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

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ

УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ

ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)

Кафедра авиационной техники

Пояснительная записка

«Авиационный двигатель АИ-24. Система флюгирования и управления воздушным винтом»

Выполнил: курсант группы П-09-5

Левищев П.А.

Проверил: преподаватель

Созонов А.И.

Ульяновск 2010

1. ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ

Двигатель АИ-24ВТ (рис. 1 и 2) представляет собой одновальный турбовинтовой двигатель, работающий с флюгерным четырехлопастным воздушным винтом АВ-72Т. Двигатель состоит из следующих узлов:

Дифференциально-планетарного редуктора с измерителем крутящего момента;

Лобового картера;

Осевого 10-ступенчатого компрессора;

Кольцевой камеры сгорания;

Трехступенчатой осевой турбины;

Нерегулируемого реактивного сопла;

Агрегатов, обеспечивающих работу двигателя и самолета.

Силовую несущую часть двигателя составляют:

Картер редуктора,

Корпус лобового картера,

Корпус компрессора,

Корпус камеры сгорания и статор турбины.

Эти узлы образуют каркас двигателя, внутри которого размещены вращающиеся детали редуктора, приводы агрегатов, роторы компрессора и турбины, жаровая часть камеры сгорания, а также другие узлы и детали.

Рис. 1. Двигатель АИ-24ВТ (вид слева)

Управление двигателем осуществляется рычагом автомата дозировки топлива (АДТ). Поворотом этого рычага на определенный угол, определяемый по указателю поворота рычага УПРТ-2 в кабине самолета, устанавливается необходимый режим работы двигателя.

Рис. 2. Двигатель АИ-24ВТ (вид справа)

Одному и тому же положению рычага АДТ (углу поворота?в по УПРТ-2) соответствует определенный режим работы двигателя как на земле, так и в полете на всех высотах и скоростях. Достигается он выбранной системой регулирования, которая обеспечивает:

Постоянство частоты вращения ротора двигателя (на всех рабочих режимах на земле и в полете), поддерживаемое регулятором частоты вращения путем изменения угла установки лопастей воздушного винта. На режиме земного малого газа частота вращения ротора также поддерживается постоянной (но ниже режимной) вследствие изменения подачи топлива агрегатом дозировки топлива при фиксированном положении лопастей воздушного винта по углу минимального сопротивления вращения (?0);

Дозировку топлива топливорегулирующей аппаратурой в зависимости от положения рычага управления двигателем по УПРТ-2, высоты и скорости полета;

Ограничение максимально допустимой мощности, развиваемой двигателем, и ограничение максимальных температур газов за турбиной на запуске и рабочих режимах как на земле, так и в полете.

Система автоматического ограничения двигателя по мощности при достижении крутящего момента на валу двигателя, превышающего заданную величину, уменьшает расход топлива, поступающего к рабочим топливным форсункам, и поддерживает постоянной максимально допустимую мощность, предохраняя двигатель от механических перегрузок.

Система автоматического ограничения двигателя по температуре газов за турбиной при достижении температуры газов, превышающей заданную величину, уменьшает расход топлива, поступающего к рабочим топливным форсункам, и поддерживает постоянной максимально допустимую температуру газов, что предохраняет двигатель от термических перегрузок.

Двигатель имеет гидравлическую систему измерения крутящего момента, определяющую величину замеренной винтовой мощности двигателя на земле и в полете.

Для защиты самолета от возникновения значительных отрицательных тяг при отказе двигателя в полете двигатель снабжен системами автоматического флюгирования воздушного винта, срабатывающими от датчиков по крутящему моменту и по отрицательной тяге на валу винта, а также принудительными системами флюгирования от флюгерного насоса и регулятора частоты вращения, приводимыми в действие экипажем.

Раскрутка ротора двигателя при запуске его на земле осуществляется от установленного на двигателе стартера-генератора, который получает электропитание от бортового или наземного источника постоянного тока.

Запуск двигателя - автоматический, по программе автоматической панели запуска двигателя.

воздушный винт двигатель флюгирование

2. ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Атмосферный воздух поступает через воздухозаборник самолета и воздушный тракт лобового картера в осевой 10-ступенчатый компрессор двигателя. Проходя последовательно через ступени компрессора, воздух сжимается и при повышенном давлении направляется в камеру сгорания. В корпусе камеры сгорания воздух делится на два потока: первичный и вторичный. Первичный поток воздуха через завихрители и отверстия в головках поступает в переднюю часть камеры сгорания, куда непрерывно впрыскивается рабочими форсунками распыленное топливо, которое, сгорая при небольшом избытке воздуха, обеспечивает непрерывный факел пламени и высокие температуры в зоне горения. Вторичный поток воздуха, омывая камеру сгорания снаружи и охлаждая ее, поступает через смесительные отверстия во внутреннюю кольцевую полость камеры сгорания, где смешивается с горячими газами первичного потока и, охлаждая их, обеспечивает допустимую температуру всего потока на входе в турбину.

Рис. 3. Дроссельные характеристики, снятые при работе двигателя на испытательном стенде: Н = 0; Vп = 0; nт = 15800 об/мин = const; РН = 760 мм рт. cт.; tН = 15 °С

Рис. 4. Высотно-скоростные характеристики двигателя.Режим работы взлетный

Из камеры сгорания горячие газы поступают в трехступенчатую турбину двигателя, где основная часть энергии газового потока преобразуется последовательно в трех ее ступенях в механическую работу турбины. Мощность, полученная на валу турбины, расходуется на вращение ротора компрессора, воздушного винта и агрегатов двигателя и самолета. Кинетическая энергия газов, выходящих из реактивного сопла, создает реактивную тягу, которая вместе с тягой воздушного винта составляет суммарную тягу силовой установки.

3. ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ

На рис. 3 представлены дроссельные характеристики двигателя, снятые при работе двигателя на стенде. Эти характеристики показывают изменение эквивалентной Nэкв и винтовой Nв мощностей, реактивной тяги Rc, температур газов перед турбиной и за турбиной, удельного расхода топлива Сэкв в зависимости от часового расхода топлива Gт.

На рис. 4 и 5 представлены высотно-скоростные характеристики двигателя, показывающие изменения эквивалентной и винтовой мощностей, реактивной тяги, температур газов перед и за турбиной, удельного и часового расходов топлива в зависимости от высоты Н и скорости полета Vп.

Характеристики двигателя даны для условий, соответствующих Международной стандартной атмосфере (МСА), без учета потерь в воздухозаборнике и газоотводящей трубе самолета.

Рис. 5. Высотно-скоростные характеристики двигателя

Режим работы 0,85 номинального

4. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ О КОНСТРУКЦИИ ДВИГАТЕЛЯ

Редуктор (рис. 6) служит для обеспечения наивыгоднейшей частоты вращения воздушного винта при передаче избыточной мощности от ротора двигателя на винт. Редуктор состоит из двух основных узлов: картера и шестеренного механизма.

Рис. 6. Редуктор: 1 - электромагнитный клапан проверки срабатывания датчика флюгирования по отрицательной тяге; 2 - втулка электропроводки; 3 отверстия под шпильки крепления редуктора; 4 - маслонасос ИКМ; 5 - шпильки крепления обтекателя редуктора; 6 - отверстия под шпильки крепления воздушного винта; 7 - шпильки крепления токосъемника; 8 - шпильки креп ления хомутов отбортовки электропроводки

Картер, отлитый из магниевого сплава, является силовым узлом редуктора. В нем размещены две опоры вала винта. Передней опорой служит роликовый подшипник, а задней опорой - шариковый подшипник, воспринимающий тягу винта. На картере редуктора расположен маслонасос измерителя крутящего момента (ИКМ) и электромагнитный клапан проверочного устройства датчика автоматического флюгирования по отрицательной тяге.

Измеритель крутящего момента (ИКМ) замеряет винтовую мощность двигателя при его работе на земле и в полете. Механизм автоматического флюгирования воздушного винта по отрицательной тяге - устройство, подающее команду на автоматический ввод лопастей воздушного винта во флюгерное положение при появлении отрицательной тяги на валу винта, превышающей величину настройки датчика.

В редукторе мощность от ротора двигателя к винту передается по двум ветвям:

Через планетарную ступень: от ведущей шестерни редуктора через сателлиты и корпус сателлитов, соединенный с внутренними шлицами вала винта;

Через ступень перебора: от планетарной ступени через ведущую шестерню перебора, промежуточные шестерни, шестерню внутреннего зацепления и ступицу, соединенную с наружными шлицами вала винта.

Вал винта -- пустотелый, установлен в картере редуктора на двух подшипниках. В передней части вал винта имеет фланец с торцовыми шлицами и 12-ю отверстиями под шпильки крепления воздушного винта. На заднем конце вала винта имеются наружные эвольвентные шлицы для соединения со ступицей перебора и внутренние эволь-вентные шлицы для соединения с валом корпуса сателлитов.

Уплотнение вала винта выполнено кольцевым с подводом воздуха из-за IV ступени компрессора в межкольцевое пространство передней части редуктора.

Привод от ротора двигателя к шестеренному механизму редуктора осуществляется ведущим валом-рессорой.

Редуктор расположен в передней части двигателя, крепится задним фланцем картера к лобовому картеру при помощи шпилек.

На шпильки картера редуктора устанавливаются самолетные узлы (токосъемник системы обогрева лопастей и обтекатель втулки воздушного винта, а также обтекатель редуктора).

Лобовой картер является силовым узлом двигателя, на котором установлены две основные передние цапфы крепления двигателя к раме двигателя силовой установки самолета.

Корпус лобового картера, отлитый из магниевого сплава, образует своими стенками входной канал воздушного тракта двигателя. В верхней и нижней частях лобового картера расположены приводные агрегаты двигателя. Через верхнее и нижнее вертикальные ребра лобового картера проходят приводные валики, которые приводятся во вращение двумя коническими шестернями центрального привода, расположенного внутри центральной части лобового картера

В верхней части лобового картера на специальном приливе расположены: стартер-генератор, генератор переменного тока, регулятор частоты вращения ротора двигателя и центробежный суфлер.

В нижней части лобового картера расположены: маслоагрегат двигателя, воздухоотделитель и коробка приводов, на которой устанавливаются подкачивающий топливный насос, топливный насос высокого давления (насос-датчик), датчик корректора частоты вращения и датчик указателя частоты вращения ротора двигателя. Кроме того, на лобовом картере размещены неприводные агрегаты: приемник полного давления, синализатор обледенения, редукционный клапан системы флюгирования по отрицательной тяге, маслофильтр с сигнализатором засорения фильтра, датчик автоматического флюгирования воздушного винта по крутящему моменту и магнитная пробка.

Спереди к лобовому картеру крепятся редуктор и воздухозаборник силовой установки самолета, а сзади - компрессор.

В лобовом картере монтируется входной направляющий аппарат компрессора и в специальном приливе размещается роликовый подшипник передней опоры ротора компрессора. Четыре ребра лобового картера, расположенные в воздушном тракте, обогреваются барботажным маслом.

В лобовом картере выполнены каналы для подвода масла на смазку и охлаждение нагруженных деталей и подшипников двигателя, а также на управление воздушным винтом.

Кинематическая схема приводов лобового картера и величины передаточных чисел к приводам представлены на рис. 7 и в таблице передаточных чисел к приводам.

Компрессор - дозвуковой, осевой, 10-ступенчатый - состоит из трех основных узлов: ротора с рабочими лопатками (рис. 8), корпуса со спрямляющими аппаратами и рабочими кольцами и входного направляющего аппарата.

Ротор компрессора изготовлен из коррозионно-стойкой стали и состоит из десяти рабочих колес, жестко связанных между собой и несущих на своих венцах рабочие лопатки, соединенные с рабочими колесами замковым соединением типа "ласточкин хвост".

Ротор компрессора вращается на двух подшипниках качения. Передний подшипник - роликовый, допускающий осевое перемещение ротора при изменении его размеров под влиянием температур и деформаций от осевых сил. Фиксирование ротора в осевом направлении осуществляется задним радиально-упорным шариковым подшипником.

Соединение переднего вала ротора компрессора с приводной рессорой редуктора и заднего вала ротора компрессора с валом турбины - шлицевое.

Корпус компрессора - стальной, сварной конструкции, состоит из двух половин, с продольным разъемом в вертикальной плоскости. Соединение половин корпуса - болтовое.

Корпус компрессора с торцов имеет два фланца - передний и задний. Передним фланцем корпус компрессора соединяется с лобовым картером, задним фланцем - с корпусом камеры сгорания.

На корпусе компрессора устанавливаются четыре клапана перепуска воздуха (два за V ступенью и два за VIIIступенью компрессора), два агрегата зажигания, выключатель стартера-генератора, клапан пускового топлива, автомат дозировки топлива, а также масляные, топливные, воздушные и электрические коммуникации.

Для обеспечения осмотра в эксплуатации деталей проточной части компрессора в наружных кольцах направляющих аппаратов I, III, V, VIII и X ступеней корпуса компрессора выполнены смотровые отверстия диаметром 10 мм. Для предотвращения утечек воздуха из компрессора в эти отверстия ввернуты заглушки, законтренные проволокой.

Рис. 7. Кинематическая схема двигателя

Узел камеры сгорания (рис. 9) состоит из четырех основных узлов: силового корпуса, камеры сгорания, восьми рабочих топливных форсунок с топливным коллектором и двух воспламенителей.

Корпус камеры сгорания - сварной конструкции, изготавливается из коррозионно-стойкой стали. Корпус выполнен из двух частей - основного переднего корпуса и заднего наружного кожуха, соединенных между собой болтами.

Таблица передаточных чисел к приводам

№ привода на рис. 7	Наименование привода	Направление вращения (ОСТ 100371-80)	Передаточное число	Частота вращения, об/мин
	От ротора двигателя к воздушному винту
	а) от ротора двигателя к генератору постоянного тока
	б) от стартера к ротору двигателя (стартерный режим)
	От ротора двигателя к регулятору частоты вращения
	От ротора двигателя к генератору переменного тока
	От ротора двигателя кцентробежному суфлеру
	От ротора двигателя к подкачивающему топливному насосу
	От ротора двигателя к насосу-датчику (НД)
	От ротора двигателя ксамолетному гидронасосу
	От ротора двигателя к датчику усилителя корректора частоты вращения
	От ротора двигателя к датчику указателя частоты вращения
	От ротора двигателя к масляному агрегату
	От ротора двигателя к воздухоотделителю
	От ротора двигателя к маслонасосу ИКМ

Рис. 8. Ротор компрессора

Рис. 9. Узел камеры сгорания

Передний корпус является одним из главных силовых узлов, в опорах которого монтируется задний вал ротора компрессора и вал турбины. В месте соединения корпуса с задним кожухом расположены две цапфы задней подвески двигателя. Во внутренней полости корпуса располагается камера сгорания. На наружной поверхности корпуса камеры сгорания имеются фланцы для установки рабочих топливных форсунок и воспламенителей, фланцы отбора воздуха для самолетных систем и штуцера для подсоединения трубопроводов системы маслопитания и суфлирования двигателя.

Задний кожух - стальной, сварной конструкции - состоит из двух фланцев и кожуха. К заднему фланцу кожуха крепятся сопловые аппараты турбины.

Камера сгорания - кольцевого типа, изготавливается из листовой жаростойкой стали. Основной силовой деталью камеры сгорания является лобовое кольцо, к которому приварены: с передней стороны - восемь головок с завихрителями, с задней стороны - внутренние и наружные кольца, образующие внутреннюю полость камеры сгорания.

Фиксируется камера сгорания в корпусе восемью радиальными штифтами. Задняя часть камеры сгорания центрируется на кольцах соплового аппарата I ступени турбины.

Рабочие топливные форсунки - одноканальные, центробежного типа, крепятся на фланце переднего корпуса камеры сгорания. Крепление допускает радиальное перемещение форсунок при нагреве и охлаждении камеры сгорания. Топливный коллектор - кольцевой - крепится к переднему фланцу корпуса на кронштейнах при помощи радиальных пальцев.

На переднем корпусе камеры сгорания устанавливаются два воспламенителя, каждый из которых состоит из пусковой форсунки и запальной свечи, смонтированных в общем корпусе.

Рис. 10. Ротор турбины

Турбина - осевая, реактивная, трехступенчатая - состоит из ротора и статора.

Ротор турбины (рис. 10), расположенный консольно на двух опорах, состоит из трех рабочих колес, соединенных между собой и с фланцем вала турбины восемью стяжными болтами. Рабочие лопатки соединены с дисками при помощи "елочного" замка и законтрены пластинчатыми замками.

Диски рабочих колес I и II ступеней турбины охлаждаются вторичным воздухом, поступающим в полость между диском рабочего колеса и дефлектором, закрепленным на диске.

Основной опорой ротора турбины является роликовый подшипник, расположенный на валу у фланца крепления диска I ступени турбины. Дополнительной опорой вала турбины служит задний вал ротора компрессора, с которым вал ротора турбины соединен при помощи шлицев и стяжного болта.

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, зафиксированных во внутреннем корпусе стопорным кольцом. Лопатки соплового аппарата I ступени турбины охлаждаются воздухом, поступающим из-за компрессора двигателя.

Сопловые аппараты II и III ступеней турбины - сварные - состоят из наружного кольца, внутреннего кольца с диафрагмой и лопаток, приваренных к наружному кольцу. Внутренние кольца сопловых аппаратов своими профильными просечками центрируются на лопатках сопловых аппаратов для компенсации температурных деформаций.

Рис. 11. Реактивное сопло: 1 - стенка внутреннего кожуха сопла; 2 - стойка; 3 - фланец крепления к статору турбины; 4 - патрубок крепления трубопровода суфлирования; 5 - фланец крепления газоотводящей трубы; 6 - внутренний кожух; 7 - фланец крепления стекателя

Для обеспечения минимальных зазоров между торцами рабочих лопаток и наружными кольцами сопловых аппаратов устанавливаются никельграфитовые вставки, монтируемые в специальных пазах на наружных кольцах. Для уменьшения перетекания газов между ступенями турбины на ступицах рабочих колес выполнены лабиринтные уплотнения.

Реактивное сопло (рис. 11) - нерегулируемое - состоит из наружного и внутреннего кожухов, которые соединены между собой тремя пустотелыми стойками. Реактивное сопло двумя наружными фланцами соединяется с сопловым аппаратом III ступени турбины и самолетной газоотводящей трубой.

5. ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ И СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНЫМ ВИНТОМ

Воздушный винт, работая совместно с регулятором частоты вращения (рис. 28, 28а, 28б), автоматически поддерживает заданную частоту вращения двигателя постоянной за счет изменения шага винта. При заданном режиме и при неизменных внешних условиях мощность двигателя постоянна. В соответствии с этой мощностью регулятор частоты вращения, поддерживая частоту вращения двигателя постоянной, воздействует на механизм поворота лопастей винта, который устанавливает лопасти под таким углом, чтобы потребляемая винтом мощность была равна мощности на валу двигателя.

Если это равенство мощностей нарушается по каким-либо причинам, то частота вращения двигателя отклоняется от равновесной в сторону ее увеличения или уменьшения. В зависимости от отклонения частоты вращения регулятор подает команду либо на увеличение, либо на уменьшение шага винта. При изменении мощности двигателя или условий работы винта в полете угол установки лопастей винта будет меняться, сохраняя режим равновесия между мощностью, потребляемой винтом, и мощностью, развиваемой двигателем.

Большему шагу винта при прочих равных условиях соответствует большая потребляемая им мощность, и наоборот, меньшему шагу - меньшая мощность.

Гидравлический механизм изменения шага винта выполнен по схеме обратного действия.

Переход лопастей винта в сторону увеличения шага происходит под действием давления масла, подаваемого из регулятора частоты вращения в полости А и К цилиндра винта.

Переход лопастей в сторону уменьшения шага происходит под действием моментов от поперечных составляющих центробежных сил лопастей, а также под действием давления масла, поступающего в полость Б цилиндра винта из масломагистрали двигателя.

Масло из регулятора частоты вращения подводится к винту по трем каналам. Канал, по которому подводится масло из регулятора в полости А и К винта, называется каналом большого шага (БШ). При увеличении шага винта этот канал соединяется с маслонасосом регулятора, а при уменьшении шага винта по этому каналу масло сливается из полостей А и К цилиндра винта в картер двигателя.

Канал, по которому подводится масло в полость Б винта из магистрали двигателя, называется каналом малого шага (МШ).

Третий канал, канал фиксатора шага (ФШ), служит для подвода масла из регулятора частоты вращения к фиксатору шага винта под давлением, устанавливаемым редукционным клапаном 42.

Канал фиксатора шага и канал малого шага не находятся под контролем регулирующего золотника регулятора.

Давление масла в канале малого шага равно давлению, которое устанавливается в масломагистрали двигателя, за исключением случаев снятия винта с упора промежуточного угла и вывода лопастей винта из флюгерного положения, когда подводится масло с высоким давлением от насоса регулятора.

Давление масла в канале большого шага устанавливается в зависимости от сил, противодействующих переходу лопастей на больший угол установки (при переходных режимах), или от сил, удерживающих лопасти на данном угле установки (при установившемся равновесном режиме).

Подобранный для лопастей винта угол минимального сопротивления вращению? = 8° обеспечивает торможение самолета при пробеге после его посадки.

Винт имеет гидравлический фиксатор шага винта (ГФШ) и механический фиксатор шага винта (МФШ).

Гидравлический фиксатор шага автоматически фиксирует шаг винта, предохраняя его от раскрутки, когда в рабочих каналах между винтом и регулятором по каким-либо причинам падает давление масла ниже значения, необходимого для нормальной работы.

Механический фиксатор шага работает одновременно с ГФЩ, дублируя его в диапазоне рабочих углов установки лопастей винта от 8° до 50°, и надежно фиксирует шаг винта. Кроме того, винт имеет центробежный фиксатор шага винта (ЦФШ), который при превышении настроечной частоты вращения подает команду ГФШ и МФШ и автоматически фиксирует шаг, предохраняя винт от раскрутки.

Находящийся в канале большого шага винта дроссель 101 служит для замедления поворота лопастей в сторону уменьшения угла установки путем дросселирования масла, сливаемого из полостей А и К.

Уменьшение скорости облегчения винта даст более плавное нарастание отрицательной тяги в случае отказа двигателя в полете.

При увеличении шага винта дроссель 101 под давлением масла, поступающего в полости А и К, перемещается до упора влево. При этом на цилиндрической части дросселя открываются окна, через которые масло проходит в полости А и К, не испытывая большого сопротивления.

При облегчении винта поток масла, выдавливаемый поршнем 10 из полостей А и К, перемещает дроссель в крайнее правое положение. Боковые окна закрываются, и для выхода масла остается только небольшое центральное отверстие. Слив масла из полостей А и К замедляется, т. е. уменьшается скорость изменения шага винта.

При снятии лопастей с упора промежуточного угла дроссель 101 выключается из работы втулкой 100, которая под действием давления масла из канала МШ на ее правый торец перемещается до упора влево, что приводит к открытию боковых окон дросселя.

При установившемся режиме дроссель 101 практически не оказывает влияния на работу винта, так как для поддержания равновесных оборотов требуется небольшой расход масла.

Для обогрева цилиндровой группы винта и смазки подшипников лопастных рукавов в механизме винта предусмотрена постоянная циркуляция масла через жиклер 22 из полости Б в полость В.

5.1 Работа механизма винта с регулятором при установившейся частоте вращения ротора двигателя

Регулирование количества масла, поступающего в канал БШ для управления винтом и поддержания равновесной частоты вращения двигателя, осуществляется центробежным механизмом регулятора, который включает в себя следующие основные элементы: золотник 47 (см. рис. 28), следящую буксу 45, пружину 46, вращающиеся грузики 44.

При установившейся частоте вращения ротора двигателя, которая определяется настройкой регулятора, золотник47 находится в равновесном состоянии под действием центробежных сил грузиков 44, которые стремятся повернуться на своих осях и поднять золотник 47 вверх, и усилия от пружины 46, которая стремится опустить золотник 47 вниз.

В рассматриваемый момент установившегося режима работы сила упругости пружины будет равна силе от центробежных сил, развиваемых грузиками, поэтому золотник 47 и букса 45 установятся в такое положение, при котором букса будет перекрывать своим средним буртиком канал 93, соединяющийся через проточку золотника 92 с каналом большого шага. Такое положение золотник 47 и букса 45 займут при отсутствии утечек из канала БШ.

В этом случае выход масла, находящегося в полостях А и К цилиндра винта и в канале большого шага, оказывается закрытым, вследствие чего шаг винта не изменяется. Лопасти винта под действием давления масла, заполняющего полость Б, из магистрали двигателя и под действием моментов от поперечных составляющих центробежных сил лопастей стремятся повернуться в сторону уменьшения шага, а масло, закрытое в полостях А и Кцилиндра винта, удерживает их от поворота, вследствие чего шаг остается неизменным.

Так как из канала большого шага происходит утечка масла через подвижные соединения вала двигателя, то при установившемся режиме работы средний буртик буксы золотника полностью не перекрывает канал большого шага, а оставляет незначительный зазор, через который подается масло, обеспечивающее давление в полостях А и Кцилиндра винта, необходимое для удержания винта на заданном режиме работы.

В случае нарушения равенства между мощностью, развиваемой двигателем, и мощностью, потребляемой винтом, частота вращения двигателя будет отклоняться от заданной в сторону уменьшения или увеличения, при этом регулятор автоматически будет восстанавливать частоту вращения до равновесной, определяемой настройкой регулятора.

5.2 Работа механизма винта и регулятора при увеличении частоты вращения ротора двигателя

Отклонение частоты вращения двигателя от заданной в сторону увеличения может произойти из-за увеличения мощности двигателя или уменьшения мощности, потребляемой винтом вследствие изменения условий работы винта (изменилась высота, скорость полета и т. д.). В этих случаях частота вращения восстанавливается вследствие увеличения шага винта. Если частота вращения ротора двигателя увеличится, то увеличится и частота вращения грузиков 44, соединенных через ведущую шестерню маслонасоса регулятора с приводом двигателя.

При увеличении частоты вращения возрастет центробежная сила грузиков, которая превзойдет силу упругости пружины 46. Под действием центробежной силы грузики преодолеют усилие пружины и переместят вверх золотник47.

Вместе с золотником 47 переместится вверх и букса 45, которая соединит канал большого шага винта с маслонасосом регулятора 94. Масло от насоса регулятора через обратный клапан 96 по каналу поступит в маслофильтр 54, а оттуда по каналам 65, 88 и проточке золотника 83 пройдет в канал фиксатора шага. Кроме того, из канала 43 масло поступит к буксе 45.

Так как золотник центробежного механизма регулятора и букса приподняты, то масло из канала 43 пройдет через каналы 93 и 95 к редукционному клапану 42 для подпора клапана со стороны его пружин. Избыточное давление масла под редукционным клапаном зависит от нагрузки на механизм со стороны его лопастей и определяется величиной давления масла в канале большого шага.

При больших нагрузках увеличивается давление масла на редукционный клапан со стороны его пружин и перепуск масла через клапан уменьшается, вследствие чего повышается давление в канале большого шага и скорость поворота лопастей винта.

Одновременно масло от буксы регулятора пройдет через канал 93 и проточку золотника 92 в канал большого шага, откуда поступит в полости А и К цилиндра винта. В полость Б поступает масло через канал малого шага, который соединен с магистралью двигателя.

Так как давление масла в полостях А и К больше, чем в полости Б, и площадь поршня, на которую воздействует давление в полости большого шага, больше площади, на которую воздействует давление в полости малого шага, то поршень 10 будет перемещаться вправо.

Вместе с поршнем будут перемещаться вправо штоки с прикрепленными к ним шатунами 34, которые за пальцы стаканов лопастей будут переводить лопасти в сторону большого шага. При переводе лопастей в сторону большого шага масло, находящееся в полости Б цилиндра винта, будет вытесняться по каналу малого шага через проточку золотника 89 и канал 90 на вход в регулятор.

Поворот лопастей в сторону большого шага будет происходить до тех пор, пока частота вращения ротора двигателя не уменьшится до равновесной. С увеличением шага винта частота вращения двигателя упадет, центробежная сила грузиков 44 уменьшится и под действием пружины 46 золотник 47 с буксой 45 переместятся вниз в положение, при котором средний буртик буксы перекроет доступ маслу в канал большого шага винта. Подача масла на увеличение шага винта прекратится, и винт будет продолжать работать на заданной равновесной частоте вращения.

При восстановлении частоты вращения может произойти переход золотника регулятора через равновесное положение вниз, а затем вверх, но после одного или двух таких отклонений вся система придет в равновесие.

5.3 Работа механизма винта и регулятора при уменьшении частоты вращения ротора двигателя

Отклонение частоты вращения ротора двигателя от равновесной в сторону уменьшения может произойти из-за уменьшения мощности двигателя или увеличения мощности, потребляемой винтом вследствие изменения условий полета.

В этих случаях восстановление частоты вращения будет происходить путем уменьшения шага винта.

Если частота вращения винта уменьшится, уменьшится и частота вращения грузиков регулятора.

При уменьшении частоты вращения винта центробежная сила грузиков 44 станет меньше силы упругости пружины 46.

Под действием силы упругости пружины золотник и букса переместятся вниз, и букса соединит канал большого шага винта, а следовательно, и полости А и К цилиндра винта со сливом (канал 48) в двигатель. Давление в полостяхА и К уменьшится, и лопасти под действием давления масла, поступающего в полость Б цилиндра винта от магистрали двигателя, и под действием моментов от поперечных составляющих центробежных сил лопастей будут переходить в сторону малого шага. При этом действие механизма винта будет обратно действию его при увеличении шага. При движении поршня 10 влево масло из полостей А и К цилиндра винта будет вытесняться поршнем через дроссель 101, канал большого шага, проточку золотника 92, канал 93, проточку буксы 45 и канал 48 в картер двигателя.

Поворот лопастей в сторону малого шага будет происходить замедленно, так как масло из полостей А и К будет сливаться через дроссель 101.

Уменьшение шага лопастей будет происходить до тех пор, пока частота вращения винта не увеличится до первоначальной. С уменьшением шага винта частота вращения двигателя начнет возрастать, центробежная сила грузиков 44 увеличится и грузики, преодолевая усилие пружины 46, переместят золотник 47 в первоначальное равновесное положение. При восстановлении частоты вращения до равновесной, также может произойти переход золотника через равновесное положение один или два раза.

При равновесном положении золотника букса средним буртиком перекроет канал 93, а следовательно, и канал большого шага. Вытеснение масла из полостей А и К прекратится, и винт будет продолжать работать на заданной равновесной частоте вращения.

5.4 Установка лопастей на промежуточный упор

Винт АВ-72Т имеет гидравлический и механический упоры на промежуточном угле, которые при уменьшении угла установки лопастей на 19° обеспечивают фиксирование лопастей на этом углу и исключают возможность перехода лопастей на угол?0 без соответствующей на это команды.

При уменьшении режима работы двигателя в момент захода самолета на посадку и в случае отказа двигателя в полете фиксация лопастей на промежуточном углу препятствует возникновению большой отрицательной тяги, а в случае ухода самолета на второй круг, когда происходит увеличение режима, обеспечивается быстрое затяжеление винта для получения взлетной мощности.

Промежуточный упор выполнен так, что при увеличении шага винта лопасти не фиксируются на промежуточном упоре, так как клапан фиксатора шага 16 открыт под действием потока масла, поступающего из канала 15 большого шага в полости А и К цилиндра винта.

Как только лопасти при облегчении винта достигнут?п.у. = 19°, канал 2 втулки 6 совместится с каналом 5маслопровода 4.

При совмещении каналов 5 и 2 полость Д под плунжером 14 фиксатора шага отсоединится от канала фиксатора шага и сое динится через канал 24, проточку золотника 8, каналы 5, 2 и 3 с полостью В, имеющей постоянный слив в картер редуктора двигателя.

Давление под плунжером 14 упадет, и плунжер вместе с золотником 12 под действием пружин переместится вправо до упора. Клапан фиксатора шага 16, не испытывая давления со стороны плунжера 14, под действием разжимающейся пружины закроет выход маслу, оставшемуся в полости А цилиндра винта, т. е. зафиксирует винт гидравлическим упором.

Одновременно при перемещении плунжера 14 и золотника 12 вправо полость Г под втулкой 18 через каналы 11,25, проточку золотника 12, канал 23 соединится также с полостью В, в результате чего сработает фиксатор шага.

5.5 Работа гидравлического фиксатора шага

Гидравлический золотник ФШ 7 совместно с клапаном ФШ 16 автоматически фиксирует винт при падении давления масла в канале ФШ до 25±2 кгс/см2.

При нормальной работе регулятора гидравлический золотник ФШ 7 с нижнего торца поджимается давлением масла, поступающего из канала ФШ, вследствие чего золотник находится в верхнем положении.

В случае падения давления масла в канале ФШ до 25±2 кгс/см2 золотник ФШ под действием пружины и центробежной силы опустится в нижнее положение. Произойдет соединение канала ФШ (каналы 5 и 24) с полостьюВ через канал 103. Давление масла в канале ФШ на участке от золотника 7 до клапана ФШ 16 резко упадет, и клапан ФШ под действием разжимающейся пружины закроет выход маслу, оставшемуся в полости А.

Закрытое в полости А масло остановит продвижение поршня влево, и угол установки лопастей винта зафиксируется.

В случае отказа золотника 7 сработает клапан ФШ 16 при перепаде давлений масла в каналах ФШ и БШ 5,5…6 кгс/см2. В этом случае лопасти винта будут зафиксированы на меньшем углу, чем?п.у..

5.6 Работа механического фиксатора шага

Механический фиксатор шага (МФШ) повышает надежность работы винта АВ-72Т. Он является устройством, которое не только дублирует работу гидравлического фиксатора шага (ГФШ), но и фиксирует шаг винта в диапазоне углов установки лопастей от 50° до 8° в тех случаях, когда ГФШ не обеспечивает фиксации шага винта:

При падении давления масла в канале ФШ и заедании клапана ГФШ;

При быстрой разгерметизации полости большого шага, сопровождающейся падением давления масла в каналах винта и регулятора;

При медленной разгерметизации полости большого шага, не сопровождающейся падением давления в канале ФШ.

Работа МФШ происходит следующим образом.

На работающем винте канал ФШ, а также полость Г под втулкой 18 находятся под давлением масла, поступающего из канала ФШ регулятора, вследствие чего втулка 18 механического упора перемещается в крайнее левое положение и выводится из шлицевого торцевого зацепления с поворотной втулкой 13.

Шлицевая втулка 19 соединяется с втулкой механического упора 18 прямыми шлицами, а с поворотной втулкой13 - винтовыми шлицами.

При работе винта в диапазоне рабочих углов установки лопастей шлицевая втулка 19 под действием давления масла из полости А на ее торец Ж находится в неподвижном состоянии, будучи поджатой противоположным торцом в дно цилиндра втулки винта.

При перемещении поршня 10 влево или вправо, т. е. в сторону уменьшения или увеличения шага винта, происходит перемещение поворотной втулки 13, которая установлена на поршне на двух шариковых подшипниках 20и 21.

В связи с тем, что поворотная втулка 13 соединена со шлицевой втулкой 19 винтовыми шлицами, она при своем перемещении получает вращательное движение

При падении давления масла в канале фиксатора шага, а также в полости Д под плунжером 14, плунжер вместе с золотником 12 перемещается вправо до упора, и золотник 12 соединяет полость Г под втулкой 18 со сливом, в результате чего давление в полости Г падает, и втулка 18 под действием пружин 17 перемещается вправо.

Втулка 18 механического упора, перемещаясь вправо, своими торцевыми шлицами входит в зацепление с торцевыми шлицами поворотной втулки 13. При этом вращение последней прекращается, а следовательно, прекращается перемещение поршня 10. Винт будет зафиксирован на том углу, на котором произошло падение давления масла в канале фиксатора шага.

При увеличении шага винта более 50° шлицевая втулка 19 отводится вправо. В таком положении МФШ не срабатывает, так как вращение поворотной втулки 13 прекращается.

При медленной разгерметизации полости А под действием момента от поперечных составляющих центробежной силы лопастей механизм винта перемещается в сторону уменьшения шага, нагрузка на винт уменьшается, и начинает возрастать частота вращения. В этом случае срабатывает центробежный фиксатор шага, а вместе с ним и МФШ.

5.7 Снятие лопастей с промежуточного упора

Для того чтобы снять винт с промежуточного упора, необходимо в полость Д под плунжером 14 и в полости Б иГ подать масло высокого давления от насоса регулятора. Для этого необходимо подать питание на электромагнит 50,в результате чего золотник 51 переместится вниз и соединит канал 53 с каналом 49, находящимся под давлением масла от насоса регулятора.

Масло из канала 53 пройдет к торцам золотников 83 и 89 и переместит их вниз.

При опущенном золотнике 83 канал фиксатора шага соединится со сливом в картер двигателя, вследствие чего в полости пружины 30 золотника 8 давление упадет, и на золотник справа будет действовать только сила 30.

При опущенном золотнике 89 масло из насоса регулятора через маслофильтр 54, канал 65 и проточку золотника 89поступит в канал малого шага.

Из канала малого шага масло поступит по каналам 33 и 9 в полость малого шага Б цилиндра винта и одновременно в полость Е к торцу золотника 8. Так как с противоположного торца на золотник 8 действует только одна сила пружины 30, то под действием давления масла золотник, сжимая пружину, переместится вправо и пропустит масло из полости Е по каналу 24 в полость Д под плунжером 14.

Под действием давления плунжер 14 фиксатора шага вместе с клапаном 16 и золотником 12 передвинется влево, в результате чего полость А окажется соединенной с каналом большого шага 15, в котором давление масла регулируется золотником центробежного механизма регулятора.

При перемещении влево плунжера 14 и золотника 12 полость Г под втулкой 18 отсоединится от слива и соединится через каналы 11 и 25 с полостью Д, имеющей высокое давление от насоса регулятора.

Под действием давления масла втулка механического упора 18 переместится влево и выйдет из зацепления с торцевыми шлицами поворотной втулки 13, вследствие чего винт будет снят как с гидравлического, так и с механического упоров промежуточного утла и перейдет под контроль регулятора.

Изменение шага винта в сторону увеличения или уменьшения его для поддержания равновесия частоты вращения при включенном электромагните снятия винта с упора происходит обычным порядком. Отличие состоит только в том, что полость малого шага Б в этом случае заполнена маслом не из масломагистрали двигателя, а маслом от насоса регулятора. Поэтому при включенном электромагните снятия винта с упора давление масла в полости малого шага винта для одинакового режима будет больше, чем при выключенном.

5.8 Работа центробежного фиксатора шага

Центробежный фиксатор шага (ЦФШ) автоматически фиксирует винт в случае повышения его частоты вращения свыше 106,5 %.

При достижении винтом указанной частоты вращения золотник ЦФШ 26, сжимая пружину 27 под действием центробежной силы, переместится вверх. При своем перемещении золотник ЦФШ через канал 29 соединит полость под гидравлическим золотником 7 со сливом, в результате чего последний переместится вниз и соединит со сливом участок канала ФШ от гидравлического золотника 7 до клапана ФШ 16. При срабатывании ЦФШ и гидравлического золотника также срабатывает клапан ФШ 16, который закроет выход оставшемуся в полости А маслу, т. е. зафиксирует винт.

При срабатывании клапана ФШ 16 вместе с плунжером 14 переместится вправо и золотник 12, который соединит полость Г со сливом. Таким образом, при срабатывании ЦФШ срабатывают ГФШ, МФШ и гидравлический золотник ФШ.

При уменьшении частоты вращения винта также уменьшится центробежная сила золотника ЦФШ и при достижении винтом частоты вращения не менее 105,7 % под действием разжимающейся пружины золотник ЦФШ возвратится в первоначальное положение и через свою проточку пропустит масло из участка канала фиксатора шага, находящегося под высоким давлением, в полость под золотником 7. Под действием давления масла золотник 7переместится вверх и через свою проточку, проточку регулирующей втулки и канал 24 соединит полость Д под плунжером 14 фиксатора шага с каналом ФШ. В результате этого винт расфиксируется и будет находиться под контролем регулятора.

6. Система флюгирования лопастей воздушного винта

Кроме изменения шага в пределах рабочего диапазона лопасти винта при помощи специальной аппаратуры могут быть установлены во флюгерное положение, т. е. в такое положение, при котором лопасти винта создают наименьшее сопротивление полету самолета.

Система флюгирования воздушного винта АВ-72Т обеспечивает:

Автоматический ввод лопастей винта во флюгерное положение по команде от датчика в системе измерителя крутящего момента;

Автоматический ввод лопастей винта во флюгерное положение по команде от датчика отрицательной тяги на валу винта при появлении отрицательной тяги, которая больше величины настройки датчика;

Принудительный ввод лопастей винта во флюгерное положение после нажатия на кнопку флюгирования;

Принудительный аварийный ввод лопастей винта во флюгерное положение от маслонасоса регулятора частоты вращения при по даче в регулятор к золотнику ввода во флюгер гидросмеси из самолетной магистрали через трехходовой кран 85;

Вывод лопастей винта из флюгерного положения;

Проверку системы автоматического флюгирования от датчика в системе измерителя крутящего момента;

Проверку системы автоматического флюгирования от датчика отрицательной тяги на валу винта;

Частичное флюгирование на работающем или остановленном двигателе.

Во всех случаях флюгирования, при расфлюгировании и проверках систем флюгирования включается флюгepный масляный насос и только при аварийном флюгировании масло под соответствующим давлением подается насосом регулятора частоты вращения этого двигателя без включения флюгерного насоса.

1. Автоматический ввод лопастей воздушного винта во флюгерное положение от датчика автоматического флюгирования (ДАФ) (рис. 28а) в системе измерителя крутящего момента произойдет, если на режиме работы двигателя не ниже 35,5+ 2° по УПРТ произойдет падение давления масла в ИКМ ниже 10±0,5 кгс/см2.

При установке режима двигателя?в? 35,5+2° по УПРТ и выше происходит замыкание контактов 3...4 кнопочного выключателя в АДТ цепи блокировки автоматического флюгирования и возрастает давление в системе ИКМ. При достижении давления в системе ИКМ 10 ± 0,5 кгс/см2 и выше замыкаются контакты 3…4 и размыкаются контакты 1…2 микровыключателя I в ДАФ, разрывая электрическую цепь флюгирования (контакты 1…2), а при давлении 25±1 кгс/см2 и выше замыкаются контакты 3...4 и размыкаются контакты 1…2 микровыключателя II в ДАФ.

Через замкнувшиеся контакты 3…4 микровыключателя II и контакты 3...4 микровыключателя I обеспечивается включение реле I готовности флюгирования, подающее питание к сигнальной лампочке 102 готовности флюгирования.

Включившееся реле I готовности флюгирования становится на самоблокировку через контакты 3…4 кнопочного выключателя АДТ, поэтому размыкание верхних контактов 3…4 микровыключателя II в ДАФ при падении давления масла в ИКМ (если установлен режим двигателя?в? 35,5+2° по УПРТ) не препятствует автоматическому флюгированию.

При падении давления масла в ИКМ ниже 25 ±1 кгс/см2 замыкаются контакты 1…2 микровыключателя II , а при давлении ниже 10±0,5 кгс/см2 замыкаются контакты 1…2 микровыключателя I в ДАФ и (при замкнутых контактах3…4 кнопочного выключателя в АДТ) в коробку реле автомата флюгирования поступает команда на автоматический ввод лопастей винта во флюгерное положение.

Команда на флюгирование воздушного винта поступает только при условии замыкания контактов 1…2 обоих микровыключателей в ДАФ.

В результате замыкания в ДАФ контактов 1…2 микровыключателя I и контактов 1…2 микровыключателя IIвключается реле II ввода во флюгер, которое, в свою очередь, включит: автомат времени флюгирования, контактор флюгерного маслонасоса, включающий цепь питания электродвигателя флюгерного маслонасоса 52 и сигнальную лампочку 99, реле IV ввода во флюгер, реле Iа, которое включит сигнальные лампочки 36 и 104.

Реле IV выключит реле I, в результате чего погаснет сигнальная лампочка 102 и включит реле V останова двигателя, которое подведет питание к электромагнитному клапану АДТ прекращения подачи топлива.

Включающийся при срабатывании реле II флюгерный маслонасос будет подавать масло по каналу 58 к селекторному клапану 59 регулятора частоты вращения.

Под действием давления масла селекторный клапан переместится вниз, пропустит масло через канал 57 и маслофильтр 54 и из канала 63 по проточке в канал 64, через верхнюю проточку электромагнитного золотника 62,канал 68 к торцу золотника 92 ввода во флюгер.

Под действием давления масла золотник 92 переместится вниз и пропустит масло из маслофильтра по каналам65, 91 и каналу большого шага в полости А и К цилиндра винта.

Давлением масла поршень винта будет перемешаться во флюгерное положение.

Работа механизма винта при вводе лопастей во флюгерное положение происходит так же, как и при увеличении шага винта. При этом положение лопастей во флюгере ограничивается упором поршня в кольцо 32, установленное у передней стенки корпуса винта.

При вводе лопастей винта во флюгерное положение в винт поступает масло как из насоса 94 регулятора, так и из флюгерного маслонасоса 52.

Слив масла из полости Б при вводе лопастей во флюгерное положение происходит по каналу малого шага через проточку золотника 89 и каналы 90 и 86 в масломагистраль двигателя.

Через 12 с автомат времени флюгирования разорвет минусовую цепь (клемма 4) реле II, в результате чего реле выключится.

При выключении реле II выключится контактор флюгерного маслонасоса, который разомкнет цепь питания электродвигателя флюгерного маслонасоса, сигнальной лампочки 99, реле IV и Iа. Сигнальные лампочки 36 и 104погаснут.

Реле V и электромагнитный клапан АДТ прекращения подачи топлива в двигатель (останов) остаются включенными. Для их выключения необходимо кратковременно вытянуть и отпустить кнопку флюгирования. При этом кратковременно включится реле III вывода из флюгера, которое разорвет цепь питания реле V и электромагнита останова АДТ.

2. Автоматический ввод лопастей винта во флюгерное положение от датчика автоматического флюгирования по отрицательной тяге на валу винта произойдет, если на режимах?в? 30+4° по УПРТ возникнет отрицательная тяга выше величины, на которую настроен датчик.

В регуляторе частоты вращения установлен золотник 75 автофлюгера, срабатывающий в случае падения давления масла в командном канале 71 датчика.

На работающем двигателе золотник 75 с нижнего торца подпирается пружиной 76, имеющей силу затяжки 5 кгс, и давлением масла, равным 5+0,5 кгс/см2, из командного канала 71. Суммарное усилие на золотник снизу составляет примерно 30 кгс.

При положении сектора газа ниже значений?в = 30+4° по УПРТ канал 61 сообщен со сливом через сливной кран 78 на АДТ. В результате этого поршень 72 будет поджат пружиной 73 в крайнее верхнее положение и золотник75 практически не будет испытывать никаких усилий сверху, так как пружина 74 не будет затянута.

При положении сектора газа выше значения?в = 30+4° по УПРТ кран 78 перекроет слив из канала 61.

В канале 61, сообщенном с каналом высокого давления 65 через каналы 67 и 70, жиклер 69 и дроссельный пакет замедлителя 79, начнет повышаться давление.

Под действием давления масла поршень 72 будет перемещаться вниз до упора, сжимая пружины 73 и 74. Через 5 с с момента закрытия слива из канала 61 пор- шень 72 переместится в крайнее нижнее положение, что обеспечит затяжку пружины 74 до усилия, равного 16 кгс. Из-за разности усилий (30…16 кгс) золотник 75 будет находиться в крайнем верхнем положении, а вся система - в состоянии готовности.

Замедление перестройки золотника автофлюгера необходимо для того, чтобы не произошло самопроизвольного автоматического флюгирования винта в полете при резком перемещении рычага управления двигателем за угол выше диапазона блокировки?в = 30…34° по УПРТ при наличии отрицательной тяги, превышающей настройку датчика в редукторе.

В командный канал 71 масло поступает по каналу 55 из канала высокого давления 65 регулятора через пакет дросселей 56, обеспечивающий расход масла около 1 л/мин.

Давление в командном канале 71, равное 5+0,5 кгс/см2, поддерживается дросселированием на пакете дросселей56 и с помощью редукционного клапана 37.

Подобные документы

Устройство и работа системы питания карбюраторного двигателя, возможные неисправности. Режимы работы двигателя. Дозирующая система и вспомогательные устройства карбюраторов. Привод управления карбюратором. Ограничитель максимальной частоты вращения.

реферат , добавлен 29.01.2012


Наименование горючей смеси для режимов работы двигателя. Назначение, устройство и работа карбюратора. Система пуска холодного двигателя. Система холостого хода. Главная дозирующая система. Система ускорительного насоса. Ограничитель максимальных оборотов.

контрольная работа , добавлен 03.01.2013


Принцип работы приборов системы питания двигателя сжиженным газом. Система питания автомобиля ГАЗ-2417. Работа карбюратора К-126 Г на средних и полных нагрузках. Восьмицилиндровый четырехтактный двигатель, чередование тактов на примере двигателя ЗИЛ-130.

контрольная работа , добавлен 31.05.2010


Двигатель внутреннего сгорания как объект регулирования, статическая и динамическая характеристика. Расчёт регулятора, его динамика. Обороты вала двигателя на холостом ходу. Структурная схема системы регулирования частоты вращения вала двигателя.

курсовая работа , добавлен 09.06.2012


Краткое описание звездообразного поршневого двигателя. Расчет процессов наполнения, сжатия, сгорания, расширения двигателя. Индикаторные и геометрические параметры двигателя. Расчет на прочность основных элементов. Расчет шатуна и коленчатого вала.

курсовая работа , добавлен 21.01.2012


Характеристика изменений параметров двигателя во времени. Основные уравнения, описывающие динамическую работу регулятора. Математическая модель двигателя внутреннего сгорания. Структурная схема системы автоматического регулирования угловой скорости ДВС.

курсовая работа , добавлен 23.03.2015


Общее устройство и работа двигателя внутреннего сгорания. Система управления двигателем автомобиля ВАЗ. Преимущества и недостатки двухтактного инжекторного двигателя по сравнению с карбюраторным. Функционирование типовой системы инжекторного впрыска.

курсовая работа , добавлен 31.10.2011


Назначение, устройство и работа двигателя. Неисправности, диагностирование и техническое обслуживание агрегата. Порядок разборки и сборки двигателя. Дефектация деталей с описанием способов возможного восстановления годности для дальнейшей эксплуатации.

реферат , добавлен 04.03.2010


Особенности устройства кривошипно-шатунного механизма двигателя ЯМЗ-236. Устройство деталей механизма газораспределения двигателя ЗИЛ-508.10. Типы форсунок, их преимущества и недостатки. Схема бесконтактно-транзисторного регулятора напряжения РР350.

курсовая работа , добавлен 12.01.2015


Динамический расчёт двигателя. Кинематика кривошипно-шатунного механизма. Расчёт деталей поршневой группы. Система охлаждения двигателя. Расчет радиатора, жидкостного насоса, вентилятора. Система смазки двигателя, его эксплуатационная надёжность.

Силовая установка самолета обеспечивает взлет самолета, полет на расчетной высоте и на расчетную дальность, уход на второй круг при посадке.

Размещение силовой установки на самолете сопровождается выполнением целого ряда требований: аэродинамических, компоновочных, прочностных и эксплуатационных.

Силовая установка самолета Ан-24 состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-24 с четырехлопастными винтами АВ-72. Силовая установка самолета Ан-24РВ состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-24 и турбореактивного двигателя РУ19А-300.

Двигатели АИ-24 установлены на рамах в гондолах под центропланом крыла и через силовые шпангоуты гондол крепятся к фермам на переднем лонжероне центроплана. В рамах смонтированы гасители вибраций - амортизаторы. Двигатель РУ19А-300 размещен в хвостовой части правой гондолы и прикреплен на подмотор- ной раме к заднему лонжерону центроплана.

В силовую установку входят также гондолы и системы: выхлопа и обдува двигателя, управления двигателя, масляная, топливная, впрыска воды в двигатели, противопожарная.

Двигатель АИ-24 развивает на максимальном режиме мощность 2550 л. с. Он имеет дифференциальный планетарный редуктор со степенью редукции 0,08255. К фланцу редуктора на торцовых шлицах крепится болтами воздушный четырехлопастной флюгерный винт АВ-72 с автоматически изменяемым в полете шагом, диаметром 3,9 м. В конструкцию редуктора включен механизм измерителя крутящего момента (ИКМ).

К корпусу редуктора крепится лобовой картер, образующий своими стенками входной канал воздушного тракта двигателя. В задней части воздушного тракта лобового картера установлен входной направляющий аппарат. В лобовом картере расположены приводы к агрегатам двигателя, а на наружной его поверхности - приливы с фланцами для установки передних цапф крепления двигателя.

К лобовому картеру крепится стальной разъемный по оси корпус компрессора с ресиверами и фланцами для установки клапанов перепуска воздуха за V и VIII ступенями компрессора. В нижней части корпуса компрессора крепится автомат дозировки топлива АДТ-24М.

В корпусе компрессора между спрямляющими аппаратами и рабочими кольцами вращается ротор компрессора, состоящий из десяти дисков с рабочими лопатками й заднего вала, являющегося задней опорой ротора. Передней опорой ротора служит хвостовик диска I ступени компрессора. К корпусу компрессора крепится сварной корпус камеры сгорания, состоящий из наружного разъемного кожуха и внутренней конической балки, соединенных между собой восемью полыми ребрами. На поверхности корпуса имеются фланцы для крепления топливных форсунок, запальников и фланцев труб отбора воздуха для самолетных систем. Внутри корпуса расположена камера сгорания кольцевого типа, которая крепится к корпусу при помощи восьми фиксирующих штифтов. За камерой сгорания расположена осевая трехступенчатая турбина.

Ротор турбины состоит из вала и трех рабочих колес, соединенных между собой анкерными болтами. Вал турбины вращается на роликовом подшипнике, установленном в конической балке корпуса камеры сгорания. Передний конец вала соединен шлицами с шейкой задней цапфы ротора компрессора. Статор турбины состоит из трех сопловых аппаратов, соединенных между собой болтами.

К статору турбины крепится нерегулируемое реактивное сопло, состоящее из наружного кожуха и стекателя, соединенных между собой пятью пустотелыми ребрами. К наружному кожуху реактивного сопла присоединяется удлинительная труба.

На двигателе установлены следующие основные агрегаты: стартер-генератор СТГ-18М, генератор переменного тока Г016П48, гидронасос 623АН, регулятор оборотов Р-68ДТ-24, маслоагрегат МА-24, маслонасос измерителя крутящего момента МИКМ-24, основной топливный насос НД-24М, подкачивающий топливный насос БНК-ЮИ, автомат дозировки топлива АДТ-24М, топливные форсунки (рабочие) ФР-24 и свечи СПН-4-3.

Для активной защиты от пожара двигатели оборудованы автоматической стационарной противопожарной системой, имеющей также ручное управление и необходимые средства сигнализации возникновения и ликвидации пожара.

Подвеска двигателя АИ-24

Двигатель АИ-24 крепится к крылу на раме через силовой шпангоут гондолы двигателя и силовую ферму. Рама подвески двигателя (118) состоит из двух верхних боковых подкосов 2 с передними демпферами 1, двух верхних средних подкосов 4, двух нижних боковых подкосов 10> двух амортизированных задних подкосов 7. В конструкцию рамы входят также средний кронштейн 63 соединя-

ющий задние концы верхних средних подкосов рамы, планка 5, соединяющая задние концы верхних подкосов и стыковочные болты. Все детали рамы выполнены из высокопрочной стали, соединительная планка 5 из алюминиевого сплава.

Подкосы представляют собой трубчатые стержни с крепежными узлами на концах. К передним концам верхних боковых подкосов 2 приварены корпусы демпферов 1, имеющие проушины для крепления верхних 2, средних 4 и нижних подкосов 10. К задним концам верхних боковых подкосов приварены стыковочные кронштейны 3 рамы и проушины для присоединения стоек 7 и соединительной планки 5. В проушины, соединяющие между собой подкосы и стойки, запрессованы сферические подшипники. Средние подкосы 4 имеют на концах вильчатые наконечники, которыми они присоединяются спереди к проушинам передних демпферов 1 и сзади - к среднему кронштейну 6. Нижние подкосы 10 на передних концах имеют вильчатые наконечники для крепления к переднему демпферу, а на задних концах - стыковочные кронштейны. Средние и нижние подкосы имеют на одном конце муфты 11 тандерного типа для регулирования длины подкоса. Стойки 7 крепятся к проушинам на задних концах верхних боковых подкосов. Нижние концы стоек 7 имеют ушки 8 со сферическими подшипниками для соединения с задними цапфами двигателя. На нижних ушках 8 имеются серьги для подвески на тросах 9 задних концов нижних подкосов при навеске двигателя. Для регулирования длины стойки 7 служит муфта тандерного типа.

Двигатель крепится к раме через демпферы, поглощающие колебания, возбуждаемые двигателем и винтом. Передние демпферы (118, IV) состоят из трех амортизационных дисков и четырех распорных колец. Амортизационные диски с распорными кольцами и соединительной втулкой на.передней цапфе двигателя вставлены в корпус амортизатора и закрыты крышкой, прижатой к корпусу амортизатора болтами. Задние демпферы смонтированы в стойках 7. Каждый демпфер представляет собой пакет из трех резинометал- лических колец, разделенных по внутренним и наружным поверхностям металлическими распорными втулками.

Рама подвески двигателя к ферме (119) крепится пятью* шпильками, ввернутыми в кронштейны 1 фермы.

Ферма состоит из восьми трубчатых стержней 39 к которым приварены кронштейны 4 для крепления к лонжерону центроплана и для навески переднего силового шпангоута 2 гондолы двигателя и крепления рамы подвески двигателя.

Гондолы служат для размещения силовой установки и основных опор шасси.

Каждая гондола (левая и правая) состоит из передней, средней и задней части (оис. 120). Технологически гондола разделена передним 16 и задним 9 силовыми шпангоутами. В передней части гондолы размещен двигатель АИ-24, в средней - основные опоры шасси. Кроме того, средняя часть гондолы является зализом между

центропланом и гондолой. В задней части правой гондолы установлен двигатель РУ19А-300, в задней части левой гондолы - противопожарное оборудование.

Передняя часть гондолы состоит из обтекателя втулки воздушного винта /, обтекателя 2 редуктора воздушного винта, воздухозаборника 3 двигателя АИ-24, шпангоута 4 воздухозаборника, боковых крышек 5 капота, закрепленных на продольной балке € и нижней крышке 16 капота. Балка 6 крепится к шпангоутам 4 и 16.

Средняя часть гондолы состоит из боковых панелей S, верхней панели - зализа 7, экрана /5, отделяющего выхлопную систему двигателя от отсека шасси и створок отсека шасси задних 12 и 13 и передних 14. Ограничивается средняя часть гондолы по длине силовыми шпангоутами 16 и 9. Центроплан от выхлопной системы двигателя защищен экраном 15 из нержавеющей стали.

Задняя часть правой гондолы состоит из хвостовой части 10 и обтекателя 11. В хвостовой части сверху установлен воздухозаборник двигателя РУ19А-300. Обтекатель 11 представляет собой откидной капот, в котором смонтировано реактивное сопло двигателя РУ19А-300.

Элементы гондолы

Передний силовой шпангоут 16, выполняющий одновременно функции противопожарной перегородки, состоит из наружного и внутреннего ободов (кольцевых ирофилей) и стенки из титанового сплава. Стенка толщиной 0,6 мм подкреплена горизонтальными и вертикальными профилями. В нижней части вертикального профиля имеется площадка и фитинг для установки замка створок шасси. В нижней части шпангоута имеется резиновая лента (профиль) герметизации крышек капотов, а также ложементов крепления огнетушителей.

Задний шпангоут 9 состоит из силового пояса и стенки. В левой гондоле стенка дюралюминиевая. Стенки подкреплены дюралюминиевыми профилями и имеют выштамповки под механизмы уборки, выпуска и управления створками шасси. Задний шпангоут своей верхней частью приклепан к рамке хвостовой части центроплана, образованной стойками трех хвостовых нервюр и уголками, расположенными по верхней и нижней поверхности центроплана.

Панели 8 состоят из обшивки и стрингеров, которые к обшивке крепятся с помощью клеесварного соединения. Кроме стрингеров, в продольный набор боковых панелей входят клепаные балки, окантовывающие панели снизу. К балкам на трех кронштейнах крепятся створки 14 шасси. Панели приклепываются к силовым шпангоутам и крепятся к крылу винтами. Балки боковых панелей при помощи узловых соединений крепятся к силовым шпангоутам на болтах.

121. Капот двигателя

Экран /5, отделяющий нишу шасси от коммуникаций двигателя, состоит из каркаса и обшивки, сваренных между собой точечной электросваркой, и крепится к шпангоутам боковых панелей винтовыми замками. Сзади экран имеет люк для подхода к нижним термопарам двигателя.

Капот двигателя (121) состоит из воздухозаборника 8 двигателя, верхней балки /7, двух боковых 13 и нижней 20 крышек. Кольцевой воздухозаборник 8 двигателя.внутренней частью образует канал подвода воздуха к компрессору двигателя.

Воздухозаборник 8 двигателя - клепаный. Он выполнен как одно целое с воздухозаборниками 5 и 4 воздухо-масляного и воздухо- воздушного радиаторов и состоит из шпангоута 6, диафрагмы, обшивки и стыковочных профилей. Носовые части воздухозаборников имеют общую микроэжекторную систему обогрева. Горячий воздух из кольца-коллектора 7 поступает в полость между обшивкой воздухозаборника и дефлектором Р, обогревая в условиях обледенения носовую часть воздухозаборника.

Воздухозаборник 8 крепится к фланцу двигателя двенадцатью шпильками, установленными на внутреннем ободе шпангоута 6.

К шпангоуту 6 воздухозаборника крепятся штампованные из алюминиевого сплава кронштейны 19 с узлами навески нижней крышки 20 капота и верхней балки 17. Герметизация стыков воздухозаборника двигателя с крышками капота и воздухозаборников радиаторов с радиаторами обеспечивается резиновыми трубками, обклеенными капроном.

Верхняя балка 17 капота служит для крепления боковых крышек 13 и состоит из двух продольных профилей, склепанных с наружной и внутренней обшивками. Передним концом балка крепится болтами с амортизаторами к кронштейну на воздухозаборнике 8Г задним - к кронштейну 18 на фланце компрессора двигателя. Боковые крышки 13 капота крепятся к стенке балки 17 шарнирно на трех кронштейнах 12 и уплотняются в закрытом положении резиновой трубкой, оклеенной капроном. Конструктивно каждая боковая крышка выполнена из штампованного каркаса и обшивки, соединенных точечной сваркой. На каждой крышке установлены воздухозаборники 14 обдува генератора, два патрубка 10 для вентиляции отсека двигателя и патрубок 16 для обдува заднего демпфера.

Задние кромки крышек 13 отогнуты наружу и образуют с гондолой щель для выхода воздуха, обдувающего двигатель. Крышки при техническом обслуживании открываются вверх и поддерживаются в таком положении подкосами 11. Одним концом подкос 11 шарнирно укреплен на крышке, другим устанавливается в гнезда на шпангоуте воздухозаборника. При закрытых крышках 13 подкосы 11 удерживаются пружинными замками. Крышки капота удерживаются в закрытом положении рычажно-штыревыми замками, которые закрываются и открываются рукояткой 15.

Нижняя крышка капота (122) состоит из двух продольных 2 и одной поперечной 4 балок, пяти диафрагм, выходного туннеля воздухо-воздушного радиатора 7. С внутренней стороны крышки на диафрагмах с ложементами установлены кронштейны под стяжные ленты крепления маслорадйатора 1. На поперечной балке 4 установлен кронштейн 5. Над туннелем воздухо-воздушного радиатора 7 к средней диафрагме и задней балке сверху приклепаны ложементы маслобака 6. В промежутке между туннелями масля- ного 1 и воздухо-воздушного радиатора 6 расположен флюгерный насос. На нижней крышке капота имеются кронштейн 3 для штырей замков капота и кронштейны 5 и 8 крепления нижней крышки.

Обтекатель втулки винта (123) состоит из съемного обтекателя, диска 7, четырех обтекателей 5 комлей лопастей, четырех козырьков 6 и электрообогревательного элемента. Съемный обтекатель состоит из обечайки 10, передней 11 и задней 2 диафрагм, приклепанных к обечайке. На передней диафрагме установлена опора являющаяся одновременно частью штепсельного разъема системы электрического обтекателя втулки винта 9. По окружности задней диафрагмы 2 расположены штыри 3 для крепления обтекателя к диску 7. Диск выполнен из магниевого сплава и имеет четыре бобышки с отверстиями, через которые на резиновых амортизационных втулках проходят шпильки крепления диска к втулке

винта. Обтекатель к диску 7 крепится штырями 3 на обтекателе и кольцом-замком 8 на задней поверхности диска. Кольцо-замок 8 стальное и имеет по окружности дугообразные и фигурные отверстия. Через дугообразные отверстия проходят болты крепления кольца-замка 8 к диску 7, что дает возможность некоторого углового перемещения кольца- замка относительно диска.

Для установки съемного обтекателя на винт необходимо совместить круглую часть фигурных отверстий кольца-замка 8 с отверстиями на диске 7, вставить в них штыри 3 обтекателя и повернуть кольцо-замок специальным ключом. При этом кольцо-замок краями фигурных отверстий войдет под головки штырей 3 и закрепит обтекатель на диске. Закрытое положение кольца-замка 8 фиксируется пружинным замком, укрепленным на диске 7. Ключ к кольцу-замку подводится через отверстия в обечайке 10. Возле отверстия, с наружной стороны обечайки нанесены надписи «Открыто» и «Закрыто» с указанием направления движения ключа, При вводе ключа штыревой замок отжимается, освобождая кольцо-замок 8.

Обтекатель 5 комля лопасти состоит из двух половин, соединяемых между собой болтами 4. За обтекателями комля лопасти установлены козырьки 6> каждый из которых крепится к обечайке 10 двумя винтовыми замками. За обтекателем втулки винта, являясь как бы его продолжением, установлен обтекатель редуктора, образующий внутренний обвод канала подвода воздуха к компрессору двигателя.

Обтекатель редуктора (124) состоит из поперечной диафрагмы 1 и трех продольных диафрагм 2, заднего 3 и переднего 6 окантовочных профилей, кольцевой окантовки 4 и дюралюминиевой обшивки 5. Обтекатель крепится впереди картера редуктора двигателя шестью шпильками и центрируется на кольцевой проточке двигателя бобышками.

Системы выхлопа и обдува двигателя АИ-24

Система выхлопа двигателя

Задний конец трубы окантован накладкой. Сверху на удлинительную трубу с зазором 20 мм установлен кожух. Зазор между трубой и кожухом обеспечивается постановкой четырех кольцевых рифле- нок, состоящих из двух половин, и упоров, приваренных к кожуху. Кожух изготовлен из листовой нержавеющей стали толщиной 0,6 мм н имеет продольный технологический разъем, обеспечивающий его установку на трубу. Кожух прижимается к трубе приваренными с внутренней стороны упорами с помощью пяти стяжных хомутов 4.

Удлинительная труба с кожухом передним своим концом крепится к двигателю с помощью телескопического соединения, допускающего угловые и осевые перемещения трубы относительно двигателя. Кожух удлинительной трубы соединен с кожухом обдува двигателя хомутом, имеющим в нижней части штуцер для слива топлива, попадающего сюда из двигателя.

В средней части удлинительная труба 6 (125) к центроплану крепится на кронштейне стойками имеющими шарнирную подвеску. В верхних частях стоек смонтированы амортизаторы 3. В нижней части стойки / крепятся к трубе 2 на кронштейнах 5.

Система обдува двигателя (рис;. 126) предназначена для охлаждения горячей части двигателя и двух генераторов. Горячая часть двигателя обдувается наружным воздухом, подводимым через воз-" духозаборник 5, приклепанный к нижней части внешней боковой панели гондолы. К воздухозаборнику болтами крепится патрубок отбортованный к переднему силовому шпангоуту. На другом конце патрубка приварен переходник, соединяющийся, хомутом с патрубком 4, установленным на стенке ниши шасси. Этот патрубок в свою очередь соединен еще с одним патрубком 6, конец которого окантован асбестовым полотном и прижимается тремя пружинами к фланцу кожуха двигателя.

Наружный воздух, проходя через воздухозаборник 5 и систему патрубков, поступает в кольцевой зазор между корпусом двигателя и его кожухом, охлаждает корпус турбины, а затем попадает в пространство между удлинительной трубой 7 и ее кожухом и на срезе трубы выходит в атмосферу. Кожух удлинительной трубы выступает за обрез трубы на 50 мм, образуя эжектор, обеспечивающий вентиляцию через систему обдува при работе двигателя на стоянке и во время руления самолета.

Вспомогательная силовая установка РУ19Л-300

Силовая установка РУ19А-300 создана на базе турбореактивного двигателя РУ19А-300 с максимальной стендовой тягой 800 кгс. Силовая установка предназначена для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета Аи-24: уменьшение дистанции разбега и увеличения скорости набора высоты. Поэтому силовая установка РУ19-300 используется только в режимах взлета и набора высоты. На остальных этапах полета она не работает.

РУ19А-300 представляет собой турбореактивный двигатель с однокаскадным осевым семиступенчатым компрессором, кольцевой камерой сгорания, одноступенчатой осевой реактивной тур« биной и реактивным соплом с нерегулируемым выходным сечением.

Запуск двигателя РУ19А-300 осуществляется от бортовых аккумуляторных батарей 18САМ-28, от генераторов СТГ-18ТМВ или от аэродромных источников электроэнергии. Процесс запуска автоматизирован.

К агрегатам запуска относятся генератор ГС-24Б, агрегат зажигания КМД-224Т с запальными свечами СД-96 и электромагнитный клапан пускового топлива. Агрегат зажигания служит для воспламенения топлива при запуске двигателя на земле и в воздухе путем подачи высокого напряжения на запальные свечи СД-16. Основными элементами агрегата КМД-224Т являются два трансформатора и два прерывателя. Первичные обмотки трансформаторов питаются через прерыватели, работающие с частотой 400-800 Гц от источников постоянного тока. При этом во вторичных обмотках индуцируется высокое переменное напряжение, достаточное для образования искрового разряда в свечах. Параллельно контактам прерывателей включены конденсаторы. Агрегат зажигания обеспечивает бесперебойное ценообразование при напряжении тока на входе в пределах от 12 до 30 В.

К аппаратуре управления запуском относятся: панель запуска ПТ-29, тахометрическая электросигнальная аппаратура ТСА-15УМ. Панель ПТ-29 обеспечивает программу запуска по заданному циклу. Аппаратура ТСА-15УМ выдает сигнал на закрытие ленты перепуска воздуха при нарастании оборотов до 63+2% и снижении до 31+2% и отключает стартерный цикл при оборотах 31+2%.

Запуск двигателя РУ19А-300 производится кнопками на щитке запуска, одна из которых служит для запуска двигателя на земле* а другая - для запуска в воздухе.

Контроль за запуском двигателя и работой производится по приборам и сигнальным лампам, установленным на средней панели приборной доски летчиков: указателю тахометра ИТЭ-1, указателю температуры выхлопных газов ТВГ-1, указателю давления топлива и масла и температуры масла УИЗ-З, по зеленой лампе сигнализации работы панели ПТ-29, зеленой лампе сигнализации открытия ленты перепуска воздуха и красной лампе сигнализации отказа аппаратуры ТСА-15УМ.

Система подвески двигателя РУ19А-300. Двигатель РУ19А-300 установлен в хвостовой части правой гондолы двигателя АИ-24 и крепится на раме к заднему лонжерону центроплана 2 и к ферме опоры шасси 1 (127).

Рама крепления двигателя представляет собой пространственную ферму, состоящую из стальных трубчатых подкосов 4, 5, 6, 9, 10, 12, проставки 7 и кронштейнов 3, 8, 11, 17, 19, шарнирно соединенных в узлах.

Рама состоит из двух частей: передней (по полету) -несъемной и задней - съемной, которая снимается вместе с двигателем при его замене. Амортизаторов рама не имеет. Обе части рамы соединяются ушковыми болтами 21 и 23 крепления подкосов к проставке 7 и кронштейну 8. Проставка 7 закреплена на подкосах 4, 5 и 6 передней рамы. Кронштейн 8 является основанием задней части фермы, к которой крепятся подкосы 9 и 10, передний пояс крепления двигателя 15 на серьгах 16. Задний пояс 13 крепления двигателя крепится к кронштейну 11 на подкосах 12.

Передним фланцем 20 двигатель РУ19А-300 крепится к шпангоуту гондолы на кронштейне 17, связанном с кронштейном 19 тягой 18. Кронштейн 19 установлен на переднем фланце 20 двигателя РУ19А-300.

Двигатель крепится к съемной части рамы в пяти точках: трех - по переднему поясу 15 и 6, двух - по заднему поясу 13. Подвеска по переднему поясу 15 воспринимает тягу, массу и инерционные нагрузки двигателя, подвеска по заднему поясу 13 - массу и инерционные нагрузки. Для предотвращения боковых колебаний двигатель крепится тягой 18 к кронштейну 17 на шпангоуте гондолы.

Передним поясом 15 крепления двигателя РУ19А-300 является корпус спрямляющего аппарата VII ступени компрессора. Задний пояс 13 установлен на переднем фланце корпуса турбины.

Для обеспечения монтажа съемной части рамы на проставке 7 установлены два направляющих штыря 22, которые входят при навеске двигателя в отверстия в кронштейне 8.

Топливная система двигателя РУ19А-300 состоит из трех самостоятельных систем: пусковой, основной и дренажно-сливной. Топливо для питания двигателя подается самолетными подкачивающими насосами из правого полукрыла.

В топливную систему двигателя РУ19А-300 входят следующие агрегаты и элементы: насос-регулятор 745А, топливо-масляный агрегат, автомат распределения топлива 745А-500, электромагнитный клапан пускового топлива МКПТ-9, коллектор пускового топлива МКПТ-9, коллектор основной и дополнительный, коллектор форсунок, дренажный бачок и топливные магистрали.

Пусковая система предназначена для запуска двигателя. При запуске топливо поступает от насоса-регулятора через клапан постоянного давления, отрегулированного на 5+l кгс/см2, и электромагнитный клапан пускового топлива в пусковой коллектор - к форсункам воспламенителей. Электромагнитный кран открывается при подаче на его обмотку напряжения в 27 В, а закрывается после окончания стартерного цикла автоматическим выключением напряжения в обмотке электромагнита.

Основная система предназначена для запуска двигателя АИ-24. Топливо из насоса-регулятора 745А через автомат распределения топлива подается в основной и дополнительный коллекторы форсунок камеры сгорания и оттуда через форсунки в камеру сгорания. После останова двигателя топливо из коллекторов через сливной клапан автомата распределения топлива сливается в дренажный бачок. При последующем запуске двигателя топливо из дренажного бачка выпускается за срез сопла воздухом, подведенным от компрессора.

Дренажно-сливная система предотвращает переполнение дренажных полостей топливом и горение топлива вне камеры сгорания. Дренаж топлива осуществляется из привода насоса- регулятора и корпуса камеры сгорания. Слив топлива производится из основного и дополнительного коллекторов, топливных магистралей и топливо-масляного радиатора. Слив топлива из топливо-масляного радиатора осуществляется через кран, установленный на крышке топливо-масляного агрегата.

Масляная система двигателя РУ19А-300 замкнутого типа. В нее входят: топливо-масляный агрегат 1566, состоящий из маслобака, топливного фильтра и топливо-масляного радиатора; масляный агрегат, состоящий из нагнетающего одноступенчатого насоса, откачивающего четырехступенчатого насоса, редукционного клапана и маслофильтра; центробежный суфлер; магистрали нагнетания, откачивания и суфлирования, обратные и запорный клапаны.

В маслосистему двигателя заправляется масло МК-8 или трансформаторное. В маслобак заправляется 5-5,5 л масла. Из маслобака масло поступает в нагнетающую ступень насоса МА и под давлением 1,2 кгс/см2 на режиме малого газа и 3,5-4 кгс/см2 на остальных режимах подводится через струйные форсунки к подшипникам передней, средней и задней опор и к коническим шестерням центробежной передачи.

Отработавшее масло сливается в маслоотстойники, откуда откачивается по внутренним каналам откачивающими ступенями насоса: тремя из опор и одним из коробки агрегатов. Производительность каждой ступени насоса МА (нагнетающей и откачивающей) равна 18 л/мин.

Из откачивающих насосов масло по общему каналу направляется в топливо-масляный радиатор. Перед поступлением в маслобак охлажденное ма»сло проходит через воздухоотделитель типа «циклон» и сетчатый фильтр.

Маслобак и масляные полости двигателя соединены между собой магистралью суфлирования и через центробежный суфлер сообщаются с атмосферой. Из маслосистемы масло сливается через сливные краны, установленные на коробке агрегатов, топливо- масляном агрегате и маслобаке.

Суфлирование и дренаж двигателя. Сообщение полости разгрузочной камеры и масляных полостей двигателя РУ19А-300 с атмосферой, а также дренаж двигателя осуществляется через трубопроводы (128), изготовленные из алюминиевого сплава.

128. Суфлирование и дренаж двигателя РУ19А-300

На фланцы разгрузочной камеры устанавливаются патрубки, собранные в общий коллектор /. Его конец за шпангоутом № 21 выведен на правом борту гондолы за обшивку. Трубопровод 2 суфлирования двигателя подсоединен к фланцу центробежного суфлера. Трубопровод 3 дренажа привода насоса-регулятора имеет сечение 8X1 мм, трубопровод 4 дренажа корпуса камеры сгорания - 6X1 мм, трубопровод 5 дренажа топливного автомата запуска имеет сечение 6X1 мм. Концы дренажных труб перед шпангоутом № 21 выведены у левого борта гондолы через обшивку под гондолу.

Соединения патрубков коллектора между собой - телескопические, соединения трубопроводов суфлирования и дренажа в отсеке двигателя РУ19А-300 выполнены дюритовыми муфтами с хомутами, соединения трубопроводов с проходниками на стенке шпангоута № 21 - ниппельные. Трубопроводы крепятся к элементам конструкции гондолы хомутами с кронштейнами и колодками.

Противообледенительная система воздухозаборника. Для защиты от обледенения обтекатель ротора компрессора во время работы двигателя подогревается изнутри горячим воздухом. Снаружи обте* катель имеет водоотталкивающее покрытие.

Обогрев передней кромки воздухозаборного устройства осуществляется горячим воздухом, который отбирается от противообледенительной системы самолета (ПОС). Противообледенительная система воздухозаборного устройства работает только при включении противообледенительной системы самолета. Трубопровод подачи воздуха в противообледенитель воздухозаборника подсоединен к трубопроводу ПОС самолета в правой гондоле двигателя, после крана отбора воздуха. Воздухозаборник обогревается на участке 40 мм от передней кромки. Трубопровод противообледенительной системы воздухозаборного устройства двигателя РУ19А-300 выполнен трубами сечением 12X1 мм. Трубы выполнены из алюминиевого сплава, соединения труб - ниппельные. Сверху трубы обмотаны теплоизолирующим материалом, обшитым стеклотканью. К элементам конструкции гондолы трубопровод крепится хомутами с кронштейнами.

Система обогрева двигателя. Для обеспечения запуска двигателя РУ19А-300 в полете при низких температурах предусмотрена система обогрева двигателя. Она включается в воздухе и на земле при температуре наружного воздуха -25° и ниже.

Горячий воздух отбирается от ПОС самолета. Штуцер отбора воздуха на обогрев двигателя вварен в трубопровод ПОС самолета в гондоле правого двигателя перед краном отбора воздуха от двигателя. Трубопровод отбора воздуха на обогрев двигателя до шпангоута № 21 проложен вместе с трубопроводом противообледенительной системы воздухозаборника двигателя. В отсеке двигателя трубопровод заканчивается петлей, в стенках которой просверлены отверстия диаметром 1,5 мм для выхода горячего воздуха непосредственно к агрегатам и узлам, требующим подогрева: к маслобаку, маслонасосу, топливному насосу и к корпусу центрального привода.

Для включения системы обогрева установлен перекрывной кран-заслоночного типа с электромеханизмом управления., Для сигнализации открытого положения заслонки на кране смонтирован концевой выключатель. Переключатель управления краном и лампа сигнализации установлены на правом пульте пилотов.

Трубопровод обогрева двигателя до заднего силового шпангоута выполнен трубами из алюминиевого сплава сечением 22X1 мм, а далее - трубами сечением 16X1 мм. Соединения трубопровода ниппельные; трубопроводы крепятся к элементам конструкции хомутами с кронштейнами. Трубопровод теплоизолирован стеклотканью и обмотан стеклолентой.

Система управления двигателями

Управление двигателями осуществляется с левого пульта и центрального пульта. На левом пульте установлены кнопки запуска двигателей АИ-24 и РУ19А-300, на центральном пульте - рычаги управления двигателями (РУД) АИ-24 и РУ19А-300 (129).

Управление двигателями АИ-24 состоит из системы управления автоматами дозировки топлива АДТ-24М, управление двигателем РУ19А-300 - из системы управления насосом-регулятором 745А.

Управление остановом двигателей электрическое, дистанционное. Выключатели останова двигателей смонтированы впереди рычагов 5 управления двигателями АИ-24.

Управление запуском и работой двигателей автоматизированное. Режим работы каждого двигателя АИ-24 определяется положением соответствующего рычага 5 управления АДТ-24М и контролируется по указателю УПРТ-2, расположенному на приборной доске. Дат* чики УПРТ-2 установлены на автоматах дозировки топлива. Индикатор УПРТ-2 имеет шкалу с градуировкой от 0 до 105°. Режиму малого газа на земле соответствует положение стрелки на отметке 0°, а 100° - взлетному режиму. Рычаги 5 смонтированы в пакете с рычагом 9 дифференциального управления полетного малого газа перемещением упоров и рукояткой 21 стопорения РУД.

Стопорное устройство обеспечивает фиксирование рычагов 3 и 5 управления двигателями в любом положении и представляет собой рукоятку со стопорной шайбой, имеющей косые выступы. При перемещении рукоятки вперед стопорная шайба своими выступами сжимает пакет рычагов, увеличивая трение между текстолитовыми шайбами и роликами рычагов управления двигателями, и таким образом затормаживает рычаги. Растормаживание производится движением рукоятки назад до отказа.

Рычаги 5 управления двигателями имеют механизм проходной защелки, с помощью которого при снижении режима работы двигателя рычаг фиксируется на упоре «Полетный малый газ». Для перевода рычага в положение 0° по УПРТ-2 необходимо поднять проходную защелку. Повышение режима работы двигателя от положения 0° по УПРТ-2 производится движением рычага вперед без поднятия проходной защелки.

На центральном пульте также установлено: указатель / положения заслонок маслорадиаторов,. ручки 13 аварийного флюгиро- вания винтов и выключатель 6 снятия винтов с упора.

Для предотвращения возможности взлета самолета с застопоренными рулями рычаги 5 управления двигателями сблокированы с системой управления самолетом таким образом, что при застопоренных рулях РУД могут находиться в положении от 0 до 30° по УПРТ-2. Кроме того, предусмотрена система сигнализации, выдающая сигнал на выпуск шасси и закрылков при посадке. Для включения микровыключателей системы сигнализации на ролике каждого РУД установлено по два нажимных ролика.

Управление двигателями тросовое (130). От пульта управления 1 каждая пара тросов 12 идет к кронштейну 2, установленному на шпангоуте № 4. Отсюда тросы под полом кабины пилотов доходят до нижнего кронштейна 3 на шпангоуте № 7 и, огибая ролики этого кронштейна, поднимаются до кронштейна 4 на этом же шпангоуте. От кронштейна 4 тросы проложены в специальном желобе под потолком слева от плоскости симметрии самолета. Во избежание схлестывания тросов в желобе установлена гребенка 5.

От кронштейна 9, расположенного на шпангоуте № 17, тросы через гермовыводы 10 выходят на ролики кронштейна 11, установленного на переднем лонжероне центроплана. От кронштейна И каждая пара тросов направляется соответственно к правой и левой гондолам к кронштейнам 8. Огибая ролики, расположенные на этих кронштейнах, тросы через промежуточные кронштейны 7, установленные на противопожарных перегородках, замыкаются на концевых роликах кронштейнов 6\ тросы закрепляются болтами. К каждому концевому ролику приклепан поводок, который через тягу связан с рычагом АДТ-24М. Длина тяги регулируется вворачиванием или выворачиванием наконечника тяги. Для компенсации перекосов при движении тяги в нерегулируемый наконечник впрессован шаровой подшипник, допускающий перекос оси тяги до 8°.

Направление тросов и необходимое расстояние между ними обеспечивается текстолитовыми роликами. Кронштейны, на которых установлены ролики, имеют ограничители, предохраняющие тросы от соскакивания с роликов. Для регулирования натяжения тррсов в проводку включены тендеры.

Управление двигателем РУ19А-300 осуществляется рычагом 3 (см. 129) с центрального пульта пилотов. Рычаг 3 связан тро« совой проводкой с рычагом насоса-регулятора. Тросы управления двигателем в фюзеляже и центроплане проложены рядом с тросами управления двигателями АИ-24 и на этих участках для них используются общие кронштейны.

В правой гондоле двигателя АИ-24 от роликов 13 (см. 130), установленных на переднем лонжероне центроплана, тросы опускаются под центроплан, идут через ролики 14 на среднем и заднем силовых шпангоутах и в хвостовой части гондолы замыкаются на концевом ролике /5, установленном на шпангоуте № 13.

К ролику 15 прикреплен поводок, который тягой 16 связан с рычагом 17 насоса регулятора. Соединение тяги 16 с поводком ролика 15 выполнено на шлицевой шайбе, что позволяет в пределах длины отверстия в поводке производить регулировку рабочей длины поводка. Регулировка длины тяги 16 осуществляется регулировочным

наконечником, ввернутым в тягу.

Маслосистема двигателя АИ-24

Каждый двигатель имеет свою автономную маслосистему, которая обеспечивает постоянную подачу масла к трущимся поверхностям двигателя для уменьшения трения и отвода тепла. Одновременно масло используется как рабочая жидкость в системе измерителя крутящего момента двигателя и для управления воздушным винтом.

В маслосистеме двигателя применяется смесь масел, состоящая по объему из 75% трансформаторного масла или масла МК-8 и 25% МС-20 или МК-22.

Маслосистема каждого двигателя состоит из внутренней и внешней маслосистемы.

Внутренняя маслосистема (маслосистема двигателя) включает в себя нагнетающий насос 31 (131), редукционные клапаны 26 и 27, подкачивающий насос 29, обратный клапан 30, а также откачивающие насосы 32, 37, 39, обратный клапан 38 секции масло- агрегата 25, центробежный воздухоотделитель 41, маслофильтры, каналы, форсунки, сливные краны и другие агрегаты двигателя.

Внешняя маслосистема (самолетная) состоит из маслобака 5; дренажного бака 2, маслорадиатора 43 с системой управления его заслонкой, флюгерного насоса 8, трубопроводов и контрольной ап« паратуры.

Общее количество масла в системе каждого двигателя составляет G4 л, из них в маслобаке 37 л и в двигателе 16 л. Прокачка масла через двигатель на номинальном режиме при его температуре на входе 80-85° С не менее 85 л/мин.

Работа маслосистемы. По принципу действия система выполнена по короткозамкнутой схеме, так как прокачиваемое через двигатель масло циркулирует по замкнутому контуру внутренней системы, минуя маслобак. Масло из маслобака 5 по трубопроводу 9 поступает в подпитывающую секцию к насосу 29, который создает на входе в нагнетающую секцию (насос 31) давление масла 0,6-0,8 кгс/см2. При понижении давления на входе в нагнетающую секцию ниже указанных пределов подкачивающий насос 29 пополнит замкнутое кольцо внутренней маслосистемы необходимым количеством масла из маслобака до восстановления давления в системе. Если давление масла на входе в нагнетающую секцию превысит 0,8 кгс/см2, откроется редукционный клапан 21 и излишек масла из системы поступит на вход в подпитывающую секцию к подкачивающему насосу 29.

Нагнетающий насос 31 через маслофильтр 34 подает масло на смазку двигателя и питание агрегатов двигателя. Давление масла на всех режимах на земле должно быть равным 4±0,5 кгс/см2, на всех режимах в полете - не ниже 3,5 кгс/см2.

Из разных точек двигателя масло откачивается насосами 32, 37 и 39 и направляется в воздухоотделитель 4L Освобожденное от воздуха масло после воздухоотделителя направляется в маслорадиа- тор 43, откуда после охлаждения поступает на вход в нагнетающую секцию маслоагрегата 25.

Воздух, выделившийся из масла в воздухоотделителе 41, направляется в дренажный бачок 2, сообщающийся с атмосферой через трубопровод 1, выведенный за капот двигателя. Агрегаты внутренней маслосистемы приведены в описании двигателя АИ-24.

Агрегаты внешней маслосистемы

Маслобак (132) установлен с левой стороны двигателя и закреплен на ложементах нижней крышки капота стяжными лентами.

Маслобак - сварной, изготовлен из листового алюминиевого сплава толщиной 1,5 мм. В верхней части обечайки вварены фланцы для заливной горловины 3, штуцеров 2 и 6, масломерной линейки и дренажных трубопроводов.

На переднем днище бака расположен фланец датчика 1 электрического дистанционного масломера МЭС-1857В, а на боковой правой обечайке - фланец штуцера 14 подачи масла к подкачивающему насосу.

В нижней части бака имеется штуцер 11 забора масла к флюгерному насосу.

Для обеспечения подвода масла к маслоагрегату МА-24 и флю- гирования винта в момент действия отрицательной перегрузки внутри бака установлена противоперегрузочная перегородка с карманом 13.

Объем масла, удерживаемый под перегородкой и предназначенный для выполнения указанных операций, составляет 18 л. Карман под перегородкой емкостью 4 л препятствует оголению штуцера 14 после окончания действия отрицательной перегрузки.

Масло в бак в количестве 37 л заправляется через горловину 3 с сетчатым фильтром 4. Полный объем бака - 40 л. Объем бака под перегородкой при заправке заполняется через специальную трубку 12 после того, как будет заполнен объем над перегородкой. Объемы над и под перегородкой дренажируются специальными трубками 8.

Кроме того, в маслобаке имеется перегородка 7, поплавок 9 масломера, сливная пробка 10 и пробка заливной горловины 5.

Маслобак суфлируется через дренажный бачок 2 (см. 131), соединенный с маслобаком двумя трубопроводами (суфлирующим 3 и сливным 4), а также с воздухоотделителем 41 (трубопроводом 40).

Маслоагрегат МА-24 представляет собой смонтированные в одном корпусе пять секций маслонасосов шестеренчатого типа: нагнетающую, подпитывающую и три откачивающих. Маслоагрегат установлен в нижней части лобового картера.

Количество проходящего через маслорадиатор воздуха регулируется заслонкой выходного туннеля. Управление заслонкой осуществляется автоматически и вручную. Автоматическое управление заслонкой производится автоматическим регулятором 2 температуры масла 4673 с чувствительным элементом /, ручное управление- комбинированным переключателем П2НПН-15К из кабины пилотов. Управление поворотом заслонки осуществляется электромеханизмом МВР-2В.

Масло в маслорадиатор поступает от откачивающих насосов 32, 37 и 39 (см. 131), проходя через воздухоотделитель 41 и тер* морегулитор 42.

Если масло в системе холодное, то оно проходит через терморегулятор, минуя маслорадиатор, на вход к нагнетающему насосу 31 маслоагрегата МА-24. При этом заслонка задней части туннеля маслорадиатора закрыта.

После прогрева масла терморегулятор 42 пропускает его через маслорадиатор и открывает заслонку для прохода через радиатор воздуха. В случае отказа автоматики управления заслонкой ею управляют вручную из кабины пилотов. .

Терморегулятор 4673 (134) служит для предохранения маслора- дна-тора от разрушения

при возникновении в мас- лосистеме давления, превышающего допустимый предел, а также для подачи электрического сигнала на блок управления 4674 в соответствии с температурой масла при управлении заслонкой мас- лорадиатора.

Тер мо р егул ятор 4673 состоит из следующих основных частей: корпуса 12 с клапанами 4У 5 и 6 датчика температуры, реле давления, сопротивления и четырехштыревого штепсельного разъема, предназначенного для подвода питания и взаимной связи между агрегатами системы АРТМ-64.

Корпус 12 представляет собой отливку из алюминиевого сплава, разделенную на три полости: входную, выходную и электромонтажную. В отверстие, соединяющее входную полость корпуса с электромонтажной, вставлен датчик температуры.

В линии, соединяющей электромонтажную полость с входной, установлен узел реле давления. В полостях входа и выхода корпуса регулятора смонтированы тарельчатый клапан 5, направляющий клапан 6 и сотовый запорный клапан 4.

Направляющий клапан 6 крепится на хвостовике тарельчатого клапана 5 гайкой. При его перемещении манжета 9 скользит по внутренней поверхности гайки //. Для обеспечения герметичности клапана манжета поджимается пружиной 10 к распорному кольцу &

Клапан 5 установлен на входе масла в радиатор. При возникновении высокого давления в линии, подающей масло от откачивающих секций к маслорадиатору, он перекрывает отверстие прохода масла в радиатор.

Запорный клапан 4 установлен на линии выхода масла из сот радиатора. Клапан 4 прижат пружиной 3 к седлу 2. Натяжение пру- жины 3 регулируется гайкой /. Он предохраняет соты маслоради- атора от высокого давления.

Термочувствительным элементом регулятора является датчик температуры; сопротивление монтируется в электромонтажной полости корпуса. Величина сопротивления соответствует разбалансу системы, работающей на закрытие заслонки. Там же смонтировано реле давления, которое служит для отключения цепи датчика в случае повышения давления в масляной системе.

Узел подвижных контактов в комплекте с термочувствительным элементом выполняет роль следящей системы регулятора и по мере изменения температуры в системе дает импульсы тока в катушки реле, которые включают электромеханизм МВР-2В на открытие или закрытие створки туннеля маслорадиатора. Чтобы масло не переохлаждалось при планировании самолета, терморегулятор снабжен реле давления, которое- при повышении давления масла на входе в маслорадиатор выше 4,7-4,9 кгс/см2 независимо от его температуры отключает электроцепь автомата от термочувствительного элемента и включает электромеханизм МВР-2В на полное закрытие створки туннеля маслорадиатора. При понижении давления масла на входе в маслорадиатор до 3,5 кгс/см2 реле давления вновь включает электроцепь терморегулятора.

Флюгерный насос НФ-2ТА-4 состоит из электродвигателя 1 (135) с электрокабелем 2 и шестереночного насоса 4, приводимого во вращение от электродвигателя через шлицевую муфту. Флюгерный насос установлен на поперечной балке нижней крышки капота и закреплен с помощью фланца 3 четырьмя болтами.

При флюгировании винта масло из маслобака поступает в насос через патрубок 5 входа и попадает под давлением в патрубок 7 выхода. В насосе установлен редукционный клапан 6 (135, б), перепускающий масло из полости нагнетания в полость всасывания насоса при достижении в полости нагнетания давления свыше 65+10 кгс/см2.

В линии нагнетания устанавливается клапан обогрева 8, через который при неработающем электродвигателе флюгерного насоса поступает теплое масло от регулятора оборотов Р-68ДТ-24. Теплое масло, проходя через флюгерный насос, поступает в линию всасывания, обогревая при этом флюгерный насос и его маслопроводы.

При включении флюгерного насоса давление масла в линии нагнетания перекрывает клапан обогрева, разъединяя полости всасывания и нагнетания.

Кроме указанных агрегатов, в маслосистему входит комплект трубопроводов и сливных кранов, а также аппаратура контроля работы маслосистемы, состоящая из масломера МЭС- 1857В с датчиками-сигнализаторами минимального остатка масла (20 л), комплекта ЭМИ-ЗР1И, контролирующего давление и температуру масла, и комплекта индуктивного манометра ДИМ-ЮОТ, контролирующего давление в системе измерителя крутящего момента.

Управление маслосистемой и контроль за работой двигателей осуществляется из кабины пилотов. Элементы управления и приборы контроля расположены на центральном и левом пультах и на приборной доске.

На центральном пульте установлен указатель положения заслонок 2 (см. 129) туннелей маслорадиаторов, на пульте командира экипажа-указатель масломера МЭС-1857В.

На средней панели приборной доски находятся: два трехстре- лочных индикатора УИЗ-4, в которых установлены шкалы измерения давления и температуры входящего в двигатель масла; два указателя манометра МИ-100 и два указателя измерителя крутящего момента; два красных табло, сигнализирующих о минимальном остатке масла в каждом баке; два переключателя управления заслонками туннелей маслорадиатора.

Для контроля за работой маслосистемы двигателя РУ19А-300 используются датчик давления ИДТ-8 и датчик температуры масла ГТ-63 на входе в двигатель, указатели температуры и давления маела на приборной доске пилотов.

Топливная система

Топливная система предназначена для питания двигателей АИ-24 и РУ19А-300 или турбогенераторной установки ТГ-16 топливом. Она состоит из следующих систем: питания двигателей топливом, централизованной заправки топливом, дренажа топливных баков. Общая емкость топливных баков 5440 л.

Топливные емкости состоят из четырех мягких баков, расположенных в центроплане, и двух баков-кессонов. По желанию заказ* чиков количество мягких баков в центроплане может быть увеличено до восьми.

Системы питания левого и правого двигателя аналогичны, являются автономными и соединены между собой краном кольцевания. Отличие их заключается в том, что правая система питает, кроме двигателя АИ-24 двигатель РУ19А-300 или турбогенераторную установку ТГ-16. Каждая система состоит из двух групп баков.

Принципиальная схема топливной системы представлена на 13G.

Система питания двигателей топливом (136) состоит из баков 28, 29, 30, подкачивающих насосов 3 и 23, фильтров тонкой 15 и грубой 18 очистки, воздухоотделительного бачка 13, установленного перед датчиком 14 расходомера, трубопроводов и контрольно- измерительной аппаратуры.

Во избежание перетекания топлива из магистрали питания двигателя через неработающий насос в напорных линиях за насосами установлены обратные клапаны 5.

В каждом баке-кессоне установлено по одному насосу ЭЦН-14БД. Эти баки составляют I группу выработки.

Мягкие баки JV° 1 и 2 составляют II группу выработки, в которой на баке № 2 установлено два подкачивающих насоса (агрегат № 463).

Подача топлива к двигателям осуществляется автоматически. При этом установлена следующая очередность расходования топлива: вначале вырабатывается топливо из I группы (баков-кессонов), а затем из II группы (мягких баков).

При работе системы включаются насосы обеих групп. Очередность выработки топлива при этом обеспечивается в результате работы подкачивающих насосов на различных режимах. Для обеспечения первоочередной выработки топлива из бака-кессона I группы насос ЭЦН-14БД (поз. 3) работает на номинальном режиме;

а насосы 463 - на ослабленном режиме. Насос 3 после выработки топлива из I группы выключается автоматически (по сигналу от датчика топлнвомера) или вручную. Во II группе баков два подкачивающих насоса 23, установленные на передней и задней стенках бака № 2 (поз. 29), обеспечивают выработку топлива при любых эволюциях самолета.

После выработки топлива из I группы магистраль насоса 3 перекрывается обратным клапаном 5.

Топливо от самолетного подкачивающего насоса через пожарный кран 20 и фильтр грубой очистки поступает к подкачивающему насосу 17. В насосе БНК-10И давление повышается и топливо через фильтр тонкой очистки /5, воздухоотделитель 13 и датчик расходомера 14 поступает к насосу-датчику 11 высокого давления НД-24М.

Насос-датчик 11 через автомат дозировки топлива 10 под давлением 11-80 кгм/см2 (в зависимости от режима работы двигателя) подает топливо в рабочие форсунки 7. Давление топлива регистрируется датчиком.9.

Воздух, попавший в систему питания двигателей топливом, вместе с парами топлива из воздухоотделительного бачка 13 по трубопроводам дренажной системы попадает в первый и третий баки.

При запуске двигателя пусковое топливо через пусковые форсунки 8 в двигателях попадает непосредственно от самолетных подкачивающих насосов через пожарный кран 20, фильтр 18 и электромагнитный кран пускового топлива 19.

Для контроля перепада давления на фильтре тонкой очистки 15 установлен сигнализатор давления 16. При достижении перепада давления на фильтре 0,4 кгс/см2 контакты сигнализатора замыкаются, а в кабине пилотов загорается сигнальная лампа, свидетельствующая о загрязнении фильтра. Контроль загрязнения фильтра 15 осуществляется дифференциальным сигнализатором СГДФР-1Т.

Контроль за работой подкачивающих насосов осуществляется сигнализаторами давления 1. При повышении давления в напорных трубопроводах питания двигателей топливом до 0,35 кгс/см2 контакты сигнализаторов замыкаются и на приборной доске в кабине пилотов загораются зеленые лампы. Если по какой-либо причине насос не включился, он от напорной магистрали отключается обратным клапаном вместе с сигнализатором. Давление топлива на этом участке повышаться не будет и лампа в кабине пилотов не загорится.

Давление топлива перед насосом-датчиком 11 контролируется датчиком 12 сигнализатора СДУ5А-1Д который включает зеленую лампу в кабине пилотов при достижении давления 1,8 кгс/см2.

Контроль за расходом топлива двигателем осуществляется датчиком 14 расходомера РТМС-0,85-Б1 наличие давления топлива па входе в двигатель контролируется датчиком 12 сигнализатора давления СДУ5А-1Д При падении давления топлива ниже 1,8 кгс/см2 сигнализатор 12 включает красное табло «Давл. топл. двиг.» под щитком управления топливной системой.

При обесточенных под* начинающих насосах топливо к двигателям подается из баков обеих групп самотеком за счет высоты столба топлива в баках и разрежения, создаваемого подкачивающими насосами 17.

Топливо для двигателя РУ19А-300 поступает из магистрали питания правого двигателя, а при открытом кране кольцевания 24 - из магистралей питания обоих двигателей АИ-24.

Аналогичным образом происходит питание турбогенераторной установки ТГ-16.

Трубопровод питания двигателя РУ19А-300 подключен к магистрали питания правого двигателя у заднего лонжерона и введен в отсек двигателя РУ19А-300, расположенный в гондоле правой части крыла. На заднем силовом шпангоуте гондолы установлен перекрывной кран 31, через который топливо поступает через фильтр 32 к двигателю. От фильтра 32 топливо поступает в топливный насос двигателя РУ19А-300. Для замера давления топлива перед форсунками двигателя РУ19А-300 используется датчик ИДТ-100 из комплекта ЭМИ-ЗРТИ.

Слить топливо из топливной системы можно через краны, установленные на фильтрах грубой очистки 18. При включенных подкачивающих насосах 3 и 23 сливается все топливо, за исключением невырабатываемого остатка, который составляет 35 л.

Система централизованной заправки. В топливную систему самолета топливо может направляться через заливные горловины 4 или через горловину централизованной заправки 26, установленную в правой мотогондоле (у самолетов с двигателем РУ19А-300 в левой мотогондоле).

Система состоит из заправочной горловины 26, четырех предохранительных клапанов заправки 21, четырех электромеханических заправочных кранов 22, двух вакуумных обратных клапанов 6, щитка (137) управления заправкой, трубопроводов и соединительной арматуры.

Автоматический контроль за заправкой и автоматическое закрытие электромеханических заправочных клапанов обеспечивает система контрольно-измерительной аппаратуры СПУТ-1-5АП с датчиками 2 (см. 136). Если автоматика не сработает, то доступ топлива в баки прекращается предохранительными заправочными клапанами 21у которые управляются поплавком. Клапаны 6 предохраняют трубопроводы централизованной заправки от смятия при откачке из них топлива после заправки топливных баков.

На щитке (137) расположены тумблеры включения системы централизованной заправки, подачи питания к кранам заправки и управления кранами заправки. Если питание в систему централизованной заправки подано, загорается сигнальная лампа «Включено ~ 115 В». При закрытых кранах горят верхние (справа) четыре лампы. При полностью заполненных баках горят нижние четыре лампы. Если давление в трубопроводе при заправке достигает 3,5±0,2 кгс/см2, загорается лампа «Давл.» слева вверху.

Система дренажа топливных баков. Для предохранения топливных баков от разрушения при заправке и выработке топлива на самолете Ан-24 смонтирована дренажная система топливных баков. Система выполнена раздельной для левой и правой групп баков.

Система состоит из трубопроводов, дренажных угольников 27, дренажных мачт, клапанов 5 (см. 136). Мягкие баки дренируются через бак № 1 с баком № 3. К этому дренажному трубопроводу подключен трубопровод от воздухоотделительного бачка 13. Бак № 3 (бак-кессон) дренируется с атмосферой дренажным трубопроводом, на котором смонтирован обратный клапан 5. Дренажный трубопровод выведен через передний лонжерон в носок крыла до нервюры 12. У нервюры 12 трубопровод соединен с заборником дренажа, выведенным за обшивку носовой части крыла в зону повышенного давления, создаваемого скоростным напором. Поэтому в полете давление в топливных баках выше атмосферного.

На случай закупоривания дренажного трубопровода в зоне заборника дренажа на нем установлен клапан 6У который при появлении вакуума в баке сообщит его с атмосферой.

На верхней части бака-кессона установлен обтекатель, внутри которого расположена дренажная труба, сообщающая бак с атмосферой. Труба выполнена в виде раструба с тремя отражающими пластинами, препятствующими выбросу топлива.

Во избежание перетекания топлива из мягких баков в бак-кессон на угольнике 27 смонтирован обратный клапан.

Топливные баки, В топливной системе самолета установлено четыре или восемь (по желанию заказчика) мягких топливных баков и два бака-кессона.

Мягкие топливные баки изготовлены из керосиностойкой резины, обклеенной снаружи капроновой тканью. Форма баков задается металлическими обручами, смонтированными внутри баков.

Фланцами для заливных горловин, датчиков топливомеров, сливных кранов и подкачивающих насосов мягкие баки крепятся к элементам конструкции центроплана крыла. Баки JMb 1 и 2, а также 1Mb 4 и 5 на самолетах с дополнительными баками, соединены меж- ly собой в группу фланцами 3 (138, а), установленными на фланцы 1 мягких баков, в которые для обеспечения жесткости завулканизнрованы металлические кольца 4. Болты 2 фланцев 3 затягиваются тарированным ключом. При установке дополнительных баков № 4 и № 5 в баках № 2 на соединительных фланцах 3 устанавливаются обратные клапаны 5 (138, б) тарельчатого типа, препятствующие перетеканию топлива при кренах самолета из бака № 2 в другие баки. Для перетекания топлива при его сливе в корпусе клапана 6 на фланце 3 выполнено отверстие 7.

Доступ внутрь баков осуществляется через монтажные люки размером 456X306 мм, которые расположены на верхних стенках баков и закрываются специальными крышками. Крышки крепятся к фланцам люков болтами.

В стенки мягких баков вклеены и привулканизированы фланцы с металлической арматурой, в которую запрессованы гайки для крепления агрегатов.

В мягких баках № 2 по передней и задней стенкам на специальных литых переходниках установлены на переднем и заднем лонжероне центроплана подкачивающие насосы (агр. 463). Наличие переходников обеспечивает удобный подход к насосам в процессе эксплуатации.

Бак № 1 и бак-кессон (бак № 3) имеют фланцы для установки кранов 22 централизованной заправки, заправочных горловин 4 (см. 136) и сливных кранов для слива отстоя топлива. Датчики топливомеров размещены в баках № 2, 3 и 5.

Для установки датчиков топливомеров в баке-кессоне выполнены фланцы и вырезы. Для их монтажа и демонтажа в верхней обшивке крыла предусмотрены люки.

Мягкие баки JV° 1 и № 2 размещены в отсеках центроплана между нервюрами 3 и 5. Дополнительные топливные баки № 4 и № 5 располагаются между нервюрами 1 и 3. После установкй

баки закрываются съемными панелями, расположенными вдоль размаха центроплана между стрингерами 3 и 7.

Подкачивающие топливные насосы, Н а со с 463 (139) центробежного типа с приводом от электродвигателя 11 постоянного тока.

Топливо поступает в насос через горловину 16, на которую надета предохранительная сетка 2. Перед горловиной на валу 9 насоса установлен пропеллер 3, который создает предварительный подпор топлива перед рабочим колесом (крыльчаткой 6) насоса.

Крыльчатка 6 крепится на валу 9 шпонкой 5.

При вращении вала 9 топливо, попадая на крыльчатку 10, под действием центробежных сил направляется в сборник-улитку в корпусе 4 и оттуда через отверстие в корпусе 4 - в трубопровод питания двигателя топливом.

Дефлектор 17, расположенный перед горловиной, служит для разделения потоков топлива в насос и отбрасываемого пропеллером 3 обратно в бак вместе с воздухом и парами топлива.

Для герметизации электромотора со стороны топлива в корпусе 4 установлен уплотнительный узел, состоящий из уплотнительной манжеты 14, прижатой к валу 9 пружиной 8, кольца 7 и регулировочной шайбы 15. На валу 9 для предотвращения попадания топлива в электромотор 11 установлен отражатель 13. Попавшее через уплотнительный узел топливо при его разгерметизации будет сливаться по дренажному каналу 12.

Рабочая полость насоса, в которой расположена крыльчатка 10, образована корпусом 14 и направляющим аппаратом 11.

Топливо поступает в насос через боковые каналы в корпусе 14у закрытые фильтрующей сеткой 5, и каналы, образованные между крышкой 8 и направляющим аппаратом 11. В топливную систему топливо подводится по кольцевому каналу между крышкой электродвигателя 2 и корпусом 1.

При разгерметизации уплотнительного узла 17 топливо сливается в атмосферу по дренажному каналу 13.

Топливные фильтры. Фильтры грубой очистки 18 (см- . 136) состоят из корпуса, фильтрующего элемента, присоединительных и крепежных элементов. В нижней части фильтра установлен сливной кран для слива топлива из топливных баков.

Фильтрующий узел в к л юч а ет чеч ев и цеоб р а з - ные сетчатые фильтрующие элементы, собранные на дюралюминиевой стойке.

Фильтр тонкой очистки 15 состоит из корпуса, в котором установлены фильтрующий элемент и перепускной клапан. Фильтрующий элемент изготовлен из сетки саржевого плетения, натянутой на перфо*

зироваииый стакан. Тонкость очистки составляет 10-12 мкм. Перепускной клапан смонтирован в верхней части фильтра.

Фильтр тонкой очистки 32 установлен в линии питания ГГ-16 или РУ19А-300. Его фильтрующим элементом является сетка аржевого плетения, способная задерживать механические примеси ша метром более 16 мкм.

Топливные краны. Пожарный кран 20 (см. 136) пред- шзначен для подачи топлива в двигатели при их работе и нере- срытия топливной магистрали при выключении двигателя.

Кран состоит (141) из корпуса 5, клапана 9 и реверсивного "лектромеханизма 3.

В корпус ввернуты три штуцера: подвода /, отвода 4 топлива 1 штуцер 2 из дренажной полости электромеханизма 3. Герметиза- 1ия электромеханизма 3 достигается уплотиительным узлом 6.

Тарелка клапана 9 закреплена на вилке 8, которая установлена ia вал 7 электромеханизма 3. Тарелка поворачивается на 90° п крайних положений. В ней смонтирован предохранительный:лапан 10 для стравливания давления топлива в трубопроводах тежду краном и БНК-ЮИ, если от нагрева при неработающих дви- ателях оно повысится до 0,5 кгс/см2.

Кран кольцевания (см. 136) предназначен для соединения левой и правой групп баков и включается в работу в том лучае, когда происходит неравномерная выработка топлива. Кон- трукция его аналогична конструкции пожарного крана 20. Предохранительный клапан 10 (см. 141) отсутствует.

Обратные клапаны, установленные в топливной системе самоле- а, тарельчатого и поршневого типа. Обратный клапан поршневого una расположен на переднем лонжероне за подкачивающим насо- ом 463. Кран открывается при давлении 0,45 кгс/см2.

На заднем лонжероне за подкачивающим насосом 463 установки обратный клапан тарельчатого типа. В тарелке клапана, при- кимаемой к седлу пружиной, просверлено отверстие диаметром),3 мм для стравливания давления в трубопроводах при темпера- урных изменениях. Клапан открывается под напором столба керосина высотой 215±5 мм.

Обратный клапан, установленный за насосом ЭЦН-14БД, сопротивления напору столба жидкости не создает.

Заливная горловина 4 (см. 136) представляет собой кла- шн тарельчатого типа (пробка) с шариковым замком. При нажиме снопки шарики из гнезд в корпусе горловины выкатываются в гнез- la в корпусе кнопки и подпружиненная пробка выходит из корпуса. 5 открытом положении пробка удерживается цепочкой.

В нижней точке корпуса горловины ввернут штуцер, через кото- >ый по трубке, выведенной за обшивку, сливается топливо при пе- >сзаливке. Заливные горловины размещены в баках-кессонах i мягких баках № 1.

Сливной кран клапанного типа служит для слива конденсата. Три нажатии на шток клапана специальным штырем-линейкой ичапан поднимается над седлом и сообщает внутреннюю полость бака с атмосферой. Фиксация клапана достигается поворотом его штока на 90° по часовой или против часовой стрелки. Сливные краны установлены в нижних точках баков-кессонов и мягких баков № 1.

Заправочная горловина (142) клапанного типа. В корпусе 6 установлено на винтах гнездо 7, на которое садится под действием пружины 3 клапан 2. Герметизация между гнездом и клапаном достигается установкой на клапане 2 резинового кольца. От попадания загрязнения полость клапана защищена крышками 1 и 8. На торце крышки 8 установлено уплотнительное кольцо. Крышка 8 прижимается к гнезду 7 винтом 9.

Корпус 6 прикреплен болта- 142. Горловина заправочная МИ К переходнику 4.

Заправочный кран (рис, 143) системы централизованной заправки состоит из корпуса U крышки 2, тарелки 3, поджатой пружинами 4У траверсы 5, штыря 9 и электромеханизма 8 (МЗК-2).

Тарелка совершая возвратно-поступательное движение, открывает или закрывает заправочную топливную магистраль с помощью МЗК-2, который сообщает штоку 9 вращательное движение, а траверса 5 с гайкой 6 - возвратно-поступательное. Герметизация электромеханизма 8 осуществляется уплотнительным узлом 7.

Поплавковый клапан (144) состоит из корпуса 2, в который запрессована втулка 5, клапана 4 с наконечником 3 и пружины L

При незаполненном баке клапан 4 под действием на-» пора топлива опускается вниз и дает возможность ему беспрепятственно поступать в бак по отверстиям в кор* 143. Кран заправочный пусе 2. По мере заполнения

бака топливом клапан 4 под действием подъемной силы поплавка, соединенного шарнирно рычагом 6 с крышкой S, перемешает седло 7 к отверстию в крышке 8. При полностью заправленном баке клапан 7 перекрывает отверстие в крышке 8. При этом давление топлива внутри и снаружи клапа« на 4 выравнивается, клапан 4 под действием пружины поднимается вверх и перекрывает заправочную магистраль. Заправка бака топливом прекращается.

Система впрыска воды в двигатель АИ-24

Система впрыска воды в двигатель предназначена для восстановления мощности при пониженном барометрическом дав-^ ковый лении и при повышенной температуре окружающего воздуха. Мощность двигателя восстанавливается полностью при давлении воздуха не ниже 740 мм рт. ст. и температуре не выше 40° С.

Каждый двигатель АИ-24 оборудован автономной системой впрыска воды. Она состоит из бака емкостью 34 л, коллектора с восемью форсунками, установленного на входе в воздухосборник двигателя, электромагнитного крана, обратного клапана и трубопроводов.

Вода подается к форсункам под давлением воздуха, отбираемого из компрессора двигателя. При открытии электромагнитного крана воздух под давлением 4-4,5 кгс/см2 поступает в верхнюю часть бака, из которого вода, вытесняемая воздухом, через фильтр и обратный клапан подается к коллектору и через форсунки впрыскивается в воздухозаборник двигателя.

Систему включают на взлете на пять минут, из которых в течение 2 мин вода вытесняется из бака, а за остальные 3 мин производится продувка бака и системы.

Щиток сигнализации наличия воды в баках установлен на вертикальной панели левого пульта пилотов. На щитке сигнализации установлены две зеленые лампы «Бак заправлен» и две красные лампы «Бак пустой»,4 а также тумблер включения ламп сигнализации.

Управление системой впрыска воды производится со средней панели приборной доски переключателями «Впрыск воды лев. и прав. двиг.».

Сигнальные лампы, расположенные над этими переключателями, включаются при достижении в коллекторе давления 2,5 кгс/см2 примерно через 6-8 с после включения системы. Заправляются системы только дистиллированной водой.

Турбогенераторная установка ТГ-16

Для обеспечения запуска двигателей на самолете Ан-24 по специальному заказу применяется вместо двигателя РУ19А-300 турбогенератор ТГ-16. Турбогенератор может быть использован также для временного питания бортовой сети самолета. Турбогенератор ТГ-16 состоит из газотурбинного двигателя ГТД-16, редуктора с вентилятором, генератора постоянного тока ГС-24А и систем, обеспечивающих запуск и работу установки.

Запуск двигателя ГТД-16-автоматический, осуществляется от панели запуска ПТ-16А генератором ГС-24А, работающим в стартерном режиме.

В системе запуска предусмотрена холодная прокрутка двигателя ГТД-16 генератором ГС-24А, работающим в стартерном режиме от источника постоянного тока напряжением 27 В. Включение, запуск, холодная прокрутка и выключение двигателя, а также контроль за работой турбогенератора осуществляется из кабины пилотов. Управление работой двигателя автоматизировано; рабочие обороты агрегата ТГ-16 поддерживает насос-регулятор ТНР-ЗРА, а максимальные обороты ограничивает центробежный датчик ЦД-ЗА-40.

Газотурбинный двигатель ГТД-16 состоит из центробежного компрессора с односторонним входом, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой газовой турбины, выхлопного патрубка и вспомогательного оборудования, обеспечивающего работу двигателя на всех режимах.

На двигателе установлены пять рабочих и две пусковые фор* сунки центробежного типа, две пусковые свечи СПН-4-3 и датчик термопары. К переднему фланцу двигателя крепится вентилятор, подающий воздух на охлаждение генератора. Вентилятор - малонапорный, центробежный, с односторонним входом.

Редуктор - цилиндрический, служит для снижения оборотов якоря генератора. На картере редуктора установлены: маслобак, маслоотстойник, топливный насос-регулятор ТНР-ЗРА, маслона* сос, центробежный датчик ВЦ-40, датчик тахометра ДТ-1М, масло- контактор, сигнализатор давления СД-24А и катушка зажигания КПН-4Л. К заднему фланцу редуктора крепится генератор ГС-24А. Вращение от редуктора на якорь генератора передается через торсионный валик, гасящий крутильные колебания, возникающие при резких изменениях оборотов двигателя.

Воздух на охлаждение генератора подается от вентилятора по трубе, а затем, проходя под кожухом генератора, отводится через патрубок, выведенный за обшивку гондолы.

Масляная система установки - автономная. Для контроля за работой маслосистемы в нее включен сигнализатор давления СД-24А.

На самолете осуществляется обогрев турбогенератора ТГ-16 горячим воздухом, предотвращающий переохлаждение масла в установке во время полета. Воздух на обогрев отбирается от двига- тел ей силовой установки самолета. Для отвода горячего воздуха из отсека установки ТГ-16 и отвода выхлопных газов предусмотрев но эжекторно-выхлопное устройство.

Отбор топлива для питания системы турбогенератора осуществляется от топливной системы правого двигателя так же, как и для двигателя РУ19А-300. .

Противопожарная система с РУ19А-300

Противопожарное оборудование самолета включает стационарную противопожарную систему и переносные огнетушители. Стационарная противопожарная система (145) предназначена для обнаружения и ликвидации очагов пожара в двигателях, гондолах двигателей и в крыле. Два переносных углекислотных огнетушителя типа ОУ предназначены для ликвидации очагов пожара в кабине экипажа, пассажирской и грузовой кабинах.

Стационарная противопожарная система состоит из противопожарной системы самолетных отсеков и противопожарной системы двигателей.

Противопожарная система самолетных отсеков предназначена для обнаружения и ликвидации очагов пожара в двигателях, гондолах двигателей и крыле.

Противопожарная система самолетных отсеков состоит из шести огнетушителей /, двух блоков противопожарных электромагнитных кранов 6, обратных клапанов 8, системы сигнализации пожара ССП-2А, средств управления, распылительных коллекторе^ и трубопроводов с арматурой.

Управление противопожарной системой самолетных отсеков осуществляется автоматически от датчиков системы сигнализации пожара ССП-2А или вручную со щитка пожаротушения нажатием ламп-кнопок. Огнетушители срабатывают в две очереди. Первая очередь огнетушителей срабатывает автоматически, вторая очередь- вручную.

При аварийных посадках с убранным шасси управление системой пожаротушения осуществляется от механизмов аварийного включения, расположенных на нижней обшивке фюзеляжа между шпангоутами № 14 и 15, 30 и 31. При замыкании одного из них срабатывают все огнетушители, открываются все пожарные крг;ны и огнегасящий состав подается во все отсеки одновременно. Замыкание концевого выключателя механизма аварийного включения происходит при ударе его о землю.

Шесть огнетушителей УБЦ8-1 противопожарной системы самолетных отсеков установлены в хвостовой части гондолы левого двигателя на платформе, укрепленной на раме. Огнетушители размещаются в гнездах ложементов платформы и крепятся в них стяжными лентами.

Огнетушители через обратные клапаны (блок) 8 включены в трубопровод, по которому огнегасящий состав подводится к двум блокам противопожарных кранов 781100 б, установленных за задним лонжероном центроплана на шпангоуте № 19 гондол.

Блок противопожарных кранов 781100 состоит из двух электромагнитных кранов, от каждого из которых огнегасящий состав направляется соответственно в распылительные коллекторы отсека крыла и гондолы двигателя.

В отсеке каждого двигателя на шпангоуте воздухозаборника, в районе перепускных клапанов двигателя и в районе камер сгорания и топливных агрегатов (с тремя отводами: под нижнюю часть двигателя, к воздухо-воздушиому и к воздушно-масляному радиатору) смонтированы распылительные коллекторы. В нишах основных опор шасси смонтировано по пять распылительных коллекторов. Передний коллектор имеет отвод в сборник удлинительной трубы. В хвостовых частях обеих гондол имеется по три распылительных коллектора. В отсеках каждого полукрыла вдоль переднего и заднего лонжеронов между нервюрами 3-12 также расположены распылительные коллекторы.

Распылительные коллекторы представляют собой трубы, вдоль которых в шахматном порядке просверлены отверстия диаметром 0,8 мм.

Система сигнализации пожара ССП-2А обеспечивает световую и звуковую сигнализацию о возникновении пожара, автоматическую разрядку огнетушителей первой очереди в отсек, где возник пожар, автоматическое срабатывание всех средств пожаротушения при аварийных посадках, а также ручное управление всеми огнетушителями.

Основными элементами системы ССП-2А являются датчики ДПС-1АГ и исполнительные блоки БИ-2АУ. Датчики ДПС-1АГ представляют собой батареи хромель-копелевых термопар, на которых возникает термоэлектродвижущая сила при изменении температуры окружающей среды. Исполнительные блоки ВИ-2АУ- это поляризованные реле, срабатывающие от сигналов, поступающих от датчиков, и открывающие соответствующие противопожарные клапаны.

Датчики системы сигнализации пожара ДПС-1АГ размещены на самолете в наиболее пожароопасных местах: по шесть датчиков в отсеках двигателей, нишах шасси, отсеке двигателя РУ19А-300, хвостовой части левой гондолы и 18 датчиков в каждом отсеке (по девять датчиков по переднему и заднему лонжерону). Датчики соединяются по три последовательно, и каждая группа соединяется со своим поляризованным реле в исполнительном блоке.

После срабатывания реле подается сигнал на открытие соответствующего электромагнитного крана, на красную сигнальную лампу, сирену, а также на взрыв пиропатронов огнетушителей первой очереди.

После взрыва пиропатронов огнегасящий состав через открытые электромагнитные краны поступает к распылительным коллекторам того отсека, откуда поступил сигнал о пожаре. При выбрасывании огиегасящего состава через отверстия распылительных коллекторов происходит вытеснение им воздуха из отсека и заполнение его парами бромистого этила с углекислотой, в присутствии которых горение невозможно. Кроме того, в результате испарения огиегасящего состава, температура в отсеке понижается.

Противопожарная система двигателя обеспечивает подачу огиегасящего состава в масляные полости подшипников компрессора и турбины и в полость лобового картера двигателя.

Система состоит из двух огнетушителей 5 (см. 145) фильтров, установленных в штуцерах головок огнетушителей, тройника- обратного клапана 10, проходников с мембранами, дросселирующего тройника 7, противопожарных штуцеров 2 и 4 датчиков ДТБ-2А системы ССП-7, трубопроводов и арматуры.

Огнетушители УБШ2-1 установлены на шпангоуте № 10 гондолы в специальных ложементах.

В клапане 10 имеются дросселирующие отверстия, снижающие (в результате их гидравлического сопротивления) давление огиегасящего состава, поступающего в двигатель.

Для исключения возможности забивания этих отверстий механическим частицами в штуцерах головок огнетушителей установлены фильтры (сетки).

Проходники 6 с мембранами, установленные непосредственно перед штуцерами 2 и 4, препятствуют проникновению масла из двигателя в противопожарную систему.

Для сигнализации о воз ннкновеиии пожара во внут рениих полостях двигателей служит система сигнализации пожаре ССП-7 (одна на оба двигателя), Она состоит из четы рех датчиков ДТБ-2А (пс два на каждый двигатель) и исполнительного блокг ССП-7-БИ. Датчики ДТБ-2/ установлены: один на фланце лобового картера, дру гой - в трубопроводе суф лирования двигателя. Upi достижении у датчиков тем пературы, превышающем оп ределенное значение, сигнал1 от датчика поступает в поляризованное реле исполнительного блока. Исполнительный блок включает сигнальную лампу на щитке пожаротушения п сирену, извещая о возникновении пожара в двигателе.

Включение противопожарной системы двигателей производится вручную со щитка пожаротушения нажатием кнопок. При этом происходит взрыв пиропатронов затворов огнетушителей, открытие клапанов затворов и огнегасящий состав поступает к клапану 10. Пройдя через дросселирующие отверстия тройника, состав под пониженным давлением поступает через проходники к штуцерам с и 8 к отсечному клапану. Под действием давления огнегасящегс состава поршень отсечного клапана разобщает масляные полости камеры сгорания и центробежный суфлер, а также открывает канал в полость подшипников компрессора и турбины, куда и поступает огнегасящий состав. Через отдельный штуцер 8 огнегасящий состав поступает в масляные полости лобового картера и редуктора.

Огнетушители УБЦ8-1 и УБШ2-1. Огнетушитель УБЦ8-1 представляет собой стальной баллон емкостью 8 л с ввернутым в его горловину переходником, на котором смонтированы манометр, зарядно-предохранительное устройство и пироголовка ПГКп Внутри переходника установлена сифонная трубка, опущенная внутрь баллона.

На баллон наложена противоосколочная стсклопластиковая об мотка для предохранения от осколков в случае разрыва огнетушителя. На верхней полусфере баллона нанесены шифр с указанием вида огнегасящего состава и трафарет с содержанием основные данных баллона и огнетушителя с отметкой приемки ОТК.

Пироголовка (14G) клапанного типа (ПГК) изготовлена из алюминиевого сплава, является основным запорным узлом огнетушителя, при открытии которого огнегасящий состав выбрасывается из баллона в магистраль системы пожаротушения.

Пироголовка состоит из корпуса /, упорной крышки 6, клапана И со штоком 7, пружины 8У муфты 5, цанги 9, корпуса замка 10% стопоров 12 и 14 и полукольца 13. Пироголовка закреплена на переходнике огнетушителя гайкой 2. Механизм пироголовкн в корпусе 1 фиксируется контргайкой 4. Огнегасящий состав из баллона в систему подается через штуцер 3.

Пироголовка срабатывает следующим образом. При подаче электрического импульса на пиропатроны ПП-3 оба пиропатрона взрываются и газы через отверстия в корпусе поступают в газовую камеру, откуда по сверлениям в корпусе замка 10 подаются под муфту 5. Напором газов муфта 5 перемещается вверх и освобождает цангу 9. Под напором сжатого воздуха в огнетушителе, действующего на клапан 11, шток 7, раскрывая цангу 9, вместе с клапаном перемещается вверх, огнетушитель открывается и огнегасящий состав через рабочий штуцер 3 выбрасывается в магистральный трубопровод и далее через коллекторы - в зону пожара.

После истечения огиегасящего состава и падения в баллоне напора пружина 8 закрывает клапан //, не допуская наполнения огнетушителя составом при срабатывании следующей очереди. При этом шток 7 остается в верхнем положении, и выступающая верхняя часть штока 7 показывает, что пироголовка сработала.

Система подвески двигателя осматривается и проверяется в со ответствии с регламентом технического обслуживания. В процессе эксплуатации визуально, с помощью лупы 10-кратного увеличения контролируют сварные узлы и швы; проверяют коитровку гаек, нет ли царапин, вмятин, нарушения лакокрасочного покрытия и коррозии на подкосах и стойках. Рама двигателя, на которой обнаружены трещины в сварных узлах, заменяется новой.

Демпферы, срок службы которых истек, заменяются новыми. Новые демпферы, пролежавшие на складе один год, перед установкой необходимо подвергнуть статическим испытаниям на разрывной машине.

Перед испытанием задние демпферы подвергаются предварительному растяжению усилием 2100 кгс и сжатию усилием 1800 кгс. Передние демпферы подвергаются обжатию в радиальном направлении усилием 3400 кгс и в осевом направлении усилием 1000 кгс. Деформации при предварительном обжатии не измеряются. Статические испытания демпферов проводятся не ранее чем через два часа после предварительного обжатия.

После снятия каждого из видов нагрузки (через 5 мин) определяют величину остаточной деформации. Она для переднего демпфера (в радиальном и осевом направлении) и для заднего (после растяжения и сжатия) не должна превышать 0,1 мм.

При замене рамы подвески двигателя или отдельных подкосов и стоек убеждаются в правильности положения оси двигателя, пользуясь нивелировочной схемой. Если положение оси смещено, ее нивелируют регулировочными муфтами на подкосах и стойках. После нивелировки проверяют перекрытие контрольных отверстий тандерной муфты; отверстия должны быть перекрыты. Гайки крепления рамы к переднему шпангоуту гондолы затягивают с моментом 3000 ±250 кгс-см.

Капоты и гондолы осматривают в сроки, установленные регламентом технического обслуживания. Во время осмотров проверяют: нет ли трещин в обшивке и узлах крепления, вмятин и царапин на обшивке, ослабления заклепок, нарушения антикоррозионного покрытия, разрушения контровок, и вместе с этим - исправность герметизирующих устройств. Кроме того, проверяют, надежно ли установлен обтекатель втулки винта на диске и зафиксирован ли замком. После замены обтекателя проворачивают винт и проверяют равномерность зазора между обтекателем втулки винта и обтекателем редуктора, который должен составлять 16,7±1 мм. Зазор между обтекателями комлей лопастей и коком должен быть в пределах 3±1 мм.

При замене обтекателя редуктора проверяют высоту ступеньки по посадочному месту корпуса редуктора, которая не должна превышать ±0,6 мм.

В процессе эксплуатации зазор между боковыми крышками капота и передним силовым шпангоутом должен быть равномерным и находиться в пределах 9,5±1 мм.

При замене воздухозаборника проверяют зазор между срезом туннеля и маслорадиатором, который должен находиться в пределах 4±2 мм. Кроме того, проверяют размер ступеньки между фланцем воздухозаборника и фланцем двигателя, которая должна быть в пределах ±0,6 мм.

После полетов смывают копоть с бортов гондолы у выхлопной трубы, а также осматривают и прочищают дренажные отверстия внизу задней части гондолы.

При осмотре системы выхлопа и обдува проверяют, нет ли трещин по сварным швам, прогара удлинительной трубы, разрежения контровок и ослабления крепления трубы.

Если в трубе и на ее кожухе образовалась копоть, ее смывают керосином или 3%-иым водным раствором нейтрального мыла, а затем чистой водой с последующим протиранием насухо. Трещины на удлинительной трубе длиной до 10 мм засверливают с двух концов сверлом диаметром 3 мм. Трещины длиной свыше 10 мм не допускаются.

Кожухи удлинительных труб, имеющие трещины, к дальнейшей эксплуатации не допускаются и подвергаются ремонту.

Обслуживание управления двигателями заключается в дефекте ции, уходе и регулировании.

Регулирование системы управления двигателями выполняете в случаях вытяжки тросов, ремонта системы для устранения пс вреждений, замены тросов и двигателей (регулируется полетны малый газ).

При осмотре системы управления двигателями в процесс эксплуатации проверяют: нет ли заершеиности тросов, изломоь потертостей, обрывов прядей и коррозии (особенно в местах пере гибов на роликах); натяжение тросов и заделку их в иаконечни ках, а также исправность контровок.

При техническом обслуживании системы управления двигате лями добиваются, чтобы усилия, прилагаемые для передвижение рычагов управления, не превышали 3 кгс. Ход рычагов на пульт* управления должен обеспечивать полный ход рычагов на агрегата; АДТ-24 мм. В крайних положениях рычаги на пульте управление могут пружинить от упоров на 2-4 мм.

Резьбовые наконечники тандеров должны быть ввернуты в муф ты на одинаковую длину, при этом резьба наконечников не должна выходить из муфт более чем на три нитки.

Зазоры должны быть:

между тросами и подвижными деталями - не менее 10 мм;

между тросами и неподвижными деталями - не менее 5 мм;

между тросом и ребордой ролика - не менее 0,1 мм;

между ребордами роликов и валиками-ограничителями - в пределах от 0,15 до 1 мм;

между ребордами двух соседних роликов - не менее 0,2 мм;

между ребордами роликов и щеками кронштейнов - в пределах от 0,4 до 0,9 мм.

В случае замены тросовой проводки тросы подвергаются предварительной вытяжке. Смонтированная проводка перед окончательным натяжением подвергается предварительному натяжению усилиями, соответствующими температурам -50°, +50и и +20° С, определяемыми по графику (см. 62). Окончательное натяжение устанавливается и проверится тензометром при температуре

После замены тросовой проводки и регулировки натяжения проверяют смещение гермовыводов от осей тросов, которое не должно превышать 3 мм в любую сторону. При крайних положениях рычагов управления двигателями расстояние от наконечника троса до точки сбега троса с ролика должно быть не менее 20 мм. Величина люфта (свободного хода) в проводке управления определяется приложением к рычагу усилия 2 кгс и не должна превышать 3 мм.

Общая емкость маслосистемы одного двигателя 62-64 л, общая емкость маслобака 40 л, максимальная заправка маслобака 37 л. При полете продолжительностью не более 3 ч бак заправляют маслом не менее 34 л, при полете продолжительностью более 3 ч заправка маслобака должна быть 37 л. Заправка маслом производится маслозаправщиком, имеющим исправные фильтрующие, заборные и раздаточные устройства. Заливные горловины, фильтр и агрегаты, соединенные с внутренней полостью маслозаправщ! ка, должны быть опломбированы. На масло у маслозаправщик должен быть паспорт с отметкой инженера, разрешающег заправку.

После замены агрегатов или трубопроводов маслосистемы испк тывают систему на герметичность в течение 10 мин давление) 0,15 кгс/см2 сухим профильтрованным сжатым воздухом.

В зимнее время при температуре от -15° до -40° С перед запуском прогревают маслосистему и двигатель горячим воздухом с температурой на выходе не выше 80° С. При температуре окружающей среды ниже -40° С масло из маслосистемы сливают. Проверку винта АВ-72 на частичное и полное флюгирование разрешается производить лишь после прогрева двигателя до температуры масла на входе не ниже 25° С и трехкратного переключения винта с малого на большой шаг.

На неработающем двигателе разрешается однократное включение флюгерного насоса при температуре масла в системе не ниже - 10° С.

Промывка маслобаков производится при замене двигателей после выработки ресурса или при обнаружении загрязнителя либо стружки.

Перед снятием маслобака с самолета сливают масло из маслобака и флюгер-насоса; отсоединяют шланги и патрубки откачки и возврата масла и металлизацию. После чего разъединяют ленты крепления маслобака и снимают маслобак.

Перед промывкой снимают с маслобака масломер, масломер- ную линейку и фильтр; глушат отверстия в маслобаке специальными пробками или заглушками и заливают в него керосин.

Промывают маслобак сильным взбалтыванием по следующей технологии:

а) не переворачивая маслобак, открывают заливную горловину и сливают керосин в емкость через перкалевую ткань, покрывающую отверстие тары для слива;

б) маслобак располагают днищем вниз, закрывают пробкой сливное отверстие, через заливную горловину заливают 15 л керосина. Сильно взбалтывая, промывают маслобак под перегородкой и сливают керосин в тару;

в) заливают в маслобак через заливную горловину 28 л керосина, затем сливают находящийся под перегородкой (не трогая керосина в кармане маслобака) керосин и, взбалтывая, промывают карман. Из кармана керосин удаляют через отверстие подачи масла к насосу подпитки;

г) промывку маслобака повторяют до получения при сливе керосина чистой перкалевой ткани;

д) промывают в керосине и устанавливают на маслобак масло- мерную линейку и фильтр;

е) испытывают маслобак на герметичность, для чего опускают его в емкость с водой и создают в нем избыточное давление 0,2 кгс/см2. В случае течи маслобак заменяют;

ж) проверив на герметичность, продувают маслобак (открыв все отверстия) сжатым воздухом давлением 0,2 кгс/см2 в течение 5 мин;

з) устанавливают масломер: закрывают целлофаном все отверстия во избежание попадания в маслобак грязи;

и) устанавливают маслобак на самолет и подсоединяют все коммуникации.

Обслуживание топливной системы

При обслуживании топливной системы тщательно следят за состоянием трубопроводов, шлангов, дюритовых и ниппельных соединений. Трубопроводы не должны иметь вмятин, забоин, глубоких царапин и других повреждений. Зазоры между неподвижными деталями каркаса н трубопроводами должны быть не менее 5 мм, а между подвижными частями и трубопроводами - не менее 10 мм.

При низких температурах (0°С и ниже), а также при длительных полетах (до 5 ч), когда возможно значительное понижение температуры топлива в баках, для предотвращения образования кристаллов льда в топливе применяют жидкость «И» или «ТГФ>. Эти жидкости добавляются в топливо (при наличии тройной фильтрации) в количестве 0,1% к заправляемому объему топлива.

Во избежание образования инея на стенках баков при длительной стоянке баки заправляют полностью. При осмотрах силовой установки особое внимание уделяют соединениям труб, манжетным и сальниковым уплотнениям агрегатов, так как при низких температурах резина частично теряет эластичность.

Замена топливных баков производится при появлении пробоин, расслоения и негерметичности.

Баки снимают следующим образом. После слива топлива самолет устанавливают на гидроподъемники; под двигатель и под крыло устанавливают подставки, снимают силовую панель крыла, открывают монтажный люк топливного бака и производят демонтаж арматуры бака.

Резиновые баки следует заменять при плюсовых температурах, для обеспечения которых при отрицательных температурах наружного воздуха на самолете в зоне расположения контейнера с баком оборудуется тепляк.

При монтаже баков на самолет температура их должна быть не ниже 10° С. Подтяжка фланцев баков к посадочным местам допускается не более 10 мм в любую сторону.

Соединения затягивают тарированным ключом с переходником, при этом удлинение плеча тарированного ключа не допускается. Усилие к тарированному ключу прикладывают к середине рукоятки, а ключ и переходник располагают в одну линию. Если переходник изогнутый, то прямую линию с ключом должен составлять хвостовик переходника, надеваемый на ключ.

Подкачивающие насосы. Перед установкой на самолет подкачивающие насосы (агрегаты 463, ЭЦН-14БД) расконсервируют, внешним осмотром убеждаются в его исправности и устанавливают взамен снятых.

В процессе эксплуатации насосов дренажный и вентиляционный каналы, а также электропровода предохраняют от попадания извне керосина, масла или какой-либо другой жидкости, особенно в процессе работ, связанных с монтажом и демоитажом их на самолете; фильтр насоса периодически проверяют и промывают.

При проверке подкачивающих насосов, включенных в работу, убеждаются, что в них нет посторонних шумов.

Топливные краны в процессе эксплуатации проверяются на герметичность в закрытом положении и правильность срабатывания световой сигнализации в крайних положениях («Открыто» и «Закрыто»),

Пожарные краны и кран кольцевания имеют сигнализацию только открытого положения. При открытом пожарном кране горит зеленая сигнальная лампа; при открытом кране кольцевания горит желтая сигнальная лампа.

Герметичность перекрывных кранов и крана кольцевания проверяют следующим образом:

переводят их в закрытое положение, открывают сливной кран у топливного фильтра. При включении одного из подкачивающих насосов убеждаются, что кран в закрытом положении не пропускает топливо (нет течи через открытый кран топливного фильтра).

При проверке герметичности крана кольцевания пожарный кран и кран слива топлива на одном из двигателей должны быть открыты. Если кран кольцевания герметичен, то при работе правых подкачивающих насосов из шланга на левом двигателе топливо вытекать не будет.

Световую сигнализацию крайних положений перекрывных кранов и крана кольцевания проверяют переводом переключателей в положение «Открыто» и «Закрыто». В процессе эксплуатации проверяют: надежность контакта во всех соединениях проводов;

правильность установки щеток в гнездах щеткодержателей;

положение пружин, прижимающих щетки к коллектору в электромеханизмах МЗК-2. Щетки должны легко ходить в гнездах, без качки и без заеданий, нажимная пружина не должна иметь перекосов.

После замены агрегатов топливная система проверяется на герметичность с помощью установки, оборудованной воздушным баллоном с фильтром, редуктором 150±5 кгс/см2 и манометром с точностью измерения 0,05 кгс/см2. Система считается герметичной, если давление топлива в ней с 5 кгс/см2 в течение 10 мин упадет не более чем на 0,15 кгс/см2 вследствие стравливания воздуха через краны заправки. Герметичность соединений должна быть абсолютной.

Особенности эксплуатации топливной системы в зимних условиях. В период зимней эксплуатации топливной системы выполняют следующие мероприятия:

а) во избежание образования инея на стенках топливных баков при длительной стоянке баки полностью заполняют топливом;

б) своевременно сливают отстой из топливной системы. В случае замерзания конденсата у сливных кранов топливных фильтров и баков слив его становится невозможным, поэтому для слива конденсата подогревают сливные краны теплым воздухом от наземных средств подогрева;

в) при осмотрах силовой установки особое внимание обращают на соединения трубопроводов топливной и масляной системы, манжетные и сальниковые резиновые уплотнения агрегатов, так как при низких температурах наружного воздуха резина частично теряет эластичность, и возможны случаи подтекания топлива или масла;

г) для предотвращения забивания и закупоривания льдом выво* дов дренажа топливных баков добиваются их чистоты.

Обслуживание системы контроля вибраций виброаппаратурой ИВ-41

После установки и монтажа двигателя или внброаппаратуры на самолете проверяют установкой УПИВ-41Б правильность монтажа и калибровку показывающих приборов.

Замер виброперегрузок двигателя по показывающему прибору данного двигателя на земле производят на режимах: минимальном (на равновесных оборотах); крейсерском (указатель положения рычага топлива 51 ±2°); номинальном (указатель положения рычага топлива 63±2°). Значения виброперегрузок по показывающему прибору на земле считаются нормальными, если они не превышают 4,5 g. Если значение виброперегрузок превышает 4,5 g, то виброаппаратура и двигатель подлежат проверке.

Настройка включения сигнальной лампы и установки механического указателя производится для каждого двигателя на величину виброперегрузки 5,5 g. Настройку включения сигнальной лампы осуществляют установкой УПИВ-41Б. В случае, если проверками не выявлены причины увеличения виброперегрузок, то заменяют датчик МВ-25Г и проверяют виброперегрузки по его показаниям. Если и в этом случае виброперегрузки двигателя превышают величину 4,5 g, то двигатель заменяют.

Обслуживание противопожарной системы

Противопожарную систему осматривают и проверяют в соответствии с регламентом технического обслуживания. В процессе эксплуатации визуально контролируют состояние трубопроводов и противопожарных коллекторов и их соединений. Трещины и вмятины трубопроводов и коллекторов не допускаются. Зазоры между трубопроводами и деталями каркаса должны быть не менее 3 мм, а между деталями двигателя и трубопроводами - не менее 5 мм! Кроме того, при визуальных осмотрах проверяют надежность крепления агрегатов и трубопроводов системы, а также правильность зарядки баллонов путем сравнения давления в них при данной температуре с давлением, указанным на таблице, укрепленной на лючке гондолы двигателя.

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.

, Ан-26 , Ан-30 , ДРЛО А-50

Производство: Конструктор: А.Г. Ивченко , ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко Год создания: Производитель: ЗПОМ «Моторостроитель» Годы производства: 1961-... Варианты: АИ-24, АИ-24 II серии, АИ-24В, АИ-24П, АИ-24Т, АИ-24ВТ, АИ-24УБЭ Массогабаритные
характеристики Сухая масса: 600 кг Длина: 2345 мм Ширина: 677 мм Высота: 1075 мм Рабочие характеристики Мощность : 2550 л.с. Тяга крейсерская: 1650 кгс Ресурс: 15000 часов Компрессор: Осевой, 10-ступенчатый Турбина : Осевая, трехступенчатая Топливо: Т-1, ТС-1, РТ Расход воздуха: 12,7 кг / Удельный расход топлива: 0,254 кг /кгс · Турбореактивные Турбовентиляторные
(турбореактивные
двухконтурные) Турбовинтовые,
турбовинтовентиляторные
и турбовальные Вспомогательные
ГТД

Отрывок, характеризующий АИ-24

– Ну, как же, кого ты просила о Бореньке? – спросила графиня. – Ведь вот твой уже офицер гвардии, а Николушка идет юнкером. Некому похлопотать. Ты кого просила?
– Князя Василия. Он был очень мил. Сейчас на всё согласился, доложил государю, – говорила княгиня Анна Михайловна с восторгом, совершенно забыв всё унижение, через которое она прошла для достижения своей цели.
– Что он постарел, князь Василий? – спросила графиня. – Я его не видала с наших театров у Румянцевых. И думаю, забыл про меня. Il me faisait la cour, [Он за мной волочился,] – вспомнила графиня с улыбкой.
– Всё такой же, – отвечала Анна Михайловна, – любезен, рассыпается. Les grandeurs ne lui ont pas touriene la tete du tout. [Высокое положение не вскружило ему головы нисколько.] «Я жалею, что слишком мало могу вам сделать, милая княгиня, – он мне говорит, – приказывайте». Нет, он славный человек и родной прекрасный. Но ты знаешь, Nathalieie, мою любовь к сыну. Я не знаю, чего я не сделала бы для его счастья. А обстоятельства мои до того дурны, – продолжала Анна Михайловна с грустью и понижая голос, – до того дурны, что я теперь в самом ужасном положении. Мой несчастный процесс съедает всё, что я имею, и не подвигается. У меня нет, можешь себе представить, a la lettre [буквально] нет гривенника денег, и я не знаю, на что обмундировать Бориса. – Она вынула платок и заплакала. – Мне нужно пятьсот рублей, а у меня одна двадцатипятирублевая бумажка. Я в таком положении… Одна моя надежда теперь на графа Кирилла Владимировича Безухова. Ежели он не захочет поддержать своего крестника, – ведь он крестил Борю, – и назначить ему что нибудь на содержание, то все мои хлопоты пропадут: мне не на что будет обмундировать его.
Графиня прослезилась и молча соображала что то.
– Часто думаю, может, это и грех, – сказала княгиня, – а часто думаю: вот граф Кирилл Владимирович Безухой живет один… это огромное состояние… и для чего живет? Ему жизнь в тягость, а Боре только начинать жить.
– Он, верно, оставит что нибудь Борису, – сказала графиня.
– Бог знает, chere amie! [милый друг!] Эти богачи и вельможи такие эгоисты. Но я всё таки поеду сейчас к нему с Борисом и прямо скажу, в чем дело. Пускай обо мне думают, что хотят, мне, право, всё равно, когда судьба сына зависит от этого. – Княгиня поднялась. – Теперь два часа, а в четыре часа вы обедаете. Я успею съездить.
И с приемами петербургской деловой барыни, умеющей пользоваться временем, Анна Михайловна послала за сыном и вместе с ним вышла в переднюю.
– Прощай, душа моя, – сказала она графине, которая провожала ее до двери, – пожелай мне успеха, – прибавила она шопотом от сына.
– Вы к графу Кириллу Владимировичу, ma chere? – сказал граф из столовой, выходя тоже в переднюю. – Коли ему лучше, зовите Пьера ко мне обедать. Ведь он у меня бывал, с детьми танцовал. Зовите непременно, ma chere. Ну, посмотрим, как то отличится нынче Тарас. Говорит, что у графа Орлова такого обеда не бывало, какой у нас будет.

– Mon cher Boris, [Дорогой Борис,] – сказала княгиня Анна Михайловна сыну, когда карета графини Ростовой, в которой они сидели, проехала по устланной соломой улице и въехала на широкий двор графа Кирилла Владимировича Безухого. – Mon cher Boris, – сказала мать, выпрастывая руку из под старого салопа и робким и ласковым движением кладя ее на руку сына, – будь ласков, будь внимателен. Граф Кирилл Владимирович всё таки тебе крестный отец, и от него зависит твоя будущая судьба. Помни это, mon cher, будь мил, как ты умеешь быть…
– Ежели бы я знал, что из этого выйдет что нибудь, кроме унижения… – отвечал сын холодно. – Но я обещал вам и делаю это для вас.
Несмотря на то, что чья то карета стояла у подъезда, швейцар, оглядев мать с сыном (которые, не приказывая докладывать о себе, прямо вошли в стеклянные сени между двумя рядами статуй в нишах), значительно посмотрев на старенький салоп, спросил, кого им угодно, княжен или графа, и, узнав, что графа, сказал, что их сиятельству нынче хуже и их сиятельство никого не принимают.
– Мы можем уехать, – сказал сын по французски.
– Mon ami! [Друг мой!] – сказала мать умоляющим голосом, опять дотрогиваясь до руки сына, как будто это прикосновение могло успокоивать или возбуждать его.
Борис замолчал и, не снимая шинели, вопросительно смотрел на мать.
– Голубчик, – нежным голоском сказала Анна Михайловна, обращаясь к швейцару, – я знаю, что граф Кирилл Владимирович очень болен… я затем и приехала… я родственница… Я не буду беспокоить, голубчик… А мне бы только надо увидать князя Василия Сергеевича: ведь он здесь стоит. Доложи, пожалуйста.
Швейцар угрюмо дернул снурок наверх и отвернулся.
– Княгиня Друбецкая к князю Василию Сергеевичу, – крикнул он сбежавшему сверху и из под выступа лестницы выглядывавшему официанту в чулках, башмаках и фраке.
Мать расправила складки своего крашеного шелкового платья, посмотрелась в цельное венецианское зеркало в стене и бодро в своих стоптанных башмаках пошла вверх по ковру лестницы.
– Mon cher, voue m"avez promis, [Мой друг, ты мне обещал,] – обратилась она опять к Сыну, прикосновением руки возбуждая его.
Сын, опустив глаза, спокойно шел за нею.
Они вошли в залу, из которой одна дверь вела в покои, отведенные князю Василью.
В то время как мать с сыном, выйдя на середину комнаты, намеревались спросить дорогу у вскочившего при их входе старого официанта, у одной из дверей повернулась бронзовая ручка и князь Василий в бархатной шубке, с одною звездой, по домашнему, вышел, провожая красивого черноволосого мужчину. Мужчина этот был знаменитый петербургский доктор Lorrain.

Турбовинтовые и винтовентиляторные двигатели для пассажирских и транспортных самолетов

НК-12М

Разработчик: СНТК им. Кузнецова

Изготовитель: «Моторостроитель»

Год освоения: 1956

Применение: Ту-95МС, Ту-142М, Ан-22

Ремонт: «Моторостроитель»

Одновальный ТВД мощностью 15 000 л.с. с осевым 14-ступенчатым компрессором, кольцевой КС, пятиступенчатой турбиной, нерегулируемым осевым РС и дифференциальным редуктором, приводящим два соосных че- тырехлопастных ВВ противоположного вращения типа АВ-60 диаметром 5,6 м. До настоящего времени самый мощный в мире ТВД. Создан в 1955 г. для самолетов типа Ту-95 на базе ТВД НК-12 (ТВ-12, 1953 г.) мощностью 12 000 л.с., применявшегося на втором опытном и первых серийных Ту-95. НК-12М с увеличенной до 15 000 л.с. мощностью. Прошел ГИ в 1956 г. ив том же году был запущен в серию для самолетов Ту-95 и Ту-95М. В 1958 г. прошел ГИ и поступил в серийное производство модифицированный НК-12МВ той же мощности с системой всережимного флюгирова- ния и рядом других доработок. С 1958 г. широко применялся на самолетах Ту-95, Ту-95М, Ту-95К, Ту-114, а затем Ту-126, Ту-142 и других модификациях бомбардировщика Ту-95. Принят на вооружение в составе Ту-95К в 1960 г., в регулярной эксплуатации в гражданской авиации на Ту-114 с 1961 г. В дальнейшем на базе НК-12МВ созданы модификации НК-12МА и НК-12МП, поныне остающиеся в эксплуатации на самолетах Ан-22, Ту-142М и Ту-95МС.

Модификации

НК-12МА (1963 г.) – ТВД мощностью 15 000 л.с. с соосными винтами АВ-90 диаметром 6,2 м для самолета Ан-22. Прошел ГИ в 1965 г., выпускался серийно с 1966 г. На двигателях НК-12МА сер. 2 вместо турбостартера применяется агрегат воздушного запуска. В настоящее время двигатели НК-12МА продолжают эксплуатироваться на самолетах Ан-22 и Ан-22А Военно-транспортной авиации России и на Украине. На базе НК-12МА в 1971 г. создан и в 1974 г. прошел ГИ маршевый ТВД НК-12МК для экраноплана «Орленок» (ВМФ передано три экраноплана).

НК-12МП (1978 г.) – ТВД мощностью 15 000 л.с. с соосными винтами АВ-60К диаметром 5,6 м для самолетов Ту-142М и Ту-95МС. От НК-12МВ отличается применением нового генератора переменного тока и измененной коробкой приводов. Прошел ГИ в 1979 г., запущен в серию в 1981 г. Принят на вооружение в составе Ту-95МС в 1983 г., в составе Ту-142МЗ – в 1993 г. С 1987 г. выпускался в варианте НК-12МП сер. 2, доработанном для эксплуатации в условиях влажного климата. В настоящее время применяется на самолетах Ту-95МС ВВС России, Ту-142М, Ту-142МЗ и Ту-142МР авиации ВМФ России, а также Ту-142МК-Э авиации ВМС Индии.

Изготовитель: «Мотор Сич», ПМЗ

Год освоения: 1958

Применение: Ан-12, Ан-32, Бе-12, Ил-18, Ил-20, Ил-22, Ил-38

Ремонт: «Мотор Сич», 123 АРЗ, РЗГА

Одновальный ТВД с осевым 10-ступенчатым компрессором, кольцевой КС, трехступенчатой турбиной, нерегулируемым осевым РС и планетарным редуктором, приводящим четырехлопастный ВВ типа АВ-68И диаметром 4,5 м. Двигатель АИ-20 (ТВ-20) мощностью 4000 л.с. создан в 1956 г. на базе опытных двигателей ТВ-2Т (1954 г.) для применения на самолетах Ил-18, Ан-10 и Ан-12. Прошел ГИ в 1957 г. ив 1958 г. запущен в серийное производство. Двигатели АИ-20 сер. 1, 2 и 3 мощностью 4000 л.с., отличавшиеся модификациями применяемых винтов АВ-68 и регуляторов их оборотов, устанавливались на первые серийные самолеты Ил-18 и Ан-12 (с 1957 г.), Ан-10 (с 1958 г.). В том же 1958 г. в серию пошел модифицированный ТВД АИ-20А сер. 4 мощностью 4000 л.с., устанавливавшийся на самолеты Ил-18А и Ил-18Б (с 1958 г.), Ан-10А (с 1959 г.), Ан-12А (с 1961 г.) и Ан-12Б (с 1963 г.). Двигатели АИ-20 сер. 1, 2, 3 и АИ-20А сер. 4 выпускались на ПМЗ. Затем для новых модификаций Ил-18 и Ан-12 были разработаны варианты АИ-20К и АИ-20М, эксплуатируемые до настоящего времени. Они строились на ОАО «Мотор Сич». Кроме того, для самолета Ан-8 и амфибии Бе-12 в 1958 г. создана модификация АИ-20Д с повышенной до 5180 л.с. мощностью. Двигатели АИ-20Д сер. 3 и 4 применялись на серийных Ан-8 с 1958 г., на Бе-12 с 1960 г. К настоящему времени эксплуатация Ан-8 практически прекращена, отдельные экземпляры Бе-12 еще продолжают летать. Всего выпущено около 13 800 двигателей АИ-20 всех модификаций.

Модификации

АИ-20К сер. 5 (1959 г.) – ТВД мощностью 4000 л.с. Применялся на самолетах Ан-10А, Ан-10Б, Ан-12Б, Ил-18В (с 1960 г.), Ил-18Е (с 1965 г.), первых Ил-38 (с 1961 г.) и Ил-20. Продолжают эксплуатироваться на самолетах Ан-12. Самолеты Ан-12 и Ил-18 с двигателями АИ-20К с винтами АВ-68И сертифицированы АР МАК по уровню шума в 1995 г.

АИ-20М сер. 6 (1965 г.) – модифицированный ТВД мощностью 4250 л.с. с доработанной турбиной и КС. Применялся на серийных самолетах Ил-18Д и Ил-38 (с 1965 г.), Ан-12БК (с 1967 г.), Ил-20 (с 1968 г.), Ил-22 (с 1970 г.) и их модификациях. В настоящее время эксплуатация этих машин с АИ-20М в России и за рубежом продолжается. Самолеты Ан-12 и Ил-18 с двигателями АИ-20М с винтами АВ-68И сертифицированы АР МАК по уровню шума в 1995 г.

АИ-20Д сер. 5 (1982 г.) – ТВД мощностью 5180 л.с. ВВ типа АВ-68ДМ диаметром 4,7 м, дальнейшее развитие АИ-20Д сер. 4, применявшегося на самолетах Ан-8 и Бе-12, для самолета Ан-32. По сравнению с АИ-20М имеет повышенную температуру газов перед турбиной и меньший ресурс. С 1983 г. устанавливается на серийные самолеты Ан-32 всех модификаций, широко эксплуатируемые в странах с жарким климатом. Самолеты Ан-32, Ан-32А и Ан-32Б с двигателями АИ-20Д сер. 5 с винтами АВ-68ДМ сертифицированы АР МАК по уровню шума в 1992 г., Ан-32П с аналогичной силовой установкой – в 1995 г.

Разработчик: «Ивченко-Прогресс»

Изготовитель: «Мотор Сич»

Год освоения: 1961

Применение: Ан-24, Ан-26, Ан-30

Ремонт: «Мотор Сич», 695 АРЗ, РЗГА

Одновальный ТВД с осевым 10-ступенчатым компрессором, трубчато-кольцевой КС, трехступенчатой турбиной, нерегулируемым осевым РС и планетарным редуктором, приводящим четырехлопастный ВВ типа АВ-72 диаметром 3,9 м. Двигатель АИ-24 мощностью 2550 л.с. создан в 1959 г. на основе технических решений, опробованных на более мощном АИ-20, для применения на самолете Ан-24. Запущен в серийное производство в 1961 г., в регулярной эксплуатации на самолетах Ан-24 в гражданской авиации СССР с 1962 г. В дальнейшем для самолета Ан-24 и его модификаций был разработан вариант этого двигателя АИ-24А, а затем АИ-24Т и АИ-24ВТ с повышенной мощностью. Все они продолжают активно эксплуатироваться в России и за рубежом. Всего построено более 11700 двигателей АИ-24 всех модификаций. Было создано также несколько специальных вариантов. Так, первый экспериментальный образец вертолета Ми-8 (В-8) начал в 1961 г. проходить испытания с одним опытным турбовальным двигателем АИ-24В. В 1981 г. на базе ТВД АИ-24 была создана бортовая энергоустановка АИ-24УБЭ, применяемая на самолете А-50. Для экранопланов СМ-6 и «Метеор-2» разработана модификация АИ-24П мощностью 2470 л.с. и т.д.

Основные данные ТВД разработки до 1980 г.

	НК-12МП	АИ-20К	АИ-20М	АИ-20Д	АИ-24	АИ-24ВТ	ТВД-10Б ТВД-20
Мощность (ВЗЛ), л.с.*	15 000	4000	4250	5180	2550	2820	1025	1430
C уд (ВЗЛ), кг/кгс ч	0,207	0,270	0,239	0,227	0,255	0,255	0,255	0,225
C уд (КР), кг/кгс ч	0,166	0,210	0,197	0,199	0,228	0,239	...	...
Т г, К	1250	1080	1120	1200	1150	1070	1160	...
π к	9,3	7,32	9,2	9,45	6,4	7,65	7,4	...
G в, кг/с	55,8	20,9	20,7	20,4	13,1	14,4	4,6	...
D, мм	1150	842	842	842	677	677	555	845
L, мм	6000	3096	3096	3096	2346	2346	2060	1770
G сух, кг	3065	1080	1040	1040	600	600	230	285
Y, кг/л.с.	0,204	0,270	0,245	0,201	0,235	0,213	0,224	0,199

* эквивалентная

Модификации

АИ-24 сер. 2 (АИ-24А) – ТВД с винтом АВ-72 мощностью 2550 л.с. Выпускался серийно с 1964 г. Применялся на самолетах Ан-24А, Ан-24Б, Ан-24В, Ан-24РВ и Ан-24Т. В настоящее время продолжает эксплуатироваться на Ан-24В, Ан-24РВ и Ан-24Т. Самолеты Ан-24 и Ан-24РВ с двигателями АИ-24 сер. 2 с винтами АВ-72 сертифицированы АР МАК по уровню шума в 1994 и 2002 гг.

АИ-24Т – ТВД с винтом АВ-72Т увеличенной до 2820 л.с. мощности. Выпускался серийно с 1967 г. Применялся на самолетах Ан-24РТ, мог устанавливаться и на предыдущие модификации Ан-24В и Ан-24РВ. Находится в эксплуатации. Самолеты Ан-24 и Ан-24РВ с двигателями АИ-24Т с винтами АВ-72Т сертифицированы АР МАК по уровню шума в 1994 и 2002 гг.

АИ-24ВТ – высотный вариант АИ-24Т с винтом АВ-72Т, сохраняющий мощность 2820 л.с. при увеличенных температурах окружающего воздуха и высотах аэродрома базирования. Выпускался серийно с 1971 г. С этого времени применяется на самолетах Ан-26 и Ан-30 всех модификаций. Самолеты Ан-26, Ан-26Б, Ан-30 и Ан-30Д с двигателями АИ-24ВТ с винтами АВ-72Т сертифицированы АР МАК по уровню шума в 1994 г.

ТВД-10Б

Разработчик: ОМКБ

Изготовитель: PZL Жешув (Польша)

Год освоения: 1984

Применение: Ан-28

Ремонт: ОМКБ

Двухвальный ТВД мощностью 960 л.с. (эквивалентная мощность 1025 л.с.) с комбинированным компрессором (6 осевых ступеней и одна центробежная), кольцевой КС с вращающейся форсункой, двухступенчатой неохла- ждаемой турбиной компрессора и одноступенчатой свободной турбиной, приводящей через редуктор во вращение трехлопастный ВВ типа АВ-24АН диаметром 2,8 м. Разработан в 1975 г. на базе ТВД-10, прошедшего ГИ в 1970 г. (940 л.с., применялся на опытном самолете Бе-30), для самолета Ан-28. Прошел ГИ в 1978 г. Серийное производство на заводе PZL Жешув (Rzeszow) в Польше по советской лицензии начато в 1984 г. (там он получил обозначение PZL-10S). Эксплуатируется на самолетах Ан-28 в России и за рубежом. Самолет Ан-28 с двигателями ТВД-10Б с винтами АВ-24АН сертифицирован АР МАК по уровню шума в 1988 г. Двигатель ТВД-10Б также устанавливается на самолеты Т-101 «Грач» (проходил испытания с 1994 г., находится в серийном производстве). На базе ТВД-10Б в ОМКБ разработаны форсированный до 1060 л.с. двигатель ТВД-10БА для самолета Ан-28А, вариант ТВД-10М для судов на воздушной подушке и вспомогательная силовая установка ВСУ-10, применяемая на самолетах Ил-86 и Ил-96-300. В Польше на базе ТВД-10Б разработан турбовальный двигатель PZL-10W мощностью 860 л.с., применяемый на вертолетах W-3 «Сокол», эксплуатируемых, в частности, в России.

ТВ7-117С

Разработчик: «Климов»

Изготовитель: ММП им. Чернышева, ОМО им. Баранова, «Климов»

Год освоения: 1997

Применение: Ил-114, Ил-114Т, Ил-112В

Двухвальный ТВД четвертого поколения с комбинированным осецентробежным компрессором (пять осевых ступеней и одна центробежная), кольцевой КС, двухступенчатой турбиной компрессора и двухступенчатой свободной турбиной, приводящей через редуктор во вращение 6-лопастный ВВ типа СВ-34 диаметром 3,6 м. Разрабатывался с 1985 г. в вариантах ТВД ТВ7-117 мощностью 2500 л.с. (для самолетов Ил-114, МиГ-101) и 3200 л.с. (для проектов легких штурмовиков С-46, «101», Як-58), а также турбовального ТВ7-117В мощностью 3200 л.с. (для вертолетов Ми-38, Ми-42 и др.). Летные испытания самолетного варианта ТВ7-117 на ЛЛ Ил-76Т начаты в 1989 г., в составе опытного самолета Ил-114 – в 1990 г. Производство для первых серийных Ил-114 начато в 1992 г. на Заводе им. Климова, затем – на ММП им. Чернышева. ТВ7-117С сертифицирован АР МАК в 1997 г. В настоящее время эксплуатируется на самолетах Ил-114 и Ил-114Т. Модификации ТВ7-117С – базовый вариант ТВД мощностью 2500 л.с. для самолетов Ил-114 и Ил-114Т. Сертификат типа выдан АР МАК 9 января 1997 г. Самолет Ил-114 с двумя ТВ7-117С с винтами СВ-34 сертифицирован 24 апреля 1997 г., по уровню шума (вместе с Ил-114Т) – 18 апреля 1997 г. Регулярная эксплуатация в Узбекистане начата в 1998 г., в российской авиакомпании «Выборг» – в 2002 г.

ТВ7-117СМ (изд. 65) – модернизированный вариант ТВ7-117С с новой цифровой САУ БАРК-65 типа FADEK. Дополнение к сертификату типа получено в 2002 г. С 2005 г. эксплуатируется на ЛЛ Ил-114 №01-09, на 2006 г. намечена поставка партии двигателей для серийных самолетов Ил-114. Возможно также применение на проектируемых самолетах МиГ-110, Ту-136 и др.

ТВ7-117СТ (ТВ7-117 сер. 2) – модифицированный ТВД максимальной мощностью 3000 л.с. (ЧР – 3500 л.с., взлетная – 2800 л.с.) для перспективного легкого транспортного самолета Ил-112В. От прототипа отличается применением закрытой центробежной ступени компрессора повышенной производительности. Стендовые испытания доработанного газогенератора начаты в 2005 г. Летные испытания планируется начать в 2006 г., ГИ – в 2007 г., поставки- в 2008 г.

ТВ3-117ВМА-СБМ1

Разработчик: «Климов»/ «Ивченко-Прогресс»/«Мотор Сич»

Изготовитель: «Мотор Сич»

Год освоения: 2000

Применение: Ан-140

Двухвальный ТВД взлетной мощностью 2500 л.с. (ЧР 2800 л.с.) с осевым 12-ступенчатым компрессором, кольцевой КС, двухступенчатой турбиной компрессора и двухступенчатой свободной турбиной, приводящей через два редуктора и несоосную трансмиссию во вращение 6-лопастный ВВ типа АВ-140 диаметром 3,72 м. Разрабатывался с 1995 г. Заводом им. Климова и ОАО «Мотор Сич» на базе турбокомпрессора турбовального двигателя ТВ3-117ВМА и редуктора ТВД АИ-24 для самолета Ан-140, первоначально получил название ТВ3-117ВМА-СБ2. Стендовые испытания начаты в 1997 г. Первый полет Ан-140 с двумя ТВ3-117ВМА-СБ2 состоялся в том же 1997 г. В дальнейшем, после подключения к доводке двигателя ЗМКБ «Прогресс» переименован в ТВ3-117ВМА-СБМ1. Выпускается серийно с 2000 г., в том же году сертифицирован (сертификат типа выдан АР МАК 31 марта 2000 г.). Самолет Ан-140 с двумя ТВ3-117ВМА-СБМ1 с винтами АВ-140 сертифицирован 25 апреля 2000 г., по уровню шума – 18 апреля 2000 г.

Двигателями ТВ3-117ВМА-СБМ1 комплектуются самолеты Ан-140 и Ан-140-100, выпускаемые серийно на Украине с 1999 г., в Иране с 2001 г. и в России с 2004 г. Регулярная эксплуатация на Украине начата в 2000 г., в Иране и Азербайджане – в 2004 г.

ТВД-20

Разработчик: ОМКБ

Изготовитель: ОМО им. Баранова

Год освоения: 2000

Применение: Ан-3, Ан-38-200

ТВД мощностью 1430 л.с. «перевернутой» схемы (входное устройство сзади, выхлопное устройство и вывод мощности – спереди) с комбинированным компрессором (7 осевых ступеней и одна центробежная), кольцевой КС с вращающейся форсункой, двухступенчатой неохлаждаемой турбиной компрессора и двухступенчатой свободной турбиной, приводящей через редуктор трехлопастный ВВ типа АВ-17 диаметром 3,6 м. Разработан в 1979 г. на базе газогенератора ТВД-10Б для применения на самолетах Ан-3. Испытывался на опытном Ан-3 с 1980 г. Сертифицирован в 2000 г. (сертификат типа выдан АР МАК 17 июля 2000 г.). В том же году самолету Ан-3Т с одним ТВД-20 с винтом АВ-17 выдан сертификат типа (и сертификат типа по шуму). Серийное производство и поставки заказчикам в России начаты в 2000 г. Для модифицированного самолета Ан-38-200 разработан вариант ТВД-20-03 с шестилопастным винтом АВ-36-02 диаметром 2,65 м. Летные испытания Ан-38-200 с такой силовой установкой начаты в 2001 г.

Разработчик: «Ивченко-Прогресс»

Изготовитель: «Мотор Сич», ММПП «Салют»

Год освоения: 2003

Применение: Ан-70

Трехвальный ТВВД мощностью 14 000 л.с. с двухрядным соосным винтовентилятором противоположного вращения СВ-27 диаметром 4,5 м (8 лопастей на переднем ряду, 6 – на заднем), осевым пятиступенчатым КНД, осецентробежным КВД (две осевые и одна центробежная ступени), кольцевой малоэмиссионной КС, одноступенчатыми охлаждаемыми ТВД и ТНД с монокристаллическими лопатками, четырехступенчатой турбиной винтовентилятора с валом привода через планетарный редуктор в передней части двигателя, осевого нерегулируемого выходного устройства. Система управления двигателем – цифровая, двухканальная, типа FADEC, с полной ответственностью и гидромеханическим резервированием. Разрабатывался с 1984 г. для перспективного транспортного самолета Ан-70 и самолета ДРЛО Як-44. Отработка концепции ТВВД проводилась на опытном двигателе Д-236Т с соосным вентилятором СВ-36 мощностью 10 850 л.с. Этот двигатель разрабатывался с 1979 г. на базе ТРДД Д-36 для первых вариантов Ан-70, Як-44, затем для Ту-334. Построен в 1985 г., проходил летные испытания на ЛЛ Ил-76 с 1987 г., на ЛЛ Як-42Э №42525 с 1991 г.

Первый образец Д-27 построен и поступил на стендовые испытания в 1988 г., летные испытания проходил с 1990 г. на ЛЛ Ил-76. Испытания на первом прототипе Ан-70 начаты в 1994 г., на втором (пока единственном) экземпляре Ан-70 эксплуатируются с 1997 г. Серийное производство для заказанных ВВС Украины военно-транспортных Ан-70 осваивается с 2003 г. по кооперации ОАО «Мотор Сич» и ММПП «Салют». Предполагается также использование Д-27 на коммерческом грузовом самолете Ан-70-100, его модификациях (Ан-70Т, Ан-70Т-100 и др.). В 90-е гг. прорабатывались проекты оснащения двигателями Д-27 разрабатывавшихся пассажирских самолетов Як-46, Ан-180 и др. Парой Д-27А планируется оснастить модифицированный патрульный и поисково-спасательный самолет-амфибию А-42ПЭ (Бе-42). Кроме того, на базе ТВВД Д-27 проектировались ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтур- ности Д-727М тягой 11 500 кгс для тяжелых дальнемагистральных самолетов и турбовальный двигатель Д-127 мощностью 14 350 л.с. для тяжелых вертолетов. Самолет Ан-70-100 с двигателями Д-27 получил сертификат типа по шуму на местности, выданный АР МАК 21 декабря 2005 г.

Основные данные ТВД разработки после 1980 г.

	Д-27	ТВ7-117С	ТВ3-117ВМА	ВК-1500С ТВД-1500Б	АИ-450ТП	ТВ-500С
-СБМ1
Мощность (ВЗЛ), л.с.*	14 000	2500	2500/2800**	1500	1300/1550**	550	630
C уд (ВЗЛ), кг/л.с. ч	0,170	0,200	0,206	0,230	0,209	0,250	0,260
C уд (КР), кг/л.с. ч	0,130	0,180	0,188	0,230	0,203	0,290	0,210
Т г, К	1640	1500	1293	1187	1500	...	1234
π к	22,9	16	10	7,4	12,7	...	...
G в, кг/с	27,4	8	9,3	7,3	4	...	...
D, мм	1259	940	880	708	736	648	...
L, мм	4198	2136	2953	1714	2639	1038	...
G сух, кг	1650	530	570	340	240	123	...
Y, кг/л.с.	0,118	0,212	0,228	0,227	0,185	0,224	...

* эквивалентная

ВК-1500С

Разработчик: «Климов»/«Мотор Сич»

Изготовитель: «Мотор Сич»

Год освоения: после 2006

Применение: Ан-3, Ан-38, Бе-132 (проекты)

Двухвальный ТВД взлетной мощностью 1500 л.с. с осевым 10-ступенчатым компрессором, кольцевой КС, турбиной компрессора и свободной турбиной, приводящей через соосный вал и передний редуктор во вращение трехлопастный ВВ. Система управления – цифровая типа FADEC с полной ответственностью и гидромеханическим резервированием. Разрабатывается на базе вертолетных двигателей ТВ3-117ВМА и ВК-2500 для применения на самолетах типа Ан-3, Ан-38, Бе-132 и др. По сравнению с базовыми двигателями уменьшено число ступеней компрессора, применены две новые ступени, новая укороченная КС, двухопорный вал турбокомпрессора (без промежуточной третьей опоры между компрессором и турбиной). В разработке также находится вертолетный вариант ВК-1500В.

ТВД-1500

Разработчик: НПО «Сатурн»

Изготовитель: НПО «Сатурн»

Год освоения: после 2006

Применение: Су-80, Ан-38, Ан-3 и др. (проекты)

Двухвальный ТВД мощностью 1300 л.с. (ЧР – 1550 л.с.) с осецентробежным компрессором (три осевых ступени и одна центробежная), противоточной КС, двухступенчатой турбиной компрессора с монокристаллическими лопатками, двухступенчатой свободной турбиной с валом вывода мощности через вынесенный вперед редуктор 6-лопастной воздушный винт АВ-36 диаметром 2,65 м. Разрабатывался с 1989 г. на базе вертолетного двигателя РД-600В для применения на самолетах типа Су-80, Ан-38, Ан-3, Бе-132, М-102 и др. Двигатель ТВД-1500Б имеет сертификат типа, выданный АР МАК 22 ноября 2002 г.

АИ-450ТП

Разработчик: «Ивченко-Прогресс»

Изготовитель: «Мотор Сич»

Год освоения: после 2006

Применение: СА-21 (Бе-103), Як-58, Як-152, Су-49 (проекты)

Малоразмерный двухвальный ТВД мощностью 400-550 л.с. с одноступенчатым центробежным компрессором, кольцевой противоточной КС, сверхзвуковой одноступенчатой охлаждаемой турбиной компрессора, одноступенчатой свободной турбиной с выводом мощности через соосный вал и передний редуктор на воздушный винт, осевым нерегулируемым выходным устройством. Система управления – электронная с резервным гидромеханическим каналом. Создается на базе разрабатываемого вертолетного двигателя АИ-450 мощностью 465 л.с. Может применяться на модификациях самолетов Бе-103, Як-58, Як-152, Су-49 и др.

ТВ-500С

Разработчик: ММПП «Салют»

Изготовитель: ММПП «Салют»

Год освоения: после 2006

Применение: СМ-92П (проект)

Малоразмерный двухвальный ТВД мощностью 630 л.с. с одноступенчатым центробежным компрессором, кольцевой противоточной КС, одноступенчатой турбиной компрессора, одноступенчатой свободной турбиной с выводом мощности через редуктор на воздушный винт. Разрабатывается для самолета СМ-92Т. Может применяться также на других легких самолетах – транспортных, многоцелевых и спортивных. Летные испытания первого ТВ-500С на самолете СМ-92П планируется начать в 2006 г.