«43. Авиационный турбовальный двигатель ТВ2-117А и редуктор ВР-8А Руководство по технической эксплуатации Москва « Машиностроение » ...»

-- [ Страница 1 ] --

Авиационный

турбовальный

двигатель

и редуктор

Руководство

по технической

эксплуатации

« Машиностроение »

УДК 629.7.035.3 (083.96)

Авиационный турбовальный двигатель ТВ2-117А и редуктор ВР-8А. М.: Машиностроение, 1987, 256 с.

Руководство содержит указания по эксплуатации и техническому обслуживанию двигателя ТВ2-117А, (ТВ2-П7АГ) и редуктора ВР-8А, устанавливаемых иа

вертолете Ми-8. Данным руководством также следует пользоваться при эксплуатации ТВ2-117 и ВР-8.

С выпуском настоящего издания руководство по эксплуатации и техническому обслуживанию двигателя ТВ2-117А (ТВ2-117) и редуктора ВР-8А (ВР-8), изданное в 1976 г.. а также все бюллетени по двигателю ТВ2-117А (ТВ2-117) и редуктора ВР-8А (ВР-8), выпущенные с 1 января 1976 г. по 1 ноября 1984 г., теряют силу (за -исключением бюллетеней 79202-БЭ-Г, 79208-БЭ-Г, 79209-БУ-Г, 79213-БЭ-Г, 79214-БЭ-Г, 79216-БЭ-Г, 79217-БЭ-Г, 079.4.0.0338.4, 79217-БЭ-В).

При эксплуатации и техническом обслуживании двигателя и редуктора можно использовать другие технические документы по вертолету Ми-8 (регламент техрического обслуживания, инструкция по технической эксплуатации, руководство по летной эксплуатации вертолета, действующие в эксплуатирующих организациях, согласованные с главными конструкторами вертолета и двигателя (редуктора), а также с предприятием-изготовителем двигателя (редуктора)." Руководство предназначено для специалистов эксплуатирующих организаций МАЛ, МГА и ВВС.

3606030000-415 А 6е 038(01)-87 Выпущено по заказу Пермского производственного объединения «Моторостроитель» им. Я. М. Свердлова Пермское производственное объединение «Моторостроитель»

им. Я. М. Свердлова, 1987.

ДОПУЩЕННЫЕ ОПЕЧАТКИ

при издании книги «Авиационный турбовальный двигатель ТВ2-117А и редуктор ВР-8А. Руководство по технической эксплуатации»

(издание 1987 г.) Стра- Напечатано Должно быть Строка ница 2 снизу ТВ2-117АГ 3 ТВ2-11АГ Ротор турбокомпресРотор турбокомпрессверху сора (рис. 10) сора 16 (рис. 10) привод свободный привод свободной турРис. 10, поз. 2 1 бины –  –  –

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ И РЕДУКТОРЕ

1.1. ДВИГАТЕЛЬ Особенности конструкции узлов и агрегатов Турбовальный двигатель ТВ2-117А устанавливается на вертолете Ми-8 (рис. 1, 2, 3, 4)." Силовая установка вертолета (рис. 5) состоит из двух двигателей ТВ2-117А и главного редуктора ВР-8А.

Правый и левый двигатели взаимозаменяемы при условии разворота выхлопного патрубка (см. разд. 12.2).

На вертолете двигатели подсоединены к одному главному редуктору, который передает суммарную мощность двигателей несущему и хвостовому винтам.

Особенностью конструкции ТВ2-117А* является наличие в нем свободной турбины (турбины винта), мощность которой, передаваемая редуктору, составляет эффективную мощность двигателя.

Свободная турбина кинематически не связана с турбокомпрессорной частью двигателя. Эта особенность обеспечивает ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ двигателя:

позволяет получать требуемую частоту вращения вала несущего винта вертолета независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора двигателя;

облегчает раскрутку турбокомпрессора при запуске двигателя;

позволяет получать оптимальный расход топлива при различных условиях эксплуатации двигателя;

исключает необходимость использования фрикционной муфты (муфты включения) в силовой установке вертолета..

Силовая установка вертолета имеет систему автоматического поддержания частоты вращения несущего винта с синхронизацией мощности обоих двигателей, которая обеспечивает:

автоматическое поддержание частоты вращения несущего зинта в заданных пределах посредством изменения мощности двигателя в зависимости от мощности, потребляемой несущим винтом;

поддержание одинаковой мощности параллельно работающих двигателей;

автоматическое увеличение мощности одного из двигателей при отказе другого.

Кроме того, система регулирования и управления обеспечивает автоматическое ограничение:

* Двигатели ТВ2-117А с 1984 г. выпускаются с графитовым уплотнением узла II опоры ротора турбокомпрессора вместо контактно-кольцевого. Двигатели с указанным изменением имеют условное обозначение ТВ2-11АГ и по своим техническим параметрам и эксплуатации не отличаются от двигателей ТВ2-117АI* 3

Рис. 1. Двигатель ТВ2-117А (вид справа):

; _ ушки для подвески двигателя; "2 - агрегат СО-40; 3 - фланец отбора воздуха для нужд вертолета; 4 - маслофильтр; 5 - штуцер подвода масла из маслобака; 6 - агрегат РО-40М; 7 -фланец,суфлирования III опоры"; «--колодка Термопар; 3 ~ блок дренажных клапанов- 10 - штуцер суфлирования II опоры; П - Клапан Перепуска воздуха; 12 - противообледенительный клапан; 13 - гидромеханизм;

14 - штуцер выхода масла из" двигателя; /5 - кронштейн датчика давления масла

Рис. 2. Двигатель ТВ2-117А (вид слева):

/ - агрегат КЛ-40; 2 - штуцер суфлирования; 3 - агрегат НР-40ВА" 4 - стартер-генератор постоянного тока ГС-18МО (ГС-18ТО)- 5 - аге=п-г" 1х"М-40; /-пусковой воспламенитель; 7 - коллектор "термопар Т-80Т; -в - трубопровод суфлирования; 9 - кронштейн датчика давления топлива; 10 - штуцер подвода топлива к агрегату НР-40ВА- 11 - НР-40ВА; и гидромеханизм; П - клапан перепуска воздуха; 13 - блок электромагнитных клапанов с клапаном постоянного давления пускового топлива; 14 - штуцер суфлирования II опоры; - 1 5 - противопожарный коллектор; 16 - дренажная трубка

1. В главе 1 «Общие сведения о двигателе и редукторе», в разделе 1.1 «Двигатель», подразделе «Особенности конструкций узлов и агрегатов», на стр. 6, в подрисуночном тексте, рис.® фразу «4 - кран слива масла из маслоагрегата двигателя» изложить в следующей редакции: «4 - кран слива масла из маслоагрегата двигателя, пробка - для двигателей новых, начиная с № 98.111052, и отремонтированных с выполнением бюллетеня № С79-625-БР-Г».

максимального расхода топлива {с целью ограничения максимальной мощности двигателя в определенном диапазоне температур наружного воздуха);

Рис. 3. Двигатель ТВ2-117А (вид. спереди):

/ - агрегат ПН-40Р; 2 - агрегат КА-40; 3 - нижний масляный агрегат; 4 - кран слива масла из маслоагрегата двигателя; 5 - главный штепсельный разъем максимально допустимой температуры газов перед турбиной компрессора (с целью не допустить перегрева деталей горячей части двигателя) ;

максимальной физической (замеренной) частоты вращения ротора турбокомпрессора (с целью не допустить перенапряжения деталей турбокомпрессора от действия центробежных сил);

максимальной физической частоты вращения свободной турбины (для защиты ее от раскрутки в случае нарушения кинематической связи с редуктором) посредством автоматического выключения двигателя;

максимальной приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора (для предотвращения недопустимого увеличения мощности при низких температурах наружного воздуха и обеспе-.

чения необходимого запаса устойчивости работы компрессора).

Для совместного управления обоими двигателями и шагом неК бюллетеню № 79246-БЭ-Г, стр. 3 Рис. 1. Кран слива масла 600400М НМД Рис. 2. Пробка 7967.0628 НМД сущего винта на вертолете имеется система объединенного управления шаг - газ, а для раздельного управления двигателями - рычаги раздельного управления.

–  –  –

В двигатель ТВ2-117А входят следующие основные узлы и системы:

осевой десятиступенчатый компрессор с поворотными лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) первых трех ступеней. На компрессоре установлены клапаны перепуска воздуха из-за шестой ступени в атмосферу. Поворотом лопаток ВНА и НА обеспечиваются устойчивость работы и повышение КПД компрессора на режимах выше малого газа, а перепуском воздуха в атмосферу - устойчивость работы компрессора при запуске;

камера сгорания с кольцевой жаровой трубой с восемью головками. На камере сгорания установлены восемь рабочих форсунок и два пусковых воспламенителя;

двухступенчатая турбина компрессора;

двухступенчатая свободная турбина (турбина винта);

выхлопное устройство;

главный привод передачи крутящего момента с вала ротора свободной турбины двигателя на главный редуктор вертолета;

приводы агрегатов двигателя;

системы охлаждения, смазки и суфлирования;

системы топливопитания, регулирования и управления;

системы электропитания и запуска;

гидравлическая, дредажная, противообледенительная и противопожарная системы;

система защиты турбины винта от раскрутки.

Рис. 5,- Силовая установка вертолета:

Главный редуктор; 2 - двигатель правый; 3 - двигатель левый Двигатель крепится на вертолете в трех точках (рис. 6): тремя ушками (одно из них двойное) на заднем корпусе компрессора (вблизи центра тяжести двигателя) посредством двух пар.стоек к двум точкам фюзеляжа вертолета, а корпусом главного привода со сферической опорой к корпусу редуктора. Установка сферической опоры в соединении двигателя с редуктором допускает неРис. 6.-Схема крепления двигателей и редуктора на^ вертолете:

/ - двигатель; 2 - редуктор; 3 - стойка крепления двигателя в передней его части; 4 - приспособление дли удержания двигателя при снятии редуктора с вертолета; 5 -- сферическая опора редуктора для крепления двигателя в задней его части; 6 - подкосы рамы крепления редуктора соосность валов двигателя и редуктора (в определенных пределах) при работе на вертолете.

Работа двигателя ТВ2-117А основана на превращении тепловой энергии, выделяющейся при сгорании топлива, в механическую работу с помощью газовых турбин: турбины компрессора и свободной турбины (турбины винта).

Основными параметрами рабочего тела - воздуха (газа) являются: давление (р), температура (Г), скорость (С).

Изменение этих параметров по газовоздушному тракту приработе двигателя на взлетном режиме (Я=0, У=0, СА-73) показано на рис. 7.

Рис. 7. Изменение основных параметров рабочего тела в газовоздушном тракте д"вигатёля Характеристика двигателя Дроссельная характеристика двигателя ТВ2-117А показывает зависимость эффективной мощности Nе на ва*лу свободной турбины и удельного расхода топлива Се от частоты вращения ротора турбокомпрессора п тк (рис. 8).

Из характеристики видно, что с увеличением частоты вращения ротора турбокомпрессора мощность двигателя и температура газов перед турбиной возрастают, а удельный расход топлива уменьшается. Такое изменение параметров происходит в соответствии с выбранным законом регулирования, выполнение которого обеспечивается топливорегулирующей аппаратурой двигателя.

С увеличением частоты вращения птк растут секундный расход воздуха О в, проходящего через компрессор, и степень повышения давления воздуха в компрессоре як. Увеличение этих параметров вместе с увеличением температуры Тг приводит к увеличению эффективной мощности, максимально допустимое значение которой ограничивается максимальным расходом топлива (соответствующей регулировкой топливного агрегата НР-40*).

Рис. 8. Зависимости удельного расхода топлива Се, температуры. газов перед турбиной Тг и мощности N е от частоты вращения ротора. турбокомпрессора.

лтк при стендовых испытаниях на земле (Я=0, У= = 0), приведенные к стандартным атмосферным условиям (СА-73):

/ - на крейсерском режиме; 2 - на номинальном режиме: 3 - на взлетном "режиме Уменьшение удельного расхода топлива с увеличением частоты вращения птк происходит вследствие увеличения удельной мощности Nе уд в соответствии с ростом степени повышения давления воздуха в компрессоре я к и температуры газов перед турбиной Т г.

Высотная характеристика показывает зависимость эффективной мощности Ые от высоты полета Н при заданной"программе регулирования.

На рис. 9 показана зависимость мощности на взлетном, номинальном и крейсерском режимах от высоты полета при У-О и изменении атмосферных условий согласно СА - 73.

Характер изменения мощности на взлетном режиме обусловлен работой ограничителей, предусмотренных в системе автоматического регулирования и управления двигателем:

Высотная характеристика двигателя (СА-73):

А,- область взлетных режимов; Б - область номинальных режимов; В - область крейсерских режимов; / - линия ограничения параметров движения по расходу топлива; 2 - линия ограничения параметл,КМ ров двигателя по приведенной частоте вращения ротора турбокомпрессора "тк. пр * Здесь и далее по тексту наименование насоса-регулятора НР-40 приводится без указания его модификации (ВА), кроме разделов, где это упоминание необходимо.

П до высоты Я=1,5 км взлетная мощность ограничивается постоянным максимальным расходом топлива О т =сопз1;

при дальнейшем наборе высоты взлетная мощность ограничивается по приведенной частоте вращения «тк, пр =сопз! (101...

105%) автоматическим уменьшением подачи топлива в двигатель От.

Кинематическая схема двигателя и приводов агрегатов Ротор компрессора имеет две опоры: переднюю - роликовый подшипник и заднюю - шариковый подшипник, выполняющий функцию опорно-упорного подшипника и одновременно, являющийся передней опорой ротора турбины компрессора. Второй (задней) опорой ротора турбины компрессора является роликовый подшипник.

Ротор свободной турбины имеет две опоры: переднюю - шариковый подшипник, выполняющий функцию опорно-упорного подшипника, и заднюю - роликовый подшипник.

Ротор турбокомпрессора 7га (рис. 10) приводит во вращение = *7 1=16

Рис. 10. хК.инемэтическая схема двигателя и приводов агрегатов»:

Й^*^ / - привод датчика частоты вращения; 2 - привод свободна* турбины; 3 - привод агрегата ПН-40Р- 4 -привод верхнего масляного агрегата; 5 - привод ручной прокрутки;

6 - привод генератора ГС-18*; 7 - ведущее коническое зубчатое колесо коробки приводов;

8 - центробежный суфлер; 9 - привод агрегата КА-40; 10 - привод агрегата НР-40; 11ведомое коническое зубчатое колесо передачи вращения к коробке приводов; /2 -ведущее коническое зубчатое колесо центрального привода; 13 - ведомое коническое зубчатое колесо передачи вращения к нижнему масляному агрегату; 14 ~ привод нижнего масляного агрегата- 15 - компрессора/5 - ретор-ч?ур4вяв*нчеббв(а; 17 - свободная турбина; /а - шлицевая втулка; 19 - ведущее зубчатое колесо передачи вращения к агрегату РО-41) ;

20 - главный привод; 21 - привод агрегата РО-40 * Здесь и далее по тексту наименование агрегатов ГС-18 и РО-40 приводится без указания модифицикаций (МО или ТО и М или ВР соответственно) кроме разделов, где это упоминание необходимо.

на стр. 13 седьмой абзац дополнить следующим предложением: «На двигателях, изготовленных и отремонтированных на" предприятии-изготовителе с 1.12.91 г. и отремонтированных на АРП с выполнением бюллетеня № С79-963-БУ-Г, в магистрали подвода масла к III опоре имеется дополнительный фильтр».

ведущее 12 и ведомые 11 и 13 конические зубчатые колеса центрального привода, расположенного в корпусе первой опоры роторов двигателя. От ведомого конического зубчатого колеса 11 через верхнюю вертикальную рессору вращение передается на ведущее коническое зубчатое колесо 7, приводящее во вращение приводы всех агрегатов, установленных на коробке приводов. От ведомого конического" зубчатого колеса 13 через нижнюю вертикальную рессору вращение передается на привод нижнего масляного агрегата., От ротора свободной турбины 17 через шлицевую втулку 18 и ведущее зубчатое колесо 19 -вращение передается на привод регулятора частоты вращения ротора свободной турбины, а от главного привода 20 через муфту свободного хода - на редуктор.

Передаточные числа к агрегатам двигателя приведены в разд. 2.1.

Масляная система Масляная система обеспечивает постоянную подачу, масла к подшипникам и трущимся поверхностям деталей при работе двигателя для уменьшения трения и для отвода тепла.

Масляная система двигателя ТВ2-117А выполнена по открытой замкнутой схеме с принудительной циркуляцией масла (рис. 11).

Для смазывания двигателя применяется синтетическое, масло Б-ЗВ^которое имеет хорошие смазывающие свойства, высокую термохимическую стабильность и низкую температуру застывания, обеспечивающую запуск двигателя без подогрева масла при температуре окружающей среды до -40°С.(Бйфв-91г -_з00е) Масляная система включает в себя: верхний и нижний масляные агрегаты двигателя, магистральные трубопроводы, шланги, воздушно-масляный радиатор, масляный бак и расширительный бачок.

Воздушно-масляный радиатор, трубопроводы, шланги, масляный бак и расширительный бачок относятся к внешней маслосистеме двигателя и являются принадлежностью вертолета.

Масло из масляного бака 1 по внешнему трубопроводу поступает к штуцеру в передней части корпуса коробки приводов. От штуцера по сверлению внутри корпуса коробки приводов масло подводится в заднюю часть коробки к фланцу крепления верхнего масляного агрегата и поступает на вход нагнетающего насоса 2.

Нагнетаемое масляным насосом масло проходит масляный фильтр 3, запорный клапан 4 и по наружным трубопроводам, каналам в корпусах опор роторов черел форсунки поступает к точкам смазывания, ^с^ $9 ^$.Ш0^1 Требуемое давление масла в системе (3...4 кгс/см2) поддерживается с помощью редукционного клапана 5. Замер давления масла производится Б трубопроводе подачи масла к корпусам опор роторов двигателя манометром 6.

2. Там же, на стр. 14, подрисуночные подписи на рис. 11 дополнить пунктом 23 следующего содержания: «23. Маслофильтр III опоры».

В магистрали подвода масла к III опоре на рис. 11 на контуре корпуса двигателя тушью от руки отметить местонахождение фильтра и внести его оцифровку. ё^с^, ^^На стр. 1^ в конце последнего абзаца текстом следующего содержания:

«В маслосистеме двигателей, установленных на вертолеты, оборудованные системой сигнализации стружки в двигателе, на входном штуцере маслорадиатора установлен магнитный сигнализатор наличия в масле ферромагнитных частиц - стружкосигнализатор СС-78-2. В стружкосигнализаторе, в зоне потока откачиваемого масла, установлены два магнита с фиксированным промежутком между торцами разнополюсных магнитов- В промежутке между магнитами создается магнитное поле, в котором задерживаются и оседают на торцах магнитов ферромагнитные частицы. При заполнении частицами промежутка между магнитами замыкается электрическая ",епь и загорается сигнальная лампа, установленная в кабине вертолета», " Откачка масла от точек смазывания производится нижним масляным агрегатом, который включает в себя пять откачивающих насосов 8, 9, 10, 13 и 14. Из полости коробки приводов масло откачивается шестым откачивающим насосом 15, расположенным в верхнем масляном агрегате.

Рис. 11. Схема масляной системы двигателя:

/ - масляный бак; 2 - нагнетающий насос; В - масляный фильтр; 4, 11 - запорные клапаны; 5 - редукционный клапан; 6 - манометр; 7 - радиатор; 8, 9, 10, 13, 14 - масляные насосы; 12 - термометр; /5 - масляный откачивающий насос в верхнем масляном агрегате; 16 - центробежный суфлер; П - расширительный бачок; 18 - отвод воздуха под фюзеляж вертолета; 19 - отвод воздуха в дренажный бачок вертолета; 20 - отвод воздуха на срез выхлопного патрз^жа; 21 - фильтр редукционного клапана е п в/ж.

Сс- Ц -л, 1е ъ - ММБЭГ.

Из откачивающих насосов масло через запорный клапан // направляется в радиатор 7 и из него возвращается в масляный бак 1.-^ В схеме маслоснстемы предусмотрены запорные клапаны 4 (в магистрали нагнетания) и // (в магистрали откачки масла). Клапан 4 -предотвращает слив масла из магистрали нагнетания, а клапан 11 - перетекание масла из маслорадиатора в двигатель во время стоянки вертолета.

Измерение температуры выходящего из двигателя масла производится термометром 12 в магистрали отвода масла из, нижнего масляного агрегата в радиатор.

79273-БЭ-Г, К бюллетеню стр. 3

Рис. I. Маслофильтр III опоры 7967.1460:

1 - гайка 7452А56-8; 2 - кольцо уплотнительное 2267А-12-2; 3 - фильтроэлемент 7967.1450; 4 - штуцер 7967.1440; 5 - кольцо уплотнительное 7967-0641; 6 - кольцо упорное 7967-0642

2. Там же, в подразделе «Масляная система», на стр. 1», текст последнего абзаца дополнить словами:

«...(пробка для двигателей новых, начиная с № 9811105?

и отремонтированных с выполнением бюллетеня № С79БР-Г)». &- Ш6&ЭГ______.

Суфлированйе маслобака 1 производится через " расширитель^ ный бачок 17, от которого отводится трубка на срез выхлопного патрубка для сообщения его с атмосферой.

Из магистрали суфлирования маслосистемы производится слив конденсата масла в дренажный бачок, установленный на вертолете с левой стороны фюзеляжа. Коробка приводов двигателя суфлируется через центробежный суфлер 16, от которого воздух, очищенный от масла, по специальному трубопроводу отводится за фюзеляж вертолета.

Верхний масляный агрегат расположен на коробке приводов с правой стороны и включает в себя нагнетающий и откачивающий насосы, сетчатый фильтр, запорный и редукционный клапаны.

П р и м е ч а н и е. На двигателях с № С9231001 до № С95201100 устанавливались верхние масляные агрегаты с измененным расположением редукционного клапана и дополнительным фильтром 21.

Взаимозаменяемость масляных агрегатов возможна.

Нижний масляный агрегат расположен в нижней части двигателя и прикреплен к корпусу I опоры двигателя. Назначение.агрегата - откачивать отработанное (нагретое) масло от всех пяти опор роторов двигателя и возвращать его по масляной магистрали через воздушно-масляный радиатор в маслобак вертолета.

Нижний масляный агрегат включает в себя пять откачивающих насосов, расположенных в два ряда; двухступенчатый редуктор, понижающий 1 частоту вращения привода насосов; запорный клапан и сливной крак^кро&иа, цачци^&Я с //В8-Н-165&. « *т/ье*е«и-ог в УЭ. }.ЧЁ е?г Система суфлирования Система суфлирования двигателя предназначена для обеспечения работы масляных уплотнений и воздушно-масляных лабиринтов.

Система суфлирования (рис. 12) состоит из системы суфлирующих каналов, трубопроводов, центробежного суфлера, регулировочных диафрагм и жиклеров.

Суфлированйе полостей опор двигателя осуществляется двумя способами: суфлированием предмаеляных полостей непосредственно в атмосферу и суфлированием через центробежный суфлёр коробки приводов.

Воздушные полости II (полость № 15) и III (полость № 16) опор двигателя, в которые может прорываться воздух под повышенным давлением из газовоздушного тракта, суфлируются непосредственно в атмосферу через каналы в корпусах и наружные трубки, выведенные к срезу выхлопного патрубка.

Масляные полости II (полость № 14), III (полость № 18), IV (полость № 22) и V (полость № 23) опор двигателя через каналы в корпусах и наружные трубки суфлируются с помощью приводного центробежного суфлера (ЦС), расположенного в коробке приводов. ^-,Йв^_^^й^_ 1 г

–  –  –

Рис. 12. Схема суфлирования полостей опор двигателя:

/ - жиклер в трубке суфлирования (справа); 2 - диафрагма в патрубках стравливания (справа и слева); 3 - жиклер на корпусе диффузора камеры сгорания (вверху справа); 4 - жиклер в трубке суфлирования (вверху справа); 5 - жиклер на корпусе главного привода (справа); 6 - пластинчатый жиклер на корпусе главного привода (вверху); / ^ д и а ф р а г м а в патрубке стравливания (справа - для правого двигателя, слева - для левого двигателя); 8 - стравливание воздуха на срез выхлопного патрубка; № 10, 12, 14, 15, 16, 18, 21, 22, 23 - номера полостей опор; I-V - опоры двигателя Полость I опоры (полость № 12) двигателя суфлируется через систему откачки масла.

Схема наружных трубопроводов показана на рис. 13..

Схема-трубопроводов, соединяющих масляные полости II, IV, V опор и полости наддува IV и V опор:

/ - трубопровод, соединяющий масляные полости опор двигателя с коробкой приводов;

г - ш т у ц е р; 3 - жиклер 7928.0143 суфлирования полости № 14; 4 - трубопровод суфлирования II опоры; 5 - пластинчатый жиклер 7929.0176 наддува полости № 21 вместо чашечного жиклера 7928.0143; 6-прокладка 7929.0175; 7 - пластинчатый жиклер 7929.0177 суфлирования полости № 23 (вместо чашечного жиклера 7929.0169); 8 - прокладка 7929.0073; 9 - трубопровод наддува IV и V опор Суфлирование маслобака осуществляется независимо от системы суфлирования двигателя. Маслобак суфлируется через расширительный бачок 17 (см. рис. 11), в котором происходит конденсация масляных паров. Масляный конденсат собирается в нижней части расширительного бачка и оттуда по трубке возвращается в маслобак. Расширительный бачок и маслобак входят в масляную систему вертолета.

Номера и размеры регулировочных жиклеров и диафрагм системы суфлирования приведены в табл. 1.

–  –  –

П р и м е ч а н и я: 1. С мая 1977 г. вместо чашечных введены пластинчатые жиклеры, устанавливаемые в полостях № 21 2, В эксплуатации при подборе жиклеров необходимо руководствоваться действующими бюллетенями.

ограничение максимального расхода топлива, максимальной частоты вращения ротора турбокомпрессора, максимальной частоты вращения ротора свободной турбины, максимальной температуры газа перед, турбиной компрессора, максимальной приведенной частоты вращения ротора компрессора;

поддержание частоты вращения несущего винта в заданных пределах;

выравнивание мощностей обоих двигателей, работающих совместно на один редуктор ВР-8А;

автоматическое увеличение" мощности одного из двигателей при отказе другого.

Основной системой управления двигателями является система автоматического поддержания частоты вращения несущего винта в заданных пределах, что обеспечивается регулятором частоты вращения ротора свободной турбины РО-40. При работе системы автоматического поддержания постоянной частоты вращения свободной турбины снимаемая мощность задается шагом несущего винта.

Управление шагом несущего винта осуществляется рычагом ШАГ - ГАЗ, который кинематически связан с рычагами управления насосов-регуляторов НР-40 обоих двигателей. При перемещении рычага ШАГ-ГАЗ вверх общий шаг несущего винта и режим обоих двигателей увеличиваются, а при перемещении рычага вниз - уменьшаются.

При постоянном шаге несущего винта положение рычага насоса-регулятора НР-40 можно изменить рукояткой коррекции рычага ШАГ - ГАЗ и рычагом раздельного управления двигателем.

При поворачивании рукоятки коррекции вправо рычаги указанных насосов-регуляторов обоих двигателей перемещаются в сторону увеличения режима работы, а при поворачивании рукоятки влево- в сторону уменьшения режима.

При полностью введенной правой коррекции работает система автоматического поддержания частоты вращения несущего винта. При повороте рукоятки коррекции влево система автоматического регулирования выключается из работы. Частота вращения несущего винта при этом поддерживается вручную системой шаг - газ, выполняющей роль резервной системы-управления при отказе автоматической. Момент перехода с автоматической системы регулирования на систему шаг - газ (и обратно) определяется по1 уменьшению (увеличению) частоты вращения несущего винта.

На малом.газе и на режимах от малого газа до режима, когда частота вращения несущего винта достигает частоты вращения настройки регулятора РО-40М, частота вращения ротора турбокомпрессора определяется настройкой насоса-регулятора НР-.40.

При резком перемещении рычага управления насоса-регулятора на увеличение режима работы темп увеличения частоты вращения турбокомпрессора п тк определяется темпом нарастания 2* 19 расхода топлива, зависящим от пропускной способности дроссельного пакета насоса-регулятора НР-40.. .-.. При резком уменьшении режима работы двигателя или при подъеме на высоту клапан минимального давления топлива за дозирующей иглой насоса-регулятора предотвращает падение расхода топлива ниже значения, обеспечивающего нормальный процесс горения в камере сгорания и поддержание заданной "частоты вращения турбокомпрессора. „ При изменении режима работы двигателя автоматически "производится поворот лопаток входного направляющего аппарата и спрямляющих аппаратов первых трех ступеней компрессора/" ;

Поворот лопаток осуществляется гидромеханизмами по командному давлению в гидросистеме, поступающему от агрегата КА-40.

–  –  –

Рис. 15. Нас^с-регулятср НР-40ВА:

Рессора; 2 - шпонка; В - кольцо -торцевого уплотнения; 4- пружина торцевого уплот- 82 - канал подвода топлива под высоким давлением в полость мембраны КПП; 83 - погния; 5 - подшипник; 6 - наклонная шайба; 7 -сферическая опора сепаратора; 8 - под- лость. Давления топлива перед дозирующей иглой; 84 - пружина клапана постоянного пелтник; 9 - сепаратор; 10 - плунжер; 11 - пружина плунжера; 12 - пружина сепаратора; репаде; 55 - тарелка клапана постоянного перепада; 86 - диск; 57 - мембрана клапана (- ротор; 14 - входной фильтр; 15 - направляющая пружина; 16 - подшипник скольже- постоянного перепада; 55 - винт; 89 - клапан постоянного перепада; 90 - клапан стравлиия; 17- замок; 18 -плоский золотник ротора; 13 - рессора тахиметрического датчика; вания воздуха; 91 - клапан дозирующей иглы; 93 - клапан автомата запуска; 94 - гнездо " - подшипник тахометрического датчика; 21 - тахометрический датчик; 22 - штуцер сли- клапана; 96 - шток; 97 - сухарь; 98 - ось рычага; 99 - рычаг автомата запуска; 100 - жикI; 23 - центробежный грузик; 24 - игла опорная; 25, 28 - опоры; 26 - маятник; 27 - лер з*порного клапана первого контура; 101 - игла; 102 - пробка с фильтром; 103 - мемружина маятника; 29 и 51 - рычаги; 30 - кулачок; 31 - червяк; 32 - упор МАКСИМАЛЬ- брана АЗ; 104 - трубка подвода воздуха из-за компрессора к АЗ; 106 - опора пружины;

АЯ ЧАСТОТА ВРАЩЕНИЯ; 33 - упор рычага управления; 34 - рычаг управления; 35 - 107 - регулировочный винт АЗ; 108 - мембрана; 109 - демпфер; 110 - технологический штуектор газа; 36 - упор МИНИМАЛЬНАЯ ЧАСТОТА ВРАЩЕНИЯ; 37 - регулировочный винт цер; л!1 - фильтр; 112-втулка ограничителя максимального расхода; 113 - винт ограниинимальной частоты вращения; 35 - регулировочный винт максимальной частоты враще- чителя максимального расхода; 114 - пружина клапана максимального расхода; 115 - мембия; 39 - контргайка; 40 - золотник клапана минимального давления; 41 - пружина клапа- ранны! усилитель; 116 - клапан максимального расхода; 117 - втулка клапана; ИВ - а минимального давления; 42 - удор клапана минимального давления; 43 - опора рыча- филы"); 119 - запорный клапан второго контура; 120 - пружина запорного клапана; 121 - а; « - выходное окно маятника; 45 - опора маятника; 46 - колпачок; 47, 95, 127 - регу- штуце для отвода топлива ко второму контуру; 122 - седло клапана; 123 - втулка расировочные винты; 48, 53, 64, 92, 105 - пружины; 49 - клапан; 50 - жиклер; 52 - поршень; пределительного клапана; 124 - золотник распределительного клапана; 125 - опора пружишл"цс^; 5 е - 1;гла; 56 - воздушный фильтр; 57 - жиклер клапана постоянво- ны: /.6 - п р у ж и н а распределительного клапана; 128 - штуцер отвода топлива из пружинэ перепада; 58 - фильтрующий элемент; 5У -^дроссельный пакег; -60 - пи-уцер для замера,"-.-, -ти_^лв11*чаг.достоянного перепада давлений к аварийному золотнику регулятора.явления топлива за жиклером регулятора; 67 - упор максимального расхода топлива чё- част.,1 вращения РО-41Ш; А -штуцер повода- тевлээе-а--НВ-4ИВА:_Б^г-ШЦЩ&Р отвода ез дозирующую иглу; 62 -~ дозирующая игла; 63 - поршень дозирующей иглы; 65 - жик- тог.лн!?а в ПН-40; В - трубка соединения полостей низкого давления НР-40ВА и "рО-ЗШНГ!ер регулятора; 66 - стравливающий жиклер автомата запуска (АЗ); 67 - входной жиклер Г - штуцер подвода топлива в первый контур топливных форсунок; Д - штуцер подвода \.3; 68 -пружина запорного клапана; 69 - запорный клапан первого "контура; 70 - седло топли г.а к агрегатам РО-40М и ИМ-40; Ж - штуцер подвода воздухд из-за X ступени;лапана; 71 - подпорный клапан первого контура; 72 - штуцер отвода топлива к первому коми! гссора; И - штуцер отвода топлива в дренажный бачок вертолета; Л - штуцер подконтуру; 73 - уплотнительное кольцо; 74 - пружина подпорного клапана; 75 - упор СТОП- вода топлива к клапану постоянного давления блока ЭМК, регулятору РО-40М и блоку КРАН ОТКРЫТ; 76 - рычаг стоп-крана; 77 - упор рычага стоп-крана; 78 - упор СТОП- дрона.кных клапанов; М - штуцер подвода топлива во второй контур топливных форсунок;

\РАН ЗАКРЫТ; 79 - штуцер для замера давления топлива перед распределительным кла- Н - г туцер подвода командного давления от КА-40; О - штуцер слива топлива от КА-40;

шном; 80 - стоп-кран; 81 - штуцер для замера давления топлива за дозирующей иглой; Ра -давление воздуха за-компрессором; р -атмосферное давление Насос, высокого.давления состоит из ротора 13, наклонной тай" бы:6; закрепленной",неподвижно, семи плунжеров 10 и плоского золотника 18.

Клапан постоянного перепада (КПП) 89 поддерживает постоянный перепад давлений топлива на дозирующем сечении иглы, а следовательно и;постоянный расход топлива на заданном режиме. Клапан состоит из золотника, перемещающегося во втулке и скрепленного с мембраной 87, пружины 84 и жиклера 57.

Количество топлива,. проходящего при постоянном перепаде давлений через иглу 52/определяется только размерами ее дозирующего сечения. Упором 61 ограничивается ход иглы в.сторону увеличения расхода топлива.

Излишки топлива, подаваемого насосом, перепускаются через щели, образуемые торцем золотника и отверстиями во втулке на слив.

На поршне дозирующей иглы установлен клапан 91, который ставит дозирующую иглу в исходное положение перед последующим запуском.

Центробежный регулятор частоты вращения служит для поддержания заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора двигателя в диапазоне от частоты вращения на малом газе до момента"вступления в работу регулятора частоты вращения, свободной турбины РО-40М (п тк = 80...82%). Он также вступает в работу с подъемам на высоту при достижении частоты вращения турбокомпрессора п т к = 101%,^°есл""и"Л не происходит ограничения мощности двигателя по температуре газов перед турбиной двигателя.. .

Центробежный регулятор состоит из грузиков 23, маятника 26, пружины 27, поршня 63 с пружиной 64, дроссельного пакета 59 и жиклера 65.

При отклонении частоты вращения от заданной в сторону увеличения центробежный, регулятор перемещением дозирующей иглы з"менынает подачу топлива, что приводит к уменьшению частоты вращения.

Винт 37 служит для настройки минимальной частоты вращения (малый газ). Винтом 38 ограничивается максимальная физическая (замеренная), частота вращения турбокомпрессора. Время разгона двигателя регулируется подбором дроссельного пакета 59.

Клапан минимального давления НР-40 предназначен для ограничения уменьшения пбдачи топлива в двигатель ниже заданного значения при подъеме на высоту и при резком уменьшении режима работы. Клапан/состоящий из золотника 40, перемещающегося во втулке, нагружен слева пружиной 41 и давлением слива. На торец золотника справа действует давление топлива за дозирующей иглой 62." На всех режимах от малого газа (на земле) до максимального золотник 40 прижат силой давления топлива к упору 42. Если давление топлива за дозирующей иглой начнет падать ниже заданного натяжением пружины 41, то золотник 40, перемещаясь вправо, перекроет канал за жиклером 65, идущий от маятника и ограничителей, и прекратит перемещение дозирующей иглы в сторону уменьшения подачи топлива.

Автомат запуска (АЗ) в процессе запуска двигателя дозирует подачу топлива в камеру сгорания в зависимости от давлений воздуха р2 (за компрессором) и р„ (окружающей среды).

Автомат запуска состоит из клапана 93, сухаря 97 с мебраной 108, пружины 105, мембраны 103.,"рычага 99 и "иглы 101.

Ограничитель приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора уменьшает подачу топлива в двигатель по гидравлическому сигналу командного давления топлива ркоы, поступающего от командного агрегата КА-40 при достижении значения ограничения.

Ограничение введено с целью обеспечения необходимого запаса устойчивой работы компрессора. Срабатывание ограничителя может "произойти в диапазоне птк -101...105% (в зависимости от настройки и характеристики 4 ограничителя) как в полете, так и на земле (на земле при температуре наружного воздуха"- 30° С и ниже).

Ограничитель состоит из клапана 49, поршня 52, двуплечего рычага 51, иглы 55, пружин 48 и 53 и регулировочного винта 47.

При работе двигателя на режимах ниже зоны ограничения клапан 49 под действием пружин 48 и 53 перекрывает слив топлива из полости за жиклером 50. При достижении частоты вращения ограничения по птк и при увеличении рком сила от рком-?(Тн /гтк) преодолеет силы пружин 48 и 53, переместит поршень 52 вниз и через иглу 55, двуплечий рычаг 51 и клапан 49 откроет перепуск части дозированного топлива из полости за жиклером 50 на слив.

Открытие клапана 49 вызовет перемещение дозирующей 1 иглы 62, которое уменьшит подачу топлива в двигатель. Частота вращения ротора турбокомпрессора понизится, и система придет в равновесие при новом положении дозирующей иглы и при уменьшенной частоте вращения ротора турбокомпрессора.

Настройка ограничителя п тк производится с помощью регулировочного винта 47, изменяющего затяжку пружины 48.

Ограничитель максимального расхода топлива ограничивает мощность двигателя на взлетном режиме в определенном диапазоне температур наружного воздуха посредством уменьшения расхода топлива и поддержания его стабильности при изменении противодавления и утечек внутри агрегата.

Ограничитель состоит из втулки 112 с винтом 113, при помощи которых устанавливается определенное сечение на пути топлива после дозирующей иглы, и клапана 116 с мембранным усилителем 115, поддерживающих на выходном сечении постоянный перепад давлений, а следовательно и постоянный расход топлива.

Максимальный расход топлива регулируется винтом 113.

Запорный клапан открывает или закрывает доступ топлива к коллектору форсунок двигателя (первый контур) в зависимости от положения стоп-крана. При остановке двигателя клапан полностью прекращает выход топлива из агрегата. Клапан 69 состоит из поршня, перемещающегося по втулке под действием пружины 68, и резинового седла 70.

Момент открытия клапана при определенной частоте вращения (начало подачи топлива при запуске) регулируется подбором жиклера 100. ^ На выходе из агрегата к коллектору форсунок первого контура установлен тарельчатый подпорный клапан 71, нагруженный пружиной 74.

Распределительный клапан в зависимости от давления в коллекторе первого контура подает топливо в коллектор второго контура по заданному закону. Клапан состоит из золотника 124, перемещающегося во втулке 123.

На выходе из агрегата к коллектору второго контура установлен запорный клапан 119, нагруженный пружиной 120.

Запорные клапаны 69 и 119 закрываются пружинами 68 и 120," обеспечивая герметичность систем на выходе топлива из агрегата.

Регулятор частоты вращения РО-40М (рис. 16) работает совместно с насосом-регулятором НР-40ВА и обеспечивает:

П 20 2$ /4 13 Вид N

Рис. 16, Регулятор частоты вращения РО-40М:

1 - приводная рессора; 2 -уплотнение; 3 - пружина; 4 - датчик частоты вращения; 5 - подшипник; 6, 8, 16, 27 -рычаги; 7 - и г л а; 9 - центробежные грузики; 10, 28 - пружины;

// - термокомпенсатор; 12 - клапан стравливания; 13, 20 - регулировочные винты; 14 -винт фиксации режима (на разрезе винт 14 показан в положении КОНТРОЛЬ, а на виде сзад и - в рабочем положении): " / 5 - заглушка; 17 - золотник; 18 - толкатель; 19, 23 - клапан; 21 - седло клапана; 22 - втулка; 24 - гайка; 25 - паз контрольного режима; 26 - демпфер; 29 - паз рабочего режима; А - канал подвода топлива от насоса-регулятора НРВА; Б.- канал подвода топлива из пружинной полости КПП насоса-регулятора НР-40ВА;

В - к а к а л подвода топлива от насоса-регулятора НР-40ВА; Г - канал слива топлива; Д -* канал слива топлива от СО-40; Е - канал дренажа; м, т, "к - отверстия

- " 23поддержание частоты вращения несущего винта в заданных пределах;." " , останов двигателя в случае увеличения частоты вращения -свободной-турбины сверх допустимой..

Регулятор РО-40М состоит из датчика частоты вращения 4с грузиками 9 и приводной рессорой 1; клапана 19, закрепленного в рычаге 8 и нагруженного пружиной 10; аварийного золотника 17, нагруженного справа пружиной и перемещающегося во втулке 22;

клапана 23 с толкателем, нагруженного справа пружиной; рычагов 16, фиксирующих золотник 17 после аварийного- останова двигателя; демпфера 26"для стабилизации утечек по золотнику 17 во время регулировки регулятора при его изготовлении; термокомпенсатора 11, компенсирующего температурное расширение корпусов регулятора при нагреве топлива; винта фиксации режима 14, служащего для проверки срабатывания системы защиты турбины винта (СЗТВ) в контрольном режиме; клапана 12 для етразливания воздуха из регулятора и консервации регулятора на двигателе.

Клапан 19 регулятора РО-40М соединен каналом В с полостью между жиклером 65 и дроссельным пакетом 59 (см. рис. 15, штуцер Д) насоса-регулятора НР-40ВА.

По каналу А (см. рис. 16) подводится топливо высокого давления с выхода качающего узла насоса-регулятора ЫР-40ВА (см. рис. 15, штуцер Л).

По каналу Б (см. рис. 16) подводится топливо из пружинной полости клапана постоянного перепада насоса-регулятора НРВА- (см. рис. 15, поз. 128).

Частота вращения турбины винта задается регулировочным винтом 13 (см. рис. 16), осуществляющим через термокомпенсатор // изменение натяжения пружины 10..

Момент срабатывания аварийного золотника 17 задается регулировочным винтом 20.

Датчик частоты вращения 4 приводится во вращение от турбины винта через рессору /.

По мере увеличения частоты вращения центробежная сила от грузиков растет. Эта сила, приложенная к оси иглы 7, до достижения заданной частоты вращения не может преодолеть"силу пружины 10. Клапан 19 запирает выход топливу из канала В на слив.

При увеличении частоты вращения выше заданной центробежная сила от грузиков 9 преодолевает силу пружины 10, рычаг 5 поворачивается и перемещает клапан 19, между клапаном и седлом клапана 21 образуется щель, через которую топливо сливается из пружинной полости поршня дозирующей иглы агрегата НР-40ВА (штуцер Д). Дозирующая игла насоса-регулятора НРВА перемещается в сторону уменьшения подачи топлива и снижения частоты вращения турбины винта до заданной затяжкой пружины 10.

В случае дальнейшего увеличения частоты вращения турбины винта (если произошло нарушение кинематической связи редуктора с турбиной) вступает в работу золотник аварийного останова двигателя. Рычаг 8, поворачиваясь под воздействием: центррбежщых сил грузиков, перемещает рычаг 6, который через толкатель прижимает.клапан 23 к седлу аварийного золотника 17. Клапан закрывает слив топлива высокого давления, поступающего по.каналу А через демфер 26 и сливающегося через торцевые проточки в центральное отверстие аварийного золотника 17. Под действием топлива высокого давления аварийный золотник "17 начинает перемещаться вправо, открывая отверстие м во втулке 22. Дежурившее топливо высокого давления по каналу А через отверстие м во втулке 22 поступает под клапан 23 и аварийный золотник 17 вместе с клапаном резко перемещается вправо до захвата золотника рычагами 16... При этом через отверстия т в аварийном золотнике 17 и к во втулке 22 открывается слив топлива из пружинной полости КПП насоса-регулятора НР-40ВА, которое по каналу Б подводится к регулятору частоты вращения РО-40М. В результате клапан постоянного перепада давлений насоса-регулятора НР-40ВА перемещается в положение максимального слива топлива из магистрали перед дозирующей иглой, расход топлива падает и двигатель выключается..

При работе двух двигателей на вертолете их свободные турбины имеют одинаковые скорости вращения. Практически невозмржно настроить оба агрегата РО-40М на одинаковую частоту вращения, вследствие чего, если РО-40М одного двигателя будет настроен на большую частоту вращения; чем РО-40М второго, то топливная автоматика будет подавать в первый двигатель больше топлива, а во второй - меньше. Первый двигатель будет развивать большую мощность, чем второй, частота вращения компрессора первого двигателя будет выше, чем частота вращения второго.

С целью поддержания одинаковой мощности двигателей даже при неодинаковой настройке топливных систем на двигателях (на среднем корпусе компрессора) устанавливаются синхронизаторы мощности.

Синхронизатор мощности СО-40 (рис. 17) входит в систему автоматического под- Рис. 17.

Синхронизатор мощности держания частоты вращения СО-40:

свободной турбины двигате- 1 - пружина; 2 - золотник; 3 - регуля и предназначен для уст- лировочный винт; р, р - давление воздуха за компрессорами левого и ранения разнорежимности правого двигателя; а, б - мембранные" работы двигателей. камеры; А-штуцер слива топлива;

Б - штуцер подвода топлива к агрегаСинхронизатор СО-40 со- ту РО-40; Б - штуцер подвода топлива под высоким давлением от агрегата стоит из золотникового ме- НР-40 ханизма,.управляемого мембранным чувствительным элементом.

Принцип действия синхронизатора основан на поддержании одинаковых давлений за компрессорами двух двигателей и на устранении разницы между этими давлениями посредством подачи команды на увеличение режима работы двигателю, у которого давление-воздуха за компрессором меньше.

Золотниковый механизм каждого агрегата СО-40 включается последовательно в топливную магистраль, соединяющую агрегат НР-40 с агрегатом РО-40. К камерам мембранных чувствительных элементов агрегатов СО-40 подводится воздух под давлени-" ем из-за компрессоров двигателей.

Подключение агрегатов СО-40 на спаренных двигателях вертолета показано на рис. 18.

Рис. 18. Схема установки агрегатов СО-40 на спаренных двигателях вертолета:

р\ - давление за компрессором левого двигателя; р2 - давление за компрессором правого: двигателя; Л - штуцер слива топлива; а - канал слива топлива Положение золотника 2 (см. рис. 17) задано пружиной 1 таким образом, что при равенстве давлений в мембранных камерах или.при большем давлении в камере а золотник не дросселирует выходное отверстие и не влияет на работу агрегата РО-40, управляющего положением дозирующей иглы агрегата НР-40.

В случае, если агрегат РО-40 левого двигателя настроен на частоту вращения свободной турбины, несколько большую, чем агрегат РО-40 правого двигателя, золотник правого агрегата СО-40 вследствие большего давления в камере б по сравнению с давлением в камере а начнет перемещаться вниз (по схеме) и дросселировать выходное отверстие к агрегату РО-40 правого двигателя. Это вызовет перемещение дозирующей иглы агрегата НР-40 в сторону увеличения подачи топлива до момента установления равенства давлений в мембранных камерах агрегатов СО-40 в пределах, заданных конструкцией топливной системы. В результате режимы работы обоих двигателей будут выровнены. Регулировочным элементом СО-40 является винт 3.

Блок электромагнитных клапанов 16 с клапаном постоянного давления 17 (см. рис. 14) установлен у левого горизонтального разъема корпуса компрессора.

Топливо под высоким давлением, поступающее в клапан, дросселируется золотником и подается в пусковую форсунку при включении электромагнитного клапана № 1. Электромагнитный клапан № 2 служит для продувки пусковой системы после отключения клапана № 1.

Исполнительный механизм ИМ-40 является составной частью системы ограничения температуры газов перед турбиной компрессора двигателя, и его описание помещено в подразделе «Система ограничения температуры газов»

–  –  –

Командный Агрегат КА-40 (рис. 21) устанавливается на коробке приводов двигателя.

Агрегат КА-40 обеспечивает:

подачу топлива с командным давлением к гидромеханизмам поворота лопаток ВНА и НА первых трех ступеней компрессора, а также к ограничителю приведенной частоты вращения турбокомпрессора агрегата НР-40ВА по заданной программе в зависимости от частоты вращения ротора компрессора и температуры воздуха на входе в двигатель;

подачу электромагнитных сигналов на отключение пусковой системы, отключение ^стартера, снятие блокировки системы, сигнализации о наличии обледенения (РИО-3) на заданной частоте вращения ротора компрессора двигателя;

подачу топлива под рабочим давлением к клапанам перепуска воздуха из компрессора на заданной частоте вращения ротора компрессора двигателя;.

подачу.топлива с сигнальным давлением по физической частоте вращения турбокомпрессора на механизм ограничителя температуры газов.

В командный агрегат КА-40 входят следующие элементы:

фильтр 29 с шариковым предохранительным клапаном 28;

центробежный датчик частоты вращения с грузиками 4, приводной рессорой 1 и вращающимся золотником 7;

датчик полной температуры воздуха на входе в двигатель {биметаллическая пластина 16 и толкатель 18):

датчик командного давления для гидропривода лопаток компрессора (жиклеры 36, 37 и 38, сильфон 33 с пружиной 34, ползун 22 с золотником 19 и пружиной 32);

двухпозиционный датчик для гидропривода клапанов перепуска воздуха (золотник 24 с пружиной 25);

блок контактов (мембраны 42 и 46 с пружиной 45, шток 43, микропереключатели 41 я 47 с колодкой штепсельного разъема 44);

клапан стравливания воздуха 23.

В агрегат КА-40 топливо подается под постоянным давлением от плунжерного насоса ПН-40Р.

После фильтра агрегата КА-40 топливо поступает к центробежному датчику частоты вращения, затем под давлением, пропорциональным квадрату частоты вращения привода, подходит к мембране 42 блока электроконтактов, под золотник 24 двухпозиционного датчика, а также через систему трех жиклеров 38, 37, 36 в сильфон 33.

Через фильтр 29 топливо под постоянным давлением подается также к жиклеру 31, пройдя который попадает в полость, окружающую сильфон 33, частично стравливаясь по отверстиям в золотнике 19 в сливную полость.

Давление топлива снаружи сильфона 33 (командное давление) зависит от давления внутри него и положения конца биметаллической пластины 16.

Командное давление через штуцер подается к гидромеханизмам поворотных лопаток компрессора и ограничителю приведенной частоты вращения турбокомпрессора агрегата НР-40.

В зависимости от физической частоты вращения привода агрегата двухпозиционный датчик через штуцер Е подает к.клапанам перепуска воздуха топливо под рабочим давлением" (перепуск. | открыт) или соединяет клапаны перепуска со сливом (перепуск закрыт).

Гидромеханизмы служат для поворота лопаток входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов первых трех ступеней компрессора. Угол поворота лопаток зависит от подаваемого командного давления.-На двигателе (на корпусе компрессора) установлено два гидромеханизма, по одному справа и слева-(см. рис. 19). Для контроля за углом поворота лопаток на гидромеханизме имеются стрелки 8 и шкала 7. Стрелка укреплена ка оси рычага направляющего аппарата третьей ступени компрессора.

Клапан противообледенения (рис. 22) установлен на среднем корпусе компрессора. По электрическому сигналу системы противообледенения соленоид электромагнитного клапана перемещает золотник 2 влево, открывая доступ топливу под давлением, г*

–  –  –

Рис. 24. Принципиальная схема системы электропитания и запуска двигателя:

/ - стартер-генератор ГС-18; 2 - фильтр ФГС-2; 3 - к ДМР-600Т двигателя II; 4 - к реле блоки- лампа работы генератора (СЛИ-51, СМ-30); 26 - предохранитель АЗС-5 в цепи включения ДМР;

ровки двигателя II; 5 - к ШР1 двигателя II; 6 - к агрегату зажигания двигателя II; 7 - комплекс- 27- промежуточное реле ТВЕ101В; 28 - резистор (0,8-0,1 Ом); 29 - кнопка включения блокировный аппарат ДМР-600Т; 8 - регулятор напряжения РН-180 II серии; 9 - выносное регулировочное ки тормоза винта; 30 - предохранитель системы зажигания 37,5 А; 31 - предохранитель АЗС-20 авсопротивление ВС-25Бг 10-автомат.защиты генератора постоянного тока от перенапряжения томатики; 32 - кнопка запуска двигателя; 33 - кнопка прекращения запуска двигателя; 34 - пеАЗП-8М IV серии; П - бортовой аккумулятор 12САМ-28; 12 - розетка ШРА-500 подключения реключатель ППН-45 ЗАПУСК - ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА; 35 - переключатель ППН-45 запуаэродромного источника; 13 - контактор ТКС601ДТ подключения аэродромного питания; 14 - кон- скаемого двигателя: 36 - сигнальная лампа работы ПСГ-15 (СМ-30, СЛИ-51); 37- контактор тактор ТКС601ДТ бортового аккумулятора; 15 - реле ТД210 контроля полярности подключаемого ТКД5ПА переключения шунта стартер-генератора; 38 - контактор ТКС601А включения якоря стартеристочника; 16-промежуточное реле ТКЕ56ПД; 17 - промежуточное реле ТКЕ53ПД; 18 - переклю- гене"ратора; 39- пусковая панель ПСГ-15; О - блокировка кнопки запуска; А - переключение пичающие контакторы ТКС611А; 19 - промежуточное реле ТКЕ52ПК; 20 - выключатель питания тания стартер-генератора ГС-18ТО с 4...5 В на 24 В; Б - переключение питания стартер-генератора 2В-45; 21 - выключатель генератора В-45; 22 - реле ТКЕ52ПД блокировки включения ДМР при ГС-18ТО с 24 В на 48 В^ В - включение регулятора тока РУТ-600; Г - отключение системы заподключении аэродромного источника питания; 23 - реле ТКЕ52ПД блокировки включения ДМР жигания и пускового топлива; Д - холодная прокрутка; Е - отключение стартер-генератора ГС-13;

при запуске двигателя; 24 - реле ТК.Е52ПД параллельного включения генератора; 25 - сигнальная Ж - переключение питания стартер-генератора, ГС-18 с 48 В на 24 В Т/г Т/2

–  –  –

Рис. 25. Принципиальная схема управления агрегатами:

1 - агрегат зажигания; 2 - свеча зажигания; 3 - блок электромагнитных клапанов; 4 - нитов; 24 - разъем Ш1; 25 -разъем ШЗ; 26 - штепсельный разъем ШР1; 27 - штепсельдатчик температуры масла; 5 - датчик давления масла; 6 - датчик давления топлива; ный разъем ШР2; 28 - электромагнит исполнительного механизма ограничителя температууказатель температуры и давления; 8 - датчик тахометра; 9 - измеритель тахометра; ры; 29 - реле включения пускового соленоида; 30 - компенсационный провод хромелевый;

10 - термопара; // -колодка соединительная; 12 - термометр для измерения температуры 31 - компенсационный провод алюмелевый; 32 - кнопка выключения электромагнита провыходящих газов; 13 - центробежный выключатель; 14 - датчик обледенения; 15 - разъем тивообледенительной системы; 33 - сигнальная лампа проверки исправности обогрева датШ2; 16 - электромагнит; 17 - электронный блок; /8 - сигнальная лампа ОБОГРЕВ ВКЛЮ- чика; 34 - выключатель ручного включения обогрева датчика; 35 - переключатель контроЧЕН; 19 - реле блокировки; 20 - выключатель питания РИО-3; 21 - реле блокировки пи- ля цепи обогрева РИО-3; 36 - соединительный кабель датчика; 37 - сигнальная лампа ОБтания; 22 - переключатель зажигания; 23 - выключатель ручного включения электромаг- ЛЕДЕНЕНИЕ; 38 - импульсатор питания; 39 - реле; 40 - подгоночное сопротивление; 41 - выключатель; 42 - бортсеть Комплексный аппарат ДМР-600Т предназначен для автоматического включения (выключения) стартер-генератора в бортовую сеть, когда напряжение сети меньше (больше)/вырабатываемого им напряжения.

Регулятор напряжения РН-180 II серии предназначен для поддержания постоянного напряжения стартер-генератора в генераторном режиме при изменении его частоты вращения и нагрузки.

Автомат защиты АЗП-8М IV серии применяется для защиты от перенапряжения параллельно работающих стартер-генераторов постоянного тока с аккумуляторными батареями. Автомат работает только при работе стартер-генератора в генераторном режиме.

Система зажигания обеспечивает воспламенение топливо-воздушной смеси в камере сгорания при запуске двигателя на земле и в условиях полета.

Система зажигания включает в себя агрегат зажигания (СЗЩА-22-2А), две полупроводниковые свечи зажигания 2 (СПУА), блок электромагнитных клапанов 3 и переключатель зажигания 22 (рие. 25).

Агрегат зажигания СКНА-22-2А устанавливается на вертолете и представляет собой низковольтную конденсаторную систему зажигания, которая является источником электрической энергии, необходимой для образования электрического разряда между электродами запальной свечи.

В основу работы агрегата положен принцип накопления электрического заряда на накопительном конденсаторе для пробоя газонаполненного разрядника и мгновенного разряда накопленной энергии по полупроводниковому слою запальной свечи. ;

Запальная свеча СП-18УА предназначена для воспламенения топливовоздушной смеси емкостным разрядом высокой мощности, протекающим по полупроводниковому слою между ее электродами. Она представляет собой полупроводниковую свечу-угольник с керамической изоляцией и фланцевым креплением. Свечи устанавливаются в пусковых воспламенителях и соединяются с агрегатом зажигания высоковольтными проводами, заделанными в экранирующие шланги.

Импульсатор И-2, предназначенный для импульсного питания электромагнитного клапана пускового топлива, входит в вертолетную систему запуска. " Импульсная подача топлива при запуске двигателя увеличивает высотность запуска в полете и обеспечивает надежный запуск горячего двигателя.

Пусковая топливная система предназначена для подачи топлива в камеру сгорания при запуске двигателя. Она включает в себя блок электромагнитных клапанов и две пусковые форсунки, установленные в пусковых воспламенителях.

Блок электромагнитных клапанов (см. рис. 14, поз. 16) предназначен для открытия и закрытия канала подвода топлива к 3 Зак. 292 33 пусковым форсункам и включения продувки пусковых топливных магистралей после прекращения подачи пускового топлива. Работает он по сигналам пусковой панели ПСГ-15.

Автоматический запуск двигателя (см. рис. 24). Запуск двигателя, может быть осуществлен от аэродромного источника питания или от аккумуляторных батарей вертолета.

Запуск происходит следующим образом:

при нажатии на кнопку ЗАПУСК электропитание подается на стартер-генератор ГС-18, агрегат зажигания СКНА-22-2А и электромагнитный клапан пускового топлива. Причем на ГС-18 подается ток с пониженным напряжением (2...3 В). Начинается медленная раскрутка ротора двигателя (выборка люфтов в передачах);

через 3 с на стартер-генератор подается питание 24 В и начинается энергичная раскрутка ротора двигателя;

при достижении за качающим узлом давления топлива 3,5...4 кгс/см2 открывается клапан постоянного давления блока электромагнитных клапанов. Топливо поступает в форсунки пусковых воспламенителей (непрерывно или импульсами) и происходит поджиг пускового тодлива. При этом показания температуры газов на указателе ИТГ-1 еще нет;

при частоте вращения турбокомпрессора птк-17...24% открывается запорный клапан агрегата НР-40ВА. В камеру сгорания поступает основное топливо и происходит его поджиг. Начинает повышаться температура газов (по указателю ИТГ-1). Частота вращения турбокомпрессора начинает интенсивно расти;

на девятой секунде происходит переключение источников питания с напряжения 24 В на напряжение 48 В. На клеммах стартер-генератора резко возрастает напряжение и еще более увеличивается частота вращения турбокомпрессора двигателя;

при частоте вращения турбокомпрессора я тк =(34±3) % (но не ранее чем через 12 с) одновременно отключается подача пускового топлива и включается продувка пусковых форсунок и магистралей пусковой топливной системы. Если это не происходит при указанной частоте вращения турбокомпрессора, то происходит на 30-й секунде. Зажигание также отключается на 30 с;

при частоте вращения турбокомпрессора /г тк =(53±3)% по гидравлическому сигналу от командного агрегата 1СА-40 закрываются клапаны перепуска воздуха из компрессора;

при частоте вращения турбокомпрессора п тк =(60±3)|% блок контактов командного агрегата КА-40 выдает сигнал на отключение стартер-генератора и пусковой панели ПСГ-15.

При этом обмотка возбуждения стартер-генератора подключается к регулятору напряжения РН-180 и ГС-18 и переходит на генераторный режим работы. Если стартер-генератор и пусковая панель не отключились при указанной частоте вращения птк, то они отключатся по времени на 40-й секунде программным механизмом ПСГ-15;

дальнейшее увеличение частоты вращения до д тк = 64+^ °/о происходит за счет теплового перепада на турбине.

Система ограничения температуры газов Система ограничения температуры газов обеспечивает автоматическое ограничение температуры газов перед турбиной компрессора посредством уменьшения подачи топлива к рабочим форсункам двигателя.

В систему ограничения температуры входит комплект сдвоенных термопар Т-80Т, усилитель регулятора температуры УРТ-27 и исполнительный механизм ИМ-40 с электромагнитом МКТ-4-2.

Агрегат УРТ-27 устанавливается на вертолете и является измерительным и усилительным устройством, выполняемым с применением магнитных и полупроводниковых приборов. Датчиком температуры для агрегата являются сдвоенные термопары Т-80Т.

Основными элементами агрегата ИМ-40 (рис. 26) являются электромагнитный клапан 1, жиклер 2, клапан, блокировки 5, постоянный жиклер с фильтром 3 и сменный жиклер 4.

Рис. 26. Исполнительный механи"зм ограничителя максимальной температуры газов ИМ-40:

/ - электромагнитный клапан; 2 - жиклер; 3 - постоянный жиклер с фильтром; 4 - сменный жиклер;

5,- клапан блокировки; 6 - пружина; 7 - регулировочный винт; А - штуцер подвода топлива сигнального давления от агрегата КА-40;

Б - штуцер подвода топлива -высокого давления от агрегата НР-40;

В - штуцер слива топлива Ограничиваемая температура газов определяется настройкой усилителя регулятора температуры УРТ-27.

При достижении определенной температуры газов УРТ-27 начинает подавать электрические - импульсы на электромагнитный клапан. МКТ-4-2 исполнительного механизма, который открывает жиклер 2, перепуская топливо из полости сервомеханизма на слив. Это приводит к падению давления в полости сервомеханизма и перемещению дозирующей иглы агрегата НР-40ВА в сторону уменьшения подачи топлива. С уменьшением подачи топлива снижается режим работы двигателя и температура газов перед турбиной..

Противообледенительная система Противообледенительная система двигателя обеспечивает защиту от обледенения входной части двигателя посредством обогрева подверженных обледенению мест входной части двигателя горячим воздухом,.отбираемым из полости между кожухом и жаровой трубой камеры сгорания.

Воздухозаборник вертолета и заборник подвода воздуха к, агрегату КА-40 обогревается воздухом, отбираемым из-за восьмой ступени компрессора.

Противообледенительная система двигателя включает в себя трубу отбора горячего воздуха с фланцем отбора воздуха на пылезащитное устройство (ПЗУ), клапан пр"отивообледенения с электромагнитом ЭМТ-244 и две трубы подвода горячего воздуха

От клапана к корпусу Г опоры.

Сигнализация обледенения, а также агрегаты автоматического и ручного, включения подачи горячего воздуха в систему установлены на вертолете (электронный блок -РИО-3, выключатели и сигнальные лампы). Датчик сигнализатора обледенения устанавливается в воздухозаборнике правого двигателя, или на входе вентилятора обдува радиаторов.

Противопожарная система Противопожарная система двигателя обеспечивает подачу огнегасяще.й жидкости от противопожарной системы вертолета в случае возникновения пожара на двигателе или в двигательном отсеке вертолета. Для тушения пожара применяется огнегасящая смесь.

Противопожарная система включается автоматически при получении сигнала от датчиков-сигнализаторов, установленных в двигательном отсеке, или принудительно.

Противопожарная система двигателя, состоит из подводящих труб, двух коллекторов с распыливающими отверстиями (форсунками) и приемным штуцером.

Система защиты турбины винта Для повышения надежности эксплуатации и предотвращения раскрутки ротора свободной турбины (турбины винта) двигателя ТВ2-117А в случае нарушения кинематики передачи мощности от турбины винта к несущему винту двигатели оборудованы системой защиты турбины винта (СЗТВ).

Система защиты турбины винта с регулятором частоты вращения РО-4"ОМ обеспечивает выключение двигателя при частоте вращения несущего винта (126±3)%.посредством прекращения подачи топлива в рабочие форсунки. Повторный запуск двигателя в воздухе невозможен.

Система защиты турбины винта включает в себя:

насос-регулятор НР-40ВА;

регулятор частоты вращения РО-40М;

топливные магистрали с трубопроводами подвода топлива из пружинной полости КПП и из-за качающего узла насоса-регуляаВарИЙНОМ ЗОЛО ™ ИК У Регулятора частоты враУ

1.2. РЕДУКТОР Особенности конструкции Главный редуктор ВР-8А Спиг 97 ^я оо оп\ навертолете длУ, р"аботЛовЕ™7" с"^"двГгатеГмГ ТВ?

П7А и служи для понижения частоты вращения ротора свобод

–  –  –

Редуктор устанавливается в верхней части фюзеляжа вертолета. Для крепления к лапам подредукторной рамы на жестком поясе корпуса редуктора имеются пять наружных фланцев, а в передней части редуктора - два фланца крепления сферических опор двигателей.

–  –  –

Механическая передача от двигателей к валу несущего винта в редукторе ВР-8А осуществляется через три ступени редукции.

Вращение от двух двигателей через муфты свободного хода (обгонные муфты) и зубчатые колеса / и 4 передается на цилиндрическое зубчатое колесо 2 с косыми зубьями. Эти три зубчатых колеса образуют первую-ступень редукции с передаточным отношением 0,347 (табл. 2).

Вторая ступень редукции состоит из двух конических зубчатых колес 3 и 5 со спиральными зубьями. Передаточное отношение этой ступени 0,4697.

Третья ступень редукции (дифференциально-замкнутая) состоит из зубчатых колес 13, 12 и 11, составляющих дифференциал (все три звена вращающиеся), и зубчатых колес 9, 8 и 10, составляющих замыкающую цепь дифференциала.

Рис. 31. Кинематическая схема редуктора:

а - гривод генератора (1=0,6679), б - привод датчика частоты воащения (/ = 0,1984); в - привод насоса НШ-39М (#=0,2026); д - привод двигателя; е - муфта свободного хода (обгонная муфта); ж - привод вентилятора (2=0,5018); з - привод несущего винта вертолета =0,016). и - привод хвостового винта вертолета (г 0,2158); к - привод компрессооа АК-50Т1 (АК.-50Т) (/ = 0,1671), л - привод масляного агрегата (I = 0,2463); 1-37 - номера зубчатых колес

–  –  –

Суммарное передаточное отношение трех ступеней составляет 0,016. Частота вращения входных валов редуктора, равная 12000 мин"1, понижается до 192 мин"1 на валу несущего винта.

Передача на хвостовой винт осуществляется через первую и вторую, ступени редукции (общими с передачей на несущий винт) и через дополнительную повышающую ступень из двух конических зубчатых колес 7 и 6 со спиральными зубьями.

Приводы редуктора к агрегатам выведены на корпус следующим образом:

спереди - к вентилятору;" сзади - к генератору;

слева - к датчикам счетчиков частоты вращения и гидронасосу;

справа - к гидронасосам и воздушному компрессору.

В маслящую систему редуктора входят: масляный.агрегат, масляный фильтр, ФОС-1 ч и магнитные оробки (для новых ре-;, дукторов выпуска до 1 октября 1990 г.) или пройки-сигаализаторы стружки ПС-"1 (для редукторов выпуска или ремонта предприятия-изготовителя с 1 октября 1990 г„ а также отремонтированных на АРП с выполнением бюллетеня.

№ С79-"867-Б|Р-Т), манометр и термом-етр. с,1л_пг-,с В поддон редуктора вставлены три магнитные пробки с магнитными сердечниками (пробки-сигнализаторы стружки ПС-1), улавливающие стальные частицы, которые могут попасть в масло, вследствие износа зубчатых колес или по каким-либо другим причинам. Между поддоном и корпусом редуктора расположен предохранительный фильтр в виде сетки Привод к вентилятору осуществляется от вала цилиндрического зубчатого колеса 2 через зубчатые "колеса 17, 16, 15 и 14.

Привод к генератору осуществляется от центрального зубчатого колеса 30 через цилиндрические зубчатые колеса 29 и 28 и конические зубчатые колеса 27 и 26.

Приводы на левую сторону редуктора осуществляются от валика привода к масляному агрегату через конические зубчатые колеса 22, 21 и набор цилиндрических зубчатых колес 20, 23, 24, 2.5, 18, 19.

Приводы на правую сторону редуктора осуществляются от зубчатых колес 30 и 31 через конические зубчатые колеса 32, 33 и набор цилиндрических зубчатых колес 35, 34, 36, 37.

Масляная система редуктора Главный редуктор ВР-8А имеет автономную, не зависимую от двигателЯдМасляную систему, работающую на синтетическом маеледБ-ЗВтаПШгючающую в себя масляный агрегат из трех секций насоса (одна нагнетающая и две откачивающие).

Система смазки редуктора предназначена для смазывания подшипников и зубьев зубчатых колес, а также для отвода тепла от трущихся элементов передач.

Д ыаиллияи и1иимГТ5дуктора входяТГ-МаОШТы^~агрЯгат, м^г^^мй._фдд*г"р^-т|ттт^^ гтруж.ки щ|.|.-|--ИГгГНОСхема масляной системы изображена на рис. 32.

Емкостью для масла служит поддон редуктора. Масло в поддон редуктора заливается через заливную, горловину с фильтром.

Для контроля за уровнем масла на горловине установлено масломерное стекло с рисками: "На корпусе заливной горловины против этих рисок имеются надписи ДОЛЕЙ. И ПОЛНО.

В поддоне имеется специальный отсек охлажденного масла, поступающего из радиатора, которое забирается нагнетающей секцией масляного агрегата.

В поддон редуктора вставлены три магнитнма_дре&ю с магнитныТин^ердечниками, улавливающим^^стальные частицы, которые мог-уТТгоггае^рЬи^вмасло вследствие изйтэба-^бчатых колес или по каким-либо Д1^та^г-н^ааддам. Между поддонйм ^г корпупредохранительный фильтров виде

Соткп^Масло из нагнетающей секции насоса под давлеьлем, поддерживаемым редукционным клапаном, проходит через масляный.

фильтр и,поступает по каналам в корпус редуктора, в корпусы передач и по специальному маслопроводу (расположенному в вале несущего винта) к жиклерам и форсункам, подающим масло на зубчатые колеса и подшипники редуктора.

Смазывание нижнего зубчатого колеса привода вентилятора и зубчатых колес привода счетчиков частоты вращения - барботажное.

н се со И К

Л а о о "п.

–  –  –

Смазывание подшипников муфт свободного хода производится за счет насосного действия роликов муфт.

Масло от подшипников и зубчатых колес сливается в поддон редуктора самотеком.

В магистраль отвода масла из редуктора в маслорадиатор установлен фильтр-еигналиатор стружки ФСС-1 сетчато-щелевого типа с электрической сигнализацией (см. рис. 45).

На редукторах, имеющих пробки-сигнализаторы стружки ПС-1, фильтр-сигнализатор стружки ФСС-1 отсутствует.

Примечание. На редукторах, оборудованных ПС-1, загорание сигяпьнлй пямпочки «Стпужка гл. ГЮЛУКТ.» ппоисходит пои замыкании Суфлирование полости редуктора осуществляется через суфлер //, установленный на корпусе вала несущего винта.

Для контроля работы масляной системы на редукторе установлены датчики температуры и давления масла..

–  –  –

ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ

ДВИГАТЕЛЯ И РЕДУКТОРА

2.!. ОСНОВНЫЕ Т Е Х Н И Ч Е С К И Е ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-ША

–  –  –

1.1. На стр. 49 перед примечаниями подраздела «Приборы контроля работы двигателя» текстом следующего содержания:

«Комплект аппаратуры контроля вибрации..................ИВ-500А - условное обозначение датчика

датчики частоты вращения Д-2, что и для измерителей ИТЭ-2. Краткие сведения пе аппаратуре КТА-5 приведены в конце данного раздела.

Датчик температуры масла на выходе из двигателя............ П-2 Датчик давления масла на входе в двигатель ИД-8 Датчик давления топлива перед рабочими форсунками........... ИД-100 Трехстрелочный измеритель от датчиков П-2, ИД-8-^ИД-ЮО.,....... УИЗ-3 Комплект измерителя (датчики П-2, ИД-8,.11в-500Ь е&г.

ИД-100 и измеритель УИЗ-3)..... ЭМИ-ЗРИЯ^.^,.

П р и м е ч а н и я: 1. Система СПЗ-15, агрегат зажигания СКНА-22-2А, усилитель регулятора температуры УРТ-27, измеритель Т1ТГ-1 Т, измеритель ИТЭ-2, аппаратура КТА-5, датчик температуры масла П-2 и комплект измерителя ЭМИ-ЗРЙ устанавливаются на вертолете и с двигателем не поставляются. Также не поставляются с двигателем датчики Д-2, ИД-8 и ИД-100, устанавливаемые на двигатель.

2. Передаточные числа приводов всех агрегатов (кроме агрегата РО-40М) даны относительно частоты вращения ротора турбокомпрессора.

3. Направление вращения валиков агрегатов указано, если смотреть на агрегат со стороны хвостовика валика.

Режимы работы и значения параметров двигателя (табл..З) при /н =15° С и р0 = 760 мя.рт. ст. (Н = 0, У=0) Таблица 3

–  –  –

Удельный расход топли- 275 295 100 кг/ч ва, г/ л. с. ч "не более) *Для ремонтных двигателей температура газов перед турбиной компрессора не более 850°С П р и м е ч а н и я: 1. Частота вращения ротора турбокомпрессора дана в процентах по указателю ИТК-5 (й т к =100% по шкале указателя соответствует 21 200 мин -1; /г т к =1% соответствует 212 мин-1-).

Зак. 292 49 теля ТВ2-117А», примечания подраздела «Режимы работы и значения параметров двигателя» на стр.

50 дополнить пунктом 7 следующего содержания:

«При о"фицательных температурах наружного воздуха во время прогрева двигателя допускается кратковременное (не более 3 минут) повышение давления масла на режиме малого газа не выше 5,5 кгс/см"».

2. Частота вращения несущего винта («в), дана з процентах по указателю ИТЭ-Г (пв 1 =95,3% пъ шкале указателя соответствует частоте вращения 12000 мин- ротора свободной турбины или 192 мин-1 несущего винта; пе =1% соответствует частоте вращения 126 мин- 1 ротора свободной турбины).

3. На взлетном режиме частота вращения ротора турбокомпрессора в зависимости от температуры наружного воздуха изменяется согласно графику, приведенному на рис. 36.

4. Изменение частоты вращения ротора турбокомпрессора на номинальном и крейсерском режимах в зависимости от температуры наружного воздуха следует поддерживать согласно графику, приведенному на рис. 36.

5. Рабочий диапазон частоты вращения несущего винта в полете 92... 9 7 %.

6. При работе двигателя с ПЗУ без отбора воздуха на эжектор мощность двигателя на всех режимах уменьшается на 2%, температура" газов увеличивается примерно на 10° С; при работе с ПЗУ с отбором воздуха на"эжектор (при включении ПЗУ) мощность двигателя на всех режимах уменьшается примерно на 3,5%, температура газов увеличивается примерно на 15° С. При этом температура газов и частота вращения турбокомпрессора по режимам не должны превышать максимально допустимых значений.

Максимально допустимые замеренные параметры на всех высотах и скоростях (табл. 4)

–  –  –

П р и м е ч а н и е. Максимально допустимая замеренная температура газов перед турбиной компрессора на взлетном режиме при работе двигателя на земле не выше 875 °С.

При работе двигателя в полете на режимах выше малого газа допускается понижение частоты вращения несущего винта до 89% и повышение частоты вращения несущего винта до 103% на время не более 30 с.

1.2. На стр. 51 в конце подраздела «Максимально допустимые замеренные параметры на всех высотах и скоростях»

текстом следующего содержания:

«Уровень вибрации двигателя:

а) повышенный

(контролируется по загоранию желтого табло и стрелочному указателю УК-68В комплекта аппаратуры ИВ-500А);

б) опасный

(контролируется по загоранию красного табло и стрелочному указателю УК-68В комплекта аппаратуры ИВ-500А)»-.

На режиме малого газа допускается повышение частоты вращения несущего винта до 105% на время не более 5 с. При забросе частоты вращения несущего винта выше 105% эксплуатацию силовой установки (двигателей и редуктора) не производить (см.

Допускается максимальный заброс температуры газов при проверке приемистости на 20° С выше температуры газов, полученной на взлетном режиме данного двигателя, по не выше максимально допустимой (875° С).

Краткие сведения об аппаратуре КТА-5 Комбинированная тахометрическая аппаратура КТА-5 предназначена для непрерывного дистанционного измерения физической частоты вращения роторов турбокомпрессоров двух двигателей в процентах от максимальной и контроля режимов работы двигателей в условиях полета и на земле.

В эксплуатационный комплект КТА-5 входят измеритель ИТК-5 (2 шт.), усилитель УТК-5 (1 шт.), датчик Д-2 (2 шт.), приемник П-1 (1 шт.), датчик ДВ-15М (1 шт.).

Принципиальная схема аппаратуры КТА-5 показана на рис. 33.

Контроль режимов работы двигателя основан на преобразовании сигналов о наружной температуре (от приемника П-1) и высоте полета (от датчика ДВ-15М) в угловое перемещение подвижной шкалы измерителя ИТК-5 (рис. 34), расположенной вокруг неподвижной шкалы последнего. Подвижная шкала имеет две риски. Нижняя риска указывает верхнюю границу частоты вращения на крейсерском, верхняя - на номинальном режимах работы двигателя при определенных наружной температуре воздуха и высоте полета.

П р и м е ч а н и е Верхняя граница взлетного режима на земле определяется по графику п тк = /г(г!н) (см рис 36).

Указания по контролю режимов работы двигателя на вертолетах, оборудованных аппаратурой КТА-5, помещены в соответствующих главах руководства.

Техническое обслуживание аппаратуры КТА-5 (установка, настройка, проверка, регулировка, регламентные и другие работы) производится по вертолетной технической документации, а также согласно техническому описанию и инструкции по эксплуатации аппаратуры КТА-5.

–  –  –

1. Проверить холодную, регулировку системы «Шаг-газ» и синхронность работы системы управления двигателями по всему диапазону лимбов агрегата НР-40ВА (ВГ). Разница показаний лимбов должна быть не более!"..

2. Проверить и, при необходимости, отрегулировать углы поворота направляющих лопаток компрессора.

Порядок проверки и регулирования частоты вращения несущего винта Проверка работы агрегата РО-40М (ВР) двигателя производится при неработающем втором двигателе.

1. Перевести рычаг раздельного управления проверяемого двигателя вверх до упора, рукоятку коррекции повернуть полностью вправо. При этом частота вращения турбокомпрессора должна соответствовать значению верхней границы крейсерского режима для фактической температуры наружного воздуха (см. рис. 38, линия 5) с допуском минус 1%.

Примечания. При несоответствии частоты вращения турбокомпрессора указанным значениям необходимо увеличить режим работы двигателя рычагом «Шаг-газ» или уменьшить рычагом раздельного управления (РРУД);

при проверке частоты вращения несущего винта второго двигателя рекомендуется выдерживать ту же частоту вращения ротора турбокомпрессора, что и при проверке первого.

–  –  –

При заворачивании (выворачивании) регулировочного винта на 1 оборот частота вращения несущего винта увеличивается (уменьшается) на:

3% для агрегата РО-40ВР,для агрегата РО-40М.

Примечание. Для исключения возникновения разнорежимности («вилки») в работе двигателей регулировку ч"астоты вращения несущего винта рекомендуется выполнят;»

на одинаковую величину п н. в.

3. Загружая несущий винт до получения частоты его вращения 92,5±0,5%, вывести двигатель на взлетный режим. Зафиксировать полученную частоту вращения турбокомпрессора. Увеличить нагрузку несущего винта до получения п =90,5±0,5%, при этом допускается увеличен. в.

ние частоты вращения турбокомпрессора не более чем на 0,5%.

Примечание. В случае увеличения частоты вращения турбокомпрессора более чем на 0,5% при п = = 90,5+0,5% н. д произвести перепроверку регулировки агрегата РО-40М (ВР).

4. Перевести рычаг «Шаг-газ» в крайнее нижнее положение (рычаг раздельного управления должен оставаться в верхнем положении, рукоятка коррекции - в правом). Частота вращения несущего винта не должна увеличиться более 97%.

При необходимости произвести подрегулировку агрегата РО-40М (ВР) согласно пункту 2, после чего проверит* настройку агрегата РО-40М (ВР) согласно пунктам 1, :2, 3, 4.

5. После регулирования частоты вращения несущего винта на двигателе с агрегатом РО-40М произвести проверку и, при необходимости, подрегулировку частоты вращения срабатывания СЗТВ по методике бюллетеня № 079701592 (С79-108Э).

11.7. РЕГУЛИРОВАНИЕ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ

НЕСУЩЕГО ВИНТА

Проверка работы агрегата РО-40 производится на рабртающем двигателе на земле при неработающем втором двигателе.

Во время проверки рычаг раздельного управления двигателем должен находиться в верхнем положении, рукоятка коррекции - в правом.

Проверка производится на физической частоте вращения ротора турбокомпрессора ятк, физ, соответствующей физическому часовому расходу топлива От.физ= (310±5) кг/ч. Частота вращения несущего винта при этом должна быть равна (95±0,5) %.

Определение исходной для проверки физической частоты вращения ротора турбокомпрессора пт..физ, соответствующей физическому часовому расходу топлива О т. ф"Иэ= (310±5) кг/ч, производится перед проверкой работы РО-40 на двигателе следующим образом:

а) определяется приведенный часовой расход топлива Ст. Пр, соответствующий при данных атмосферных условиях физическому часовому расходу топлива?т. ф И з= (310±5) кг/ч:

с, по- г? физ^ _ У т - "-"т. „ ^Р°~\/^О "т.

УН " 1Н " где р0 = 760 мм рт. ст - стандартное атмосферное давление; рп- атмосферное давление в момент проверки, мм рт. ст.; Г0=288° С;

Тн- (273-г/н)°"С- абсолютные температуры наружного воздуха соответственно стандартная и в момент проверки; / н -температура наружного воздуха в момент проверки, ° С;

б) определяется приведенная частота вращения ротора турбокомпрессора Птк.пр, соответствующая полученному приведенному часовому расходу топлива От. п р. Определение производится при помощи характеристики С т. пр =/ (птк. пр), прикладываемой к формуляру каждого двигателя (см. рис. 63);

в) определяется исходная физическая частота вращения ротора турбокомпрессора п тк. физ, соответствующая физическому часовому расходу топлива От. фИЗ= (310±5) кг/ч:

–  –  –

97,1 99,1 100,1 95,1 98,1 94,1 96,1 97,5 98,5 99,5 100,5 95,5 94,5 96,5 97,8 98,8 99,8 100,8 95,8 96,8 94,8 96,1 98,1 99,1 100,1 97,1 95,1 98,5 9Э,5 100,5 96,5 95,5 97,5 98,9 99,9 100,9 96,9 95,8 97,9 99,2 97,1 100,2 96,1 98,2 99,5 96,4 97,4 100,5 98,4 95,9 97,9 98,9 100,2 97,2 98,2 99,2 100,5 97,5 98,5 99,5 100,8 97,7 98,8 99,8 98 100,1 99,1 98,3 99,4 100,4 98,7 99,7 100,8 99,3 100,3 99,6 300,7 99,9 100,3 100,6 !09 0,

–  –  –

Определив исходную для проверки работы агрегата РО-40М частоту вращения птк.физ, приступают к самой проверке на работающем двигателе.

Порядок проверки

1. Запустить, прогреть и вывести двигатель на физическую частоту вращения ротора турбокомпрессора, соответствующую физическому расходу топлива (310±5) кг/ч (в приведенном выше примере на птк.физ = 91,5%).

Частота вращения несущего винта при этом должна быть равна (95 ±0,5)%.

При необходимости подрегулировать агрегат РО-40.М.

2. Вывести двигатель на взлетный режим, загрузив несущий винт до частоты вращения (92,5±0,5) %; и зафиксировать частоту вращения ротора турбокомпрессора. Увеличить загрузку несущего винта до (90,5 + 0,5) %, частота вращения ротора турбокомпрессора может.увеличиваться при этом не более чем на 0,5%.

3. Перевести рычаг ШАГ - ГАЗ в крайнее нижнее положение (рычаг раздельного управления должен оставаться в верхнем положении, рукоятка коррекций - в правом). Частота вращения несущего винта при этом должна увеличиваться, но не более 97%.

Регулирование частоты вращения несущего винта производится, винтом 13 (рис. 64) агрегата РО-40М. При заворачивании винта на один оборот частота вращения несущего винта увеличивается на 7... 8%.

После регулирования частоты вращения несущего винта дополнительно произвести проверку частоты вращения срабатывания СЗТВ, как указано в разд. 11.8.

Пояснения к табл. 15 и 16

1. По табл. 15 определяется приведенный расход топлива (^т. П р), соответствующий при данных атмосферных условиях (I*, р н) физическому расходу Ст.ф(.3=310 кг/ч.

2. По характеристике двигателя (из формуляра) ^ определяется значение, приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора (п т к.пр), соответствующей приведенному расходу топлива, определенному по табл. 15.

3. По табл. 16 определяется исходная физическая частота вращения ротора турбокомпрессора (п тк.физ), соответствующая расходу топлива Ст.фЯЗ=310 кг/ч, на которой производится проверка частоты вращения несущего винта.

ПРИМЕР. Проверить частоту вращения несущего винта (/гв) при / н = -3°С, рн = 750 мм рт. ст.

Пользуясь табл. 15 и 16, находим исходную величину птк

а) по табл. 15 находим, что для указанных атмосферных вий приведенный расход топлива Ст пр = 324,5 кг/ч (средняя метическая величина для ^ н =_4° С и? н = -2° С);

Рис. 64. Агрегат РО-40М:

а - в и д справа; б - вид слева; / - к л а п а н стравливания воздуха; 2 - приводная -,исора; 3- штуцер слива топлива; 4 - штуцер дренажа; 5 - штуцер подвоза топлива поп высоким давлением от НР-40ВА через агрегат СО-40; 13 - регулировочный винт часто ты вращения срабатывания регулятора; 14- винт фиксации режима 15 ^заглушка фиксатора аварийного золотника; ^0 - регулировочный винт частоты вращения соабТ тывания аварийного золотника; 21 - паз контрольного режима 22 - голов^Гнас-оойкй частоты вращения срабатывания регулятора; 23 - замок контро"вочный г°-га11а- э?

штуцер подвода высокого давления от НР-40ВА. 35 - штуце/подвода" топлива из" |пгё згрегатэ гИг-чОНА 185б) по характеристике двигателя (из формуляра, а в нашем примере по рис. 66) определяем гатк.пр, соответствующую найденному в п. «а» расходу О т. П рятк. П Р =94,5% ;

в) по табл. 16 находим исходную, для проверки пв, физическую частоту вращения птк,физ, соответствующую Ст.физ=ЗГО кг/ч (при *„ =-3°С иге т к. П р=94,5%)-.

исходная птк. физ=91,5%.

Частота вращения несущего винта при этом должна быть (95+0,5) %.

11.8. ПРОВЕРКА И РЕГУЛИРОВАНИЕ ЧАСТОТЫ

ВРАЩЕНИЯ СРАБАТЫВАНИЯ СЗТВ

1. Вывернуть на агрегате РО-40М винт 14 (см." рис. 64) фиксации режима из паза рабочего режима, повернуть рычаг с винтом 14 против часовой стрелки дальше паза 21 контрольного режима с последующим возвратом к пазу контрольного режима в обратном направлении, т. е. по часовой стрелке; установить винт 14 в паз, контрольного режима, завернуть его до упора, используя ключ из бортового чемодана.

2. Запустить оба двигателя.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При запуске одного двигателя от бортовых аккумуляторов, а другого - с использованием генератора запущенного двигателя, первым запускать двигатель, СЗТВ которого находится в рабочем положении, так как при обратной последовательности запуск будет невозможен (двигатель с СЗТВ в положении КОНТРОЛЬ не выйдет на частоту вращения, необходимую для запуска соседнего двигателя).

3. Двигатель, у которого СЗТВ, находится в рабочем положении, плавно вывести раздельным управлением на п т к =82... 85% при минимальном общем шаге несущего винта, не допуская повышения частоты вращения несущего винта более 90%.

4. Для выхода проверяемого двигателя на частоту вращения срабатывания СЗТВ (? г в - 9 4 ± 4 %) ввести ручку коррекции вправо за 1... 2 с.

П р и м е ч а н и е. При" несрабатывании СЗТВ перевести двигатели на левую коррекцию и повторить дачу правой коррекции с темпом не более чем за 1 с.

При этом заброс частоты. вращения несущего винта должен быть не выше 105%. Если « в стремится возрасти более 103%, заброс парировать резким переводом коррекции влево.

Двигатель охладить и выключить. Выяснить причину заброса частоты вращения несущего винта и устранить ее, как указано в п. 11 разд. 8.1.

Момент срабатывания СЗТВ определяется по резкому падению давления топлива в первом контуре р\ я быстрому снижению температуры газов ТГ. Диапазон срабатывания СЗТВ должен находиться в пределах «„ =90... 98%.

5. После срабатывания СЗТВ закрыть стоп-кран проверяемого двигателя на п тк =50... 60 %. Остановить второй двигатель.

6. В случае отклонения от заданных норм частоты вращения (94±4%) срабатывания СЗТВ по п. 4 подрегулировать частоту вращения срабатывания аварийного золотника винтом 20, для чего расконтрить гайку 24 и отвернуть ее на 1... 1,5 оборота.

Суммарная допустимая величина подрегулировки винтом 20 в сторону выворачивания от положения, установленного при изготовлении или ремонте РО-40М на предприятии - изготовителе двигателей, АРП и в эксплуатации, не более "/2 оборота.

При заворачивании (выворачивании) винта 20 на один оборот частота вращения срабатывания СЗТВ увеличивается (уменьшается) на 2... 3 %.

7. Произвести пробный запуск проверяемого двигателя для проверки надежности СЗТВ по блокировке выключения рабочего топлива. Запуск не должен получиться из-за отсутствия подачи топлива в рабочие форсунки двигателя.

8. Разблокировать аварийный золотник, для чего:

расконтрить и вывернуть заглушку 15 на колпачке фиксатора "- ----аварийного золотника;

вместо заглушки завернуть от руки до упора прилагаемый к агрегату РО-40М винт разблокировки (рис. 65) для освобождения аварийного золотника от захвата рычага- накатка сетчатая шиг1 ми;, вывернуть винт разблокирования; Рис. 65. Винт разблокирования завернуть заглушку 15 (см.

рис. 64), предварительно проверив состояние уплотнительного резинового кольца. При необходимости кольцо заменить.

П р и м е ч а н и е. При отсутствии винта разблокирования разрешается аварийный золотник разблокировать при помощи винта 14 фиксации режима, предварительно промытым в бензине (керосине). Винт 14 заворачивать от руки до упора. Применение инструмента для заворачивания винта запрещается.

После разблокирования винт 14 фиксации режима установить на место.

9. Перевести СЗТВ из положения КОНТРОЛЬ в рабочее, для чего:

вывернуть винт 14 фиксации режима до выхода его из паза контрольного режима;

повернуть рычаг с винтом 14 по часовой стрелке в рабочее положение;

установить винт фиксации режима в паз рабочего режима, завернуть его до упора, законтрить и опломбировать.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Особое внимание обратить на установку винта 14 фиксации режима,в паз рабочего режима на левом двигателе из-за ограниченной видимости.

10. Повторить работы по пп. 1... 9 для второго двигателя.

11. Произвести запуск двигателей с целью проверки разблокировки СЗТВ и дать им проработать на режиме малого газа 1...

2 мин, затем, не выключая двигателей, произвести поочередно проверку отсутствия срабатывания СЗТВ двигателей в диапазоне рабочей частоты вращения несущего винта, для чего:

рычагом раздельного управления проверяемого двигателя увеличить режим работы до частоты вращения несущего винта /г в =85...90%;.

энергично (за 1...2 с) повернуть рукоятку коррекции вправо до упора, не повышая частоту вращения несущего винта более 103%, при этом двигатель не должен выключаться.

Указанную проверку производить с обязательной записью частоты вращения винта на САРПП с последующей расшифровкой.

В случае отсутствия САРПП частоту вращения несущего винта контролировать строго по прибору..

Произвести аналогичную проверку второго двигателя.

12. Выключить двигатели., "

13. Законтрить и опломбировать регулировочные элементы.

О произведенных регулировках и величине частоты вращения срабатывания СЗТВ сделать запись в разд. VIII формуляра двигателя и в разд. 7 паспорта агрегата РО-40М. ^ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При срабатывании СЗТВ в рабочем положении двигатель и редуктор,.дальнейшей эксплуатации не подлежат.

Работы по выяснению причины аварийной остановки двигателя проводятся с участием представителя предприятия - изготовителя двигателя или АРП, а также представителя предприятия - изготовителя агрегатов РО-40М и НР-40ВА или АРП.

В случае замены регулятора РО-40М, а также при расконсервации топливной системы двигателя необходимо произвести расконсервацию аварийного золотника регулятора РО-40М.

Для расконсервации аварийного золотника необходимо произвести пробную проверку СЗТВ в положении КОНТРОЛЬ согласно пп. 1... 5. - П р и м е ч а н и е. При расконсервации аварийного золотника фактическую частоту вращения срабатывания СЗТВ не фиксировать. Расконсервацию аварийного золотника производит эксплуатирующая организация.

11.9. ПРОВЕРКА И РЕГУЛИРОВАНИЕ УГЛОВ ПОВОРОТА

НАПРАВЛЯЮЩИХ ЛОПАТОК КОМПРЕССОРА

–  –  –

5 83,8 84,2 87,2 86,3 84,5 85,3 86,5 87,5 84,9 85,6 86 86,8

–  –  –

25 76,5 78,7 76,9 77,6 77,3 78,3 79,7 80,5 78 79,4 88,5 -15 84,7 85,7 87,5 85 88,2 86.2 86,5 85,4 86,8 87,2 87,8 95,6 94,7 -5.92,2 93,2 92,5 93,8 93,5 95,3 92,8 91,4 95

–  –  –

Рис. 67. Агрегат КА-40 (вид слева):

/ - винт термокорректора; 2 - винт регулирования частоты вращения закрытия клапанов перепуска воздуха; 3 - пробка фильтра; 4 - штуцер для замера командного давления; 5 - штуцер для замера давления топлива перёд клапанами перепуска воздуха; 6 - клапан стравливания воздуха

11.10. ПРОВЕРКА И РЕГУЛИРОВАНИЕ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ

ЗАКРЫТИЯ КЛАПАНОВ ПЕРЕПУСКА ВОЗДУХА

Перед началом проверки частоты вращения закрытия клапанов перепуска воздуха необходимо канал подвода топлива к клапанам перепуска воздуха соединять: при помощи специального шланга с датчиком прибора измерения давления топлива перед форсунками соседнего двигателя.

Произвести запуск двигателя. В начале запуска давление топлива перед клапанами должно возрасти до 25... 30 кгс/см2. Момент закрытия клапанов определяется по резкому падению давления топлива перед клапанами. Клапаны должны закрываться при « т к =(53±3)%.

Частота вращения закрытия клапанов перепуска воздуха регулируется винтом 2 (см. рис. 67) агрегата КА.-40.

При заворачивании винта на один оборот частота вращения.закрытия клапанов возрастает на 0,5%. После окончания проверки частоты вращения закрытия клапанов необходимо снять спедиальный шланг и установить трубопроводы.

11.11. ПРОВЕРКА И РЕГУЛИРОВАНИЕ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ

ОТКЛЮЧЕНИЯ ПОДАЧИ ПУСКОВОГО ТОПЛИВА

Отключение подачи пускового топлива происходит при запуске двигателя на частоте вращения ротора турбокомпрессора (34±3)%.

Момент отключения подачи пускового топлива можно определить по выключению лампочки 4 специального приспособления (рис. 68),"Которое состоит из проставки и провода с сигнальной

–  –  –

лампочкой. Проставка, состоящая из ответных частей штепсельного разъема, подсоединяется к штепсельному разъему.

2РТ20У4ЭШ8-А* (рис. 69, поз. 1) блока контактов агрегата КА-40.

Провод с сигнальной лампочкой протягивается через верхний люк вертолета в кабину.

При отсутствии специального приспособления момент отключения подачи пускового топлива определяется следующим образом:

соединить специальным шлангом из комплекта бортовогр инструмента штуцер измерения давления пускового топлива перед пусковыми форсунками 67 (см. рис. 46) с датчиком измерения давления масла соседнего двигателя;

произвести запуск. Пусковое топливо должно отключаться при п =(34±3)% (определяется по падению давления топлива на

Трехстрелочном указателе УИЗ-3, расположенном на правой приборной доске).

–  –  –

Ока к противообледенительной системе и отключения стартер Регулирование частоты вращения отключения подачи пускового топлива производится изменением толщины набора шайб-прокладок 4 (см. рис. 69) микровыключателя (ближнего к приводу) блока контактов агрегата КА-40.

Увеличение толщины набора шайб на 0,1 мм вызывает о^тключение пускового топлива на частоте вращения птк, меньшей примерно на 1%.

11.12. ПРОВЕРКА И РЕГУЛИРОВАНИЕ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ

ОТКЛЮЧЕНИЯ СТАРТЕРА

Проверка момента отключения стартера производится при запуске двигателя и определяется по уменьшению силы тока в бортовой сети, если запуск, производился от бортовых аккумуляторов (в кабине"вертолета имеются амперметры, замеряющие силу тока в бортовой сети).

13 Зак. 292 Момент отключения стартера также можно определить по щелчку, который слышен в кабине вертолета при срабатывании контактора, расположенного на электропанели за спиной пилота. Отключение стартера должно происходить при п тк = (60±3)% (через 40 с после начала запуска стартер отключается панельюПСГ-15).

Регулирование производится- изменением толщины набора регулировочных шайб 6 (см. рис. 69) микррвыключателя (дальне-, го от привода) блока контактов агрегата КА-40.

Увеличение толщины набора на 0,1 мм вызывает отключение стартера на частоте вращения птк, большей примерно на 1%.

11.13. ПРОВЕРКА РАБОТЫ И РЕГУЛИРОВАНИЕ АГРЕГАТА ИМ-40

9\Проверка работы агрегата ИМ-40 производится совместно с проверкой остальных, агрегатов системы ограничения температуры газов перед турбиной.

–  –  –

Регулирование частоты вращения несущего винта производится представителем предприятия - изготовителя двигателя или АРП (по принадлежности гарантии)».

–  –  –

Примечание. При температуре наружного воздуха ниже мину* 15°С проверку не производить, так как частота вращения ротора турбокомпрессора на взлетном режиме может быть ниже 93 """" ",.. "

3. Регулирование агрегата ИМ-40 производится представителем предприятия - изготовителя двигателя или АРП (по принадлежности гарантии).

4. Произвести запуск и прогрев одного двигателя. "Перевести" рукоятку коррекции в правое положение, рычаг раздельного управления - в верхнее.

При помощи ПКРТ на агрегат ИМ-40 подать сигнал скважностью 100%, Частота вращения ротора турбокомпрессора должна уменьшиться до 80...85%, при этом частота вращения несущего винта не должна превышать 90%. Если частота вращения несущего винта не понизится до 90%, увеличить шаг несущего винта до получения пв =(90 ±0,5)%.

Если частота вращения ротора турбокомпрессора не будет укладываться в интервале 80...85%, произвести регулировку агрегата ИМ-40 до получения лтк = (80±5)% (см. п. 2).

5. При правом положении коррекции, верхнем положении рычага раздельного управления и при положении рычага ШАГ - ГАЗ на +5 нижнем упоре на агрегат ИМ-40 подать сигнал скважностью 50 %. Если после подачи сигнала частота вращения несущего винта будет превышать 90%, то увеличить шаг несущего винта до получения пв =(90±0,5)%. Частота вращения турбокомпрессора должна соответствовать расходу топлива 280 кг/ч (см.

п. 3). Прекратить подачу сигналов на ИМ-40.

ч 6. Вывести двигатель на взлетный режим и загрузить несущий винт до пв =(90±0,5) %. Зафиксировать частоту вращения ротора турбокомпрессора. Рычагом раздельного управления при неизменном шаге несущего винта уменьшить частоту вращения ротора турбокомпрессора на 0,3... 0,6%.

Подать на агрегат ИМ-40 сигнал скважностью 10+5%.

Частота вращения ротора турбокомпрессора должна уменьшиться по сравнению с ранее зафиксированной частотой вращения на взлетном режиме не более чем на. 1,5%.

При необходимости разрешается заменять на агрегате ИМ-40 сменный жиклер 4 (см. рис. 26) на жиклер с диаметром (от 0,7 до 0,9 мм), отличным от исходного диаметра на ±0,1 мм.

При установке жиклера большего диаметра частота вращения двигателя уменьшается на большую величину при подаче на агрегат ИМ-40 сигнала любой скважности. После замены вновь проверить агрегат ИМ-40.

7. Прекратить подачу сигнала на агрегат ИМ-40. Перевести двигатель на режим малого газа, охладить и выключить. Завернуть винт агрегата ИМ-40 (поставить его в исходное положение).

Запустить двигатель: вывести на взлетный режим, подать на агрегат ИМ-40 сигнал скважностью 100%. Частота вращения при срезке должна быть 93+,] ;%.

13 -" 195 При необходимости произвести регулирование частоты вращения при срезке (см. п. 2).

П р и м е ч а н и е. При температуре наружного воздуха ниже -15° С проверку частоты.вращения при срезке не производить, так как, Частота вращения ротора турбокомпрессора на взлетном режиме может быть ниже частоты вращения при срезке.

8. Демонтировать ПКРТ. Проверить частоту вращения при срезке при помощи"тумблера проверки. Она должна быть 93^2 % ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. При проведении проверки работы агрегата ИМ-40 не допускать увеличение температуры газов перед турби"нбй выше 875° С и частоты вращения ротора турбокомпрессора выше взлётной. При подключении ПКРТ система ограничения температуры газов не "работает. "

2. При проведении работ в условиях, когда должна вступить в работу система ограничения темпеоатуры газов (начинает мигать сигнальная лампочка), проверка работы агрегата ИМ-40 при подаче сигнала, скважностью 10+5% не производится.

П р и м е ч а н и е. Стоящий на вертолете агрегат УРТ-27 системы ограничения температуры газов. должен при температуре 200-5° С выдавать сигнал скважнрстью 50%. При, температуре газов ^§§±40^0 система ограничения должна вступать в работу (сигнальная лампочка мигает Эксплуатация двигателя при неисправном агрегате УРТ-27 недопустима.

Работы с ПКРТ и УРТ-27 производит эксплуатирующая организация. ПКРТ должен быть аттестован в установленном порядке и иметь отметку в паспорте.

11.14. ПРОВЕРКА РАБОТЫ И РЕГУЛИРОВАНИЕ АГРЕГАТА СО-40,-* "

1. Произвести. запуск одного двигателя. Перевести рукоятку коррекции в правое положение, рычаг раздельного управления-^ в верхнее. Запирать значения частоты вращения ротора турбокомпрессора, и несущего винта.,

2. Увеличением шага несущего винта увеличить частоту вращения ротора турбокомпрессора на 1%. Записать полученные значения пте и п В-.... -.... _..

3. Работы,по-п. 2 повторить, каждый раз увеличивая частоту вращения ротора турбокомпрессора, на 1% до: тех, пор, пока двигатель не выйдет на взлетный режим.

4. Перевести двигатель на режим малого газа, охладить и выключить., "

5. Отсоединить все подходящие к агрегату СО-40 воздушные трубопроводы (соединить обе воздушные полости агрегата СО-40 при помощи специального трубопровода) и подвести к ним давление из-за компрессора. ". 6. Запустить двигатель и выполнить пп. 1, 2, "3, 4 (при проверке устанавливать п.тк так же, как и в пп. 2, 3)".

7. Сравнить частоту вращения несущего винта, полученную* при проверке по пп. 1, 2, 3 и 6. При одинаковых частотах вращения ротора турбокомпрессора частоты вращения несущего винта должны отличаться не более чем на ±0,5%.

Если частота вращения несущего винта при проверке по п. 6 возрастает более чем на 0,5% (агрегат СО-40 дросселирует подачу топлива к агрегату РО-40), необходимо завернуть винт 3 (рис. 71) агрегата СО-40 на!/2 оборота и повторить п. 6. РазреРис. 71.

Внешний вид агрегата СО-40:

/ - штуцер подвода воздуха от соседнего двигателя под давлением рг; 2 - штуцер отвода воздуха под давлением рг к агрегату СО-40 соседнего двигателя; 3 - регулировочный винт шается заворачивать винт агрегата СО-40 на два оборота по сравнению с положением, установленным на предприятии-изготовителе.

Если частота вращения несущего винта при проверке по п. 6 уменьшается более чем на 0,5%, то агрегат СО-40 подлежит замене.

После регулирования проверить синхронность работы двигателей, частоту вращения винта пв и заброс пв, как указано в разд. 11.7.

11.15. ПРОВЕРКА И РЕГУЛИРОВАНИЕ ДАВЛЕНИЯ

МАСЛА В ДВИГАТЕЛЕ

Если давление масла не укладывается в норму, обусловленную инструкцией, необходимо, убедившись в отсутствии посторонних частиц под редукционным клапаном, отрегулировать давление масла при помощи редукционного клапана (рис. 72) верхнего масляного агрегата в следующем порядке.

Отвернуть гайки крепления крышки 1 редукционного клапана, снять крышку и корпус 2 редукционного клапана с тарельчатым редукционным клапаном 6.

П р и м е ч а н и е. На двигателях с № С9231001 по № С9520ПОО перед снятием корпуса снять пружину 2 (см. рис. 40) и фильтр 1. Сборку редукционного клапана на указанных двигателях производить, как указано в разд.,9.11 (п. ф.

Снять стопорное кольцо 5 (см, рис. 72) редукционного клапана, вынуть втулку 4 и заменить ".набор регулировочных шайб (колец) 3. При увеличении толщины пакета шайб на 1 мм давление масла повышается на 0,7 кгс/см2.

–  –  –

Собрать узел клапана в обратном порядке.

Произвести опробование двигателя. После опробования убедиться в отсутствии течи масла.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ..После окончания сборки проверить правильность установки стопорного кольца.

П.16. РЕГУЛИРОВАНИЕ ДАВЛЕНИЯ МАСЛА В РЕДУКТОРЕ

–  –  –

При вращении винт.а по часовой стрелке давление увеличивается, при вращении против часовой стрелки - уменьшается. При повороте винта на один оборот давление изменяется на 0,5 кгс/см2.

5. Установить контровочную шайбу 1 на винт 4, совмещая усики с выборками в переходнике. "

6. Установить колпачок 3 вместе с прокладкой 2 на место.

7. Законтрить колпачок 3 проволокой 0 0,8 мм.

Глава 12 РАСПАКОВКА, УСТАНОВКА »

И СНЯТИЕ ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

12.1. РАСПАКОВКА ДВИГАТЕЛЯ И РЕДУКТОРА Перед распаковкой двигателя или редуктора произвести наружный осмотр ящиков и убедиться в наличии пломб на гайках

Болтов крепления крышек ящиков и отсутствия повреждений.

Для вскрытия ящиков с двигателем или редуктором необходимо отвернуть в четырех местах гайки болтов, соединяющих крышку ящика с основанием, и снять крышку, поднимая ее вверх за.проушины с помощью.подъемного приспособления. Крышку ящика снимать осторожно без перекоса.

Перед снятием наружной упаковки с двигателя или редуктора (полиэтиленовый чехол, парафинированная бумага) необходимо осмотре-ть индикатор влажности, установленный под полиэтиленовым чехлом. Если индикатор показывает ОПАСНО-"вопрос об установке двигателя или редуктора на вертолет должен решаться совместно с представителем предприятия-изготовителя.

Разрезать полиэтиленовый чехол вблизи сварного шва и осторожно, не допуская его повреждения, закатать вниз. Снять с двигателя или редуктора мешочки с силикагелем и парафинированную бумагу.

Произвести наружный осмотр двигателя или редуктора и убедиться в отсутствии повреждений.

Проверить наличие документов на агрегаты и запасные части согласно прилагаемой описи.

Проверить соответствие номера двигателя номеру, указанному в его формуляре, а редуктора - в его паспорте или формуляре.

12.2. ПОДГОТОВКА ДВИГАТЕЛЯ К УСТАНОВКЕ НА ВЕРТОЛЕТ

1. Перед установкой двигателя на вертолет необходимо убедиться, что детали узла сферической опоры были одного номера комплекта, на двигателях с № С9041199 также одного номера ступени, а на двигателях с № С9931001 Также соответствовали номеру двигателя.

Места маркировки номерами комплекта, номером ступени, номером двигателя на деталях узла сферической опоры и способы ее нанесения (ударное, химическое, электрографическое) указаны на рис. 74.

П р и м е ч а н и е. Прокладку 4 (при необходимости ее замены) подбирать по толщине, указанной на корпусе главного привода.

Установка на двигатель некомплектного узла сферической опоры не допускается.

2. Произвести наружную расконсервацию двигателя, как указано в разд. 13.5 п. 1.

3. Произвести наружный осмотр двигателя.

4. Снять транспортировочные заглушки с двух клапанов перепуска воздуха.

5. Установись на двигатель датчики частоты вращения турбокомпрессора, давления масла, давления топлива.

П р и м е ч а н и е. Четные номера присваиваются правым двигателям, нечетные - левым.

–  –  –

При необходимости установить на вертолет правый двигатель, вместо левого (или наоборот) надо переставить жиклер стравливания воздуха, установленный на корпусе III опоры ротора двигателя на противоположную сторону и развернуть выхлопной патрубок.

На правом двигателе жиклер располагается справа, на левом1 двигателе - слева.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. На двигателях с № 97201133, а такжеотремонтированных предприятием-изготовителем после 1 мая:

1977 г. или АРП согласно ремонтному бюллетеню, вместо чашечных жиклеров, установленных в магистралях подвода воздуха на наддув IV и V опор,.и их суфлирование, введены пластинчатыежиклеры, которые устанавливаются (в, магистрали суфлирования - при необходимости) под штуцера на корпус главного привода и при демонтаже трубопроводов не снимаются.

Наличие отгибного козырька на корпусе главного привода свидетельствует о поставке пластинчатого жиклера.

На ранее выпущенных и отремонтированных двигателях при демонтаже трубопроводов подвода воздуха на наддув IV и V опори их суфлирование обратить внимание на наличие чашечного жиклера, установленного (в магистрали суфлирования - при необходимости) в ниппельном соединении между гайкой трубопровода и-.

соответствующим штуцером на корпусе главного привода. При монтаже трубопроводов жиклеры установить на место.

Для разворота выхлопного патрубка необходимо:

отсоединить и снять заднюю часть общей трубки суфлирования двигателя (т. е. трубку суфлирования корпуса главного привода), идущую поверху выхлопного патрубка;

отсоединить и снять трубопровод подвода воздуха на наддув;

лабиринтов IV и V опор.

отсоединить стяжную ленту (отвернуть два стяжных болта) кожуха выхлопного патрубка;

вывернуть дренажные штуцера из корпуса свободной турбины и выхлопного патрубка;

отвернуть винты крепления двух половин кожуха, для чего, нижнюю половину снять, а верхнюю отодвинуть по возможности назад;

расконтрить и отвернуть винты крепления выхлопного патрубка.

Развернуть выхлопной патрубок через верх на 160° (на 16 резьбовых отверстий) и смонтировать его в обратной последовательности.

П р и м е ч а н и е. Перед монтажом выхлопного патрубка проверить целостность асбестовой нити, проложенной между фланцами выхлопного патрубка в корпусом III опоры. При необходимости проложить асбестовую нить 0 1,0 мм и /=1550 мм, пропитав ее мастикой на основе лака ГФ-024, и просушить на воздухе в течение 40...60 мин. Стыковку нити делать вверху.

: При монтаже выхлопного патрубка контровочные шайбы винтов крепления заменить новыми, резьбу винтов смазать меловой смазкой (для исключения пригорания). Ввертывать винты послеполной просушки нанесенной на них смазки.

Пр и м е ч а н и е. Меловая смазка состоит из 30% мела и 70% воды или спирта, перемешанных до кашеобразного состояния.

12.3. УСТАНОВКА 4-5

ДВИГАТЕЛЯ НА ВЕРТОЛЕТ

В случае одновременной установки двигателей и главного редуктора сначала устанавливают редуктор, а затем двигатели.

Для правильной установки двигателя относительно своей продольной оси на корпусе главного привода, а также на фланцах сферической крышки « втулки нанесены риски, расположенРис. 75. Расположение устаноные под углом 45° к вер- вочных рисок р! и р2 на флантикальной оси двигателя цах сферической втулки и;(рис. 75). крышки Порядок установки двигателя

1. Подсоединить траверсу подъемного устройства к подвескам двигателя - двум ушкам, одно из которых расположено на корпусе II опоры, а второе на корпусе III опоры двигателя (рис. 76).

Предварительно натянуть трос подъемника. Подъем двигателя должен производиться при горизонтальном его положении.

При регулировании положения троса подъемника необходимо учитывать, что центр тяжести двигателя расположен между II и III опорами на расстоянии 220±10 мм от II опоры.

Натянуть трос и, отсоединив заднюю точку крепления к подставке ящика, отсоединить и снять с двигателя узел сферы и транспортировочдый фланец двигателя (рис. 77).

–  –  –

Установить сферическую втулку 3 (рис. 78) на шпильки фланца корпуса привода главного редуктора 9 (поставив прокладку 8) таким образом, чтобы риски на втулке располагались в верхней части под одинаковыми углами (45°) к вертикальной оси двигателя.

2. На передний фланец сферической крышки 4 поставить прокладку 5.

3. Осторожно подвести двигатель и сочленить рессору с приводом редуктора, избегая несоосности двигателя и редуктора.

Информации (габаритные размеры, р...» ИДЕЙ ЯНИЦКИЙ Олег Николаевич – доктор философских наук, профессор, главный научный сотрудник, зав. сектором Института социологии РАН, Москва, Россия (oleg.y...» государственный технический университет) МОДИФИЦИРОВАННЫЙ АЛГОРИТМ ЛОКАЛИЗАЦИИ НОМ...» анализа РАН, Москва) ЧЕЛОВЕКО-МАШИННЫЕ М...»ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ ГОУ ВПО "УРАЛЬСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ЛЕСОТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ" Кафедра автоматизации производственных процессов А.И. Бабин В.В. Беспалов ПРИНЦИПЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПУСКОМ И ТОРМОЖЕНИЕМ ДВИГАТЕЛЯ Методические указания к контрольной р...»

«КАЛАНДР ГЛАДИЛЬНЫЙ “ЛОТОС” ЛК 1640 РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ЛК 1640.00.00.000 РЭ Настоящий документ знакомит обслуживающий персонал с конструкцией, принципом действия и правилами эксплуатацией каландра гладильного с электрическим нагревом ЛК 1640 (далее по тексту – кал...»

«стр. 49 из 233 УДК 621.793 DOI: 10.12737/4851 ТЕХНОЛОГИИ МЕТАЛЛОПЛАКИРОВАНИЯ В ЖИЛИЩНОКОММУНАЛЬНОМ ХОЗЯЙСТВЕ Буткевич Михаил Николаевич, доктор технических наук, профессор, Хамицев Борис Гаврилович, кандидат технических наук, [email protected], Байкин Сергей Дмитри...»

«Автор выражает искреннюю благодарность ОАО "Ростовэнерго" за поддержку в работе над книгой Министерство высшего и среднего специального образования Российской Федерации Донской государственный технический университет ОАО Коммерческий банк "Центр-инвест" Высоков В.В.Малый...»

«Министерство образования и науки Российской Федерации Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Забайкальский государственный университет" Н. Д. Савченко Т. В. Кузьмина Т. В. Рахлецова ОСНОВЫ ФИЗИКИ Часть I Механика. Электродинамика. Термодин...»

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ КАЗАНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АРХИТЕКТУРНО-СТРОИТЕЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ Утверждаю Проректор по учебной работе _ И.Э.Вильданов “ ” _ 201г. РАБОЧАЯ ПРОГРАММА ДИСЦИПЛИНЫ 1.Б.23 "Основы...» Строительство Сибирской желез...» "ТЮМЕНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АРХИТЕКТУРНО-СТРОИТЕЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ" Кафедра геотехники Игашева С.П. ГЕОЛОГИЯ УЧЕБНОЕ ПОСОБ...»

Введение

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ ТВ2-117А (АГ)

Отказ одного двигателя

1 Признаки отказа одного двигателя

2 Внезапный отказ одного двигателя

3 Действия экипажа при отказе одного двигателя

4 Полет с одним неработающим двигателем

5 Техника выполнения посадки с коротким пробегом с одним неработающим двигателем

6 Выключение одного двигателя в полете в учебных целях

7 Запуск двигателя в полете в учебных целях

8 Запуск двигателя прекратить

9 Аварийное выключение двигателя

Возможные неисправности двигателя ТВ2-117АГ

1 Возможные неисправности компрессора при эксплуатации и их предупреждение

2 Дефекты, нарушающие работу камеры сгорания

3 Неисправности турбин и их предупреждение

3.4 Условия работы и возможные неисправности выхлопного устройства

3.5 Возможные неисправности системы смазки при эксплуатации и их предупреждение

7 Возможные неисправности топливной системы

8 Возможные неисправности системы регулирования и управления и их предупреждение

3.9 Неисправности гидравлической системы

3.10Техническое обслуживание гидросистемы двигателя ТВ2-117АГ

11 Возможные неисправности системы запуска

4. Технология работы членов экипажа при отказах силовой установки вертолета МИ -8т

1 Отказ одного двигателя на скорости с запасом высоты

2 Отказ одного двигателя на малой высоте

3 Отказ двух двигателей в полете

4 Появление в полете постороннего шума хлопков рывков тряски вертолета

5 Загорание светосигнального табло «стружка в левом двигателе» стружка в «правом двигателе»

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1 Анализ авиационных происшествий за 7 лет в период с 2000 по 2007 год

2 Краткое содержание фактов АП

Список используемой литературы

Введение

ЦЕЛЬ ДИПЛОМНОЙ РАБОТЫ:

В данной дипломной работе мне предстоит разобрать силовую установку, ознакомиться с ее особенностями. Описать отказ (выключение) одного двигателя в полете, особенности летной и технической эксплуатации, технологию работы членов экипажа в особых случаях полета.

НАЗНАЧЕНИЕ, КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВЕРТОЛЕТА МИ-8Т

Вертолет Ми-8 предназначен для перевозки пассажиров, багажа, грузов и почты в труднодоступной местности, а также для проведения специальных авиационных работ в различных отраслях народного хозяйства. По весовой категории вертолет Ми-8 относится к вертолетам 1 класса. Вертолет спроектирован по одновинтовой схеме с пятилопастным несущим и трехлопастным рулевым винтами. На вертолете установлены два турбовинтовых двигателя ТВ2-117АГ с взлетной мощностью 1100 кВт (1500 л.с.) каждый, что обеспечивает возможность посадки вертолета при отказе одного из двигателей.

Вертолет эксплуатируется в двух основных вариантах: пассажирском Ми-8П и транспортном Ми-8Т

Силовая установка является источником энергии для привода несущего и рулевого винтов, а также агрегатов систем вертолета и двигателей. Она состоит из двух газотурбинных двигателей ТВ2-117АГ, систем и устройств, обеспечивающих их работу.

Двигатели установлены на потолочной панели центральной части фюзеляжа впереди главного редуктора симметрично относительно продольной оси вертолета. Каждый из двигателей имеет мощность 1100 кВт и работает независимо один от другого.

Для обеспечения высокой надежности работы и противопожарной безопасности, поддержания оптимального температурного режима двигателей и защиты их от влияния атмосферных явлений на вертолете установлены следующие системы и устройства: топливная и масляная системы, система воздушного охлаждения, пылезащитное устройство, система пожаротушения, капоты двигателей и главного редуктора. Пассажирский вариант вертолета предназначен для межобластных и местных перевозок пассажиров, багажа, почты и малогабаритных грузов. Он рассчитан на перевозку 28 пассажиров. Транспортный вариант предусматривает перевозку грузов массой до 4000 кг или 24 служебных пассажиров. По желанию заказчика пассажирский салон вертолета может быть оборудован в салон с повышенным комфортом на 11 или 7 пассажиров.

Вертолет Ми-8П может быть переоборудован в транспортный, санитарный варианты, а также варианты с увеличенной дальностью (перегоночный) и с внешней подвеской грузов.

Транспортный вариант так же, как и пассажирский, при необходимости переоборудуется в санитарный, перегоночный варианты и вариант с внешней подвеской грузов. Вертолет в санитарном варианте может перевозить 12 лежачих больных и сопровождающего медработника. Вертолет с внешней подвеской грузов перевозит крупногабаритные грузы массой до 3000 кг вне фюзеляжа.

Перегоночный вариант вертолета необходим для выполнения полетов с увеличенной дальностью (от 620 до 1035 км). В этом случае в грузовую кабину вертолета за счет коммерческой нагрузки устанавливают один или два дополнительных топливных бака. Существующие варианты вертолета снабжены электролебедкой, позволяющей с помощью бортовой стрелы поднимать (опускать) на борт вертолета грузы массой до 150 кг, а также при наличии полиспаста затягивать в грузовую кабину грузы массой до 2600 кг.

Экипаж вертолета состоит из двух пилотов и бортмеханика.

1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ ТВ2-117А (АГ)

Турбовальный двигатель ТВ2-117АГ устанавливается на вертолете Ми-8.Силовая установка вертолета состоит из двух двигателей ТВ2-117АГ и главного редуктора ВР-8А.

Правый и левый двигатели взаимозаменяемы при условии разворота выхлопного патрубка На вертолете двигатели подсоединены к одному главному редуктору, который передает суммарную мощность двигателей несущему и хвостовому винтам.

Особенностью конструкции ТВ2-117АГ является наличие в нем свободной турбины (турбины винта), мощность которой, передаваемая редуктору, составляет эффективную мощность двигателя. Свободная турбина кинематически не связана с турбокомпрессорной частью двигателя. Эта особенность обеспечивает ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ двигателя: позволяет получать требуемую частоту вращения вала несущего винта вертолета независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора двигателя; облегчает раскрутку турбокомпрессора при запуске двигателя, позволяет получать оптимальный расход топлива при различных условиях эксплуатации двигателя; исключает необходимость использования фрикционной муфты (муфты включения) в силовой установке вертолета. Силовая установка вертолета имеет систему автоматического поддержания частоты вращения несущего винта с синхронизацией мощности обоих двигателей, двигатели ТВ2-117А с 1984 г. выпускаются с графитовым уплотнением узла II опоры ротора турбокомпрессора вместо контактно-кольцевого. Двигатели с указанным изменением имеют условное обозначение ТВ2-11АГ и по своим техническим параметрам и эксплуатации не отличаются от двигателей ТВ2-117А.

Основные характеристики двигателя ТВ2-117А (АГ):

·Тип двигателя... турбовинтовой, со свободной турбиной

·Направление вращения............................................... левое

·Частота вращения свободной турбин. 12000 об/мин (100 %)

·Мощность на выходном валу (взлетный режим).... 1500 л.с.

·Сухая масса......... не более 334 кг + 2%

·Длина с агрегатами и выхлопным патрубком... не более 2843 мм

·Ширина........... не более 550 мм

·Высота............... не более 748 мм

2. ОТКАЗ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ

2.1 ПРИЗНАКИ ОТКАЗА ДВИГАТЕЛЯ

Под отказом двигателя понимаются случаи самопроизвольной полной или частичной потери мощности, а также случаи нарушения работоспособности силовой установки, требующие либо аварийного, либо нормального (с режима малый газ) выключения двигателя, либо уменьшения режима работы двигателя.

Полная потеря мощности одного двигателя в полете сопровождается:

§резким изменением характера шума от работы двигателей;

§изменением углового положения вертолета (пикированием, а также разворотом и кренением вправо) с уменьшением высоты полета, вызванным уменьшением частоты вращения несущего винта;

§уменьшением частоты вращения турбокомпрессора, температуры газа, давления топлива и масла на входе в двигатель.

При отказе (выключении) одного двигателя автоматика выводит работающий двигатель на повышенный режим работы вплоть до взлетного в зависимости от величинны шага несущего винта, выдерживаемой пилотом, и соответствующей ей частоты вращения несущего винта. Автопилот в этом случае стабилизирует или демпфирует изменения углового положения вертолета. Такая работа автоматики значительно уменьшает вызванное отказом двигателя падение частоты вращения несущего винта и разбалансировку вертолета, облегчает пилотирование, однако не исключает принятия пилотом энергичных мер по установлению наивыгоднейших режимов полета вертолета с отказавшим двигателем.

Пилот о таком виде отказа может судить по отклонениям от нормы параметров работы одного из двигателей (уменьшение частоты вращения ротора турбокомпрессора или понижение температуры газа перед турбиной и др.).

2 ВНЕЗАПНЫЙ ОТКАЗ ОДНОГО ИЗ ДВИГАТЕЛЕЙ

В этом случае уменьшением общего шага на 1-3°С не допустить падения оборотов Nнв ниже 89% (допускается кратковременное падение Nнв до 80% в момент отказа). Далее:

§определить по показаниям приборов, какой из двигателей отказал. И выключить его. Закрыв соответствующий стоп-кран;

§перевести РРУ работающего двигателя в крайнее верхнее положение;

§закрыть пожарный кран остановленного двигателя;

§выключить его генератор;

§рычагом шаг-газ установить работающему двигателю взлетный режим (Nнв = 92 - 93%) или режим, обеспечивающий продолжение полета.

ПРИМЕЧАНИЕ. В СЛУЧАЕ НЕВОЗМОЖНОСТИ ВЫПОЛНЕНИЯ ПОСАДКИ ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ МОЖНО ИСПОЛЬЗОВАТЬ БЕЗ ОГРАНИЧЕНИЯ ПО ВРЕМЕНИ.

3 ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПРИ ОТКАЗЕ В ПОЛЕТЕ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ

При внезапном отказе в полете одного из двигателей на скорости и с запасом высоты (с резервом времени до перехода на посадку) командиру вертолета необходимо:

§при \/пр. более 120 км/ч взятием ручки циклического шага на себя перейти на торможение вертолета с интенсивностью, обеспечивающей выход на полет Vпр=120-130 км/ч без потери высоты или с набором высоты;

§отклонением левой педали вперед парировать стремление вертолета к развороту вправо;

§при Vпр. менее 120 км/ч незначительным отклонением ручки "ШАГ-ГАЗ" вниз не допускать падение частоты вращения несущего винта менее 89%, а отклонением левой педали вперед и ручки управления на себя и влево парировать стремление вертолета к правому развороту и уменьшению угла тангажа;

§определить по показаниям приборов, какой из двигателей отказал, и выключить его, закрыв соответствующий кран останова;

§перевести рычаг раздельного управления работающего двигателя в крайнее верхнее положение;

§закрыть перекрывной кран топлива остановленного двигателя или
дать команду бортмеханику закрыть перекрывной кран топлива левого, (правого) двигателя;
§установить изменением величины общего шага несущего винта взлетный режим работающему двигателю при частоте вращения несущего винта 92-93 %;

§после стабилизации режима полета изменением общего шага установить режим, соответствующий Vпр.=120-130 км/ч, уменьшив по возможности режим работы двигателя;

§произвести вынужденную посадку на ближайшем аэродроме (вертодроме) или на площадке, подобранной с воздуха и пригодной для посадки с коротким пробегом.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ:

1.ЗАПУСК В ПОЛЕТЕ ОТКАЗАВШЕГО ДВИГАТЕЛЯ ЗАПРЕЩАЕТСЯ, КРОМЕ СЛУЧАЕВ САМОВЫКЛЮЧЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ (ДВИГАТЕЛЕЙ) ПРИ ПОЛЕТЕ ВЕРТОЛЕТА В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ, СИЛЬНОГО СНЕГОПАДА И ДОЖДЯ, В ЭТИХ СЛУЧАЯХ (ЕСЛИ САМОВЫКЛЮЧЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ СОПРОВОЖДАЛОСЬ ЛЕГКИМ ХЛОПКОМ В РАЙОНЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ БЕЗ ПОВЫШЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗА ПЕРЕД ТУРБИНОЙ"ВЫШЕ ДОПУСТИМОЙ И БЕЗ ПОСТОРОННЕГО МЕТАЛЛИЧЕСКОГО ЗВУКА) РАЗРЕШАЕТСЯ ПРОИЗВЕСТИ ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ, ДЛЯ ЭТОГО НЕОБХОДИМО ОПРЕДЕЛИТЬ ПО ПОКАЗАНИЯМ ПРИБОРОВ, КАКОЙ ИЗ ДВИГАТЕЛЕЙ ВЫКЛЮЧИЛСЯ, ЗАКРЫТЬ СООТВЕТСТВУЮЩИЙ КРАН ОСТАНОВА, А РЫЧАГ РАЗДЕЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ ВЫКЛЮЧЕННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПЕРЕВЕСТИ НА НИЖНИЙ УПОР И ПРОИЗВЕСТИ ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ.

2.ПРИ НЕВОЗМОЖНОСТИ БЕЗОПАСНОГО ПРОДОЛЖЕНИЯ ПОЛЕТА НА НОМИНАЛЬНОМ РЕЖИМЕ РАБОТЫ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ РАЗРЕШАЕТСЯ ИСПОЛЬЗОВАТЬ ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ ДО ВЫПОЛНЕНИЯ ПОСАДКИ.

.ВРЕМЯ НЕПРЕРЫВНОЙ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ НА ВЗЛЕТНОМ РЕЖИМЕ НЕ БОЛЕЕ 6 МИН, ДОПУСКАЕТСЯ НАРАБОТКА ДО 60 МИН, ПОСЛЕ ЧЕГО ДВИГАТЕЛЬ И ГЛАВНЫЙ РЕДУКТОР ПОДЛЕЖАТ СНЯТИЮ.

.ПРИ НЕВОЗМОЖНОСТИ БЕЗОПАСНОГО ПРОДОЛЖЕНИЯ ПОЛЕТА С ОДНИМ РАБОТАЮЩИМ ДВИГАТЕЛЕМ ПРИ ТЕМПЕРАТУРЕ ОКРУЖАЮЩЕГО ВОЗДУХА +5°С И ВЫШЕ РАЗРЕШАЕТСЯ ОТКЛЮЧИТЬ РЕГУЛЯТОР ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗОВ УРП-27 РАБОТАЮЩЕГО ДВИГАТЕЛЯ АЗСом ОГРАНИЧ. ТЕМПЕР. ДВИГАТ., РАСПОЛОЖЕННЫМ НА ЛЕВОЙ ПАНЕЛИ АЗС В КАБИНЕ ЭКИПАЖА. ДОПУСТИМОЕ ВРЕМЯ ОДНОРАЗОВОЙ НЕПРЕРЫВНОЙ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ОТКЛЮЧЕНИИ УРТ-27 - НЕ БОЛЕЕ 30 МИН. МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМАЯ ТЕМПЕРАТУРА ГАЗОВ НЕ ДОЛЖНА ПРЕВЫШАТЬ 925°С.

При внезапном отказе одного двигателя в полете на малой высоте и невозможности выполнения полета без снижения (без резерва времени до перехода на посадку) командиру вертолета необходимо:

§незначительным отклонением ручки "ШАГ-ГАЗ" вниз не допускать падения частоты вращения несущего винта менее 89%. Отклонением левой педали и ручки циклического шага парировать, при необходимости, стремление вертолета к правому развороту и уменьшению угла тангажа;

§изменением общего шага и отклонением ручки управления и педалей установить наивыгоднейший режим полета, обеспечивающий достижение подобранной площадки для безопасной посадки с одним работающим двигателем.

ВНИМАНИЕ. ПРИ ОТКАЗЕ ДВИГАТЕЛЯ У ЗЕМЛИ НА МАЛОЙ ВЫСОТЕ И МАЛОЙ СКОРОСТИ ПРОИСХОДИТ ЗНАЧИТЕЛЬНОЕ УВЕЛИЧЕНИЕ ВЕРТИКАЛЬНОЙ СКОРОСТИ, ДЛЯ ПАРИРОВАНИЯ КОТОРОЙ ПИЛОТ МОЖЕТ ПРЕЖДЕВРЕМЕННО УВЕЛИЧИТЬ. ШАГ ДО НЕДОПУСТИМОЙ ВЕЛИЧИНЫ, ПОЭТОМУ НЕОБХОДИМО УЧИТЫВАТЬ, ЧТО ТЕМП УВЕЛИЧЕНИЯ ШАГА И ЕГО МАКСИМАЛЬНАЯВЕЛИЧИНА ЗАВИСЯТ ОТ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА И СКОРОСТИ ПРИБЛИЖЕНИЯ К ЗЕМЛЕ.

4 ПОЛЕТ С ОДНИМ НЕРАБОТАЮЩИМ ДВИГАТЕЛЕМ

Полеты с одним неработающим двигателем выполняются в диапазоне скоростей, разрешенном для горизонтального полета, набора высоты и моторного снижения согласно РЛЭ п. 2.5.3.

Зависимость полетной массы вертолета, с которой возможен горизонтальный полет без снижения при отказе (выключении) одного из двигателей и работе второго на взлетном режиме от температуры окружающего воздуха и барометрической высоты полета при наивыгоднейшей скорости полета 120 км/ч приведена в РЛЭ, рис. 6.6.1.

ПРИМЕЧАНИЯ:

§При наличии у вертолета дефицита тяги, определенного согласно п. 3.1.3.7 и записанного в бортжурнале, необходимо массу, определенную по графику РЛЭ, рис. 6.6.1 уменьшить на величину дефицита.

§При температуре воздуха равной и выше стандартной, массу, определенную по графику РЛЭ, рис. 6.6.1 необходимо уменьшить на 350 кг.

§При включении пос двигателя и воздухозаборника полетную массу следует уменьшить на 700 кг..

§При установленном (выключенном) ПЗУ двигателя полетную массу следует уменьшить на 300 кг.

§Полет с одним работающим двигателем разрешается производить без последующих дополнительных ограничений по эксплуатации при режиме работы двигателя выше номинального в течение не более б мин.

При невозможности выполнения горизонтального полета на наивыгоднейшей скорости 120 км/ч следует производить прямолинейный полет со снижением или полет с разворотом и со снижением на скорости, обеспечивающей достижение площадки, подобранной для посадки. Особое внимание при разворотах необходимо обращать на координированность действий (выдерживание положения шарика по авиагоризонту в центре) поскольку полет со скольжением приводит к значительному увеличена вертикальной скорости снижения.

2.5 ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ПОСАДКИ С КОРОТКИМ ПРОБЕГОМ С ОДНИМ НЕРАБОТАЮЩИМ ДВИГАТЕЛЕМ

Посадку с одним неработающим двигателем, отказавшим при за пасе высоты и скорости полета над препятствиями, необходимо производить, по возможности, против ветра в следующем порядке:

§снижение на выбранную площадку следует производить на скорости 100-120 км/ч, развороты выполнять с углом крена не более 15° .

§снижение, начиная с высоты.100 М, выполнять на УПр=80 км/
при ветре у земли не более 5 м/с и на Упр=80-120 км/ч при
ветре более 5 м/с с вертикальной скоростью снижения 2-4 м/с;
§на предпосадочной прямой на высоте 50 м выключить ПОС работающего двигателя;
§уменьшение поступательной и вертикальной скоростей начинать с высоты 40. . .50 м с таким расчетом, чтобы на высоте 10. . .15 м мощность двигателя была взлетной, а поступательная скорость относительно земли 15-20 км/ч. Увеличение общего шага производить плавно, не допуская падения частоты вращения НВ ниже 92 %.По мере приближения к земле увеличивать шаг более энергично с таким расчетом, чтобы на высоте 0,5-1м он был близок к максимальному. Вертолет при этом приземляется с небольшими вертикальной и поступательной скоростями;

§на высоте 5-10 м от земли до колес шасси ручку циклического шага отдать от себя, с тем, чтобы придать вертолету необходимый посадочный угол и избежать касания земли хвостовой опорой;

§после приземления вертолета, при поднятой вверх ручке общего шага, для торможения вертолета на пробеге необходимо слегка взять на себя от нейтрального положения ручку циклического шага, использовать тормоза колес. Длина послепосадочного пробега вертолета составляет 0-30 м в штиль с посадочной массой около 12 000 кг. Посадочная дистанция с высоты 15 м составляет при этом 115-85 м.

§после остановки вертолета установить ручку циклического шага в нейтральное положение, вывести коррекцию влево с одновременным плавным сбросом общего шага.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В АВАРИЙНОЙ СИТУАЦИИ В СЛУЧАЕ ОТКАЗА ОДНОГО ИЗ ДВИГАТЕЛЕЙ ПРИ РАБОТЕ ДРУГОГО НА РЕЖИМЕ ВЫШЕ НОМИНАЛЬНОГО ДОПУСКАЕТСЯ КАК ИСКЛЮЧЕНИЕ ПРИ ПРИЗЕМЛЕНИИ ПРОВАЛ ОБОРОТОВ НЕСУЩЕГО ВИНТА ДО 70% В ТЕЧЕНИЕ 15 С. ВОПРОС О ДАЛЬНЕЙШЕЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ТАКОГО ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА МОЖЕТ БЫТЬ РЕШЕН ТОЛЬКО ПОСЛЕ ОСМОТРА И ПОЛУЧЕНИЯ ЗАКЛЮЧЕНИЯ ПРЕДСТАВИТЕЛЕЙ ЗАВОДА ИЗГОТОВИТЕЛЯ.

Посадку при одном неработающем двигателе, отказавшем на малой высоте полета над препятствиями, следует выполнять по возможности в соответствии с рекомендациями, изложенными в РЛЭ 6.6.4.1. При этом необходимо учитывать следующее. Отказ двигателя в режиме снижения при наклоне траектории около 10° (Vпр.=60-80 км/ч и Vу = 2-4 м/с, в штиль) при заходе на посадку по-вертолетному с использованием влияния "воздушной подушки" или с пробегом - практически не приводит к уходу вертолета с посадочной траектории. В этом случае обеспечивается возможность посадки вертолета против ветра в намеченную точку ограничений по размерам площадки практически без пробега.

При отказе одного двигателя в горизонтальном полете и при взлете на высотах менее 20-30 м в случае невозможности продолжения полета без снижения посадка выполняется прямо перед собой или с отворотом в сторону с гашением поступательной и вертикальной скоростей соразмерно со скоростью приближения к земле. При этом, в случае отказа двигателя на скоростях менее 60 км/ч на высотах более 15-20 мцелесообразнее сразу же после парирования разбалансировочных моментов и незначительного сбора шага отдачей ручки от себя увеличить скорость до 60-80 км/ч, т.е. перейти на более выгодную скорость, обеспечивающую лучшие аэродинамические условия посадки с "подрывом"

При отказе одного двигателя на взлете на высотах более 30-50 м в условиях, обеспечивающих однодвигательный полет вертолета с положительной скороподъемностью или незначительной скоростью снижения, возможен полет по кругу с посадкой на площадку взлета. Пилотирование вертолета при этом необходимо производить в соответствии с рекомендациями РЛЭ п. 6.6.2.

При отказе двигателя на взлете в условиях фактической видимости ниже минимума для посадки (взлетная масса вертолета менее определенной из номограммы РЛЭ, рис. 6.6.1, на 1,3 т):

§на высоте менее 20 м взлет прекратить и произвести посадку на летную полосу с гашением поступательной и вертикальной скоростей соразмерно со скоростью приближения к земле;

§на высоте 20 м и более выполнить продолженный взлет. Для выполнения продолженного взлета после отказа двигателя и устранения разбалансировки вертолет перевести в разгон скорости до 120 км/ч при взлетном режиме работы двигателя. Набрать безопасную высоту и выполнить полет на запасной аэродром (вертодром), минимум которого не хуже минимума КВС для посадки на нем.

При отказе одного двигателя на висении происходит резкое снижение вертолета с разворотом вправо, причем пилот первоначально замечает снижение. Если отказ двигателя происходит на высотах менее 5 м, то действия пилота сводятся к парированию разбалансировочных моментов педалями и ручкой циклического шага и к увеличению общего шага. Увеличение общего шага необходимо производить с исходного практически сразу и соразмерно скорости приближения к земле.

Если отказ двигателя происходит на высотах более 5 м, то после парирования разбалансировочных моментов необходимо незначительно уменьшить общий шаг для замедления темпа падения частоты вращения несущего винта и отклонением ручки циклического шага придать вертолету незначительное поступательное движение вперед для создания более выгодных аэродинамических условий посадки с "подрывом". Приземлять вертолет на основные колеса шасси необходимо строго вертикально, удерживая его от боковых перемещений ручкой циклического шага.

При выполнении вынужденной посадки на лес необходимо, по возможности, выбрать для посадки наиболее ровный участок леса с расстоянием между стволами деревьев не более 10-15 м, избегая отдельно стоящих больших деревьев. Снижение выполняется в соответствии с рекомендациями РЛЭ. Уменьшение поступательной и вертикальной скоростей необходимо начинать с высоты 40-50 м от уровня верхушек деревьев отклонением ручки управления на себя и плавным увеличением общего шага с таким расчетом, чтобы к моменту касания колесами шасси верхушек деревьев мощность двигателя была взлетной, а поступательна, скорость не более 10-15 км/ч.

При этом перед касанием деревьев, для избежания лобового удара, следует придать вертолету положение на кабрирование и выключить работающий двигатель краном останова.

Произвести более энергичное увеличение общего шага в момент касания фюзеляжем верхушек деревьев, что даст возможность не допустить значительных вертикальных скоростей снижения к моменту начала касания деревьев несущим винтом.

При посадке на лес высотой менее 4-5 м за поверхность приземлен принимать землю.

6 ВЫКЛЮЧЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ В УЧЕБНЫХ ЦЕЛЯХ

При выключении двигателя в полете в учебных целях необходимо рычаг раздельного управления выключаемого двигателя перевести вниз до упора (двигатель на режиме малого газа должен проработать не менее 1 мин); ручку управления остановом двигателя перевести в положение "ЗАКРЫТО"; выключатель ПОЖАРН. КРАН установить в положение "ВЫКЛ." При выполнении полета следить за параметрами работающего двигателя, которые должны соответствовать рекомендациям РЛЭ 7.5.

7 ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ В УЧЕБНЫХ ЦЕЛЯХ

Запуск двигателя в полете производить аналогично автономному запуску на земле.

ВНИМАНИЕ. 1. ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ ПРОИЗВОДИТЬ НА ЧАСТОТЕ ВРАЩЕНИЯ АВТОРОТАЦИИ ТУРБОКОМПРЕССОРА НЕ БОЛЕЕ 20%.

НАДЕЖНОСТЬ ЗАПУСКА ОБЕСПЕЧИВАЕТСЯ ДО ВЫСОТЫ 3000 М.

8 ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ ПРЕКРАТИТЬ

§температура газа на частоте вращения турбокомпрессора ниже 40% повышается более 500°С, а на частоте вращения свыше 40% - более 600°С;

§произошло зависание оборотов двигателя в течение 3 с. в процессе выхода на режим малого газа;

§нет воспламенения топлива;

§появилась течь топлива, масла или появились другие признаки ненормальной работы двигателей, редуктора или агрегатов;

§отсутствует увеличение давления масла по манометру;

§напряжение борт сети устойчиво падает ниже 16 В;

§загорелось или мигает светосигнальное табло СТРУЖКА ЛЕВ. ДВИГ., СТРУЖКА ПРАВ. ДВИГ.

Для прекращения запуска ручку управления остановом двигателя перевести в положение <ЗАКРЫТО>. Кнопкой прекращения запуска пользоваться в случаях, когда необходимо ускорить отработку цикла автоматики запуска, например при зависании оборотов турбокомпрессора без увеличения температуры газа, при неподжиге топлива, замеченной неисправности стартер генератора. Кнопкой пользоваться после открытия стоп-крана.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. ПОВТОРНЫЕ ЗАПУСКИ РАЗРЕШАЕТСЯ ПРОИЗВОДИТЬ ПОСЛЕ ВЫЯВЛЕНИЯ И УСТРАНЕНИЯ ПРИЧИН НЕНОРМАЛЬНОГО ЗАПУСКА. 2. ПОСЛЕ НЕУДАВШЕГОСЯ ЗАПУСКА НЕОБХОДИМО ПЕРЕД СЛЕДУЮЩИМ ЗАПУСКОМ ПОИЗВЕСТИ ХОЛОДНУЮ ПРОКРУТКУ.

2.9 АВАРИЙНОЕ ВЫКЛЮЧЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ

Аварийное выключение двигателя производить в следующих случаях:

§при уменьшении давления масла в двигателе до значений менее 3 кгс/см² до 2 кгс/см² и одновременном увеличении температуры масла от установившегося значения на 10 - 20 °С;

§при уменьшении давления масла ниже 2 кгс/см² или повышении температуры масла в двигателе выше 125 °С;

§при повышении температуры газа перед турбиной компрессора выше нормы;

§при резком падении частоты вращения турбокомпрессора;

§при сильном выбивании пламени из выхлопного патрубка;

§при опасной в пожарном отношении течи топлива или масла;

§при возникновении пожара в отсеке двигателя.

На земле, кроме указанных выше случаев, аварийное выключение двигателя производится при резком падении давления масла в главном редукторе ниже 2 кгс/см². двигатель может быть выключен стоп-краном с любого режима без перевода его на малый газ и охлаждения.

ВНИМАНИЕ. ПРИ ОТКАЗЕ В РАБОТЕ СТОП-КРАНА ВЫКЛЮЧИТЬ ДВИГАТЕЛЬ, ЗАКРЫВ ПЕРЕКРЫВНОЙ (ПОЖАРНЫЙ) КРАН ТОПЛИВА ВЕРТОЛЕТА.

3. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117АГ

3.1 ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ КОМПРЕССОРА ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ И ИХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ

Компрессор двигателя ТВ2- 117 АГ

В процессе эксплуатации двигателей отмечаются следующие характерные неисправности узлов и деталей компрессора.

1. Разрушение лопаток ротора, что происходит по следующим основным причинам.

Попадание посторонних предметов в двигатель при техническом обслуживании или при стоянке вертолета. Наибольшую опасность представляет попадание в компрессор металлических предметов. Поэтому после окончания какого-либо вида технического обслуживания, а также при наличии вероятности попадания посторонних предметов перед запуском необходимо тщательно осмотреть входную часть двигателя и специальной рукояткой вручную прокрутить турбокомпрессор. Попадание в двигатель легких посторонних предметов на взлете ив полете (например, небольшой птицы) менее опасно, так как в этих случаях вероятность разрушения рабочих лопаток несколько ниже.

Примерзание лопаток ротора к корпусу при стоянке, вертолета в условиях пониженных температур окружающего воздуха. Вследствие малой величины монтажных зазоров между торцами рабочих лопаток и корпусом попадание в эти зазоры даже небольшого количества влаги может приводить к примерзанию рабочих лопаток. Влага при стоянке вертолета попадает в проточную часть двигателя при неплотно закрытой заглушке воздухозаборника, возможна конденсация влаги при охлаждении двигателя после его выключения. Запуск или даже холодная прокрутка (стартером) двигателя с примерзшими лопатками ротора приводит к их поломке или опасной деформации.

Ротор компрессора ТВ2- 117АГ

Для предупреждения поломки лопаток в этих условиях следует перед запуском двигателя (или перед холодной прокруткой) провернуть ротор турбокомпрессора вручную. При обнаружении примерзания лопаток (ротор не проворачивается) необходимо продуть проточную часть двигателя теплым воздухом от аэродромного подогревателя.

Неэффективность (отказ или неправильное пользование) системы обогрева входной части компрессора. Обледенение деталей входной части компрессора и двигателя обычно сопровождается скалыванием с них кусочков льда и попаданием их на лопатки компрессора. Вследствие большей частоты вращения рабочих лопаток первой ступени компрессора попадание на них даже небольших частичек льда создает забоины на лопатках и может вызвать в последующем их разрушение. Неэффективность системы обогрева наблюдается обычно при работе двигателя в условиях обледенения на низких режимах из-за недостаточной температуры воздуха, отбираемого для обогрева.

Особенно значительное уменьшение температуры воздуха на входе в противообледенительную систему возможно при планировании вертолета. Поэтому при планировании с работающими двигателями в условиях возможного обледенения нельзя допускать снижение птк меньше 85%. Соответственно для предупреждения разрушения лопаток компрессора частицами льда необходимо в условиях обледенения избегать пониженных режимов работы двигателя и при ручном управлении системой обогрева включать ее заблаговременно, до наступления обледенения.

Помпаж компрессора, в процессе которого возникает повышенная вибрация лопаток и всей конструкции компрессора; лопатки испытывают переменные нагрузки и при наличии забоин, рисок, царапин могут разрушаться. Конструктивные и профилактические меры борьбы с помпажом изложены выше.

Превышение допустимого времени беспрерывной работы двигателя на форсированных режимах или работа на режиме выше допустимого для данных полетных условий. В этих случаях после уменьшения частоты вращения турбокомпрессора появляется остаточная деформация рабочих лопаток. При неоднократной нагрузке, близкой к разрушающей, в особенности при наличии повреждений и износе лопаток может происходить их разрушение(или обрыв). Поэтому двигателю ТВ2-117А установлены предельно допустимые режимы работы и допустимое время работы на форсированных режимах. Признаками разрушения обрыва лопаток ротора компрессора в полете являются: резкий хлопок и удар в двигателе, появление повышенной вибрации (тряски), падение оборотов турбокомпрессора и повышение t3 до величин, выше допустимых для данного режима. Если частичное разрушение лопатки вызывает помпаж, то появляются его признаки, изложенные выше. Если кусок разрушившейся лопатки попадает в зазор между торцами остальных лопаток и корпусом, происходит заклинивание или затормаживание ротора. В результате уменьшения частоты вращения ротора топливная автоматика увеличивает подачу топлива в камеру сгорания, что приводит к срыву пламени и самовыключению двигателя.

При обнаружении в полете разрушения лопаток компрессора двигатель следует немедленно выключить.

Профилактическими мероприятиями, направленными на предотвращение разрушения лопаток компрессора, являются: строгое соблюдение правил технической эксплуатации компрессора техническим и летным составом, тщательный визуальный и инструментальный контроль состояния лопаток, проверка времени выбега ротора турбокомпрессора экипажем при останове двигателя, строгое соблюдение рекомендаций по эксплуатации двигателей в условиях запыленного воздуха и условиях возможного обледенения входной части.

Разрушение подшипников опор, что происходит по следующим эксплуатационным причинам.

Выборка радиальных зазоров подшипников качения при запуске двигателя в условиях низких температур без предварительного обогрева. Обычно диаметр беговой дорожки внутреннего кольца подшипника при напрессовке на шейку вала увеличивается на 55-70% от величины номинального натяга, отчего соответственно выбирается зазор в подшипнике и при низких температурах наружного воздуха может быть выбран полностью. В процессе работы двигателя зазоры в подшипнике увеличиваются вследствие нагрева подшипника и вала.

Масляное голодание (недостаточность смазки), при котором шарики (ролики) подшипника нагреваются значительно быстрее колец, так как имеют меньшую массу, а кроме того, от колец тепло частично отводится через посадочные поверхности. При нагреве шарики расширяются и заклинивают между кольцами, что приводит к их оплавлению.

Признаками разрушения подшипников в полете является: увеличение вибрации двигателя, резкое повышение температуры масла и температуры газа перед турбиной, появление характерного скрежета и падение nтк. Разрушение подшипников также определяется по уменьшению выбега турбокомпрессора, по неравномерности усилий, необходимых для ручной прокрутки турбокомпрессора, и наличию металлической стружки на маслофильтре. При обнаружении разрушения подшипников в процессе подготовки двигателя к запуску запуск и дальнейшая эксплуатация его не разрешается. если разрушение подшипников обнаружено в полете, двигатель следует выключить.

Профилактическими мероприятиями, направленными на предотвращение разрушения подшипников, являются: предварительный подогрев двигателя перёд запуском от аэродромного подогревателя при температуре наружного воздуха ниже -2510 С,

3.2 ДЕФЕКТЫ НАРУШАЮЩИЕ РАБОТУ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

1.Срыв пламени и прекращение горения топливовоздушной смеси, происходящее вследствие помпажа компрессора, резкого уменьшения расхода воздуха при попадании на вход в двигатель посторонних предметов, уменьшения давления топлива перед форсунками ниже допустимой величины, резкого падения частоты вращения турбокомпрессора, особенно на большой высоте.

Определяется дефект по самовыключению двигателя.

Камера сгорания двигателя ТВ2-117АГ

2.Прогар жаровой трубы и корпуса камеры сгорания, что может происходить по следующим основным причинам:

§из-за неполного сгорания топлива (например, при помпаже) и отложения нагара, изолирующего отдельные участки жаровой трубы от охлаждающего воздуха, что приводит к местным перегревам и, как следствие, к появлению местных температурных напряжений, короблению, трещинам и прорыву газов с высокой температурой во вторичный воздух; аналогичное явление может быть вызвано применением сортов топлива, не рекомендуемых для данного типа двигателя;

§при превышении установленного времени непрерывной работы на форсированных режимах или при работе двигателя на температурном режиме выше допустимого;

§из-за засорения или обгорания топливной форсунки, а также неудовлетворительного распыла топлива, вследствие чего факел пламени направлен непараллельно оси камеры сгорания и может достигать секций жаровой трубы.

3.Деформация жаровой трубы, корпуса, камеры сгорания и, как следствие, прогар или появление трещин, что может происходить по следующим причинам:

§при запуске двигателя в условиях низких температур (ниже -25° С) без предварительного прогрева от аэродромного подогревателя;

§из-за резких тепловых ударов, возникающих при выводе непрогретого двигателя на повышенный режим или при выключении двигателя без предварительного охлаждения на режиме малого газа из-за превышения установленного времени непрерывной работы на форсированных режимах или при работе двигателя на температурном режиме выше допустимого.

Нарушение работы камеры сгорания в полете приводит к уменьшению мощности двигателя и, для поддержания ее - к автоматическому увеличению подачи топлива в двигатель. При этом значительно увеличивается температура газа перед турбиной. Если нарушение работы камеры сгорания сопровождается прогаром жаровой трубы и корпуса, то возможны возникновение пожара и срабатывание противопожарной системы. При обнаружении этого явления двигатель следует немедленно выключить.

В процессе технического осмотра вероятность прогара корпуса определяется по наличию мест с явными цветами побежалости или трещин. Общее изменение окраски корпусов камеры сгорания, выполненных из титановых сплавов, в процессе эксплуатации не является признаком перегрева, а является свойством сплавов.

Профилактическими мероприятиями, направленными на предупреждение вышеизложенных дефектов, являются строгое выполнение основных правил технической и летной эксплуатации двигателя, применение установленных сортов топлива и тщательный контроль основных параметров, определяющих работоспособность двигателя.

3.3 НЕИСПРАВНОСТИ ТУРБИН И ИХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ

Охлаждение турбин : Увеличение надежности и рока службы турбин достигается охлаждением их наиболее нагруженных в тепловом отношении деталей. Охлаждение деталей турбин осуществляется вторичным воздухом и воздухом, забираемым за VIII ступенью компрессора.

Вследствие большой зависимости механических и тепловых нагрузок, действующих на детали турбин, от эксплуатационных факторов и полетных условий в процессе эксплуатации двигателей возможно появление ряда неисправностей. Наиболее характерными из них являются следующие.

Турбина двигателя ТВ2-117АГ

1. Вытяжка рабочих лопаток турбины . Вследствие длительного воздействия на рабочие лопатки центробежных сил в условиях высокой температуры в них могут возникать пластические деформации, выражающиеся в постепенном удлинении лопаток. Это явление называется ползучестью материала. Вытяжка рабочих лопаток вызывает уменьшение радиального зазора между торцами лопаток и металлокерамическими вставками корпуса и может приводить к заеданию лопаток во вставках и поломку лопаток или вставок. Расчетами и экспериментальными исследованиями установлено, что при строгом выдерживании температурных режимов и режимов по частоте вращения в течение установленного. для данного двигателя заводом-изготовителем срока службы вытяжка турбинных лопаток находится в допустимых пределах. Основными причинами вытяжки рабочих лопаток в процессе эксплуатации двигателя являются:

§повышение температуры газа перед турбиной выше допустимой в результате неисправностей в системе автоматического регулирования подачи топлива и в системе синхронизации режимов работы двухдвигательной вертолетной силовой установки, ранней подачи рабочего топлива в двигатель при запуске, помпажа компрессора и т. п.;

§превышение допустимого времени непрерывной работы двигателя на форсированных режимах. Так как при работе двигателя на номинальном и взлетном режимах не только температура газа перед турбиной максимальна или близка к максимальной, но и механические нагрузки на

§лопатки (особенно от действия центробежных сил) достигают наибольших значений; поэтому время работы на этих режимах ограничивается.

Необходимо также иметь в виду, что при работе двигателя на малом газе температура газа перед турбиной высокая, а эффективность системы охлаждения турбины, вследствие низкого давления воздуха, создаваемого компрессором, недостаточна. По этой причине время непрерывной работы двигателя на малом газе также ограничивается.

Свободная турбина двигателя ТВ2-117АГ

При чрезмерной вытяжке лопаток заедание их во вставках корпуса обнаруживается по увеличению усилий, необходимых для ручной прокрутки ротора турбины. Очень важным фактором, позволяющим экипажу своевременно обнаружить недопустимую вытяжку рабочих лопаток, является уменьшение времени выбега ротора после остановки двигателя. При значительной вытяжке лопаток и появлении на металлокерамических вставках дорожек, выработанных на металлокерамических вставках гребешками лабиринтов лопаток, происходит торможение вращения ротора и в ответ на это автоматически увеличивается подача топлива в двигатель для сохранения постоянными мощности и частоты вращения ротора. Это приводит к росту температуры газа существенно выше допустимой. Заедание лопаток в вставках корпуса может быть обнаружено также по появлению постороннего звука в роторе двигателя.

2. Обгорание сопловых и рабочих лопаток турбины. Это происходит из-за нарушения процесса сгорания топлива в камере сгорания, значительного увеличения температуры газа и при большой неравномерности температурного поля перед турбиной. Основными причинами создания неравномерного поля температур газа перед турбиной являются помпаж компрессора и неправильная работа камеры сгорания. Обгорание лопаток приводит к изменению сопротивления проточной части турбины потоку газа, уменьшению мощности и, как следствие, к еще большему росту температуры газа перед турбиной. Это еще больше усугубляет работу лопаток и может приводить к их разрушению.

Обгорание лопаток турбины обнаруживается по росту температуры газа перед турбиной, выбрасыванию из выхлопного устройства пучков искр, а при техническом осмотре - по характерным- следам оставляемых частицами металла на внутренней поверхности проточной части выходного устройства и внешнему виду лопаток последней ступени турбины, просматриваемых через выходное устройство.

3. Обрыв или разрушение рабочих лопаток турбины. Этот дефект является одним из самых опасных. Основные эксплуатационные причины обрыва или разрушения турбинных лопаток следующие.

Заброс температуры газа перед турбиной при запуске двигателя или вывод непрогретого двигателя на повышенный режим. При этом, как было изложено выше, профиль лопатки нагревается неравномерно и возникающие температурные напряжения могут вызывать образование микротрещин, которые значительно снижают запас прочности материала лопатки.

Попадание на рабочие лопатки посторонних предметов или элементов разрушившихся деталей проточной части двигателя(компрессора, камеры сгорания, соплового аппарата и строек опор ротора).

Повышенная вибрация двигателя или силовой установки, что приводит к усталостному разрушению лопаток. Вибрация двигателя может возникать вследствие частичного разрушения лопаток компрессора, помпажа компрессора, обгорания или частичного разрушения лопаток турбины. Усталостное разрушение лопатки может происходить у ножки или по перу. Положение опасного сечения зависит от величины напряжений, от предела усталостной прочности, на величину которых влияет неравномерность температуры по высоте лопатки, а также местоположения забоин и температурных трещин. Обычно опасное сечение находится на расстоянии 1/3 высоты лопатки. Иногда рабочие лопатки разрушаются по замковой части.

Усталостное разрушение лопатки происходит не сразу. Образовавшаяся трещина распространяется постепенно вглубь сечения лопатки, а когда сечение станет недостаточно прочным для восприятия центробежных усилий, лопатка обрывается. Время развития трещины составляет примерно от 5 до 25 ч работы двигателя.

Вытяжка рабочих лопаток, происходящая по причинам, изложенным в п. 1. Обрыв лопаток вследствие их вытяжки происходит с образованием шейки и тоже не сразу.

Вероятность обрыва и разрушения рабочих лопаток необходимо определять заблаговременно, а двигатель, предрасположенный к таким дефектам, должен сниматься с эксплуатации. Основными способами определения вероятности разрушения лопаток турбины при осмотре перед взлетом являются:

§визуальный осмотр проточной части выходного устройства двигателями проточной части турбины в пределах видимости;

§ручная прокрутка ротора турбокомпрессора и ротора свободной турбины (прокрутка ротора свободной турбины производится за лопатки последней ступени против хода вращения для отключения муфты свободного хода);

§проверка времени выбега роторов двигателя при его остановке и прослушивание на предмет обнаружения посторонних шумов (при заедании ротора время выбега меньше допустимого и может прослушиваться посторонний шум).

Обрыв рабочей лопатки турбины в полете сопровождается резким хлопком в двигателе и появлением шлейфа сизого дыма из выходного устройства. Падение частоты вращения в начальный момент может не происходить. Дальнейшее развитие дефекта зависит от величины оторвавшейся части лопатки и последствий, которые этот обрыв вызывает. Обычно оторвавшаяся часть разрушенной лопатки, попадая в зазор между корпусом турбины и торцами следующих по потоку лопаток, вызывает изгиб этих лопаток и выпучивание корпуса турбины или разрушение металлокерамических вставок. Кусок разрушившейся лопатки движется в направлении выходного устройства и вызывает аналогичные деформации лопаток последующих ступеней.

Если двигатель продолжает работать, но на меньшей частоте вращения, то при этом увеличивается подача топлива и растет температура газа перед турбиной. При значительном падении частоты вращения и соответствующем переобогащении смеси в камере (из-за увеличения подачи топлива) происходит срыв пламени и двигатель самовключается.

Если оторвавшийся кусок лопатки вызывает заклинивание остальных, то двигатель сразу выключается.

При обрыве турбинной лопатки на высоких режимах работы двигателя сила удара лопатки о корпус настолько велика, что она пробивает его и может вызвать разрушение элементов силовой установки и элементов конструкции вертолета. В<этом случае не исключена возможность возникновения пожара в отсеках силовой установки, если повреждаются топливные и масляные коммуникации.

При обнаружении в полете признаков разрушения или обрыва турбинных лопаток двигатель необходимо выключить.

4. Разрушение подшипников опор роторов турбины. Причины и профилактические меры против разрушения подшипников описаны в гл. П.

Основными профилактическими мероприятиями, направленными на предупреждение дефектов турбинного узла двигателя, является:

§ручная прокрутка и визуальный осмотр проточной части двигателя перед каждым запуском на предмет обнаружения посторонних предметов;

§строгое соблюдение правил запуска, прогрева и охлаждения двигателя;

§закрытие проточной части двигателя заглушками после останова для уменьшения вентиляции и более равномерного охлаждения проточной части двигателя;

§строгое соблюдение рекомендаций для летной эксплуатации по выдерживанию температурных режимов и максимально, допустимой частоты вращения на различных этапах полета;

тщательный контроль параметров, характеризующих работу двигателя в полете, и своевременное обнаружение предпосылок к отказам.

3.4 УСЛОВИЯ РАБОТЫ И ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ВЫХЛОПНОГО УСТРОЙСТВА ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ

В процессе работы двигателя на детали выхлопного устройства действуют:

§радиальные и осевые силы, вызванные перепадом давлений; величина их в вертолетных ГТД незначительна;

§крутящий момент, который передается на выходной патрубок от стоек, спрямляющих поток газа за турбиной;

§изгибающий момент, который возникает от действия инерционных сил поворота газового потока;

§вибрационные нагрузки, которые передаются с корпуса двигателя и возникают вследствие неравномерного истечения газов;

§тепловые нагрузки, достигающие наибольшей величины в момент запуска и останова двигателя.

Надежность выхлопного устройства обеспечивается его охлаждением путем эжектирования атмосферного воздуха через отверстия, выполненные в конце обтекателя.

Выхлопное устройство двигателя ТВ2-117АГ

Характерными неисправностями деталей выхлопных устройств вертолетных ГТД являются следующие:

1. Трещины выхлопного патрубка. Обычно трещины появляются вблизи или в местах сварочных швов, у фланцев крепления или на самих фланцах. Причинами образования трещин может быть вибрационное горение в камере сгорания, частичное разрушение лопаток роторов и увеличение вибрации двигателя, а также увеличение вибрации вследствие нарушения соосности валов двигателя и вертолетного редуктора нарушении соосности косвенно можно судить по потемнению масла в маслосистеме двигателя.

Коробление и деформация отдельных участков выхлопного патрубка, приводящие к возникновению трещин. Трещины возникают в основном из-за больших термических напряжений, достигающих максимальной величины при запуске и останове двигателя. Опасность возникновения трещин заключается в том, что развитие их может привести к выпадению участков материала. При этом газы, выходящие из двигателя с высокой температурой, могут попадать в отсек вертолетного редуктора, что приводит к возникновению пожара.

Своевременное выявление возникшего дефекта при техническом осмотре двигателя перед полетом может предотвратить серьезную аварию или отказ силовой установки в полете. Обнаруженные трещины засверливаются и при необходимости завариваются.

Разрушение выходного устройства в полете приводит к возникновению больших гидравлических сопротивлений потоку газов, выходящих из двигателя и, как следствие к увеличению температуры газа перед турбиной. При попадании газа в отсек главного редуктора происходит резкое увеличение температурного режима редуктора и возможно срабатывание сигнализации и первой (автоматической) очереди противопожарной системы. Двигатель в этом случае следует выключить.

Основными профилактическими мероприятиями, направленными на предотвращение разрушения выходных устройств двигателей являются:

строгое выполнение требований руководящих документов, регламентирующих работу двигателей по температурным режимам; уменьшение вентиляции проточной части двигателя после его выключения, особенно в условиях эксплуатации при низких температурах наружного воздуха, путем установки в воздухозаборник и выходной патрубок специальных заглушек.

5 ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ СИСТЕМЫ СМАЗКИ ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ И ИХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ

Система смазки двигателя ТВ2-117АГ

Опыт эксплуатации двигателей показывает, что наиболее вероятны следующие неисправности системы смазки и суфлирования.

Падение давления масла на выходе из нагнетающего масляного насоса. При этом резко уменьшается количество масла, поступающего на смазку подшипников опор и зубчатых передач двигателя. Наиболее неблагоприятно падение давления масла сказывается на работе подшипников, которые при недостаточной смазке могут разрушаться.

Основными причинами падения давления масла являются:

§засорение фильтра тонкой очистки масла механическими примесями, частицами нагара или другими продуктами коксования масла;

§подсос воздуха через негерметичные соединения на линии масляный бак - нагнетающий масляный насос; в этом случае при неработающем, двигателе в месте негерметичности возможно появление подтекания масла;

§недостаточное количество масла в масляном баке вследствие недостаточной заправки, утечек, большого расхода масла при работе двигателя, из-за недостаточной откачки масла (частичная закупорка маслорадиатора);

§уменьшение вязкости масла вследствие его перегрева или изменения химического состава; при этом Количество масла, поступающего в двигатель, увеличивается, смазывающая способность масла ухудшается и обеспечивается нормальная смазка трущихся поверхностей.

§заедание редукционного клапана в открытом положении, чаще всего из-за попадания под его фаску частиц нагара или случайных механических примесей; при этом давление масла на повышенных режимах работы Двигателя может сохраняться в допустимых пределах, но при уменьшении режима резко уменьшается, так как через клапан непрерывно перепускается масло из литии нагнетания обратно на вход в насос;

§образование воздушной пробки в трубопроводе подвода масла к нагнетающему насосу или закупорка суфлирующей трубки маслобака; в этом случае падение давления масла (или отсутствие давления) наблюдается сразу после запуска двигателя.

Как показывает опыт эксплуатации, воздушная пробка на входе в нагнетающий насос образуется при длительной стоянке двигателя, после замены масла в маслосистеме после съемки для осмотра масляного фильтра, при заедании в открытом положении запорного клапана и при работе двигателя с недостаточным количеством масла в баке. В зависимости от причины, вызвавшей неисправность, падение давления масла в маслосистеме двигателя может быть устранено следующими способами:

§промывкой масляного фильтра; если обнаруживается значительное загрязнение масла механическими примесями или продуктами коксования, то необходима замена масла;

§устранением негерметичности соединений на линии маслобак - нагнетающий насос;

§дозаправкой маслом бака до установленного уровня;

§заменой масла в случае обнаружения изменения его химического состава или значительного загрязнения; промывкой редукционного клапана, а при необходимости и его регулировкой; подогревом масла перед запуском двигателя при температурах ниже минус 40° С; удалением воздушной пробки из магистрали подвода масла к нагнетающему насосу обычно путем заливки небольшого количества масла на вход в насос через полость фильтра заливочным шприцем.

вертолёт двигатель отказ посадка

Повышение температуры масла на выходе из двигателя. При этом значительно уменьшается отвод тепла от подшипников и других трущихся деталей двигателя, что может приводить к разрушению подшипников опор двигателя.

Причинами повышения температуры масла могут быть:

недостаточное количество масла в баке, вследствие чего время циркуляции его уменьшается и увеличивается количество тепла, отводимого маслом от смазывающих узлов; для устранения этой причины необходимо дозаправить масляный бак маслом до установленного уровня; засорение сот маслорадиатора с внешней стороны, для устранения чего необходимо очистить соты радиатора вручную;

недостаточный обдув маслорадиатора вследствие неправильной установки поворотных лопаток направляющего аппарата вентилятора; устраняется дефект правильной регулировкой поворотных лопаток;

неисправность маслорадиатора, т. е. термостатический клапан радиатора перепускает масло мимо охлаждающих сот в масляный бак; такой маслорадиатор подлежит замене.

1. Повышенный расход масла из системы двигателя. Эта неисправность может не вызывать внешних нарушений в работе двигателя и определяется практически после полета при проверке уровня масла в баке. Однако значительный расход масла может вызвать падение давления и повышение температуры масла, т. е. нарушение нормальной работы маслосистемы.

Система суфлирования двигателя ТВ2-117АГ

Причины повышенного расхода масла могут быть следующие:

1. Течи масла во внешних соединениях маслопроводов и агрегатов маслосистемы. Места течей масла определяются при техническом осмотре силовой установки после полета по наличию следов подтекания масла. Подтекание масла из внешних соединений элементов маслосистемы не допускается. При обнаружении негерметичности соединений маслопроводов или следов подтекания масла из-под фланцев крепления агрегатов неисправность устраняется путем подтяжки гаек, замены уплотнительных прокладок или замены соответствующих элементов маслосистемы.

1. Выброс масла из системы суфлирования. При этом не только увеличивается расход масла, но растет его температура с последующим падением давления. Выброс масла может происходить вследствие попадания воды в масло, изменения химического состава масла, прорыва воздуха и газов внутрь масляных полостей из-за разрушения уплотнений или загрязнения жиклеров системы суфлирования предмасляных полостей. В отдельных случаях выброс масла может быть вызван неисправностью воздушно-масляного радиатора или откачивающего масляного насоса.
2. Интенсивное проникновение масла в газовоздушный поток двигателя из-за повышенного износа уплотнений масляных полостей или загрязнения жиклеров системы суфлирования масляных полостей. При сгорании масла в газовоздушном потоке на деталях проточной части двигателя образуется значительный слой нагара, который ухудшает охлаждение деталей и может вызвать их перегрев.

При обнаружении повышенного расхода масла вследствие проникновения его в газовоздушный тракт двигателя проверяется состояние системы суфлирования, и в случае неисправности ее двигатель подлежит снятию с вертолета.

В полете, как было указано выше, неисправности системы смазки обнаруживаются по падению давления и росту температуры масла.. Если давление масла уменьшается до 2 кгс/см2 и увеличивается его температура, то во избежание разрушения подшипников опор двигатель следует выключить. В отдельных случаях не исключена возможность отказа системы замера давления или температуры масла. Если, например, стрелка указателя давления масла не показывает давления (зашла за электрический нуль), но температура масла нормальная и двигатель продолжает работать без внешних, признаков разрушения, то это является признаком отказа прибора. Двигатель в этом случае выключать не следует, но необходимо усилить контроль за его работой.

Резкое падение давления масла может быть следствием разрушения масляных коммуникаций. Так как емкость маслосистемы двигателя небольшая, то все масло может выйти из системы в течение 50-60 с, а роторы двигателя могут заклиниться. Поэтому при падении давления масла необходимо внимательно контролировать температуру масла и температуру газа перед турбиной которая в случае разрушения подшипников и торможения ротора увеличивается вследствие увеличения регуляторами подачи топлива). В случае отклонения этих параметров от установившихся для данного режима значений или появления постороннего шума двигатель следует выключить.

Слив масла из масляной системы двигателей через блок сливных кранов:

Масляный радиатор; 2- заглушка; 3- блок сливных кранов; 4- масляный бак; 5- сливной кран масляного бака; 6- пробка заливной горловины; 7- рукоятка блока сливных кранов; 8- тара для масла; 9- заглушка от загрязнения трубопровода слива

3.7 ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Агрегаты топливной системы двигателя ТВ2-117АГ

Нарушение нормальной работы системы топливопитания, как правило, приводит к изменению подачи топлива в камеру сгорания, что соответствующим образом сказывается на работе двигателя. Другими признаками нарушения нормальной работы системы топливопитания могут быть: изменение давления топлива, определяемое по указателю манометра УИЗ-3, подтекание топлива из-за негерметичности системы, определяемое визуально пли но запаху.

Из неисправностей системы топливопитания наиболее вероятны следующие.

1. Отказ подкачивающих насосов расходного бака (практически отказ электрического привода насосов). В этом случае гаснет табло «Расход, бак» и частота вращения турбокомпрессоров двигателей падает на 2-5%, а несущего винта - на 1, также возможно падение давления топлива перед рабочими форсунками по измерителю УИЗ-3. Отказ подкачивающих насосов при полете на высотах более 1000 м может сопровождаться выключением одного или двух двигателей. Происходит это вследствие того, что на больших высотах подача топлива в двигатель дросселируется регуляторами до минимального значения по устойчивости горения в камере сгорания. Кроме того, пространство над топливом в баках сообщается с атмосферой и при уменьшении атмосферного давления уменьшается гидростатический подпор топлива на входе в насос высокого давления. В этом случае даже незначительное уменьшение давления топлива на входе в насос и, соответственно, перед рабочими форсунками может приводить к срыву пламени и самовыключению двигателя. Поэтому, если отказ топливоподкачивающих насосов сопровождается только падением частоты вращения турбокомпрессоров двигателей и несущего винта, необходимо снизиться до высоты 400-500 м над рельефом местности, уменьшить общий шаг несущего винта до

рекомендуемой частоты вращения винта и продолжать полет до места возможного выполнения нормальной посадки. Если отказ насосов сопровождается отказом одного из двигателей, то необходимо снизиться до высоты порядка 500 м, произвести запуск выключившегося двигателя. Полет с отказавшими насосами не безопасен и поэтому необходимо совершить посадку на ближайшей посадочной площадке. При отказе обоих двигателей попытку запуска их рекомендуется производить в том случае, если время запуска двигателя и выхода на рабочий режим меньше времени снижения вертолета в режиме авторотации. Так, для вертолета Ми-8 время запуска и выхода двигателя на рабочий режим соответствует времени снижения вертолета в режиме авторотации с высоты порядка 1000 м.

.Заедание клапана дренажа второго контура рабочих форсунок в открытом положении. Основной причиной этой неисправности является попадание под фаску клапана твердых частиц смолы или продуктов механического износа насоса высокого давления. В этом случае двигатель не увеличивает частоты вращения с режима примерно 66% при повороте рукоятки коррекции вправо (при перемещении рычага управления насосом-регулятором на увеличение режима работы двигателя) вследствие недостаточного поступления топлива к форсункам. Определяется дефект по наличию большого количества топлива в дренажном бачке. При длительной работе с такой неисправностью дренажный бачок переполняется топливом, которое сливается из бачка в атмосферу через дренажную трубку. Устраняется дефект заменой блока дренажных клапанов.

3.Засорение рабочих топливных форсунок. Дефект является следствием наличия большого количества механических примесей в топливе и засорения фильтра тонкой очистки. В этом случае, как было указано выше, топливо поступает в систему двигателя через фильтр грубой очистки и перепускной клапан. Механические примеси топлива засоряют фильтрующую часть форсунок, которые также могут засоряться продуктами износа плунжерных: пар насоса высокого давления при выключении двигателя пожарным краном, или смолистыми веществами, осаждающимися на деталях топливорегулирующей аппаратуры при применении недоброкачественного топлива. Опасность засорения форсунок заключается в неравномерной подаче ими топлива в камеру сгорания и получении неравномерного поля температур газа перед турбиной. Это может приводить к разрушению турбины, а в отдельных случаях - к прогару жаровой трубы камеры сгорания. Обнаруживается дефект по увеличению давления топлива перед форсунками и одновременному «зависанию» или уменьшению температуры газа. В случае, если давление топлива превысит 60 кгс/см2, двигатель следует выключить и перейти на однодвигательный полет.

8 ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ СИСТЕМЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ И ИХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ

Неисправности системы регулирования и управления вызывают нарушение нормальной работы двигателей и определяются по отклонениям от установленных значений основных параметров, характеризующих работу силовой установки вертолета. Опыт эксплуатации вертолета Ми-8 показывает, что основные неисправности системы регулирования двигателей вызывают следующие нарушений работы силовой установки:

1. Двигатель в процессе запуска самопроизвольно выходит на повышенный режим. Явление это чрезвычайно опасно и недопустимо, так как сопровождающее его резкое повышение температуры-газа перед турбиной может вызвать разрушение или деформацию» ее основных узлов. Неисправность возникает вследствие неправильной установки рычагов управления (рычага «шаг-газ», рукоятки коррекции или рычага раздельного управления) в исходное положение перед запуском двигателя, неправильной регулировки-насоса-регулятора или заедания золотниковых пар регуляторов. Наиболее частой причиной этой неисправности является залипание золотника клапана минимального давления в закрытом положении. Такое явление замечается при заправке топливом, не обладающим высокой химической стабильностью или содержащим большое количество водной эмульсии. Особенно способствуют залипанию золотников смолистые вещества, образующиеся в топливе при длительной стоянке двигателя.

При обнаружении такой неисправности запуск двигателя необходимо прекратить и решить вопрос о возможности дальнейшей эксплуатации топливного насоса-регулятора или его замене. В случаях крайней необходимости дефект можно попытаться устранить повторением запуска. При этом переменное давление, действующее на торец золотника может сдвинуть его с места, и в дальнейшем он будет работать нормально.

2.Несинхронная работа двигателей на установившихся режимах. При работе автоматической системы поддержания постоянным заданного значения Nтк разность частот вращения компрессоров двигателей («вилка») не должна превышать 2%.Эту задачу решает синхронизатор оборотов СО-40 Основными причинами разнорежимности работы двигателей являются следующие:

§неправильная регулировка системы управления «шаг-газ». При этом заведомо насосы-регуляторы настраиваются на различную подачу топлива в двигатели. Устраняется неисправность проверкой и регулировкой системы «шаг-газ».

§негерметичность соединительных шлангов воздушной системы синхронизаторов мощности или замерзание конденсата в них. Последняя неисправность наиболее характерна для эксплуатации вертолета при температурах атмосферного воздуха, близких к (УС. Устраняется дефект заменой поврежденных соединительных шлангов и трубок привода воздуха к мембранным устройствам синхронизаторов, подтяжкой мест их подсоединения, а также удалением замерзшего конденсата путем прогрева и продувки шлангов воздухом. С целью профилактики образования и замерзания конденсата перед полетом вертолета необходимо проверять отстойник шлангов и удалять из них скопившуюся влагу или продувать шланги, если отстойники не установлены.

Несинхронность работы двигателей необходимо выявлять в процессе опробования двигателей на земле. Если при опробовании на основных режимах обнаруживается разность в частотах вращения турбокомпрессоров более 2%, следует двигатели выключить и устранить неисправности. При появлении «вилки» более 2% в полете необходимо изменением общего шага подобрать такой режим работы двигателей, при котором разнорежимность будет в пределах допуска. Несинхронность двигателей может расти вследствие неисправности проточной части одного из двигателей (например, чрезмерной вытяжки турбинных лопаток, разрушения подшипников) или разрушения топливопроводов системы регулирования. Поэтому, когда изменение режима работы двигателей не устраняет несинхронности, а наоборот, приводит к ее увеличению, необходимо выявить неисправный двигатель и выключить его.

3.Раскачка частоты вращения турбокомпрессоров. Эта неисправность может быть вызвана следующими причинами:

§неустойчивой работой системы автоматического поддержания постоянства оборотов или регулятора оборотов турбокомпрессора вследствие образования во внутренних топливных полостях регуляторов воздушных пробок или паров топлива; обычно эта неисправность имеет место после замены топлива в системе или осмотра топливных фильтров;

§неустойчивой работой системы синхронизации мощности вследствие разгерметизации воздушных соединительных шлангов синхронизаторов, образования конденсата в этих шлангах или заедания золотников;

«43. Авиационный турбовальный двигатель ТВ2-117А и редуктор ВР-8А Руководство по технической эксплуатации Москва «Машиностроение » ...»

-- [ Страница 2 ] --

4. Поворачивая двигатель вокруг оси, совместить риски р2 на сферической крышке и сферической втулке. Закрепить двигатель на трех подкосах (два нижних коротких и один боковой длинный со стороны борта фюзеляжа).

П р и м е ч а н и е. При установке двигателя проверить, не произведена ли разрегулировка длины подкосов. Разрегулировка может привести к повышенному излому оси двигателя по отношению к редуктору. Длина подкосов должна соответствовать размерам, указанным на чертеже.

5. Произвести замер несоосности двигателя с редуктором, которая определяется непараллельностью фланцев сферической крышки двигателя и муфты свободного хода редуктора.

Непараллельность замеряется на расстоянии 3... 4 мм от внешней кромки фланцев приспособлением 8АТ-9102-540 (или 8АТприкладываемым к комплекту бортового инструмента вертолета. Перед замером необходимо убедиться в чистоте указанных фланцев. Замер производится по схеме, представленной на рис. 79. Разность 03 - ст! в вертикальной плоскости должна быть в пределах О... О Д 5 мм, а 02- 04 в горизонтальной плоскости - в пределах 0,3... 0,6 мм, чт О-.,

–  –  –

Необходимо выдерживать 0301 и а2104, т. е. носок двигателя необходимо приподнять и сместить влево по.полету от продольной оси привода редуктора.

При этом сумма по вертикали 01 + 03 должна равняться сумме по горизонтали 02 + а4. Неравенство сумм не должно превышать мм. (*?$Ю&Г} В случае, если разность при замерах не будет ^соответствовать О...0,15 мм в вертикальной плоскости и 0,3... 0,6 ММ^Б горизонтальной плоскости, необходимо отрегулировать несоосность изменением длины подкосов крепления двигателя на вертолете.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. КАТЕГОРИЧЕСКИ ЗАПРЕЩАЕТСЯ

производить регулирование при подсоединенном четвертом подкосе (боковой длинный со стороны противопожарной перегородки, см. рис. 6), так как это может вызвать деформацию корпусадвигателя.

6. Подсоединить к коллекторам противопожарной системы двигателя трубопроводы от вертолетной системы пожаротушения.

7. Подключить электропровода к стартер-генератору ГС:18.

8. Подключить штепсельные разъемы установленных датчиков^ (см. разд. 12.2 п. 5) к электроколлектору и подключить главный штепсельный разъем. Законтрить все штепсельные разъемы.

9. Подсоединить трубопроводы дренажной системы и вывести их в дренажный бачок, установленный на вертолете.

10. Подсоединить и вывести трубопроводы суфлирования за\ борт вертолета (на срез выхлопного патрубка).

При этом иметь в виду, что на одном из двух диаметрально", расположенных и закрытых заглушками фланцев корпуса III опоры под заглушкой имеется жиклер (диафрагма) для регулирования стравлйвания воздуха из опоры. На правом двигателе жиклери поверх него вертолетная трубка, идущая на срез выхлопного»

патрубка, устанавливаются справа, а левый фланец, закрыт заглушкой, на левом двигателе - наоборот.

При снятии двигателя с вертолета необходимо сохранить жиклер на своем"месте, закрыв его после снятия трубки заглушкой.

11. Подсоединить тягу управления двигателем.

12. Подсоединить тягу стоп-крана.

П р и м е ч а н и е. Регулирование тяг управления двигателем и стоп-краном:

должно обеспечивать ход рычагов на насосе-регуляторе НР-40 е таким расчетом, чтобы при нахождении рычагов управления двигателя на упоре в кабине пилотов рычаги на насосе НР-40 не доходили бы до упоров МГ и СТОП на 0,5...1,0 мм.

13. Подсоединить компенсационные провода к клеммной колодке К-82 согласно обозначениям на крышке колодки. Отрегулировать общее сопротивление цепи термопар и компенсационного провода (непосредственно у клемм ИТГ-1Т и УРТ-27), оно должнобыть (7,5±0,1) Ом.

14. Подсоединить шланги обдува стартер-генератора.

15. Подсоединить трубопровод подвода топлива к двигателю.

16. Подсоединить трубопровод отвода масла из двигателя в-радиатор.

17. Подсоединить трубопровод подвода масла из маслобака & двигатель.

18. Подсоединить трубку к фланцу отбора воздуха"для нужд вертолета.

19. Подсоединить воздухозаборник двигателя.

2.3. Стр. ^й& глава XII, подраздел 3 «Установка двигателя на вертолет» п. 20 дополнить примечанием следующего содержания:

«Примечание. Детали обдува термокомпенсатора (см. ст"р.

167) использовать с двигателя, ранее стоявшего на данном вертолете. Перед установкой данных деталей осмотреть их н а отсутствие повреждений». У 1 ~ й.сЗ «Подсоединить провода высокого напряжения к свечам зажигания, ранее стоявшие на предыдущем двигателе. Перед подсоединением осмотреть их состояние. Трещины и сколы на керамических изоляторах не допускаются. На оплетках шлангов допускается обрыв 5 проволочек, не более 1 проволоки в пряди. На гайках допускается прорыв одного контровочного отверстия.

Проверить сопротивление изоляции высоковольтных проводов мегометром с пробивным напряжением 500 В. Величина сопротивления изоляции должна быть не менее 10 МОм».#$

20. Подсоединить трубопроводы обдува термокомпенсатора и~

Обогрева воздухозаборника агрегата КА-40. (У$Я36 -БВ-?2

21. Подсоединить трубку для подвода р2 левого двигателя к

Агрегату СО-40 правого двигателя.

22. Подсоединить трубку для подвода Р2 правого двигателя к агрегату СО-40 левого двигателя.

2 Подсоединить провода высокого напряжения к свечам зажигания.

П р и м е ч а н и я: 1. При установке двигателя на вертолет, оборудованный ПЗУ, необходимо руководствоваться требованиями приложения 11.

2. При установке двигателя на вертолет, оборудованный трубопроводами системы СО-40 измененной конфигурации (с суфлирующими отверстиями), необходимо руководствоваться требованиями приложения 12.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. При установке (снятии) двигателя на вертолет необходимо принять меры, исключающие возможность попадания посторонних предметов во внутренние полости двигателя. ЗАПРЕЩАЕТСЯ класть детали (болты, гайки, шайбы и др.), а также инструмент в полости рессоры, сферической втулки и корпуса главного привода.

2. В случае снятия двигателя из-за наличия стружки в маслосистеме перед установкой нового двигателя необходимо тщательно промыть все маслопроводы, маслобак и заменить радиатор.

12.4. УСТАНОВКА РЕДУКТОРА НА ВЕРТОЛЕТ

Подъем редуктора осуществляется за рым, наворачиваемый на вал несущего винта (рым должен быть завернут на всю длину резьбы).

Перед установкой редуктора на вертолет произвести наружную расконсервацию редуктора, как указано в разд. 13.5 п. 3.

Установка редуктора на вертолет, агрегатов на редуктор и подсоединение коммуникаций масляной системы производятся согласно инструкции по эксплуатации вертолета.

При установке на редуктор вертолетных агрегатов НШ-39М, АК-50Т1 (АК-50Т), СГО-ЗОУ их хвостовики смазать смазкой НК-50.

После установки редуктора на вертолет должна быть произведена проверка и, при необходимости, регулировка несоосности двигателей с редуктором, как указано в разд. 12.3.

12.5. ПЕРВЫЙ ЗАПУСК ВНОВЬ УСТАНОВЛЕННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Перед первым запуском вновь установленного двигателя необходимо произвести внутреннюю расконсервацию двигателя (см.

разд. 13.5 ттггЗ). После расконсервации возможно наличие остатков масла в топливной системе двигателя, вследствие чего первый "запуск может быть затруднительным.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При первом ложном запуске во время расконсервации двигателя проследить за давлением масла в двигателе, которое при частоте вращения турбокомпрессора^ 26% должно быть не менее 1 кгс/см2. При меньшем давлении масла или его отсутствии двигатель выключить и выполнить работы, указанные в разд. 8.1 (несправность 21).

При неудавшемся запуске сделать холодную прокрутку (продувку) двигателя, а затем повторить запуск.

Цель первого запуска вновь установленного двигателя:

проверить работу приборов, контролирующих параметры -двигателя;

проверить герметичность топливных и масляных магистралей;

проверить работу агрегатов двигателя;

проверить работу-двигателей на Всех режимах и его приемистость;

проверить управление двигателем от единого управления ШАГ - ГАЗ и синхронность работы двух двигателей на рабочих режимах.

Запуск и опробование двигателя производить, как указано в гл. 5.

П р и м е ч а н и я: 1.

Первоначальную заправку масла в «сухой» двигатель и «сухой» редуктор производить в два этапа:

заправить масло в бак двигателя до верхней риски на масломерной линейке (10 л), заправить редуктор маслом до верхней риски на масломерном стекле (32л);

запустить двигатель и дать ему проработать на малом газе 4...5 мин для заполнения маслосистемы двигателя и редуктора (радиаторы, трубопроводы), после остановки двигателя долить масло в маслобак и редуктор до верхних рисок на масломерной линейке и масломерном стекле.

2. При необходимости разрешается подрегулировать тяги управления двигателями, при этом зазор на упоре минимальной частоты вращения агрегата НР-40 должен быть не менее 0,5 мм.

Проверить срабатывание клапанов противообледенения, установленных на двигателях, как указано в разд. 7.1 п. 7.

12.6. СНЯТИЕ ДВИГАТЕЛЯ С ВЕРТОЛЕТА Двигатели, снятые с вертолета, независимо от причины снятия должны быть законсервированы.

До снятия двигателя с вертолета произвести только внутреннюю консервацию, а внешнюю (наружную) консервацию производить после установки двигателя на подставку.

П р и м е ч а н и е. Двигатели, снятые из-за заклинивания ротора, внутренней консервации не подвергаются, но агрегаты топливной системы должны быть сняты с двигателя, законсервированы и установлены на свои места.

Внутреннюю и наружную консервации двигателя производить, как указано в гл. 13.

При снятии двигателя с вертолета после отсоединения от коммуникаций подсоединить траверсу подъемного устройства к подвескам двигателя (см. рис. 76) и отрегулировать положение тро-.

са подъемника так, чтобы подъем двигателя происходил при горизонтальном его положении (см. разд. 12.3 п. 1).

Натянуть трос и отсоединить узлы крепления двигателя. Сначала отсоединить передние узлы крепления к вертолету, а затем, отсоединив сферическую крышку 4 (см. ряс. 78) от корпуса главного привода 2, отсоединить задний узел. После отсоединения узлов крепления двигатель необходимо подать вперед и вывести из зацепления с редуктором рессору / двигателя.

Перед установкой двигателя на подставку упаковочного ящика необходимо:

отсоединить сферическую втулку 3 от редуктора;

подсоединить к сферической втулке транспортировочный фланец 6 (см. рис. 77);

подсоединить сферическую крышку вместе с транспортировочным фланцем к корпусу главного привода двигателя;

Закрепить двигатель на подставке ящика.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Снятый с вертолета двигатель должен быть укомплектован деталями узла сферической опоры, ^своими агрегатами, узлами и деталями. Все отверстия, фланцы и штуцера снятого двигателя должны быть закрыты защитными крышками или специальными заглушками, промытыми перед установкой.

12.7. СНЯТИЕ РЕДУКТОРА С ВЕРТОЛЕТА Перед снятием редуктора необходимо произвести его внутреннюю консервацию. Снятие редуктора с вертолета производится после отсоединения его от двигателей и коммуникаций согласно инструкции по эксплуатации вертолета.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. При снятии редуктора учитывать, что двигатели "должны быть смещены вперед для расцепления рессоры двигателя с приводами главного редуктора не менее чем на 40 мм.

2. Снимаемый редуктор должен быть полностью укомплектован своими агрегатами, узлами и деталями, а "все отверстия, фланцы и штуцера должны быть закрыты защитными крышками или заглушками, промытыми перед установкой. К. снимаемому редуктору должна быть приложена рессора привода воздушного компрессора АК-50Т1 (АК-50Т).

Фильтр-сигнализатор ФСС-1 к снимаемому редуктору не прикладывается, и его ремонт производится одновременно с ремонтом вертолета.

ГЛГ ЛЛ&-М, ЦК*1-*, Сшеуу. ^ "^р л^пГ?*" ~\ ^

К О Н С Е Р В А Ц И Я, Х Р А Н Е Н И Е И РАСКОНСЕРВАЦИЯ

ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

13.1. МАСЛА И СМАЗКИ, П Р И М Е Н Я Е М Ы Е

ДЛЯ КОНСЕРВАЦИИ ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

При консервации двигателя и главного редуктора применяются следующие масла и смазки:

для внутренней консервации топливной и гидравлической систем двигателя (включая агрегаты) применяется масло МК-8 (ГОСТ 6457-66). Разрешается применять трансформаторное масло марки ТК (ГОСТ 982-80);

для консервации масляной системы двигателя и главного редуктора применяется синтетическое масло Б-ЗВ (по ТУ;381тг?пс;- 75.) с тапт-шг^гттог: "-гт-ттто щш 100" С ш. иш. П 1.Сг;

для наружной консервации двигателя, его агрегатов и..главното редуктора могут применяться смазка К-17 (ГОСТ 10877-76) и смазка ПВК (ГОСТ 19537-83).

П р и м е ч а н и я: 1. При консервации топливной и гидравлической систем двигателя масло должно быть подогрето до 60...80° С.

2. Для понижения вязкости смазку ПВК перед консервацией рекомендуется подогреть до 60...80° С. Смазку К-17 наносить без подогрева.

3. Регенерированные и отработанные масла и смазки для консервации не

Применять.

13.2. КОНСЕРВАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

Общие указания Консервация является основной мерой предупреждения коррозии деталей двигателя и редуктора и.обеспечивает их сохранность при хранении и транспортировке.

В зависимости от срока хранения двигатель и редуктор должны подвергаться полной или частичной консервации. Полная консервация действительна до шести месяцев, частичная - до 20 сут.

Полная консервация двигателя включает в себя: консервацию масляной системы; консервацию топливной и гидравлической;систем; наружную консервацию двигателя. Частичная консервация двигателя заключается в консервации только топливной и гидравлической систем.

Полная консервация редуктора включает в себя внутреннюю;и наружную консервацию. Частичная консервация редуктора включает в себя только внутреннюю консервацию.

При консервации.двигателя и редуктора следует руководствоваться следующими указаниями.

1. В интервалах между запусками двигателя топливная.и гидравлическая системы должны^ быть всегда заполнены топливом.

В подразделе «Общие указания», стр. 2О9, текст. «Примечания» изложить в новой редакции: «При отправке вертолета, законсервированного по технологии изготовителя морским путем в контейнере, с установленными двигате/шми и редуктором, необходимо герметично закрыть заглушками суфлер двигателя и редуктора, суфлер маслобака, трубки суфлирования II и III опор двигателя, дренажный бачок вертолета, воздухозаборник и выхлопные патрубки. Срок консервации - це более бмес.; У * ~ Наличие в системе воздушных пробок может привести к оголению и коррозии плунжерных пар топливных насосов.

В случае слива топлива из топливных баков вертолета или снятия агрегатов топливной и гидравлической систем двигателя на время более 24 ч необходимо перед сливом топлива или снятием агрегатов произвести частичную консервацию двигателя.

2. При хранении двигателя и редуктора на вертолете при заправленных топливных и масляных системах специальная консервация двигателя и редуктора не требуется, если время стоянки вертолета не превышает 20 сут. В дальнейшем через каждые 20 сут. хранения необходимо произвести запуск, прогрев двигателя и проработать в течение 3... 5 мин на номинальном режиме.

Во время работы двигателя.проверить срабатывание клапанов противообледенения, как указано в разд. 7.1 п. 7.

3. При хранении двигателя и редуктора на вертолете более 20 сут., при отсутствии возможности производить запуск, а также в, случаях снятия их с вертолета для отправки на предприятие-изготовитель необходимо произвести полную консервацию двигателя и редуктора.

^ П р и м е ч а н и е. При отправке вертолета с установленными двигателями и редуктором морским путем в страны а. тропическим климатом, упакованного по «второму способу» инструкции ВИАМ Ле 859-64, устанавливается срок консервации двигателей и редуктора один годХПри упаковке необходимо герметично закрыть заглушками суфлер двигателя и^редуктора, суфлер маслобака, трубки суфлирования II и III опор двигателя, дренажный бачок вертолета, воздухозаборники и выхлопные патрубки, о^ш^. У-О -Дл^О " Разрешается производить консервацию на вертолете одного двигателя при снятом по каким-либо причинам втором двигателе.

В случае снятия с вертолета незаконсервированного двигателя и при невозможности произвести ложный запуск для консервации топливной системы необходимо снять агрегаты топливной системы и законсервировать их не позднее чем через 24 ч после снятия (см. разд. 13.3).

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ЗАПРЕЩАЕТСЯ производить консервацию двигателя и редуктора во время дождя или снегопада (без навеса или ангара).

Консервация масляной системы двигателя

1. Слить отработанное масло из маслобака и маслосистемы вертолета согласно инструкции по эксплуатации вертолета. Сли1 масло из дшггателя-черсз крап слп-ва, расположенный п его псрсдне!Нчжгта (см. рис. 3 поз. 4),-к коробки приводов, отвернув пробку для слива масла (с правой стороны по полету).

2. Залить в маслобак свежее масло.

3. Промыть маслофильтр.

4. Запустить двигатель и дать ему проработать 3... 5 мин на режиме малого газа.

П р и м е ч а н и е. Если двигатель имеет наработку менее 5 ч, консервацию масляной системы не производить.

14 зак. 292 209 Консервация топливной и гидравлической систем двигателя Для внутренней консервации производится заполнение топливных агрегатов и агрегатов гидросистемы двигателя консервирующим маслом.

Внутренняя консервация топливной и гидравлической систем двигателя производится в следующем порядке.

1. Снять заглушку со штуцера консервации, расположенного на трубопроводе подвода топлива к блоку фильтров вертолета, и дать стечь топливу из топливной системы двигателя.

П р и м е ч а н и е. При консервации топливной и гидравлической систем пожарные краны вертолета должны быть закрыты.

2. Подготовить установку УКД-1 (чертеж 29909-00) для консервации с емкостью бака не менее 5 л, заполнить бак маслом МК-8 или трансформаторным. Консервирующее масло должно быть подогрето до 60... 80° С.

3. Подсоединить шланг установки к штуцеру консервации.

4. Закольцевать трубку подвода топлива и трубку.слива на агрегате РО-40 (см. рис. 64 "поз. 5, 3) специальным шлангом, который имеется в комплекте бортового инструмента.

5. Включить мотор консервирующей установки и создать давление 0,8... 1,0 кгс/см2.

6. Поочередно стравить воздух и слить керосин до появления чистой струи масла из агрегатов.НР-40, КА-40, ПН-40Р, ИМ-40, РО-40, СО-40 при помощи специального приспособления 7909.1020 (рис. 80), имеющегося в комплекте бортового инструмента.

Приспособление поочередно устанавливать на штуцера стравливания воздуха перечисленных выше агрегатов. Нажатием на шток приспособления открывать"шариковый клапан очередного агрегата и фиксировать шток в этом положении.

–  –  –

7. Стравить давление консервирующей установки. ^

8. Снять специальный шланг и поставить заглушки на штуцера.

9. Для консервации второго контура топливных форсунок необходимо закольцевать вышеуказанным шлангом штуцера на агрегате НР-40, предназначенные для замера давления топлива в первом и втором контурах топливных форсунок (см. рис. 61 поз..

10. Отсоединить,.низковольтный провод от агрегата зажигания.

11. Перед ложным запуском перевести вручную рычаги обоих гидромеханизмов поворота лопаток ВНА и НА первой, второй и третьей ступеней компрессора из положения «-30°» в положение «О». Перевод обоих гидромеханизмов должен быть осуществлен синхронно (разница углов поворота рычагов не более 5°).

12. Включить мотор консервирующей установки и создать давление 0,9... 1,0 кгс/см2. Открыть стоп-кран двигателя.

13... Произвести три ложных запуска двигателя с перекладкой гидромеханизмов. За время каждого ложного запуска 2... 4 раза включить противообледенительный клапан.

При наличии масла в выхлопном патрубке допускаются два последних ложных запуска производить с закрытым стоп-краном.

14. Подсоединить низковольтный провод к агрегату зажигания, снять приспособление для стравливания воздуха и шланг консервации второго контура топливных форсунок.

15. Отсоединить шланг установки от штуцера консервации и поставить заглушку на штуцер.

Наружная консервация двигателя Наружная консервация производится при полной консервации двигателя. Наружную консервацию двигателя производить при температуре окружающей среды не ниже 10° С или в помещениях с температурой 10° С и выше. Наружная консервация производится после того, как двигатель прогреется до температуры окружающей среды (но не ниже 10° С).

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае проведения наружной консервации при температуре наружного воздуха ниже 10° С срок консервации устанавливается один месяц.

Перед нанесением смазки наружные поверхности двигателя протереть салфеткой, смоченной в бензине, а затем сухой салфеткой.. ... "- "...

Наружная консервация двигателя производится,:посредством нанесения кистью смазки на наружные неокрашенные части двигателя.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. Не допускать попадания, смазок на штепсельные разъемы и металлические шланги электрооборудования двигателя, а также на воздушные жиклеры -.агрегата НР-40ВА. "

2. Переднюю и среднюю части корпусов компрессора и двигателя, изготовленные из титанового сплава, не консервировать.,

–  –  –

4. Заправить масляную систему редуктора свежим маслом Б 8В. гЖилллшЛ "АлЛЮъл* А /А^^г^гг-^«А?о

5. Произвести запуск одного из двух двигателей и дать ему проработать на режиме малого газа в течение 4... 5 мин.

6. Слить консервирующее масло из главного редуктора.

7. Заглушить открытые места трубопроводов и поставить заглушки на привода снятых агрегатов. Заглушить суфлер.

Наружная консервация главного редуктора Наружную консервацию главного редуктора производить при температуре окружающей среды не ниже 10° С или в помещении с температурой 10° С и выше.

Наружную консервацию производить после того, как редуктор прогреется до температуры окружающей среды.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если наружная консервация производится при температуре ниже 10° С, срок консервации устанавливается один месяц.

Перед консервацией наружные поверхности редуктора протереть чистой салфеткой, смоченной в бензине, а затем сухой салфеткой.

Наружные поверхности и детали редуктора, не защищенные лакокрасочными покрытиями, консервировать. одной из смазок, указанных в разд. 13.1.

Вал несущего винта и суфлер после нанесения смазки обернуть двумя слоями парафинированной бумаги и обвязать шпагатом.

13.3. КОНСЕРВАЦИЯ ГИДРОАГРЕГАТОВ И АГРЕГАТОВ

ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ В УСЛОВИЯХ ЭКСПЛУАТАЦИИ

В СОСТАВЕ ДВИГАТЕЛЯ ИЛИ СНЯТЫХ С ДВИГАТЕЛЯ

Срок хранения агрегатов топливорегулирующей аппаратуры, законсервированных в составе двигателя согласно требованиям подразделов «Консервация топливной и гидравлической систем двигателя» и «Наружная консервация агрегатов», не более 12 месяцев.

Агрегаты, снятые с двигателя и предназначенные для хранения более 24 ч, необходимо законсервировать. Срок консервации при этом устанавливается не более трех месяцев.

Консервация агрегатов, снятых с двигателя, включает в себя внутреннюю и наружную консервацию.

Внутренняя консервация агрегатов

3. Для внутренней консервации агрегатов НР-40, ПН-40Р необходимо:

слить оставшееся топливо из открытых штуцеров;

снять топливный входной фильтр, промыть его бензином, просушить и установить на место;

с помощью масленки для заливки масла (из комплекта наземного оборудования вертолета) влить консервирующее масло во входной штуцер агрегата, одновременно проворачивая (на 10...

15.оборотов) валик агрегата НР-40 против часовой стрелки, а агрегата ПН-40Р - по часовой стрелке, смотря со стороны привода.

2. Для внутренней консервации агрегатов РО-40, КА-40, ИМ-40 и СО-40 необходимо слить оставшееся топливо и залить во все штуцера (отсоединенных магистралей) консервирующее масло. В воздушные полости агрегата СО-40 масло не заливать.

3. Для внутренней консервации рабочих форсунок и форсунок пусковых воспламенителей необходимо промыть их каналы бензином или керосином под давлением 2... 3 кгс/см2, а затем прокачать до выхода масла из сопла форсунки. При этом используется установка для консервации топливной и гидравлической систем..

4. Для внутренней консервации блока дренажных клапанов и клапана постоянного давления пускового топлива необходимо:

слить оставшееся топливо;

залить в открытые штуцера консервирующее масло.

П р и м е ч а н и е. После внутренней консервации на штуцера агрегатов установить технологические заглушки.

Наружная консервация агрегатов Законсервировать наружные поверхности, не имеющие лакокрасочных покрытий, и обернуть агрегат парафинированной бумагой.

П р и м е ч а н и е. При консервации стартер-генератора ГС-18 смазать консервирующей"смазкой рессору и фланец крепления агрегата.

13.4. Х Р А Н Е Н И Е ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

Хранение двигателя и главного редуктора, установленных на вертолет При хранении частично законсервированного двигателя или редуктора на вертолете до 20 суток необходимо"через каждые 5...

7 суток производить осмотр наружных поверхностей двигателя или редуктора.

При наличии отпотевших элементов поверхности двигателя или редуктора протереть их салфеткой, не допуская появления коррозии в местах, не имеющих защитных покрытий. Места, пораженные коррозией, зачистить мелкой шкуркой, смоченной в масле, отполировать пастой ГОИ и промыть чистым бензином. Зачищенные участки покрыть консервационной смазкой.,.

В случае неблагоприятных метеорологических условий (выпадение осадков) сроки наружного осмотра могут быть сдвинуты до появления условий для такого осмотра. ", Хранение двигателя 8 редуктора.» ящике Двигатели и редукторы, снятые с вертолета «ли поступившие для эксплуатации, должны храниться в ящиках (как в складских помещениях, так и на площадках для хранения двигателей "% редукторов).

Требования, предъявляемые к площадкам для хранения двигателей и редукторов

1. Площадки для хранения двигателей и редукторов должны быть оборудованы на сухих, чистых, незатапливаемых водой участках, очищенных от растительности, а также должны иметь дренажные устройства и специальные подставки для предохранения" двигателей и редукторов от попадания воды и обеспечения вентиляции нижней части ящика;

Высота подставок устанавливается в зависимости от климатических и почвенных условий, но не менее 300 мм.

2. Ящик с двигателями и редукторами устанавливать так, чтобы.была обеспечена возможность свободного доступа к.ним для проведения осмотров.. ..

3. Навес над площадками для хранения двигателей и редукторов может быть любой конструкции, и из.любого материала.

Его конструкция должна обеспечивать защиту ящиков от прямого воздействия солнечных лучей и сток воды в дренажные канавы.1

4. Расстояние между установленными на хранение ящиками и навесом должно быть не менее 500 мм., Контроль и уход за двигателями и редукторами, поступившими для эксплуатации

1. Осмотр ящиков в процессе хранения и контроль за состоянием цвета силикагеля-индикатора осуществлять 1 раз в 3 месяца.

При полном порозовении силикагеля-индикатора вызвать представителя предприятия, производившего консервацию, для принятия решения.

-. :

Смену силикагеля и ремонт чехла в случае его повреждения производить в помещении в соответствии с указаниями действующих инструкций.

Температура в помещении должна быть не ниже 10° С.

2. Двигатели и редукторы, завезенные с улицы в помещение;, должны быть выдержаны в упаковке:

хранившиеся при температуре от 0 до -10° С - 8 ч;

хранившиеся при температуре от -10° С до -20° С - 24 ч;

хранившиеся при температуре от -20° С до -30° С - 30 ч;

хранившиеся при температуре от -30° С и ниже - 36 ч.

Половину времени выдерживать в таре, остальное время в ящике со снятой крышкой в чехле.

3. Площадки для хранения двигателей и редукторов и дренажные устройства содержать в чистоте.

4. При таянии снега удалить снег с ящиков и вокруг них.

Контроль и уход за двигателями и редукторами, снятыми с вертолета:. Двигатели и редукторы, снятые с вертолета, законсервированные и упакованные в ящик.в незагерметизированном чехле и без силикагеля, могут храниться до шести месяцев.

13,5. РАСКОНСЕРВАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

Наружная расконсервация двигателя Наружная расконсервация двигателя производится с целью удаления консервирующей смазки с поверхности двигателя. Смазку удалить кистью, смоченной в бензине. При удалении смазки не допускать попадания бензина на дюритовые соединения, детали и провода электрооборудования, подшипники гидромеханизмов, а также на фторопластовые втулки цапф поворотных лопаток ВНА и НА первой, второй и третьей ступеней компрессора.

Для облегчения удаления загустевшей смазки перед расконсервацией рекомендуется подогреть двигатель теплым воздухом с.температурой 70... 80° С.

Внутренняя расконсервация двигателя Внутренняя расконсервация двигателя производится после установки его на вертолет. Ее цель "удалить консервирующее масло из агрегатов и трубопроводов топливной системы, а также заполнить их топливом, заменить консервирующее масло в масляных полостях двигателя свежим маслом.

Для внутренней расконсервации необходимо:

1-. Запоавить маслобак двигателя свежим маслом Б-ЗВ (см.

пяогт 1^.0), иш и14-&ЧУ(?*ъ^ &з //^адддэ прчм&п&с* "Г1" рас.д. 19^ ио*г яя-вмп/Уез&Р-ДЭ"Г)!Ао&иъч****-** ** цл.

2. Приспособлением 7909.1020 (см. рис. 80), находящимся комплекте бортового инструмента двигателя, стравить воздух и масло из агрегатов НР-40, КА-40, ПН40Р, РО-40, СО-40 и ИМ-40.

стр. °1б п.° Вылетать подкачивавши насос вертолетной топливной! системы и стравить воздутс и масло д® по вленмь спйошко!» @трум топлива и полного отсутотви в струе пузырьжов воздуха".

Приспособление поочередно подсоединять к стравливающим клапанам этих агрегатов. Нажатием на шток приспособления открыть шариковый клапан агрегата и зафиксировать шток в этом положении.

-^г Включить *подкачайщий насос вертолетной топливной системы и стравливать\воздух и масло до появления сплошной струи топлива (стоп-кран\аакрыт).

3. Отсоединить низковольтный провод от агрегата зажигания.

4. Произвести прокрутку ротора двигателя специальным ключом ручной прокрутки, имеющимся в комплекте бортового инструмента двигателя, и убедиться в отсутствии посторонних шумов.

5. Произвести ложный запуск двигателя с открытым/стоп-краном и проконтролировать:

частоту вращения ротора турбокомпрессора, которая должна быть не менее 26% (при раскрутке от аэродромного источника питания) ;

Давление масла и двигателе, которое должно быть не--ниже 1 кгс/см2;.. наличие посторонних шумов в двигателе;

наличие топлива, выдуваемого через выхлопную трубу.

6. Произвести холодную прокрутку (продувку) двигателя и проследить за вытеканием топлива через дренажные штуцера.

7. Подсоединить низковольтный провод к агрегату зажигания.

8. Долить масло в маслобак до отметки 10 л.

9. Произвести запуск и опробование двигателя.

Пр и м е ч а н и е. Регламентные работы после первой пробы вновь установленного двигателя производить, как указано в разд. 9.2.

Наружная расконсервация главного редуктора Наружная расконсервация редуктора производится с целью удаления консервирующей смазки с его поверхности.

Смазку удалить кистью, смоченной в бензине, после чего редуктор протереть сухой салфеткой. При низкой температуре окружающего воздуха необходимо для удаления загустевшей смазки подогреть редуктор теплым воздухом с температурой 70...

После наружной расконсервации осмотреть1 редуктор.

Убедиться в отсутствии забоин на шлицах и резьбе вала несущего винта.

Внутренняя расконсервация главного редуктора Внутренняя расконсервация редуктора производится после установки его на вертолет с целью замены консервирующего масла в масляных полостях редуктора свежим маслом.

Для внутренней 1 раскоисервации необходимо:

1. Слить остатки консервирующего масла (после консервации) из внутренней полости редуктора.

тора» на стр. 217 п. 2 изложить: «Залить в редуктор свежее масло Б-ЗВ или ЛЗ-240 в зависимости от того, какое масло применяете* на лертолете. 9 V 2.1. Стр. $^7, глава XIV «Упаковка и транспортировка доигателя», четвертый абзац дополнить текстом следующего содержания:

«К снятому двигателю не прикладывать, а использовать при установке на вертолет очередного двигателя следующие детали по техническому состоянию:

Экранирующие шланги с высоковольтными проводами к запалььым свечам 7989.4680, 7989.4690 или 7989.4430, 7989.4440, - детали обдува термокомпенсатора агрегата КА-40:

7984.0082 - накладка на верхний фланец патрубка воздухопроводов термокомпенсатора;

7984.0310 - трубка передняя воздухопроводов термокомпенсатора для подвода воздуха в термокомйенсатор агрегата КА-40;

7984.0290 - трубка задняя воздухопроводов термокомпенсатора для отвода воздуха в воздухозаборник;

1430А-56-6 - штуцер поворотный для подвода воздуха на обогрев термокомпенсатора агрегата КА-40;

1442А-56-6 - штуцер проходной для подвода воздуха на обогрев термокомпенсатора агрегата КА-40;

1450А-56-3 - гайка глухая для крепления штуцера поворотного». Б*ы* ^-ЛЗо

2. Залить в редуктор свежее масло Б-ЗВ,Д5

3. Запустить двигатели, прогреть редуктор и дать ему ботать на режиме малого газа в течение 4... 5 мин.

4. После остановки двигателей, проверить уровень масла в редукторе, при необходимости долить масло (см. разд. 4.5).

5. Запустить двигатели и произвести опробование редуктора на всех режимах (см. гл. 5).

П р и м е ч а н и е. Регламентные работы после первой пробы вновь установленного редуктора см. в разд. 9.9.

–  –  –

14.1. УПАКОВКА ДВИГАТЕЛЯ И РЕДУКТОРА Упаковка двигателя Двигатель, снятый с вертолета и прошедший полную консервадию, упаковывается в ящик.

Двигатель закрепить на подставке основания ящика боковыми цапфами и при помощи транспортировочного фланца сзади (см.

рис. 77). После наружной консервации двигатель обернуть бумагой, обвязать шпагатом и закрыть полиэтиленовым чехлом (без сварки шва).

Укомплектовать двигатель техническоой документацией, агрегатами, указанными в формуляре, и принадлежащими двигателю узлами и деталями.

Обязательно проверить наличие экранирующего шланга (левый и правый) к запальным свечам (2 шт.) и транспортировочных заглушек. ^?/^,^/"" Закрыть ящик крышкой, закрепить болтами и опломбировать.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ, 1. Перед транспортировкой двигатель, снятый с вертолета, ЗАПРЕЩАЕТСЯ разукомплектовывать, за исключением отдельных случаев с разрешения предприятия-изготовителя двигателя или АРП.

2. ЗАПРЕЩАЕТСЯ производить упаковку двигателя вне ангара или навеса во время дождя или снегопада.

Размеры упаковочного ящика двигателя, мм:

длина „.......- 3110 (морская упаковка 3310) ширина........ 1370 (морская упаковка 1610) высота........ 1260 (морская 5"паковка 1395) Масса упаковочного ящика с двигателем приблизительно 1000 кг (в морской упаковке 1300 кг).

Упаковка редуктора Редуктор, снятый с вертолета и прошедший консервацию, устанавливается и закрепляется на основании упаковочного"ящика.

Проверить наличие рессоры привода воздушного компрессора, которая должна быть смазана, обернута бумагой и прикреплена к редуктору..

После наружной консервации редуктор обернуть бумагой, обвязать шпагатом и закрыть полиэтиленовым чехлом (без сварки шва). Закрыть ящик крышкой, крышку закрепить болтами и опломбировать.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. Перед транспортировкой редуктор, снятый с вертолета, КАТЕГОРИЧЕСКИ ЗАПРЕЩАЕТСЯ разукомплектовывать.

2. ЗАПРЕЩАЕТСЯ производить упаковку редуктора вне ангара Или не под навесом во время дождя или снегопада.

Размеры упаковочного ящика редуктора, мм:

длина........ 1520 (морская упаковка 1730) ширина,....... 1290 (морская упаковка 1610) высота..... ». . 2200 (морская упаковка 2325)

14.2. ТРАНСПОРТИРОВКА ДВИГАТЕЛЯ И РЕДУКТОРА Погрузка, транспортировка и разгрузка производятся согласно инструкции и. технической документации транспортных организаций. ..

Двигатель и редуктор, упакованные в ящик, разрешается транспортировать автомобильным, железнодорожным, водным и воздушным транспортом.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. Автомобильным транспортом разрешается транспортировать со скоростью до 40 км/ч по шоссе с асфальтовым или бетонным покрытием и до 20 км/ч по булыжным и грунтовым дорогам.

2. Морским транспортом разрешается транспортировать только в трюмах кораблей.

3. Воздушным транспортом разрешается транспортировать на высоте до 10 км в негерметичных кабинах при закрытых люках.

При транспортировке воздушным транспортом вместо упаковки в ящик разрешается упакованный в чехлы двигатель устанавливать на" специальной подставке. Габаритные размеры двигателя на подставке: длина 2880 мм, ширина 1050 мм, высота 1210 мм.

Масса двигателя на подставке приблизительно 600 кг.

При перевозке воздушным транспортом вместо упаковки в ящик разрешается упакованный в чехол редуктор устанавливать на специальной подставке. Масса упакованного редуктора 950 кг, габаритные размеры: длина 1980 мм, "ширина 1160 мм, высота 1500 мм. "" ПРИЛОЖЕНИЯ

1. СПЕЦИФИКАЦИЯ БОРТОВОГО ИНСТРУМЕНТА

ДЛЯ ОБСЛУЖИВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ И РЕДУКТОРА

Для обслуживания двигателя ТВ2-117А и редуктора в процессе эксплуатации применяется следующий инструмент и приспособления, входящие в бортовой чемодан (рис. 81), прикладываемый к двигателям четных номеров..:

–  –  –

2. ОДИНОЧНЫЙ КОМПЛЕКТ ЗАПАСНЫХ ЧАСТЕЙ ДВИГАТЕЛЯ

Одиночный комплект запасных частей используется при проведении регламентных работ или при замене агрегатов двигателя, вышедших из строя во время эксплуатации.

Одиночный комплект прикладывается к каждому двигателю.

Он упакован в пакет, который прикреплен к двигателю лентой.

Количество деталей (узлов) указано для двигателей, имеющих ресурс 1500 ч. Количество некоторых деталей (узлов) с увеличением ресурса может быть изменено.

–  –  –

К каждому двигателю прикладывается также по одному комплекту запасных частей к следующим агрегатам: стартеру-генератору ГС-18МО, синхронизатору мощности СО-40, регулятору частоты вращения РО-40М, плунжерному насосу ПН-40Р, командному агрегату КА-40, исполнительному механизму ограничителя ИМ-40, насосу-регулятору НР-40ВА.

3. ОДИНОЧНЫЙ КОМПЛЕКТ ЗАПАСНЫХ ЧАСТЕЙ РЕДУКТОРА

Одиночный комплект запасных частей используется при проведении регламентных работ или при замене агрегатов на редукторе, вышедших из строя во время эксплуатации.

Одиночный комплект прикладывается к каждому редуктору.

Он упакован в пакет, который прикреплен к редуктору лентой.

Количество деталей (узлов) указано для редукторов, имеющих ресурс 1500-ч. С увеличением ресурса количество некоторых деталей (узлов) может быть изменено.

–  –  –

6. ИЗМЕРЕНИЕ ИЗНОСА РАБОЧИХ ЛОПАТОК ПЕРВОЙ СТУПЕНИ

РОТОРА КОМПРЕССОРА ДВИГАТЕЛЕЙ ТВ2-П7А,

УСТАНОВЛЕННЫХ НА ВЕРТОЛЕТЕ

Измерение, износа передней кромки рабочих лопаток первой ступени ротора компрессора в сечениях, расположенных в 3 мм от торцев лопаток, производится индикаторным прибором ИП-ЛЛ (рис. 82), который состоит из индикатора часового типа 1, опоры Рис. 82. Схема настройки индикаторного прибора ИП-1Л по шаблону

А6084-30708:

I - индикатор часового типа; 2 - опора прибора; 3 - подвижная ножка прибора; 4 - неподвижная ножка прибора; 5 - шаблон А6084-30708; А, Б - стрелки 15* 227 прибора 2, подвижной ножки 3, неподвижной ножки 4 и укомплектован шаблоном 5.

1. Настроить прибор ИП-1Л по шаблону 5. Для этого установить прибор "относительно шаблона 5 таким образом, чтобы опора. 2 и нижняя поверхность подвижной ножки 3 касались одной, стороны, а неподвижная ножка 4 и цилиндрическая поверхность подвижной ножки 3 - другой стороны шаблона 5. При этом подвижная ножка 3 должна утопиться не менее чем на 5 мм. Индикатор. / настроить таким образом, чтобы деление «О» находилось напротив большой стрелки Б. Запомнить показание маленькой стрелки «Л» (а). Отвести шаблон от лрибора и повторно проверить настройку. Если настройка не изменилась, прибор годен к работе.

2. Перевести вручную рычаги обоих гидромеханизмов поворота лопаток компрессора из положения «30» в положение «О» по лимбу. Перемещать рычаги гидромеханизмов при помощи деревянной выколотки без ударов.

3. Установить в привод коробки приводов ключ для ручной прокрутки турбокомпрессора. При помощи ключа установить одну из лопаток первой ступени ротора компрессора в положение, удобное для проведения замера износа. При проведении замера придерживать ротор от проворачивания ключом.

4. Установить в воздухозаборник двигателя прибор ИП-1Л (рис. 83) так, чтобы опора 2 касалась внутренней стенки корпуса I опоры роторов 7, а нижняя поверхность подвижной ножки 3 касалась внутренней стенки переднего корпуса 8 компрессора дви

Ось д&игателя

Схема замера износа передней кромки лопаток первой ступени ротора компрессора:

/ - индикатор; 2 - опора прибора; 3 - подвижная ножка прибора; 4 - неподвижная ножка прибора; 5 - индикаторный прибор ИП-1Л; 6 - вертолетный.тоннель входа воздуха в двигатель; 7 - корпус I опоры роторов двигателя; 8 ~- передний корпус компрессора; 9 - лопатка первой ступени ротора компрессора; 10 - лопатка входного направляющего аппарата; А, Б - стрелки гателя в плоскости, проходящей через ось двигателя. Прибор переместить в сторону компрессора до касация неподвижной ножки 4 и цилиндрической поверхности подвижной ножки 3 передней кромки лопатки 9 первой ступени ротора компрессора. Подвижная ножка 3 будет касаться передней кромки на расстоянии 3 мм от торца лопатки 9.

6. Поворачивая ротор компрессора ключом ручной прокрутки, произвести замер износа передней кромки не менее чем у восьми лопаток, равномерно расположенных по окружности. ч При проворачивании ротора компрессора учитывать, что при повороте ключа ручной прокрутки на один оборот ротор компрессора"повернется также на один оборот.

7. Если износ лопаток близок к максимально допустимому значению, то необходимо произвести замер износа всех лопаток первой ступени.

8. Максимальный износ кромки лопатки первой ступени компрессора из числа проверенных записать в формуляр двигателя.

7. ИЗМЕРЕНИЕ ИЗНОСА ЛОПАТОК НАПРАВЛЯЮЩЕГО АППАРАТА

ШЕСТОЙ СТУПЕНИ КОМПРЕССОРА ДВИГАТЕЛЕЙ ТВ2-И7А,

УСТАНОВЛЕННЫХ НА ВЕРТОЛЕТЕ

На двигателях ТВ2-117А с № С9241251 и прошедших ремонт после 10 апреля 1973 г. измеряется износ лопаток направляющего аппарата шестой ступени компрессора (рис. 84), для чего на указанных двигателях введен специальный смотровой лючок.

Замер износа производится механическим прибором ПМ-2 (рис. 85).

Порядок замера

1. Расконтрить и отвернуть ключом заглушку смотрового лючка, расположенного на левой стороне корпуса коробки перепуска воздуха из компрессора.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Принять меры, исключающие попадание посторонних предметов в отверстие смотрового лючка.

2. Нажать на шток 3 штанги 2 до утопания щупа 4 в прорези штанги, достать штангу 2 из стойки 1 прибора и вставить стойку -1 в отверстие смотрового лючка, совместив риску, расположенную против нуля на лимбе с риской на бобышке корпуса коробки перепуска воздуха из компрессора.

3. Нажать на шток 3 штанги 2 до полного утопания щупа 4 в прорези штанги 2 и вставить штангу в стойку 1. При этом указатель 6 должен быть направлен на отметку «О». Опустить шток 3.

Устранить зазор между мерительной ножной (щуп) 4 прибора ПМ-2.и внутренней поверхностью наружной обоймы НА шестой ступени, приподняв штангу 2 прибора до соприкосновения обоймы и ножки (см. рис. 84), не прикладывая при этом излишних усилий.

–  –  –

5. Вынуть прибор ПМ-2 из отверстия в корпусе коробки перепуска воздуха из компрессора, для чего нажать на шток 3 штанги 2, вынуть штангу 2 и стойку 1.

6. Завернуть заглушку с уплотнительным кольцом в отверстие корпуса коробки перепуска воздуха и законтрить ее проволокой.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Для исключения образования трещин у бобышки по месту сварки из-за чрезмерных усилий затяжки заворачивать заглушку торцевым ключом 8 = 14 (19-824) до соприкосновения ее торца с торцем бобышки, не применяя больших усилий (герметичность обеспечивается резиновым уплотнительным кольцом), предварительно смазав резьбу заглушки графитовой;

смазкой НК.-50.

7. Износ лопаток НА записать в формуляр двигателя.

8. ИНСТРУКЦИЯ ПО ПРИМЕНЕНИЮ СЪЕМНИКА

ДЛЯ СНЯТИЯ ТРУБОК СУФЛИРОВАНИЯ И ТРУБОК

ПРЕПАРИРОВАНИЯ ПОЛОСТЕЙ II ОПОРЫ

НА ДВИГАТЕЛЯХ ТВ2-П7А ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ

РЕГЛАМЕНТНЫХ РАБОТ ЧЕРЕЗ КАЖДЫЕ (300+20) Ч РАБОТЫ

ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ

При выполнении регламентных работ, через каждые (300±

20) ч работы двигателя в полете съем. трубок суфлирования и трубок препарирования во избежание их повреждений производить съемником по. настоящей инструкции.

Съем трубки суфлирования производить с помощью переходника А6350-12274 и съемника А6350-12272.

Съем трубки препарирования производить с помощью переходников А6350-12263, А6350-12275 и. съемника. А6350-12272 в зависимости от конструкции трубки препарирования.

–  –  –

2. Выпрессовать трубку препарирования из посадочного места последовательными ударами груза в упор стержня съемника, для чего:

на трубку препарирования со штуцером (рис. 88, а) навернуть переходник 2 и ввернуть в переходник стержень съемника 1 с грузом;

в трубку препарирования с внутренней резьбой Мб (рис. 88,б) ввернуть стержень съемника 1 с грузом;

в трубку препарирования с гладким внутренним диаметром (рис. 89, в) вставить цанговый зажим 3, ввернуть в зажим оправку 4, в оправку ввернуть стержень съемника 1 с грузом.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Цанговый зажим необходимо заводить до упора во фланец трубки препарирования (до выхода буртиков цанги из полости трубки), оправку 4 заворачивать в зажим усилием от руки до упора. ЗАПРЕЩАЕТСЯ применять цанговый зажим для съема трубок препарирования со штуцером и внутренней резьбой.

3. После снятия трубки препарирования выполнить работы разд. 9.6.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При проведении указанных работ соблюдать меры предосторожности, исключающие попадание посторонних предметов в двигатель.

Перечень приспособлений, необходимых для снятия трубок суфлирования и трубок препарирования

–  –  –

9. ИНСТРУКЦИЯ ПО ПРОВЕРКЕ ДАВЛЕНИЙ ВОЗДУХА В 15-Й

И 14-И ПОЛОСТЯХ II ОПОРЫ И РЕГУЛИРОВКЕ ПЕРЕПАДА

МЕЖДУ НИМИ НА ДВИГАТЕЛЯХ ТВ2-117А В ЭКСПЛУАТАЦИИ

Подготовительные работы

1. Ослабить хомуты крепления дюритов, соединяющих патрубки сброса воздуха с бортовыми трубками сброса, снять дюриты (выполняет эксплуатирующая организация).

2. Осмотреть внутренние стенки дюритов на предмет отсутствия вспучивания, вмятин и других механических повреждений, а также отсутствия закоксованности внутренних полостей бортовых трубок сброса воздуха из II опоры. При значительной закоксованности бортовые трубки сброса снять, прочистить от кокса, промыть бензином (керосином) до полного удаления продуктов коксования. В случае вспучивания или повреждения дюрита заменить его новым (выполняет эксплуатирующая организация).

3. Проверить шариком 0 12,7 мм проходное сечение бортовых трубок сброса. Шарик должен свободно прокатываться по всей длине трубки. Зафиксировать состояние трубок.

П р и м е ч а н и е. Для облегчения проверки проходного сечения трубок сброса разрешается производить проверку без демонтажа их с двигателя. Для этого необходимо ввести шарик во внутреннюю полость трубки со стороны дюрита и прокачать трубку воздухом от ручного насоса. Если проходное сечение трубки соответствует ТУ, шарик выкатится из трубки. Если проходные сечения указанных трубок менее 12,7 мм, вызвать представителяр предприятия - изготовителя вертолета для доработки их по бюллетеню Л ° 061705601 (617ДК).

4. Установить на место бортовые трубки сброса и соединительные дюриты (выполняет эксплуатирующая организация).

5. Перед постановкой приспособлений А6073-10095СБ и А6073СБ на двигатель продуть шланги воздухом от баллона ручного насоса.

6. Расконтрить, отвернуть накидные гайки трубки суфлирования 5 (рис. 89), снять трубку и жиклер 4 со штуцера трубки суфлирования 3.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. До окончания работ на одном двигателе ЗАПРЕЩАЕТСЯ съем трубки суфлирования и жиклера с другого двигателя во избежание их перепутывания.

7. Расконтрить, отвернуть винты (по 3 шт.) крепления трубки суфлирования 3 и заглушки 2 воздушной полости. Снять трубку суфлирования и заглушку. При снятии трубки суфлирования 3 г „ использовать съемник А6350-12272 с переходником А6350-12274.

–  –  –

8. Установить вместо трубки суфлирования 3 трубку приспособления А6073-10095СБ с новыми. уплотнительными кольцами 2267А-8-2. Подсоединить снятую трубку 5, предварительно установив на штуцер трубки приспособления ранее снятый жиклер 4.

"- 9. Установить вместо заглушки 2 штуцер приспособления А6073-10096СБ.

П р и м е ч а н и я: 1. При необходимости разрешается демонтаж и монтаж топливных трубок,-препятствующих постановке приспособления.

2. При установке приспособлений заменить паронитовые прокладки 7931,0053 и 7922,0007 новыми, предварительно зачистив фланцы от ранее, стоящих прокладок.., ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При выполнении работ соблюдать меры предосторожности, исключающие попадание посторонних предметов внутрь двигателя.

10. Шланги приспособлений А6073-10095СБ и А6073-10096СБ провести в кабину и приспособить их совместно с.мановакуумметрами для проведения замеров. При замере.давлений мановакуумметры должны находиться в вертикальном положении.

Проверка давлений в 15-й и 14-й полостях и регулировка перепада между ними

1. Запустить двигатель и прогреть его на режиме малого газа.

2. Вывести двигатель на крейсерский режим,и дать ему проработать до достижения температуры масла на выходе не менее 70° С. Вывести двигатель на взлетный режим и проверить приемистость. Вывести двигатель на номинальный режим и произвести замер, давлений в 15-й и 14-й полостях (при необходимости замер повторить).

4. Вывести двигатель на взлетный режим и произвести замер давлений в 14-й и 15-й полостях (при. необходимости замер повторить).

5. Перевести двигатель на режим малого газа, охладить и выключить.

АР = Р1п- РиПри соответствии Ар нормам ТУ для стендовых испытаний (0,05... 0,3 кгс/см2) двигатель подлежит дальнейшей эксплуатации.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае невозможности отрегулировать перепад давлений до норм ТУ для стендовых испытаний до^ пускается уменьшение или увеличение перепада в пределах 0...

0,4 кгс/-см2. При невозможности отрегулировать перепад до указанных значений вопрос о дальнейшей эксплуатации двигателя решить с предприятием-изготовителем (АРП).

П р и м е ч а н и я. 1. При замере давлений в 14-й полости может быть получено разрежение. Давление в этом случае будет со знаком минус.

2. При замере давлений в полостях II опоры может произойти закупорка маслом капилляров приспособлений, поэтому в случае отсутствия показаний на манометрах или нестабильности показаний при проведении замеров необходимо продуть шланги приспособлений и продолжить замеры до получения стабильных показаний.

7. При несоответствии перепада давлений нормам ТУ для стендовых испытаний дальнейшую работу производить в следующем порядке.

Если перепад давлений Ар меньше 0,05 кгс/см2, произвести его регулировку установкой жиклера в 14-й полости с увеличенным диаметром проходного сечения.

Замену жиклера 4 производить последовательно, увеличивая каждый раз диаметр проходного сечения на 0,2 мм (не более).

После каждой замены замерять давления в 15-й и 14-й полостях и подсчитывать перепад/. Регулировку вести до получения перепада давлений в пределах норм, оговоренных в п. 6.

В. случае появления течи масла через центробежный суфлер уменьшить диаметр проходного сечения жиклера до прекращения течи и продолжить регулировку перепада давлений установкой шайбы-жиклера меньше диаметра проходного сечения под обоими боковыми патрубками сброса воздуха.

П р и м е ч а н и е. Шайба-жиклер изготовляется с диаметром проходного сечения 5, 10 и Г5 мм.

Если перепад давлений Ар больше 0,3 кгс/см2, произвести его регулировку установкой жиклера в 14-й полости с уменьшенным диаметром проходного сечения.

Замену жиклера вести последовательно, уменьшая каждый раз диаметр проходного сечения на 0,2 мм (не более). После каждой замены замерять давления в 15-й и 14-й полостях и подсчитывать перепад.

Регулировку вести до получения перепада давлений в пределах норм, оговоренных в п. 6.

В.случае появления течи масла из бортовых трубок сброса на срез выхлопного патрубка увеличить диаметр проходного сечения жиклера до прекращения течи.

8. В случае невозможности уменьшить перепад давлений до норм ТУ для стендовых испытаний (0,5...0,3 кгс/см2) произвести устанрвку дополнительного патрубка сброса воздуха из 15-й полости, для чего:

расконтрить, отвернуть накидные гайки верхних трубок 3 и 8 (рис. 90) топливных коллекторов, снять трубки;

снять трубку 4, идущую От. СО-40 к проходнику 3996А-8, расконтрив, отвернув накидные гайки и винты крепления.колодок 5, 6, 7. Снять колодка 2, 10 (колодки аннулируются).

Схема установки трубок:

1 - заглушка 7922.0039; 2, 5, 6, 7, 9, 10 - колодки и хомуты крепления трубопроводов; 3 - трубка 7901.3720;

4 - трубка 7901.4860 (7901.4130); 8 - трубка 7901.3660; 11 - трубка 7901.4160 П р и м е ч а н и е. На правом двигателе для удобства демонтажа трубки 4 использовать головку ключа 5=19 мм со спецрукояткой. 704455СВ и воротком;

расконтрить, отвернуть болты крепления левого 15 и правого / {рис. 91) патрубков сброса воздуха из 1-5-й полости. Снять патрубки, зачистить фланцы на двигателе от ранее стоявших прокладок;

произвести демонтаж с двигателя приспособлений А6073СБ для замера давления в 15-й полости;

установить штуцер 10 сброса воздуха вместо снятого штуцера приспособлений А6073-10096СБ, предварительно поставив под него новую прокладку 4. Под головки двух вновь устанавливаемых измененных винтов 11 и винта 13 (со шлицем под отвертку) подложить контровочные шайбы 12. Затянуть и законтрить винты;

Рис. 91. Схема установки дополнительного патрубка сброса воздуха из полостей № 15 II опоры (вид спереди):

1 - правый патрубок 7922.1280; 2 - болт 3008А-6-44-182АТ-2; 3 - шайба-жиклер 7922.0084;

4 - прокладка 7922.0007; 5 - регулировочная прокладка 7922.0302; 6 - прокладка 7922.0297;

7 -гайка 3315А-6; В - шайба 665ГО29 ГОСТ 6402-70; 9 - правая трубка 7902.3270;.10 - штуцер 7922.0301; 11 - винт 3008А-6-38; 12 - контровочная шайба 3464А-6; 13 - винт 65К56-1040; 14 - левая трубка 7902.3280; 15 - левый патрубок 7922.1290; 16 - заглушка 7922.0039; 17 - болт 3008А-6-48-182АТ-2 (левый и правый патрубки устанавливаются соответственно на левый и правый фланцы двигателя, смотря на двигатель сзади) собрать левый патрубок 15 с трубкой 14, подложив в разъем прокладку 6;

установить собранный узел патрубка на левый фланец диффузора. Навернуть накидную гайку трубки 14 на штуцер 10 от руки до упора. Подложить под фланец патрубка шайбу-жиклер 3 и по одной прокладке 4 с обеих сторон шайбы-жиклера. На наружный фланец патрубка поставить новую прокладку 4 и штуцер приспособления А6073-10096СБ. Вставить вновь введенные удлиненные болты 17 в отверстия патрубка и убедиться, что они свободно заворачиваются в отверстия фланца-диффузора. В случае, если болты не входят в отверстия фланца диффузора, добиться совмещения отверстий патрубка и фланца диффузора, подложив в разъем патрубка 15 и трубки 14 подобранную регулировочную прокладку 5 и по одной прокладке 6 с обеих ее сторон.

П р и м е ч а н и е. Регулировочные прокладки 5 изготавливаются толщиной 0,5, 1 и 1,5 мм. Винты и гайки затянуть окончательно и законтрить;

собрать патрубок 1 с трубкой 9 и установить на правый фланец двигателя по аналогии сборки и установки левого патрубка.с трубкой;

установить трубки 3 и § (см. рис. 90) в пор.ядке, обратном снятию;

установить взамен снятой трубки 4 (7901.4130) новую трубку, 7901.4860. Под головки болтов крепления колодок подложить новые контровочные шайбы 9К53-1570. Для крепления трубок 7901.

4160.и 7901.4860 поставить вновь введенный хомут 9 (6Щ79-7064).

Затянуть и законтрить накидные гайки и болты;

П р и м е ч а н и е. На двигателях до № С9Ш010 при монтаже дополнительного (третьего) патрубка сброса воздуха из 15-й полости II опоры при необходимости заменить трубки 7901.4140 (7901.4230), 7901.4150 (7901.4240) на трубку 7901.4730 (топливный коллектор пусковых форсунок) и трубку 7901.4740 (соединяющую клапан постоянного давления с трубкой 7901.4730) комплектно 1С пусковыми воспламенителями 7934.1800 (левый) и 7934.1900 (правый). Снятые Ои. с двигателя детали подлежат возврату на завод-изготовитель.

ёшЯЗ&Ч ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При проведении работ соблюдать меры предосторожности, исключающие попадание посторонних предметов внутрь двигателя;

повторить пп. 1... 6. В случае, если после установки дополнительного патрубка сброса воздуха перепад давлений будет менее 0,05 кгс/см2, произвести работы согласно п. 7..

9. Демонтировать приспособления А6073-10095СБ и А6073СБ, поставить заглушки и подобранный жиклер 4 (см.

рис. 89) в порядке, обратном снятию. Под заглушки при необходимости поставить новые паронитовые прокладки. Произвести монтаж снятых трубопроводов в порядке, обратном снятию, крепежные детали затянуть и законтрить.

П р и м е ч а н и е. При наличии закоксованности трубки 3 прочистить трубки суфлирования и препарирования шабером А6404-0270 согласно. бюллетеню № 079902182 (С79-152Э).

10. Работу по проверке перепада давлений между 15-й и 14-й полостями II опоры на двигателях выполняют специалисты эксплуатирующих и ремонтирующих вертолеты организаций, имеющие допуск к выполнению этих работ.

11. О проделанной работе произвести запись в формуляре двигателя с указанием фактического перепада давлений.

Перечень приспособлений, необходимых при проверке и регулировке перепада давлений

–  –  –

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Обдувка сжатым воздухом после промывки керосином ЗАПРЕЩАЕТСЯ, так как при обдувке деталей из титановых сплавов может возникнуть искра.

4. Смазать каждый шарнирный подшипник рычагов поворотных лопаток компрессора х при помощи шприца 3...5 каплями-мае-.

да МК-8, пазы скоб полуколец, сухарики и сферы рычагов гидромеханизмов покрыть смазкой ПВК. Во время смазки и после производить перекладку рычагов гидромеханизмов.

5. После устранения тугого хода механизма поворота лопаток необходимо запустить и раздельно опробовать оба двигателя (при одном работающем двигателе). Зафиксировать птк, пв на всех режимах и убедиться в их соответствии нормам ТУ.

6. Проверить и при необходимости отрегулировать углы поворота лопаток направляющих аппаратов компрессора.

7. В случае неустранения тугого хода механизма поворота после выполнения работ по пп. 1.. 4 снять гидромеханизмы и проверить перекладку лопаток ВНА и НА первых трех ступеней компрессора, перемещая полукольца от руки. Если при этом перекладка поворотных лопаток компрессора производится без больших усилий, заменить гидромеханизмы.

Недораскрытие направляющих аппаратов компрессора на рабочих режимах может быть вызвано засорением топливных фильтров гидромеханизмов вследствие эксплуатации двигателя на загрязненном топливе.

При этом частота вращения пт!? будет завышенной, а частота вращения пв заниженной, т..е. двигатель не выходит на повышенные режимы.

При необходимости промывку топливных фильтров гидромеханизмов произвести в следующем порядке:

промыть гидромеханизмы в местах расположения топливных фильтров с помощью волосяной кисти, смоченной в бензине (рис. 48, поз. 10, 11, 12, 13}; " расконтрить, ослабить накидные гайки крепления трубопроводов к поворотным штуцерам 12 и расконтрить головки топливных фильтров 10 и 11. Удалить остатки контровочной проволоки из всех контровочных отверстий и мест расположения топливных фильтров;

накидным ключом 5=12 мм вывернуть топливные фильтры 10 и 11-тлз корпусов 13, удерживая открытым ключом 5=17 мм корпусы фильтров 13 от возможного выворачивания. Перед снятием фильтров необходимо пометить их головки рисками согласно их расположению на гидромеханизмах;

промыть фильтры гидромеханизмов бензином с помощью волосяной кисти и продуть сжатым воздухом;

установить фильтры гидромеханизма в их посадочные места согласно меткам, предварительно убедившись в целости алюминиевых и резиновых ушютнительных колец. В случае нарушения целости - заменить кольца новыми;

дальнейший монтаж вести в последовательности, обратной снятию; " проверить и при необходимости отрегулировать углы поворота лопаток компрессора.

П р и м е ч а н и я: 1. Работы по пп. 1...5 выполняет.эксплуатирующая организация.

2. Работы с п. 6 выполняет представитель предприятия - изготовителя двигателя или АРП или специалист эксплуатирующей организации, имеющий допуск к выполнению этих работ.

16 Зак. 292 " "

11. ЗАМЕНА НА ДВИГАТЕЛЯХ ТВ2-117А ТРУБОПРОВОДА 7904.0120 НА ТРУБОПРОВОД 7904.0590 Для обеспечения работы ПЗУ вертолета Ми-8 на новых двигателях ТВ2-117А с № С96301245 и отремонтированных на предприятии-изготовителе с 3 сентября 1977 г. устанавливаются трубопроводы 7904.0590 подвода воздуха к противообледенительному клапану с дополнительным фланцем отвода воздуха на зжекцию ПЗУ (рис. 93, поз. 2).

Рис. 93. Трубопровод 7904.0590:

1; П - проволока 0,8 ТС-12Х18Н9Т; 2 - трубопровод 7904.0590; 3 - прокладка 7904.0103; 4 - заглушка 7904.0104; 5 - винт 3152А-5-10-182АТ; 6 - специальная гайка" 7904.0098; 7 - уплотнительное кольцо 2267А-23; 8 - уплотнительное кольцо ЗЗМ51-38-27.2 (1; 1,5; 2; 2,5); 9 - накладка 7904.0007; 10 - винт 3152А-6-14; ;; - болт 3008А-6-40-182АТ; 12 - винт 3147А-6-16;

13 - прокладка 7931.0041; 14 - замок 3464А-6; 15 - замок 9КБЗ-1570; 16 - шайба 3406А-0.5-6-12 На ранее выпущенных двигателях при установке их на вертолет, оборудованный ПЗУ, необходимо трубопровод 7904.0120 заменить на трубопровод 7904.0590 согласно приведенной ниже инструкции.

Снятые трубопроводы 7904.0120 подлежат утилизации на месте.

П р и м е ч а н и е. Двигатели ТВ2-117А с трубопроводом 7904.0590 могут устанавливаться на вертолеты, не оборудованные ПЗУ, при условии установки на фланец отбора воздуха на эжекцию ПЗУ заглушки 7904.0104 (4}.

Инструкция по замене трубопровода 7904.0120 на трубопровод 7904.0590 при установке двигателей ТВ2-117А на вертолеты, оборудованные ПЗУ

–  –  –

Ключ 5=10,То же

2. Расконтрить и вывернуть болты 3008А-6-40-182АТ (2 шт.) с шайбами плоскогубцы, чеА-0,5-6-12 и винт 3147А-6-16 канка, молоток крепления трубопровода 7904.0120 к корпусу камеры сгорания (см.

рис. 93) Ключ 5=10, моРасконтрить замки 9К53-1570 (2 шт.), вывернуть винты 3152А-6-14 лоток, чеканка (2 шт.), снять накладку 7904.0007

4. Снять трубопровод 7904.0120, прокладку 7931.0041 и ушютнительное кольцо 331М51-38-27,2 (может находиться внутри переходника противообледенительного клапана)

5. Осмотреть вновь устанавливаемые детали на предмет отсутствия повреждений Примечание. Трубопроводы 7904.0590 поставляются с заглушенным фланцем отбора воздуха на эжектор ПЗУ. Снятые с фланца детали (прокладка 7904.0103", заглушка 7904.0104, винты 3152А-5-10-182АТ - 4 шт.) могут быть использованы при снятии доработанного под ПЗУ двигателя в резерв на хранение или при установке его на вертолет без ПЗУ

6. Смазать уплотнительные кольца Жир технический 2267А-23 (2 шт.) жиром и надеть без перекручивания в канавки трубопровода 7904.0590 Жир технический Из одиночного

7. Поставить в переходник протиКлюч 704115 вообледенительного клапана уплотни- комплекта двигателя тельное кольцо ЗЗМ51-38-27,2, смазать жиром резьбу, торец и внутренний диаметр гайки 7904.0098 и ввернуть ее в противообледенительный клапан до упора, затянуть предварительно

8. Поставить трубопровод 7904. Плоскогубцы Из комплекта борв гайку 7904/0098, ввернутую в тового инструмента противообледенительный клапан. двигателя Проверить предварительно соосность Ключ 704115 Из одиночного фланца трубопровода с фланцем какомплекта двигателя меры сгорания, ввернув в отверстия фланца трубопровода и фланца камеры сгорания от руки два"болта 3008А-6-40-182АТ. Проверить отсутствие выступания из-под гайки уплотнительного кольца 2267А-23. При выступании кольца из-под гайки не обходимо отвернуть гайку и заменить

–  –  –

0,8-ТС-12Х18Н9Т Проволока По потребГОСТ 18143-72) ности

12. ЗАМЕНА ПОДВЕСКИ 7931.0720 НА ПОДВЕСКУ 7931.0870

С ДОПОЛНИТЕЛЬНЫМ ШТУЦЕРОМ ПРИ УСТАНОВКЕ ДВИГАТЕЛЕЙ

ТВ2-П7А НА ВЕРТОЛЕТЫ, ОБОРУДОВАННЫЕ ТРУБОПРОВОДАМИ

СИСТЕМЫ СО-40 ИЗМЕНЕННОЙ КОНФИГУРАЦИИ

1. Для устранения возможности образования конденсата воды в трубопроводах системы СО-40 и, как следствие, закупорки при отрицательной температуре льдом вертолеты Ми-8 оборудуются трубопроводами измененной конфигурации с суфлирующими отверстиями (согласно бюллетеню № М823-ДК предприятия -изготовителя вертолетов Ми-8). Соответственно на двигателях ТВ2А, новых с № С97401117 и отремонтированных на предприятии-изготовителе после 1 ноября 1977 г. (в АРП доработанных согласно ремонтному бюллетеню № 079801903), устанавливаетсяизмененная подвеска 7931.0870 жаровой трубы с дополнительным вторым штуцерО;М отбора воздуха для системы СО-40 вместо подвески 7931.0720 с одним штуцером (см. рис. 94).

Рис. 94. Агрегат СО-40 с трубопроводами измененной конфигурации:

/ - накидная гайка 60К58-3320; 2 - крышка 2845А-6; 3 - винт 63К56-1010; 4 - прокладка 7931.0045; 5 - подвеска со штуцерами 7931.0870; 6 - контровочная проволока 0.8ТС-12Х18Н9Т;

/ - трубопровод 7901.4850; 8 - агрегат. СО-40; 9 - свободный штуцер агрегата СО-40; К - место клеймения электрографом номера ступени (только в случае постановки ступенчатой подвески на ремонтных двигателях) На ранее выпущенных двигателях при установке их на вертолет, оборудованный трубопроводами СО-40 измененной конфигурации, необходимо подвеску 7931.0720 жаровой трубы заменить на подвеску 7931.0870 согласно приведенной ниже инструкции.

–  –  –

крышкой 2845А-6 и заглушить ими на агрегате СО-40 свободный штуцер отвода воздуха к соседнему двигателю, законтрив проволокой 0 0,8 ТС-12Х18Н9Т

8. При установке двигателя с под- Ключ 5=17, Из комплекта борвеской 7931.0870 на вертолет, обору- плоскогубцы тового инструмента дованный трубопроводами системы двигателя СО-40 старой (неизменной) конфигурации, дополнительный штуцер подвески заглушить гайкой 2845А-6 Перечень деталей, необходимых для выполнения работ по замене подвески 7931.0720 на подвеску 7931.0870

–  –  –

13. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОТЛИЧИЯ И ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ

ДВИГАТЕЛЕЙ ТВ2-117А, НЕ ОБОРУДОВАННЫХ СЗТВ (С АГРЕГАТАМИ НР-40ВГ И РО-40ВР), ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ, ОБОРУДОВАННЫХ СЗТВ (С АГРЕГАТАМИ НР-40ВА И РО-40М) Конструктивные отличия Топливная система двигателей ТВ2-117А, не оборудованных

СЗТВ (с агрегатами НР-40ВГ и РО-40ВР), имеет следующие отличия от топливной системы двигателей ТВ2-117А, оборудованных СЗТВ (с агрегатами НР-40ВА и РО-40М):

на агрегате НР-40ВГ отсутствует жиклер 57 (см. рис. 15) и штуцер 128 отвода топлива высокого давления из пружинной полости клапана постоянного перепада давлений к аварийному золотнику агрегата РО-40М (см. рис. 16, штуцер Б);

агрегат РО-40ВР (рис. 95) по сравнению с агрегатом РО-4(Щ (см. рис. 16) имеет целый ряд конструктивных изменений, из коРис. 95. Регулятор частоты вращения РО-40ВР:

1 - рессора; 2 - уплотнитель; 3, 12 - пружины; 4 - датчик частоты вращения; 5 - шарикоподшипник;

6 - жиклер; 7 -клапан; 8 - рычаг; 9 - грузик; 10 - игла; 11 - втулка; 13 - опора; 14 - регулировочный винт; 15 - клапан для стравливания воздуха; В - штуцер подвода топлива от НР-40ВГ торых главным является отсутствие на агрегате РО-40ВР узла аварийноДренам го золотника 17.

Принципиальные отличия топливной системы двигателей без СЗТВ от двигателей с СЗТВ показаны на рис. 96.

Особенности эксплуатации В связи с тем, что на двигателях ТВ2-117А, оборудованных, агрегатами НР-40ВГ и РО-40ВР, отсутствует система защиты турбины винта (СЗТВ) от неуправляемой раскрутки, проверка и регулирование частоты вращения срабатывания СЗТВ согласно разд. 11.8 не производятся.

Особенности выполнения регламентных работ на агрегатах НР-40ВГ разных выпусков На агрегатах НР-40ВГ более раннего выпуска на корпусе редуктора 1 (рис. 97, а) узла воздушного фильтра автомата запуска имеется пробка 3 с уплотнительным кольцом 4, которую при выполнении 100-часовых регламентных работ перед промывкой корпуса редуктора необходимо вывернуть.

На агрегатах НР-40ВГ последнего выпуска редуктор 2 (рис.

97,6) выполнен в виде поворотного штуцера без пробки.

Особенности регулировок агрегатов НР-40ВГ и РО-40ВР Параметры работы агрегатов НР-40ВГ ничем не отличаются от параметров работы агрегатов НР-40ВА, и поэтому при регулировках агрегатов НР-40ВГ необходимо руководствоваться требованиями разд. 11.

Регулировка частоты вращения несущего винта на агрегате РО-40ВР (см. рис. 95) производится винтом 14, при заворачивании которого на один оборот частота вращения несущего винта увеличивается на 3%.

Особенности замены агрегатов НР-40ВГ и РО-40ВР Замена агрегатов НР-40ВГ и РО-40ВР производится в порядке, приведенном в разд. 10.2 и "10.3 соответственно, но с учетом того, что в топливной системе с агрегатами НР-40ВГ и РО-40ВР отсутствуют трубопроводы 46 и 62 (см. рис. 46) подвода топлива высокого давления от агрегата НР-40ВА к аварийному золотнику агрегата РО-40М.

–  –  –

Рис. 96. Изменение схемы топливной системы двигателя:

а - к а н а л подвода топлива из-за -качающего узла агрегата НР-40ВА к золотнику агрегата РО-40М- б -канал подвода топлива от пружинной полости клапана КПП агрегата НР-40ВА к золотнику агрегата РО-40М: В - жиклер (вновь введенный); Г - штуцер отвода топлива высокого давления из пружинной полости КПП к аварийному золотнику агрегата РО-40М Схема топливных коммуникаций двигателя ТВ2-117А с агрегатами НР-40ВГ и РО-40ВР (без СЗТВ) приведена на рис. 98.

Разрешается устанавливать агрегат НР-40ВА вместо агрегата НР-40ВГ. В этом случае на штуцер 61 (см. рис. 46) необходимо установить глухую заглушку.

Рис. 97. Воздушный фильтр агрегата НР-40ВГ после внесения изменений (а, б) I, 2 - измененные корпуса воздушного редуктора агрегата НР-40ВГ; 3 - пробка; 4 -уплотнительное кольцо Разрешается устанавливать агрегат РО-40М вместо агрегата РО-40ВР. В этом случае на штуцера 64 и 65 аварийного золотника необходимо установить глухие заглушки.

ЗАПРЕЩАЕТСЯ устанавливать агрегаты НР-40ВГ и РО-40ВР на двигатели, оборудованные СЗТВ (с агрегатами НР-40ВА и РО-40М).

П р и м е ч а н и е. Двигатели, оборудованные СЗТВ (с агрегатами НР-40ВА и РО-40М), выпускаются и ремонтируются предприятием - изготовителем двигателей ТВ2-117А и АРП с ЭО марта 1977 г.

В остальном конструкция, эксплуатация и техническое обслуживание двигателей ТВ2-117А, оборудованных и не оборудованных системой защиты турбины винта от раскрутки, ничем не отличаются друг от друга.

14. ПРОДОЛЬНЫЙ РАЗРЕЗ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117А (РИС. 99)

15. ПРОДОЛЬНЫЙ РАЗРЕЗ РЕДУКТОРА ВР-8А (РИС. 100) ИД-100 Дренаж из гидронасоса и командно- -«=- го агрегата

–  –  –

ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ИЗДАНИЕ

А В И А Ц И О Н Н Ы Й ТУРБОВАЛЬНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ТВ2-117А И РЕДУКТОР ВР-8А Редактор В. Н. Махова Художественный редактор В. В. Лебедев.

Технический редактор О. В. Куперман, Н. М. Харитонова Корректор Л. Я. Шабашова Сдано в набор 13. 01. 87. Подписано в печать 29.09.87. Т10937. Формат бОхЭО"Ае.

Белгородский государственный технологический университет им. В. Г. Шухова Научно-техническая библиотека Научно-библиографический отдел Архитектура и дизайн Библиографический список в помощь учебному процессу Белгород 1. Аракелян, Р. Г. Пространственно-планировочные принципы формирования жилой среды в условиях реконструкц...»

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ КАЗАНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АРХИТЕКТУРНО-СТРОИТЕЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ Утверждаю Проректор по учебной работе _ И.Э.Вильданов “ ” _ 201г. РАБОЧАЯ ПРОГРАММА ДИСЦИПЛИНЫ Б1.В.ДВ.12.2. “ Местные стр...»

«IV. ПРОБЛЕМЫ ЭКОНОМИКИ И УПРАВЛЕНИЯ ТРАНСПОРТОМ УДК 658.014 МОДЕЛИРОВАНИЕ ВЗАИМООТНОШЕНИЙ ХОЗЯЙСТВУЮЩИХ СУБЪЕКТОВ ЭЛЕМЕНТАРНОЙ ОРГАНИЗАЦИОННОЙ СЕТИ С РАЗДЕЛЕННЫМИ ИНТЕРЕСАМИ Громов И.Д., Сай В.М. ФГБОУ ВПО "Уральский государственный университет путей сообщения" (УрГУПС), 620034, г. Екатеринбург, ул. Колмогорова, д...» Базовое транспортное средство. Полностью оригинальный легковой автомобиль из серии выпущенных данным производителем, не подвергшийся никаким изме...» энергии трехфазный статический РиМ 789.01 Подп. и дата Паспорт ВНКЛ.411152.024-01ПС Инв. № дубл. Взам. инв.№ Подп. и дата Новосибирск...» на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук Москва – 2012 Работа выполнена на кафедре квантовой электроники физического факультета Московского...» ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ ВОЛГОГРАДСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ КАМЫШИНСКИЙ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ (ФИЛИАЛ) ВОЛГОГРАДСКОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО ТЕХНИЧЕСКОГО УНИВЕРСИ...» являются одной из наиболее важных проблем в педиатрии,...»

2017 www.сайт - «Бесплатная электронная библиотека - электронные материалы»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам , мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Московский Государственный Технический Университет Гражданской Авиации Иркутский филиал.

Цикловая комиссия теории и конструкция авиационных двигателей.

РАСЧЕТНО-ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовому проекту по авиационному двигателю ТВ2-117А

Тема «Компрессор двигателя ТВ2-117А»

План

1. Расчётно- пояснительная записка

1.1 Назначение, основные технические данные и устройство компрессора

1.2 Принцип работы осевого компрессора

1.3 Назначение и конструкция ротора компрессора

1.4 Назначение и конструкция корпуса (корпуса 1-й опоры, переднего, среднего, заднего) компрессора

1.5 Передняя и задняя опоры компрессора (назначение, конструкция, смазка, суфлирование)

1.6 Физическая сущность помпажа и причины его возникновения

1.7 Меры предупреждения помпажа компрессора

1.8 Назначение, конструкция и работа противообледенительной системы (ПОС) двигателя

1.9 Техническое обслуживание компрессора

1.9.1 Осмотр элементов компрессора

1.9.2 Допуски на забоины лопаток компрессора и их устранение

1.9.3 Замер износа лопаток 6-й ступени компрессора

1.9.4 Ручная прокрутка ротора компрессора

1.10 Возможные неисправности компрессора, анализ причин, методы обнаружения, устранения и предупреждения

Использованная литература

1. Расчётно- пояснительная записка

1.1 Назначение, основные технические данные и устройство компрессора

Компрессор является одним из основных узлов газотурбинного двигателя. Он служит для повышения давления воздуха перед поступлением его в камеру сгорания. Сжатый и подогретый за счет сжатия воздух способствует быстрому и полному сгоранию топлива в камере сгорания. Значительное уменьшение объема воздуха в процессе повышения его давления способствует уменьшению габаритов двигателя при заданной мощности, а также повышению его экономичности.

К компрессорам, устанавливаемым на вертолетные газотурбинные двигатели, предъявляется ряд требований, основными из которых являются следующие. 1. Должен обеспечиваться необходимый секундный расход воздуха и заданную степень повышения давления. Секундный расход воздуха является основным параметром, определяющим мощность двигателя, а степень повышения давления -- удельный расход топлива.

2. Воздух в камеру сгорания должен подаваться непрерывно, плавно, без пульсаций. Неравномерная подача воздуха в камеру сгорания может вызвать тряску двигателя, срыв пламени и выключение двигателя.

3. Компрессор должен иметь, возможно, больший коэффициент полезного действия, т. е. механическая работа, подводимая к компрессору от турбины, должна максимально использоваться на сжатие воздуха. Полный КПД компрессора, учитывающий гидравлические и механические потери, характеризует степень конструктивного совершенства компрессора.

4. При заданном секундном расходе воздуха и степени повышения давления масса и габариты компрессора должны быть как можно меньшими.

5. В эксплуатации компрессор должен быть прост и надежен. Проточная часть компрессора должна обладать достаточной стойкостью против износа механическими частицами, попадающими из атмосферы вместе с воздухом. Этим требованиям в наибольшей степени удовлетворяют осевые компрессоры, которые и получили в вертолетных газотурбинных двигателях широкое распространение. Осевым компрессором называется лопаточная машина, в которой происходит преобразование механической работы, получаемой от турбины, в энергию давления воздуха, при этом воздух в проточной части компрессора движется, преимущественно, вдоль оси двигателя по поверхностям, близким к цилиндрическим.

Основные технические данные компрессора.

Компрессор двигателя- осевой, дозвуковой, выполнен по одновальной схеме. Основные данные компрессора:

¦ Количество ступеней.................................................................10

¦ Степень повышения давления на взлётном режиме..............6,8

¦ Массовый расход воздуха.........................................................10 кг/с

¦ Скорость потока на входе...............................................150... 160 м/с

Особенности конструкции: наличие поворотных лопаток входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) I, II, и III ступеней и наличие двух автоматически управляемых клапанов перепуска воздуха в атмосферу (КПВ) за VI ступенью.

¦ Частота вращения турбокомпрессора при закрытии клапанов перепуска при запуске..............................................................................50... 56 %

¦ Отбор воздуха от компрессора для противообледенительной системы..............................................за VIII и X ступенями

¦ Уменьшение мощности двигателя при включении отбора...4,5 %

¦ Увеличение удельного расхода топлива при включении отбора... 5 %

В x В

Рис 1.1. Схема проточной части двигателя ТВ2- 117 и изменение параметров воздуха (газа):

Р - давление; С - скорость; Т - температура

Рис, 1. 2. Схема проточной части двигателя и изменение параметров воздуха (газа):

Р - давление; С - скорость; Т - температура

Компрессор состоит из корпуса, направляющих аппаратов, рабочих колец и ротора с его опорами. Значительная часть деталей компрессора изготовлена из титановых сплавов, что позволило снизить массу компрессора и обеспечить надежность его работы.

Рис. 1. 3. Компрессор двигателя (вид справа)

Основными элементами компрессора ТВаД являются корпус, ротор и опоры ротора. Опорами ротора компрессора служат подшипники качения, установленные в корпусе. Обычно передняя опора ротора компрессора представляет собой роликовый подшипник, воспринимающий радиальные нагрузки от общей массы ротора и неуравновешенных масс ротора. Кроме того, роликовый подшипник допускает свободное осевое перемещение ротора, возникающее вследствие действия на него осевых сил и температурных расширений. Задняя опора ротора, как правило, представляет собой однорядный шариковый радиально-упорный подшипник, который, помимо радиальных нагрузок от ротора и неуравновешенных масс, воспринимает осевую нагрузку, равную разности осевых сил, действующих на ротор компрессора и ротор турбины.

Ротор состоит из нескольких рядов профилированных лопаток, закрепленных на барабане или на отдельных дисках, соединенных между собой. Ряд рабочих (вращающихся) лопаток вместе с деталями, обеспечивающими их крепление, называется рабочим колесом (РК). Между лопатками ротора на корпусе закрепляются неподвижные лопатки. Ряд неподвижных лопаток, установленных за рабочим колесом, называется направляющим аппаратом (НА). Совокупность рабочего колеса и направляющего аппарата называется ступенью компрессора. Ряд неподвижных лопаток, расположенных перед первым рабочим колесом, называется входным направляющим аппаратом (ВНА).

Рис 1. 4. Схема устройства осевого компрессора ТВаД:

1- передняя опора ротора компрессора; 2- ротор; 3- входной направляющий аппарат; 4- лопатка рабочего колеса; 5- лопатка направляющего аппарата; 6-корпус; 7- коробка перепуска воздуха в атмосферу; 8- задняя опора ротора компрессора.

Первоначальная раскрутка ротора турбокомпрессора при запуске двигателя осуществляется электрическим стартёр- генератором, работающем в стартёрном режиме (электродвигателя), а воспламенение топливовоздушной смеси- электрическими запальными свечами. При вращении ротора воздух из атмосферы через воздухозаборник вертолёта и воздушные каналы передней части двигателя всасывается компрессором. Скорость на входе в компрессор выбрана из условий уменьшения площади сечения входного устройства и диаметральных размеров компрессора при расчётном расходе воздуха и составляет примерно 150- 160 м/с. Секундный расход воздуха на расчётном режиме работы двигателя определяется при газодинамическом расчёте из условий получения требуемой мощности.

В компрессоре происходит сжатие воздуха до давления р*К, величина которого в несколько раз больше р*В. Сжатие воздуха происходит при преобразовании механической энергии вращения ротора компрессора, при-

водимого турбиной, в энергию давления. Повышение давления воздуха в компрессоре сопровождается ростом температуры. Скорость воздуха на выходе из компрессора изменяется до значения СК, значительно меньшего СВ. Это определяется необходимостью получения устойчивого процесса горения в камере сгорания и позволяет иметь сравнительно большую длину лопаток последней ступени осевого компрессора, что уменьшает перетекание воздуха по радиальным зазорам и повышает его коэффициент полезного действия.

Степень повышения давления воздуха в компрессоре

Степень повышения давления воздуха в компрессоре () - отношение давления на выходе из компрессора рк к давлению на входе в него Рв

Часто используется также степень повышения давления, выраженная через давление заторможенного потока:

Можно сделать вывод, что р к (или р к *) происходит увеличение мощности двигателя. Это объясняется увеличением силы давления газа на лопатках турбины, как следствие, возрастает момент на валу турбины и её мощность. У существующих ТВаД р к * составляет 6- 18, 4, у ТВ2- 117 -- р к * =6,6.

1.2 При нцип работы осевого компрессора

Осевым компрессором называется лопаточная машина, в которой происходит преобразование механической работы, получаемой от турбины, в энергию давления воздуха, при этом воздух в проточной части компрессора движется, преимущественно, вдоль оси двигателя по поверхностям, близким к цилиндрическим.

Поток воздуха, движущийся через проточную часть осевого компрессора можно представить состоящим из отдельных струек тока, каждая из которых движется по поверхности, приближенной к цилиндрической. Рассмотрим, как будут изменятся параметры воздуха в струйке тока толщиной Ah, движущейся вдоль цилиндрической поверхности А-А. Для чего рассмотрим межлопаточные каналы ВНА, РК и НА в сечении их цилиндрической поверхностью А-А.

Рис. 2.1. Схема первой ступени осевого компрессора с входным направляющим аппаратом.

В ВНА происходит падение давления, снижение температуры воздуха, и закрутка потока по направлению вращения рабочего колеса.

В РК происходит рост давления, рост температуры, рост абсолютной скорости воздуха.

В НА происходит рост давления, рост температуры и снижение абсолютной скорости воздуха. При этом абсолютная скорость на входе и выходе из ступени приблизительно равны (С1 ~ СЗ).

Из этого можно сделать вывод, что в ступени осевого компрессора происходит повышение давления воздуха. Рост давления объясняется разностью площадей межлопаточных каналов на входе и выходе, а значит и разностью углов входа и выхода. Поэтому можно сказать, что поток воздуха, перемещаясь по межлопаточным каналам, поворачивается на некоторый угол, равный разности между углом входа и углом выхода. Этот угол называется углом поворота потока. Угол поворота потока в межлопаточных каналах НА и РК не может превышать 30ч35О, иначе инерционные силы вызывают отрыв потока от стенок канала и рост потерь энергии. Следовательно, если угол поворота потока ограничен, то ограничена также степень повышения давления в ступени осевого компрессора. У существующих компрессоров степень повышения давления в ступени составляет р * ст=1,2ч1,35. Для получения больших значений Лв осевых компрессорах устанавливают несколько ступеней. Компрессор двигателя ТВ2-117 содержит 10 ступеней.

Рис, 2. 2. Изменение параметров воздуха в ВН А и ступени осевого компрессора

Длина лопаток РК и НА многоступенчатого компрессора по проточной части уменьшается. Если бы длина лопаток всех ступеней была одинаковой, то по мере сжатия воздуха скорость его движения резко уменьшалась. Как уже отмечалось, при малых скоростях движения воздуха снижается степень повышения давления в ступени. Поэтому для получения высокой напорности ступеней необходимо, чтобы осевая скорость потока была большой по всей длине компрессора. Это может быть обеспечено только уменьшением длины лопаток, следовательно, площадь проходного сечения проточной части на входе в компрессор (F в) должна быть больше площади на выходе из компрессора площади (F к).

При этом необходимо учитывать, что при уменьшении длины лопаток возрастают концевые и вторичные потери, в особенности потери, связанные с перетеканием воздуха через радиальный зазор. Поэтому длина лопаток меньше 30ч40 мм не допускается. Такое условие в современных компрессорах удается выполнить только при уменьшающейся по длине компрессора осевой скорости. Отношение осевых скоростей на выходе из компрессора (С КА) к его скорости на входе в компрессор (С ВА) принимается 0,5ч0,6. Уменьшение поперечного сечения проточной части компрессора может осуществляться:

При постоянном внешнем диаметре корпуса компрессора (DK) и увеличивающемся внутреннем диаметре (диаметре втулки) (DBt) (рис.2.3, а);

При постоянном диаметре втулки и уменьшающемся диаметре корпуса (рис.2.3, б);

При увеличивающемся диаметре втулки, уменьшающемся диаметре корпуса и постоянном среднем диаметре (рис. 2.3, в).

Рис. 2.3. Возможные формы проточной части многоступенчатого осевого компрессора:

а --Dк = const; б --Dвm = const; в -- Dcp = const

Наибольшее распространение получила первая схема (рис.2.3, а), так как она обеспечивает получение более высоких значений тест всех ступеней. Это объясняется следующим: с ростом окружной скорости движения лопаток РК увеличивается работа, подводимая к воздуху, возрастает степень повышения давления. При выполнении компрессора с постоянным диаметром корпуса окружная скорость лопаток РК от ступени к ступени возрастает, т.к. возрастает расстояние от лопатки до оси вращения ротора. Следовательно, увеличивается степень сжатия воздуха в компрессоре. В результате этого число ступеней можно сделать меньше. Именно по такой схеме выполнен компрессор двигателя ТВ2-117.

1.3 Назначение и конструкция ротора компрессора

Ротор является основным рабочим элементом компрессора. По конструктивному выполнению он относится к роторам барабанного типа. Такие роторы обладают достаточной изгибной жёсткостью, высокой прочностью, сравнительно малым весом и простотой конструкции.

В процессе работы двигателя на ротор действуют следующие основные нагрузки:

a) Центробежные силы собственных масс и масс рабочих лопаток;

b) Сила собственного веса;

c) Сила инерции, возникающая при эволюциях вертолёта;

d) Крутящие моменты;

e) Осевые силы;

f) Усилия от разности давлений воздуха в проточной части и внутри ротора компрессора.

Ротор компрессора состоит из трех основных узлов: рабочего колеса I ступени, ротора барабанного типа II--IX ступеней и рабочего колеса X ступени.

Диск рабочего колеса I ступени, изготовленный из стали, соединен с ротором барабанного типа шестью прецизионными болтами; между прецизионными болтами расположены три болта, крепящие кольцо воздушного лаби-

ринта передней опоры ротора компрессора. В передней части диска имеется хвостовик с внутренними шлицами для соединения с рессорой привода агрегатов. На хвостовике смонтирован кольцедержатель маслоуплотнения и роликовый подшипник. Внутрь хвостовика установлены два эксцентричных груза для устранения дисбаланса ротора по первой опоре роторов двигателя при окончательной балансировке ротора.

Рис. 3.2. Ротор компрессора:

1 - роликовый подшипник; 2 - кольцо лабиринтное; 3 - болт; 4 - груз эксцентричный; 5 - болт прецизионный; 6 - диск рабочего колеса I ступени; 7 - ротор барабанного типа; 8 - крестовина; 9 - пружина; 10 - дефлектор;

11 - втулка шлицевая; 12 - шариковый подшипник; 13 - диск рабочего колеса X ступени; 14 - болт.

Лопатки рабочего колеса I ступени компрессора закреплены в пазах диска посредством замкового соединения типа ласточкина хвоста и фиксируются в них отгибными пластинчатыми замками.

Ротор барабанного типа изготовлен из титанового сплава. Внешняя поверхность барабана имеет вид усеченного конуса с восемью кольцевыми наружными и внутренними выступами в поясах крепления лопаток. В каждом из восьми поясов на наружной поверхности барабана выполнены кольцевые выточки с профилем типа ласточкина хвоста для крепления рабочих лопаток II--IX ступеней. На барабане ротора против внутренних обойм направляющих аппаратов выполнены лабиринтные гребешки, а в поясе барабана против направляющего аппарата за VIII ступенью компрессора -- отверстия для прохода сжатого воздуха внутрь ротора. Проходя через ротор и далее через полый вал турбины, воздух поступает на охлаждение дисков турбин. Для устранения закрутки воздуха на внутренней поверхности барабана в местах отбора воздуха смонтированы три радиальных дефлектора, а на передней части диска десятого рабочего колеса смонтирован стакан с крестовиной и радиальными лопатками.

Лопатки II--IX ступеней входят в кольцевые выточки через специальные радиально направленные пазы и распределяются по окружности. От произвольного поворота по окружности лопатки фиксируют четырьмя контровоч-ными замками на каждую ступень, один усик которых входит в паз на барабане, а другой в выфрезеровку на полке лопатки.

Диск десятого рабочего колеса изготовлен из стали, крепится шестнадцатью болтами к заднему фланцу ротора барабанного типа. В задней части диска имеется хвостовик со сферической расточкой, а в центральной части -- внутренние шлицы, в которые устанавливается подвижная шлицевая втулка, соединяющая вал ротора турбины компрессора с ротором компрессора. Шлицевая втулка удерживается в сцепленном положении пружиной. На хвостовике диска монтируются лабиринтное кольцо, кольцедержатели масло-уплотнений и шариковый подшипник.

Лопатки рабочего колеса X ступени компрессора крепятся в пазах диска замковыми соединениями типа ласточкина хвоста и фиксируются в них от-гибными пластинчатыми замками.

Все лопатки ротора изготовлены из нержавеющей стали, выполнены с переменными хордой и толщиной по высоте лопатки.

Распределение рабочих лопаток ротора компрессора по ступеням:

1.4 Назначение и конструкция корпуса (корпуса 1-й опоры, переднего, среднего, заднего) компрессора

Корпус компрессора является одним из основных узлов силовой системы двигателя. По конструктивному выполнению он относится к числу разъёмных корпусов с продольным (на переднем корпусе) и поперечными разъёмами. Наличие продольного разъёма облегчает сборку переднего корпуса, а наличие поперечных разъёмов улучшает технологичность корпуса и даёт возможность подобрать соответствующие материалы для каждой его части в зависимости от условий их работы.

Внутри корпуса компрессора монтируются спремляющие аппараты и опоры ротора вместе с ротором, а снаружи- агрегаты, механизмы и коммуникации систем, обеспечивающие работу двигателя.

При работе двигателя на элементы корпуса компрессора действуют следующие основные нагрузки:

1. Аэродинамические силы Р " 1 возникающие на лопатках спрямляющих аппаратов;

2. Силы веса G;

3. Силы инерции P j , возникающие при эволюциях вертолёта;

4. Осевые силы Р ос и крутящие моменты М кр от других элементов двигателя;

5. Разность давлений воздуха в проточной части компрессора P 1 и Р 2 и в окружающей среде Р н

Корпус компрессора состоит из переднего, среднего, и заднего корпусов с направляющими аппаратами. Передний корпус -- титановый, состоит из двух половин, стягиваемых болтами.

Передний корпус соединяется с корпусом первой опоры и со средним корпусом компрессора. На корпусе размещены четыре ряда бобышек для установки поворотных лопаток спрямляющих аппаратов.

Наружная обечайка среднего корпуса компрессора совместно с наружными обоймами направляющих аппаратов и кольцами образуют двухстеноч-ную конструкцию корпуса, обеспечивающую необходимую жесткость корпуса при малой массе. Обечайка представляет собой цилиндрическую оболочку из титанового листа с приваренными фланцами, на внутренней поверхности которой приварены кольцевые бандажи. К наружной поверхности обечайки приварены кольцевая коробка перепуска воздуха из компрессора, на которой имеются два фланца для установки клапанов перепуска воздуха и лючок для замера абразивного износа лопаток направляющего аппарата VI ступени.

Рис. 4.1. Компрессор двигателя (разрез верхней части):

1 -диск рабочего колеса I ступени; 2 - корпус передний; 3 - лопатка поворотная ВНА; 4 - лопатка поворотная направляющего аппарата I ступени компрессора; 5 - рычаг; 6 - кольцо поворотное; 7 - корпус средний; 8 - обечайка среднего корпуса; 9 - коробка перепуска воздуха; 10 - фланец для установки клапана перепуска воздуха; 11 - корпус задний; 12 - скоба; 13 - полость для горячего воздуха; 14 - полукольцо ВНА.

Под коробкой в обечайке и в наружной обойме направляющего аппарата VI ступени выполнены отверстия для перепуска воздуха в коробку из проточной части компрессора.

Наружную поверхность проточной части среднего корпуса компрессора образуют чередующиеся наружные обоймы разъемных направляющих аппаратов и кольца, расположенные над рабочими лопатками. Направляющие аппараты одним из своих наружных буртов опираются на бандажи наружной обечайки.

Наружные обоймы соединены с кольцами посредством штифтов; последнее кольцо установлено на штифты заднего корпуса компрессора. Штифты воспринимают и передают на задний корпус реактивный- крутящий момент, возникающий, в направляющих аппаратах компрессора.

Для обеспечения малых радиальных зазоров между торцами рабочих лопаток и корпусами компрессора на внутренние поверхности переднего корпуса и промежуточные кольца нанесен слой сплава ЭИ435, который защищает титановые корпуса от задевания их лопатками ротора, а минимальные радиальные зазоры снижают бандажные потери (осевое перетекание воздуха по зазорам между торцами лопаток и корпусом компрессора) и повышают КПД компрессора.

Задний корпус компрессора является силовым узлом, воспринимающим тягу двигателя. Он состоит из наружного и внутреннего стальных колец и двух рядов литых лопаток -- направляющего и выходного спрямляющего аппаратов. Кольца и лопатки соединены в единый узел пайкой. Наружное кольцо имеет фланцы для соединения со средним корпусом компрессора и наружным диффузором камеры сгорания. На наружном кольце закреплены детали передних точек крепления двигателя на вертолете.

К внутреннему кольцу заднего корпуса крепится задняя опора ротора компрессора (вторая опора роторов двигателя) с шариковым подшипником.

Поворотные лопатки направляющих аппаратов I, II и III ступеней компрессора изготовлены из титанового сплава. На цапфы наружных концов лопаток установлены фторопластовые втулки.

Поворотные лопатки входного направляющего аппарата изготовлены из стали. Лопатки имеют две цапфы, оболочку и дефлектор. В полости лопаток ВНА подводится горячий воздух при включении противообледенительной системы. На цапфы установлены фторопластовые втулки. конструкция компрессор ротор помпаж

Малые цапфы лопаток входят в полукольца, каждое из которых состоит из двух частей. Полукольца образуют внутреннюю поверхность контура про-

точной части компрессора. Полукольца входного направляющего аппарата, выполненные из алюминиевого сплава, входят в проточку корпуса передней опоры ротора компрессора. Между корпусом и кольцом образована полость для горячего воздуха, поступающего по каналам в корпусе опоры при включении противообледенительной системы. Полукольца остальных направляющих аппаратов с поворотными лопатками выполнены из бронзы. Обе части полукольца соединены болтами.

Поворотные лопатки цапфами с фторопластовыми втулками установлены в бобышки переднего корпуса компрессора. На концы цапф установлены и закреплены штифтами поворотные рычаги. Свободные концы рычагов соединены пальцами с поворотными кольцами, состоящими из двух половин, соединенных по месту горизонтального разъема скобами. В пазы скоб входят сухари рычагов двух гидромеханизмов. Фторопластовые втулки применяются для уменьшения трения при повороте лопаток.

Лопатки IV--IX ступеней изготовлены из титанового сплава, направляющие и спрямляющие лопатки X ступени -- стальные.

Гидромеханизмы поворота лопаток направляющих аппаратов размещены по обе стороны компрессора на кронштейнах, расположенных на переднем и заднем фланцах переднего корпуса компрессора. Рычаги привода поворотных лопаток каждой ступени компрессора связаны с ведущим рычагом при помощи тяг, через которые производится одновременный поворот лопаток входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов I, II и III ступеней компрессора.

Применение двух гидромеханизмов поворота лопаток обеспечивает равномерное распределение нагрузок на поворотные кольца и предотвращает возможность смещения колец. Поворот лопаток осуществляется по специальной программе. Величина углов поворота лопаток каждого ряда различна и обеспечивается различной длиной рычагов гидромеханизма.

Направляющие аппараты остальных ступеней состоят из наружной и внутренней обойм, в которые впаяны лопатки.

В направляющие аппараты компрессора входит следующее количество лопаток: во входной направляющий аппарат -- 20 шт., в аппараты I, II и III ступеней -- по 32 шт., аппарат IV ступени -- 50 шт., аппарат V ступени -- 54 шт., аппарат VI ступени -- 56 шт., аппарат VII ступени -- 60 шт., аппараты VIII и IX ступеней -- по 64 шт., и аппарат X ступени (направляющие и спрямляющие лопатки) -- по 65 шт.

Передний корпус компрессора. Представляет собой цилиндр с передним, задним и продольными фланцами. На переднем фланце имеется цилиндрическая расточка для центрирования и ряд равномерных расположенных по окружности отверстий под винты крепления переднего корпуса компрессора к корпусу передней опоры ротора компрессора. Задний фланец имеет цилиндрическую расточку для центрирования и отверстия под болты соединения переднего корпуса со средним. Для герметизации на задний фланец переднего корпуса наносится слой уплотняющей мастики.

Передний корпус имеет продольный горизонтальный разъём, облегчающий его монтаж при сборке двигателя. Соединение и центрирование половин переднего корпуса осуществляется призонными болтами, а герметизация-уплотняющей мастикой.

На наружной поверхности переднего корпуса имеются четыре ряда бобышек с отверстиями для монтажа поворотных лопаток. В отверстия устанавливаются фторопластовые втулки, выполняющие роль подшипников скольжения. Во втулки устанавливаются цапфы поворотных лопаток.

Внутренняя поверхность корпуса выполнена в виде конуса (до III ступени), переходящего в цилиндр.

Средний корпус компрессора . Двухстеночной конструкции. Он состоит из обечайки, спрямляющих аппаратов IV--IX ступеней и промежуточных колец. Такого рода конструкция среднего корпуса компрессора позволяет частично разгрузить обечайку от действия реактивных крутящих моментов, возникающих от окружных составляющих аэродинамических сил, действующих на лопатки спрямляющих аппаратов IV--IX ступеней и, таким образом, обеспечить достаточную прочность и жесткость конструкции при минимальном весе.

Обечайка среднего корпуса сварной конструкции выполнена из титанового сплава ОТ4-1 и представляет собой цилиндрическую оболочку с двумя фланцами. С помощью переднего фланца средний корпус компрессора соединяется болтами с задним фланцем переднего корпуса, а с помощью заднего фланца винтами с задним корпусом компрессора. При окончательной сборке компрессора по торцам фланцев наносится слой уплотнительной пасты. На наружной поверхности обечайки приварена кольцевая коробка 8 перепуска воздуха. Под коробкой в обечайке против спрямляющего аппарата VI ступени просверлены отверстия А 08 мм для прохода воздуха из проточной части компрессора в полость коробки. На кольцевой коробке приварены: два четырехугольных фланца для монтажа клапанов перепуска воздуха за VI ступенью компрессора в атмосферу, угольник для подачи воздуха к воздушному фильтру насоса-регулятора НР-40ВР, три бобышка, расположенные в поперечной плоскости для крепленая переднею коллектора противопожарной системы, и две бобышки для установки кронштейна противообледени- тельного клапана. За кольцевой коробкой на обечайке справа вверху приварен четырехугольный фланец для крепления трубы отбора воздуха за VIII ступенью компрессора для систем вертолета. Отбор воздуха на вертолетные нужды разрешается при температуре наружного воздуха ниже +15°С. При работе двигателя на номинальном режиме на земле количество отбираемого воздуха не должно превышать 0,16 кГ/сек.

Сборка деталей внутренней стенки среднего корпуса компрессора осуществляется последовательным монтажом промежуточных колец и спрямляющих аппаратов. Соединение обеспечивается штифтами, а центрирование- буртиками и цилиндрическими расточками деталей. Перед спрямляющим аппаратом IV ступени устанавливается регулировочное кольцо, с помощью которого регулируют зазор между этим кольцом и наружным кольцом спрямляющего аппарата IV ступени. При поджатых деталях внутренней стенки среднего корпуса компрессора усилием 100± 10 кГ зазор должен быть не более О,1мм. При работе двигателя от действия окружных составляющих аэродинамических сил на лопатки спрямляющих аппаратов возникает реактивный крутящий момент, который передаётся от детали к детали с помощью штифтов. Так как этот момент от ступени к ступени возрастает, то и количество штифтов, передающих его, также растёт от двенадцати за IV ступенью до тридцати за IX ступенью.

Задний корпус компрессора. Относится к числу наиболее нагруженных узлов двигателя. Он воспринимает нагрузки, возникающие как в самом корпусе, так и от других узлов двигатели. Кроме того, он осуществляет связь силовой системы корпуса с силовой системой ротора. От него через узлы креплении двигателя передаются нагрузки на вертолет. Задний корпус состоит из наружного и внутреннего колец, двух рядов лопаток спрямляющего и выходного спрямляющего аппаратов.

Наружное кольцо изготовлено из поковки высоколегированной стали 1Х12Н2ВМФ. Впереди оно имеет фланец с торцовым центрирующим буртиком для крепления обечайки среднего корпуса компрессора и ряд штифтов для присоединения спрямляющего аппарата IX ступени. К заднему фланцу крепится наружный корпус диффузора камеры сгорания, который центрируется по опорному пояску цилиндрической части фланца. Между фланцами образован кольцевой паз, к которому установлены: вверху- узел подвески двигателя, слева, справа и внизу -- узлы крепления двигателя к раме вертолета. Внутри наружное кольцо имеет бурт. Спереди до упора в этот бурт устанавливается промежуточное кольцо X ступени, которое фиксируется от проворачивания стопором, входящим в продольный паз на внутренней поверхности наружного кольца. Сзади внутрь наружного кольца до упора в бурт устанавливается ряд лопаток спрямляющего аппарата, а затем в упор к ним -- ряд лопаток выходного спрямляющего аппарата.

Внутреннее кольцо выполнено из поковки стали 1Х12Н2ВМФ. На его наружной поверхности имеются четыре кольцевые канавки, куда устанавливаются ленты, с помощью которых припаиваются лопатки спрямляющего и выходного спрямляющего аппаратов. Внутри кольцо имеет фланец, к которому спереди крепится корпус второй опоры двигателя, а сзади -- внутренний корпус диффузора камеры сгорания.

1.5 Передняя и задняя опоры компрессора (назначение, конструк ция, смазка, суфлирование)

Первая опора роторов двигателя (передняя опора ротора компрессора) состоит из корпуса опоры, роликоподшипника, корпуса зубчатых колес и корпуса подшипников с ведущим зубчатым колесом центрального привода, рессоры, крышки, кока двигателя, деталей крепления и уплотнения. Корпус опо-

ры отлит из магниевого сплава, представляет собой наружный обод с внутренней втулкой, соединенные четырьмя профилированными стойками.

К переднему фланцу наружного обода крепится воздухозаборник вертолета, задним фланцем обода корпус опоры крепится к корпусу компрессора. На ободе корпуса опоры против стоек расположены четыре наружных фланца. На верхнем фланце крепится коробка приводов, на нижнем фланце -- нижний агрегат маслосистемы, на правом и левом фланцах -- трубы подвода горячего воздуха.

В правой нижней части обода выполнены четыре бобышки для крепления коробки электросистемы двигателя. В вертикальных стойках выполнены отверстия, через которые проходят рессоры передачи крутящего момента от центрального привода к агрегатам коробки приводов и к нижнему маслоагрегату, и каналы для подвода и слива масла. Внутрь горизонтальных стоек вмонтирован воздушный коллектор, состоящий из стальных трубок, по которым подводится горячий воздух в лопатки входного направляющего аппарата компрессора. По одной из трубок подводится горячий воздух для обогрева стоек корпуса опоры, лопаток ВНА компрессора и кока двигателя. Внутри втулки корпуса опоры смонтированы: корпус привода, отлитый из магниевого сплава, рессора передачи крутящего момента от турбины компрессора (через ротор компрессора) к центральному приводу, корпус подшипников, собранный с ведущим зубчатым колесом привода, крышка первой опоры и наружное кольцо роликоподшипника ротора компрессора.

Корпус привода (ведомых зубчатых колес) крепится к корпусу опоры, а крышка первой опоры крепится к корпусу подшипников ведущего зубчатого колеса, закрепленного на корпусе.

Кок двигателя состоит из профилированной наружной стенки и внутреннего дефлектора, изготовленных из алюминиевого сплава, и крепится к крышке шпилькой, ввернутой в переднюю часть крышки. При включенной противообледенительной системе в полость между наружной стенкой и дефлектором кока поступает горячий воздух, который омывает изнутри стенку и через отверстия в коке выходит в проточную часть воздухозаборника.

В профилированных стойках корпуса опоры предусмотрена система каналов различного назначения. Так, в верхней стойки проходят каналы, предназначенные для:

1. Подвода воздуха на обогрев передней кромки стойки;

2. Размещение рессоры передачи крутящего момента к коробке приводов:

3. Замера давления воздуха в верхней наружной полости корпуса цен- трального привода (не используется):

4. Подача масла на смазку подшипника передней опоры и деталей центрального привода:

5. Наддува предмасляной полости передней опоры.

Рис. 5.2. Первая опора роторов двигателя (разрез):

1- корпус подшипников; 2- корпус привода; 3- корпус опоры; 4- рессора передачи к коробке приводов; 5- жиклёр; 6- стопор; 7- упругий элемент; 8- крышка; 9- кольцо маслоуплотнительное; 10- колбцедержатель;

II- роликовый подшипник; 12- корпус роликового подшипника; 13- кольцо регулировочное; 14- рессора передачи к центральному приводу; 15- рессора передачи к нижнему маслоагрегату; 16- крышка первой опоры; 17- кок двигателя.

Внутреннее кольцо роликоподшипника закреплено на передней шейке ротора компрессора, а наружное кольцо монтируется в стальном корпусе подшипника. Величина перемещения кольца в осевом направлении обеспечивается подбором кольца по толщине. Между сопрягаемыми цилиндрическими поверхностями наружного кольца роликоподшипника и корпусом подшипника монтируется упругий элемент, состоящий из двух стальных втулок -- наружной втулки зигзагообразного профиля с рабочими площадками на выступах и внутренней цилиндрической втулки. Зигзагообразный профиль наружной втулки обеспечивает перемещение упругого элемента, при котором гасятся радиальные колебания ротора компрессора. Цилиндрическая втулка предохраняет внутренние рабочие площадки наружной втулки от износа в случае поворота наружного кольца роликоподшипника. Провороту втулок упругого элемента препятствует стопор.

Масляная полость первой опоры сзади уплотнена контактно-кольцевым уплотнением, состоящим из трех чугунных колец, кольцедержателя и корпуса подшипника 12 с азотированной внутренней задней цилиндрической поверхностью.

Для создания воздушного подпора контактно-кольцевого уплотнения имеется полость Е, которая поддувается воздухом, отбираемым из диффузора камеры сгорания. Воздушная полость Е уплотнена гребешковым лабиринтным уплотнением. На внутренней цилиндрической поверхности крышки 8, по которой работают гребешки лабиринта, имеется слой навулканизированной резины.

Перепад давлений для подбора лабиринтных уплотнений между воздушной и масляной полостями обеспечивается жиклером в штуцере диффузора камеры сгорания.

Зубчатые колеса и подшипники первой опоры смазываются маслом. Масло на смазку и охлаждение деталей передней опоры подаётся от верхнего масляного агрегата под давлением 3- 3,5 кГ/см 2 через жиклёр 5 (см. рис. 5.2.) и далее по каналам в корпусе передней опоры и в корпусе центрального привода поступает на смазку деталей центрального привода и к форсунке. Из форсунки масло выходит в виде струи, направленной в зазор между бронзовым сепаратором и внутренним кольцом роликоподшипника. Суммарный расход масла на смазку деталей центрального привода и роликоподшипника передней опоры составляет 2,3 +0,5 л/мин, а расход масла через форсунку -- 0,8 +0,2 л/мин. Масляная полость передней опоры герметично отделена от полости коробки приводов, спереди она закрыта крышкой 2, а сзади- контактно- кольцевым уплотнением и гребешковым лабиринтом, с наддувом воздуха между ними. Масляная полость сообщена с откачивающей секцией нижнего масляного агрегата. При работе двигателя из этой полости вместе с маслом откачивается и некоторое количество воздуха. Масло с воздухом перекачивается через масляный радиатор в маслобак, где воздух выделяется из масла и через расширительный бачок выходит в атмосферу.

Таким образом, в масляной полости передней опоры устанавливается примерно атмосферное давление. На наддув предмасляной полости воздух поступает от штуцера наружного корпуса диффузора камеры сгорания, проходит по внешней трубке, штуцеру, расположенному слева вверху на корпусе передней опоры, и далее по внутренним каналам корпуса опоры попадает в эту полость. Необходимый для воздушного подпора перепад давлений между предмасляной и масляной полостями регулируется в пределах 0, 05- 0, 3 кг/см 2 подбором жиклёра, который монтируется на штуцере наружного корпуса диффузора камеры сгорания. Так как в предмаслянной полости давление несколько выше, чем в масляной, то чистый воздух из этой полости может частично проходить через гребешковый лабиринт в воздушный тракт двигателя и через контактно- кольцевое уплотнение-- в масляную полость передней опоры, но его количество ограничено.

Вторая опора роторов двигателя (задняя опора ротора компрессора) представляет собой однорядный шариковый радиально- упорный подшипник, который, помимо нагрузки от веса ротора и неуравновешенных масс, воспринимает суммарную нагрузку, равную разности осевых сил от ротора компрессора и ротора турбины. Он фиксирует ротор турбокомпрессора двигателя относительно корпуса в осевом направлении.

Стальной корпус опоры крепится через фланец направляющего аппарата X ступени компрессора к внутреннему фланцу диффузора камеры сгорания, а корпус лабиринтов, выполненных из титанового сплава, соединен болтами с корпусом опоры. В задней части корпуса опоры выполнена расточка под наружное кольцо шарикоподшипника; в передней части корпуса выполнены две втулки -- наружная для воздушного и внутренняя для масляного уплотнений полости опоры. В стенках корпуса опоры выполнены пять эллипсных отверстий для слива масла и одиннадцать отверстий для перепуска воздуха из полости Л в полость Б, просочившегося через передний лабиринт. В корпусе лабиринтов имеется одиннадцать отверстий, совпадающих с отверстиями корпуса опоры.

Воздух, просочившийся через задний лабиринт, по восьми отверстиям в корпусе лабиринтов также отводится в полость Б, откуда по двум трубкам 9 и алюминиевым патрубкам выбрасывается в атмосферу. Необходимый дли воздушного подпора уплотнений перепад между воздушной и масляной полостями опоры устанавливается жиклером.

Разъемное внутреннее кольцо шарикоподшипника совместно с лабиринтом, регулировочным кольцом и кольцедержателями закреплено на задней шейке ротора компрессора, а наружное кольцо его смонтировано в корпусе опоры. Перемещение наружного кольца в осевом направлении обеспечивается подбором регулировочного кольца. Между сопрягаемыми цилиндрическими поверхностями наружного кольца шарикоподшипника и корпуса опоры установлен упругий элемент, по конструкции аналогичный упругому элементу первой опоры. Втулки упругого элемента зафиксированы от проворачивания стопором.

Рис. 5.3. Вторая опора роторов двигателя (разрез и вид спереди):

1- шариковый подшипник; 2- корпус опоры; 3- стопор; 4- форсунка;

5- штуцер подвода масла; 6- трубка подвода масла; 7- корпус лабиринтов; 8 и 14- втулки; 9- трубка отвода воздуха; 10- жиклёр; 11 и 18- кольцедержатель; 12 и 17- кольца маслоуплотнительные; 13- штуцер слива масла; 15 и 19- кольца регулировочные; 16- упругий элемент; 20- бандажная втулка.

Масляная полость опоры отделена от воздушных полостей контактно-кольцевыми уплотнениями и гребешковыми лабиринтами. Контактно-кольцевые уплотнения состоят из шести чугунных колец, кольцедержателей и втулки с азотированной внутренней цилиндрической поверхностью. Внутренние цилиндрические поверхности втулки и корпуса опоры, по которым работают гребешковые лабиринты, покрыты специальной мастикой, обеспечивающей минимальные зазоры между гребешками лабиринтного уплотнения.

Для смазки и охлаждения шарикоподшипника задней опоры ротора двигателя масло подаётся под давлением 3-- 3,5 кГ/см 2 от верхнего масляного агрегата к штуцеру. Затем оно проходит по трубке, отверстию в стенке конусной втулки корпуса лабиринтов и попадает в дуговую полость, откуда по трём осевым отверстиям подаётся к масляным форсункам. Струя выходящего из форсунок масла направлена в зазор между сепаратором и внутренним кольцом шарикоподшипника. Таким образом, обеспечивается интенсивная струйная трёхточечная смазка и охлаждение трущихся поверхностей шарикоподшипника. Суммарный расход масла через форсунки равен 4,5 +0,5 л/мин.

Суфлирование полостей задней опоры обеспечивается двумя путями: суфлированием предмасляных полостей и суфлированием масляной полости опоры.

Суфлирование предмасляных полостей осуществляется следующим образом: воздух, поступающий под высоким давлением из полости за рабочим колесом X ступени компрессора к переднему уплотнению опоры, частично прорывается через двухрядный гребешковый лабиринт, а воздух, поступающий из полости за X ступенью компрессора в полость внутреннего диффузора камеры сгорания, проникает через гребешковый лабиринт заднего кольце-держателя.

Масляная полость задней опоры (полость подшипника) сообщается с атмосферой через трубку, штуцер, внешнюю трубу и приводной центробежный суфлёр, расположенный в коробке приводов. В центробежном суфлёре происходит отделение паров масла. Воздух отводится в атмосферу, а масло сливается в полость коробки приводов.

Таким образом, в масляной полости устанавливается примерно атмосферное давление, которое ниже, чем давление в предмасляных полостях. Поэтому масло из масляной полости не может попасть в предмасляные, а значит, и в газовоздушный тракт двигатель. Из предмасляных же полостей суфлирование в полость подшипника непрерывно будет перетекать некоторое количество воздуха. Однако за счёт контактно- кольцевых уплотнений оно ограничено до минимума, поэтому исключается сдув масла с подшипника.

1.6 Физическая сущность помп ажа и причины его возникновения

Помпажем называют неустойчивый режим работы компрессора, связанный с периодическим возникновением и развитием срывов потока воздуха с лопаток рабочих колес и спрямляющих аппаратов, что вызывает местные (по тракту двигателя) колебания воздушных масс.

Межлопаточные каналы всех ступеней компрессора профилируются исходя из расчётного режима работы (номинального режима).

При работе компрессора на не расчётном режиме параметры потока воздуха (давление, температура, скорость и плотность) в течения проточной части изменяются. Проходные сечения, подобранные для расчётного режима, в этом случае не будут соответствовать новым значениям параметров воздушного потока, и при изменении углов набегания потока на лопатки возможен его срыв и образование завихрений. Как правило, эти срывы и завихрения потока при неблагоприятных условиях происходят на части ступеней, вызывая неустойчивую работу, или помпаж всего компрессора.

Наибольшее влияние на возникновение помпажа оказывает частота вращения ротора. При уменьшении её по сравнению с расчётными значениями уменьшаются расход воздуха, степень повышения давления и мощность, потребляемая компрессором.

Уменьшение Gв приводит к уменьшению осевой скорости и разрыву потока, что и вызывает появление срывов на первых ступенях компрессора. При этом последние ступени могут работать в турбинном режиме или в режиме запирания.

Срыв потока происходит и при постоянной частоте вращения при изменении расхода воздуха Gв, связанном с изменением атмосферных условий или с особенностями работы и управления двигателем.

Итак, периодические срывы потока, возникшие в компрессоре при появлении помпажа, являются мощными источниками, возбуждающими колебания воздушных масс с большой амплитудой, что приводит к выбросу воздуха из компрессора во входное устройство, к вибрациям и даже поломкам лопаток компрессора, нарушению нормального, устойчивого сгорания топливо-воздушной смеси в камере сгорания, повышению температуры газа перед турбиной, к значительному снижению мощности турбины и т. д. Вот почему неустойчивая работа компрессора недопустима.

В процессе технической эксплуатации газотурбинных двигателей неустойчивая работа компрессора может возникнуть при запуске, на переходных режимах и на максимальных оборотах.

При запуске двигателя, особенно в условиях низких температур, помпаж может произойти:

1. по причине малых секундных расходов воздуха и малых значений р к на малых оборотах;

2. при слишком раннем отключении стартера или недостаточном напряжении источников питания;

3. при резком увеличении подачи топлива.

При работе двигателя на максимальных оборотах также возможно появление помпажа из-за рассогласовании в работе первых и последних ступеней компрессора. Отклонение оборотов ротора компрессора от расчетных в сторону увеличении приводит к появлению звуковых и даже сверхзвуковых скоростей на лопатках первых ступеней, что приводит к работе этих ступеней на режиме запирания.

Изменение р к вызывает изменение соотношения плотностей воздуха перед последней (z-й) и первой ступенями, что видно из выражения;

где п-- показатель политропы сжатия воздуха в компрессоре р к - степень повышения давления воздуха в ступенях, расположенных перед последней ступенью. На любом установившемся режиме работы компрессора имеет место равенство расходов воздуха через все его ступени, в том числе и через первую и последнюю, то есть где: Gв 1 = C 1 ·P 1 ·F 1 ·G BZ = C Z ·P Z ·F Z .

Из выражений видно, что плотность воздуха перед первой ступенью р 1 может изменяться за счет изменения расхода воздуха, а перед последней ступенью -- кроме того, еще и вследствие изменения р к . Таким образом, при изменении режима работы двигателя плотность воздуха перед последней ступенью изменяется в большей степени, чем перед первой. Посмотрим, как это отразится на характере обтекания лопаток первой и последней ступеней компрессора, например, при уменьшении частоты вращения ротора компрессора ниже расчетного значения. При уменьшении частоты вращения ротора (nv) происходит уменьшение степени повышения давления (р к v|) и расхода воздуха (Gвv). Если бы не было влияния р к на соотношение плотностей то вследствие уменьшения расхода воздуха произошло бы уменьшение скоростей приблизительно пропорционально уменьшению окружной скорости и треугольники скоростей на новом режиме остались бы подобными треугольникам скоростей на расчетном режиме. При этом остались бы неизменными и равными расчетным углы атаки потока на лопатки первой и последней ступеней. С учетом влияния р к на изменения картина «деформации» треугольников скоростей будет выглядеть несколько иначе.

При уменьшении частоты вращения ротора одновременно происходит снижение расхода воздуха (Gвv) и снижение степени повышения давления компрессора (р к v|). Снижение Gв приводит к уменьшению скорости его движения через все ступени компрессора. Снижение р к, наоборот, приводит к увеличению объема воздуха, что при неизменной площади проточной части способствует увеличению скорости его движения. В результате совместного влияния этих двух причин перед последней ступенью произойдет лишь небольшое уменьшение CZ. Это приведёт к уменьшению углов атаки на лопатках РК z-й ступени.

1.7 Меры пре дупреждения помпажа компрессора

Регулирование осевого компрессора применяется для обеспечения его устойчивой работы и высоких значений як на всех рабочих режимах двигателя.

В рассмотренных нами случаях первопричиной помпажа и помпажного срыва является возникновение и развитие срыва потока со спинок лопаток компрессора. Поэтому основным способом предотвращения неустойчивой работы (регулирования) компрессора в различных условиях эксплуатации является уменьшение углов атаки в тех ступенях, где они оказываются близкими к критическим.

Необходимо знать:

Эксплуатационные причины помпажа;

Признаки возникновения помпажа;

Последствия помпажа

Компрессор двигателя ТВ2-117А имеет конструктивные меры борьбы с помпажем: клапаны перепуска воздуха (КПП) и поворотные лопатки ВНА и НА.

Эксплуатационные причины помпажа

* запуск двигателя с ранним отключением стартера;

* запуск двигателя при попутной или боковой скорости ветра, превышающей допустимую;

* отказ или неправильная работа агрегатов механизации компрессора (КПВ и поворотных лопаток ВНА и НА);

* попадание посторонних предметов на вход в двигатель;

...

Подобные документы

Анализ конструкции компрессора высокого давления. Характеристика двигателя РД-33, анализ его основных технических данных. Назначение рабочих лопаток осевого компрессора. Особенности расчета замка лопатки, деталей камеры сгорания и дисков рабочих колес.

курсовая работа , добавлен 27.02.2012


Устройство, принцип действия осевого компрессора. Предварительный расчет осевого компрессора. Поступенчатый расчёт компрессора по средней линии тока. Профилирование рабочего колеса (спрямляющего аппарата). Расчёт треугольников скоростей по высоте лопатки.

курсовая работа , добавлен 19.07.2010


Описание конструкции компрессора газотурбинного двигателя. Расчет вероятности безотказной работы лопатки и диска рабочего колеса входной ступени дозвукового осевого компрессора. Расчет надежности лопатки компрессора при повторно-статических нагружениях.

курсовая работа , добавлен 18.03.2012


Особенности устройства осевых компрессорных машин. Принцип действия осевого компрессора, его характеристики. Универсальная характеристика осевого компрессора, осуществление регулирования его работы (изменения производительности) изменением числа оборотов.

презентация , добавлен 07.08.2013


Характеристика центробежного компрессора, который состоит из корпуса и ротора, имеющего вал с симметрично расположенными рабочими колёсами. Расчёт центробежного компрессора и осевой турбины. Общие положения об агрегате усилия компрессора и турбины.

курсовая работа , добавлен 10.07.2011


Проектирование осевого компрессора и профилирование лопатки первой ступени компрессорного давления. Расчет параметров планов скоростей и исходные данные для профилирования рабочей лопатки компрессора, её газодинамические и кинематические параметры.

контрольная работа , добавлен 22.02.2012


Расчет на прочность узла компрессора газотурбинного двигателя: описание конструкции; определение статической прочности рабочей лопатки компрессора низкого давления. Динамическая частота первой формы изгибных колебаний, построение частотной диаграммы.

курсовая работа , добавлен 04.02.2012


Технологическое назначение и схема компрессора марки 205 ГП 40/3,5. Описание конструкции оборудования, его материальное исполнение. Монтаж и эксплуатация компрессора, требования к эксплуатации оборудования. Расчет, проверка прочности цилиндра компрессора.

контрольная работа , добавлен 30.03.2010


Рассмотрение основ работы компрессора К-7000-41-1, предназначенного для подачи сжатого воздуха в доменную печь. Расчет показателей для построения графиков зависимости газодинамических характеристик компрессора при постоянной частоте вращения ротора.

курсовая работа , добавлен 16.01.2015


Проект двигателя для привода газоперекачивающего агрегата. Расчет термодинамических параметров двигателя и осевого компрессора. Согласование параметров компрессора и турбины, профилирование компрессорной ступени. Газодинамический расчет турбины на ЭВМ.

Газотурбинные двигатели ТВ2-117А (АГ), установленные на вертолете МИ-8, оборудованы электрической системой запуска, в состав которой входят:

Стартер-генераторы ГС-18МО;

Пусковая панель ПСГ-15 (ПСГ-15М);

Система зажигания;

Топливная аппаратура системы запуска.

Запуск двигателей осуществляется от аэродромного источника питания постоянного тока или от бортовых аккумуляторных батарей. После запуска двигателя генератор ГС-18МО автоматически переходит с режима стартера в режим генератора.

Пусковая панель ПСГ-15 (ПСГ-15М) предназначена для автоматического управления запуском двигателей. Панель обеспечивает запуск двигателей на земле и в полете, холодную прокрутку и прекращение процесса запуска.

Панель установлена на стенке шпангоута № 5Н за сиденьем левого пилота.

На основании панели размещены: программный механизм ПМЖ-2-60 (у ПСГ-15)или 2ПМ8060А(у ПСГ-15М) (моторное реле с электродвигателем Д-2РТ, редуктор, блок кулачков, блок рычагов и переключателей); регулятор тока РУТ-600Д-2 (или РУТ-600ТВ) (электромагнитный регулятор реостатного типа); сопротивления; коммутационная аппаратура; два штепсельных разъема.

Рис.28. Установка пусковой панели ПСГ-15

Система зажигания предназначена для воспламенения топливовоздушной смесь при запуске двигателя на земле и в условиях полета. Система зажигания каждого двигателя включает в себя агрегат зажигания СКНА-22-2Т (СКНА-22-2А) и две полупроводниковые свечи СП18У (СП-18УА).

Агрегат зажигания представляет собой низковольтную конденсаторную систему являющуюся источником электрической энергии, необходимой для образования электрического разряда между электродами запальной свечи. Установлен в отсеке двигателя.

Запальная свеча представляет собой полупроводниковую, экранированную свечу (угольник с керамической изоляцией и фланцевым креплением). Рабочий зазор свечи равен (1,4±0,4) мм, пробивное напряжение - не более 2000В.

Свечи монтируются в пусковых воспламенителях двигателя, установленных на корпусе диффузора камеры сгорания двигателя.

Параметры работы стартер-генератораГС-18МО

Номинальное напряжение................................................................................. 24В

Количество временных циклов.............................................................................. 3

Продолжительность циклов (программ):

-запуск двигателя на земле........................................................................ (42 ±2)с

-запуск двигателя в полете....................................................................... (42 ±2с

-холодная прокрутка............................................................................... (30 ± 1,5)с

Режим работы......................................................... повторно-кратковременный

Число включений..................................................................................................... б

Продолжительность включений........................................................ не более 44с

Перерыв между включениями............................................. 3 мин (после шестого

включения - полное охлаждение)

Панели ПСГ-15 и ПСГ-15М по схеме внешних соединений и посадочным местам взаимозаменяемы.

Рис.29. Внешний вид двигателя ТВ2-117А

В топливную аппаратуру системы запуска входит блок электромагнитных клапанов, предназначенный для открытия и закрытия канала подвода пускового топлива к пусковым форсункам и для включения продувки пусковых топливных магистралей после прекращения подачи к ним топлива. Работа блока электромагнитных клапанов происходит по сигналам пусковой панели ПСГ-15 (ПСГ-15М). Блоки клапанов установлены на корпусах компрессоров двигателей.

Импульсатор питания И-2 предназначен для увеличения высотности запуска двигателей и улучшения наземного запуска в зимних условиях. Импульсатор выдает электрические сигналы частотой 60 импульсов в минуту, которые управляют включением клапана пускового топлива двигателей. В цепь питания электросхемы импульсатора введен выключатель ВГ-15К «ИМПУЛЬСАТОР ВКЛ-ВЫКЛ», установленный на щитке предохранителей, справа у шпангоута № 4Н. Рядом установлена лампа СЛЦ-51 с зеленым светофильтром, мигающая при работе импульсатора. Выключатель импульсатора законтрен нитками во включенном положении и опломбирован.

Пусковая система двигателей с установленным импульсатором питания И-2 отлажена под импульсную подачу топлива. Допускается эксплуатация этих двигателей без импульсатора. В этом случае при запуске «горячего» двигателя запуск может быть нестабильным. Для обеспечения надежности запуска необходимо предварительно произвести холодную прокрутку двигателя. Импульсатор И-2 установлен в кабине пилотов, на стенке правого аккумуляторного отсека.

ПРИМЕЧАНИЕ: В серийном производстве импульсатор устанавливается на вертолетах выпуска с июля 1972г.График работы микровыключателей программного механизма ПСГ-15 (ПСГ-15М)

Рис.30. График работы ПСГ-15

Процесс запуска двигателя происходит в следующей последовательности:

1.При нажатии на кнопку "Запуск" (1-я секунда) питание через автомат защиты сети "Зажигание" и контакты кнопки "Запуск" подается на поляризованное реле включения программного механизма и загорается табло «Автомат, включен» на щитке запуска. В цепи питания реле установлена кнопка, которая исключает возможность запуска двигателя при включенном тормозе несущего винта.

Программный механизм пусковой панели обеспечивает включение агрегатов и элементов системы запуска: стартера-генератор ГС-18МО, агрегат зажигания СКНА-22-2А, генератор импульсов в И-2 и электромагнитный клапан пускового топлива. При этом напряжение на зажимах стартера равно 2...3В, а пусковой ток 200...250А. Начинается медленная раскрутка двигателя (выборка люфтов в передачах).

Через 2с с момента нажатия кнопки "Запуск" кулачок программного механизма блокирует кнопку от повторного случайного нажатия.

2. На 3-й секунде на якорь стартера подается питание 24В (при параллельном соединении групп аккумуляторных батарей). В результате ток, потребляемый стартером, увеличивается до 1100-1200А и начинается энергичная раскрутка двигателя.

3. При достижении давления топлива после насоса высокого давления НР-40ВА
Рт-3...4 кгс/см 2 открывается клапан постоянного давления. Топливо поступает в пусковые
воспламенители и поджигается.

При достижении Nтк=17...21 % открывается запорный клапан насоса-регулятора
и в камеру сгорания поступает рабочее топливо. Воспламенение рабочего топлива
сопровождается появлением и резким ростом температуры газов, частота вращения
турбокомпрессора начинает возрастать интенсивнее.

Рис.31. Электрощиток запуска двигателей

4. На 9-й секунде кулачок программного механизма подает питание на контакторы,
которые переключают группы аккумуляторных батарей на последовательную работу. Это
приводит к увеличению напряжения на клеммах стартера с 24 на 48В, увеличению силы
тока источников питания до 110А и интенсивному увеличению Nтк.

5. При достижении Nтк=34...36% (но не ранее 12с) по сигналам агрегата КА-40
включается регулятор тока РУТ-600-Д2, отключается подача пускового топлива, зажигание и импульсатор И-2, включается продувка пусковых форсунок и магистралей пусковой топливной системы. В случае, если подача пускового топлива производится импульсами, при включенном импульсаторе, а также, если вышеуказанные переходы на реализуются по достижении Nтк=34...36%, то будут выполнены на 30-й секунде. Также на 30-й секунде программный механизм выключает систему зажигания.

7. На частоте вращения турбокомпрессора Nтк=40...50% возможен
кратковременный заброс температуры газа (до 600° С). Объясняется это тем, что автомат
запуска резко уменьшает перепуск топлива на слив, а регулятор оборотов турбокомпрессора еще не вступил в работу. Точка заброса температуры газа может быть перемещена по линии Nтк в зависимости от регулировки автомата запуска.

8. При достижении Nтк=50...56% гидравлическая система двигателя закрывает
клапаны перепуска воздуха из компрессора в атмосферу.

9. При Nтк=57...63% агрегат КА-40 выдает команду на отключение пусковой панели
и переключение стартера в генераторный режим. Если это не произойдет (из-за неисправности), то на 40-й секунде кулачок программного механизма включает ускоренную доработку цикла и отключает все элементы запуска. Программный механизм устанавливается в исходное положение (табло «Автоматика включена» гаснет), а обмотки возбуждения стартера подключаются к регулятору напряжения, и стартер переходит на генераторный режим работы. Для включения генератора в бортовую сеть необходимо включить переключатель на панели постоянного тока.

10. При достижении Nтк близких к 56...58% открывается распределительный
клапан второго контура рабочих форсунок и рабочее топливо поступает во второй контур.

11. Двигатель выходит на режим малого газа.

При холодной прокрутке (переключатель в положении «Прокрутка») процесс включения и выключения агрегатов системы аналогичны, но:

Не происходит переключения источников питания с 24В на 48В;

Не работает система зажигания и не подается топливо в камеру сгорания;

Не включается регулятор тока РУТ-600Д-2.