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.

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика.

Кафедра: «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей».

Общие данные 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: 1175 кб.

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

Имя файла: E:\ ПОСОБИЯ \ ТВ2-117 \ ТЕМА1 \ тема1.doc

Допущено для использования

в учебном процессе.

Протокол заседания кафедры «ЭЛАиД»

№ ______ от «___» ___________ 2004 г.

Самара 2004 г.

1.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Турбовальный двигатель со свободной турбиной (ТВаД) ТВ2-117А предназначен для установки на вертолет Ми-8. Силовая установка вертолета Ми-8 состоит из двух двигателей ТВ2-117А и одного главного редуктора ВР-8А (рис. 1.1).

Рис. 1.1. Главный редуктор и двигатели силовой установки вертолета:

1 - главный редуктор; 2 - двигатель правый; 3 - двигатель левый

Особенностью двигателя ТВ2-117А является наличие в нем свободной турбины (турбины винта) для привода вала несущего винта вертолета, не связанной кинематически с турбокомпрессорной частью двигателя, что дает ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ:

а) позволяет получать желаемую частоту вращения вала несущего винта вертолета независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора двигателя;

б) облегчает раскрутку турбокомпрессора при запусках двигателя;

в) позволяет получать оптимальные расходы топлива при различных условиях эксплуатации двигателя;

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

Силовая установка вертолета имеет систему автоматического поддержания частоты вращения несущего винта с синхронизацией мощности обоих двигателей, выполняющую следующие функции:

а) автоматическое поддержание оборотов несущего винта в заданных пределах путем изменения мощности двигателей в зависимости от потребляемой мощности несущего винта;

б) поддержание одинаковой мощности каждого из двух параллельно работающих двигателей;

в) автоматическое увеличение мощности одного из двигателей при неисправности другого.

На вертолете имеются рычаг «Шаг-Газ» для совместного управления обоими двигателями и шагом несущего винта, а также рычаги раздельного управления двигателями.

Рис.1.2. Двигатель ТВ2-117А (вид слева):

1 - агрегат КА-40; 2 - штуцер суфлирования; 3 - агрегат НР-40ВА; 4 - стартер-генератор ГС-18МО; 5 - агрегат ИМ-40; 6 - пусковой воспламенитель; 7 - коллектор термопар; 8 - трубопровод суфлирования; 9 - кронштейн датчика давления топлива; 10 - штуцер подвода топлива в агрегат НР-40ВА; 11 - гидромеханизм; 12 - клапан перепуска воздуха; 13 - блок электромагнитных клапанов; 14 - патрубок суфлирования II опоры роторов двигателя; 15 - противопожарный коллектор; 16 - дренаж; 17 - агрегат РО-40ВА

Рис.1.3. Двигатель ТВ2-117А (вид справа):

1 - ушко для подвески двигателя; 2 - агрегат СО-40; 3 - фланец отбора воздуха для нужд вертолета; 4 - масляный фильтр; 5 - штуцер подвода масла из масляного бака; 6 -фланец суфлирования III опоры роторов двигателя; 7 - колодка термопар; 8 - блок дренажных клапанов; 9 - патрубок суфлирования II опоры роторов двигателя; 10 - клапан перепуска воздуха; 11 - противообледенительный клапан; 12 - гидромеханизм; 13 - штуцер выхода масла из двигателя; 14 - кронштейн датчика давления масла

Двигатель ТВ2-117А (рис. 1.2, 1.3, 1.4 и 1.5) состоит из следующих основных узлов и систем:

· осевого десятиступенчатого компрессора;

· кольцевой камеры сгорания е восемью головками для форсунок;

· двухступенчатой осевой турбины компрессора;

· двухступенчатой осевой свободной турбины;

· выхлопного устройства;

· главного привода передачи крутящего момента с вала ротора свободной турбины двигателя на главный редуктор вертолета;

· приводов передачи к агрегатам двигателя;

· системы топливопитания и регулирования;

Количество. . . . . . . . . . . . . . . . . . . один комплект на два двигателя

40. Стартер-генератор постоянного тока:

Условное обозначение. . . . . . . . . . . . . . . . С-18МО

Количество. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1

Передаточное число привода. . . . . . . . . . . . . 0,41

Направление вращения валика стартера-генератора. . . . . . левое

41. Система зажигания:

Тип. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . низковольтная с емкостным разрядом

Условное обозначение агрегата зажигания. . . . . . . . . СКНА-22-2А

Воспламенение смеси. . . . . . . . . . . . . . . . через пусковой воспламенитель с

запальной свечой СП-18УА

Количество воспламенителей. . . . . . . . . . . . . 2

42. Электросистема запуска. . . . . . . . . . . . . . . 24-вольтовая с переключением на 48 В

43. Количество запусков без подзарядки аккумуляторных батарей. . 5, не менее

44. Время, обеспечивающее выход двигателя на взлетный режим

с момента нажатия на пусковую кнопку (не более):

На земле. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5 мин

В полете. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1 мин

45. Максимально допустимая температура газов

перед турбиной компрессора при запуске (по прибору) . . . . . . 600° С, не выше

46. Выбег - время вращения ротора компрессора

с момента прекращения подачи топлива в двигатель. . . . . . . 40 с, не менее

47. Время приемистости от режима малого газа до взлетного режима

(пои перемещении рычага управления за 1-2 с) на земле. . . . . 15 с, не более

Примечания: 1. Время приемистости замеряется о момента начала перемещения рычага управления двигателем с режима малого газа до момента достижения частоты вращения ротора компрессора на 1-1,5% ниже частоты вращения ротора на взлетном режиме.

2. Заброс температуры газов при проверке приемистости допускается на 20° С выше температуры газов на взлетном режиме данного двигателя.

3. На двигатели более раннего изготовления установлены агрегаты ГС-18ТО.

48. Автоматическая противообледенительная система. . . . . . агрегаты управления

противообледенительной системой двигателя устанавливаются на вертолете. На двигателе установлен клапан противообледенительной системы с электромагнитом ЭМТ-244

Место отбора воздуха. . . . . . . . . . . . . . . . из камеры сгорания

Примечание.

При включении противообледенительной системы мощность двигателя уменьшается примерно на 4,5%, а удельный расход топлива увеличивается примерно на 5%.

Приборы контроля работы двигателя

49. Термометр газа перед турбиной компрессора. . . . . . . ИТГ-180Т, включающий измеритель

ИТГ-1Т и 17 сдвоенных термопар Т-80Т

50. Датчик частоты вращения ротора турбины компрессора:

Условное обозначение датчика. . . . . . . . . . . . Д-2

Передаточное число привода. . . . . . . . . . . . . 0,117

Направление вращения валика датчика. . . . . . . . . . левое

ИзмериИТЭ-2 (один на два двигателя)

51. Термометр масла на выходе из двигателя:

Условное обозначение датчика. . . . . . . . . . . . П-2

52. Манометр масла на входе в двигатель:

Условное обозначение датчика. . . . . . . . . . . . ИД-8

53. Манометр топлива перед рабочими форсунками:

Условное обозначение датчика. . . . . . . . . . . . ИД-100

54. Трехстрелочный измеритель от датчиков П-2, ИД-8 и ИД-100 . . УИЗ-3

55. Комплект измерителя

(датчики П-2, ИД-8, ИД-100 и измеритель УИЗ-3) . . . . . . . ЭМИ-3РИ

Примечания:

1. Систему СПЗ-15, агрегат зажигания СКНА-22-2А, усилитель регулятора температуры УРТ-27, измеритель ИТГ-1Т, измеритель ИТЭ-2 и комплект измери­теля ЭМИ-ЗРИ устанавливают на вертолете.

2. Передаточные числа приводов всех агрегатов, кроме агрегата РО-40ВА, даны относительно частоты вращения ротора компрессора.

3. Для агрегатов, установленных на двигателе, направление вращения валика привода (правое или левое) определяется со стороны фланца крепления агрегата.

Режим работы и значения параметров двигателя

56. Режимы работы и значения параметров двигателя при t = 15° С и р0 = 760 мм рт. ст. (H=0 и V=0)

Параметры
«Взлетный»	«Номинальный»	«Крейсерский»	«Малый газ»
Мощность на выходном валу в л. с.
Частота вращения	ротора компрессора в %, не более
несущего винта в %
Температура газа перед турбиной компрессора в °С, не более
Удельный расход топлива в г/(л. с. ∙ ч), не более				Не более 100 кг/ч

Примечания:

1. Частота вращения ротора компрессора, равная 100%, соответствует 21200 об/мин.

2. Частота вращения ротора свободной турбины, равная 100%, соответствует 12000 об/мин.

3. 95,3% по счетчику частоты вращения несущего винта соответствует 12000 об/мин свободной турбины или 192 об/мин несущего винта.

4. На взлетном режиме частота вращения ротора компрессора в зависимости от температуры наружного воздуха изменяется согласно графику, приведенному на рис. 1.11.

5. Частоту вращения ротора компрессора на номинальном и крейсерском режимах в зависимости от температуры наружного воздуха следует выдерживать согласно графику, приведенному на рис. 1.11..

6. В полете частота вращения несущего винта должна быть в пределах 92-97%.

Рис.1.11. График зависимости частоты вращения турбокомпрессора

от температуры атмосферного воздуха при Н=0, V=0:

1 - линия ограничения взлетного режима по максимальному расходу топлива; 2 - линия ограничения взлетного режима по температуре газа перед турбиной; 3 - линия максимально допустимой частоты вращения взлетного режима; 4 - линия максимально допустимой частоты вращения номинального режима; 5 - линия максимально допустимой частоты вращения крейсерского режима

57. Максимально допустимое приведенное число оборотов

турбокомпрессора на всех скоростях и высотах полета. . . . . не более 105%

58. В случае отказа одного двигателя в полете допускается непрерывная работа другого двигателя на взлетном режиме в течение не более одного часа. Двигатель подлежит снятию с вертолета после использования этого режима, независимо от продолжительности времени.

59. Максимально допустимые замеряемые параметры на всех высотах и скоростях (не выше)

______________________

* Максимально допустимая температура газов перед турбиной компрессора на взлетном режиме при работе двигателя на земле - не выше 875° С.

60. При работе двигателя в полете на режимах выше режима малого газа допускаются:

Повышение частоты вращения несущего винта

кратковременное (до 30 с) . . . . . . . . . . . . . . до 103%

Провал частоты вращения кратковременный. . . . . . . . до 89%

На режиме малого газа допускается кратковременное повышение

частоты вращения несущего винта в течение не более 5 с. . . . . до 105%

1.5. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

Какие основные узлы и системы входят в состав двигателя ТВ2-117? Какие преимущества имеет турбовальный двигатель со свободной турбиной? Почему ТВаД целесообразно устанавливать на вертолеты? Как и почему изменяется мощность двигателя ТВ2-117 с изменением высоты полета, частоты вращения ротора турбокомпрессора? Как и почему изменяется удельный расход топлива ТВ2-117 с изменением высоты полета, частоты вращения ротора турбокомпрессора? Как изменяется давление, температура, скорость воздуха (газа) при прохождении по проточной части двигателя? Как влияют эти параметры на мощность двигателя? На каких режимах может работать двигатель ТВ2-117? Дайте характеристику этим режимам. Какие параметры двигателя и систем контролируются при его работе?

1.6. 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.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

хорошую работу на сайт">

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.

11 12 16 ..

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117А (АГ)

8.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Топливная система предназначена для обеспечения питания двигателя и регулирования режимов работы двигателя путем изменения подачи топлива в камеру сгорания. Топливную систему двигателя можно разделить на три системы:

1) система высокого давления обеспечивает регулирование подачи топлива в камеру сгорания топлива и включает в себя следующие агрегаты: насос-регулятор НР-40ВА; регулятор частоты вращения Р0-40М; синхронизатор мощности С0-40; исполнительный механизм ограничителя температуры газов ИМ-40; рабочие топливные форсунки;

2) пусковая система служит для подачи пускового топлива при запуске и имеет блок электромагнитных клапанов с клапаном постоянною давления системы запуска, импульсатор И-2 и две пусковые форсунки пусковых воспламенителей;

3) дренажная система предназначена для слива несгоревшего топлива из нижней части внутренних полостей двигателя после неудавшегося запуска, слива топлива из коллекторов рабочих форсунок после выключения, капельного слива топлива из уплотнений агрегатов топливной системы и состоит из блока дренажных клапанов и дренажного бачка вертолета.

8.2 ПРИНЦИП РАБОТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117А (АГ)

При работе двигателей топливо из расходного бака вертолета двумя подкачивающими насосами ЭЦН-40 (или ПЦР-1Ш) подается к насосам-регуляторам НР-40ВА двигателей (1). Из насоса высокого давления НР-40ВА топливо поступает в пусковую топливную систему в процессе запуска двигателя, а также в систему регулирования подачи топлива и к рабочим форсункам (13) камеры сгорания. Подачей топлива к пусковым форсункам управляет блок электромагнитных клапанов (5). Давление топлива перед пусковыми форсунками редуцируется клапаном постоянного давления блока электромагнитных клапанов. К рабочим форсункам топливо поступает от насоса-регулятора в количестве, определенном системой регулирования. Рабочим органом, изменяющим подачу топлива к форсункам, является дозирующая игла НР-40ВА. Изменением подачи топлива в камеру сгорания регулируется частота вращения турбокомпрессора и несущего винта (свободной турбины). Поэтому от насоса-регулятора часть дозированного топлива подводится через синхронизатор мощности С0-40 (2) к регулятору оборотов свободной турбины Р0-40М (4). Сервомеханизм иглы настраивается на такую подачу топлива, при которой частота вращения винта остается постоянной. Применение синхронизатора мощности позволяет устанавливать одинаковые режимы параллельно работающих двигателей.

Так же часть дозированного топлива из насоса-регулятора поступает к исполнительному механизму ИМ-40 (3) системы ограничения температуры газа перед турбиной компрессора. При температуре газа выше максимально допустимой исполнительный механизм по сигналам системы, контролирующей температуру, перенастраивает дозирующую иглу НР-40ВА на уменьшение подачи топлива. Подача топлива к рабочим форсункам в процессе запуска двигателя регулируется с помощью пневматического автомата запуска НР-40ВА, к которому подводится атмосферный воздух и воздух из корпуса диффузора камеры сгорания (от компрессора).

1 - насос-регулятор HP-40BA

2 - синхронизатор мощности С0-40

3 - исполнительный механизм ИМ-10

4 - регулятор оборотов РО-40М

5 - блок электромагнитных клапанов

6 - блок дренажных клапанов

7 - корпус камеры сгорания

8 - фильтр

9 - корпус турбины

10 - датчик давления топлива

11 - топливный коллектор первого контрура

12 - топливный коллектор второго контрура

13 - рабочие форсунки

14 - пусковые воспламенители

Тонкий распыл топлива, подводимого от системы высокого давления в камеру сгорания, обеспечивается восемью топливными форсунками (13). "Гак как расход топлива в камеру сгорания изменяется в широки к пределах, то для обеспечения тонкого распыла топливные форсунки выполняются двухканальными. Первый канал (контур) форсунок обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания, начиная с момента запуска и на всех режимах. Второй канал включается в работу при выводе двигателя на режимы выше малого газа. Подачей топлива в первый и второй каналы топливных форсунок управляют автоматические устройства насоса-регулятора.

Дренажные клапаны (6) закрываются в момент запуска двигателя под действием давления топлива, поступающего к торцам золотников клапанов, когда его величина достигает 2,5-3 кгс/кв.см. Количество топлива, поступающего в дренажный бачок на работающем двигателе, определяется состоянием уплотнений агрегатов топливной системы, установленных на двигателе.

Маслосистема двигателя включает в себя верхний масляный агрегат, нижний масляный агрегат, магистральные трубопроводы, воздушно-масляный радиатор, масляный бак и расширительный бачек.

Маслосистема обеспечивает постоянную подачу масла к подшипникам и к трущимся поверхностям деталей при работе двигателя для уменьшения трения и для отвода тепла. Для смазки применяется синтетическое масло Б-ЗВ, которое обладает хорошими смазывающими свойствами, высокой термохимической стабильностью, позволяющей работать при температурах масла выше 200° С, и обеспечивает запуск двигателя без подогрева масла при температуре окружающей среды до - 40° С.

Рис. 2. Схема масляной системы двигателя: 1 -- масляный бак; 2 -- масляный насос нагнетающий; 3 -- масляный фильтр; 4 и 11--запорные клапаны; 5 -- редукционный клапан; 6 -- манометр; 7 -- радиатор; 8, 9, 10, 13, 14 и 15 -- масляные насосы откачивающие; 12 -- термометр; 16 -- центробежный суфлер; 17 -- расширительный бачок

При работе двигателя масло из масляного бака 1 (рис. 2) вертолета по внешнему трубопроводу подводится 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 в нагнетающий масляный насос 2.

Нагнетаемое масляным насосом 2 масло проходит масляный фильтр 3, запорный клапан 4 по наружным трубопроводам, каналам в корпусах опор роторов двигателя и форсункам поступает к точкам смазки.

В нагнетающей магистрали системы смазки требуемое давление масла поддерживается редукционным клапаном 5. Давление измеряется манометром 6 в трубопроводе подачи масла к корпусам опор роторов двигателя.

Масло от точек смазки откачивается 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.

*Воздушно-масляный радиатор, масляный бак и расширительный бачек входят в состав внешней маслосистемы.

Из откачивающих насосов масло через запорный клапан 11 направляется в радиатор 7 и из него возвращается в масляный бак 1. Для предотвращения перетекания масла из бака в двигатель на стоянке в схеме предусмотрены два запорных клапана 4 и 11 в нагнетающей и откачивающей магистралях.

Температура выходящего из двигателя масла измеряется термометром 12 в магистрали отвода масла из нижнего масляного агрегата в радиатор.

В систему суфлирования двигателя входят центробежный суфлер 16, расположенный в коробке приводов, и расширительный бачок 17, установленный на вертолете.

Верхний масляный агрегат (рис. 3) расположен задней стенке корпуса коробки приводов с правой стороны и включает в себя блок масляных насосов 8, сетчатый фильтр 7, запорный клапан 6, редукционный клапан 19 и узел крышки фильтра. Все эти элементы заключены в общий магниевый корпус 4, имеющий два наружных штуцера: штуцер 1 для выхода масла, откачиваемого из коробки приводов, и штуцер 2 для отвода масла, нагнетаемого к точкам смазки двигателя.

Рис. 3. Верхний масляный агрегат: 1 -- штуцер отвода масла, откачиваемого из коробки приводов; 2 -- штуцер подачи масла к масляным полостям двигателя; 3 -- траверса; 4 -- корпус фильтра; 5 -- диск разделительный; 6 и 24 -- клапаны; 7 -- фильтр; 8 -- блок масляных насосов; 9, 14, 15 и 17 -- кольца уплотнительные; 10 -- насос откачивающий; 11-- насос нагнетающий; 12 -- фильтроэлементы; 13 -- каркас; 16 и 23 -- пружины; 18 и 26 -- крышки; 19 -- клапан редукционный; 20 -- кольцо стопорное; 21 -- трубки переходные; 22 -- кольцо регулировочное; 25 -- корпус клапана; 27 -- фильтр; 28-- пружина

Канал А для подачи масла в нагнетающий насос и канал Б для подачи масла в откачивающий насос соединены через переходные трубки 21 с соответствующими каналами в корпусе коробки приводов.

Блок 8 масляных насосов состоит из двух насосов -- нагнетающего 11 и откачивающего 10; оба насоса заключены в корпусы из магниевого сплава. Подшипниками ведущего валика насосов служат бронзовые втулки, запрессованные в корпус.

Масляный фильтр 7 состоит из 15 сетчатых дисковых фильтроэлементов 12, собранных на стальном каркасе 13, разделительного диска 5, запорного клапана 6 с пружиной 16, установленных в верхней части каркаса в зоне фильтрованного масла, и крышки 18 с траверсой 3. Крышка фильтра, разделительный диск и посадочный поясок корпуса фильтра снабжены уплотнительными резиновыми кольцами 17, 15, 14 и 9.

Нагнетаемое насосом масло подводится в полость Д корпуса агрегата, проходит внутрь фильтроэлементов и каркаса, отжимает запорный клапан и поступает в полость Г, откуда направляется к масляным полостям двигателя.

По каналу В масло направляется в коробку приводов и к первой опоре роторов двигателя, затем через штуцер 2 по наружной трубке -- к остальным опорам роторов двигателя.

Редукционный клапан 19 нагнетающего насоса состоит из стального корпуса 25 с цементированным седлом, тарельчатого клапана 24, имеющего четыре направляющих пера, пружины 23, регулировочных колец 22, стопорного кольца 20, сетчатого фильтра 27 и пружины 28. Редукционный клапан регулируют изменением поджатая пружины при помощи регулировочных колец 22. Редукционный клапан установлен в корпусе масляного агрегата и закрыт крышкой 26, которую пломбируют после регулировки клапана.

Внешний вид верхнего маслоагрегата и компоновка его основных узлов показаны на рисунке 4.

Схема работы верхнего маслоагрегата показана на рисунке 4.

Рис. 4. Верхний масляный агрегат: 1-- штуцер отвода масла, откачиваемого из коробки приводов; 2-- корпус; 3-- крышка фильтра; 4-- траверса; 5--вороток; 6-- крышка редукционного клапана; 7-- штуцер подачи масла к масляным полостям двигателя

Рис. 5. Схема работы верхнего масляного агрегата: 1-- канал подвода масла в откачивающий насос;2-- канал подвода масла в нагнетающий насос; 3-- откачивающий насос; 4-- нагнетающий насос; 5 -- сетчатый фильтр; 6-- редукционный клапан; 7-- штуцер подачи масла в нагнетающую магистраль; 8-- запорный клапан; 9-- канал откачивающей магистрали; А -- полость всасывания; Б -- полость нагнетания

Нижний масляный агрегат (рис. 6) расположен в нижней части двигателя и закреплен на шпильках к корпусу первой опоры ротора двигателя. Назначение агрегата -- откачивать отработанное (нагретое) масло от пяти точек двигателя, от всех пяти опор роторов двигателя и возвращать его по масляной магистрали через воздушно-масляный радиатор в масляный бак вертолета. Нижний масляный агрегат включает в себя пять откачивающих насосов, расположенных в два ряда: три насоса в верхнем ряду и два насоса в нижнем. На схеме масляной системы (см. рис. 6) насосы для наглядности расположены раздельно и в один ряд.

Рис. 6

Рис. 7 Нижний масляный агрегат: а и б -- разрезы; в -- схема циркуляции масла; г -- вид сверху;1 и 4 -- зубчатые колеса I ступени редуктора; 2 и 5 -- зубчатые колеса II ступени редуктора; 3 -- редуктор; 6 -- корпус насоса верхний; 7 --клапан запорный; 8 -- корпус насоса нижний; 9 -- крышка; 10 -- ось зубчатых колес; 11 -- нижний ряд насосов; 12 --верхний ряд насосов; 13 -- кран сливной; 14, 15, 17, 18 и 19 -- штуцеры подвода масла в агрегат; 16 -- штуцер отвода масла из агрегата

Нижний масляный агрегат состоит из следующих узлов (рис. 7): двух магниевых корпусов -- верхнего 6 и нижнего 8, крышки 9, двух рядов шестеренчатых насосов -- верхнего 12 и нижнего 11, трех бронзовых осей 10, на которых вращаются зубчатые колеса насосов, двухступенчатого редуктора 3, понижающего число оборотов привода насосов, запорного клапана 7, сливного крана 13, пяти приемных штуцеров 14, 15, 17, 18, 19 и выходного штуцера 16,

Верхний корпус, нижний корпус и крышка соединены между собой шпильками.

В агрегате верхний ряд насосов состоит из четырех зубчатых колес (для трех насосов), а нижний ряд насосов -- из трех зубчатых колес (для двух насосов). Каждое зубчатое колесо, кроме двух крайних, является рабочим элементом одновременно для двух насосов. Зубчатые колеса насосов верхнего и нижнего рядов по конструкции одинаковы, но колеса насосов верхнего ряда имеют большую высоту.

Следовательно, насосы верхнего ряда имеют большую производительность, чем насосы нижнего ряда.

Принцип работы одного ряда насосов показан на схеме (см. рис. 7). Зубчатые колеса нижнего масляного агрегата приводятся во вращение от центрального привода двигателя через нижнюю вертикальную рессору и понижающий редуктор.

Редуктор агрегата -- двухступенчатый, I ступень редуктора составляют зубчатые колеса 1 и 4, II ступень -- зубчатые колеса 2 и 5. Запорный клапан 7 агрегата смонтирован в приливе верхнего корпуса под штуцером 16 отвода масла в радиатор.

В нижнем корпусе агрегата установлены два штуцера -- 15 и 18 для трубопроводов магистрали откачки масла. Через штуцер 15 откачивается масло от третьей, а через штуцер 18 -- от пятой опор роторов двигателя.

В верхнем корпусе агрегата установлены четыре штуцера, из которых три штуцера 14, 17 и 19 служат для трубопроводов магистрали откачки масла, а штуцер 16 -- для трубопровода отвода масла из агрегата в радиатор. Через штуцер 14 откачивается масло из коробки приводов, через штуцер 17 -- от второй, а через штуцер 19 -- от четвертой опор роторов двигателя. От первой опоры роторов двигателя масло сливается в полость корпусов нижнего масляного агрегата.

Выходной штуцер 16, установленный на верхнем корпусе, соединен с полостью Л, объединяющей выходные стороны обоих рядов насосов. В нижней части этой полости установлен сливной кран 13. Для обеспечения герметичности полостей агрегата в соединения корпусов и крышки, а также в соединения всех штуцеров с корпусами установлены уплотнительные резиновые кольца.

Система суфлирования двигателя

Система суфлирования двигателя предназначена для сообщения масляных полостей двигателя с атмосферой, обеспечения работы масляных уплотнений и воздушно-масляных лабиринтов и для устранения возможности перетекания масла через уплотнения в проточную часть двигателя при повышении давления в масляных полостях опор роторов двигателя. Система суфлирования (рис. 8) состоит из системы суфлирующих каналов, трубопроводов и центробежного суфлера.

Суфлирование полостей опор роторов двигателя осуществляется двумя способами: суфлированием предмасляных полостей непосредственно в атмосферу и суфлированием масляных полостей через центробежный суфлер коробки приводов.

Предмасляные полости задней опоры ротора компрессора (полость Б) и задней опоры ротора турбины компрессора (полость Г), в которые может прорываться воздух под повышенным давлением из проточной части двигателя, суфлируются непосредственно в атмосферу через каналы в корпусах и наружные трубки 6 и 5. Концы трубок выведены к срезу выхлопного сопла.

Рис. 8. Схема системы суфлирования полостей опор роторов двигателя: I -- V -- опоры двигателя; 1 -- центробежный суфлер; 2 -- трубка суфлирования масляной полости II опоры; 3 -- трубка суфлирования масляной полости III опоры; 4 -- трубка суфлирования полости V опоры; 5-- трубка суфлирования предмасляной полости III опоры; 6--трубка суфлирования предмасляной полости II опоры

Масляные полости задней опоры ротора компрессора (полость В), задней опоры ротора турбины компрессора (полость Д) и опоры ротора свободной турбины (полости Е и Ж) через каналы в корпусах и наружные трубки 2, 3 и 4 суфлируются через приводной центробежный суфлер 1, расположенный в коробке приводов.

Воздух, отделенный в суфлере от масла, выводится за борт вертолета. Суфлирование коробки приводов также осуществляется через центробежный суфлер. Полость передней опоры ротора компрессора (полость А) не суфлируется.

Суфлирование масляного бака осуществлено независимо от системы суфлирования двигателя.

Масляный бак суфлируется через расширительный бачок 17 (см. рис.2), в котором масло отделяется от воздуха, путем конденсации. Масляный конденсат собирается в нижней части расширительного бачка, сообщающегося с маслобаком.

Схема объединенных масляной и суфлирующей систем двигателя приведена на рис. 9.

Рис. 9. Объединенная схема масляной и суфлирующей систем двигателя