Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика.

Кафедра: «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей».

Турбины двигателя ТВ2-117.

Выхлопное устройство двигателя ТВ2-117.

Учебное пособие.

(Компьютерный вариант)

Составил:

Компьютерная обработка: студенты и

Пособие предназначено для студентов 2-го курса специальности 130300, изучающих конструкцию двигателя ТВ2-117 по дисциплине «Авиационная техника».

Размер файла: 1306 кб.

Файл помещен в компьютере «Server» ауд. 113-5

Имя файла: E:\ ПОСОБИЯ \ ТВ2-117 \ ТЕМА4 \ тема4.doc

Допущено для использования

в учебном процессе.

Протокол заседания кафедры «ЭЛАиД»

№ ______ от «___» ___________ 2004 г.

Самара 2004 г.

Двигатель ТВ2-177 имеет две турбины, кинематически не связанные между собой - турбину компрессора и свободную турбину.

Турбина компрессора и свободная турбина расположены соосно, между собой связаны только газовым потоком.

4.1. ТУРБИНА КОМПРЕССОРА

Турбина компрессора (рис. 4.1) - двухступенчатая, осевая, служит для вращения ротора компрессора и приводов агрегатов двигателя. Она состоит из ротора турбины, сопловых аппаратов и опоры ротора.

Рис. 4.1. Турбина компрессора (внешний вид)

Ротор турбины компрессора состоит из вала 1 (рис. 4.2) ротора, двух рабочих колес, задней шейки 8 ротора, лабиринта 12 и покрывающего диска 13. Рабочее колесо I ступени составляют диск 2 и 71 рабочая лопатка 5, а рабочее колесо II ступени - диск 5 и 61 рабочая лопатка 4.

Вал ротора, диски рабочих колес, лабиринт и шейка сцентрированы между собой и стянуты двенадцатью стяжными болтами 14. Через торцовые шлицы передается крутящий момент от рабочих колес на вал ротора.

На стяжных болтах для уменьшения изгибных напряжений от центробежных сил выполнены цилиндрические буртики, опирающиеся на соответствующие пояски дисков турбины. Гайки 7 стяжных болтов затягивают с контролем вытяжки болтов и контрят пластинчатыми замками 6.

Крепление лопаток в дисках осуществляется с замком елочного типа. На I ступени замок имеет три пары зубьев, на II ступени - четыре пары. На концах рабочих лопаток 3 и 4 выполнены полки, которые образуют кольцевой бандаж на периферии рабочего колеса; такая конструкция рабочих лопаток повышает их вибропрочность. Полин между собой стыкуются зигзагообразным вырезом с зазором по окружности и с некоторым натягом в осевом направлении. Такое соединение полок (см. рис. 4.2, а) демпфирует вибрации лопаток.

На наружной поверхности полок выполнены гребешки, которые по периферии рабочего колеса образуют кольцевой газовый лабиринт. Наличие концевых полок и газового лабиринта на рабочих лопатках турбины уменьшает перетекание газа через радиальный зазор и повышает к. п. д. турбины.

Установка рабочих лопаток в диск осуществляется сразу полным комплектом с последовательным соединением каждой лопатки с диском.

Лопатки турбины выполнены с опущенным замком. Опущенный замок улучшает распределение напряжений в замковой части лопаток и снижает температуру дисков, что позволяет уменьшить их толщину. Контровка лопаток в дисках от перемещения в осевом направлении производится следующим образом: на рабочем колесе I ступени лопатки сдвигаются в сторону рабочего колеса II ступени до упора усика лопатки в диск ротора, после чего лопатки поджимаются к диску ротора покрывающим диском 13; на рабочем колесе II ступени лопатки законтрены в диске разрезным стопорным кольцом 11, которое устанавливается в канавку выступов диска и в замковую часть лопаток.

Для улучшения условий работы детали турбин охлаждаются воздухом, поступающим из компрессора. Воздух из-за VIII ступени компрессора поступает внутрь вала ротора компрессора, проходит в вал турбины компрессора и по сверлениям в дисках и шейке вала выходит для охлаждения деталей турбин и подпора воздушных лабиринтов. Диск I ступени турбины компрессора дополнительно охлаждается спереди воздухом, поступающим из-за X ступени компрессора по воздушной полости над валом ротора турбины. В вале турбины компрессора, дисках и шейке ротора имеется центральное отверстие для прохода специального ключа-штанги, который запирает и отпирает пружинный замок, фиксирующий взаимное положение роторов ком­прессора и турбины компрессора и не допускающий угловых смещений их в сочленении.

Вал турбины при помощи сферы (Ø А) с вырезами связан с задней шейкой ротора компрессора, соединение с ней фиксируется шлицевым замком (шлицевой втулкой с пружиной).

Соединение ротора турбины компрессора с ротором компрессора осуществляется путем ввода выступов наружной сферы вала турбины через прорези во внутреннюю сферу задней шейки ротора компрессора и поворота ротора турбины компрессора в сочленении на 60°. В таком положении выступы сферы вала турбины располагаются против выступов сферы шейки ротора компрессора, чем обеспечивается шарнирное соединение роторов турбины и компрессора. В этом положении шлицевой замок посредством шлицевой втулки 11 (см. рис. 2.4) и пружины 9 фиксирует взаимное положение роторов турбины и компрессора.

Рис. 4.2. Турбина компрессора:

1 - вал ротора; 2 - диск рабочего колеса I ступени; 3 - рабочая лопатка I ступени; 4 - рабочая лопатка II ступени; 5 -диск рабочего колеса II ступени; 6 - замок; 7-гайка; 8 - шейка ротора задняя; 9 - шайбы эксцентриковые; 10 - роликовый подшипник; 11 - кольцо стопорное; 12 - лабиринт; 13 - диск покрывающий; 14 - болт стяжной; 15 - пружина; 16 - кольцо уплотнительное; М - балансировочный грузик

Осевое усилие ротора турбины компрессора воспринимается ротором компрессора через сферу. Крутящий момент турбины передается на вал компрессора через шлицевые соединения замка.

Чтобы исключить действие силы противодавления на шлицевую втулку, на валу турбины компрессора имеется уплотнение. В канавку на валу турбины вставляется разрезное уплотнительное кольцо 16 (см. рис. 4.2), состоящее из трех секторов, стянутых между собой пружиной 15. При вращении ротора турбины секторы кольца под воздействием центробежной силы прижимаются к расточке заднего лабиринта второй опоры роторов двигателя и тем самым осуществляют уплотнение полостей.

Специальные грузики М на валу ротора турбины и балансировочные эксцентриковые шайбы 9, смонтированные в шейке 8 ротора, предназначены для устранения дисбаланса ротора.

На шейке 8 задней части ротора смонтированы кольцедержатель с лабиринтными гребешками и роликоподшипник 10, который является задней опорой турбины компрессора. Передней опорой ротора турбины служит хвостовик задней части диска X ступени ротора компрессора.

Вал турбины компрессора и шейка ротора изготовлены из нержавеющей деформируемой стали, диск турбины, покрывающий диск и лабиринты - из хромоникельтитановой стали; рабочие лопатки обеих ступеней - из жаропрочной деформируемой стали.

Сопловой аппарат I ступени турбины компрессора (рис. 4.3) состоит из корпуса 3, наружной обоймы 16, внутреннего обода 14, 51 лопатки 6, кольца 13 и обоймы 4 с металло-керамическими вставками.

Корпус соплового аппарата изготовлен из титанового сплава, сопловые лопатки - из жаропрочного литейного сплава, остальные детали соплового аппарата - из окалиностойкой деформируемой стали.

7. Из каких основных частей состоит выхлопное устройство?

8. Какие мероприятия реализованы в конструкции выхлопного устройства для снижения нагрева его деталей?

4.6. ЛИТЕРАТУРА

1. Авиационный турбовинтовой двигатель ТВ2-117А и редуктор ВР-8А. Техническое описание. М. Машиностроение 1977г.

2. Авиационный турбовинтовой двигатель ТВ2-117А (ТВ2-117) и редуктор ВР-8А (ВР-8). Руководство по эксплуатации и техническому обслуживанию. М. Машиностроение 1976г.

3. Богданов турбовинтовой двигатель ТВ2-117. Москва. Транспорт 1979г.

Турбовальный авиационный двигатель ТВ2-117.

Разработчик: ОКБ-117 им. В.Я.Климова под руководством С.П.Изотова
Страна: СССР
Начало разработки: 1960 г.
Построен: 1962 г.
Принят на вооружение: 1965 г.

В 1960 году был объявлен конкурс на создание газотурбинного двигателя мощностью 1250 л.с. для перспективного вертолёта Ми-8 . Победителем конкурса проектов стало ОКБ-117 им. В.Я.Климова под руководством С.П.Изотова, которому и была поручена разработка двигателя и главного редуктора ВР-8. ТВ2-117 стал первым отечественным специализированным вертолётным двигателем. Первые образцы двигателей изготовлены летом 1962 года. Серийное производство организовано в 1965 году.

Двигатели ТВ2-117А и ТВ2-117 по своим техническим данным и эксплуатационным качествам соответствуют современным техническим требованиям, предъявляемым к двигателям данного класса. Особенностью двигателей является наличие в них свободной турбины (турбины винта) для передачи мощности двигателя на редуктор ВР-8. Свободная турбина кинематически не связана с турбокомпрессорной частью двигателя. В силовую установку вертолета входят два двигателя и редуктор ВР-8. В случае необходимости, достаточно мощности одного двигателя для продолжения полета. Правый и левый двигатели взаимозаменяемы при условии разворота выхлопного патрубка.

На вертолет могут устанавливаться двигатели ТВ2-117 и ТВ2-117А. Для замены одних двигателей на другие проведение дополнительных работ не требуется. Разрешается совместная работа на одном вертолете двигателей ТВ2-117 и ТВ2-117А. На вертолете двигатели присоединяются к одному главному редуктору ВР-8, который передает от двигателей мощность несущему и хвостовому винтам. Силовая установка вертолета имеет систему автоматического управления оборотами несущего винта и синхронизации мощности обоих двигателей.

Каждый двигатель имеет раздельные системы: смазки, топливопитания, регулирования, противооблединения, и может работать на вертолете самостоятельно при неработающем втором двигателе.

Двигатель состоит из следующих основных узлов:
-компрессора с поворотными лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) первых трех ступеней. На компрессоре установлены клапаны перепуска воздуха из-за VI ступени;
-камеры сгорания. На камере сгорания установлены 8 рабочих форсунок и 2 пусковых воспламенителей;
-турбины компрессора и свободной турбины, передающей мощность через вал-рессору редуктору ВР-8;
-выхлопного устройства;
-коробки приводов агрегатов. На коробке приводов устанавливаются следующие агрегаты: стартер-генератор ГС-18ТП или ГС-18ТО, топливный насос-регулятор НР-40ВР, командный агрегат КА-40, гидронасос ПН-40Р, датчик Д-2 счетчика оборотов турбокомпрессора, верхний масляный агрегат с фильтром.

Модификации:

ТВ2-117 — базовый мощностью 1500 л.с.
ТВ2-117А — модернизированный с увеличенным ресурсом.
ТВ2-117АГ — с графитовым уплотнением в опорах турбокомпрессора. Отличался большей долговечностью. Устанавливался на вертолёте Ми-8АТ .
ТВ2-117ДC — самолётный турбовинтовой.
ТВ2-117C — самолётный турбовинтовой. Отличался выносным редуктором и конструкцией выхлопного устройства. Разработан для Ан-3 .
ТВ2-117ТГ — двигатель для вертолёта Ми-8ТГ . Предназначен для работы на жидком метане. Разработан в 1987 году.
ТВ2-117Ф — форсированный до 1700 л.с. Устанавливался на вертолёте Ми-8ПА .

Модификация: ТВ2-117 / ТВ2-117А / ТВ2-117АГ
Длина, мм: 2835 / 2835 / 2843
Высота, мм: 547 / 547 / 550
Частота вращения ротора, об/мин.: 12000 / 12000 / 12000
Взлетная мощность, э.л.с.: 1500 / 1500 / 1500
Сухая масса, кг: 330 / 330 / 334.

Двигатель ТВ2-117А. Музей ВВС КНР.

Двигатель ТВ2-117. Музей ВВС Чехии.

Двигатель ТВ2-117А (вид спереди).

Двигатель ТВ2-117А (вид справа).

Главный редуктор ВР-8А и двигатели ТВ2-117А.

Список источников:
П.Изотов, Д.Изотов. Самый массовый вертолётный двигатель.
Е.И.Ружицкий. Вертолёты.
Сайт «Военная авиация России» (www.aveaprom.ru).

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/

1. ДВИГАТЕЛЬ ТВ2-117А

Двигатель ТВ2-117А сконструирован в КБ Изотова в 1963 году специально для вертолета Ми-8. Применение 2-х двигателей повисело безопасность полета. электродвигатель турбина компрессор радиатор

Двигатель состоит из следующих основных узлов и систем:

Входного устройства;

Осевого компрессора;

Камеры сгорания;

Турбины компрессора;

Свободной турбины;

Выходного устройства;

Передач и приводов;

Системы смазки и суфлирования;

Топливной системы;

Системы автоматического управления и регулирования;

Гидравлической системы;

Системы запуска;

Противообледенительной системы;

Противопожарной системы.

Общий вид двигателя ТВ2-117A:

а - слева; б - справа; 1- агрегат КА- 40; 2- штуцер суфлирования; 3- агрегат НР- 4ОВА; 4- стартер- генератор ГС- 18ТО; 5- агрегат ИМ- 40; 6- пусковой воспламенитель; 7- коллектор термопар; 8- трубопровод суфлирования; 9- кронштейн датчика манометра топлива; 10- штуцер подвода топлива в агрегат НР- 40ВА; 11 -- гидромеханизм; 12 -- клапан перепуска воздуха; 13- блок электромагнитных клапанов с клапаном постоянного давления; 14,26- штуцеры суфлирования II опоры роторов двигателя; 15- противопожарный коллектор; 16- дренаж; 17- агрегат РО- 4ОИ; 18- узлы для подвески двигателя; 19- агрегат СО- 40; 20- фланец отбора воздуха; 21- масляный фильтр; 22- штуцер подвода масла из масляного бака; 23- фланец суфлирования III опоры роторов двигателя; 24- колодка термопар; 25- блок дренажных клапанов; 27- клапан перепуска воздуха, 28- пpoтивообледенительный клапан; 29- гидромеханизм; 30- штуцер выхода масла из двигателя; 31- кронштейн датчика манометра масла; 32- пробка слива масла.

Особенности конструкции двигателя:

1. Наличие свободной турбины НВ, что позволяет:

Иметь независимую от n тк частоту вращения НВ;

Облегчает раскрутку ТК при запуске;

Исключает необходимость муфты включения.

2. Наличие автоматической системы регулирования, что позволяет управлять работой двигателя на любом этапе от запуска до выключения в различных эксплуатационных условиях.

Основные технические данные двигателя

Тип двигателя………газотурбинный, со свободной турбиной

Габариты двигателя в мм

длина с агрегатами и выхлопной трубой….............2835

ширина……………………………547

высота…………………………….745

Сухой вес двигателя в кг…….....330±2%

Направление вращения (если смотреть по полету):

компрессора……………………….левое

турбины компрессора…………левое

свободной турбины………………….левое

Компрессор:

тип………………………...осевой

количество ступеней……………………10

степень повышения статического давления на взлетном режиме (Н=0, V=0, ВСА-6)……… …………………не более 6,6

Камера сгорания………………кольцевая, с восемью головками для форсунок

Турбина компрессора…………..осевая, двухступенчатая

Свободная турбина…………………..осевая, двухступенчатая

Выхлопная система…………..…нерегулируемая, выхлоп через патрубок расположенный под углом 60 к оси двигателя

Допустимое время непрерывной работы двигателя в мин не более:

на взлетном режиме…………6 на номинальном режиме……...60

на крейсерском режиме…без ограничений

на малом газе…………………….20

1.1 ОСНОВНЫЕ УЗЛЫ И АГРЕГАТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Компрессор двигателя сжимает поступающий из атмосферы воздух и подает его в камеру сгорания. Компрессор -- осевого типа, десятиступенчатый, однокаскадный с поворотными лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) первых трех ступеней. Наличие поворотных лопаток улучшает условия запуска двигателя и обеспечивает высокий КПД и устойчивую работу компрессора в рабочем диапазоне оборотов. Компрессор состоит из корпуса, входного направляющего аппарата, направляющих аппаратов ступеней, ротора с рабочими лопатками, опор ротора компрессора и профилированного кока. На компрессоре установлены клапаны перепуска воздуха из полости за шестой ступенью.

Камера сгорания -- кольцевая с восемью горелками, крепится передней входной частью к спрямляющему аппарату компрессора, а задней частью к сопловому аппарату турбины компрессора. Камера сгорания состоит из следующих основных узлов: наружного и внутреннего корпусов диффузора, кольцевой жаровой трубы с восемью завихрителями, корпуса камеры сгорания, восьми рабочих форсунок и двух пусковых воспламенителей.

Турбина компрессора -- двухступенчатая, осевая,служит для вращения компрессора и агрегатов двигателя. Турбина состоит из ротора, корпуса, двух сопловых аппаратов и опор.Свободная турбина--двухступенчатая, осевая; крутящий момент от нее передается на главный редуктор. Турбина состоит из ротора, двух сопловых аппаратов и опор. Передача крутящего момента осуществляется главным приводом, состоящим из корпуса привода, вала-рессоры, коробки и шлицевой втулки привода регулятора оборотов.

Выхлопная труба двигателя состоит из выхлопного патрубка, кожуха и стяжной ленты. Выхлопной патрубок крепится к четвертой опоре двигателя (передняя опора свободной турбины). Коробка приводов агрегатов установлена в передней части двигателя. На коробке приводов устанавливаются следующие «агрегаты: стартер-генератор ГС-18ТО, топливный насос-регулятор НР-40ВР, командный агрегат КА-40, плунжерный насос ПН-40Р, датчик Д-2 счетчика оборотов турбокомпрессора, верхний маслоагрегат с фильтром. На двигателе применена воздушная система охлаждения горячих деталей и узлов двигателей, работающих в зоне высоких температур.

Масляная система двигателя выполнена по открытой замкнутой схеме с принудительной циркуляцией масла под давлением. В маслосистеме двигателя применяется синтетическое масло Б-ЗВ с хорошими смазывающими свойствами, высокой термохимической стабильностью и низкой температурой застывания, что обеспечивает запуск двигателя без подогрева масла при температуре окружающей среды до минус 40° С. Маслосистема включает в себя верхний и нижний масляные агрегаты двигателя, трубопроводы двигателя и магистральные трубопроводы, установленные на вертолете, воздушно-масляный радиатор, суфлерный бачок и маслобак.

Система суфлирования двигателя предназначена для обеспечения работы масляных уплотнений и воздушно-масляных лабиринтов с целью устранения выброса масла через уплотнения. Система состоит из суфлирующих каналов, трубопроводов и приводного центробежного суфлера.

Топливная система предназначена для обеспечения питания двигателя топливом и регулирования режимов работы двигателя путем изменения подачи топлива в камеру сгорания. В топливную систему двигателя входят следующие агрегаты: насос-регулятор НР-40ВР, регулятор оборотов РО-40ВР, синхронизатор мощности СО-40, исполнительный механизм ограничителя температуры газов ИМ-40, клапан постоянного давления системы запуска, блок дренажных клапанов, рабочие топливные форсунки, пусковые воспламенители и топливные магистрали.

Насос-регулятор НР-40ВР установлен на коробке приводов и обеспечивает подачу топлива к форсункам двигателя, поддержание заданного числа оборотов турбины компрессора, подачу топлива по заданному закону при запуске и разгоне двигателя от режима минимальных оборотов и промежуточных режимов до максимального режима, ограничения подачи топлива в зависимости от степени сжатия воздуха в компрессоре, ограничение максимального расхода топлива и максимальной температуры газов, распределение топлива по двум контурам рабочих форсунок, останов двигателя с помощью стоп-крана.

Регулятор оборотов РО-40ВР поддерживает заданные обороты свободной турбины, воздействуя на сервомеханизм дозирующей иглы НР-40ВР подачи топлива.

Синхронизатор мощности установлен на среднем корпусе компрессора и предназначен для поддержания одинаковых мощностей двигателей.

Исполнительный механизм ограничителя максимальной температуры газов ИМ-40 ограничивает рост температуры газов выше заданной величины путем воздействия на сервомеханизм насоса-регулятора НР-40ВР, который уменьшает подачу топлива в камеру сгорания двигателя, а также ограничивает уменьшение числа оборотов ротора компрессора ниже заданных.

Дренажная система двигателя обеспечивает слив топлива и масла из камеры сгорания, корпуса турбины и полостей четвертой опоры; слив топлива из магистралей рабочих форсунок после остановки двигателя; капельный слив из агрегатов топливной и гидравлической систем. Капельный дренаж из сальников приводов агрегатов НР-40ВР и РО-40ВР отводится по отдельной трубке в дренажный бачок, установленный на вертолете.

Системы регулирования и управления двигателем обеспечивают:

Запуск двигателя на земле и в воздухе;

Управление двигателем на установившихся режимах работы;

Управление двигателем на переходных режимах (приемистость и сброс газа);

Ограничение максимальных оборотов ротора компрессора, расхода топлива, температуры газов перед турбиной и максимальной степени сжатия за компрессором;

Поддержание оборотов несущего винта в заданном пределе;

Выравнивание мощностей обоих двигателей, работающих совместно, а также автоматическое увеличение мощности одного из двигателей при отказе другого.

Система запуска двигателя служит для автоматического запуска двигателя на земле и в полете. В систему запуска входят: электрическая система питания и запуска СПЗ-15, система зажигания и топливная аппаратура системы запуска.

Система СПЗ-15 предназначена для питания бортовой сети вертолета постоянным током и обеспечения автоматического запуска двигателей. К агрегатам системы СПЗ-15, участвующим в процессе запуска, относятся: стартер-генератор ГС-18ТО, пусковая панель ПСГ.-15, шесть аккумуляторных батарей 12САМ-28.

Система зажигания обеспечивает воспламенение топливо-воздушной смеси при запуске двигателя на земле и в полете. Система зажигания включает в себя: агрегат зажигания СКНА-22-2А, две полупроводниковые свечи зажигания СП-18УА, блок электромагнитных клапанов.

Топливная аппаратура системы запуска состоит из двух пусковых воспламенителей и топливного клапана постоянного давления.

Система ограничения температуры газов предназначена для автоматического ограничения повышения температуры газов перед турбиной компрессора

путем уменьшения подачи топлива к рабочим форсункам двигателя. В систему ограничения температуры входят: комплект термопар, усилитель ограничителя температуры УРТ-27, исполнительный механизм ИМ-40 с электромагнитом МКТ-4-2.

Гидравлическая система двигателя выполняет следующие функции:

Осуществляет поворот лопаток направляющих аппаратов компрессора первой, второй, третьей ступеней и лопаток входного направляющего аппарата по заданной программе в зависимости от оборотов двигателя и температуры воздуха на входе в двигатель;

Выдает при запуске на заданных оборотах двигателя электрические сигналы: на отключение пускового соленоида и включение регулятора тока

генератора, на отключение стартера, на снятие блокировки противообледенительной системы;

Закрывает на заданных оборотах двигателя клапаны перепуска воздуха из компрессора;

Выдает сигнальное давление на механизм ограничителя температуры газов по физическим оборотам турбины компрессора.

В гидравлическую систему входят: плунжерный насос ПН-40Р, командный агрегат КА-40, два гидромеханизма, клапаны перепуска воздуха и клапан противообледенения.

Противообледенительная система двигателя предназначена для защиты от обледенения входной части двигателя, что достигается обогревом подверженных обледенению мест входной части двигателя горячим воздухом, отбираемым из полости между кожухом и жаровой трубой камеры сгорания. Противообледенительная система двигателя включает в себя трубу отбора горячего воздуха, клапан с электромагнитом ЭМТ-244, две трубы подвода горячего воздуха от клапана к корпусу первой опоры. Сигнализация обледенения, агрегаты автоматического и ручного включения, автоматика подачи горячего воздуха в систему установлены на вертолете.

1.2 МАСЛОСИСТЕМА ДВИГАТЕЛЕЙ

Для каждого двигателя предусмотрена самостоятельная маслосистема, выполненная по схеме, которая приведена. Маслосистема состоит из маслобаков, суфлерных бачков, маслорадиаторов, трубопроводов и блока сливных кранов.

Маслонасос двигателя подает масло из бака в каналы внутренней маслосистемы двигателя для смазки коробки приводов, подшипников рабочей и свободной турбин, валов и других трущихся деталей. После смазки масло откачивающими насосами по трубопроводам подается в маслорадиаторы, где охлаждается, и затем по трубопроводам поступает в маслобак. Температура масла замеряется на выходе из двигателя.

Суфлирование маслобака осуществляется через установленный на входном туннеле двигателя суфлерный бачок, который связан с атмосферой трубопроводом суфлирования. Чтобы предотвратить образование в суфлерных трубопроводах воздушно-масляных пробок, нижние их точки соединены с дренажным бачком. Двигатели суфлируются через центробежные суфлеры, соединенные с атмосферой трубопроводом, проложенным вдоль борта вертолета. Каждый двигатель имеет свой маслобак, установлпнный между входным туннелем двигателя и капотом. На маслобаке имеется заливная горловина, масломер, сливной кран, штуцер для подачи масла в двигатель, штуцер для масла, поступающего в бак из маслорадиатора, и штуцер суфлирования маслобака. Маслобаки, изготовленные из материала АМцА-М -- сварной конструкции. Внутри бака имеются три перегородки, одна из которых находится в центральной части бака, а две в местах расположения лент крепления, притягивающих баки к литым ложементам, установленным на обшивке потолка центральной части фюзеляжа. Всего в маслосистеме каждого двигателя находится 16 л масла, в том числе: в маслобаке 10 л, в двигателе 1,5 л, в маслорадиаторе 2,2 л и в трубопроводах 2,3 л.

Воздушно-масляные радиаторы (изд. 2281-1) (поодному на двигатель) -- паяные, изготовлены из алюминиевого сплава. Радиаторы предназначены для охлаждения масла двигателя. Горячее масло, циркулируя по плоским трубкам, отдает свое тепло воздуху, протекающему между трубками.

В конструкцию маслорадиаторов входит терморегулятор, поддерживающий температуру масла в заданных пределах. Для слива масла из маслобаков служат краны. Для слива масла из маслссистем правого и левого двигателей служит блок сливных кранов. Слив масла через краны,соединенные трубопроводом с блоком сливных кранов, может производиться из обоих баков одновременно. Блок сливных кранов дает возможность сливать масло из маслосистем каждого двигателя поочередно. Блок кранов установлен между шпангоутами № 7 и 8, справа на потолке центральной части фюзеляжа, в редукторном отсеке. Маслопровод выполнен из труб АМг-М и гибких рукавов с соединениями по наружному конусу. На вертолетах выпуска 1970 г. вместо блока сливных кранов в маслосистеме каждого двигателя, за противопожарной перегородкой в редукторном отсеке, устанавливаются по два унифицированных сливных крана. Один из этих кранов обеспечивает слив масла из маслобака и маслорадиатора, а другой из маслорадиатора и двигателя.

1.3 ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Топливная система состоит из одного расходного и двух подвесных баков, агрегатов системы, арматуры и трубопроводов. Для увеличения дальности и продолжительности полета могут быть установлены в кабине центральной части фюзеляжа один или два дополнительных топливных бака. Топливо из подвесных баков двумя насосами ЭЦН-75 подается по двум трубопроводам в расходный бак. Топливный насос ЭЦН-75 -- электроприводной, центробежный, одноступенчатый, смонтирован непосредственно с электродвигателем.

Насос состоит из электродвигателя, корпуса,крышки и крыльчатки. К фланцу корпуса насоса при помощи шпилек и гаек крепится электродвигатель. С другой стороны к корпусу крепится винтами крышка с отверстием для прохода топлива. Внутри корпуса насоса расположена крыльчатка, привод которой осуществляется от электродвигателя.

Основные технические данные ЭЦН-75

Питание электродвигателя от сети постоянного

тока напряжением в В……………27+10%

Направление вращения приводного вала насоса правое

Производительность в л/час…………… 750

Перепад давления, создаваемый насосом в кГ/см*………………….…...0,8

Электродвигатель………………………..МП-50С

Вес насоса в кг…………………………..……….1,3

В расходном баке установлен поплавковый дозировочный клапан, предохраняющий бак от переполнения при перекачке топлива из подвесных баков. Из расходного бака топливо с помощью двух насосов ПЦР-1Ш, которые работают одновременно, отдельным трубопроводам подается к левому и правому двигателям. Система трубопроводов и обратных клапанов обеспечивает питание двигателей от любого из двух подкачивающих насосов в случае отказа одного из них.

Топливный насос ПЦР-1Ш -- центробежный, смонтирован непосредственно с электродвигателем. Насос внебакового расположения состоит из электродвигателя, корпуса, крышки с фильтром и крыльчатки. К корпусу насоса с одной стороны крепится винтами крышка с сетчатым фильтром, а с другой -- электродвигатель, который осуществляет привод крыльчатки насоса.

Основные технические данные ПЦР-1Ш

Питание электродвигателя от сети постоянного тока напряжением в В………27

Направление вращения……………...левое

Производительность в л/час…………………….. .2100

Электродвигатель…………..МП-ЮОБ1 или МП-100Б2

Вес насоса в кг…………..2,85

Работа топливных насосов ПЦР-1Ш и ЭЦН-75 контролируется тремя световыми табло, которые находятся на левой панели верхнего электропульта летчиков. Сигнализаторы давления СД-29А подключены к нагнетающим магистралям за этими насосами и крепятся вверху справа к шпангоуту № 12 центральной части фюзеляжа. Наличие топлива в баках контролируется поплавковым топливомером СКЭС-2027А, датчики которого установлены на топливных баках, а указатель на приборной доске в кабине экипажа. Когда в расходном баке остается 300 л топлива, в кабине экипажа загорается световое табло «Осталось топлива 300 л». Топливомер СКЭС2027А обеспечивает показания запаса топлива в баках как суммарно, так и отдельно в каждом баке. К переходнику, который крепит насосы ПЦР-1Ш, подсоединяется трубопровод, имеющий сливной кран. В редукторном отсеке на топливных магистралях, идущих от расходного бака к двигателям, установлены пожарные краны; в двигательном отсеке стоят блоки фильтров, состоящие из фильтров грубой и тонкой очистки топлива. Фильтры смонтированы в одном корпусе. В фильтре тонкой очистки имеется перепускной клапан, обеспечивающий проход топлива в случае засорения фильтра. При установке на вертолете двух дополнительных баков они соединяются между собой общим трубопроводом с перепускным краном 637000. Трубопровод от патрубка перепускного крана подсоединяется к переднему соединительному трубопроводу подвесных баков между двумя перекрывными кранами расположенными в грузовом полу между шпангоутами № 6 и 7 центральной части фюзеляжа. При снятии одного или обоих дополнительных баков на штуцера угольников, установленных на кронштейнах крепления трубопровода, идущих от баков к перепускному крану, ставятся заглушки.

Наличие перепускного крана в топливной системе обеспечивает раздельный или совместный слив топлива из дополнительных баков. Кран слива топлива из дополнительных баков установлен у шпангоута № 4 по левому борту центральной части фюзеляжа. Топливо из дренажных полостей агрегатов и из камеры сгорания двигателей сливается в дренажный бачок, установленный внутри кабины на левом борту между шпангоутами № 4 и 5.

Наряду с питанием двигателей в топливную систему через штуцер на правом подвесном баке подключается магистраль питания керосинового обогревателя КО-50. Топливо из правого подвесного бака насосом 748А подается по трубопроводу в топливную систему керосинового обогревателя КО-50.

Топливный насос 748А -- электроприводной, шестеренчатый, одноступенчатый. Крепится насос снаружной стороны правого борта фюзеляжа у шпангоута № 2 над керосиновым обогревателем внутри его обтекателя при помощи кронштейна и стяжного хомута.

Основные технические данные насоса 748А

Пихание электродвигателя от сети постоянного

тока напряжением в В………………………..… 27±10%

Производительность в кг/час…………………........15±5

Давление на входе в насос в ата…………………..1ч2,5

Давление на выходе из насоса в кГ/смІ…………..2+0,5

Вес насоса с электродвигателем в кг…….. не более 3,5

Слив (перепуск) избыточного топлива из системы питания керосинового обогревателя КО-50 происходит в правый бак.

1.4 ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Вертолетный турбовальный двигатель представляет собой тепловую машину, где химическая энергия топлива превращается в камере сгорания в тепловую энергию, а затем турбинами - в механическую работу. Большая часть этой работы затрачивается на привод компрессора, а меньшая - на привод несущего и хвостового винтов.

Первоначальная раскрутка ротора турбокомпрессора при запуске двигателя осуществляется стартер - генератором, работающим в стартерном режиме, а воспламенение топливовоздушной смеси - пусковыми устройствами с электрическими запальными свечами.

При вращении ротора воздух из атмосферы через воздуозаборник и воздушные каналы корпуса первой опоры всасывается компрессором. Скорость на входе в компрессор выбрана из условий наименьших значений площади входного устройства и диаметральных размеров компрессора при расчетном расходе воздуха и составляет примерно 150..160 м/с. Расход воздуха на расчетном режиме работы двигателя определяется газодинамическим расчетом из условий требуемого мощности. Давление и температура воздуха на входе в компрессор при стандартных атмосферных условиях соответственно р=1,033*10? и Т=288 К.

В компрессоре воздух сжимается до давления р=6,8*10?Па и таким образом механическая энергия вращения ротора компрессора, приводимого турбиной, преобразуется в энергию давления. Повышение давления воздуха в компрессоре сопровождается ростом температуры до Т=533…543 К. Скорость воздуха на выходе из компрессора падает до 110…120 м/с, т.е. значительно меньше скорости на входе. Это определяется необходимостью получить устойчивое горение в камере сгорания и позволяет иметь сравнительно большую высоту лопаток последней ступени компрессора, что повышает его КПД.

Сжатый в компрессоре воздух поступает поступает в камеру сгорания, где делится на две части. Часть воздуха (первичный воздух) поступет в жаровую через завихрители, и в этом потоке происходит сгорание топлива, подаваемого рабочими форсунками. Температура газа в зоне горения достигает 2473…2673 К. Другая часть воздуха (вторичный воздух) проходит через отверстия и щели жаровой трубы и, смешиваясь с горючими газами снижает их температуру до допустимого значения (из условия жаропрочности материала турбинных лопаток). Максимально допустимая температура газа на выходе из камеры сгорания при работе двигателя на взлетном режиме Т=1153 К (880°С по прибору). Давление в камере сгорания несколько снижается из-за гидравлических потерь и подогрева, а скорость увеличивается. Мощность, развиваемая турбиной компрессора, на любом установившемся режиме работы равна мощности, потребляемой компрессором и агрегатами двигателя. Мощность, развиваемая свободной турбиной, определяется избыточным теплоперепадом газа, поступающего из турбины компрессора. Примерно 2\3 теплоперепада газа срабатывается на турбине компрессора и 1/3 - на свободной турбине. Увеличение частоты турбокомпрессора приводит к увеличению избыточного теплоперепада газа, поступающего в свободную турбину, и соответственно к увеличению мощности, развиваемой этой турбиной.

Вращение от свободной турбины передается на несущий винт и хвостовой винт, а так же вертолетные агрегаты, приводимые в движение от редуктора. Частота вращения свободной турбины (несущего винта) на рабочих режимах поддерживается постоянной регулятором РО-40М путем изменения подачи топлива в камеру сгорания. Так, при самопроизвольном увеличении частоты вращения несущего винта регулятор уменьшает подачу топлива в камеру сгорания. Это приводит к уменьшению: температуры газа перед турбиной компрессора, частоты вращения турбокомпрессора и мощности, развиваемой свободной турбиной. При этом частоты вращения свободной турбиной и несущего винта восстанавливаются до заданных. При самопроизвольном уменьшении частоты вращения несущего винта система регулирования работает в обратном порядке. Изменение режима работы производят путем изменения шага винта одновременной перенастройки системы регулирования на подачу топлива, соответствующую новому значению мощности двигателя. Рабочий газ, отдав свою энергию турбинам, с параметрами р=1,08*10?Па, Т=743 К, с=150…170 м/с поступает в выходное устройство, в котором переходит из кольцевого потока в сплошной и выводится в атмосферу.

1.5 РЕЖИМЫ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Режимом малого газа называется режим, при котором двигатель устойчиво и надежно работает на минимальной частоте вращения без тенденции падения частоты вращения и без срыва пламени в камере сгорания. Режим малого газа не является рабочим режимом. Он используется для прогрева двигателя после его запуска и при полете вертолета в режиме авторотации без выключения двигателей. Максимально допустимый заброс температуры газа перед турбиной компрессора при выходе двигателя на режим малого газа не должен превышать 600°С(по прибору). Ограничение температуры газа определяется необходимостью постепенного нагрева деталей двигателя для уменьшения температурных напряжений. Ограничение времени работы определяется тем, что двигатель работает на малой частоте вращения неэкономично, кроме того, детали турбокомпрессора подвергаются повышенным вибрационным нагрузкам и недостаточно эффективно работает система охлаждения.

Крейсерским режимом называется режим, при котором гарантируется соответствующая мощность при непрерывной работе двигателя в течение всего установленного ресурса. Этот режим применяют для горизонтального полета на продолжительность, т.е. ему соответствует минимальный часовой расход топлива.

Номинальным режимом называется основной расчетный режим работы двигателя. Время работы на этом режиме по условиям прочности деталей двигателя ограничено. Номинальный режим работы двигателя применяется в основном для набора высоты. Кроме того, при работе двигателя на номинальном режиме по сравнению с крейсерским уменьшается удельный расход топлива. Поэтому номинальный режим можно использовать для получения минимального километрового расхода топлива при полете вертолета на дальность.

Максимальным режимом называется режим, при котором двигатель развивает максимальную мощность при непрерывной работе в течение ограниченного времени по условиям прочности деталей.

Каждому режиму работы двигателя соответствует определенное сочетание параметров силовой установки вертолета.

1.6 КОНТРОЛЬ РАБОТОСПОСОБНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ

Безопасность полета вертолета в значительной мере зависит от своевременного обнаружения экипажем неисправностей, которые могут привести к отказам двигателей и оборудования вертолета. Существует несколько способов контроля исправности двигателей в полете: по показаниям приборов, по звуку, по вибрации, по приемистости и по цвету выходящих газов. Так, например, возникновение помпажа компрессора определяется по росту температуры газа перед турбиной, резкому изменению и падению частоты вращения турбокомпрессора. При длительном, слабо выраженном помпаже обгорают турбинные лопатки, что приводит к разбалансировке ротора и появлению вибрации и тряски. Кроме того, разрушение газовоздушного тракта приводит к выбрасыванию из выходного устройства черного дыма с длинными языками пламени и искрением, хорошо видимым, особенно ночью.

Основным видом контроля работы двигателей на вертолете Ми-8 является инструментальный контроль по приборам. Так, по указателю оборотов турбокомпрессора судят о развиваемой мощности, о протекании теплового процесса в двигателе, об исправности подшипников и проточной части двигателя. Для удобства контроля частоты вращения турбокомпрессоров применяются двухстрелочные указатели, где одна показывает частоту вращения турбокомпрессора левого двигателя, а другая - правого. Разность этих показании на установившихся режимах от крейсерского и выше обычно не должно превышать 2,5%. При правильной регулировке системы «ШАГ-ГАЗ» и системы синхронизации мощности двигателей эта разность в основном определяется ошибкой системы измерения частоты вращения турбокомпрессора которого больше, а двигатель, имеющий меньшую частоту вращения, практически не загружен. Такая работа силовой установки оказывает неблагоприятное влияние на работу нагруженного двигателя и вертолетного редуктора. Разнорежимность работы двигателей при применеии системы синхронизации мощности по давлению за компрессорами может возникнуть из-за нарушения нормальной работы этой системы (например, скопление конденсатов в соединительных шлангах синхронизаторов, частичная разгерметизация воздухопроводов и т.п.), а так же из-за частичного отказа (уменьшения мощности) одного из двигателей.

Тепловые режимы двигателей оценивают по указателю температуры газа перед турбиной и температуры масла.

Температура газа определяет процесс сгорания топлива и состояние деталей газовоздушного тракта Каждому режиму работы двигателя строго соответствует установленная для летной эксплуатации температура газа. Нормальная температура газа указывает, что тепловой режим двигателя соответствует расчетному. Повышение температуры газа обычно является признаком обрыва турбинных или компрессорных лопаток, помнажа компрессора, разрушения подшипников роторов, обледенения входной части двигателя. Признаком неисправности топливных форсунок и самовыключения двигателя является уменьшение температуры газа Особенно опасным является заброс температуры газа выше допустимой при запуске двигателя и при работе на максимальном режиме, так как это сопровождается перегревом деталей камеры сгорания, гурбин и може: привести к их разрушению. При равномерной загрузке обоих двигателей вертолета разность показаний приборов измерения температуры газа определяется ошибкой измерительной системы и несовершенством работы системы синхронизации мощности; обычно она постоянна. При правил!.пой регулировке сопротивления цепи термопар и системы синхронизации мощности двигателей разность показаний приборов измерения температуры газа не превышает 20 "С. Увеличение leMiiepaтури газа перед iyp6nnoii одного из двигателей при сохранении постоянной частоты вращения может свидетельствовать о неисправности проточной части этого двигателя и увеличении подачи юплива в него системой синхронизации для сохранения мощности, одинаковой с другим двигателем.

Температура масла определяет исправность системы смазки п тепловое состояние основных деталей и узлов двигателя. Поэтому, несмотря на хорошую вязкостно температурную характеристику применяемого синтетического масла, его температура не должна превышать заданное значение. 11овышение температуры масла выше этого значения свидетельствует о недостаточном количестве масла в системе или о разрушении трущихся деталей двигателя. Резкое повышение температуры масла может являться также результатом прорыва газа из газового тракта в масляные полости двигателя.

Приборы, установленные в кабине вертолета, контролируют также давление масла в маслосистеме и давление топлива перед форрсунками. Падение давления масла свидетельствует о недостаточном его количестве в системе смазки, засорении маслофильтров, внешних утечках масла в газовоздушный тракт и об образовании воздушной пробки на входе в нагнетающий маслонасос. Работа двигателя с давлением масла ниже допустимого может привести к разрушению подшипников роторов.

Давление топлива перед форсунками отражает исправность топливной системы двигателя. Рост давления топлива выше допустимого с одновременным «зависанием» температуры газа перед турбиной обычно означает засорение топливных форсунок. Это явление чрезвычайно опасное, так как форсунки засоряются неравномерно, что вызывает значительную неравномерность по окружности температуры газа перед турбиной. Турбинные лопатки с большой частотой попадают в зоны с различной температурой и могут разрушается. Работу отдельных агрегатов, систем, а следовательно, и самого двигателя контролируют также по загоранию на приборной доске сигнализирующих лампочек и световых табло. Исправность работы двигателей определяют также по звуку, т. е. по изменению тона шума, создаваемого двигателем. В вертолетной силовой установке несущий винт, газовая турбина, компрессор и струя выхлопных газов являются источниками шума, характерного для каждого из них. Звуки в виде стука, скрежета, скрипа являются посторонними и не допускаются. В практике эксплуатации двигателей встречаются и такие неисправности, которые можно определить только по вибрации. Так, при частичном обрыве компрессорной или турбинной лопатки нарушается балансировка ротора, что вызывает сильную вибрацию конструкции. В отдельных случаях неисправность двигателя и его систем экипаж может определить по запаху. Так, по запаху керосина и масла можно установить разгерметизацию топливной и масляной систем; по запаху дыма -- возникновение скрытого очага пожара. Одним из важных способов контроля исправности проточной части двигателя является определение выбега (времени инерционного вращения роторов после выключения двигателя). По времени выбега находят разрушение подшипников, вытяжку и задевание за металлокерамические вставки корпуса турбинных и компрессорных лопаток, попадание в двигатель посторонних предметов. Выбег турбокомпрессорной части двигателей определяют обычно начиная от частоты вращения малого газа до полной остановки, а выбег свободной турбины -- косвенно по несущему винту. Если несущий винт после выключения двигателей в безветренную погоду еще долго вращается (20...30 с), то считается, что детали трансмиссии исправны и хорошо приработаны. Одновременно с проверкой выбега прослушивают двигатель, чтобы определить посторонние шумы. На новых двигателях, когда еще происходит приработка трущихся пар, время выбега минимальное, а с увеличением наработки оно увеличивается. Каждый тип двигателя имеет свое минимально допустимое время выбега. Экипаж должен хорошо знать это время и при выключении двигателя проверять его. Двигатель, у которого выбег меньше допустимого, к эксплуатации не допускается до выяснения и устранения причины неисправного состояния.

1.7 ИЗМЕРИТЕЛЬ ЧИСЛА ОБОРОТОВ РОТОРОВ КОМПРЕССОРА

Измеритель контролирует обороты ротора компрессора и состоит из датчика Д-2 и измерителя ИТЭ-2.

Датчик Д-2 частоты вращения представляет собой трехфазный генератор переменного тока с постоянным четырехполюсным магнитом в качестве ротора. Датчик крепят на коробке приводов в передней ее части.

Измеритель частоты вращения ИТЭ-2 устанавливается на левой и правой приборных досках и показывает число оборотов ротора компрессора в процентах от максимальных чисел оборотов.

1.8 ТЕРМОМЕТР И МАНОМЕТРЫ ДЛЯ МАСЛА И ТОПЛИВА

Датчики термометра масла (П-2), манометра масла (ИД-8) и манометра топлива (ИД-100) работают в комплекте с трехстрелочным указателем измерителя (УИЗ-3) и составляют с ним комплект электрического моторного измерителя ЭМИ-ЗРИ. Указатель измерителя установлен на правой приборной доске в кабине экипажа.

Датчик П-2 термометра масла контролирует температуру масла на выходе из двигателя и представляет собой термометр сопротивления, устанавливаемый в магистрали выхода масла.

Мембранный датчик ИД-8 манометра масла контролирует давление масла на входе в двигатель. Установлен справа на корпусе компрессора двигателя.

Мембранный датчик ИД-100 манометра топлива контролирует давление топлива в коллекторе I контура перед рабочими форсунками.

2. ЛЕТНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ

2.1 ПОДГОТОВКА И ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ

Перед выполнением предполетной подготовки двигателей вертолета необходимо по формулярам проверить соответствие проведенных регламентных работ наработке и по бортовой документации уточнить, какие работы производились на вертолете и двигателях и каков их ресурс. По журналу передачи необходимо проверить устранение неисправностей, отмеченных в предыдущем полете.

В процессе предполетной подготовки цеобходимо тщательно проверить: наличие около вертолета необходимых противопожарных средств, а на вертолете -- переносных огнетушителей; отсутствие около вертолета посторонних предметов, особенно легких, которые могут попасть на лопасти винтов или в двигатели; отсутствие в зимнее время на воздухозаборниках двигателей льда, снега и инея и примерзания лопаток ротора компрессора к корпусу; уровень масла в баках двигателей (8...10 л), отсутствие протекания масла и топлива, надежность закрытия крышек заливных горловин топливных и масляных баков; снятие заглушек входных каналов двигателей, вентиляторов, датчика РИ-3 и выхлопных труб; наличие бортовых аккумуляторов на вертолете с напряжением под нагрузкой не ниже 24 В; закрытие капотов двигателей и редуктора.

Перед запуском двигателей необходимо установить связь с диспетчером, запросить разрешение на запуск и выполнить следующие операции в соответствии с картой обязательных проверок перед запуском двигателей:

1) растормозить несущий винт, опустив рычаг тормоза полностью вниз;

2) убедиться, что рычаг «шаг -- газ» находится на нижнем упоре; рукоятка коррекции повернута полностью влево; рычаги раздельного управления двигателями находятся в нейтральномположении на защелках; ручка управления находится в положении, близком к нейтральному; рычаги управления стоп-кранами находятся в закрытом положении;

3) поставить переключатель «Прокрутка -- Запуск» в положение «Запуск»;

4) установить переключатель «Аэрод. пит.-- Аккумул.» в положение, соответствующее роду питания, а выключатель «Сеть на аккумул.»-- в положение «Вкл.»;

5) включить все АЗС, необходимые для запуска и опробования двигателей: систем запуска и зажигания, генератора переменного тока, преобразователя 115 В, триммеров, приборов контроля и указателей основной и дублирующей гидросистем, насосов топливных баков, топливомера, УРТ-27, пожарных кранов, противопожарной системы;

6) включить противопожарную систему;

7) убедиться, что переключатели гидросистем находятся в положении «Вкл.»;

8) убедиться, что выключатели генераторов постоянного тока в находятся в положении «Вык.»;

9) открыть пожарные краны 1 двигателей;

10) включить подкачивающие и перекачивающие насосы топливных баков;

11) переключатель «Преобразователь -- Генератор 115 В» поставить в положение «Преобразователь».

Запуск двигателя разрешают производить при скорости ветра, м/с: встречного -- 25; бокового слева -- 15; бокового справа --- 10; попутного -- 8 (5 м/с -- при опробовании на висении). Очередность запуска двигателей определяют в зависимости от направления ветра и равномерности выработки ресурсов. Первым запускают двигатель с подветренной стороны. При сильном боковом или попутном ветре перед запуском необходимо развернуть вертолет против ветра. Перед запуском двигателя начальное напряжение в бортовой сети должно быть 24...30 В от наземного источника питания и не ниже 24 В -- от аккумуляторных батарей. После подачи команды «От винтов» и проверки ее исполнения выключатель выбора двигателя ставят в положение левого или правого двигателя и на 2...3 с нажимают кнопку «Запуск». После этого рычаг стоп- крана запускаемого двигателя переводят в положение «Открыто». Двигатель должен выйти на режим малого газа за 40 с при запуске от аэродромного источника питания и не более чем за 50 с при запуске от бортовых аккумуляторных батарей.

Запуск двигателя является одним из самых напряженных этапов его работы, поэтому экипаж должен тщательно контролировать параметры, характеризующие его работу, и прекращать запуск закрытием стон-крана с последующим нажатием на кнопку «Прекращение запуска», если: температура газа перед турбиной возрастает выше 500 °С (по указателю) при nтк< 40 % или выше 600 °С при nтк > 40 %; прекращается нарастание nтк на время более с по указателю (при зависании частоты вращения с забросом температуры газа пользоваться кнопкой «Прекращение запуска» запрещается, так как это приводит к еще большему забросу температуры газа вследствие ухудшения продувки двигателя); отсутствует давление масла в двигателе по указателю или вертолетном редукторе по указателю или давление масла в двигателе по прибору менее 1,0 кгс/см2 (1 * 106 Па) при nтк > 45 %; не происходит воспламенение топлива (не появляется показание по указателю); обнаруживается течь топлива или масла; напряжение в бортсети в начале запуска падает ниже 16 В (по указателю); из выхлопной трубы выбрасываются длинные языки пламени; подана команда от техника, наблюдающего за вертолетом, о прекращении запуска. Повторные запуски для обеспечения надежности работы пусковой системы разрешается производить только после полной остановки турбокомпрессора двигателя. От бортовых аккумуляторных багарей разрешается производить подряд пять запусков одного или двух двигателей с перерывами между запусками не менее 3 мин. После проведения подряд пяти запусков с перерывами между запусками не менее 3 мин или трех запусков без перерыва (посла прекращения вращения ротора турбокомпрессора) необходимо охладить генератор ГС-18ТО и агрегат зажигания в течение не менее 30 мин.

Экипаж вертолета должен знать, что запускать двигатель с неисправными приборами, контролирующими его работу, запрещается; повторные запуски разрешается проводить только после выявления и установления причины ненормального запуска, при этом перед последующим запуском необходимо провести холодную прокрутку двигателя. После выхода запускаемого двигателя на режим малого газа необходимо проверить параметры его работы, которые должны соответствовать техническим условиям. Если запущенный двигатель работает нормально, то необходимо установить переключатель «Лев.-- Прав.» в положение запуска второго двигателя и произвести его запуск в аналогичном порядке. После запуска двух двигателей и выхода их на режим малого газа частота вращения несущего винта должна быть в пределах 50... 55 % . Затем необходимо отключить аэродромный источник электроэнергии, включить генераторы постоянного тока и проверить их напряжение (оно должно быть 27...29 В), выключить выключатель. «Сеть на аккум.». При запуске двигателя от бортовых источников электропитания после запуска первого двигателя необходимо включить его генератор и запуск второго двигателя производить от бортовых батарей при помощи работающего генератора, для чего рычагом раздельного управления работающего двигателя увеличить его частоту вращения до 80 %.

2.2 ПРОГРЕВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ, ОПРОБОВАНИЕ И ОСТАНОВ ДВИГАТЕЛЯ

Прогрев силовой установки производят на режиме малого газа: рычаг «шаг -- газ» при этом находится на нижнем упоре, рукоятка коррекции повернута полностью влево. Вывод двигателя с режима малого газа на повышенный режим разрешается при достижении температуры масла на выходе из двигателя не ниже 30 °С, а на входе в главный редуктор ВР-8 -- не ниже 15 °С. При этом время прогрева во всех случаях должно быть не менее 1 мин.

Опробование двигателей производят поочередно рычагами раздельного управления, при этом вертолет должен быть загружен до взлетной массы не менее 8500 кг (без прлезного груза, по полной заправкой основных топливных баков). Двигатели поочередно необходимо опробовать в следующем порядке:

1)рукоятку коррекции повернуть в крайнее правое положение;

2)рычаг раздельного управления неопробуемого двигателя перевести вниз до упора, поддерживая работу двигателя па режиме малого газа;

3)рычаг раздельного управления опробуемого двигателя перевести вверх до упора;

4)перемещением рычага «шаг -- газ» вверх вывести опробуемый двигатель на заданный режим;

5)при опробовании на крейсерском, номинальном и взлетном режимах в течение 10...15 с на каждом из них проверить соответствие параметров работы двигателя техническим условиям согласно графику;

6)перевести опробованный двигатель на режим малого газа и произвести опробование второго двигателя;

7)после опробования двигателей установить рычаги раздельного управления на среднюю защелку и убедиться, что они зафиксированы; установить рычаг «шаг -- газ» в нижнее положение, повернуть рукоятку коррекции полностью влево и убедиться, что у обоих двигателей установился режим малого газа.

Если не было замечаний по работе двигателей в предыдущих полетах, не проводилась замена агрегатов или их регулировка, а также не предполагается в предстоящем полете использовать взлетный режим, то можно ограничиться проверкой двигателей на режиме, при котором вертолет зависает на высоте 3...5 м. Для этого рукоятку коррекции необходимо повернуть полностью вправо и переводом рычага «шаг -- газ» вверх установить необходимый режим работы двигателей. При этом n нв должна поддерживаться в пределах (95 ±2) %.

При опробовании двигателей необходимо проверить следующее: устойчивость сохранения n тк = const на установленном режиме; синхронность работы турбокомпрессоров обоих двигателей, причем на всех установившихся режимах от крейсерского и выше разно- режимность не должна превышать 2,5 %; плавность хода (без рывков и заеданий) рычага «шаг -- газ» и рукоятки коррекции газа. Работу противообледенительной системы двигателей проверяют при температуре наружного воздуха не выше 15 °С.

Экипаж вертолета должен знать, что при необходимости опробования только одного двигателя пожарный кран неработающего двигателя для исключения попадания в него топлива должен быть закрыт.

Экстренный останов двигателя при опробовании производят в таких случаях: при резком падении давления масла в двигателе и главном редукторе; при резком росте температуры газа перед турбиной выше допустимой; при появлении течи топлива или масла; при сильном выбивании пламени из выхлопной трубы; при появлении значительной тряски двигателя или посторонних шумов; при резком падении или увеличении n тк; по команде техника, наблюдающего за вертолетом, о выключении двигателя.

Экстренный останов двигателя производят переводом рычага управления краном останова в положение «Закрыто» с любого режима работы двигателя. Если опробование производилось на висении, то двигатель необходимо выключить после приземления вертолета.

Нормальный останов двигателя производят с режима малого газа. Перед остановом необходимо охладить двигатель на режиме малого газа (рычаг «шаг -- газ» на нижнем упоре, коррекция левая, рычаги раздельного управления в среднем положении на защелках) в течение 2 мин, а затем проделать следующее: установить ручку управления циклическим шагом в положение, близкое к нейтральному, для исключения ударов лопастей по ограничителям свеса; остановить двигатель переводом рычага стоп-крана в положение «Закрыто» (обычно останов двигателей вертолета производится одновременно) прослушать, нет ли в двигателе посторонних шумов, и проверить выбег, который должен быть не менее 40 с, считая с момента закрытия стоп-крана (на частоте вращения малого газа) до полной остановки ротора турбокомпрессора (полный останов турбокомпрессора определять на слух); затормозить несущий винт так, чтобы ни одна из лопастей не находилась над хвостовой балкой и стабилизатором. После полного останова двигателей необходимо: закрыть топливные пожарные краны; выключить топливные подкачивающие и перекачивающие насосы, все АЗС и выключатели. Останавливать двигатель закрытием пожарного крана разрешается только в случае неисправности стоп-крана. В этом случае запрещается дальнейшая эксплуатация агрегатов НР-40ВА и ПН- 40Р.

Размещено на Allbest.ru

Подобные документы

Краткая характеристика двигателя ПС-90А. Схема работы двигателя и конструктивное устройство его узлов: переходника, компрессора, разделительного корпуса, коробки приводов, камеры сгорания, турбины, реактивного сопла. Основные агрегаты маслосистемы.

курсовая работа , добавлен 17.02.2013


Сущность и процесс запуска двигателя внутреннего сгорания, причины его широкого использования в транспорте. Принципы работы бензинового, дизельного, газового, роторно-поршневого двигателей. Функции стартера, трансмиссии, топливной и выхлопной систем.

презентация , добавлен 18.01.2012


Общая характеристика судовых двигателей внутреннего сгорания, описание конструкции и технические данные двигателя L21/31. Расчет рабочего цикла и процесса газообмена, особенности системы наддува. Детальное изучение топливной аппаратуры судовых двигателей.

курсовая работа , добавлен 26.03.2011


Устройство и работа противообледенительной системы двигателя вертолета. Срабатывание электромагнитных кранов. Эксплуатация ТВ2–117А в условиях низких температур. Сезонное техническое обслуживание силовой установки. Система воздухозаборников двигателей.

контрольная работа , добавлен 09.12.2013


Назначение, элементы и технические данные компрессора двигателя ТВ3-117ВМ. Технические данные компрессора (на расчетном режиме). Конструктивное выполнение корпусов компрессора, направляющих аппаратов и механизмов поворота лопаток ВНА и НА 1-4 ступеней.

презентация , добавлен 20.02.2017


Характеристика силовой схемы двигателя. Определение числа ступеней компрессора и турбины. Расчет проходных сечений газовоздушного тракта двигателя. Конструктивные и технологические мероприятия по повышению эксплуатационной надежности камеры сгорания.

курсовая работа , добавлен 21.12.2014


Кинематика и динамика кривошипно-шатунного механизма. Расчет деталей поршневой группы. Система охлаждения бензинового двигателя - расчет радиатора, жидкостного насоса, вентилятора. Расчет агрегатов системы смазки - масляного насоса и масляного радиатора.

курсовая работа , добавлен 04.03.2013


История развития вертолетного двигателестроения. Анализ конструкции и эффективности масляных систем двигателей ТВ2-117АГ и ТВ3-117ВМ. Приборы контроля работы маслосистемы вертолета. Неисправности системы смазки при эксплуатации и их предупреждения.

дипломная работа , добавлен 22.11.2015


Назначение и характеристика вертолёта МИ-8Т. Сведения о турбовальном двигателе ТВ2-117АГ. Признаки отказа одного двигателя, его возможные неисправности. Технология работы членов экипажа при отказах силовой установки вертолета, техника выполнения посадки.

дипломная работа , добавлен 12.05.2014


Общая характеристика теории нагрева и охлаждения двигателей. Особенности методики выбора мощности и типа электродвигателя для длительного и кратковременного режимов работы. Специфика выбора мощности двигателя для повторно-кратковременного режима работы.

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.

«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...»