4, 2 и 3 коллекторов.
Регуляторы постоянного перепала давления
на 4 и ДИг,3

Дозирующий кран 1м* коллекторов предназначен для дози-
рования суммарного расхода топлива в 1 и 4 коллекторы форсажной
камера.

Расход топлива через ДК^ 4 определяется площадью проход-
ного сечения окна, образуемого корпусом и втулкой крана, и пере-
падом давления до и после крана - PjKf,4~p/ep ~Р$!,4	• кото-

рый поддерживается постоянным.

Площадь проходного сечения ДКу , определяется положением
втулки, имеющей две степени свободы:

-	поворот вокруг оси;

-	перемещение вдоль оси.

Регулятор постоянного перепада давления на ДК^ 4- РПГЩт^
является регулятором непрямого действия и состоит из:

-	измерительного устройства;

-	исполнитольного устройства.

К золотнику 36 измерительного устройства подводятся дав-
ления серед и за ДК , 4. На установившихся режимах перепад даэ-

V/ tyd.V: 7Ш
Ленин Рд/с/,4 на золотнике уравновешивается усилием затяжки пру-
жины 37. характеризующим заданное значение перепада -	.

Пружинная полость 40 исполнительного устройства является
проточной. Давление з этой полости определяется площадью проход-
ного сечения, образуемого сверлением а гильзе и правым буртиком
золотника измерительного устройства, и производи те льностьи слив-
ного жиклера 38. На установившихся ре.*имах сумма сил, действуп-
ших на золотник 39 исполнительного устройства, равна нулю. Поло-
жение золотника определяет площадь проходного сечения, образуе-
мого левой кромкой золотника и открытой частью окон гильзы зо-
лотника .

При отклонении перепада давления р^к/.А от заданного
значения рлк/,4л золотник 36 смещается, давление в пружинной по-
лости 40 изменяется и золотник 30, занимая новое положение
I ТПм^/,4 )• изменяет гидравлическое сопротивление магистрали зэ
краном. Перепад давления на дозирующем кране восстанавливается:

-Р<4*',4з •

значение заданного перепада давления на ДК^ 4 составляет
примерно 0,7 НПа и регулируется изменением предварительной
затяжки пружины 37 с помощью регулировочного винта 34.

Биметаллический компенсатор 35 изменяет усилие затяхки
пружины 3? при изменении температуры топлива о пелью сохранения
массового расхода топлива через дозирующий кран.

Дозирующий края 2 и 3 коллекторов, регулятор постоянного
перепада давления на 3 - РПШ^ 3 конструктивно выполнены
аналогично ДК;. 4 и ?ППД/4. На рис’. 17.5 обозначены:

45-	регулировочный винт;

46-	термокомпенсатор;

47-	пружина измерительного устройства;

4о-	золотник измерительного устройства;

45- сливной жиклер;

5С- пружинная полость исполнительного устройства;

51- золотник исполнительного устоойства.

1/.3.3. Распред ели те ль форсажного топлива

Распределитель форсажного топлива ( РТФ ) предназначен
для распределения топлива, поступающего от дозирующих кранов. п°
коллекторам форсажной камеры.
На нефореированпых режимах запорные клапаны ( см. рис.
17.6 ) 7 пускового (пятого), 5 первого и 3 второго коллекторов,
а также отсечные клапаны третьего и четвертого коллекторов за-
крыта .

При перемещения РУЛ в диапазон форсированных режимов топ-
иво от ФН через ДК5, пройдя через 7МТ* форсажного контура, пос-
тупает на вход в РГФ к запорному клапану 7 пускового коллектора.
Одновременно от золотника 22а командного давления ( рис. 17.5 )
топливо поступает к командным золотникам 1 второго, 4 первого и
6 пускового коллекторов под давлением рк< • • Этим давлением
золотник 6 смещается до упора вправо и своей проточкой пропус-
кает топливо от Фн в полость И поршня запорного клапана 7. Пор-
шень, преодолевая усилие пружины 9, перемещается до упора влево,
запорный клапан открывает проход топлива к пусковому коллектору.
Кроме того, топливо от ФН через проточки d и 10 золотников запор-
ного клапана и клапана перепада поступает в пусковой коллектор
для его ускоренною (предварительного) заполнения. По мере за-
полнения пускового коллектора топливом перепад давления на его
форсунках др<р$= Рг ♦ действующий одновременно на мембра-
ну 12, увеличивается.. По достижении Др? 5 ^0,05 МПа золотник
11 клапана перепада, смещаясь влево, прекращает подвод кедози-
рованного топлива в пусковой коллектор.

При положении РУД, соответствующем показаниям лимба РСФ
81 и выше, открывается я» а золотник командного давления по-
вышает Рком ДО значения 1,2 МПа . Пь этому давлению
срабатывает командный золотник 1 второго коллектора, вызывая от-
крытие запорного клапана 3 и предварительное заполнение второго
коллектора.

При достижении во втором коллекторе давления 1,5МПа на-
чинает открываться распределительный клапан и дозированное топ-
ливо поступает в третий коллектор. При достижении во втором кол-
лекторе давления З.ЭМПа распределительный клапан открывается
полностью.

При положении РУД, соответствующем показаниям лимба РСФ
Эи и выше, в работу вступает ДК^ 4, командное давление повышает-
ся до 1,8МПа. Аналогично описанному выше, вступают в работу
первый и четвертый коллекторы.

При очень малых расходах топлива в форсажные коллекторы
и снижении перепада давления на форсунках пускового коллектора
до 0,05 МПа, а на форсунках первого и второго коллекторов -

* ) ТЫТ - тспливомасляный теплообменник ( 25, рис.10.I ).
до 0,06 МПа золотники клапанов перепада соответствующих коллек-
торов перемещаются влево, открывая доступ недозированного топли-
ва к коллекторам, обеспечивая минимальный расход топ- :ва за счет
поддержания указанного перепада.

17.4.	Запуск, управление режимами и выключение
форсажной камеры сгорай..я

Питание элементов системы управления расходом топлива
в форсажную камеру сгорания осуществляет регулятор постоянного
давления 2 (. рис.17.5 ), который вступает в работу в процессе
запуска двигателя по командному давлению р*?„ = /?ЛХ (Плд */>)
подводимого к РСФ от IIP.

При повышении р*$м до эеличины, превышающей давление
слива на ^ 0, 45МПа, золотник блокировки I перемещается до упо-
ра вниз и своей проточкой открывает доступ топливу из магистра-
ли от к РПД, настроенного на давление ^2,0МПа.

17.4.1.	Запуск форсажной камеры сгорания

Запуск форсажной камеры сгорания осуществляется автомати-
чески при перемещении РУД в область форсированных режимов ( по
лимбу РСФ с</>^>62°). При этом поршень 24 гидрозамедлите ля
( рис. 16.6 ) перемешается в направлении заданного втулкой 33,
кинематически связанной с РУД, положения. Золотник 22, связан-
ный с поршнем 24. перекрывает слив из управляющей полости А
клапана входа 10 ФН ( рис.II.7 ), клапан входа открывается. ФН
вступает в работу.

Одновременно перемещение поршня гидрозамедляется через
точку 22 ; рис. 17.5 ) и рычаг 21 передается зубчатому сектору
20 и шестерне 5а, связанной с зубчатой рейкой золотника 6 вклю-
чения форсажа. Золотник 6 прекращает слив из полости К исполни-
тельного золотника 17 включения форсированного режима. Давле-
нием рабочей жидкости, поступающей от РПД 2, исполнительный зо-
лотник перемещается до упора вправо.

Своей проточкой золотник 17 открывает проход рабочей
жидкости к клапану 22 переключения масла ( рис.10.1. ). сигна-
лизатору давления 25 ( рис.17.5 ), жиклера 23,24 и далее к ко-
мандным золотникам РТФ по магистрали Г. Правой кромкой золот-
ник перекрывает слив из пружинной полости РППДц, включая его з
работу.
Сигнализатор давления 25 замыкает электрическую цепь
блока управления запуском ;Тпрсахной камеры в КРД. При наличии
сигнала 71 > 85% блок управления выдает электрический сигнал
на электрона.' ’итный клапан Э-ь ( рис. 16.8 ), поршень гидроза-
медлителя независимо от положения РУД занимает положение, со-
•ветствующее режиму ”Минимчльннй форсированный” ( "МФ" )- При
этом дозирующие краны ДК^ и JlKg - закрыты, топливо через ДК^,
ТМТ и РТФ поступает в пусковой коллектор форсажной камеры.

Одновременно о сигналом на Э-6 блок управления подает
три последовательных электрических сигнале продолжительностью
0,2 г 0,4с с интервалом 0,3 t 0,5с да электромагнит агрегата
4033 ( дозатора ), предназначенного для питания топливом, посту-
пающим от качающего узла ИР, струйной и центробежной форсунок,
системы воспламенения топлива форсажной камеры. Топливо, посту-
пающее s струйную форсунку ( ФС, см. рис.6.2 ). впрыскивается в
камеру сгорания, воспламеняется и переносится газовым потоком за
турбину низкого давления, где факел пламени усиливается впрыском
топлива из центробежной форсунки ( ФЦ ). Образовавшийся факел
пламени воспламеняет топливо, впрыскиваемое форсунками пускового
коллектора.

Воспламенение топлива в форсажной камере регистрируют
ионизационные датчики ( ДЛИ ). От ДЛИ сигнал поступает в КРД.
Последний отключает агрегат 4033 и электромагнитный клапан Э-6.

Поршень гидро замедлителя из положения "МФ" перемешается
в положение, заданное РУД.

17.4.2.	Управление форсированными режимами

Управление форсированными режимами осуществляется изме-
нением положения РУД в области	81° ( по показаниям

лимба РСФ ).

При сСруд^- 81° золотник 22а командного давления**(рис.
17.5) верхним буртиком проточки перекрывает слив рабочей жид-
кости из командной магистрали Г через жиклер 24, радиальное и
центральное сведения золотника. Уровень давления Рком в ма-
гистрали Г повышается, РТФ открывает прзход топливу во второй
коллектор.

*) Подробно устройство и работа агрегата 4033 приведены в
Руководстве по технической эксплуатации 29.03РЭ (раздел 080).

* *) Золотник 22а рычагом 26 жестко связан со штоком 31.
В диапазоне 81°^	96° происходит изменение площади

проходного сечения	за счет позорота втулки Л^2,3 и под-

ключение (отключение) третьего коллектора.

При	96е золотник командного давл -шя перекрыва-

ет слив из командной магистрали чепез жиклер 23, уровень давле-
ния ZZyroAf повышается, РТФ открывает проход топливу в первый кол-
лектор. В этом диапазоне положения Fj/i одновременно с измене-
нием	происходит изменение площади несходного сечения

Л,л/4 за счет поворота втулки ДК^ 4 и подключение (отключение)
четвертого коллектора.

На режиме "Полный форсированный" ("ПФ") топливо в фор-
сажную камеру поступает через -форсунки всех пяти коллекторов.
При этом втулки Дд2 з и ДКХ 4 повернуты ча максимальный угол, а
площади ю. проходных сечекли	64 . таг: ае как и

> зависят только от параметров /7/ и Т& 

17.4.3. Выключение форсажной камеры сгорания

При выключении форсажной камеры сгорания перезолом РУД
в область дроссельных режимов элементы системы управления рас-
ходом топлива в форсаклую камеру сгорания срабатывают в обрат-
ной, рассмотренной ранее, последовательности. При резком пере-
воде РУД темп срабатывания элементов системы определяется тем-
пом перемещения поршня 24 гидрозамедлителя ( рис. 16.8 ).

При аварийном выключении форсажной камеры выключателем
в кабине самолета 'апитываэтся электромагнитный клапан Э-7.
При этом поршень гидрозамедлителя независимо от положения РУД
перемещается в положение выключения форсажной камеры сгорания.*

*) Подробно работа гидрозамеллителя FCJ рассмотрена в п.16.3.
Глаза 18. СИСТКЛА УПРАВЛЕНИЯ КОМПРЕССОРОМ

L8.I. Система управления .компрессором низкого,
давления

IS.I.I. I/дромеханическая система управления
компрессором низкого давления

Компрессор низкого давления имеет поворотные лопатки /хво-
стовики лопаток/ входного направляющего ад г арата.

Как отмечалось выше /см,г.. 13.3/, сиогема управления ВНА
КН," вклгчает в себя основнтг и дублируюсую автоматические систе-
ма /АС/.

Основная электронно-гидромеханическая АС рассматривается
нике / см.п.18.1.2 /.

Дублирупгая система управления ВНА КНД - гидромеханическая.
Система является программной, незамкнутой относительно управляе-
мого параметра.Элементу этой системы являются частью основной -
электронно-гидромеханической автоматической системы.

При отказе КРЛ дублирующая АС управляет ВНА КНД по закону
Система обеспечивает поворот хвостовиков
лопаток ВНА от С до - 30° от их расчетных значений /см.рис.2.4/.

При резком уменьшении частоты вращения /сбросе газа/ воз-
можно отставание углов установки лопаток ВНА от их значений,
соответствующих текущему значению	Яы-за запаздывания

в срабатывании системы.Это может привести к потере газолинамичес-
кой устойчивости компрессора. Для исключения этого введено опере-
жение поворота лопаток входного направляющего аппарата. Опереье-
.-*е имеет место и для других переходных режимов /когда .7^•

Поворот хвостовиков лопаток ВНА обеспечивается с пометы
двух силовых цилиндров 42 /рис. 18.1/. Перемещение порснеа 41
силовых цилиндров 42 происходит при смещении золотника 27 от
нейтрального полохенля. Смещение золотника 27 производится гидро-
приводом 16 с помошью рычага 31.

?гулка /ползунка/ 12 гидропривода соединена с рычагом 13.

<) Используется механический привод от £Ew- Измеряется темпе-
ратура Те ."а не температура перед КВД. Перед КВД кет дат-
чика температуры.
котооый опирается на кулачок 18, и может поворачиваться вокруг
оси, расположенной на рычаге 19.

Выше было показано,что осевое перемещение кулач? 18 зави-
сит от частоты вращения ротора fl &а , а поворот '’арактеризует
температуру Те . Кулачок 18, на который опирается рычаг 13,
спрофилирован таким образом, что в результате суммарного переме-
щения кулачка отклонение опирающегося на него рычага 13 представ-
ляет линейную зависимость от. приведенной частоты вращения. При
увеличении ползунка 12 рычагом 13 перемешается вправо, при
уменьшении - влево. При перемещении ползушки, например, вправо
прикроется правое отверстие в штоке 9 и откроется левое. Пор-
шень 15 гидропривода будет перемещаться также вправо до тех пор,
пока отверстия в штоке 9 не займут такое положение относительно
торцов ползушки, при котором установится равновесие сил на порш-
не 15 гидропривода.

Следовательно, перемещение поршня '5 и штока 9 гидропривода
будет также являться функцией приведенной частоты вращения. Необ-
ходимость в усилении сигнала Пвл/у» обусловлена требованием умень-
шения сил, действующих на кулачок 18.

Таким образом, если меняется П- за г? , то поворачивается ры-
чаг 31 вокруг оси. закрепленной на тяге 32. Например, при увели-
чении рычаг 31 поворачивается против часовой стрелки на
оси тяги 32, переметая при этом золотник 27 влево. Это приводит
к движению поршней 41 силовых цилиндров *12 управления поворотом
лопаток ВНА до тех пор, пока через элементы жесткой обратной связи
рычаг 31, поворачив тсь по часовой стрелке относительно точки ка-
сания со штоком 9, не вернет золотник 27 в нейтральное положение.
Поворот лопаток ВНА прекращается. Поворот рычага 31 происходит
за счет движения троса обратной связи, перемещающего его через
программный кулачок обратной связи 39, рычаг 38 и тягу 32.

Закон управления ВНА /см,рис.2.4/ обеспечивается соответст-
вующей профилировкой кулачка обратной связи 39.Регулировка про-
изводится с помощью червяка 36.

Опережение углов поворота лопаток ВНА при сбросе газа
обеспечивается автоматом /механизмом/ опережения.Механизм опс^е-
хения включает в себя силовой цилиндр 10,’рычаг 19 и регулируе-
мые упоры II и 20. Поршень силового цилиндра может занимать од-
но из двух положений на каком-либо из упоров.

328
На установившихся режимах работы двигателя поршень находит-
ся на упоре II, в сторону которого направлено усилие от разности
давлений в полостях гидропилиндра z пружина.

При сС зсе газа,т.е. при быстром уменьшении затяжки пружи-
на измерительного уст'чйст°а регулятора П&а /см.рис.14.6/, маят-
’.к II поворачивается вправо на увеличение слива топлива через
сопло усилителя. Падает давление в магистрали перед соплом, а
следовательно, и в верхней полости силового цилиндра 10 /см.рис.
18.1/. Поршень 22 перемещается вверх до упора и через рычаг 19
перемещает втулку 12 влево. Влево перемест тся к -итск 9. Это
вызовет изменение углов установки лопаток ВНА.Таким образом,
лопатки повернутся не по сигналу, характеризующему Пвл.^^ а по
команде, являющейся причиной изменения гЪьдлр .

Величина опережения может регулироваться винтом 20.

При достижении частоты вращения,равной заданной,давление
в верхней полости силового цилиндра 10 возрастает и его поршень
сместится вниз до упора II.

Автомат опережения срабатывает не только при дросселирова-
нии двигателя, но и при любых других превышениях Пла над П'ла i .

При работе основной - электронно-гидромеханической АС от
KPI поступает электрический сигнал на исполнительный механизм 34.
/Работа электронной части системы описана з п.18.1.2/. Исполни-
тельный механизм является частью электрогидравлическогс усилителя
/ЭГУ/ с импульсным входным сигналом. ЗГУ преобразует электричес-
кий сигнал, характеризующийся величиной скважности. в сигнал
гидравлический. От величины скважности зависит слив топлива че-
рез жиклер /сопло/ 33, а следовательно, а давление з полости
справа от поршня 25. Поэтому при отклонении величины скважности
о. равновесной меняется положение поршня 25 и его штока 26. Изме-
нение положения штока /втулки/ 26 приводит к работе гидромехани-
ческой части системы, аналогичной описанной эьчпе при смешении зо-
лотника 27. Таким образом, осуществляется коррекция работы гидро-
механического регулятора и реализация программы УЪна * Ты* (п

При отказе электронной части системы хвостовики лопаток ВНА
будут устанавливаться в зависимости от /I &а / на границах
поля допуска/. Так,при отказе, приведшем к закрытию сопла 33
/ Э!ЛК обесточен/, поршень 25 Оудет находиться на упоре 23 в левом
329
положении. При отказе, приведшем к постоянному открытии сопла 33,
поршень 25 будет находиться на упоре 23 в правом воложешл. Пог-
тому на установившихся режимах перекрытие окон ?о втулке 26 золот-
ником 27 будет при разных углах хвостовиков лопаток ВКА.

Зта разница в углах установки лопаток соответствует
х 1С%.

Наличие упора 23 обеспечивает падехпуг? работу АС.

В системе предусмотрена, но в настоящее время не использова-
на, возможность изменения закона управления с помощью специаль-
ного устройства /силового цилиндра/43.

13.1.2. Электроннс-гидромеханическая система управления
компрессором низкого давления

Электронно-гидромеханическая система автоматического управ-
ления входные напр&вляощим аппаратом компрессора низкого давления
(САУ ВНА КОД) осуществляет по заданному закону управление позо-
ротными закрылками BtiA КОД для обеспечения необходимых запасов
газодинамической устойчивости и повышения КОД ко»лпрессора на не-
расчетных режимах работы.

Электронно-гидромеханическая САУ BIIA КОД включает в себя !
управляе'-Лхй объект - двигатель, гидромеханическую и электронную
части.

Гидромеханическая часть системы управления включает регуля-
тор BiiA КОД, скомпонованный а агрегате HP-3I3.

Электронная часть включает канал управления ВНА КОД элект-
ронного комплексного регулятора двигателя КРД-99А.

Связующим устройством электронной части и гидромеханической
является электрогидравлический усилитель ЭГУ-ВНА (рис. 15.1 ),
преобразующий электрический сигнал, поступающий от электронной
части (КРД-99А), в гидравлический.

По принципу построения система управления является незамк-
нутой, программной имеет обратную связ± по управляющему фактору
'Рбнл ” /W поворота закрылков ВНА КОД. Закон управления &V
формируется в зависимости от приведенной частоты вращения ротора
низкого давления

4\цд.= f С Ацдпр. ) .
Точность поддержания заданного закона соответстгует + 1,5° в диа-
пазоне пнхпг х (80-87.5)% и + 0,6° ори п.нКПР > 87,3$ во всех
условиях эксплуатации.

В случае отказа электронной части системы управления ВИА л?Д
- канала упраеления ВНА КН" электронного регулятора КРД-99А,закон
ф&аления ВНА КЦЦ формируется в зависимости от приведенной час-
тоты прошения ротора высокого давления

= (( пкапр') .

В последнем случае закон управления (рвнА реализует гидро-
механический регулятор ВНА ЮЩ.

Рассмотрим порядок прохождения сигналов в системе и ее со-
став, используя функциональную схему, представленную на рис.
15.1.

Сигнал действительного значения угла поворота закрылков
В.мА КЦД Фьнд поступает в измерительное устройство электронной
части системы - канал управления ВНА КОД. Здесь сигнал ,
преобразованный в конечном счете в электрический сигналить’* .
поступает по двум ^ар:прутам. Первый - в систему обнаружения не-
исправностей СССЯ'» осуществляющую контроль минимального л мак-
симального пре, дедов изменен"я напряжения ОФьна * второй -
на элемент сравнения. При несоответствии угла поворота (рЙИА за-
данному значению 1рг.„АЬ (напряжение U'Pma' >> формируемому
программным задающим устройством ПЗУ <рлн* , на выходе измери-
тельного устройства появится электрический сигнал рассогласования

AU'pbHK ~ U’fbHA"U-fma •

Далее этот сигнал поступает в корректирующее устройство КУ-ВпА,
служащее для обеспечения требуемых динамических характеристик
системы управления ЗНА КОД, а затем на вход широтно-импульсного
модулятора ПИМ-ВНА. Последний формирует управляющие импульсы
напряжения, характеризующиеся величиной скважности 2(Тьна ,
к торыс поступают через устройство отключения канала (электрон-
ный ключ - Кл.ВНА) на электрогидравлический усилитель Э1У-ВНА
(И24-8). Злектрогидравлический усилитель, преобразующий электри-
ческий импульсный сигнал в гидравлический - давление жидкости,
осуществляет коррекцию работы гидромеханического регулятора
Какнд .	331
Дальнейший порядок прохождения сигнала - через устройства
гидромеханического регулятора (рьндкнд ~ известен <см.парм>*«»
Л ), Остановимся более подробно на характеристике устройств,
образующих электронно-гидромеханическую СЛУ kv , а точнее
на ее электронной части, т.к. характеристика устройств гидроме-
ханической части подробно рассматривалась Ьыше.

Поставленная задача облегчается тем обстоятельством, ч*о ха-
рактеристика таких устройств электронное части системы управления
как: корректирующее (КУ—ЗИЛ, широтно—имну ль ный модулятор (3'2д-
ЗНА), устройство отключения канала (электронный ключ - Кд.ВНА),
электрогидравлический усилитель ЗГУ-ВНА (расположен в гидромеха-
нической части САУ ВНА), является точно такой же. как и описаннаа
в парагрефе <5. А характеристика аналогичных устройств системы
управления пч„4<с . Поэтому здесь остановимся на характеристике
только тех устройств, которые имеют свои особенности.

Особенности измерительного устройства.

Датчик перемещения (ДЛ-IIO) индуктивного типа преобразует
угол поворота НА в пропорциональный электрический сигнал. Принцип
действия датчика основан на изменении коэффициента взаимоиндукции
между первичной к вторичной обмотками статора при изменении угла
поворота ротора.

Программное задающее устройство ПЗУ f &ил электронного типа
вырабатывает опорное напряжение	, определяемое законен

управления в зависимости от напряжения Ипидп© » значение кото-
рого пропорционально приведенной частоте вращения гНД. Напряжена*
UnHAnw поступает □ .2У ^Ьик от вычислителя Н4йПв	на

рис. 15.1 не показан), использующего информацию о частоте эраще-
ния г1нд, а температуре V , поступающего из канала управления
ПмА .

«значения опорного напряжения зависят такте от положе-
ния винтов потенциометров (расположены на КРД-99), позволяющих
осуществить разворот (наклон*) программы управления фьндИ л'к--
лелъное ее смешение.

1о.<. Система управления компрессором
высокого давления

Компрессор высокого давления ахеет псэср<»тяь*е лопзтжв
входного яаграв.сягщего аппарата л напрарлятЕжх аппаратов
лвтт етжпеиег KBI.
Автоматическая система управления КЯД - гидромеханическая,
программная, незамкнутая относительно управляемого лаоаметра.

Система обеспечивает поворот лспатск НА /см.рис.2.5/ от
О до - 25" от их расчетных значений /дано по второй ступени
кзд/.

Система имеет много оошего с дублирующей системой управления
КНД.

Поворот лопаток НА КВД осуществляется с помощью друг сило-
вых цилиндров 55 /см.рис.18.1/. Перемещение поршне* 54 происхо-
дит при смещении золотеина 51 от нейтралки 'о положения.Смешение
золотника 51 производится гидроприводом 16 с помощью рычага 8.
Устройство и работа гидропривода £6 описаны выше,в п.18.1.1.

Поворот рычага 8 приводит к перемещению золотника I. Это,
в свою очередь, приводит к движению поршней 54 силовых цилинд-
ров 55 до тех пер, дека через элементы жесткой обратной связи
рычаг 8 не вернет золотник 51 в исходное положение. Поворот ло-
паток НА КБД прекращается. Поворот рычага 6 происходит с по-
мощью элементов жесткой обратной связи: троса, программного ку-
лачка 45, рычагов 45 и 7.

Для обеспечения заданного закона управления НА КВД
/см.рис.2.5/ кулачок 18 /см.рис.18.1/ спрофилирован так, что при
Т \	363 К /9СС/ перемещерце штока Э соответствует большей

/чем фактическая/ приведенной частоте вращения РВД. Другими сло-
вами, при 1« > 363 К реализуется закон	Г^У-

Ретулировка осуществляется с помощью винта 52, который
через червячную пару может смешать в осевом направлении втул-
ку 50. Так же как и в системе управления КНЛ предусмотрена
при резком уменьшении опережение поворота лопаток, чтобы
не было потери газодинамической устойчивости. Опережение углов
поворота лопаток ЦА КВД при сбросе газа осуществляется описан-
ным выше механизмом опережения.

При работе систем предупреждения и ликвидации помпажа
подводится напряжение /от КРД/ к электромагнитному клапану 2.
Пр” подаче электрического сигнала на Э.« 2 открывается подвод
топлива от РПД I в полость справа ст поршня 5 силового цилиндра 4.
Поршень 5, перемещаясь влево, поворачивает через рычаги 7,49,8
золотник 51. Следствием этого является ступенчатое изменение уг-
лов установки лопаток НА КВД. Лопатки устанавливаются на углы,
соответствующие меньшим значениям
Конструктиpro с поршнем 15 следящего гидропривода связан
узел датчика давления 47, пропорционального приведенной частоте
вращения ротора высокого давления • Рп6Л.^ .

В принципе датчик	является регулятором давления

прямого действия с переменной настройкой. Настроечным элементом
его является пружина 46, усилие которой определяется положением
поршня 15, которое, в свою очередь, зависит от ПвА-v-

18.3. Сссбенности эксплуатации системы

Регулировочные работы в системе управления компрессором
могут,как правило, проводиться в процессе отладки двигателя после
монтажа агр.HP-31 В.

Эти работы связаны с проверкой законов управления /см.рис.
2.4; 2.5/ и проведением регулировок по смещению характеристик и
изменению углов их наклона.

Отдельные регулировки приведены в пп. I8.I.I, 18.1.2, 18.2
при рассмотрении систем управления КНД и КВД.

Порядок регулировок приведен р инструкции по эксплуатации.
Глава 1Э.

СИСТЕМА ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ И ЛИКВИДАЦИИ

ПСМПАЗА

19,1. Общая характеристика системы

Система предупреждения я ликвидация помпажа предназначена для
заняты двигателя от помпажа (иля перегрева двигателя) на дежурном
я специальном режимах.

Система обеспечивает :
на дежурном режима
- раннее обпаруаение сркнного режима, возникающего в компрессоре
(иля перегрева двигателя);

-	ликвидаций неустойчивой работы двигателя;

-	автоматическое восстановление исходного устойчивого режима;
на специальном режиме (при применения бортового оружия)

-	кратковременное повышение запасов газодинамической устойчивости
двигателя, опережающее воздействие на него струи горячих газов.

Раннее обнаружение срывы ого режима, возникающего в компрессоре,
осуществляется за счет измерения уровня пульсаций давления-воздуха
за компрессором с помощью Т-образного насадка и сигнализатора пом-
пажа (CUT).

Признаком вознакаозеня. неустойчивой работы двигателя является
также рост температуры газон перед и за турбиной. В этоел случае сра-
батывание сдсте.'лы предупреждения и лякзидаг ''Л помпажа происходит по
сигналу "Перегрев двигателя", вырабатываемому электронным каналом
управления температурой газа за турбиной КРД-99.

Основным управляющим воздействием на двигатель для ликвидации
го неустойчивой работы (по команде от сигнализатора помпажа или по
сигналу "Перегрев двигателя") является кратковременное прекращение
(отсечка) подача топлива з основную камеру сгорания. При этом систе-
ма автоматического управления двигателя обеспечивает а перевод дви-
гателя на минимальный форсированный режим работа, если ^орсярозанный
режим был включен.

Одновременно для облегчения вывода компрессора из срыпного ре-
жима производятся увеличение площади коитического сечения реактивно-
го сопла (для повущ«’’йя ДК7НД), уменьшение углов установки (прикры-
тие) НА КВД я закрылков ВНА ЮТ (для повышения &КУйд и ЛКУНД ) и
выдвижение панелей сверхзвукового воздухозаборника (для повышения
его запаса устойчивости по помпажу).
Восстановление исходного режима работы двигателя происходит в
результате автоматического возобновления подача топлива п осяогну®,
<5 затем в корсажную камеру сгорания при работе/ сих агрегатах запус-
ке двигателя в воздухе, которые включаются заранее, е мимент отсеч-
ка псдаад топлива. Скорость восстановления исходного режима рзботн
’ ’згатетя определяется преградой подачи топлива <*втойатом приемис-
тости.

Следует ответить, что отсечка подачи топлива, осуществляемая
системой пгедуп^еаденил а ликвидации помпажа на дежурном режиме,
сопровождается свиданием тяга двигателя. В целях обеспечения безопас-
ности полетов па малых высотах и скоростях работа системы ©локирует-
ся при числах М =М1 или высотах Н — Н1 юл.

На специальном режиме (при прдмеаении бортового оружия) кратко-
временное предварительное повышение запаса газодинамической устойчи-
вости двигателя осуществляется при нажатия боевой кнопки (БК) путем
увеличения площади критического сечения сопла (для повышения дК7Нд),
уменьшения углов установки (прикрытия) НА КВД (для повышения дКУЬд)
и выдвижения палелей сверхзвукового воздухозаборника (для повышения
его запаса устойчивости по помпажу). Как следует из изложенного, от-
оечхеа топлива де специальном режиме не используется - для избежания
падения таги двигателя на этом режиме. Если мероприятий по предвари-
тельному повышении запасов устойчавооти компрессора и воздухозаборни-
ка на специальном режиме окадется недостаточно а возникает аеустойчп-
=ая работа лялгаталя, то по команде от сагналззатору помпажа (дли не
сигналу "Перегрев двигателя") дополнительно производится отсечка топ-
лива, то есть так же, к К и nps ликвидации п аллаха на дежурном эежамв.

Остановимся на структуре, составе и работе система, используя
укрупненную функциональную схему, представленную не рис, ^9.1 .

Л’стема иредупреадения и ликвидации подпала выполнена из элек-
тронно-гидромеханической основе и включает в себя двигатель как обь-
ект управделия, электронную и гидромеханическую частя.

Электронная часть системы представлена блоком прот.ивопомп тзвой
защиты а автоматического запуска на ннбегз (HI3 и АЗВ), входящего л
гостов КРД-99. Елок БЕЗ п АЗз работает совместно о сигнализатором
иомпажэ (’..ill). Лрл своей работе блок использует дополнительную яйфсР"
нацию с борта самолета (от боевой кнопка (БК), сигнализаторов высоты
Н ) i Слороатд ( .4 ) полета, концевого выключателя положения насе л Л
е также от система обнаружения неисправностей (СОН), блока дискрет-
ных команд кЦдК) и канала управления температурой газа If •
1ИЯХ в состав ЛРД-99. последние две системы несут информацию с
НИИ соответствующих контрольных значений по частоте вращения
(сигнал П, од ) и температуре газа (сигнал "Перегрев двигателя")t

Кроме того, блок БПЗ и АЗВ формирует сигналы и команды в
бортовой pel .стратор полетной иярормадии "Тестер-JM", автомат
пуска двигателя АЕД-?', автоматический регулятор воздухозаборни-
ка АРВ-4О, а таете в гидромеханическую часть системы предупреж-
дения и ликвидации помпажа.

Гидромеханическая часть системы представлена исполнительны-
ми устройствами перестройки заданных программ управления двигате-
ля (фвндъ» ’гнаъ • И-вдь » Fkr? »5Гтл-)» а те*ой устройствами отсеч-
ка подачи топлива в ОКО (КО - клапаном выключения двигателя с гид-
роблокдровкой в HP-3I) л сгран гченяя форсированного режима (зо-
лотником ограничения положения штока гидрозаыедлителя, обеспечи-
вающего минимальный форсированный режим - в PO&-3D,

Названные выше устройства входят в состав соответствующих
гидромеханических регуляторов, а таете в системы управления расхо-
дом топлива в основной и |рорсажной камеры сгорания и скомпонованы
в агрегатах ЕР-31, PT-31, PO-3I.

Гидромеханическая часть системы связана с электронной посред-
ством электромагнитных клапанов ИМ-2, ИМ-3, ИМ-4, размещенных в
гидромеханической части.

В руководстве по технит ской эксплуатации изделия 99 электро-
магнитные клапаны называют "исполнительные механизмы" (ИМ) в силу
того, что они, по-существу, являются исполн”тельными устройствами
электронной части системы.

В целом работа системы предупреждения и ликвидации помпажа
происходит следующим образом (см.рис. 19.1 ).

В дежурном режиме при появлении признаков помпажа от сигнали-
затора помпажа СИТ (или по сигналу "Перегрев двигателя" из канала
управления I* ) блок БПЗ и АЗВ формирует команду "KI" на включение
соответствующих устройств системы защиты двигателя от помпажа и
восстановления исходного режима работы. Следует отметить, что ко-
манда "КГ’ выдается блоком БЕЗ и АЗВ только при наличии сигналов
по частоте вращения РВД ( nbJz35%) от блока БДК и высоте полета
HI (или скорости М1)от сигнализаторов с борта самолёта.

При снятой блокировке по названным параметрам команда "Ki"
поступает в гидромеханическую часть система на исполнительные
механизмы:

-	ИМ-2 (электромагнитный клапан перестройки заданных программ
управления ’рнй в НР-^I и в Н>^-31);

-	ИМ-3 (электромагнитный клапан клапана выключения двигателя (КО)
л'х 7///	:37
в гТР— 31);

-	ИМ-4 (электромагнитный клапан минимального форсированного ре-
хама в РСФ-31),

а также в систему управления воздухозаборником АРВ на выдвижение
панелей, в АПД на включение встречного запуска (включение агрега-
та зажигания и подачи кислорода з ОКС), в ТЕСТЕР-УМ на регистра-
цию сигнала "ПОМПАЖ".

При включении ИМ-2 посредством исполнительных устройств пе-
рестройки программ flu* и происходит соответственно
их смещение:

-	программы в сторону уменьшения углов установки (прикры-
тие) ВНА KHJ;

-	программы D оторочу уменьшения углов установки (прикры-
тие) НА KBI;

-	программы в сторону увеличения площади критического се-
ченая реактивного сопла.

При включении ИМ-3 посредством клапана КО и исполнительных
устройств перестройки программ	FKP* проис-

ходит смещение:

-	программы ‘-Рвнд^ (дублируя команду ИМ-2) в сторону уменьшения
углов установки закрылков BI-1A КШ1;

-	программы 'Рнаъ (дублируя команду ИМ-2) в сторону уменьшения
углов установка НА КВД;

-	программы в сторону уменьшения расхода топлива через
дозирующий края (ДК) до уровня минимальной производительности;

-	программы F[J>^ (дублируя команду ИГЛ-2) в сторону увеличения
плодадя критического сечения реактивного сопла.

При включении ИМ-4 посредством исполнительного устройства
перестройка программы'ЕГСД- я золотника ограничения положения штока
гндрозамедлателя (в PC 1-31) происходит:

на форсированном режиме

-	смещение программы 3vT\ в сторону увеличения ( Sv? ), что
вызывает, соответственно, увеличение площади критического се-
чения реактивного сопла;

-	перестройки программ	и GTtp3 до величин, соответствую^

минимальному форсированному режиму работы;

на максимальном режиме

-	смещение программы Sv** в сторону увеличения (),

3 специальном режиме при поступлении с борта самолета слгнаД9
БК (от боевой кнопка, рис. 18.1) блок Б113 и А ЗВ 'формирует команду
"К2" на гкплченае спстветзтдуюггг- уотроАатп е:1ст£*<ы ,~л 1 - .т :-
взэменного повыпеная запасов газодинамической устойчивости двига-
теля и воздухозаборника. Команда "К2" выдается блоком БПЗ а А 3d
только при 1 личяи сигнала по частоте вращения КВД ( nBx)z35fc)
от блока БДК независимо от сигналов по высоте HI или скорости
II полета от сигнализаторов.

При снятой блокировка по пЕД> команда "К2" поступает в гид-
ромеханическую часть системы за исполнительный механизм Ий-2,
а таете в систему управления воздухозаборником AF3 аа выдвижение
панелей.

При зклхчеяаа ИЙ-2 на специальном режиме происходят такое
хе сыеданда программ , 'Рн»ъ »	4 33 рассмотренном

дэдураом зеетмэ.

Зола на атедлальном ресгла во время действия команда "К2”,
несмотря на предварительное повышение запаса газодинамической ус-
тойчивости двигателя и воздухозаборника, произойдет помпах двига-
теля, то блок Ы13 и АЗВ разрешат прохождение команды "KI" при
для ллквидздла помпажа а восстановления исходного режи-
ма работа двигателя. В этом случае (в отличие от дежурного режима)
блокировка команды "KI" по сагяалад! высота HI или скорости MI
полета исключается.

В вастояаес время з смелые предупреждения и ликвидации пом-
пажа закрылки ЗИА КЯД не задействованы.

Вот такая о б тая характеристика системы предупреждения и лик-
видации помпажа. В последующих параграфах дана оолее подробная
характераегдга каждой аз частей системы - электронной л гидроме-
ханической. Функциональные схемы электронной частя (рас. 19.2,19.'. !.
принципиальная схема гидромеханической часта (рис. 19.Г) систе-
мы приведены в приложения. Причем положения элементов гидромеха-
нической часта на рис. 19.7 соответствуЕГ нерабочему состоянию,
т.е. до срабатывания системы предупреждения и ляквддацяи помпажа.

19.2. Электронная часть системы

Рассмотрим структуру, состав а работу электронной часта
системы предупреждения я ликвидации помпажа, представленной бло-
ком БПЗ а АЗВ комплексного регулятора :<°Д-99, используя её Функ-
циональную схему (рас. 19.2.).
По функциональному назначению блок БПЗ и Л ЗВ можно разбить
на два субблока: протлвопомпажной запиты (БПЗ) и автоматического
запуска на выбеге (АЗВ). Каждый аз субблоков включает в себя
разное количество каналов.

Условимся "каналом" субблока БПЗ ( или АЗВ ) называть
участок электронной схемы.ограниченный,с одной стороны, одним
(иля несколькими)входным сигналом субблока, определяющим ра-
боту различных его устройств, а с другой - выходными сигна-
лами (командами) субблока, появление которых было вызвано
действием первого, т.е. входного сигнала. При этом отдельные
устройства,входящие в субблока Ы1э и АЗВ, могут быть и об-
щими для разных каналов.

В соответствии	с принятым определением в суб-

блоке ЕЛЗ можно выделить три канала: два канала, функциони-
рующих в дежурном режиме по сигналам от сигнализатора пом-
пажа СПТ и от канала управления Тт* KPJ1-99 ( сигнал "
"Перегрев двигателя" ), и один канал - в специальном режи-
ме ( по сигналу (команде) от боеиой кнопки - БК ).

В субблоке АЗВ можно выделить один канал, функциони-
рующий э дежурном решите по сигналу ( команде ), сформиро-
ван я ому по комплексу сигналов на входе его программного
задающего устройства ( ПЗУ Д5В , см.рис. 13.2.	).

Дадим характеристику каждого из каналов, входящего в
субблоки БПЗ и АсВ.

Канал субблока БПЗ, функционирующий в дежурном реки-
ме по сигналу от .ПТ, включает в себя: измерительное
устройство; два устройства временной задержки команда ВЗ
(В35,£55 ); Ряд логических устройств, реализующих две
логические функции - дизъюнкция
и воныжции ( И< ); три выходных устройства ВУ
(ВУБ,ЬУь,ВУл ).

Названные устройства обеспечивают: измерение сигнала
от СПТ и выработку при определенных его значениях управ-
ляющей команды К 4 " ; временную задержку команды;
прохождение или непрохожденяе ( блокировку ) комап.дч К4
( в зависимости от дополнительных условий ) в гидромеха-
ническую часть системы предупреждения и ликвидации
помпажа (на ИМ-2,ИМ-3,ИМ-4), а также в системы АЛД-99 и АРБ-40.

Работа канала основана на принципе анализа уровня пульсаций
давления воздуха за КВД, характерного для режима его неустойчивой
работы. Для той цели служит измерительное устройство канала,
включающее:

приёмник давления воздуха за КВД (Т-образный насадок'»;

-	сигнализатор помпажа СПТ-98-2,2 Л ;

-	преобразователь сигналов;

-	программное задающее устройство (ПЗУ БПЗ) ;

-	элемент сравнения (компаратор).

Приёмник давления воздуха (Т-образный насадок) предназначен
для приёма полного и статического давлений воздуха за КВДи переда-
чи этих давлений в СНГ. Он является приёмником перепада давлений,
схема его представлена на рис. 19.3.

Принцип действия приёмника давлений состоит в следующем. Приёмное
отверстие А насадка направлено навстречу потоку, а приёмное от-
верстие Б - по потоку. По знаку разности перепада давлений в кана-
лах за отверстиями А и Б можно судить о направлении потока. В слу-
чае нарушения устойчивой работы компрессора я образования враща-
ющихся срывньтх зон, в Т— образном насадке происходит периодичес-
кое изменение знака и величины перепада давлений на нём ± Д^ск
( вследствие наличия обратных течений в срывных зонах). Приёмник
давления воздуха установлен в межлопаточном канале направляющего
аппарата девятой ступени КВД.
Сигнализатор помпажа (СПТ) предназначен для преобразования
величины и знака перепада давления ±АРск в Электрический сигнал,
передаваемый в субблок БПЗ.

Принттип действия СПТ (рис. 4 9.4) состоит в преобразовании
величины перемещения мембраны, деформирующейся под действием пе-
репада давлений от Т-образного насадка, в электрический си 1 нал с
помощью индуктивного датчика.

Рис. 194

Деформация мембраны через шток 5 передаётся на якорь 2, при пере-
мещении которого изменяются зазоры магнитных цепей катушек I и 3,
а следовательно, изменяется и выходное напряжение СПТ, передира-
емое в. Ы1з. На рис. i9.5 представлена статическая характеристи-
ка СПТ (логарифмического типа).

Рис. 19.3
Сигнализатор СПТ аапичплм

дой ипит = 40В и частотоГг” "ереме"Нкм напряжением с липлиту-
” 1пит = ^кГТ1.
выходное напряжение СПТ имеет две составляющие (рис. 19.6):
постоянную, пропорциональную среднему значению перепада ДРСи.,-,,
и переменку», пропорциональную пульсации давления д рсх п (частот-
ный лиапазо! пульсационной составляющей сигнала равен(to- 150)Гц.

Преобразователь счгвглов предназначен для выделения постоян-
Н°Я ЛРсХХР.И переменной а рсИ п составляющих сигнала, осуществляе-
мого с помощью фильтров Ф1 и Ф2 (. см.рис. 49.2). Согласующее
устройство служит для согласования выходного и входного сопротив-
лений преобразователя сигналов и "Тестера".

Для чего нужно выделение постоянной • переменной, составляющих
сигнала ? Дело в том, что в качестве параметра (критерия), по ко-
торому судят о неустойчивой работе компрессора, н системе принята
величина относительной пульсации потока воздуха, равная ;

11 л = _ЦаРск.п^
u' UafUcp.

Операцию деления сигналов осуществляет делитель.

Программное задающее устройство ПЗУ ЕПЗ вырабатывает опор-
ное (заданное ) напряжение UA1 , пропорциональное величине отно-
сительной пульсации потока воздуха за КВД. Величина ОАь е зависи-
мости от режима работы двигателя принимает два значения :

UА31= 0,3* ОЛ	при Ивд< ®	;

[Мэг® 0,6i 0,1	при	•

Элемент сравнения (компаратор) обеспечивает встречное включе-
ние напряжений от программного задающего устройства и преобразователя
сигналов (делителя). Он представляет собой дифференциальный vev-
-итель. усиливающий разность сигналов. При этом дальнейшая логика
работы канала БПЗ принята такой, что определяющей является только
отрицательная разность сигналов, т.е. когда

aUA=UA3-UA <0 , UA>UA% .

При. соблюдении этого условия измерительное устройство выдаёт
управляющую команду "KI" для последующего воздействия на исполни-
т» ’.ьные механизмы соответствующих систем управления.

Дадим характеристику других элементов рассматриваемого кана-
ла субблока БПЗ.

Устройство временной задержки предназначено для задержки
выдачи команды "KI". Бремя задержки составляет (C,2t- С,026) с
при прЛ< 85 * и не более 0.05с при
Далее в канале БПЗ идёт ряд логических повторялпмхся уетроцс?,
реализующих две логические функции - дизьюнкции ( ИЛИ ) и
коныокттии СИ'.

Логические функции (ЛФ) представляют собой зависимость вы-
ходных переменных от входных. Вспомним их определения.

дизъюнкция, логическая функция ИЛИ , иначе - логическая
сумма, обозначаемая	хг(^= X, -г Х2*)» истинна

(равна I - есть на выходе сигнал - команда>, если истинно хотя бы
одно из слагаемых ( есть на одном из в ходов сигнал или

Xz = 1>-

Коньюкция, логическая функция И , иначе - логическое
умножение , обозначаемая ^=Х4дХ: (^ = Х4 хх) . истинна
(равна I), если истинны все сомножители (есть ня каждой из вхо-
дов сигнал Хц и Ха= D*

Б соответствии со сказанным . логическое устройство ИЛИ4
обеспечивает пропускание команды KI либо от канала. Функциони-
рующего по сигналу сигнализатора СПТ, либо от канала управления

КРД-99 - по сигналу "Перегрев двигателя".

Логическое устройство И4 (устройство блокировки) обеспечивает

пропускание команды только при наличии на его оставшихся двух
входах сигналов: от ВДК (	) и от логического устройст-

ва И ЛИ б , пропускающего на свой выход сигналы по высоте М4
(или М-1 полёта или от боевой кнопки (БК ). При не выполнении
хотя бы одного из перечисленных условий команда блокируется,

то есть не пропускается.

Дальнейшее прохождение команды происходит по четырем цепям:

- первая» через логическое устроЙстнсТ^кобеспечивает пропускание
либо команды KI, либо-К2 от БК), выходное устройство ВУа и далее

в гидромеханическую часть системы на исполнительной механизм

пеоестройки заданных программ управления
(ИМ-2);

гт.к

►кр.



-	вторая, через логическое устройство ИА И 5 (обеспечивает
пропускание либо команды KI, либо команды АЗВ от ПЗУ АЗВ),
выходное устройство ВУз - на исполнительный механизм клапана
выключения двигателя КО ОШ-3);

-	третья, через выходное устройство ВУ4

- на исполнительный механизм минимального форсирован-
ного режима »ИМ- 4) и в систему АРВ;

- четвёртая, через выходное устройство ВУц- » логическое уст-
ройство ИЛИ5 (обеспечивает пропускание либо команды HI, либо
команды ст П5У АЗВ), устройство временной задержки В2>5 -

344
₽ систему АПД. Устройство ВЗ5 обеспечивает выполнение двух
функций : пропускание команды "КТ” в систему АПД без временно'» за-
держки; отключение от АЛД. канала субблока АЗБ ( р случае прохсжге
НИЯ через устройство ИЛ И 5 команды от ПЗУ АЗД ) чеоез Бс поел0
прохождения команды.

Другим каналом субблока БПЗ. функционирующим в дежурном
.режиме, является канал защиты двигателя от перегрева. Работа
канала происходит по сигналу " Перегрев двигателя", поступающему
от канала управления Т* КРД-99.

Ло составу канал защиты двигателя от -ерегрева, за исклю-
чением измерительного устройства и временной задержки В54	.

аналогичен каналу БПЗ, функционирующему по сигналу от СПТ
(см.рис. -19.2k

Вследствие этого работа каналов также аналогична.

Третий каналом субблока БПЗ является канал, функционирую-
щий в специальном режиме по команде от боевой кнопку! (БК).

Прохождение команды от БК происходит по трём цепям:

- первая, через логическое устройство ИЛИ2, выходное устройст-
во ВУд - на исполнительный ?ле анизм перестройки заданных прог-
рамм управления 1рвн1ь^нл^ Fкр.Ъ (И.М-2);

-	вторая, непосредственно э систему АРВ;
при этом, устройство временной задержки. обеспечивает время
действия команды 'К2 от БК, равное 4с (не менее);

-	третья, через логическое устройство ИЛИб (обеспечива-
ет пропускание команды от БК, при этом,блокировки по высоте HI
(или MI) полёта выключаются), логическое устройство и далее на
устройства, функционирующие по команде KI.

Эта цепь работает в том случае, когда во время действия
«.□манды от БК произойдёт помпаж, то есть на первом входе ло-
гического устройства Иц появится команда К 4 .В этом случае
названная цепь обеспечит ее прохождение ня соответствующие
исполнительные механизмы и системы (при наличии сигнала
"Пьд>/55%" отБДО.

Субблок ЛЗБ, как отмечалось выше, представлен одним кана-
ле..., функционирующим по комплексу параметров на его входе.

Канал субблока АЗВ включает : программное задающее уст-
ройство П5У АЗВМ, устройство временной задержки , а так-
же ряд устройств, принимающих участие и ^работе каналов суббло-
ка БПЗ.

* В руководстве го технической эксплуатации изделия 99 ПЗУ АЗВ
названо |Ьормирователем команды АЗВ.

4У
К таким устройствам относится : ДМ лоп*иес*>* уcrpoi^r-*а
(ИЛИ3 , KJ&Uj ) ; выходное устройство ЗУэ 5
устройство временно?* задержки 33- . Назначена зткт ••строРета
давалось при рассмотрении состета и работы шкале суб4>гчл SS.
Назначение устройств П5У А5В и 53$ следующее.

Программное задающее устройство ПЗУ АЗВ обеспеш. ает
формирование управляющая команды (2.7В) при малиг-гиг на его «хо-
дах сигналов: *<£ руд МГ" и "ИЛОСЯ УБгАЬО* с борта самолё-
та; "П5Д< 55%’И *Мьд< 53’/” от $Пл; "нор«аяънаи работа
датчикаЦ^из системы обнаружения неисправностей lCO.il >РД-99.

Устройство вр<5пенной задержки ЗЗ3 обеспечивает пропускание
команды (27В) от ПЗУ АЗВ на ИИ-3, а затем, чернэ -ремя .
равное (0,о-0,В)с, её блокировку ( не пропускание . что прмвеяё?
к отключению ИМ-3.

Прохождение команды от ПЗУ АЗВ происходит по двум
цепям:

-	первая, через устройство временной задержки В3._, логическое
устройство 7Л1к , выходное устройство БУс - на исполнительна
механизм клапана выключения двигателя (КО) в ИР-31 U1U-3);

-	вторая, через логическое устройство ИЛг!& , устройство
временной задержки 33^	- в систему АДЕ..

В целом работа канала субблока АЗВ происходит еледуюедлм
образом.

При поступлении с борта самолёта сигнала ' руд, >z М Г ’ и
’ШАССИ УБРАНО”, исправной работе датчика	л при наличии

сигналов из ВД "П- < 55	^<53 %"ПЗУ АЗВ по первой цепи -

через устройство временной задержки ВЗ^ включает на iремя ,
равное (ОЬ-0,8) с, исполнительный механизм ИИ-3, а по г торой
цепи- через устройство временной задержки ВЗС зыдаст ссманд>
в АДД. Время задержки снятия команды с АЦД,обеспечиваемое .
составляет *** &с •
Гидромеханическая часть системы

Рассмотрим более подсобно состав и работу гидромеханической
части системы предупреждения и ликвидации помпажа, используя её
дринцапиальную схему (рис.<9 .7 ).

Условно гидромеханическую часть системы можно разбить на
две части: преобразующую и исполнительную.

К первой части отнесем устройства, аепосргдстнеяно воспри-
нимающие команды ("KI" ила *К2") в ваде постоянного напряжения от
КРЛ и преобразующие их в соответствующие давления жидкости.
К таким устройствам относятся электрогиправдинеекие преобразова-
тели (усилители), представленные исполнительными механизмами:
ИМ-2, ИМ-3, Ш-4.

Ко второй части системы отнесем устройства, непосредственно
обеспечивающие реализацию преобразованных команд, выражающуюся
в перестройке соответствующих программных задающих устройств
различных систем автоматического управления двигателя и в сраба-
тывании дополнительных гидромеханических устройств» К таким ус-
стройствам относятся:

-	исполнительные устройства (гидроцалиндры*) перестройки
программных задающих устройств регуляторов ША КИЛ (на
рис. 19.7- позиция 20), НА КВД ( 26), Ркр.*1 (14 );

-	исполнительное устройство перестроек • ПЗУрегулятора ЯГТ*
(II » клапан перестройки);

-	исполнительное устройство (гидроцилиндр) регулятора П&Д 3 );

-	усилительное устройство (29 ) распределителя топлива (РТ);

-	усилительное устройство - клапан (4 ) выключения двигателя
(КО) с’гидроблокировкой (6 ).

Рассмотрим работу гидромеханической части системы предупрежде-
ния и ликвидации помпажа при поступлении на неё команд "KI" дли
"К2" от электронной частя системы (от КЕИ).

« В руководстве по технической эксплуатация изделия 99
такие устройства названы порциями. Ясно, что пороеаь
является составной частью гддроцилаадра.
Итак, при возникновении помпажа или превышении температуры
Т* электронная часть системы (КРД) выдаёт команду "KI* в
гидромеханическую часть системы (как отмечалось, командх ”1Q"
поступает также в системы АВД,ЛРВ, Тестер ). Команда ”К1"
(р виде постоянного напряжения ) поступает на исполнительные ме-
ханизмы ИМ-2, ИМ-3, ИМ-4, вызывая их срабатывание.

Исполнительный механизм ИМ-2 открывает подвод топлива от
РВД, (I 1 в управляемые полости поршней исполнительных устройств
перестройки: (ISV НАХНД (26  и ПЗУ ВНА КВД ( 20).Поршень (26 )
перемещается до упора (27 - винт регулировки перестройки ) и
через систему рычагов воздействует на золотник усилительного
устройства управления гидроцилиндрами НА КВД (28 ) • что приво-
дит к повороту лопаток НА КВД на уменьшение расхода воздуха че-
рез КВД . Поршень (20) перемещается до упора С?1') и через рычаг
(22), штангу (23), рычаг (24) воздействует на золотник усилитель-
ного устройства управления ^идр^Ти^’ ВНА :(ВД (25 ), что приводит к
повороту закрылков ВНА КВД на уменьшение расхода воздуха через
КВД.

Одновременно при включении ИМ 2 топливо от РВД (I) подаётся
в PC'S к поршню исполнительного устройства перестройки П5У Fkp.^
(14 )• Поршень, сжимал пружину (13 ), перемещается вверх до упо-
ра (12 ) и через родило (18 ', шестерню дифференциала (19 V,
кулачок ошибки (15 ) и рычаг (16 ) воздействует на втулку-
полэушку (J7 ) усилительного устройства управления гидропилинд-
рами реактивного сопла. Втулка (17 ) смещается вверх от положения,
заданного РУД, на г личину, обеспечивающую необходимое смещение
программы	. Программа управления, задаваемая обьемньа* ку-

лачком (31), смещается в сторону увеличения площади критическо-
го сечения реактивного сопла.

Исполнительный механизм ИМ-3 открывает подвод топлива от
РВД Д ) в управляемую полость золотника усилительного устройства
- клапана (4) выключения двигателя (КО). Золотник, перемещаясь
вверх до упора, открывает:

-	слив из управляемой полости поршня исполнительного устрой-
ства ( 3 , гидроцилиндр) регулятора частоты вращения РВД. Порыень
перемещается до упора минимальной производительности (.? );

-	подачу топлива от капающего узла (30 ) шестеренного насоса
в управляемую полость золотника усилительного устройстга (29 )
распределителя топлива (РТ>. Золотник отсекает подачу топлива в
ОКС, что приводит у уменьшению И;

-	подачу топлива от РВД в управляемые полости поршней испол-
нительных устройств перестройки программных задающих устройств;
BliA КОД (20), НА КОД ( 26) и FjpCrv (14 ), дублируя КОман-
лы исполнительного механизма ИМ-2. Работа исполнительных устройств
перестройки ПЗУ : ВНА КОД, НА КОД и г^р рассматэивалясь
вше (при ср .батывании ИМ-2 ).

После снятия ко*." щы "Л" с ИМ-2, ИМ-3 ( их обесточивание)

се элементы гидромеханической части системы предупреждения и
ликвидации помпажа возвращаются в исходное положение. Скорость
восстановления исходного режима работы двигателя определяется
программой подачи топлива автоматом приемистости.

Если исполнительный механизм ИМ-3 пог е снятия команды ”К1"
остаётся во включённом положении, систему отключит золотник
гидроререле (б ). Золотник под давлением топлива РОД, поступаппего
через дроссельный пакет (5 \ перемещается вверх, перекрывая:

-	слив из управляемой полости поршня исполнительного устройства
регулятора	(3 );

-	подвод топлива от РОД в управляемые полости поршней испол-
нительных устройств перестройки ПЗУ ВНА КОД (2QT. ) ,

ПдУ НА Ж (25<) и ПЗУ F^ (14 );

-	подачу топлива от кача>ицего узла {30. в управляемую поло-
сть золотника усилительного устройства (29) распределителя топлива
(РТ). Происходит восстановление исходного режима работы двигатель.

Исполнительный механизм ИИ-4 открывает подвод топлива от
РОД в управляемую полость поршня золотника ограничения хода штока
( 9 ) гидрозамедлителя (-8 ). При этом топливо поступает через
верхнюю проточку золотника ( 9 '. Вследствие разности площадей
поршня золотника (9 ) он перемешается вверх до того положения,
при котором золотник ( 9 > перекрывает линию подвода топлива
от РЦД через верхнюю проточку. 1т о к гидрозамедлителя ( 6 )
(следовательно, 6тф и Fkp= сЬр/д, if ) установится в положение ми-
нимального форсированного режима независимо от положения РУД в
диапазоне форсированных режимов.

Одновременно при включении ИМ-4 топливо от РОД подаётся в
сильфон исполнительного устройства перестройки ПЗУ регулятора
Sty ( II4- Сильфон расширяется и штоком отжимает клапан перестройки,
открывая канал выпуска воздуха через жиклер ([Q ), Давление воз-
духа, поступающего к мембране(7 ) измерительного устройства ре-
гулятора Svf » уменьшается. Регулятор перестраивается на поддер-
жание увеличенного по отношению к настроенному 5ГТ* , следователь-
но, большего критического сечения сопла.

Максимальное время выдачи команды "KI" равно 5±4с	, после

чего она снимается и блокируется, а исполнительные механизмы б.и-
кируются в выключенном
состоянии. Повторная выдача команды "КТ" может быть осуществлена
только после выключения на 0,5 ... 1,0с системы и последующего
её включения специальном г-ыключателем.

па специальном режиме (применение бортового,оружия) при нача-
тии боевой кнопки электронная часть системы (КРД) выдает команду ”К2"
в гидромеханическую часть системы (как отмечалось, команда J(2" пос-
тупает также в системы АРВ, Тестер). Команда ИК2" (в виде постоянно-
го напряжения) поступает на исполнительный механизм ИМ-2, вызывая
его срабатывание. В результате происходит перестройка ПЗУ: ВНА КВД,
НА КНд и . Работа исполнительных устройств перестройки про-
граммных задающих устройств рассматривалась выше.
Глава 20. CTCTlU :СР-Я?Г Ал?. □ГДЛЛСЭ
ЗАГ-АН/л РЕИХЭ г АТС ТЫ ВССГАШл

Састен {ормароаанхя сигналов /СХ/ оОеспечивает:

- управление режимами ра*рты двигателей ?з кабины самолета;
согласованнее изменение задающих воздействий по частоте крахе*
ния Л х/ з , температуре ТЛ , частоте вразения П вл з . рас-
ходу топлива в форсажной камере сгорания Grr-э в зависимости ст
требуемого р^л/мя работы двигателя в условий полета;

- изменение настройки регулятора JF/ и or знхчжтеле минимально!
пл ссади критического сечения реактивного сопла;

- ♦оруцровани? сигналов, хнректерилутих условия полета a р->ям1
работы двигателя;

- логическую обработку и селектироваяие проходящих сигналов;

- выдачу управляппих сигналов на исполнительные устргйстча алектр -
автоматики.

Выполнение перечисленных функций обеспечивают следугсие
устройства /рис.20.1/:

•	рычаг управления двигателем /РУД/;

-	механизм объединенного управления /МСУ/;

-	комплексный регулятор двигателя /KFV;

-	автомат запуска двигателя ЧЦГ/;

-	кнопка "Запуск";

- выключатель "Дублирующий запуск в воздухе"*

-	боевая кнопка /БК/;

-	выключатель питания блока противопомпадной зашить БПЗ/;

- выключатель "Аварийное выключение форсажа";

- программные задающие устроГства /ПЗУ/ перечисленных яыге авто-
матических управляющих устройств;

• сигнал?заторы температуры воздуха на входе в двигатель, газа
за турбиной, давления воздуха за КНД я К'*., появления
барометрической высоты и числа А иолетя /для СПЛП/;

штрек члашы	.	•

М.

Рычаг управления двигателем, рссЕолох<'чгс2 в и.*’*•<< ехмоМ-
та, жкмематячеап связан с •’ехаиизмом об^^зх^е лого ynpaw**^*
в Лйнгятеле, который оСеспечжвьет »3«>K!nelcTWM тсслямо
ятрячосмсй явтомлтдяя. Черев «лаяв™ оо^ши^юйге тп;ои' •

3U
перемещение РУД передаётся на стоп-кран, ПЗУ регулятора Пвл t
регулятора л г* , ПЗУ регулятора , ПЗУ ограничителя Г^.мин.
Кроме того, микровыключатели, расположенные в механизм? управления,
выдают дискретные команды о режимах "Ш" и М .

Автомат запуска двигателя выдаёт электрические сигналы по вре-
мени на включение агрегатов пуска при запусках двигателя на земле
и в воздухе. Начало вступления его в работу обеспечивается нажати-
ем кнопки "Запуск", включением выключателя " Дублир.запуск в возду-
хе", системой автоматизированного запуска.

Блок дискретных команд /ЕДК/, входящий в КРД, выдает электри-
ческие команды на АЛД для обеспечения запуска двигателя на земле и
в воздухе. Назначение КРД и выполняемые им функции описаны =ыше.

При включении выключателя "Аварийное выключение форсажа" вы-
даётся сигнал на закрытие форсажного крана.

Программные задающие устройства АУУ формируют заданные значе-
ния управляемых величин и управляющих факторов.

Датчики обеспечивают формирование следующих сигналов:

ДЧВ - 2500 - по частоте вращения РВД;

ДЧЗ - 2500 - по частоте вращения РВД;

ДТ - 211 - по температуре воздуха на входе в двигатель;

ТДК - командного давления топлива, характеризующего температур;/
воздуха на входе в двигатель;

ОПТ -	88 - появления помпажа двигателя для включения в работ)'

системы ликвидации помпажа;

ДАТ -	4 - по давлению воздуха за компрессором;

Т - 99 - по те тературе газа за турбиной;

ДЛИ - I5C0 - запуска форсажной камеры.

Электромагнитные клапаны, будучи исполнительными устройстгауи
электроа-тематики, предназначены:

Э-	I - для управления дозирующим краном от регуляторов Ям* ;

7г ; Пал •

Э-	.-. - для управления хвостовиками лопаток ВИД КВД при работе ос-
новной АС;

3-3 - для управления лопатками НА КВД при работе систем пред№-
рехдения и ликвидации помпажа (СНЯЛ);

Э-4 - для настройки гидропривода ДК на меньший расход топлива я
прекращения недачи топлива в основную камеру сгорания nt*
работе системы ликвидации помпажа;

Э-5 - для обеспечения подачи топлига от дозатора при засеке
форсажной камеры сгорания;
Э-6 - для обеспечения площадки "Минимальный форсаж" при запус-
ке форсажной камеры сгорания;

Э-7 - для обеспечения "броска" топлива в основную камеру сгора-
ния от РТ;

3-8 - для автоматического прикрытия створок реактивного сопла
при посадке летательного аппарата;

Э-S - для аварийного выключения форсированных режимов.

Формирование сигналов для запуска двигателя

Запуск двигателя на земле осуществляется постановкой РУЛ
аз положения "Стоп" в положение "Малый газ" и нажатием кнопки
"Запуск". Ери этом включаются в работу АНД, системы раскрутки и
зажигания. На 17-й секунде с All /или при Плд = 15% от КРД/ по-
ступает электрически’ сигнал на "бросок" топлива РТ. На 2С-Й се-
кунде эта команда снимается. Топливо в основной камере сгорания
дозируется ТАЗ пс = 40% и автоматом приемистости при даль-
нейшем росте частоты вращения РВД. Ери достижения частоты вра-
теяия Я&л значения. ссстветствуппего настройке регулятора, ав-
томат приечястсстк выключается ?. двигатель выходит на установив-
шийся режим малого газе.

Двигатель оборудован системой автоматического запуска в
воздухе /АЗВ/, которая автоматически запускает его в полете без
вмешательства летчика. Принцип действия основан на том, что в
случае самопроизвольного снижения частоты вращения ротора высо-
кого давления низе 53% КГД-95А включает клапан КО на 0,5-С.В с
и выдает команду на агрегат зажигания СКС я клапан кислородной
подпитки; двигатель автоматически запускается.

Кроме системы АЗЕ, запуск двигателя в полете может осущест-
вляться системой ликвидация помпажа и восстановления исходного
режима, s также от РУЕ и системы "Дубллртгсий запуск в воздухе".

Ери запуске двигателя ст РУД он должен быть установлен на
упор "Стоп" с последуппим его перемещением в любое положение от
"МТ” до "У". 3 этом случае необходимо помнить, что надежность
запуска обеспечивается на частотах вращения выбега по riSA ? 30%.
Двигатель может не запуститься. если частота вращения авторота-
ции РЗД будет меньше 15%.

Запуск двигателя в полете от РУД осуществляется в следуг-

гг. г/г	?га

’ЗСТ
щей последовательности: при установке РУД из положения "СТОП"
в любое положение выше упора "МГ" от микровыключателя, установ-

ленного на РУД, подается электрическая команда на включение
автомата запуска АПД-99, который включает на время, равное 20 с,
агрегат зажигания ОКС и клапан кислородной подпитки. При 35Х
на время 2,0^{'§’с включается клананиброска"топлива.

Запуск в полете от дублирующей системы производится вклю-
чением выключателя "Дублир.запусквоздухе" поело установки РУЛ
на упор "МГ".. При этом включается^ 2,0^г’gc клапан "броска" на
Над < 35% и на все время запуска агрегат зажигания и клапан
кислородной подпитки. После выполнения запуска выключатель
"Дублир.запуск в воздухе" должен быть выключен.

Нормирование сигналов на дроссельных режимах

Изменение режима работы двигателя от малого газа до макси-
мального режима производится перемещением ГУД в диапазоне от

= 10-15° /площадка малого газа по лимбу ЕР/ до
с</.уд = 65-71 °/плсщадка "Максимах"/,

При этом осуществляется перенастройка регулятора частоты
вращения Г? ид 3 соответствии с программой управления/л

На дроссельных режимах гидромеханический регулятор Пал
поддерживает заданную частоту вращения воздействием на расход
топлива в основной камере сгорания.

Формирование сигналов на максимальном и
форсированных режимах

При установке ГУД на площадку "Максимах" обеспечивается
настройка гидромеханического регулятора Над на 1% выше на-
стройки канала управления Г1*А в КРД-99А. С этого момента
управляемая величина будет находиться под контролем КРД. Как опи-
сано в главе 13,выбран такой з&кон управления, что до Т? -288л
регулируется /2 нА /под контролем КРД/, а при 'Г 288К -
регулируется Гг /также под контоолем КРЛ/,

* Г1°лучая сигналь* от датчиков п *А /ДЧВ-2500/. Т* /Г-99/
И '^.-^[1/, КЕД осуществляет управление дозирующим краном
агр.Н?-31В при помощи электромагнитного клапана 3-1.
Управление идет по одному из законов:

П ил - П нД ( I а ) 3
V ~ 1 т ( ra) .

Регулятор JT*/c воздействием на гхр/ поддерживает Х^-соп^ .

При превышении давления воздуха за компрессором предельного
значения /равного 36- 1,2 кгс/см^ /, ограничитель Р< обеспечит
управление дозирующим краном таким образом, чтобы Р/ не превышало
предельного значения.

Описанный выше характер управления Л „б и Тг*сохраняется и
при перемещении РУД в область форсированных режимов /75-81° по
лимбу РСФ - площадка минимального форсированного режима;
111-117° - площадка полного форсированного режима/.

Кроме этого, происходит запуск форсажной камеры сгорания и
дозирование топлива гидромеханическим регулятором в соответствии с
законом Grf>.j -	Р* Т* ). Управление запуском

форсажной камеры осуществляется с помощью блока управления, форса-
жом /БУФ/ агр.КРД. Включение форсажа производится установкой РУД
в любое положение в области форсированных режимов и контролируется
по загоранию светосигнализатора "Форсаж", характерному толчку и
нарастанию скорости /з полёте/. При установке РУД в указанное поло-
жение обеспечивается подвод топлива (в РСФ) к сигнализатору давле-
ния UCT. Сигнализатор вырабатывает сигнал "ВФ" ("Включение форса-
жа"), который подаётся в БУФ. При наличии сигнала	( из

ЦЦК) БУФ осуществляет запуск форсажной камеры сгорания ( с помощью
3-5) при значениях площади критического сечения реактивного сопла
и расходе топлива в форсажной камере сгорания, соответствующих
минимальному форсированному режиму / с помощью 3-6/. После .факти-
ческого запуска камеры по сигналу от датчика ДПИ-1500 электромаг-
нитные клапаны 3-5 и 3-6 отключаются. При выключении выключателя
"Аварийное выключение форсажа" выдаётся сигнал на Э-9, с помещы.
которого обеспечивается закрытие форсажных кранов и прикрытие ство-
рок реактивного сопла.

На случай отказа КРД предусмотрено ограничение диапазона егс
воздействия на расход топлива в основной камере сгорания при
Л&Л>^Л- 2$. При этом происходит переход на работу гидромехани-
ческой системы управления со снижением настройки регулятора /7Дд
до требуемого значения.

На форсированных режимах поддерживается то же значение %* •
что и на максимальном режюле. Рхрмии изменяется в соответствии
с законом:	Р^мин = Ркр «и»	(	; Т/ ).

43**	355
ЛИТЕРАТУРА

I.	Теория авиационных двигателей, под ред. L.H.Нечаева.

М.: Воепиздат, I960.

2.	Штода А.В., Секистов В.А., Кулешов В.В.

Конструкция авиационных газотурбинных двигателей.

Клев: КВВАИУ, 1952.

3.	Штода А.В., Морозов Ф.Н., Шнуков А.Г.

Системы управления и регулирования авиационных двигателей.

U.: ВВИЛ, 1977.

4.	Изделие 99. Руководство по технической эксплуатации/
99.03РЭ, 1983.
ОГЛАВЛЕНИЕ

ЧАСТЬ I

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДВИГАТЕЛЯ

Глава I. Схема и основные данные двигателя................. 3

Глава 2. Программа управления, эксплуатационные ограниче-
ния и характеристики двигателя ............................ 9

2.1.	Программа управления и характеристики компресс
сора ...........................>................... 9

2.2.	Программа управления двигателя .............. 19

2.2.1.	Программа управления двигателя на максимальном
режиме ............................................ 20

2.2.2.	Программа управления двигателя на полном фор-
сированном режиме ................................  25

2.3.	Эксплуатационные ограничения режимов работы
двигателя ........................................  26

2.3.1.	Ограничения по устойчивости процессов, проте-
кающих в элементах силовой установки .............. 26

2.3.2.	Ограничения по условиям прочности .......... 32

2.4.	Эксплуатационные характеристики двигателя .... 34

2.4.1.	Высотно-скоростные характеристики на максималь-
ном режиме ........................................ 34

2.4.2.	Высотно-скоростные хаоактеристики на полном
форсированном режиме .............................. 39

2.4.3.	Дроссельные характеристики .................. 41

ЧАСТЬ 11

КОНСТРУКЦИЯ ОСНОВНЫХ УЗЛОВ ДВИГАТЕЛЯ

Глава 3. Компрессор .....................................  49

3.1.	Общая характеристика компрессора ............ 49

3.2.	Конструкция вентилятора ..................... 53

3.2.1.	Ротор вентилятора ........................... 53

3.2.2.	Статор вентилятора .......................... 5ь

3.3.	Переходный корпус ........................... 64

3.4.	Компрессор высокого давления	(	КВД ) ....... 66

3.4.1.	Ротор КВД.................................... 66
3.4.2.	"Статор кДД .................................. 6S

3.5.	Противообледенительная система ............... 73

3.6.	Вопроси технологии сборки и особенности эксплу-
атации компрессора .................................. 75

3.6.1.	Сборка и разборка компрессора ................ 75

3.6.2.	Особенности эксплуатации компрессора ......... 76

Глава 4. Основная камера сгорания ......................... 85

4.1.	Общая характеристика камеры сгорания.......... 85

4.2.	Конструкция камеры сгорания .................. 68

4.3.	Особенности эксплуатации камеры сгорания ..... SO

Глава 5. Турбина........................................   .92

5.1.	Общая характеристика турбины ................. S2

5.2.	Конструкция турбины высокого давления ........ S2

5.2.1.	Ротор турбины высокого давления .............. S2

5.2.2.	Статор турбины высокого давления ............ 1С9

5.3.	конструкция турбины низкого давления .........113

5.3.1.	Ротор турбины низкого давления ............... ИЗ

5.3.2.	Статор турбины низкого давления ............. 123

5.4.	Опора турбины ............................... 127

5.5.	Охлаждение турбины .......................... 128

5.6.	Особенности эксплуатации турбины ............ 130

Глава 6.	Форсажная камера ............................ 136

6.1.	Общая характеристика форсажной камеры ....... 136

6.2.	Конструкция форсажной камеры .................136

6.2.1.	Смеситель Фа ................................136

6.2.2.	Фронтовое устройство ....................... 141

6.2.3.	даровая труба ФК ........................... 142

Глаза 7.	Выходное устройство ......................... 144

7.1.	Общая характеристика выходного устройства .... 144

7.2.	Конструкция выходного устройства ............ 144

7.3.	Особенности эксплуат лии выходного устройства. 165

Глава 8.	Силовая система двигателя ................... 167

8.1.	Общая характеристика силовой системы ........ I67

8.2.	лиловая система ротора низкого давления ......

о.З.	Силовая система ротора газогенератора ....... 169
8.4.	Силовая система статора ..................... 27Q

8.5.	Крепление двигателя к самолету .............. 172

Глава 9. Система приводов двигательных и самолетных
агрегатов ................................................. Р73

9.1.	Общая характеристика системы приводов ....... 173

9.2.	Центральная коническая передача ............. 173

9.3Г	Коробка двигательных агрегатов .............. 173

9.4.	Редуктор датчиков частоты вращения .......... 174

9.5.	Выносная коробка агрегатов ( ВКА	) .......... 174

9.5.1.	Конструкция ВКА ............................. 174

9.5.2.	Режимы работы ВКА ........................... 173

9.6.	Особенности эксплуатации системы приводов
агрегатов .......................................... 177

ЧАСТЬ Ш

конструкция систем двигатели

Глава 10.	Масляная система ............................ 179

10.1.	Общая характеристика	системы ............... 179

10.2.	Состав и устройство маслосиотемы ............ IdO

10.3.	Конструкция основных	агрегатов	маслосиотемы .. 182

10.3.1.	Агрегаты	системы	нагнетания ............... 182

10.3.2.	Агрегаты	системы	откачки .................. 186

10.3.3.	Агрегаты	системы	суфлирования ............. 193

10.3.4.	Агрегаты	системы	наддува опор роторов ..... 194

10.4.	Конструкция масляных уплотнений опор роторов
двигателя ............................................ T98

10.5.	Работа маслосиотемы ......................... 200

10.6.	Особенности эксплуатации маслосиотемы ....... 203

•

Глава 11.	Топливная система ........................... 205

11.1.	Общая характеристика топливной системы ...... 205

11.2.	Состав и устройство топливной системы ....... 205

11.3.	Конструкция основных элементов топливной сис-
темы .................................................

11.4.	Работа топливной системы .................... 2It

11.5.	Особенности эксплуатации топливной системы ... 220

Глава

12.

12.1.

Пусковая система ....................

Общая характеристика пусковой системы

221

221
12.2.	. Конструкция и работа основных агрегатов пус-
ковой системы ........................................224

12.2.1.	Турбокомпрессорный стартер-энергоузел
ГХДЭ-117-1 (общие сведения о конструкции и
системах) ........................................... 224

12.2.2.	Устройство передачи крутящего момента от ГТДЭ
на раскрутку РВД и привод самолетных агрегатов 232

12.2.3.	Система зажигания основной камеры	сгорания ... 234

12.2.4.	Система кислородной подпитки ................. 235

12.2.5.	Пусковая топливная система двигателя ......... 237

12.3.	Работа пусковой системы ........................ 239

12.3.1.	Запуск двигателя на земле .................... 239

12.3.2.	Запуск двигателя в полете .................... 240

12.3.3.	Прокрутка ГТДЭ ............................... 242

12.3.4.	Прокрутка двигателя .......................... 242

12.3.5.	Работа Г?ДЭ в режиме энергоузла .............. 242

12.4.	Вопросы эксплуатации пусковой системы .......... 242

ЧАСТЬ 1У

СИСТЬМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТШМ

Глава 13.	Общая характеристика системы управления ...... 245

13.1.	Двигатель как объект управления .............. 245

13.2.	Задачи, решаемые системой управления двигате-
лем ..................................,.............. 247

13.3.	Общая характеристика системы управления двига-
телем ............................................... 248

Глава 14. Гидромеханическая система управления расходом
топлива в основной камере сгорания .................... 251

14.1.	Общая характеристика системы ...............’... (251/

14.2.	Регулятор постоянства перепада давлений на до-
зирующем устройстве ................................. 253

14.3.	Система управления частотой вращения ротора
высокого давления ................................... 256

14.4.	Управление расходом топлива при запуске, при-
емистости и сбросе газа ............................  269

14.5.	Ограничитель давления воздуха за компрессором. 275

14.6.	Ограничитель минимального расхода топлива .... 2'6

14.7.	Особенности эксплуатации системы ............. 277
Глава 15. Электронно-гидромеханическая система автома-
тического управления расходом топлива з ос-
новной камере сгорания ....................................281

15.1.	Система автоматического управления максималь-
ной частотой вращения РДД .......................... 283

15.2.	Система автоматического управления температу-
рой газа за 1НД....................................,.

15.3.	Система автоматического управления максималь-
ной частотой вращения РИД .......................... 2Ь9

Глава 16.	Система управления реактивным	соплом .......290

16.1.	Общая характеристика ........................29G

16.2.	Система управления степенью понижения давле-
ния газа э турбине .................................

16.3.	Ограничитель минимальной площади критического

сечения реактивного сопла ....................Х2

16.4.	Особенности эксплуатации системы ........... 306

Глава 17.	Система управления расходом	топлива з корсаж-
ной камере сгорания 	 312

17.1.	Сб-аая характеристика.....................“"3I2J

17.2.	Регуляторы расхода топлива з корсажной камере
сгорания ............................................316

17.2.1.	Регулятор продольного перемещения регулирую-
щих органов дозирующих кранов - регулятор /77 . 31Э

17.2.2.	Регулятор поворота регулирующих органон
Дл1. 4 * ДН2,3 " регулятор р.........................32С

17.3.	Система тоагизоподачи .......................32С

17.3.1.	Дозирую-ли кран пускового (пятого) коллектора

Регулятор постоянного перепада давления на
......................................320

17.3.2.	Дозирующие краны 1 и 4. 2 и 3 коллекторов.
гегуляторы постоянного перепада давления яа
-^1.4 и ^2.3.........................................

17.3.3.	Распределитель форсажного топлива............

17.4. Запуск, управление режимами г выключение фор-

сажной камеры сгорания.........................324

17.4.1.	Запуск форсажной камера сгорания ............ 324

17.4.2.	Управление фэре кровяными ре-имзма ..........

17.4.3.	Заключение форсажной камеры сгорания.........—
Глава 18. Система управления компрессором .................327

18.1.	Система управления компрессором низкого давле-
ния .................................................327

18.1.1.	Гидромеханическая система управления ком-
прессором низкого давления...........................327

18.1.2.	Электронно-гидромеханическая система убав-
ления компрессором низкого давления ................ 330

18.2.	Система управления компрессором высокого дав-
ления ..................................

18.3.	Особенности эксплуатации системы

Глава 19. Система предупреждения и ликвидации помпажа .

19.1. Обдая характеристика системы ..................

13.2. Электронная часть система .....................

19.8.	1 идромехалическая часть система ............

Глава 20. Система формирования сигналов для задания ре-



жимов работы двих'ателя.........................351

Литература ......................................................
К изданию подготовлено кафедрой

Подписано к печати 20.07.87

Изд Л 7818

Формат 60x84/8	45,5 п.л.

42,3 усл.п.л.

363