АВИАЦИОННЫЙ ТУРБОВИНТОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ
руководство по эксплуатации техническому обслуживанию
Аи-24ВТ |
Глава 1
9. ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ
Агрегаты, входящие в
систему электрооборудования (рис. 29), обеспечивают выполнение следующих
процессов, связанных с эксплуатацией двигателя:
– автоматический запуск двигателя на земле;
– ложный запуск двигателя на
земле;
– холодную прокрутку
двигателя;
– запуск двигателя в полете;
– питание бортсети самолета
постоянным током от стартеров-генераторов на работающих двигателях.
Система не допускает
включения стартеров-генераторов в стартерном режиме на работающем двигателе,
одновременного включения стартеров-генераторов в стартерном режиме на
двигателе, не подлежащем запуску, и запуск двигателя при обратной полярности
источника питания.
В электрооборудование
двигателя входят следующие агрегаты, датчики и узлы двигателя:
– стартер-генератор;
– два агрегата зажигания;
– две свечи;
– электромагнитный клапан
пускового топлива;
– электромагнитный клапан
останова двигателя (в АДТ);
– электромагнитный клапан
проверки флюгирования по отрицательной тяге;
– электромагнитный клапан
корректора частоты вращения (в АДТ);
– электромагнитный клапан
снятия винта с промежуточного упора (в Р68ДК-24);
– электромагнитный клапан
вывода винта из флюгерного положения (в Р68ДК-24);
– электромеханизм клапана
перепуска горячего воздуха на обогрев входного направляющего аппарата;
– усилитель регулятора температуры
газов (УРТ);
– усилитель корректора
частоты вращения (УКО);
– блок стабилизации (БС);
– исполнительный механизм ИМ
усилителя регулятора температуры газов (в АДТ);
– концевой выключатель
блокировки автофлюгера по ИКМ (в АДТ);
– выключатель стартера;
– концевые выключатели
перестройки режимов ограничения температуры газов за турбиной (в АДТ);
– датчик высотной коррекции
(ДВК);
– датчик ДТЭ корректора
частоты вращения;
– датчик ДТЭ указателя
частоты вращения ротора двигателя;
– концевой выключатель флюгирования
по отрицательной тяге (в Р68ДК-24);
– датчик
автоматического флюгирования по уменьшению мощности двигателя ДАФ;
– термопары Т-80-Т;
– два
термостружкосигнализагора;
– сигнализатор засорения
фильтра СП-0,6;
– сигнализатор обледенения;
– коллектор электропроводов
со штепсельными разъемами.
Остальное
электрооборудование, указанное на рис. 29, входит в комплектацию самолета.
Рис. 29. Схема подсоединения электро¬агрегатов двигателя:
1 - штепсельные разъемы ШР55П30ЭГ1 "Д", "К" и "77"; 2 - сигнализатор СДУ подачи воз¬духа на обогрев ВНА; 3 - промежуточный штепсельный разъем ШР16П2ЭШ5; 4 - кон¬цевой выключатель блокировки автофлюгирования в АДТ; 5 - электромагнитный клапан останова двигателя; 6 - датчик указателя по¬ложения рычага топлива УПРТ; 7 - электро¬механизм МП клапана подачи воздуха на обогрев ВНА; 8 - усилитель корректора час¬тоты вращения (УКО); 9 - сигнализатор обледенения (СО); 10 - пневматический выключа¬тель стартера (ВС); 11 - электромагнитный клапан пускового топлива; 12 - агрегат зажи¬гания; 13 - свеча; 14 - электромагнитный клапан проверки флюгирования по отрицательной тяге; 15 блок стабилизации (БС); 16
- концевой выключатель в АДТ перестройки режима ограничения температуры газов за турбиной; 17 - датчик высотной коррекции; 18 - электромагнитный клапан корректора частоты вращения; 19 - датчик корректора частоты вращения; 20 - исполнительный ме¬ханизм (ИМ); 21 - сигнализатор давления в канале малого шага; 22 - сигнализатор давле¬ния топлива; 25 - датчик давления топлива; 24 - датчик указателя частоты вращения ротора двигателя; 25 - датчик масломера; 26 - штеп¬сельный разъем ШР40П39Ш9 к токосъемнику; 27 - штепсельный разъем ШР40ПЗПГ9 обог¬рева винта; 28 - усилитель регулятора темпе¬ратуры газов (УРТ), 29 - датчик расходомера топлива; 30 - датчик давления масла в ИКМ; 31 - датчик флюгирования по отрицательной тяге; 32 - сигнализатор давления в канале фиксатора шага; 33 - соединительная колодка термопар; 34 - датчик флюгирования по ИКМ; 35 - термопары; 36 - электромагнит¬ный клапан снятия винта с промежуточного упора; 37 - сигнализатор СДУ отрицательной тяги; 38 —датчик давления масла на входе в двигатель; 39 - датчик температуры масла на входе в двигатель; 40 - электромагнитный клапан вывода винта из флюгерного положе¬ния; 41 - термостружкосигнализаторы; 42 - сигнализатор засорения масляного фильтр
Стартер-генератор
Стартер-генератор СТГ,
представляющий собой шунтовую шестиполюсную электрическую машину постоянного
тока теплостойкого исполнения, предназначен для запуска двигателя в стартерном
режиме и для питания бортсети самолета в генераторном режиме. Направление
вращения – левое, если смотреть со стороны привода. Исполнение
стартер-генератора защищенное, с охлаждением путем принудительного продува
встречным потоком воздуха.
| Технические данные |
| В генераторном режиме: |
|
| Напряжение ...................................................... |
30,0 В |
| Ток ..................................................................... |
600 А |
| Мощность (при 30 В) ......................................... |
18 кВт |
| Диапазон изменения частоты вращения ......... |
4000 ... 9000 об/мин |
| Режим работы ................................................... |
продолжительный |
| В стартерном режиме: |
|
| Напряжение ...................................................... |
60 В |
| Диапазон среднего тока .................................. |
500 . . . 650 А |
| Режим работы .................................................. |
повторно-кратковременный: четыре цикла работы – по 70 с с 3-минутным перерывом, после чего полное охлаждение; пять
циклов – по 55 с с 3-минутным перерывом, после чего полное охлаждение |
Выключатель стартеров
Выключатель стартеров (ВС)
предназначен для отключения стартера-генератора при достижении ротором
двигателя диапазона частоты сращения 39...48 %.
| Технические данные |
| Диапазон рабочего напряжения ............................ |
16 … 30 В |
| Давление срабатывания .......................................... |
0,5 ± 0,1 кгс/см2 |
Агрегат зажигания
Агрегат зажигания работает
совместно с одной авиационной электроэрозионной свечой поверхностного разряда и
служит для воспламенения топливовоздушной смеси при запуске двигателя на земле
и в условиях полета.
| Технические данные |
| Диапазон рабочего напряжения ................... |
14 ... 29,7 В |
Ток, потребляемый первичной обмоткой
(при напряжении питания 27 ± 1 В) ............. |
2 ± 0,8 А |
| Напряжение во вторичной цепи .................... |
не менее 3000 В при напряжении на
первичной обмотке 18+1 В |
| Режим работы ................................................. |
повторно-кратковременный (в цикле 6 включений продолжительностью до 40 с каждое) |
Свеча
Авиационная электроэрозионная
свеча поверхностного разряда предназначена для зажигания топлива при запуске
двигателя на земле и в полете.
Максимальное значение
пробивного напряжения свечи после проверки не выше 2500 В.
Электромагнитный клапан пускового топлива
Электромагнитный клапан
пускового топлива предназначен для открытия и закрытия подачи пускового топлива
при запуске.
| Технические данные |
| Диапазон рабочего напряжения ................................... |
16 … 27 В |
| Потребляемый ток .......................................................... |
не более 2,5 А |
Электромагнитный клапан проверки флюгирования по отрицательной тяге
Электромагнитный клапан проверки флюгирования (ЭМКФ) предназначен для проверки исправности системы
автоматического флюгирования по отрицательной тяге на валу винта и для проверки
исправности самого датчика. Управление ЭМКФ осуществляется от однополюсного
выключателя, расположенного в кабине самолета. Он устанавливается на фланце
редуктора с левой стороны двигателя и крепится на шести шпильках.
Коллектор электропроводов
На двигателе смонтирована
электропроводка к агрегатам, обслуживающим работу двигателя и контролирующим
параметры работы двигателя.
Для защиты проводов от
механических повреждений, попадания масла, влаги и других веществ провода
заключены в два электрических коллектора, выполненные из труб и экранирующих
шлангов. Трубы коллектора выполнены из алюминиевого сплава, экранирующие шланги
– из стальной плетенки и хлорвиниловых трубок светло-синего цвета.
Крепятся коллекторы к
бобышкам на корпусе компрессора при помощи хомутов крепления. Вывод проводов к
агрегатам осуществлен через штуцера труб коллектора. Выводы защищены от
проникновения к проводам топлива, масла и влаги экранирующими шлангами.
Плетенки и хлорвиниловые трубки экранирующих шлангов запрессованы на концах в
футорки, при помощи которых соединяются со штуцерами на трубках коллектора и
штепсельными разъемами агрегатов.
10. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ
С целью предотвращения
обледенения деталей двигателя, расположенных во входном тракте, передних кромок
ребер лобового картера, передних кромок лопаток входного направляющего аппарата
компрессора и кромок приемника полного давления АДТ, предусмотрена
противообледенительная система.
Противообледенительная
система включает в себя сигнализатор обледенения 1 (рис. 30), клапан перепуска
горячего воздуха 9 с электромеханизмом МП, трубопроводы подачи
горячего воздуха 4 и 7 и каналы постоянного обогрева барботажным
маслом внутренних полостей ребер лобового картера.
Горячий воздух для противообледенительной системы отбирается послеX ступени компрессора через патрубок, приваренный к корпусу
камеры сгорания, и по трубопроводу 7 подводится к клапану перепуска
горячего воздуха.
На обогрев приемника полного давления 11 по трубопроводу 8 постоянно подводится
горячий воздух во избежание его обледенения, которое может нарушить работу топливной
системы двигателя.
В условиях обледенения СО выдает сигнал о начале обледенения. Обогрев ВНА включается
принудительно (вручную). При этом включается электромеханизм МП 5
который поворачивает заслонку клапана 9. Горячий воздух по трубопроводам
4 через два входных отверстия в лобовом картере поступает в кольцевую
полость 2 и, пройдя через внутренние полости лопаток 3 входного
направляющего аппарата, обогревает их передние кромки и выходит в воздушный
тракт двигателя.
На трубопроводе 7 имеется штуцер 10 с калиброванным
отверстием диаметром 14 мм для подвода горячего воздуха на обогрев передней
кромки самолетного воздухозаборника (рис. 30а, 30б).
Ребра
лобового картера обогреваются барботажным маслом.
Сигнализатор обледенения (СО)
Сигнализатор обледенения предназначен для выявления условий обледенения во входном
устройстве двигателя и для выдачи сигнала при возникновении таких условий.
Сигнализатор обледенения крепится на лобовом картере слева вверху таким образом, что
заборник сигнализатора устанавливается против потока воздуха, поступающего в
ВНА, а ось симметрии заборника параллельна направлению воздушного потока.
| Технические данные |
| Ток..................................................... |
постоянный |
| Система питания.............................. |
однопроводная |
| Номинальное напряжение .............. |
27 В ± 10 % |
| Суммарный ток нагревателей ......... |
не более 7 А |
| Режим работы ................................. |
повторно-кратковременный,
циклами (цикл состоит из времени "замораживания" 150 с и времени "размораживания"
90 с, повторяется до выхода из зоны обледенения) |
Принцип действия
Работа сигнализатора обледенения основана на использовании упругих свойств
чувствительного элемента – металлической гофрированной мембраны, замыкающей и
размыкающей электрические контакты при изменении величины скоростного напора
воздушного потока, поступающего в сигнализатор обледенения.
Сигнализатор обледенения представляет собой дифференциальный манометр с двумя герметичными
камерами, соединенными жиклером 3 (рис. 31).
Камера динамического давления 9 воспринимает полное давление набегающего потока
воздуха во входной части двигателя через отверстия в торце заборника сигнализатора.
Рис. 30. Схема противообледеиительиой системы двигателя:
1 - сигнализатор обледенения (СО); 2 - кольцевая полость подвода воздуха для обогрева лопаток входного направляющего аппарата; 3 - лопатки входного направляющего аппарата; 4 и 7- трубопроводы подвода го¬рячего воздуха; 5 - электромеханизм МП; 6 - фланец отбора воздуха на самолетные нужды; 8 - трубопро¬вод подвода воздуха для обогрева приемника полного давления; 9 - клапан перепуска воздуха; 10 -штуцер отвода воздуха для обогрева воздухозаборника; 11 - приемник полного давления
Рис. 30а. Монтажная схема противообледенительной системы двигателя:
1 – коллектор обогрева воздухозаборника двигателя; 2, 15 – трубопровды подвода воздуха в коллектор обогрева воз-духозаборника двигателя; 3 – перекрывной кран; 4 – патрубок отбора воздуха из компрессора; 5 – трубопровод под-вода воздуха; 6 – патрубок отвода воздуха на обогрев приемника полного давления; 7 – сигнализатор давления СДУ2А-0,18; 8 – штуцер отбора воздуха на обогрев воздухозаборников; 9 – патрубок отвода воздуха к сигнализато-ру давления; 10, 13 – трубопроводы; 11 – трубопровод подвода воздуха на обогрев ВНА; 12 – тройник; 14 – коллектор обогрева воздухозаборников радиаторов; 16 – сигнализатор обледенения.
Рис. 30б. Принципиальная схема противообледенительной системы воздухозаборника двигателя:
1 – коллектор обогрева воздухозаборника двигателя; 2, 15 – трубопроводы подвода воздуха в коллектора обогрева воздухозаборника двигателя; 3 – перекрывной кран; 4 – патрубок отбора воздуха из компрессора; 5 – подводящий трубопровод; 6 – патрубок отвода воздуха на обогрев приемника полного давления; 7 – сигнализатор давления СДУ2А-0,18; 8 – штуцер отбора воздуха на обогрев воздухозаборников; 9 – патрубок отвода воздуха к сигнализато-ру давления; 10, 13 – трубопроводы; 11 – трубопровод подвода воздуха на обогрев ВНА; 12 – тройник; 14 – коллектор обогрева воздухозаборников радиаторов; 16 – наружная обивка носка воздухозаборника; 17, 19 – внут-ренние перегородки; 18 – задняя стенка камеры обогрева; 20 – микроэжектор; 21 – сигнальная лампа; 22 – сигна-
лизатор обледенения
Рис. 31. Схема сигнализатора обледенения:
1 - заборник сигнализатора; 2 - отверстие статического давления; 3 - жиклер; 4 - обогреватель; 5 - камера статического давления; 6 - контакт; 7 - мембрана; 8 - штепсельный разъем; 9 - камера динамического давления
Камера статического давления 5 воспринимает статическое давление воздуха
через боковые отверстия 2 в заборнике сигнализатора 1.
Камера
динамического 9 и камера статического 5 давлений разделены
мембраной 7.
При отсутствии скоростного
(динамического) напора, когда двигатель не работает, контакты находятся в
замкнутом состоянии. Во время работы двигателя, когда заборник сигнализатора
обдувается воздухом, в камерах дифференциального манометра в результате
скоростного напора устанавливается разность давлений, прогибающая мембрану 7
и, следовательно, размыкающая контакты 6, связанные с мембраной. Во
время работы двигателя контакты 6 остаются в разомкнутом состоянии.
В полете при наличии условий
обледенения торцевые отверстия в заборнике 1 закупориваются пленкой
льда, и поступление динамического давления в камеру 9 манометра
прекращается.
Давление
в камерах обоих давлений выравнивается через жиклер 3, и мембрана
возвращается в исходное положение, замыкая контакты. Сигнал о наличии
обледенения поступает в панель управления автоматической противообледенительной
системы (АПС).
Панель управления обеспечивает
в условиях обледенения включение питания на сигнальную лампочку "Обледенение"
и нагреватель носка заборника сигнализатора.
Обогреватель 4 колена
сигнализатора включен на протяжении всего времени работы АПС. Это необходимо
для предохранения колена сигнализатора от образования льда, которое может произойти до момента появления льда на заборнике
сигнализатора.
Электромеханизм МП
Электромеханизм МП
предназначен для приведения в действие клапана перепуска горячего воздуха на
обогрев входного направляющего аппарата компрессора и передней кромки
самолетного воздухозаборника. Управление электромеханизмом осуществляется
вручную путем двухполюсного переключения электродвигателя с пульта управления,
находящегося в кабине экипажа, или автоматически – панелью управления АПС.
Электромеханизм МП
устанавливается совместно с клапаном перепуска воздуха в месте разъема трубопровода
отбора горячего воздуха из-за X ступени компрессора. Клапан пеперепуска воздуха крепится к корпусу компрессора с левой
стороны двигателя.
|
Номинальное напряжение питания ............ |
27 В< |
| Потребляемый ток .......................... |
до 0,18 А |
| Режим работы .............................. |
повторно-кратковременный (выпуск ходового винта; уборка ходового винта, перерыв 1 мин. После таких трех циклов перерыв до полного охлаждения) |
11. ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ
Противопожарная система
двигателя предназначена для сигнализации о возникновении пожара внутри
двигателя и его тушения.
Сигнализация о возникновении
пожара осуществляется двумя термоизвещателями, контролирующими температуру в
полостях лобового картера и редуктора, а также полостях подшипников компрессора
и турбины.
При возникновении пожара
внутри двигателя в термоизвещателях возникает электродвижущая сила, которая
поступает в исполнительный блок, выдающий команду на включение сигнальных
лампочек в кабине экипажа.
Примечание. Сигнализаторы пожара входят в комплект самолета и устанавливаются на двигатель при его монтаже на самолет.
Для тушения пожара необходимо нажать кнопку тушения пожара в двигателе, расположенную на щитке пожаротушения.
После этого специальный огнегасящий состав подается под давлением к штуцеру 1(рис. 32), расположенному с правой стороны верхнего коробчатого прилива лобового картера, и к штуцеру 2 трубопровода 3.
Рис. 32. Схема противопожарной системы двигателя:
1 – штуцер подвода огнегасящего состава в
лобовой картер и редуктор; 2 – штуцер подвода огнегасящего состава в
полость подшипников; 3 – трубопровод противопожарной системы; 4 –
трубопровод суфлирования; 5 и 6 – пробки
Через штуцер 1 огнегасящий состав поступает в полость лобового
картера и редуктора. Через штуцер 2 огнегасящий состав поступает в
полость внешнего трубопровода 3 и далее через внутренний
трубопровод подводится в полости подшипников компрессора и турбины.
Примечание. Для ликвидации пожара применяются огнегасящие составы "3,5" или "Фреон 114В-2".
12. ПРИБОРЫ, КОНТРОЛИРУЮЩИЕ РАБОТУ ДВИГАТЕЛЯ НА САМОЛЕТЕ
| Замеряемый параметр |
Условное
обозначение прибора |
Диапазон
измерений |
| Угол
поворота рычага управления АДТ |
УПРТ-2 |
0…105° |
| Частота вращения ротора двигателя |
ИТЭ-2 |
0…110 % |
| Температура
газов за турбиной |
ИТГ-2 |
200…1100 °С |
| Температура
масла на входе в двигатель |
УИЗ-3 |
–50… +150 °С |
| Давление масла в магистрали двигателя |
УИЗ-3 |
0…8 кгс/см2 |
| Давление
топлива перед рабочими форсунками |
УИЗ-3 |
0…100 кгс/см2 |
| Часовой
расход топлива |
РТМС-0,85-Б1 |
150…1000 л/ч |
| Давление масла в измерителе крутящего момента |
УИ1-100 |
0…100 кгс/см2 |
| Напряжение
на потенциометре исполнительного механизма |
Вольтметр
М/4200 |
0…3 В |
| Давление
топлива на входе в основной топливный НД |
Сигнальная
лампочка |
|
|
Виброперегрузки |
ИВ-41БМ |
0…7 g |
13. ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ
| 1. Условное обозначение двигателя ........... |
АИ-24ВТ |
| 2. Тип двигателя .......................................... |
турбиновинтовой |
| 3. Направление вращения
воздушного винта и ротора двигателя (если смотреть по направлению полета) .................................. |
левое |
| 4. Редуктор: |
|
| а) тип ........................................................... |
планетарный, с датчиком флюгирования по отрицательной тяге и измерителем крутящего момента |
| б) передаточное число .......................................................................... |
0,08255 |
| в) направление вращения
вала винта (если смотреть по полету) ...... |
левое |
| г) датчик флюгирования по
отрицательной тяге: |
|
| тип .......................................................................................................... |
гидромеханический |
| величина
отрицательной тяги при настройке датчика (давлении масла на входе в
датчик 4,25+0,кгс/см2) .............................................. |
720…850 кгс |
| д) измеритель крутящего
момента (ИКМ) на валу винта: |
|
| тип ......................................................................................................... |
гидравлический |
| винтовая
мощность, замеренная ИКМ ................................................. |
27,09 Рикм
*, л.с. |
| 5. Компрессор: |
|
| а) тип
..................................................................................................... |
осевой |
| б) степень повышения
давления на номинальном режиме (Н = 6000 м; V = 100 м/с; tН = tМСА ..................................................................... |
7,65 |
| в)
количество ступеней ........................................................................ |
10 |
| г)
клапаны перепуска воздуха из компрессора: |
|
| количество
............................................................................................ |
4 клапана с пневматическим
управлением |
| месторасположение
............................................................................. |
2 клапана за V ступенью, 2 клапана – за VIII ступенью |
| частота
вращения закрытия: |
|
| за V ступенью ........................................................................................ |
85…86,5 %(12900…13310 об/мин) |
| за VIII ступенью .................................................................................... |
70…72 %(10630…10930 об/мин) |
| д) допустимое количество
воздуха, отбираемого за X ступенью
компрессора двигателя, постоянно: |
|
| для наддува, вентиляции и
отопления герметической кабины .......... |
не более 0,2 кг/с |
| в том числе на взлете ........................................................................... |
не более 0,04 кг/с |
| эпизодически: |
|
| для противообледенительных
устройств самолета ............................. |
0,425 кг/с |
| в том числе на обогрев
воздухозаборника .......................................... |
0.125 кг/с |
* Рикм– давление масла в системе ИКМ в кгс/см2.
Примечания: 1.
Одновременный постоянный и эпизодический отбор воздуха допускается на режимах
работы двигателя от максимального и ниже.
2. На взлетном режиме в условиях
возможного обледенения разрешается производить отбор воздуха на обогрев ВНА и
воздухозаборника двигателя.
3. В условиях возможного обледенения при уходе самолета на второй круг или в полете с одним работающим
двигателем при отказе другого двигателя разрешается работа исправного двигателя
на взлетном режиме при включенной системе отбора
воздуха на противообледенительную систему крыла, оперения, ВНА, воздухозаборника
и систему кондиционирования.
4. Мощность и экономичность двигателя при
включенной системе отбора воздуха может не соответствовать основным техническим
данным.
5. Количество отбираемого воздуха сохраняется до высоты 6000 м; выше этой высоты количество отбираемого воздуха
уменьшается пропорционально плотности атмосферного воздуха.
| 6. Камера сгорания: |
|
| а) тип ..................................................................................... |
кольцевая |
| б)
количество головок в камере сгорания ........................... |
8 |
| 7. Турбина: |
|
| а) тип ..................................................................................... |
осевая |
| б)
количество ступеней ........................................................ |
3 |
| 8. Тип реактивного сопла ..................................................... |
нерегулируемое |
| 9. Сорт топлива (рабочее и пусковое) ................................ |
См. раздел 14, п. 1 |
| 10. Сорт масла, применяемого для двигателя ..................... |
См.
раздел 14, п. 2 |
| 11. Часовой расход масла..................................................... |
не более 0,6 кг/ч |
| 12. Режимы работы двигателя: |
|
| Наименование режима |
Угол поворота рычага управления двигателем по указателю
УПРТ-2, град |
Частота вращения
ротора
двигателя |
Часовой расход
топлива,
кг/ч |
Время непрерывной работы
двигателя, мин |
Время работы двигателя, % от ресурса |
| об/мин |
% |
| Взлетный |
100 ± 2 |
15800 ± 150 |
103…105 |
Согласно
гл. XI для номиналных значений |
Не более 5 |
Не более 3 |
| Максимальный |
74 ± 2 |
15800 ± 150 |
103…105 |
Не более 60 |
Не более 15 |
| Номинальный: |
63 ± 2 |
15800 ± 150 |
103…105 |
Не ограничено |
Не более 45 |
| – 0,85 номинального |
51 ± 2 |
15800 ± 150 |
103…105 |
Не ограничено |
Не ограничено |
| – 0,7 номинального |
40 ± 2 |
15800 ± 150 |
103…105 |
Не ограничено |
Не ограничено |
| – 0,6 номинального |
34 ± 2 |
15800 ± 150 |
103…105 |
Не ограничено |
Не ограничено |
| – 0,4 номинального |
23 ± 2 |
15800 ± 150 |
103…105 |
Не ограничено |
Не ограничено |
| Земной малый газ |
0 |
14050 ± 225 |
91…94 |
Не более 30 |
Не ограничено |
Примечания: 1. 100 % по
шкале указателя ИТЭ-2 частоты вращения двигателя соответствуют 15187 об/мин.
2. В общий ресурс
двигателя засчитывается 20 % наработки на земле.
3. В случае полета с одним
работающим двигателем допускается его непрерывная работа на взлетном режиме не
более 90 мин.
4. При возникновении
отрицательных перегрузок в полете допускается падение давления масла ниже 3,5
кгс/см2.
5. Максимально допустимая
температура газов за турбиной при запуске в воздухе не должна превышать 700 °С, а заброс частоты вращения не должен быть
более 110 %.
6. При запусках в воздухе
разрешается запускать двигатель при температуре масла на входе в двигатель не
менее +20 °С.
7. При учете наработки
двигателя к номинальному режиму относить режимы от αв
= 57° до αв = 67° по УПРТ включительно; к максимальному
режиму относить режимы выше αв = 67° до αв =
78° по УПРТ включительно; режимы выше αв = 78° по УПРТ относить
к взлетному режиму.
8. Допустимое колебание
частоты вращения ротора двигателя по прибору на установившихся рабочих режимах
работы двигателя при полете в спокойной атмосфере с перегрузками 0,8...1,2, а
также на земле – не более ±1 %.
9. При изменении режима
работы двигателя допускается кратковременное (не более 10 с) уменьшение
частоты вращения до 98 %, при этом во всех случаях увеличение частоты вращения
не должно превышать 110 %.
13. Максимально допустимая температура газов за турб иной при работе двигателя на ограничителе ПРТ согласно графику (см. рис. 25)
Примечание.
При работе двигателя на ограничителе ИКМ или на баростате температура газов за
турбиной снижается в зависимости от снижения температуры наружного воздуха. При
этом на каждый градус снижения температуры наружного воздуха ниже температуры
снижения вступления в работу системы ПРТ (рис. 33) температура газов за
турбиной снижается примерно на 3 °С.
Рис. 33. Изменение момента вступления
в работу системы ПРТ в зависимости от атмосферных условий:
А – зона работы двигателя на ограничителе ИКМ;
Б – зона работы двигателя на ограничителе ПРТ
14. Максимально допустимая температура газа за турбиной при запуске .... не более 750 °С
15. Время перехода с
минимального режима, на котором сохраняются равновесные частоты вращения
вплоть до взлетного режима – приемистость (определяется по прекращению
возрастания давления топлива на рабочих форсунках):
на земле ........................................................................................................ не более 15 с
в полете ........................................................................................................ не более 10 с
16. Максимально допустимое увеличение частоты вращения
двигателя при пробе приемистости .................................................................. 110 % (16700 об/мин)
|
