Рис. 6.15-3. График для определения скорости планированияV пл при закрылках, отклоненных на38º
5 Полный градиент набора высоты при уходе на второй круг с высоты выравнивания определяется по графику на рис. 6.15-5 при следующих условиях:
а) оба двигателя АИ-24 ВТ работают на взлетном режиме, двигатель РУ19 А-300 выключен; б) закрылки выпушены на38°;
в) скорость полета1,2 V С 0 .
РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»
Рис. 6.15-4. Максимально допустимая посадочная масса в зависимости от располагаемой посадочной дистанции
РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»
РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»
Стр. |
|
7.1. Двигатели самолета ......... | |
7.1.1. Краткие сведения о двигателях АИ -24ВТ и РУ 19А -300 . ............................ | |
7.1.2. Система запуска двигателей ........................................................................ | |
7.1.3. Приборы контроля за работой двигателей .................................................. | |
7.1.4. Подготовка двигателей к запуску на земле ................................................. | |
7.1.5. Запуск двигателя на земле | |
7.1.6. Прогрев и проверка работы двигателей . ..................................................... | |
7.1.7. Контроль за виброперегрузками двигателей при эксплуатации. ............... | |
7.1.8. Останов двигателей на земле ....................................................................... | |
7.1.9. Запуск двигателя РУ 19А -300 в полете ........................................................ | |
7.1.10. Особенности эксплуатации двигателей в различных, | |
климатических условиях .......................................................................... | |
7.1.11. ....................................... | |
7.2. Топливная и масляная системы . .......................................................................... | |
7.2.1. Топливная система ..... | |
7.2.2. Масляная система ....................................................................................... | |
7.3. Система управления. . . . ........................................................................................... | |
7.4. Система пожаротушения . ...................................................................................... | |
7.5. Гидравлическая система ....................................................................................... | |
7.5.1. Уборка и выпуск шасси . ............................................................................... | |
7.5.2. Эксплуатация шасси после прерванного взлета . ......................................... | |
7.5.3. Управление поворотом колес передней стойки шасси................................ | |
7.5.4. Управление торможением колес .................................................................. | |
7.5.5. Управление стеклоочистителями ..................................................................... | |
7.5.6. Управление рампой грузового люка ................................................................ | |
7.5.7. Управление аварийным люком экипажа ...................................................... | |
7.5.8. Аварийное флюгирование винта и останов двигателя от гидро- | |
системы . ...................................................................................................... | |
7.5.9. Возможные неисправности и действия экипажа ......................................... | |
7.6. Противообледенительная система (ПОС) . ......................................................... | |
7.7. Высотное оборудование ......................................................................................... | |
7.7.1. Система кондиционирования воздуха (СКВ ) ............................................. | |
7.7.2. Система регулирования давления воздуха в кабине(СРД) . ....................... | |
7.8. Кислородное оборудование ..................................................................................... | |
7.9. Система электроснабжения .................................................................................. | |
7.9.1. Система электроснабжения постоянного тока ............................................ | |
7.9.2. Система электроснабжения переменного тока 115В . ................................ | |
7.9.3. Система электроснабжения переменного трехфазного тока36 В............... | |
7.9.4. Характерные отказы электрооборудования и их устранение. .................... | |
7.9.5. Перечень потребителей, подключенных к аварийным шинам................... | |
7.10. Пилотажно-навигационное оборудование ......................................................... | |
7.10.1. Системы питания приборов полным и статическим давлением.............. | |
7.10.2. Высотомер УВИД -30-15к . ........................................................................ |
РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»
Стр. |
|
7.10.3. Высотомер ВМФ -50КГ ........................................................................... | |
7.10.4. Высотомер ВЭМ -72ФГ ........................................................................... | |
7.10.5. Курсовая система ГМК -1ГЭ ................................................................... | |
7.10.6. Гироиндукционный компас ГИК-1 и магнитный компас КИ-13 ........... | |
7.10.7. Гирополукомпас ГПК -52АП .................................................................. | |
7.10.8. Навигационный индикатор НИ -50БМК ................................................ | |
7.10.9. Автомат углов атаки и перегрузок АУАСП -24КР ................................. | |
7.10.10. Автопилот АП -28Л 1Д ........................................................................... | |
7.10.11. Система индикации и контроля пространственного положения.......... | |
7.11. Радиотехническое оборудование ......................................................................... | |
7.11.1. Радиолокационная станция «Гроза » ....................................................... | |
7.11.2. Система ближней навигации РСБН -2С .................................................. | |
7.11.3. Автоматический радиокомпас АРК -11 ................................................. | |
7.11.4. Автоматический радиокомпас АРК -УД ................................................ | |
7.11.5. Радиовысотомер РВ -4 ............................................................................ | |
7.11.6. Аппаратура посадки СП . ........................................................................ | |
7.11.7. Аппаратура навигации и посадки «Курс МП -70» .................................. | |
7.11.8. Изделие «023М » («020М ») ..................................................................... | |
7.12. Радиосвязное оборудование ............................................................................... | |
7.12.1. Самолетное переговорное устройство СПУ -7 . ...................................... | |
7.12.2. Связная КВ и СВ -радиостанция .. ........................................................... | |
7.12.3. Связная КВ -радиостанция «Микрон » . ................................................... | |
7.12.4. Связная УКВ -радиостанция «Ландыш -20» . . . .......................................... | |
7.12.5. Связная УКВ -радиостанция «Баклан -20» .............................................. | |
7.13. Осветительное оборудование .............................................................................. | |
7.14. Регистрирующие приборы .................................................................................. | |
7.14.1. Система регистрации режимов полета МСРП -12-96 ............................ | |
7.14.2. Самописец КЗ -63 . ................................................................................... | |
7.14.3. Самолетный магнитофон МС -61Б .......................................................... | |
7.15. Погрузочное и швартовочное оборудование .................................................... | |
7.16. Бытовое оборудование .. ...................................................................................... | |
7.17. Бортовое аварийно-спасательное оборудование.............................................. |
РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»
7.1. ДВИГАТЕЛИ САМОЛЕТА
7.1.1. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЯХ АИ-24ВТ И РУ19А-300
Двигатель АИ-24 ВТ - высотный турбовинтовой, работающий с флюгерным четырехлопастным воздушным винтом АВ-72 Т. Он состоит из дифференциально- планетарного редуктора с измерителем крутящего момента, из лобового картера, осевого десятиступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания, осевой трехступенчатой турбины; нерегулируемого реактивного сопла и агрегатов, обслуживающих работу двигателя и самолета. Двигатель снабжен системой автоматического флюгирования воздушного винта по крутящему моменту, оборудован системой отбора воздуха для наддува гермокабины, противообледенительных систем самолета и двигателя, а также системой сигнализации и тушения пожара.
Двигатель РУ19 А-300 - турбореактивный, с осевым семиступенчатым компрессором, кольцевой камерой сгорания, одноступенчатой осевой реактивной турбиной и реактивным соплом с нерегулируемым выходным сечением. Двигатель обеспечивает:
- создание дополнительной тяги при взлете и наборе высоты ;
- создание тяги при отказе двигателя АИ-24 ВТ;
- бортовой запуск двигателей АИ-24 ВТ;
- питание электроэнергией бортовой сети самолета на стоянке при неработающих двигателях АИ-24 ВТ;
- питание самолета электроэнергией в полете при отказе генераторов СТГ-18 ТМ.
Двигатель оборудован системой ограничения максимальной температуры газа за турбиной ОМТ-29, которая предотвращает превышение этой температуры по двум ступеням:
I ступень- с момента нажатия кнопки« Запуск» до частоты вращения(63±2) % - 850 º С; II ступень- с частоты вращения(63±2) % и до максимальных- 760 ° С.
сигнализации срабатывания | ОМТ-29 служит светосигнализатор« Работа |
||
ОМТ -29». | |||
проверки работоспособности | ОМТ-29 при работающем двигателе РУ19 А-300 |
||
служит переключатель « Контр. ОМТ-29 - Лампа | ОМТ -29». |
||
Примечание. При установке переключателя проверки системы ОМТ-29 в положение« Контр. ОМТ- 29» система ОМТ-29 перестраивается и ее срабатывание наI иІІ ступенях ограничения происходит соответственно при температуре(550±15) ° С и(510±15) ° С.
7.1.2. СИСТЕМА ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЕЙ
Двигатели АИ-24 ВТ запускаются стартер- генераторами СТГ-18 ТМ, работающими в системе программного запуска СПЗ-27. Автоматика запуска обеспечивает:
- запуск двигателей на земле и в воздухе ;
- прекращение запуска двигателей ;
- холодную прокрутку двигателей .
Двигатель РУ19 А-300 запускается от трех бортовых аккумуляторных батарей 12 САМ-28, от стартер- генераторов СТГ-18 ТМ или от аэродромных источников электропитания с рас-
РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»
7.1.3. ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ЗА РАБОТОЙ ДВИГАТЕЛЕЙ
Контроль за работой двигателей АИ-24 ВТ осуществляется следующими приборами и свето- сигнализацией:
Тахометру ИТЭ-2 (частота вращения ротора двигателя);
Термометрам ИТГ-2 выходящего газа из двигателей;
- трехстрелочным индикаторам
- указателю масломера МЭС-1857 В;
- расходомерам топлива РТМС-0,85- Б1;
- светосигнализаторам наличия обледенения двигателей и автоматического включения противообледенительной системы двигателей ;
- светосигнальному табло « Отказ двиг»;
Указателям УПРТ-2;
- вольтметрам системы ПРТ и светосигнализаторам « Отказ ПРТ»;
- указателям виброперегрузок ;
Светосигнализаторам« Отказ фильтра лев», « Отказ фильтра прав», « Давл. топл. двиг. лев» и« Давл. топл. двиг. прав»;
- указателям крутящего момента УМ-100;
- светосигнализаторам отказа двигателей в кнопках флюгирования КФЛ-37;
- сигнализаторам снятия винтов с упора и расфлюгирования ;
- светосигнализаторам работы флюгерного насоса ;
- светосигнальному табло « Стружка в масле лев. (прав.) дв».
Контроль за работой двигателя РУ19 А-300 осуществляется следующими приборами и светосигнализацией:
Тахометру ИТА-15 К;
- термометру выходящего газа двигателя ТВГ-1;
- трехстрелочному индикатору ЭМИ-3 РТИ (указателю температуры масла, давлений топлива и масла);
- зеленому светосигнализатору открытого положения ленты перепуска воздуха ;
- зеленому светосигнализатору работы панели запуска ПТ-29;
- красному светосигнализатору отказа тахометрической сигнальной аппаратуры ТСА-15 УМ;
- желтому светосигнализатору « Работа ОМТ-29».
7.1.4. ПОДГОТОВКА ДВИГАТЕЛЕЙ К ЗАПУСКУ НА ЗЕМЛЕ
Обязанности членов экипажа при подготовке к запуску
Командиру воздушного судна:
1. Убедиться , что:
- стояночная площадка очищена от посторонних предметов ;
РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»
- под колесами установлены колодки ;
- сняты все заглушки ;
- около самолета имеются средства пожаротушения ;
- связь со связным на земле по СПУ надежная (связь с техническим составом на земле по СПУ должна поддерживаться на протяжении всего времени- от подготовки к запуску до окончания запуска);
- технический состав занял свои места ;
- нет льда на воздухозаборниках двигателей и лопастях воздушных винтов .
2. Дать команду экипажу : « Приготовиться к запуску».
Б ортрадисту:
Убедиться , что все самолетные генераторы и преобразователи выключены;
- включить все АЗС и АЗР на щитке АЗС ;
- включить бортовые аккумуляторы и АЗР « ПТ-1000 Ц» на щите аккумуляторов;
- установить переключатель « Борт- Аэродром» в положение, соответствующее выбранному источнику питания.
Б ортмеханику (по команде командира воздушного судна: « Приготовиться к запуску»):
- привести систему пожаротушения самолета в состояние готовности к действию (убедиться, что включен АЗС« Противопожарное оборудование» и установить главный переключатель в положение« Пожаротушение»);
Убедиться , что краны шасси и закрылков находятся в положении« Нейтрально» и законтрены.
Примечание. При установке переключателя« Борт- Аэродром» в положение« Аэродром» должны гореть один или оба светосигнализатора включения разъемов:
Убедиться, что переключатель аварийного питания« Автомат- Основная шина- Ручное» находится в положении« Основная шина»; если запуск двигателей предполагается производить от аэродромного источника электроэнергии, то до его включения измерить
напряжение на разъемах аэродромного источника электроэнергии АР-1 и АР-2 (оно должно быть28,5 В);
- включить необходимое освещение ;
Включить СПУ ;
Включить ПО-750 А и убедиться по вольтметру в наличии напряжения переменного тока
115 В ;
- установить переключатель « Запуск от аэродр.- Запуск от ГС-24 Б» в нейтральное положение;
- доложить командиру воздушного судна о готовности электросистемы самолета к запуску двигателей .
Обязанности командира воздушного судна веред запуском двигателя РУ19А-300
При запуске от аэродромного источника электроэнергии или от СТГ-18 ТМ, получив доклад членов экипажа о готовности к запуску:
Запуск»;
- переключатель управления лентой перепуска воздуха установлен в положение « Автомат» (светосигнализатор« Отказ ТСА» не горит) и колпачок переключателя
законтрен; - лента перепуска открыта(светосигнализатор« Лента открыта» горит);
б) проверить легкость хода рычага управления двигателем, установить его на упор в положение« Стоп»;
в) открыть пожарный кран;
г.) установить переключатель« Створка РУ19» в положение« Открыто», при этом загорится светосигнализатор« Створка открыта»;
д) установить главный выключатель запуска в положение« Включено». При запуске от аккумуляторных батарей:
- выключить все потребители постоянного и переменного тока , за исключением необходимых для запуска двигателя;
- установить переключатель аварийного питания в положение « Ручное» или« Авто- мат», загорается светосигнальное табло« Авар. пит. 27 В».
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ЗАПРЕЩАЕТСЯ ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ РУ19 А-300 ОТ АККУМУ ЛЯТОРНЫХ БАТАРЕЙ, ЕСЛИ НЕ ГОРИТ СВЕТОСИГНАЛЬНОЕ ТАБЛО« АВАР.
ПИТ . 27В »;
- установить переключатель вольтметра в положение « Авар. шина»;
- установить переключатель « Борт- Аэродром» в положение« Борт» и убедиться в наличии напряжения24 В.
Примечание. Включать аварийную станцию для создания давления в гидросистеме самолета после запуска двигателя на частоте вращения70% и больше.
Обязанности членов экипажа перед запуском двигателей АИ-24ВТ
Командиру воздушного судна:
Убедиться, что:
Двигатели подогреты наземными подогревателями(при низких температурах наружного воздуха).
Примечание. Подогрев двигателей должен быть осуществлён при температуре масла на входе в двигатель ниже минус15° С(при эксплуатации на маслосмеси) и ниже минус25 ° С(при эксплуатации на масле МН-7,5 У) независимо от температуры наружного воздуха.
«АВИАЦИОННЫЙ ТУРБОВИНТОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ АИ-24ВТ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ Сигнальный экземпляр Управления надзора ПЛГ Г ВС ФС НСТ МТ РФ iexnonor Ростов-на-Дону АВИАЦИОННЫЙ...»
-- [ Страница 1 ] --
АВИАЦИОННЫЙ
ТУРБОВИНТОВОЙ
ДВИГАТЕЛЬ
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
Сигнальный экземпляр
Управления надзора ПЛГ Г ВС ФС НСТ МТ РФ
Ростов-на-Дону
АВИАЦИОННЫЙ
ТУРБОВИНТОВОЙ
ДВИГАТЕЛЬ
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
Издание исправленное и дополненное lexHonor Ростов-на-Дону Техническое описание содержит основные данные двигателя, сведения о конструкции его узлов и агрегатов и основные принципы работы его систем, необходимые для правильной эксплуатации и полного использования технических возможностей двигателя.
При составлении настоящего ТО использована техническая документация, действующая при изготовлении двигателя по состоянию на 01.10.06.
Настоящее ТО представляет исправленное и дополненное издание книги "Авиационный турбовинтовой двигатель АИ-24ВТ. Техническое описание". М., "Машиностроение", 1973.
РЖДАЮ" "СОГЛАСОВАНО" конструктор Главный инженер Прогресс")АО "МОТОР 2006 г.
АВИАЦИОННЫЙ
ТУРБОВИНТОВОЙ
ДВИГАТЕЛЬ АИ-24ВТТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
Подписи:
От ГП "Ивченко-Прогресс" 2006 г.
Подписи:
Подписи:
От ЗАО АНТЦ "Технолог" ведущей АТБ) (СПШЩЙШНИЯМИДКБ С^г^0 П.П.Трусов
Подписи:
И.М. Шутов 2006 г.
От ^СНТМТРФ ^яЗЁ г. Ростов-на-Дону АИ-24ВТ
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
ЛИСТ КОНТРОЛЯ ВЕДЕНИЯ
Срок № Прове-– – –
ПЕРЕЧЕНЬ СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ
НА - направляющий аппарат;КПВ - клапан перепуска воздуха;
УПРТ - указатель положения рычага топлива;
АДТ - автомат дозирования топлива;
НД - основной топливный насос-датчик высокого давления;
СПЗ - система питания и запуска;
УРТ - усилитель регулятора температуры;
ПРТ - предельный регулятор температуры;
A3 - автомат запуска;
РК - распределительный клапан;
КПД - клапан постоянного давления;
ГФШ - гидравлический фиксатор шага;
ЦФШ - центробежный фиксатор шага;
МФШ - механический фиксатор шага;
МСА - международная стандартная атмосфера;
« т - частота вращения ротора турбины;
р #- давление окружающего воздуха;
р 1 - давление воздуха на входе в двигатель;
рг - давление воздуха за компрессором;
рсп - давление топлива в магистрали слива;
рс- давление топлива внутри сильфона;
Рцкм - давление масла в системе ИКМ;
tfj - температура окружающего воздуха;
74* - температура газов перед турбиной;
7б* и te * - температура газов за турбиной;
N3KB - эквивалентная мощность двигателя;
Ne - винтовая мощность двигателя;
GB - расход воздуха;
Va - скорость полета, м/с;
Wc - скорость истечения газов из реактивного сопла;
Н- высота полета или аэродрома над уровнем моря;
g - ускорение силы тяжести;
R - реактивная тяга, кгс;
Ryn - удельная тяга двигателя;
ав - угол поворота рычага управления.
– – –
Турбовинтовой двигатель АИ-24ВТ установлен на самолетах Ан-26 и Ан-30.
Двигатель работает совместно с воздушным винтом АВ-72Т, выполнен по одновальной схеме. Его характерная особенность - наличие систем автоматического ограничения мощности двигателя и температуры газов за турбиной.
Двигатель (рис. 1) состоит из редуктора 1, лобового картера 2, компрессора б, камеры сгорания 9, турбины 13, реактивного сопла 11, систем и агрегатов, обслуживающих двигатель и самолет.
Редуктор расположен в передней части двигателя, служит для обеспечения наивыгоднейшей частоты вращения воздушного винта при передаче избыточной мощности от ротора двигателя на винт, выполнен по схеме дифференциального планетарного механизма с редукцией 0,08255, состоит из планетарной ступени, ступени перебора, вала воздушного винта и механизма измерителя крутящего момента (ИКМ), смонтированных в картере редуктора.
В конструкцию редуктора входит механизм датчика автоматического флюгирования по отрицательной тяге с устройством для проверки работы датчика.
Картер редуктора - силовой, отлит из магниевого сплава. В нем размещены две опоры вала винта. На боковой поверхности картера расположены приводной агрегат масляный насос измерителя крутящего момента (МИКМ), электромагнитный клапан проверочного устройства датчика автоматического флюгирования винта по отрицательной тяге и токосъемник системы обогрева передних кромок лопастей воздушного винта.
Все силовые детали редуктора прямозубые, изготовлены механической обработкой из высококачественных сталей.
Сзади редуктор 24 шпильками прикреплен к лобовому картеру.
Воздушный винт соединен с валом винта шлицами и 16 болтами.
Лобовой картер - силовой узел, к которому спереди крепятся редуктор и воздухозаборник, а сзади компрессор. На лобовом картере установлены две цапфы крепления двигателя к раме силовой установки самолета. Стенки картера образуют входной канал воздушного тракта двигателя. В полостях, приливах и отъемной коробке размещены приводы к агрегатам двигателя.
– – –
В верхней части лобового картера на специальном приливе расположены стартергенератор, генератор переменного тока, регулятор частоты вращения воздушного винта и центробежный суфлер. В нижней части лобового картера расположены масляный агрегат двигателя, воздухоотделитель и съемная коробка, на которой установлены топливный насос-датчик высокого давления, датчик усилителя корректора частоты вращения и приводы к гидронасосу и датчику указателя частоты вращения двигателя.
Кроме того, на лобовом картере размещены неприводные агрегаты: зонд-датчик, сигнализатор обледенения, электромагнитный клапан системы флюгирования по отрицательной тяге, масляный фильтр с сигнализатором перепада давления масла и датчик автоматического флюгирования по крутящему моменту.
В лобовом картере смонтирован входной направляющий аппарат компрессора и роликовый подшипник передней опоры ротора компрессора.
В лобовом картере просверлены каналы для подвода масла для смазки и охлаждения нагруженных деталей и подшипников двигателя и деталей системы управления воздушным винтом.
Компрессор - дозвуковой, осевого типа, десятиступенчатый, состоит из ротора с рабочими лопатками, корпуса со спрямляющими аппаратами и рабочими кольцами и входного направляющего аппарата. Назначение компрессора - сжимать воздух и подавать его в камеру сгорания.
Для обеспечения нормальной работы компрессора при запуске двигателя на корпусе компрессора смонтированы четыре клапана перепуска воздуха - два за V ступенью и два за VIII ступенью компрессора.
Корпус компрессора - стальной, сварной конструкции, состоит из двух половин с разъемом в вертикальной плоскости. В корпусе смонтированы направляющие аппараты и рабочие кольца, на наружной поверхности его размещены два агрегата зажигания, выключатель стартера-генератора, клапан системы пожаротушения, электромагнитный клапан пускового топлива, агрегат дозировки топлива, поступающего к рабочим топливным форсункам, а также масляные, топливные и электрические коммуникации.
Ротор изготовлен из нержавеющей стали, состоит из десяти рабочих колес, жестко связанных между собой и несущих на своих венцах рабочие лопатки, вращается на двух подшипниках: роликовом и шариковом. Соединения переднего вала ротора компрессора с приводной рессорой редуктора и заднего вала ротора компрессора с валом турбины - шлицевые.
Входной направляющий аппарат предназначен для снижения относительной скорости воздуха, поступающего на лопатки I ступени компрессора, и размещен в лобовом картере.
К заднему фланцу корпуса компрессора 32 болтами прикреплен корпус камеры сгорания.
В камере сгорания осуществлен подвод тепла к сжатому в компрессоре воздуху путем сжигания топлива в жаровой части камеры.
Узел камеры сгорания состоит из корпуса, камеры сгорания (жаровой трубы), восьми рабочих топливных форсунок с топливным коллектором и двух пусковых блоков.
Корпус камеры - сварной конструкции, изготовлен из нержавеющей стали, состоит из двух частей: основного переднего корпуса и заднего наружного кожуха, соединенных между собой болтами.
Передний корпус - силовой, в опорах его смонтированы задний вал ротора компрессора и вал турбины. В соединении корпуса с задним кожухом расположены две цапфы задней подвески двигателя.
– – –
На наружной поверхности корпуса выполнены фланцы для установки рабочих топливных форсунок, пусковых блоков, системы отбора воздуха для нужд самолета и штуцеры для подсоединения трубопроводов систем смазки, противопожарной и суфлирования.
Задний кожух - сварной конструкции, состоит из двух фланцев и оболочки, изготовленных из нержавеющей стали. К заднему фланцу кожуха прикреплен сопловой аппарат I ступени турбины.
Камера сгорания (жаровая труба) - кольцевого типа, изготовлена из жаростойкой стали. Силовым звеном камеры служит лобовое кольцо, к которому приварены с передней стороны восемь головок с завихрителями, куда входят рабочие топливные форсунки, с задней стороны - внутренние и наружные кольца, образующие тракт камеры сгорания.
Фиксация камеры в корпусе осуществляется восемью штифтами, закрепленными на корпусе радиально. Задняя часть камеры центрируется на кольцах соплового аппарата I ступени турбины.
Рабочие топливные форсунки - одноканального типа, закреплены на переднем корпусе камеры с помощью фланцев, допускающих радиальное перемещение форсунок при нагреве и охлаждении камеры.
Камера снабжена двумя пусковыми блоками, установленными на переднем корпусе камеры сгорания. В полость камеры пусковые блоки входят через специальные отверстия в кожухе камеры.
Турбина - осевая, реактивная, трехступенчатая, состоит из ротора и статора.
Ротор турбины состоит из трех рабочих колес, консольно прикрепленных стяжными болтами к фланцу вала. Лопатки закреплены в дисках при помощи "елочного" замка и контровок.
Рабочие колеса I и II ступеней охлаждаются вторичным воздухом, подводимым в полости между полотном дисков и дефлекторами, жестко сочлененными с рабочими колесами.
Вал ротора турбины - двухопорный. Основная опора - роликовый подшипник, расположенный на валу у диска I ступени, дополнительной опорой служат шлицы вала ротора компрессора.
Статор турбины состоит из трех сопловых аппаратов, соединенных между собой и с корпусом камеры сгорания болтами.
Сопловой аппарат I ступени турбины состоит из наружного кольца, внутреннего корпуса и съемных охлаждаемых лопаток, расположенных между ними.
Сопловые аппараты II и III ступеней - сварные, по конструкции аналогичны.
Уплотнение между ступенями турбины осуществлено мягкими вставками, смонтированными в специальных пазах сопловых аппаратов. Внутренние корпуса свободно центрируются профильными просечками по лопаткам аппаратов.
Реактивное сопло - нерегулируемое, состоит из наружного и внутреннего кожухов, соединенных между собой тремя пустотелыми стойками. Спереди фланцы сопла соединены с наружным кольцом соплового аппарата III ступени турбины, сзади сопло соединено с самолетной газоотводящей трубой.
Система запуска двигателя автоматизирована. Весь процесс запуска до выхода двигателя на режим малого газа осуществляется автоматически после нажатия на кнопку системы питания и запуска.
Запуск двигателя может быть произведен от аэродромных источников питания или от турбоустановки, или от силовой установки РУ19А-300, расположенной на
– – –
борту самолета. Раскрутка двигателя при запуске осуществляется стартеромгенератором СТГ-18ТМО-1000.
Система запуска также включает в себя автоматическую панель запуска, пусковую коробку стартера-генератора, автомат защиты сети постоянного тока, коммутационную и переключающую аппаратуру. Кроме этого в систему входят агрегаты зажигания и свечи с пусковыми блоками, выключатель стартера-генератора при запуске, электромагнитный клапан пускового топлива и система управления клапанами перепуска воздуха за V и VIII ступенями компрессора.
Системой запуска предусмотрены холодная прокрутка двигателя и запуск двигателя в воздухе.
Масляная система двигателя - циркуляционная, короткозамкнутая, в которой нагнетаемое и откачиваемое масло непрерывно циркулирует по замкнутому кольцу.
В систему входят масляный бак, маслоагрегат, включающий насосы (секции шестеренчатого типа) - подпитывающий, нагнетающий и откачивающие, воздухоотделитель, масляный фильтр с сигнализатором перепада давления масла, центробежный суфлер и маслонасос измерителя крутящего момента.
Суфлирование внутренних полостей лобового картера и редуктора с атмосферой осуществляется через откачивающую секцию масляного агрегата и воздухоотделитель;
суфлирование внутренней полости корпуса камеры сгорания - через две секции масляного агрегата, откачивающие масло из этой полости, и через центробежный суфлер, расположенный в верхней части лобового картера.
Система регулирования автоматически обеспечивает заданные расходы топлива на заданных режимах, корректируя их в соответствии с условиями полета.
Управление двигателем после запуска осуществляется при помощи одного рычага, которым устанавливается необходимый режим работы.
На всех режимах, высотах и скоростях полета двигатель имеет постоянную частоту вращения ротора двигателя, поддерживаемую регулятором Р68ДК-24 путем изменения угла установки лопастей четырехлопастного флюгерного винта АВ-72Т.
В систему регулирования двигателя входят:
а) топливорегулирующая аппаратура, состоящая из автомата дозировки топлива (АДТ), топливный насос-датчик высокого давления (НД) с механизмом управления клапанами перепуска воздуха и топливный насос низкого давления (БНК), соединенные трубопроводами;
б) терморегулирующая аппаратура (ПРТ), состоящая из 12 сдвоенных термопар (Т-80Т), усилитель регулятора температуры газов (УРТ), высотный корректор температуры газов (ДВК), усилитель корректора частоты вращения (УКО). Терморегулирующая аппаратура предохраняет двигатель от перегрузок по температуре газов при запуске и работе двигателя на взлетном и номинальном режимах на земле и в полете.
Исполнительный механизм системы терморегулирования (ИМ) автоматически обеспечивает слив топлива (уменьшение расхода) при достижении предельных значений температуры газов.
Кроме указанных функций система регулирования обеспечивает ограничение максимальной частоты вращения ротора двигателя, автоматическое флюгирование воздушного винта с одновременным прекращением подачи топлива, автоматическое поддержание постоянной частоты вращения ротора двигателя на режиме малого газа и ограничение предельного крутящего момента двигателя.
Двигатель оборудован системой, замеряющей крутящий момент на валу воздушного винта (мощность двигателя) на рабочих режимах на земле и в полете.
– – –
Для обеспечения максимальной безопасности полетов двигатель оборудован следующими системами защиты:
1) противообледенительной системой, осуществляющей:
Постоянный обогрев маслом внутренних стенок ребер лобового картера;
Периодический (при наличии условий обледенения) обогрев лопаток входного направляющего аппарата компрессора, зонда-датчика, корректирующего расход топлива по полному давлению воздуха на входе в двигатель, а также самолетного воздухозаборника горячим воздухом, отбираемым за компрессором.
2) дублирующими системами автоматического флюгирования воздушного винта по опасному крутящему моменту, по опасной отрицательной тяге и ограничения максимально допустимой частоты вращения ротора двигателя, предохраняющими двигатель от перегрузок;
3) противопожарной системой, позволяющей при необходимости вводить огнегасящий состав в масляные полости двигателя.
Для подвески на подмоторную раму на двигателе имеются четыре цапфы, две из которых (передние) расположены на лобовом картере и две (задние) - на корпусе камеры сгорания.
Принцип работы двигателя
Атмосферный воздух поступает в двигатель через специальный воздухозаборник самолета, проходит через воздушный тракт лобового картера и засасывается осевым компрессором. Проходя последовательно через ступени компрессора, воздух сжимается и направляется в камеру сгорания.
В камере сгорания воздух делится на два потока:
первичный и вторичный.
Первичный воздух через завихрители и отверстия в лобовом, внутреннем и наружном кольцах камеры сгорания поступает в переднюю часть последней, куда непрерывно впрыскивается рабочими топливными форсунками тонкораспыленное топливо.
Топливо, сгорая при небольшом избытке воздуха, обеспечивает непрерывный факел пламени и высокие температуры в зоне горения.
Вторичный воздух, омывая камеру сгорания снаружи и охлаждая ее, поступает через смесительные отверстия во внутреннюю кольцевую полость камеры сгорания, где смешивается с горячими газами в первичном потоке и, охлаждая их, обеспечивает заданную температуру всего потока на входе в турбину.
Из камеры сгорания горячие газы поступают на лопатки турбины, где основная часть энергии газового потока последовательно срабатывается, преобразуясь в механическую работу, выдаваемую на вал турбины. Мощность, полученная на валу турбины, расходуется на вращение ротора компрессора, воздушного винта и агрегатов двигателя и самолета. Кинематическая энергия газов, выходящих из реактивного сопла, создает реактивную тягу, которая, суммируясь с тягой воздушного винта, составляет тягу силовой установки.
– – –
Максимально до- 503 496 490 485 481 477 473 470 467 464 461 459 457 пустимая температура на максимальном режиме, °С Максимально до- 525 518 512 507 503 499 495 492 489 486 483 481 479 пустимая температура на взлетном режиме, °С – – –
Постоянный отбор воздуха:
Для наддува, вентиляции и отопления гермокабины не более 0,2 кг/с
В том числе на взлете не более 0,04 кг/с
Эпизодический отбор воздуха:
Для противообледенителъных устройств самолета не более 0,425 кг/с
В том числе на обогрев воздухозаборника не более 0,125 кг/с Условия использования постоянного и эпизодического отборов воздуха оговорены в Руководстве по эксплуатации и техническому обслуживанию двигателя.
2. Мощность и экономичность двигателя при загрузке самолетных агрегатов и включенном отборе воздуха могут не соответствовать техническим данным.
3. ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ
На рис. 3-5 приведены экспериментально-расчетные высотно-скоростные характеристики основных режимов двигателя АИ-24ВТ при работе с выхлопной трубой, но без учета потерь в воздухозаборнике и выхлопной трубе самолета, в стандартных атмосферных условиях.
В соответствии с летно-тактическими требованиями к самолету и конструктивными возможностями основных узлов двигателя система регулирования двигателя автоматически обеспечивает поддержание примерно постоянной эквивалентной мощности или температуры газов перед турбиной по режимам на всех высотах и скоростях полета.
Примерно постоянная эквивалентная мощность двигателя на всех режимах, кроме взлетного, поддерживается подачей топлива по баростату в зависимости от полного давления воздуха/?^ на входе в двигатель начиная с высоты, где р*н =1,033 кгс/см, до высоты, где р*н = 0,75 кгс/см2 (р*н = 1,033 кгс/см2 - давление окружающей среды в стандартных условиях при высоте и скорости полета равных нулю; с ростом скорости полета это давление достигается на больших высотах. Давление р*н = = 0,75 кгс/см2 достигается на различных высотах и скоростях полета).
На одной и той же высоте с увеличением скорости полета в результате увеличения общей степени повышения давления воздуха несколько возрастают мощность и экономичность двигателя.
Для всех режимов, начиная с максимального и ниже, высота ограничения мощности зависит от скорости полета, но не зависит от режима работы двигателя. Чем больше скорость полета, тем больше высота ограничения мощности. Это объясняется тем, что при увеличении скорости полета возрастает скоростной напор, растет расход воздуха через двигатель, максимальная температура газов перед турбиной для данного режима достигается на больших высотах полета.
На взлетном режиме согласно требованиям, предъявляемым к самолету и двигателю, необходимо поддерживать постоянную винтовую мощность в широком диапазоне температур окружающей среды, поэтому расходы топлива по баростату устанавливаются с запасом, чтобы обеспечить необходимую взлетную мощность в этом диапазоне температур. Предельное значение винтовой мощности на взлетном режиме ограничивается и поддерживается постоянным измерителем крутящего момента (ИКМ) до высоты, где температура газов перед турбиной Г4* достигает своего предельного значения
– – –
На одной и той же высоте температура газов перед турбиной с увеличением скорости полета несколько изменяется, так как система подачи топлива по баростату корректирует расходы топлива для поддержания постоянной температуры газов перед турбиной по высоте полета, а не по скорости.
Дополнительно температура газов перед турбиной Г4* ограничивается и поддерживается на взлетном и номинальном режимах ограничением температуры газов за турбиной t*6. Температура t*6, поддерживаемая этим ограничителем, уменьшается с уменьшением р*н.
– – –
Для поддержания постоянной температуры газов перед турбиной Г4* с увеличением высоты полета ограничитель температуры t*6 уменьшает поддерживаемую величину t"6 с уменьшением/н, так как с увеличением высоты полета уменьшается температура окружающей среды tu, увеличивается общая степень повышения давления в двигателе, а следовательно, и степень расширения газов в турбине.
На всех эксплуатационных режимах, кроме взлетного, с увеличением высоты полета от земли до высоты, где давление заторможенного потока на входе в двигатель р н =1,033 кгс/см, мощность двигателя несколько возрастает вследствие постоянства расхода топлива и возрастания Г4* из-за уменьшения расхода воздуха (плотность воздуха падает). На этих режимах работы двигателя на одной и той же высоте полета мощность и экономичность двигателя несколько возрастают с ростом скорости полета вследствие увеличения скоростного напора, а значит, и увеличения общей степени повышения давления в двигателе.
– – –
На высотах, где поддерживается примерно постоянная температура газов перед турбиной, с ростом высоты полета в результате понижения температуры окружающей среды, а следовательно, и температуры воздуха на входе в двигатель, увеличивается общая степень повышения давления, возрастает располагаемый теплоперепад на турбине (степень расширения в турбине). Поэтому с ростом высоты полета будет увеличиваться удельная мощность турбины, передаваемая на винт. Так как с увеличением высоты полета расход воздуха через двигатель уменьшается быстрее, чем возрастает удельная мощность турбины, то абсолютная величина мощности турбины JVB, передаваемой на винт, а значит и эквивалентная мощность N3KB будет уменьшаться. При этом уменьшение мощности до высоты полета Н = 11000 м происходит медленнее, чем уменьшение плотности атмосферного воздуха.
– – –
Реактивная тяга, определяемая формулой Rc = -- (Wc - Vn), с ростом скорости g полета уменьшается. Объясняется это тем, что несмотря на некоторое повышение скорости истечения газов из реактивного сопла Wc в связи с увеличением расхода газов G r (вследствие увеличения расхода воздуха) удельная тяга Rya = - (Wc~ Vn) уменьшается g быстрее из-за увеличения скорости полета.
Удельный расход топлива С е с ростом высоты полета уменьшается, так как на данной скорости полета в условиях снижения температуры воздуха на входе в двигатель и увеличения общей степени повышения давления значительно возрастает удельная винтовая мощность.
В результате этих изменений возрастает экономичность работы двигателя, и удельный расход топлива уменьшается.
4. ТОПЛИВО, МАСЛО, СМАЗКИ И СПЕЦИАЛЬНЫЕ ЖИДКОСТИ
– – –
1. Для двигателя применяется топливо марок:
ТС-1 (ГОСТ 10227-86, ГСТУ 320.00149943.011-99), РТ (ГОСТ 10227-86, ГСТУ 320.00149943.007-97), Т-1, Т-2 (ГОСТ 10227-86) и их смеси в любых пропорциях.
Разрешается применение топлив марок:
JetA-1 (DEF STAN 91-91), JP-8 (MIL-T-83133), РТ (БДС 15636-83, Болгария), PL-6 (PND 25-005-81, Чехия).
2. Для предотвращения образования кристаллов льда добавлять в топливо присадки:
Этилцеллозольв (жидкость "И") высший и первый сорт (ГОСТ 8313-88), ТГФ (ГОСТ 17477-86), И-М (ОСТ 54-3-175-73-99), ТГФ-М (ТУ 6-10-1457-79), S-748 (AL-31) (DERD 2451, Англия; MIL-I-27686F, США; AIR 3652B, Франция) в количествах, предусмотренных Инструкциями на их применение.
3. Допускается эксплуатация двигателя на указанных топливах с использованием антистатических присадок: СИГБОЛ (ТУ 38.101741-78), ASA-3 (Shell), Stadis 450 (DUPONT Со) и противоизносных присадок: Дистиллированные нефтяные кислоты (ДНК) (ГОСТ 13302-77), Hitec 580 (Ethyl Petroleum Additives Ltd).
Примечания: 1. Допустимое время работы па топливе Т-2 и его смесях с другими сортами топлива не более 10 % от ресурса топливорегулирующей аппаратуры.
2. В случае использования топлив, имеющих ограничения по применению, при отправке двигателя (агрегата топливной системы) в ремонт по досрочному съему, в формуляре (акте и паспорте агрегата) указать марку и наработку двигателя (агрегата) на этих топливах.
– – –
1. Для консервации топливной системы двигателя применяются:
Маслосмеси, указанные в пп. 1 и 2 раздела 2,
Масла: МК-8 (ГОСТ 6457-66), МС-8П (ОСТ 38.01163-78), МС-8РК (ТУ 38.1011181-88).Разрешается консервация топливной системы двигателя маслами:
AeroShell Turbine Oil 3SP (DEF STAN 91-99, Shell),
Turbonycoil 321 (AIR3515/B, Nyco),
Turbonycoil 3516 (AIR3516/A, Nyco),
HP-8 (Китай), НР-928 (YQB/KJ 42-2000, Китай).
2. Консервация масляной системы двигателя производится свежей маслосмесью, составленной в соответствии с пп. 1, 2 раздела 2 или маслами, указанными в п. 3 раздела 3.
3. Консервация наружных поверхностей двигателя, не имеющих лакокрасочного покрытия, производится смазкой К-17 (ГОСТ 10877-76) или пластичной смазкой ПВК (ГОСТ 19537-83).
Разрешается для консервации наружных поверхностей применять масло Nycolube 20 (MIL-L-21260, Grade 30, Nyco).
4. Специальные жидкости
1. Для промывки масляных и топливных фильтров ультразвуковыми установками, а также для контроля качества промывки фильтров проливочными приборами разрешается применять жидкость АМГ-10 (ГОСТ 6794-75).
Разрешается для промывки масляных и топливных фильтров применять жидкости:
AeroShell Fluid 41 (MIL-H-5606F, Shell), Mobil Aero HF (MIL-H-5606F, Mobil Oil), FH51 (AIR3520/B, Nyco).
2. Для промывки термостружкосигнализаторов двигателя используйте растворители марок 645, 646, 647, 648 (ГОСТ 18188-72), креолин (ТУ 14-6-81-72), двухпроцентный водный раствор препарата МЛ-51 (ТУ 84-228-76).
Разрешается для промывки термостружкосигнализаторов двигателя применять растворители, использующиеся для разбавления нитроэмалей и нитролаков.
5. Взаимозаменяемость горючесмазочных материалов Применение топлив, масел, смазок и специальных жидкостей, не упомянутых в разделах 1, 2, 3 и 4, разрешается только по согласованию с предприятием-разработчиком и предприятием-изготовителем двигателей.
– – –
Избыточная мощность турбокомпрессора передается на воздушный винт через редуктор с передаточным числом 12,11341.
Редуктор (рис. 6, 6а) расположен в передней части двигателя. Крутящий момент от ротора двигателя к редуктору передается валом-рессорой 8 (рис. 6).
Редуктор состоит из следующих основных узлов:
Картера 2, в котором размещены все узлы и детали редуктора;
Планетарной ступени 7;
Ступени перебора 5;
Вала 1 винта;
Механизма измерителя крутящего момента 6;
Механизма датчика автоматического флюгирования воздушного винта по отрицательной тяге 4 с проверочным устройством 3.
Спереди к валу винта редуктора крепится воздушный винт при помощи торцовых шлицев и 16 шпилек, входящих в отверстия фланца вала винта.
Внутри вала 1 винта установлены втулки 10 для перепуска масла из редуктора в систему управления воздушным винтом.
Редуктор установлен на лобовом картере с помощью центровочного пояска и 24 отверстий под шпильки, выполненных на заднем фланце картера 2.
На наружной поверхности картера установлены маслонасос 9, обслуживающий систему измерителя крутящего момента, электромагнитный клапан, перепускающий масло под поршень проверочного устройства 3; проложена система подачи электропитания на обогрев воздушного винта.
Кинематическая схема
Редуктор выполнен по кинематической схеме планетарного дифференциального механизма замкнутого типа (рис. 7).
Ведущая шестерня редуктора z\, соединенная с ротором двигателя валом-рессорой 4, вращается против часовой стрелки (если смотреть со стороны реактивного сопла) и находится в зацеплении с тремя зубчатыми колесами сателлитами z-i.
Сателлиты z% вращаясь на осях корпуса 3, находятся во внутреннем зацеплении с шестерней ZT, обкатываются по ней и приводят в движение против вращения часовой стрелки корпус сателлитов и соединенный с ним вал 2 винта. Одновременно сателлиты Z2 заставляют вращаться шестерню внутреннего зацепления гз и соединенную с ней ведущую шестерню z± перебора в направлении вращения часовой стрелки.
Ведущая шестерня z$ перебора находится в зацеплении с пятью промежуточными шестернями zs вращающимися против часовой стрелки на осях корпуса 1 перебора.
Промежуточные шестерни вращают в ту же сторону шестерню внутреннего зацепления Z6, соединенную с валом 2 воздушного винта.
– – –
Рис. 6. Редуктор:
1 - вал винта; 2 - картер; 3 - проверочное устройство; 4- датчик автоматического флюгирования по отрицательной тяге; 5 - ступень перебора; 6 механизм измерителя крутящего момента; 7 - планетарная ступень; 8 - валрессора; 9 - маслонасос системы измерителя крутящего момента; 10 втулка перепуска масла из редуктора в систему управления воздушным винтом
– – –
Кинематическая схема редуктора:
1 - корпус перебора; 2 - вал воздушного винта; 3 - корпус сателлитов;
4 - вал-рессора; z\ - ведущая шестерня редуктора; Z2 - сателлит; z?, - шестерня внутреннего зацепления; z* ведущая шестерня перебора; z$ - промежуточная шестерня; z$ - шестерня внутреннего зацепления В редукторе, выполненном согласно данной кинематической схеме, крутящий момент от ротора двигателя на вал винта передается параллельно по двум ветвям: через корпус сателлитов планетарной ступени (около 30 %) и через ступень перебора (остальная часть).
Передаточное число определяется по формуле:
где z\ - Zi, = 31 - число зубьев ведущей шестерни;
Z3 - Z(, = 89 - число зубьев шестерни внутреннего зацепления.
Степень редукции - = = 0,082553. Неподвижным звеном в кинематичеF i 12,11341 ской схеме является корпус 1 перебора, соединенный с картером редуктора посредством системы измерителя крутящего момента (ИКМ).
Картер Картер 5 редуктора (рис. 8) отлит из магниевого сплава. На передней части картера имеется фланец с двумя рядами шпилек: внутренний ряд (12 шпилек) предназначен для крепления крышки 2 носка редуктора, причем, три шпильки из двенадцати более высокие, чем остальные, используются также для крепления корпуса токосъемного устройства электрообогрева воздушного винта; шесть шпилек наружного ряда служат для крепления капота.
Крышка центрируется на фланце картера по посадочному буртику, В расточке крышки помещается запорная планка роликового подшипника, зафиксированная от проворота тремя штифтами. В нижней части крышки выполнен карман для слива масла из полости уплотнения носка редуктора.
На наружной поверхности картера выполнен фланец, на котором устанавливают электромагнитный клапан проверочного устройства и две шпильки для крепления кабеля электрообогрева воздушного винта.
Внутренняя полость картера 5 редуктора разделена диафрагмой на две части. В передней части картера запрессованы маслоперепускная магниевая втулка 25 с запрессованной в ней стальной азотированной втулкой и втулка под роликовый подшипник 26.
– – –
В передней части картера расположен вал 1 винта с деталями маслораспределения 4, 23, 24, 25 и уплотнения 27 носка вала винта.
Внутри картера редуктора выполнен фланец с 15 шпильками для крепления цилиндра датчика автоматического флюгирования винта.
В нижней части внутренней полости картера редуктора имеется прилив с центральным сквозным отверстием для установки и крепления внутри подшипников привода масляного насоса ИКМ. На наружном фланце прилива установлен масляный насос ИКМ (28). На фланце имеются два отверстия: одно (правое) соединено сверлеными и фрезерованными отверстиями с масляным каналом редуктора для подвода масла в масляный насос ИКМ, другое (левое) соединено сверлеными отверстиями с пальцем поршня для подвода масла в систему ИКМ. В отверстиях для подвода масла в насос ИКМ и для отвода в систему ИКМ запрессованы стальные втулки, по которым центрируют масляный насос ИКМ.
В задней части картера редуктора расположены шариковый подшипник 21 вала винта, датчик 6 автоматического флюгирования по отрицательной тяге с проверочным устройством 22, шестеренчатый механизм редуктора и измеритель крутящего момента.
На заднем фланце картера редуктора расположены:
24 отверстия 40 под шпильки крепления картера редуктора к лобовому картеру;
Три отверстия 36, 37, 38 для подвода масла от регулятора оборотов к воздушному винту изменяемого шага;
Отверстие 43 для отвода масла из системы ИКМ на манометр;
Отверстие 33 для подвода масла от масляного агрегата двигателя на смазку и охлаждение деталей редуктора, а также для питания масляного насоса ИКМ;
Отверстие 35 для прокладки кабеля электрообогрева лопастей воздушного винта;
Отверстие 39 для подвода масла из регулятора частоты вращения в командный канал системы флюгирования по отрицательной тяге;
Шесть приливов-проушин 41 под оси поршней ИКМ.
Вал-рессора
Передача крутящего момента от ротора двигателя к редуктору производится ведущим валом-рессорой 15.
Передним шлицевым хвостовиком вал-рессора соединяется с ведущей шестерней 14 редуктора, задним шлицевым хвостовиком - с ротором компрессора двигателя и ведущей шестерней центрального привода лобового картера. В отверстие заднего шлицевого хвостовика установлен болт с регулировочной шайбой для осевой фиксации вала-рессоры; болт крепится разрезным стопорным кольцом.
Оба шлицевых хвостовика омеднены для предотвращения наклепа.
Планетарный механизм
Планетарный механизм состоит из ведущей шестерни 14, установленной на шлицы вала-рессоры 15, корпуса 16 сателлитов, трех шестерен-сателлитов 13, осей сателлитов, шестерни внутреннего зацепления 12, ступицы 11, шарикоподшипника 17, деталей роликоподшипников сателлитов. Зубья шестерен корригированы для уменьшения контактных напряжений и выравнивания удельных давлений.
Ведущая шестерня с валом-рессорой самоустанавливается относительно сателлитов во время работы. В осевом направлении шестерня зафиксирована двумя стопорными кольцами.
– – –
Рис. 8. Редуктор:
7 - вал винта; 2 - крышка носка редуктора; 3 - маслоперепускная пробка вала винта; 4 - втулка перепуска масла; 5 - картер редуктора; б - датчик автоматического флюгирования по отрицательной тяге; 7-ступица перебора; 8- промежуточная шестерня; 9 - шестерня внутреннего зацепления перебора; 10 - венец ИКМ; 11 -ступица планетарного механизма; 12 - шестерня внутреннего зацепления;
13 - сателлит; 14 - ведущая шестерня редуктора; 15- вал-рессора; 16 - корпус сателлитов; 17 - шарикоподшипник корпуса сателлитов; 18 корпус перебора; 19 - ведущая шестерня перебора; 20 ведущая шестерня привода масляного насоса ИКМ; 21 - шарикоподшипник вала винта; 22 - проверочное устройство датчика автоматического флюгирования по отрицательной тяге; 23 - корпус маслоперепускной втулки; 24 - маслораспределительная втулка; 25 маслоперепускная втулка; 26 - роликоподшипник вала винта; 27 - малоуплотнительные кольца; 28 -масляный насос ИКМ; 29 -ведомая шестерня привода масляного насоса ИКМ; 30 - втулка; 31 - цилиндр; 32 - поршень; 33 - отверстие для подвода масла; 34 - коллектор ИКМ; 35 -отверстие для прокладки кабеля электрообогрева лопастей винта; 36 - отверстие для подвода масла в канал фиксатора шага винта; 37- отверстие для подвода масла в канал малого шага винта; 38 - отверстие для подвода масла в канал большого шага винта; 39 - отверстие для подвода масла в командный канал датчика автоматического флюгирования; 40 - отверстие под шпильку крепления редуктора к лобовому картеру; 41 - проушина под ось поршня ИКМ; 42 - отверстие для подвода воздуха на уплотнение носка вала редуктора; 43 - отверстие для отвода масла из системы ИКМ к манометру; А - канал подвода масла в канал фиксатора шага винта; Б - канал подвода масла в канал большого шага винта; В - отверстие в вале корпуса сателлитов; Г - канал подвода масла в канал малого шага винта; Д - радиальное отверстие в корпусе сателлитов; Е - форсунка в вале корпуса сателлитов; М- форсунка в корпусе сателлитов; И- канал подачи масла на смазку редуктора; К - форсунка в корпусе перебора; Р - форсунка в корпусе сателлитов
– – –
Между передним стопорным кольцом и валом-рессорой 75 установлен маслосборный щиток для подачи масла на смазку и охлаждение шлицевого соединения; между задним стопорным кольцом и валом-рессорой 15 установлено кольцо с радиальными пазами и проточкой на торце для ограничения расхода масла через шлицевое соединение.
Корпус сателлитов выполнен в виде коробки с окнами, в которых смонтированы сателлиты. Спереди коробка переходит в пустотелый вал, соединенный эвольвентными шлицами с валом винта. Передним концом корпус сателлитов центрируется в вале винта на специальной опоре и удерживается от осевых перемещений стопорными кольцами и регулировочным кольцом.
Во внутренней полости вала корпуса сателлитов установлена втулка 4 перепуска масла, образующая со стенками вала кольцевую полость, куда подводится масло, которое распределяется на смазку деталей узла перебора и планетарного механизма. В задней части маслоперепускной втулки установлена форсунка для смазки шлицев ведущей шестерни и вала-рессоры.
На валу корпуса сателлитов центрируется через подшипник скольжения корпус 18 перебора. Для повышения износостойкости центрирующий пояс хромирован, в его средней части выполнены отверстия для подвода масла на смазку и охлаждение деталей узла перебора.
В стенках корпуса сателлитов выполнены три отверстия, в которые запрессованы оси сателлитов. В передней стенке корпуса сателлитов выполнены радиальные сверления для подачи масла в полость осей сателлитов на смазку роликоподшипников и далее через сверление в задней стенке и кольцевую полость между корпусом сателлитов и распорной втулкой подшипника - к трем форсункам. Форсунки запрессованы в отверстия корпуса сателлитов и зафиксированы втулкой шарикоподшипника 17. С передней стенкой корпуса сателлитов соединена втулка, в которой размещен подшипник 17, фиксирующий ступицу 77 и связанные с ней детали (шестерню внутреннего зацепления, шлицевую втулку и ведущую шестерню перебора) от осевых перемещений.
На заднем конце корпуса сателлитов имеется посадочный хвостовик, которым корпус сателлитов опирается на подшипник, установленный в лобовом картере.
Сателлиты 13 термически обработаны, цементированы по профилю зубьев и установлены на двух рядах роликов (по 12 роликов в одном ряду). Беговыми дорожками для роликов служат цементированные внутренние поверхности сателлитов и наружные поверхности осей. Ролики разделены между собой дуралюминовым сепаратором, а торцами упираются в цианированные торцы боковых упорных колец; между рядами роликов установлена цианированная распорная втулка, по наружной поверхности которой центрируется сепаратор. Во втулке выполнена канавка с отверстием для смазки трущихся поверхностей. В центральном отверстии сателлита выполнены проточки, в которых установлены ограничительные кольца со стопорными замками, фиксирующие сателлит от осевых перемещений по роликам.
Ось сателлита пустотелая, стальная, термически обработана и цементирована по наружному диаметру. Посадочные диаметры оси сателлита омеднены для предохранения от наклепа. На упорном буртике оси выполнен срез, совпадающий при монтаже с лыской втулки подшипника 7 7 и предохраняющий ось от проворота. В осевом направлении ось зафиксирована наружным стопорным кольцом, установленным в кольцевую канавку. Внутри оси установлена пустотелая заглушка, зафиксированная пластинчатым стопорным кольцом.
– – –
Поверхность зубьев шестерни 12 внутреннего зацепления азотирована. Часть зубьев венца, отделенная от остальной части канавкой, используется как шлицы для соединения со ступицей планетарного механизма. Поверхность шлицев омеднена для предохранения от наклепа. На шлицах шестерни внутреннего зацепления прорезана кольцевая канавка, совпадающая с канавкой на шлицах ступицы 11. Сюда через отверстия в ободе ступицы поступает барботажное масло для охлаждения и смазки шлицевого соединения.
На наружной поверхности шлицевого хвостовика ступицы установлен шарикоподшипник 17, ограничивающий ее осевое перемещение. Внутренняя обойма шарикоподшипника зажата гайкой с пластинчатым замком. Внутренними шлицами через шлицевую втулку ступица соединена с ведущей шестерней 19 перебора. От осевых перемещений ведущая шестерня и шлицевая втулка зафиксированы стопорными кольцами.
В соединение шлицевой втулки с ведущей шестерней перебора подаётся масло из форсунки в валу корпуса сателлитов через отверстия в шлицевой втулке.
Ступень перебора
Ступень перебора состоит из ведущей шестерни 19, корпуса 18 перебора, пяти промежуточных шестерен 8, осей шестерен, шестерни внутреннего зацепления 9, ступицы 7, деталей роликовых подшипников.
Ведущая шестерня перебора, промежуточные шестерни, шестерни внутреннего зацепления и детали роликовых подшипников взаимозаменяемы с аналогичными деталями планетарного механизма.
Подшипник шестерни 8 в отличие от подшипника сателлита не имеет сепаратора и состоит из 34 роликов, по 17 роликов в одном ряду.
Крепление осей шестерен, подвод масла и окна для установки шестерен в корпусе перебора и корпусе сателлитов выполнены аналогично.
Передняя стенка корпуса перебора переходит в цилиндрический хвостовик. В центральное отверстие хвостовика запрессованы две бронзовые втулки, которыми корпус перебора центрируется по валу корпуса сателлитов. Втулки образуют кольцевую канавку, в которую через отверстие в вале корпуса сателлитов подается масло на охлаждение и смазку деталей перебора.
На задней стенке корпуса перебора с наружной стороны выполнены эвольвентные шлицы, которые соединяют корпус перебора посредством деталей измерителя крутящего момента с картером редуктора.
Ступица перебора стальная, термически обработана, наружные шлицы цементированы, внутренними шлицами ступица соединяется с валом винта. На ступице выполнен поясок с резьбовыми отверстиями для установки ведущей шестерни масляного насоса ИКМ.
Вал винта
Вал винта 1 служит для передачи крутящего момента на воздушный винт. Кроме того, вал воспринимает тягу винта, изгибающий момент от веса винта и гироскопический момент.
Вал пустотелый, установлен в картере на двух подшипниках качения: передний подшипник - роликовый 26, задний подшипник - шариковый 21. Радиально-упорный подшипник воспринимает тягу винта и передает ее на картер через стальную обойму.
– – –
В передней части вала винта имеется фланец с торцовыми шлицами и отверстиями для соединения с воздушным винтом. На заднем конце вала винта выполнены наружные шлицы для соединения со ступицей перебора и внутренние шлицы для соединения с валом корпуса сателлитов.
– – –
Уплотнение носка вала винта в редукторе выполнено воздушно-кольцевым и состоит из крышки 2, втулки с двумя уплотнительными кольцами. В межкольцевое пространство подводится воздух из-за IV ступени компрессора через трубопроводы и канал в лобовом картере и отверстие 42 в картере редуктора. На валу винта установлены детали кольцевого уплотнения 27, обойма роликоподшипника 26, маслораспределительная втулка 24 с набором бронзовых уплотнительных колец, разъемная внутренняя обойма шарикоподшипника 21 и ступица 7 перебора.
Для подвода масла на управление воздушным винтом и смазку редуктора в стенках вала винта выполнены четыре ряда радиальных отверстий, расположенных против четырех проточек маслораспределительной втулки 24. Проточки на маслораспределительной втулке разделены бронзовыми уплотнительными кольцами. Торцы маслораспределительной втулки, соприкасающиеся с кольцами, азотированы.
Внутри вала винта установлена маслоперепускная пробка 3, через которую подается масло на управление воздушным винтом и на смазку деталей редуктора. Пробка зафиксирована штифтом, наружный конец которого предохраняет от проворота маслораспределительную втулку 24. В заднем конце пробки запрессована стальная втулка для центрирования вала корпуса сателлитов.
– – –
Работа ИКМ (рис. 9) основана на принципе равновесия окружного усилия от крутящего момента на корпусе перебора и усилия от давления масла в рабочих полостях цилиндров ИКМ.
Крутящий момент, воспринимаемый корпусом перебора, стремится вращать венец 3, соединенный цилиндрами 1 и поршнями 2 с картером редуктора. Под действием этого момента возникает сила, направленная по оси цилиндров и стремящаяся перемещать их навстречу поршням; при этом поршневое кольцо перекрывает маслосбрасывающую канавку, уменьшая сброс масла. Давление в рабочих полостях цилиндров повышается до тех пор, пока усилие от давления масла не станет равным осевой силе от крутящего момента. Давление в рабочих полостях цилиндров создается маслом, подводимым из специального масляного насоса.
Зная давление масла Рикм и частоту вращения ротора, можно определить винтовую мощность в л.
с, развиваемую двигателем, по формуле:
NB = к Рикм п = 27,0902 где п - частота вращения ротора двигателя, об/мин; Рикм - давление масла в системе ИКМ, кгс/см2; к - постоянный коэффициент, зависящий от геометрических параметров деталей редуктора и измерителя крутящего момента. Для данного редуктора А =0,00171458.
Смазка и охлаждение деталей редуктора, а также питание масляного насоса ИКМ производятся маслом из магистрали двигателя.
В механизм измерителя крутящего момента входят следующие детали: венец 3, шесть цилиндров 1 с поршнями 2, оси поршней и цилиндров, коллектор подвода масла 5, масляный насос ИКМ, детали крепежа и уплотнения.
Венец ИКМ имеет шесть проушин для крепления цилиндров ИКМ, в центральном отверстии венца вьшолнены эвольвентные шлицы для соединения с корпусом перебора. В осевом направлении корпус перебора зафиксирован относительно венца пружинным кольцом.
Цилиндр - полый, термически обработан, внутренние поверхности и отверстие проушины цементированы, установлен на оси в проушине венца ИКМ, ось зафиксирована упорным фланцем и плоским пружинным кольцом от осевых перемещений.
Внутрь цилиндра установлен поршень с маслоуплотнительным кольцом, образующий со стенками цилиндра рабочую полость. Осевое перемещение поршня в цилиндре ограничивается пластинчатым стопорным замком.
На внутренней поверхности цилиндра выполнена канавка с отверстием для сброса масла. При перемещении цилиндра относительно поршня канавка может перекрываться уплотнительным кольцом. Величина перекрытия зависит от величины крутящего момента, передаваемого редуктором.
Поршень установлен на оси в проушинах картера редуктора. Ось имеет упорный фланец с отверстием и крепится шпилькой к картеру редуктора.
Поршень термически обработан, поверхность направляющего хвостовика и отверстие проушины цементированы, имеет канавку под маслоуплотнительное кольцо и наклонные радиальные отверстия, соединяющие внутреннюю полость поршня с рабочей полостью цилиндра.
Оси поршней и цилиндров термически обработаны и цементированы по наружному диаметру.
– – –
Измеритель крутящего момента:
1 - цилиндр; 2 - поршень; 3 - венец; 4 - картер; 5 - масляный коллектор; 6 - шлицы соединения венца с корпусом перебора Рис. 9а. Схема измерителя крутящего момента:
1 - цилиндр; 2 - поршень; 3 - коллектор; 4 - венец; 5 - масляный насос ИКМ
– – –
Две оси поршней выполнены со сквозными отверстиями, через них по сверлениям в картере редуктора подводится масло в систему ИКМ и отводится на манометр для замера давления в рабочих полостях цилиндров ИКМ. Распределение масла между шестью поршнями осуществляется коллектором 5, места подсоединения уплотнены резиновыми кольцами.
Для создания необходимого давления масла в рабочих полостях цилиндров ИКМ на редукторе установлен специальный масляный насос. Привод к масляному насосу осуществляется от ведущей шестерни 20 привода (см. рис. 8), установленной на ступице перебора 7.
Ведомая шестерня 29 привода установлена в картере на двух шарикоподшипниках.
Шлицевой хвостовик ведомой шестерни приводит во вращение ведущую шестерню масляного насоса ИКМ через шлицевую втулку. В осевом направлении втулка зафиксирована внутренним пружинным кольцом. Подшипники ведомой шестерни установлены в стальной обойме. Полость между обоймой и выборкой в картере редуктора, уплотненная резиновыми маслоуплотнительными кольцами, используется для подвода масла от масляного агрегата двигателя на вход масляного насоса ИКМ.
– – –
Сигналом на введение воздушного винта во флюгерное положение является падение давления масла в командном канале б ниже 2,5 кгс/см. При нормальной работе двигателя и винта давление масла в командном канале при помощи редукционного клапана поддерживается постоянным и равным 5 + " 5 кгс/см, поршень 8 и вал 11 винта находятся в крайнем левом положении под действием положительной тяги, усилий от давления сжатых цилиндрических пружин и масла, подводимого по каналу 9 из масляного агрегата двигателя, золотник 7 также находится в крайнем левом положении, перекрывая маслосбрасывающую щель В.
Если на вал винта будет действовать в направлении против полета осевая сила, превышающая 720...850 кгс (величину настройки датчика), то она, преодолев противодействие пружин и давление масла, переместит вал 11 винта, шарикоподшипник 10, поршень 8 и золотник 7 в крайнее правое положение. При этом золотник 7 откроет щель В, и в командном канале произойдет падение давления масла, которое подаст команду регулятору частоты вращения ротора двигателя и автоматике двигателя на ввод лопастей винта во флюгерное положение с одновременным прекращением подачи топлива и остановом двигателя.
Датчик системы автоматического флюгирования по отрицательной тяге состоит из следующих основных деталей: поршня с тремя маслоуплотнительными кольцами, цилиндра с 14 стаканами и втулкой, запрессованными в него, пружин, золотника, регулировочной прокладки, установленной в поршне.
Цилиндр имеет два канала: через канал 9 к датчику подводится масло от масляного агрегата двигателя для создания усилия настройки; через канал 6 масло от командного канала регулятора частоты вращения подходит к втулке, в которой установлен золотник 7.
Пружина поджимает золотник через регулировочную прокладку к поршню.
Поршень от проворота фиксируется тремя штифтами, запрессованными в цилиндре.
Для обеспечения герметичности цилиндра в местах подвода масла установлены резиновые уплотнительные кольца. Цилиндр крепится к картеру редуктора 15 шпильками.
Для проверки исправности системы автоматического флюгирования винта в конструкции редуктора предусмотрено специальное устройство, позволяющее создавать осевую силу, способную переместить вал винта в крайнее правое положение на работающем двигателе.
Проверочное устройство состоит из поршня 1 с двумя уплотнительными кольцами.
Поршень установлен внутри корпуса 3 шарикоподшипника и электромагнитного клапана 4, закрепленного на картере редуктора.
Поршень образует со стенками корпуса шарикоподшипника кольцевую полость 2, в которую подается масло из канала 5 фиксатора шага под давлением 38...40 кгс/см через систему масляных каналов, выполненных в картере редуктора и корпусе электромагнитного клапана 4.
Усилие, развиваемое поршнем проверочного устройства, преодолевает суммарную силу положительной тяги воздушного винта, затяжки пружин и давления масла, и вал винта перемещается в крайнее правое положение. При этом золотник 7 открывает щель В и давление масла в командном канале упадет.
Проверка работы датчика автоматического флюгирования производится на режиме земного малого газа (а в = 0° по УПРТ) двигателя без ввода винта во флюгерное положение. Исправность механизма подтверждается загоранием сигнальной лампочки в кабине экипажа.
– – –
Масляная система редуктора Масляная система редуктора (см. рис. 8) обеспечивает смазку и охлаждение деталей редуктора под давлением и барботажем, подвод масла на управление воздушным винтом и к рабочим полостям цилиндров измерителя крутящего момента.
Масло для смазки и охлаждения деталей редуктора подается из масляного агрегата МА-24, установленного на лобовом картере, по каналу И, отверстиям в деталях 23, 24, 25, 3 в кольцевую полость, образованную втулкой 4 перепуска масла и валом корпуса 16 сателлитов, откуда масло распределяется по следующим направлениям:
Через отверстие В в валу корпуса сателлитов, выборки в корпусе 18 перебора и пять радиальных отверстий с технологическими заглушками в корпусе перебора на смазку роликоподшипников промежуточных шестерен перебора, параллельно - через пять отверстий с технологическими заглушками в корпус перебора к форсункам К на смазку и охлаждение зубьев ведущей шестерни перебора и промежуточных шестерен;
Из форсунки Е в валу корпуса сателлитов на смазку и охлаждение шлицевого соединения ведущей шестерни перебора и шлицевой втулки;
Из форсунки М маслоперепускной втулки на смазку и охлаждение соединения ведущей шестерни редуктора с рессорой;
По трем сверлениям Д на смазку роликоподшипников сателлитов и далее через форсунки Р на смазку зубчатого зацепления ведущей шестерни с сателлитами.
Смазка шарикоподшипника вала винта производится отдельной форсункой, установленной в корпусе 23 маслоперепускной втулки. Остальные детали смазываются и охлаждаются барботажем.
Масло на управление воздушным винтом подается регулятором частоты вращения Р68ДК-24 через систему каналов в лобовом картере и картере редуктора. По трем верхним каналам А, Б и Г в картере редуктора масло подается от регулятора частоты вращения в корпус 23 маслоперепускной втулки, а оттуда через отверстия в деталях 24, 25 и 3 в каналы МШ, БШ, ФШ (малого шага, большого шага и фиксатора шага).
2. ЛОБОВОЙ КАРТЕР
– – –
Лобовой картер, расположенный между редуктором и компрессором, служит для:
Создания воздушного тракта на входе в двигатель;
Крепления самолетного воздухозаборника;
Размещения агрегатов и приводов к ним, приборов и устройств, обслуживающих и контролирующих работу двигателя и самолета;
Размещения передней опоры ротора компрессора, а также узлов подвески двигателя к самолету.
Воздушный тракт на входе в двигатель образован наружной и внутренней стенками лобового картера.
Узел лобового картера состоит из следующих основных частей: корпуса, в котором размещены узлы и детали, приводов, узла центрального привода и коробки приводов.
– – –
Корпус лобового картера (рис. 11) отлит из магниевого сплава и представляет собой два концентрично расположенных полых конуса (наружный 19 и внутренний 18), соединенных между собой четырьмя силовыми стойками-ребрами, внутренние полости которых сообщаются с внутренней полостью лобового картера.
На наружной поверхности картера сверху и снизу выполнены приливы с фланцами для крепления агрегатов двигателя. В центральной полости картера, в полостях вертикальных стоек-ребер и приливах смонтированы приводы к агрегатам.
На переднем торце наружного конуса имеется фланец 1 с 12 отверстиями для крепления воздухозаборника самолета, а на заднем - фланец 15 с центрирующим буртиком и 24 шпильками для крепления корпуса компрессора. Внутри конуса сзади выполнена расточка А для размещения наружного кольца входного направляющего аппарата (ВНА) компрессора.
На заднем торце внутреннего конуса выполнен ступенчатый фланец 77с центральной расточкой для установки стального стакана под роликовый подшипник передней опоры ротора компрессора. На фланце стакана внизу имеются два продолговатых отверстия для слива масла. Стакан крепится к фланцу лобового картера тремя винтами и шестью шпильками. На фланце 17 имеется девять шпилек крепления внутреннего кольца входного направляющего аппарата и отверстие для подвода воздуха к лабиринтному уплотнению переднего подшипника компрессора.
Спереди у внутреннего конуса имеется фланец 3 с центральной расточкой и 24 шпильками для крепления редуктора к лобовому картеру.
На этом фланце выполнены:
В зоне против верхнего ребра - три канала 6 (на рис. 11 видны два канала) для подвода масла от регулятора частоты вращения к втулке воздушного винта и одно отверстие для подвода масла от командного канала регулятора частоты вращения к датчику отрицательной тяги;
В зоне против правого горизонтального ребра - отверстие 4 для подвода масла из рабочих полостей цилиндров ИКМ к манометру, датчику автоматического флюгирования по крутящему моменту и к автомату дозировки топлива и одно отверстие для подвода воздуха к переднему уплотнению носка редуктора;
В зоне против нижнего ребра - отверстие 2 подвода масла от маслоагрегата двигателя на смазку и охлаждение деталей редуктора, а также для питания насоса высокого давления измерителя крутящего момента (ИКМ) и отверстие для слива масла из полости редуктора;
Против левого горизонтального ребра - отверстие для прокладки электрокабеля обогрева лопастей воздушного винта и электропроводов управления клапаном проверки флюгирования по отрицательной тяге.
Во все отверстия, кроме сливного, вставлены втулки с резиновыми кольцами для уплотнения стыка каналов.
В средней части внутреннего конуса выполнены две расточки и фланец с девятью шпильками для установки и крепления узла центрального привода 5. На торце фланца в нижней части установлен штифт для фиксации центрального привода в угловом положении.
На верхнем приливе выполнены следующие фланцы:
Спереди пять фланцев. Крайние боковые - для установки стаканов подшипников приводов генератора переменного тока 27 (рис. 12) и стартера-генератора 30; средний для установки крышки 7 запасного привода; средние боковые 6 и 9 для осей промежу
– – –
Рис. 11. Корпус лобового картера:
1 - фланец крепления самолетного воздухозаборника; 2 ~ отверстие для подвода масла на смазку деталей редуктора и в систему ИКМ; 3 - фланец крепления редуктора; 4 - отверстие для подвода масла к манометру в системе ИКМ; 5 - центральный привод; б - каналы подвода масла на управление воздушным винтом; 7 - верхний горизонтальный валик; 8 - крышка; 9 - шестерня передачи вращения верхнему горизонтальному валику; 10 - ведущая шестерня привода центробежного суфлера; 11 фланец для установки центробежного суфлера; 12 - фланец для установки регулятора частоты вращения воздушного винта; 13 - шлицевой валик привода регулятора частоты вращения воздушного винта; 14 - верхний вертикальный валик-шестерня; 15 - фланец крепления корпуса компрессора; 16 - канал подвода масла из маслоагрегата к регулятору частоты вращения воздушного винта и для смазывания деталей приводов верхнего прилива; 17 - фланец; 18 - внутренний конус; 19 - наружный конус; 20 - коробка приводов; 21 - фланец крепления воздухоотделителя; 22 - ведущая шестерня воздухоотделителя, установленная на нижнем горизонтальном валике; 23 - фланец установки маслоагрегата
– – –
точных шестерен. Ниже фланца 6, закрытого на рис. 12 крышкой, расположен штуцер отвода масла для замера давления в канале большого шага винта;
Сверху расположен фланец с восемью шпильками для установки и крепления центробежного суфлера 8;
Сзади три фланца. Средний фланец с шестью шпильками для установки и крепления регулятора частоты вращения 28 воздушного винта. На фланце имеются шесть отверстий: для подвода масла к регулятору, для слива масла из регулятора, для подвода масла в канал малого шага (МШ), для подвода масла в канал фиксатора шага (ФШ), для подвода масла в канал большого шага (БШ) и для подвода масла в систему флюгирования. В центре фланца имеется отверстие для центрирования регулятора. Правый фланец - для крепления переходника, к которому при помощи хомута крепят стартергенератор 30. Левый фланец - для крепления переходника, к которому при помощи хомута крепят генератор переменного тока 27.
Кроме указанных фланцев, сзади верхнего прилива имеются штуцер 29 для подвода масла к регулятору частоты вращения от флюгерного насоса самолета, ниже фланца крепления регулятора частоты вращения - штуцер подвода масла от командного канала регулятора частоты вращения к датчику отрицательной тяги и на редукционный клапан.
На боковой поверхности прилива справа имеется фланец, на который установлен штуцер 31 подачи огнегасящего состава в полость лобового картера и редуктора.
На нижнем коробчатом приливе выполнены следующие фланцы и приливы:
Внизу - фланец с 14 шпильками для установки и крепления маслоагрегата 1.
На фланце имеется круглое отверстие для подвода масла из нагнетающей ступени маслоагрегата на смазку и охлаждение деталей двигателя и продолговатое отверстие для подвода отработанного масла из откачивающих ступеней маслоагрегата в воздухоотделитель. Для установки маслоагрегата в определенном положении на фланце предусмотрены два отверстия под фиксирующие штифты;
Сзади расположен фланец с 12 шпильками и пятью отверстиями под шпильки для крепления отъемной коробки приводов 75. На фланце имеются два отверстия под штифты фиксации коробки в определенном положении;
Слева имеется фланец с шестью шпильками для установки и крепления центробежного воздухоотделителя 21;
Справа находятся следующие приливы: прилив под штуцер для подвода масла на смазку и охлаждение заднего подшипника ротора компрессора и подшипника турбины (возле фильтра 42), гнездо с футоркой для установки приемника 41 замера температуры входящего в двигатель масла, прилив под штуцер для замера давления входящего в двигатель масла (возле масляного фильтра 42), полость для установки масляного фильтра 42, бобышка для постановки крана 44 слива масла из полости лобового картера.
На боковых стенках наружного конуса выполнен ряд приливов для установки агрегатов и штуцеров, а также для крепления деталей двигателя, а именно:
Два прилива с фланцами справа и слева в горизонтальной плоскости для установки цапф 14 и 39, являющихся передними точками подвески двигателя на самолете. Каждую цапфу крепят при помощи восьми шпилек;
Справа (против горизонтального ребра выполнен прилив для установки датчика 35 автоматического флюгирования по крутящему моменту двигателя. Возле фланца для крепления датчика 35 расположены три штуцера 36, 37 и 38. К штуцеру 36 подсоединен самолетный манометр замера давления масла в ИКМ, штуцер 37 соединен внешним трубопроводом с автоматом дозировки топлива, штуцер 38 служит для подвода воздуха к переднему уплотнению носка редуктора;
– – –
На правом приливе под цапфой крепления двигателя имеется штуцер 40 для подвода воздуха из-за IV ступени компрессора к лабиринтному уплотнению переднего подшипника компрессора;
С левой и правой сторон находятся два продолговатых фланца с десятью шпильками на каждом. Эти фланцы, прикрытые технологическими крышками 11 и 33, образуют каналы для слива масла из верхнего прилива. На правой крышке установлен редукционный клапан 34, поддерживающий постоянное давление масла в командном канале датчика флюгирования по отрицательной тяге, равное 5,5 кгс/см2. На левой крышке, прикрывающей канал слива, устанавливается термоизвещатель противопожарной системы (вместо заглушки 75 на рисунке);
Против кольцевой расточки в месте постановки входного направляющего аппарата компрессора находятся два фланца 17 и 32 с отверстиями, через которые по трубопроводам подается воздух на обогрев лопаток входного направляющего аппарата;
На наружном конусе против левого горизонтального ребра имеется отверстие 4 для прокладки электропроводов обогрева лопастей воздушного винта. Отверстие снаружи окантовано фланцем, к которому крепится винтами переходник 16 для крепления штепсельного разъема электропроводки. На боковом фланце переходника укреплен штепсельный разъем проводов управления клапаном проверки флюгирования по отрицательной тяге;
Между левым горизонтальным и верхним вертикальным ребрами расположен фланец для крепления сигнализатора обледенения СО-4А (12).
Между левым горизонтальным и нижним вертикальным ребрами находится фланец 19 с двумя шпильками для постановки и крепления датчика полного давления воздуха, поступающего в двигатель. Заборная часть датчика выходит в воздушный тракт двигателя.
Приводы, расположенные в корпусе лобового катртера
Вращение к приводам лобового картера передается от центрального привода, который смонтирован в расточках корпуса лобового картера. От центрального привода передача идет по двум направлениям (см. рис. 11): через верхний вертикальный валикшестерню 14 приводятся во вращение агрегаты, расположенные в верхней части лобового картера, а через нижний вертикальный валик-шестерню 22 - агрегаты, расположенные в нижней части лобового картера.
В верхней части лобового картера расположены следующие приводы:
Привод к центробежному суфлеру, установленному на фланец 11. Привод получает вращение от верхнего горизонтального валика 7 через пару конических шестерен и шлицевую рессору;
Привод к регулятору частоты вращения винта Р68ДК-24, установленному на фланец 12. Регулятор частоты вращения винта получает вращение от шлицевого валика 13, который своими наружными шлицами сочленяется с верхним горизонтальным валиком 7, а внутренними шлицами - с хвостовиком регулятора. Шлицевой валик 13 компенсирует возможную несоосность привода и хвостовика регулятора;
Привод к стартеру-генератору СТГ-18ТМО-1000. Привод (рис. 13) состоит из цилиндрических шестерен 4, 5 и 8, предельной предохранительной муфты 9 и шарикоподшипников. Ступица ведомой шестерни 8 образует цапфы, опирающиеся на два шариковых подшипника, которые монтируются в обойме 10 и переходнике 16. Ведущая шестерня 4 посажена на верхний горизонтальный валик и, находясь в зацеплении с двумя промежуточным шестернями 3 и 5, передает вращение ведомым шестерням приводов стартера-генератора и генератора переменного тока.
– – –
Рис.12. Лобовой картер с агрегатами:
1 - маслоагрегат; 2 - отверстие для слива масла из редуктора; 3 - отверстие для подвода воздуха к переднему уплотнению носка редуктора; 4 - отверстие для прокладки электрокабеля; 5 - стакан подшипника привода стартера-генератора; 6 и 9 - фланцы осей промежуточных шестерен; 7 - крышка фланца запасного привода; 8- центробежный суфлер; 10 стакан подшипника привода генератора переменного тока; 11 я 33 крышки каналов слива масла из верхнего прилива; 12 - сигнализатор обледенения; 13 - крышка запасного фланца; 14 и 35 - цапфы; 75 - место установки термоизвещателя системы противопожарной защиты двигателя; 16 - переходник для крепления штепсельного разъема электропроводки; 17 и 32 - фланцы для крепления патрубков подвода воздуха на обогрев лопаток ВНА; 75 - коробка приводов; 19 - фланец крепления датчика замера полного давления воздуха на входе в двигатель; 20 - влагоотстойник; 21 - центробежный воздухоотделитель; 22 ~ насос-датчик НД-24Т; 23- гидронасос 623АН; 24 - датчик частоты вращения системы электрического корректора частоты вращения ДТЭ-1; 25 - датчик счетчика частоты вращения ДТЭ-1; 26 - входной направляющий аппарат; 27 - генератор переменного тока Г016ПЧ8; 28 - регулятор частоты вращения винта Р68ДК-24; 25 - штуцер подвода масла к регулятору частоты вращения от флюгерного насоса самолета;
30 - стартер-генератор СТГ-18ТМО-1000; 31 - штуцер подачи огнегасящего состава в полость лобового картера и редуктора; 34 - редукционный клапан; 35 - датчик автоматического флюгирования по крутящему моменту; 36 - штуцер подачи масла к манометру в системе ИКМ; 37 - штуцер подачи масла из системы ИКМ в автомат дозирования топлива; 38 - штуцер подвода воздуха к переднему уплотнению носка редуктора; 40 - штуцер подвода воздуха из-за IV ступени компрессора к лабиринтному уплотнению переднего подшипника компрессора; 41 - приемник замера температуры входящего в двигатель масла; 42 - масляный фильтр; 43 - подкачивающий топливный насос БНК-10И; 44 ~ кран слива масла из полости лобового картера
– – –
Рис.13. Приводы верхнего прилива:
1 - обойма подшипника; 2 - шестерня привода генератора; 3 и 5 -промежуточные шестерни; 4 - ведущая шестерня приводов стартера-генератора и генератора переменного тока; б - неподвижная ось; 7 - крышка; 8 - ведомая шестерня привода стартера-генератора; 9 - предельная предохранительная муфта;
10 ~ обойма подшипника; 11 -хомут; 12 - переходной фланец крепления стартера-генератора; 13 -стартер-генератор СТГ-18ТМО-1000; 14 и 20 - резиновые манжеты; 15 и 21 - диски с маслосгонной резьбой; 16 - переходник привода СТГ; 17- хомут; 18 - крышка; 19 - переходный фланец привода генератора
– – –
Проникновению масла из полости верхнего коробчатого прилива в стартергенератор препятствуют резиновая манжета 14 и диск 15 с маслосгонной резьбой. Предельная предохранительная муфта 9 имеет внутри шлицы для соединения с хвостовиком вала стартера-генератора. Стартер-генератор 13 крепится к переходному фланцу 12 быстросъемным хомутом 11, половинки которого стягиваются двумя болтами;
Привод к генератору переменного тока Г016ПЧ8, конструктивное оформление которого аналогично приводу стартера-генератора. Привод состоит из шестерен 2, 3 и 4 и шарикоподшипников. Ведущая шестерня 4 является общей и для привода стартерагенератора и для привода генератора переменного тока. Промежуточная шестерня 3 такая же как и шестерня 5. Ведомая шестерня 2, выполненная совместно с валиком, опирается на два шариковых подшипника. Проникновению масла из полости верхнего коробчатого прилива в генератор переменного тока препятствует диск с маслосгонной резьбой 21 и резиновая манжета 20. Валик шестерни 2 имеет внутренние шлицы для сочленения с валом генератора. Генератор крепят к переходному фланцу 19 при помощи быстросъемного хомута П. Крышка 18 предохраняет внутреннюю полость двигателя при транспортировке.
В нижнем приливе корпуса лобового картера расположены следующие приводы:
Привод к отъемной коробке 20 (см. рис. 11) приводов. Он состоит из нижнего вертикального валика-шестерни 22, нижнего горизонтального валика и системы шестерен, находящихся в зацеплении с двумя шестернями коробки приводов, передает вращение всем приводам, расположенным в ней. Нижний горизонтальный валик опирается на два шариковых подшипника, которые смонтированы в расточке корпуса лобового картера;
Привод к маслоагрегату, установленному на фланец 23. Маслоагрегат получает вращение от шлицевого валика, соединенного с нижним вертикальным валикомшестерней;
Привод к центробежному воздухоотделителю. Он состоит из конической шестерни, получающей вращение от нижнего горизонтального валика-шестерни 22.
Все шариковые подшипники приводов, расположенных в лобовом картере, в том числе и приводов, монтируемых в отъемной коробке приводов, установлены в стальных и дуралюминовых обоймах-стаканах.
Центральный привод
Узел центрального привода (рис. 14) обеспечивает передачу вращения ко всем агрегатам, установленным на лобовом картере. Он состоит из корпуса 4, стальной диафрагмы 1 и трех конических шестерен. Передача вращения от ротора компрессора приводам лобового картера идет через шлицевую муфту 12 и ведущую шестерню 19.
Верхняя ведомая шестерня 11 выполнена совместно с валом. Хвостовик вала имеет внутренние шлицы для соединения с хвостовиком верхнего вертикального валашестерни, передающего вращение агрегатам, расположенным в верхней части лобового картера. Вал опирается на два шариковых подшипника.
Нижняя ведомая шестерня 14 также имеет внутренние шлицы для соединения с хвостовиком нижнего вертикального вала-шестерни, передающим вращение агрегатам, расположенным в нижней части лобового картера.
Корпус 4 центрального привода отлит из магниевого сплава, представляет собой усеченный конус с фланцем 2 и двумя приливами, в расточки которых монтируются подшипники ведомых шестерен. Корпус крепится к лобовому картеру фланцем 2.
– – –
На фланце выполнено девять отверстий для шпилек и одно отверстие 17 для фиксирующего штифта. Для установки центрального привода в лобовом картере на корпусе выполнены установочные цилиндрические пояски 3 и 7. Кольцевая канавка 6 служит для прохода масла от маслоагрегата к регулятору частоты вращения, на смазку верхних приводов и деталей центрального привода. Уплотнение создается резиновыми кольцами 75. В задней части центрального привода запрессовано форсуночное кольцо 8, по каналу которого проходит масло на смазку переднего подшипника ротора компрессора через жиклер 9 и щлицевых соединений - через жиклер 10.
Рис. 14. Центральный привод:
1 - диафрагма; 2 - фланец крепления к корпусу лобового картера; 3 и 7 установочные пояски; 4 - корпус привода; 5, 9, 10, 13 и 16 - жиклеры, подающие масло; б - канавка перепуска масла от маслоагрегата к регулятору частоты вращения; 8 - форсуночное кольцо; 11- верхняя ведомая шестерня; 12 - шлицевая муфта; 14 - нижняя ведомая шестерня; 15- резиновые уплотнительные кольца; 17 - отверстие под фиксирующий штифт; 18 и 21 шарикоподшипники; 19 - ведущая шестерня; 20 - роликоподшипник Диафрагма 1 представляет собой усеченный конус с фланцем для соединения с корпусом центрального привода и центральной ступицей, внутри которой смонтирован шарикоподшипник 21 и роликоподшипник 20 ведущей шестерни, а снаружи - шарикоподшипник 18, являющийся опорой корпуса сателлитов редуктора.
Смазка подшипников ведомых шестерен, подшипника передней опоры ротора компрессора, шлицевых соединений и зубьев конических шестерен центрального привода осуществляется через шесть жиклеров.
– – –
Коробка приводов (рис. 15) служит для размещения части агрегатов двигателя и приводов к ним. Укреплена на корпусе лобового картера в нижней его части со стороны компрессора.
Коробка приводов состоит из корпуса 1 и комплекта цилиндрических шестерен и валиков, смонтированных на шариковых подшипниках.
Коробка крепится к лобовому картеру фланцем 8 при помощи 17 шпилек; пять шпилек ввернуты в тело корпуса коробки, а под остальные 12 шпилек в корпусе имеются отверстия 35. При установке на корпус лобового картера коробку центрируют двумя установочными штифтами, под которые имеются отверстия 33 и 38.
Корпус 1 представляет собой полую отливку продолговатой формы. На наружной поверхности корпуса и внутри вьшолнены фланцы с цилиндрическими расточками для монтажа в них деталей приводов. В левой части расположена бобышка с резьбовыми отверстиями 32 для слива масла из автомата дозировки топлива.
Приводы коробки получают вращение от ведущей шестерни 10, смонтированной на нижнем горизонтальном валике лобового картера. Эта шестерня одновременно находится в зацеплении с двумя шестернями 9 и 11, которые монтируются в корпусе коробки. Шестерни и подшипники в коробке смазываются барботажным маслом, которое попадает из нижней части лобового картера.
Коробка имеет следующие приводы:
Привод к датчику указателя частоты вращения ДТЭ-1. Он состоит из шестерни 2, получающей вращение от шестерни 7, валика 4 и шарикоподшипников. Шестерня 2 своими внутренними шлицами соединена с валиком 4, опирающимся на два шариковых подшипника. Один из подшипников смонтирован в корпусе коробки, другой в переходнике 15. Переходник состоит из двух частей, связанных между собой амортизаторами, и крепится к коробке приводов фланцем 14. На резьбе переходника при помощи накидной гайки крепится датчик. На выходном конце валика 4 выполнено квадратное отверстие для соединения с валом датчика указателя частоты вращения. Полость привода уплотнена двумя резиновыми манжетами 16 и 17;
Привод к датчику частоты вращения системы электрического корректора частоты вращения. Привод состоит из двухвенцовой шестерни 7, получающей вращение от шестерни 9 привода гидронасоса и валика 5. Шестерня 7 внутренними шлицами соединена с валиком 5, опирающимся на два шариковых подшипника. Один из подшипников монтируется в корпусе коробки, другой - в переходнике 19. Переходник состоит из двух частей, связанных между собой через амортизаторы. Фланцем 18 переходник крепится к корпусу коробки приводов. На резьбе переходника при помощи накидной гайки укреплен датчик.
Выводной конец валика 5 имеет квадратное отверстие для соединения с валом датчика указателя частоты вращения. Полость привода уплотнена при помощи резиновых манжет 20 и 21;
Привод к гидронасосу 623АН. Привод состоит из шестерни 9, получающей вращение от шестерни 10, и шарикоподшипников. Шестерня 9 выполнена совместно с валиком, опирающимся на два шариковых подшипника. Один подшипник установлен в приливе коробки, а другой - в переходнике 22, к которому при помощи четырех шпилек крепится насос. Валик шестерни 9 имеет внутренние шлицы, в которые входит вал гидронасоса. Крышка 23 прикрывает внутреннюю полость коробки приводов при транспортировке;
– – –
Привод к топливному насосу-датчику НД-24Т. Привод состоит из шестерни 11, которая получает вращение от шестерни 10 и шарикоподшипников. Шестерня изготовлена совместно с валиком, который опирается на два шариковых подшипника. Передний подшипник установлен в приливе коробки, а задний - в переходном фланце 25.
К переходному фланцу при помощи хомута 24, половинки которого стянуты двумя болтами 36, крепится насос-датчик 26. Для обеспечения постановки насоса-датчика в определенном положении на переходном фланце имеется отверстие 37 под фиксирующий штифт. Валик шестерни 11 имеет внутренние шлицы для сочленения с валом насоса-датчика;
Привод к подкачивающему топливному насосу БНК-10И. Привод состоит из шестерни 13, соединенной шлицами с валиком 31, промежуточной шестерни 12, от которой шестерня 13 получает вращение, и шарикоподшипников.
Валик 31 опирается на два шариковых подшипника. Один подшипник смонтирован в приливе корпуса коробки, а другой - в переходнике 29, к фланцу которого при помощи четырех шпилек крепится насос 30. Валик 31 имеет внутренние шлицы, посредством которых передается вращение хвостовику вала насоса. Промежуточная шестерня 12 опирается на два шариковых подшипника, посаженных на неподвижную ось 27.
Ось на конце имеет паз, в который заходит выступ крышки 28, предохраняющий ее от проворота. Кинематическая схема приводов двигателя представлена на рис. 16.
Масляная система лобового картера
Для охлаждения и смазывания деталей лобового картера применяется смазка под давлением и барботажем.
В стойках-ребрах и специальных приливах лобового картера выполнены каналы маслосистемы двигателя. На лобовом картере в нижней его части установлен маслоагрегат двигателя, который включает в себя пять смонтированных в одном корпусе секций-маслонасосов шестеренчатого типа.
Из нагнетающей секции маслоагрегата масло поступает в специальное гнездо на нижнем приливе, где расположен сетчатый фильтр 42 (см. рис. 12).
После фильтра масло подается:
Для смазывания и охлаждения деталей редуктора и для питания насоса высокого давления измерителя крутящего момента;
К штуцеру замера давления масла, расположенному справа на нижнем коробчатом приливе;
Через штуцер, расположенный на нижнем коробчатом приливе, по внешнему трубопроводу к подшипникам ротора двигателя, расположенным в корпусе камеры сгорания;
На смазывание и охлаждение трущихся деталей приводов. С этой целью в маслоканалах установлены жиклеры для смазывания подшипников шестерен центрального привода роликового подшипника ротора компрессора, зубьев конических шестерен центрального привода, приводов верхнего коробчатого прилива, шлицевых соединений;
По каналам лобового картера и картера редуктора во втулку воздушного винта, чем осуществляется перекладка лопастей винта на шаг, соответствующий установленному режиму работы двигателя.
К штуцеру 29 подсоединяется самолетная магистраль флюгерного насоса.
Слив масла из регулятора в полость корпуса лобового картера осуществляется через отверстие на фланце крепления корпуса регулятора к корпусу лобового картера.
– – –
Рис. 15. Коробка приводов:
1 - корпус; 2 - шестерня привода ДТЭ-1, дающего сигнал на указатель частоты вращения ротора двигателя; Зяб- крышки; 4 и 5
Валики приводов ДТЭ-1; 7 шестерня привода ДТЭ-1, дающего сигнал в УКО-24Б; 8 - фланец крепления к лобовому картеру; 9
Шестерня привода гидронасоса;
10 - ведущая шестерня приводов коробки; 11 - шестерня привода насоса-датчика; 12 - промежуточная шестерня; 13 - шестерня привода подкачивающего топливного насоса; 14 и 18 - фланцы;
15 и 19 - переходники; 16, 17, 20 и 21 - резиновые манжеты; 22 переходник к гидронасосу; 23 крышка; 24 - хомут; 25 - переходный фланец; 26 - насосА-А датчик НД-24Т; 27 - ось; 28 крышка; 29 - переходник; 30 - 3 насос БНК-10И; 31 - шлицевой валик; 32 - отверстие для слива масла из АДТ-24Т-2; 33 и 38 отверстия под центровочные штифты; 34 - влагоотстойник; 35
Отверстие под шпильку крепления коробки к корпусу лобового картера; 36 - болт; 37 - отверстие под центровочный штифт
– – –
Все масло, отработанное в двигателе, сливается в нижний прилив корпуса лобового картера, откуда забирается откачивающей секцией маслоагрегата 1. По литому каналу, вьшолненному в нижней части корпуса лобового картера, масло из маслоагрегата попадает в центробежный воздухоотделитель 21.
3. КОМПРЕССОР
– – –
Компрессор предназначен для сжатия и подачи воздуха в камеру сгорания. Компрессор двигателя (рис. 17) осевой, дозвуковой, десятиступенчатый, состоит из следующих основных узлов: входного направляющего аппарата 7, статора 2, ротора 3, передней опоры ротора 6, задней опоры ротора 4 и клапанов перепуска воздуха 5.
Входной направляющий аппарат - неподвижный лопаточный венец, создает закрутку поступающего в компрессор воздуха в направлении вращения ротора для снижения его относительной скорости и получения оптимальных углов набегания потока на профиль рабочей лопатки I ступени.
Рис. 17. Компрессор:
1 - входной направляющий аппарат; 2 - статор; 3 - ротор; 4 - задняя опора ротора; 5 - клапан перепуска воздуха; 6 - передняя опора ротора Статор представляет собой жесткий корпус с установленными внутри направляющими аппаратами, которые совместно с подвижными венцами рабочих лопаток ротора образуют проточную часть компрессора.
Проточная часть выполнена в виде сужающегося кольцевого канала за счет уменьшения наружного и увеличения внутреннего диаметров тракта на участке I - II ступеней, и за счет продолжающегося увеличения внутреннего при постоянном наружном диаметре тракта в остальной части компрессора.
Ротор - вращающийся барабан, состоящий из жестко скрепленных между собой дисков, несущих лопаточные венцы. Лопатки ротора передают воздуху, проходящему проточную часть компрессора, механическую энергию, вследствие чего скорость и давление последнего увеличиваются. Лопатки направляющих аппаратов статора соз
– – –
дают необходимое направление потоку на выходе из каждой ступени, а также частично преобразуют скоростной напор в давление, т. е. служат для преобразования части кинетической энергии, переданной воздуху, в потенциальную.
Передней опорой ротора компрессора служит роликовый подшипник, задней - шариковый радиально-упорный подшипник, воспринимающий кроме радиальных нагрузок осевую силу, действующую на весь ротор двигателя.
Клапаны перепуска воздуха установлены за V и VIII ступенями компрессора. Они осуществляют перепуск воздуха в атмосферу на пониженных частотах вращения ротора и тем самым приближают работу ступеней компрессора к расчетному режиму, что облегчает запуск двигателя и обеспечивает выход компрессора на рабочие частоты вращения без срывов за счет увеличения объемного расхода воздуха через первые и средние ступени.
Входной направляющий аппарат
Входной направляющий аппарат (ВНА) (рис. 18) вмонтирован в полость лобового картера и состоит из следующих основных деталей: 19 направляющих лопаток 2, переднего наружного кольца 18, заднего наружного кольца 11, стопорного кольца 10 и внутреннего кольца 13.
Лопатки направляющего аппарата 8 9 10 изготовлены из нержавеющей стали и имеют в верхней и нижней частях точно обработанные цилиндрические хвостовики 8 и 17, которыми лопатки устанавливаются в наружном и внутреннем кольцах.
– – –
На наружном хвостовике выполнена лыска 9. Плоскость лыски ориентирована относительно профиля лопатки и служит для фиксации углового положения лопатки в проточном канале. Лопатки ВНА имеют изменяющуюся по высоте хорду и разный по сечениям изгиб профиля.
Предусмотрен обогрев лопаток горячим воздухом с целью предупреждения их обледенения. Для этого в передней части лопатки по всей длине входной кромки выполнен канал 3, соединенный пазом 4 с отверстием 5. Воздух, отбираемый из-за последней ступени компрессора по трубопроводам, подводится в кольцевую полость 7, ограниченную стенкой лобового картера, передним наружным кольцом и стопорным кольцом, откуда через отверстие 5 и паз 4 воздух поступает в канал 3, обогревает переднюю кромку лопатки и выходит из открытого нижнего торца лопатки, смешиваясь с общим потоком в компрессоре.
Переднее наружное кольцо, заднее наружное кольцо и стопорное кольцо скреплены десятью шпильками 19, ввернутыми в тело стопорного кольца, и образуют один узел - собранное наружное кольцо ВНА.
В плоскости стыка переднего и заднего колец выполнены 19 радиальных отверстий, в которые входят наружные хвостовики восьми лопаток. Обработку этих отверстий производят совместно на переднем и заднем наружном кольцах, когда они скреплены между собой. Собранное наружное кольцо центрируется в лобовом картере двумя точно обработанными поверхностями переднего и стопорного колец.
Регулировочное кольцо 12 обеспечивает осевую фиксацию наружного кольца ВНА.
На внутреннем кольце ВНА выполнено 19 радиальных отверстий, в которые вставляются лопатки своими внутренними хвостовиками 17, девять осевых отверстий для шпилек 16 крепления внутреннего кольца и лабиринтной втулки 15 к лобовому картеру и одно отверстие 14 для подвода воздуха к переднему уплотнению. Внутреннее кольцо центрируется по точно обработанному пояску на лобовом картере.
Статор
Статор компрессора (рис. 19) состоит из корпуса 44, внутри которого установлены и закреплены рабочие кольца I ступени 2, II ступени - 8, III ступени - 10, IV ступени V ступени - 14, VI ступени -16, VII ступени - 19, VIII ступени - 21, IX ступени X ступени - 26, и направляющие аппараты (НА) I ступени -1,11 ступени - 9, III ступени -11,14 ступени - 13, V ступени - 75, VI ступени - 18, VII ступени - 20, VIII ступени - 22, IX ступени - 24, X ступени - 29.
Корпус компрессора служит силовой связью между лобовым картером и корпусом камеры сгорания, в которых размещены опоры ротора двигателя. Корпус компрессора стальной, сварной конструкции, выполнен в виде двух половин с разъемом в вертикальной плоскости. Основными деталями корпуса компрессора являются: кожух 5, передний 4 и задний 28 фланцы, четыре продольных фланца 32, 34, 35 и 37, полукольца жесткости 7 7 и 25, ресиверы 39, фланцы 40 ресиверов.
Кожух цилиндрический, выполнен из листовой стали. После приварки продольных фланцев кожух разрезается вдоль в вертикальной плоскости. К обеим половинам кожуха приварены передний 4 и задний 28 фланцы. Передний фланец корпуса компрессора состыкован с лобовым картером. Для этого на нем выполнены 24 отверстия под шпильки и центровочный поясок 3.
– – –
5 67 8 9 10 11 12 13 % 15 16 17 18 19 20 21 22 23
Рис. 19. Статор компрессора:
1 - направляющий аппарат I ступени; 2 - рабочее кольцо I ступени; 3 - центровочный поясок; 4 - передний фланец; 5 - кожух; 6 - болт; 7 - бобышка крепления направляющего аппарата; 8 - рабочее кольцо II ступени; 9 - направляющий аппарат II ступени; 10 - рабочее кольцо III ступени; 11 - направляющий аппарат III ступени; 12- рабочее кольцо IV ступени; 13 - направляющий аппарат IV ступени; 14-рабочее кольцо V ступени; 15 - направляющий аппарат V ступени; 16 - рабочее кольцо VI ступени; 17 и 25 - полукольца жесткости; 75 - направляющий аппарат VI ступени; 19 - рабочее кольцо VII ступени; 20 - направляющий аппарат VII ступени; 21 - рабочее кольцо VIII ступени; 22 - направляющий аппарат VIII ступени; 23 - рабочее кольцо IX ступени; 24 - направляющий аппарат IX ступени; 26 - рабочее кольцо X ступени; 27- центровочный бурт; 28 - задний фланец кожуха; 29 - направляющий аппарат X ступени; 30 - бобышка; 31 - отверстия для перепуска воздуха в ресиверы; 32, 34, 35 и 37 - продольные фланцы кожуха; 33 и 36 стальные прокладки; 38 - штуцер отбора воздуха; 39 - ресивер; 40 - фланец ресивера для крепления клапанов перепуска воздуха; 41 - болт; 42 - стойка;
43 - шпильки; 44 - корпус
– – –
Задний фланец корпуса компрессора соединен с корпусом камеры сгорания, на нем выполнено 32 отверстия для болтов и центровочный бурт 27. Обе половины корпуса компрессора соединены между собой 36 болтами 41, шесть из которых (по три с каждой стороны) - центрирующие и служат для фиксации половин корпуса друг относительно друга. Отверстия под центрирующие болты в продольных фланцах обрабатывают совместно. В разъеме половин корпуса установлены две стальные прокладки 33 и 36.
Для придания жесткости корпусу компрессора на внутренней поверхности каждой его половины приварены точечной сваркой 13 полуколец 17 Т-образного и три полукольца 25 П-образного сечения. Внутренние диаметры полуколец, а также внутренние диаметры переднего и заднего фланцев обработаны совместно в собранном узле корпуса компрессора. Эти поверхности служат для центровки наружных колец направляющих аппаратов и рабочих колец.
На корпусе компрессора приварены 60 бобышек 7 и 30 крепления направляющих аппаратов (по три бобышки на каждую половину НА). В бобышках имеются отверстия для болтов. В бобышках, расположенных в горизонтальной плоскости, отверстия выполнены с повышенной точностью для центрирования половин направляющих аппаратов в осевом и окружном направлениях.
На обеих половинах корпуса компрессора приварены по два ресивера 39. Ресиверы изготовлены из листовой стали. К каждому ресиверу приварены фланцы 40 для крепления клапанов перепуска воздуха (КПВ). Для этой цели на каждом фланце выполнено по шести равнорасположенных резьбовых отверстий. В кожухе корпуса под каждым ресивером выполнено по 20 отверстий 31 для пропуска воздуха из тракта в ресиверы.
Для предохранения от коррозии корпус компрессора фторирован и покрыт лаком.
На корпусе компрессора предусмотрены бобышки для установки и крепления агрегатов двигателя. В нижней части каждой половины корпуса приварена стойка 42 с двумя бобышками. В резьбовые отверстия бобышек ввернуты шпильки 43, с помощью которых крепится агрегат дозировки топлива АДТ-24Т-2.
На левой половине корпуса расположены две бобышки для крепления клапана перепуска горячего воздуха на обогрев лопаток ВНА, две бобышки для крепления выключателя стартера ВС-1А и три бобышки для крепления агрегата зажигания ЖНИ-11Б-Т.
На правой половине корпуса имеются две бобышки для крепления клапана пускового топлива, три - для крепления агрегата зажигания. Внизу приварен штуцер 38 отбора воздуха для наддува лабиринтного уплотнения передней опоры ротора компрессора.
– – –
Кроме того, на корпусе имеются бобьппки, предназначенные для крепления трубопроводов и электропроводов.
Направляющие аппараты всех десяти ступеней конструктивно идентичны, а отличаются геометрическими размерами и количеством лопаток.
Направляющий аппарат (рис. 20) представляет собой сварной узел, состоящий из наружного 2, внутреннего 4 и лабиринтного 5 колец, лопаток 3 и бобышек 1. Наружное и внутреннее кольца П-образного сечения изготовлены прокаткой из листовой стали, имеют профильные просечки, в которые вставлены лопатки и затем заварены. Лопатки изготовлены из нержавеющей стали.
К буртам внутреннего кольца приварено лабиринтное кольцо 5, по внутреннему диаметру которого нанесен слой б легкоприрабатываемого покрытия. Для лучшего сцепления слоя с поверхностью лабиринтного кольца на последнем нарезана резьба с насечкой. Лабиринтное кольцо аппарата и гребешки на оболочке ротора образуют межступенчатое уплотнение для уменьшения вредного перетекания воздуха с выходной стороны аппарата на входную под внутренним кольцом.
Все направляющие аппараты разрезаны на две части. Бурты наружного кольца имеют точный диаметр, обеспечивающий центровку направляющего аппарата в корпусе компрессора. К каждой части направляющего аппарата приварено по три бобьппки 1 с резьбовыми отверстиями. С помощью этих бобышек каждая часть аппарата крепится болтами к соответствующей части корпуса компрессора.
Аппараты V и VIII ступеней в наружных кольцах имеют соответственно 44 и 48 отверстий, предназначенных для пропуска воздуха в ресиверы.
Рабочие кольца, установленные между наружными кольцами направляющих аппаратов, выполнены из листовой стали цельными, П-образного сечения. Центрируются рабочие кольца в корпусе, как и направляющие аппараты, с помощью буртов, у которых наружный диаметр выполнен с большой точностью. Снаружи к кольцу приварен уголок, который, упираясь в верхнюю продольную прокладку в разъеме корпуса, предотвращает проворот рабочего кольца. Для обеспечения минимального зазора между торцами рабочих лопаток и рабочими кольцами на внутренней поверхности последних нанесен слой легкоприрабатываемого покрытия аналогично тому, как это сделано на лабиринтных кольцах направляющих аппаратов.
Ротор Ротор компрессора (рис. 21) десятиступенчатый, диско-барабанной конструкции, состоит из следующих основных деталей: диска I ступени 1 с рабочими лопатками 20 и корпусом 22 замка крепления рессоры, диска II ступени 2 с рабочими лопатками 19, диска III ступени 3 с рабочими лопатками 18, дисков IV-VII ступеней с рабочими лопатками, диска VIII ступени с рабочими лопатками 17, диска IX ступени 8 с рабочими лопатками 16, диска X ступени 9 с рабочими лопатками 75 и конического диска 12 с лабиринтной втулкой 11 и заглушкой 13.
Ротор компрессора установлен на двух подшипниках качения: передний - роликовый, задний - шариковый радиально-упорный.
Диски ротора соединяются между собой последовательно напрессовкой друг на друга и скрепляются штифтами 4, передающими крутящий момент. Диски II-IX ступеней ротора компрессора конструктивно идентичны и представляют собой тонкостенную диафрагму с ободом для крепления лопаток, переходящим в развитую в осевом направлении тонкостенную оболочку с гребешками лабиринтного уплотнения и цилиндрическими поясками, по которым происходит соединение дисков в барабан.
– – –
Диск I ступени 1 имеет в передней части полый хвостовик, который является передним валом ротора. На валу устанавливается роликоподшипник и детали уплотнения, на внутренней поверхности вала выполнены шлицы для сочленения с рессорой редуктора. Внутри переднего вала запрессован и зафиксирован тремя штифтами корпус замка, который служит для удержания от осевого перемещения рессоры редуктора.
Конический диск 12 переходит в центральной своей части в хвостовик, являющийся задним валом ротора компрессора, а на периферии в развитую в осевом направлении тонкостенную оболочку с гребешками лабиринтного уплотнения. На диафрагме конического диска 12 предусмотрен цилиндрический бурт для установки лабиринтной втулки 11, которая закреплена на этом бурте винтами 14 и служит задним воздушным уплотнением компрессора.
Задний вал ротора компрессора имеет гладкий цилиндрический участок для постановки шарикового подшипника и деталей уплотнения. На хвостовике заднего вала выполнены наружные шлицы, которые служат для сочленения с валом турбины и для передачи крутящего момента от вала турбины ротору компрессора. Внутри заднего вала выполнены резьба и короткие шлицы, а также установлена герметичная заглушка 13.
Резьба служит для крепления болта, стягивающего вал турбины и вал компрессора, шлицы - для фиксации контрящего этот болт замка, а заглушка отделяет внутреннюю полость ротора от полости внутри вала, где может присутствовать масло.
Внутренняя полость ротора состоит из отдельных полостей между дисками, соединенных между собой отверстиями в диафрагмах дисков. Эта полость сообщена с воздушным трактом компрессора через четыре отверстия, расположенные на цилиндрической поверхности оболочки диска IV ступени. Таким образом, обеспечивается отсутствие перепада давлений на диафрагмах дисков и суфлирование полости ротора.
Все диски и задний вал ротора компрессора после механической обработки подвергаются статической балансировке, а собранный ротор балансируется динамически до остаточного дисбаланса не более 5 кг см на каждую опору. Плоскостями коррекции выбраны диск I ступени 1 и конический диск 12, на которых выполнены специальные резьбовые отверстия. В них ввернуты винты 21 и 10, являющиеся балансировочными грузиками.
Рабочие лопатки на дисках всех ступеней компрессора закреплены замками типа "ласточкин хвост" с зазором. В осевом направлении рабочие лопатки I-VII ступеней зафиксированы спереди отгибными пластинчатыми замками 5, сзади - штифтами 4, посаженными в отверстия дисков с натягом. Рабочие лопатки VIII-X ступеней зафиксированы в осевом направлении, а спереди и сзади - отгибными пластинчатыми замками 7.
Диски, задний вал и рабочие лопатки ротора компрессора изготавливаются из высококачественной нержавеющей стали.
Ротор компрессора приводится во вращение турбиной. Потребляемая ротором механическая энергия затрачивается на сжатие поступающего в двигатель воздуха. Часть механической энергии турбины, идущая на привод воздушного винта и агрегатов двигателя, передается ротором компрессора через внутренние шлицы переднего вала, входящие в зацепление со шлицами рессоры редуктора. При запуске крутящий момент передается через рессору к ротору двигателя.
Передняя опора ротора компрессора (рис. 22) представляет собой роликовый подшипник 2 с центрирующим внутренним кольцом и гладким наружным, который воспринимает радиальные нагрузки и допускает осевое перемещение ротора, возникающие в результате температурных расширений. Наружное кольцо роликоподшипника
– – –
установлено в стакан подшипника 14, запрессованный в лобовой картер, и фиксируется от осевого перемещения буртом стакана 14 и торцом втулки 13.
Для снижения уровня вибраций на двигателе на наружное кольцо напрессована тонкостенная втулка 21, поверх которой надето упругое кольцо 22. Тонкостенная втулка имеет два торцовых выступа, которые входят в ответные пазы на бурте стакана 14 и предотвращают проворот самой втулки и наружного кольца подшипника. Упругое кольцо под действием радиальных нагрузок деформируется на величину высоты выступов и обеспечивает тем самым необходимую податливость опоры ротора.
Передняя опора ротора компрессора:
1 - канал для подвода воздуха; 2 - роликовый подшипник; 3 и 13 неподвижные втулки; 4 и 12 вращающиеся лабиринты;
5 - воздушная полость;
6 - разжимное кольцо; 7 замок; 8 - пружина; 9 шлицевая втулка; 10 болт; 11 - регулировочное кольцо; 14 - стакан; 75 отверстия для слива масла;
16 - регулировочное кольцо; 17 - стопорное кольцо; 18 гайка; 19 - рессора редуктора; 20 - замок; 21 - втулка; 22 - упругое кольцо; 23 - лобовой картер Внутреннее кольцо подшипника вместе с лабиринтами 4 и 12, и регулировочным кольцом 16 установлено на переднем валу ротора компрессора и стянуто гайкой 18, которая законтрена замком 20 с отгибающимися усиками. Для предотвращения срезания усиков замка при заворачивании гайки предусмотрено стопорное кольцо 17.
Регулировочное кольцо 16 служит для обеспечения определенного монтажного взаимного положения внутреннего и наружного колец подшипника с тем, чтобы во время работы двигателя, когда произойдет осевой сдвиг ротора относительно статорных деталей, дорожка качения роликов находилась по возможности ближе к середине наружного кольца.
С целью предотвращения попадания масла из полости роликоподшипника в воздушный тракт компрессора предусмотрена система лабиринтных уплотнений, включающая следующие детали: неподвижные втулки 3 и 13 и вращающиеся лабиринты 4 и 72. В полость 5 по каналу 1, выполненному в лобовом картере и внутреннем кольце ВНА, подводится сжатый воздух, отбираемый из тракта за IV ступенью компрессора.
Лабиринтное уплотнение из деталей 3 и 4 ограничивает утечку подводимого воздуха в тракт компрессора, обеспечивая возможность наддува полости 5. Лабиринтное уп
– – –
лотнение из деталей 12 и 13, имея противоток воздуха из полости 5 в подшипниковую полость, предотвращает утечку масла из масляной полости и лобового картера. Все гребешки вращающихся лабиринтов работают по поверхностям неподвижных втулок, имеющих легкоприрабатьшаемые покрытия. При работе двигателя радиальные зазоры в лабиринтах выбираются, приближаясь к нулевым. Допускается также касание гребешков о легкоприрабатьшаемые покрытия.
Масло к роликоподшипнику компрессора подается через отверстие, выполненное в корпусе центрального привода лобового картера. Из полости роликоподшипника масло сливается в маслосборник лобового картера через три отверстия 75, выполненные в нижней части фланца стакана 14 и лобового картера 23.
Внутри переднего вала ротора компрессора выполнены шлицы для сочленения с рессорой 19 редуктора, здесь же осуществляется фиксация рессоры в осевом направлении. На корпусе замка 7 имеется наружная резьба, в которую вворачивается болт 10, стягивающий разжимное кольцо 6 и регулировочное кольцо 11. Разжимное кольцо входит в канавку рессоры и удерживает ее от осевого перемещения. Регулировочное кольцо обеспечивает необходимое положение рессоры. Болт 10 законтрен подвижной шлицевой втулкой 9, удерживаемой в положении зацепления усилием пружины 8. При вывертывании болта шлицевая втулка отжимается специальным ключом.
Задняя опора ротора компрессора (рис. 23) - шариковый радиально-упорный подшипник 14 с разъемным внутренним кольцом. Кроме радиальной нагрузки шарикоподшипник воспринимает осевую нагрузку, действующую на ротор двигателя, равную разности осевых сил ротора компрессора и ротора турбины.
– – –
Наружное кольцо шарикоподшипника установлено в корпусе 13 камеры сгорания между форсуночным кольцом 75 и лабиринтной втулкой 7 и зажато гайкой 5, которая зафиксирована от проворота сухарем б, крепящимся к ней двумя винтами. Внутреннее кольцо шарикоподшипника вместе с лабиринтами 4 и 26, регулировочным кольцом 3 и маслоотражателем 2 установлено на заднем валу ротора компрессора и стянуто гайкой 17, которая контрится замком 24, находящимся в зацеплении со шлицами заднего вала и входящим своими торцовыми выступами в ответные пазы гайки. Регулировочное кольцо 3 служит для обеспечения необходимых осевых зазоров между роторными и статорными деталями компрессора.
Шарикоподшипник смазывается маслом, подаваемым под давлением через три отверстия 16 диаметром 1 мм в форсуночном кольце. Из полости шарикоподшипника масло стекает в маслосборник 25 камеры сгорания и по трубопроводам откачивается масляным насосом. Для предотвращения утечки масла из подшипниковой полости служит лабиринтное уплотнение, состоящее из втулки 1 и колец лабиринтов 4 и 26.
Избыточное давление в полости 7 создает противоток воздуха в лабиринтном уплотнении.
Воздушная полость 7 отделена от закомпрессорной полости 9 лабиринтом 8, укрепленным на диафрагме заднего вала и лабиринтными втулками 10 и 11, установленными на фланце корпуса камеры сгорания. Необходимый перепад давлений между полостями 7 и 9 поддерживается жиклером, установленным в суфлирующей трубе 12.
С изменением диаметров лабиринта 8 и лабиринтных втулок 10 к 11 меняется осевая сила, действующая на шарикоподшипник. Поэтому диаметр этих деталей выбран из условия получения минимальных достаточных осевых нагрузок на шарикоподшипник.
Все лабиринтные втулки имеют легко прирабатываемые мягкие покрытия на рабочих поверхностях для получения минимальных зазоров в лабиринтных уплотнениях.
Задний вал ротора компрессора при помощи наружных шлицев соединен с валом турбины 23. Для осевой фиксации ротора турбины относительно ротора компрессора служит болт 22, который зажимает регулировочное кольцо 21. За счет подрезки торца регулировочного кольца 21 и соответственно торца замка 24 обеспечиваются необходимые осевые зазоры между статором и ротором турбины.
Болт 22 зафиксирован от проворота подвижной шлицевой втулкой 19, скрепленной с болтом заклепкой 18, и пружиной 20. Втулка 19 входит в зацепление с внутренними шлицами заднего вала и удерживается в этом положении пружиной 20, не давая болту проворачиваться.
Клапан перепуска воздуха
Для обеспечения устойчивой работы двигателя за V и VIII ступенями компрессора предусмотрено по два клапана перепуска воздуха.
Клапан перепуска воздуха (рис. 24) состоит из следующих основных деталей: корпуса 2, крышки 8, гильзы 75, поршня 16 с комплектом деталей для уплотнения поршня в гильзе, пружины 1, защитной сетки 4.
Корпус 2 отлит из магниевого сплава и представляет собой толстостенный цилиндр малой высоты с шестью перепускными окнами 18 на боковой поверхности. Внутри цилиндр имеет три ребра 21, переходящие в центре в бобышку, в которой выполнено осевое отверстие, служащее для направления штока поршня.
05.04.2013 № 44-ФЗ О контрактной системе в сфере закупок товаров, работ, услуг в целях обеспечения государственных и муниципальных нужд (д...» "ТЮМЕНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АРХИТЕКТУРНО-СТРОИТЕЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ" Кафедр...» образовательного учреждения высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный лесотехнический университет имени С. М. Кирова" Каф...»
«г РУЧНОЙ ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ УДАРНЫЙ ГАЙКОВЁРТ АККУМУЛЯТОРНЫЙ РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ АКМ 1811 СОДЕРЖАНИЕ 1. ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ 2. ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ 3. КОМПЛЕКТНОСТЬ 4. ИНСТРУКЦИИ ПО БЕЗОПАСН...»
«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНОГО ТРАНСПОРТА ТОМСКИЙ ТЕХНИКУМ ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНОГО ТРАНСПОРТА – ФИЛИАЛ СГУПС МДК 02.02 Технология диагностики и измерение параметров радиоэлектронного оборудования и сетей связи КОНСПЕКТ ЛЕКЦИЙ
Турбовинтовой авиационный двигатель АИ-24.
Разработчик: ЗМКБ «Прогресс»
Страна: СССР
Серийное производство: 1961 г.
Турбовинтовой двигатель АИ-24 разработан в ЗМКБ «Прогресс» под руководством А.Г.Ивченко для самолёта Ан-24 . При разработке использован прогрессивный метод моделирования двигателя-прототипа. Выпускался серийно на Запорожском моторном заводе с 1961 года.
АИ-24 оснащён 10-ступенчатым осевым компрессором и трёхступенчатой турбиной. Камера сгорания кольцевая с 8 форсунками. Система смазки циркуляционная под давлением. Запуск двигателя осуществляется от стартера-генератора СТГ-18ТМО, питающегося от ВСУ ТГ-16. В передней части двигателя монтируются стартер-генератор, генератор переменного тока, аэродинамические датчики, детектор обледенения, система передачи крутящего момента, масляный фильтр, регулятор вращения винта Р68ДТ-24М. Двигатель оснащён четырёхлопастным флюгируемым воздушным винтом изменяемого шага АВ-72Т. Топливом служит авиационный керасин марок Т-1, ТС-1, РТ. Основные достоинства АИ-24 — высокая надёжность, большой ресурс, простота конструкции, простота и технологичность обслуживания.
Двигатель устанавливался на самолеты Ан-24, Ан-26, Ан-30 и их модификации. Всего изготовлено более 11700 двигателей АИ-24. Капитальный ремонт осуществлялся на 695 АРЗ (Арамиль).
Модификации:
АИ-24 — базовый для самолёта Ан-24.
АИ-24 II серии — выпускался серийно с 1964 года, устанавливался на самолёты Ан-24А, Ан-24Б, Ан-24В, Ан-24Т и Ан-24РВ.
АИ-24В — турбовальный для вертолёта В-8 .
АИ-24П — двигатель мощностью 2467 л.с. разработан для установки на экранопланы СМ-6 и Метеор-2.
АИ-24Т — выпускался серийно с 1966 года и устанавливался на самолёты Ан-24А, Ан-24В и Ан-24Т. Имеет систему впрыска воды на входе.
АИ-24ВТ — форсированный до 2820 л.с. Устанавливался на Ан-26 , Ан-30 .
АИ-24УБЭ — бортовая энергетическая установка, создана в 1981 году. Предназначена для самолётов ДРЛО А-50 .
Длина, мм: 2345
Ширина, мм: 677
Высота, мм: 1075
Масса сухая, кг: 600
Расход воздуха через компрессор, кг/с:13,1
Удельный расход топлива, кг/э.л.с.-ч
-на взлётном режиме: 0,264
-на крейсерском режиме: 0,245
Степень повышения давления в компрессоре: 6,4
Температура газа перед турбиной, °C: 877
Взлётная мощность, э.л.с.: 2550
Частота вращения ротора компрессора низкого давления на взлётном режиме, об/мин: 15100.
Ресурс, ч: 15000.
Двигатель АИ-24. Музей 218-го АРЗ в г.Гатчина Ленинградской области.
Двигатель АИ-24. Музей 218-го АРЗ в г.Гатчина Ленинградской области.
Двигатель АИ-24. Музей 218-го АРЗ в г.Гатчина Ленинградской области.
Опытный вертолет В-8 с одним двигателем АИ-24В.
Список источников:
Крылья Родины. № 9 за 2001 г. В.Богуслаев. 85 лет на службе авиации.
В.Н.Денисюк. Авиационный турбовинтовой двигатель АИ-24 2-й серии. Инструкция по эксплуатации.