книги из ГПНТБ / Шахвердов, В. Г. Силовая установка самолета АН-24 учеб. пособие
.pdf
Ордена Ленина Академия гражданской авиации
В. Г. ШАХВЕРДОВ
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТА АН-24
Учебное пособие
Ленинград
1973
Рассматриваются вопрооы эксплуатации си ловой установки самолета Ан-2*». Конструкция установки наложена предельно кратко. Основ ное внимание уделено наиболее сложной сис теме - автоматическому регулированию двига теля АИ-2*.
Пособие может быть рекомендовано слушате лям Академии и летному составу подразделений гражданской авиации, эксплуатирующий оамолет Ан-24.
Илх. 88. Табл. 8. Бибд. 4 наев.
ВВЕДЕНИЕ
Пассажирский саниде» Ан-24 предназначен для перевовкн пас сажиров и груза на воздушных линиях средней и налой протяжен ности. Его силовая уотановка соотонт из двух двигателей АИ-24 с воздушными винтами АВ-72 и систем топливопитания, регулиро вания, смазки и суфлирования, запуска, противообледенения,вы хлопа и пожаротушения. Наиболее сложной иг них является систе ма регулирования, поэтому ей уделено особое внимание.
Глубокое анание сиотем оамолета Ан-2* |
и четкое |
пони |
мание их работа - главное в эксплуатационной |
подготовке |
лет |
ного состава. |
|
|
Глава I . ДВИГАТЕЛИ И ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ
Общие сведения
Два двигателя Ай-24 размещены в гондолах под крылом (рио.1) и развивают на ведете суммарную мощность около 5000 эквивалент
ных л.с. Работают на керосине, |
имен на оба двигателя |
невысокие |
|
суммарные расходы топлива: 850 кг/чао и 1,5 |
кг/км. |
Двигатель |
|
- высотный турбовинтовой, |
одноьальный, |
о осевым деояти- |
|
ступёнчатым компрессором с кольцевой камерой сгорания, о трех ступенчатой гузовой турбиной и нерегулируемым соплом.
В конструкции двигателя входит ооосдый замкнутый дифферен циальный редуктор с передаточным.числом 12, I I - Он снабжен ноыернтелеи крутящего момента (ЙКИ) и датчиком отрицательной тя ги. Оба устройства используются в системе автоматического флюгирования воздушного винта, а ШСм", имеющие приборы в кабине экипажа, позволяют судить о развиваемой двигателями мощности.
Силовой корпус двигателя образован картером редуктора, ло бовым картером, корпусом компрессора, корпусом камеры сгора ния и статором турбины. На лобовой картер, отлитый из магние вого сплава, помещены основные узлы крепления двигателя и при воды агрегатов. Наружная и внутренние стенки лобового картера образуют входной канал воздушного тракта. На стороне, обращен» ной к компрессору, устанавливается входной направляющий аппа рат (ВНА).
Компрессор дозвуковой с ротором барабанно-дисковой конструк ции. Его корцуо, такав как и ротор, выполнен из стали. На кор пусе компрессора установлены клапаны, автоматически перепуекащие воздух в атмосферу на нерасчетных рехинах до оборотов зем ного малого гага. Этим почти исключается помпах при запуске.'
Рис. I . Размещение двигателя, агрегатов и узлов силовой |
установки |
в левой |
гондоле: |
|
|||||
I - |
генератор Г0-16ПЧ8; 2 - дренажный бачок |
маслосистемы; |
3 - |
рама крепления |
двигателя; 4 - |
||||
силовая ферма крепления двигателя; |
5 - |
экран |
защиты крыла; |
6 - |
платформа с огнетушителями; |
||||
7 - |
ферма крепления главной ноги шасси; 8 - |
малая створка шасси: 9 - |
большая створка |
шасси; |
|||||
10 - |
защитный экран колес главной ноги; |
I I - |
турбохолодильник; |
12 - |
8аслонка |
туннеля |
масло- |
||
|
радиатора; 13 - маслобак; 14 - |
воздухо-воздушный радиатор; 15 - |
маслорадиатор |
|
|||||
6
Кольцевая камера сгорания имеет 8 горелок о 8-ю рабочими форсунками. Камера сгорания разжигается при запуске двумя вос пламенителями, каждый из которых снабжен запальной свечой по верхностного разояда и пусковой фороущсой.
Турбина ооевая, реактивьая срабатывает весь порепад давле ний газа до атмосферного.
8апуск двигателей автономный, электрический, с раскруткой от стартер-генератора. Питание стартеров может осуществляться от аэродромных источников или от бортового турбогенератора ТГ-16.
Двигатели АИ-24 эксплуатируются с флюгерными четирехлопастными винтами АВ-72, имеющими следующие параметры:
диаметр |
3,9 м |
||
угол |
запуска |
8° |
|
угол |
промежуточного упора. |
19° |
|
угол |
флюгера |
92°30' |
|
вес |
|
2*2 |
кг |
Каждому значению мощности двигателя |
на валу |
винта (при оп |
|
ределенных значениях скорости полета, высоты и температуры на ружного воздуха) соответствует определенное положение лопас тей воадуиного винта, при котором мощность, потребляемая вин том, равна мощности, развиваемой двигателем. На всех режимах,
. высотах и скоростях полета обороты ротора двигателя постоян ные ж поддерживайтея регулятором оборотов, изменяющим углы уотановки лопастей воздушного винта, как только наругается упомянутое равенство.
Винт АВ-72 снабжен следующими защитными устройствами:
-промежуточным упором, предотвращающим внезапное образо вание большой отрицательной тяги на скоростях полета 250-300 км/час при отказе двигателя;
-гидравлическим и механическим фиксаторами вага, автома тически фиксирующими лопасти винта при нарушении подачи мас
ла к сервомотору, предотвращая облегчение винта и раскрутку; - центробежным фикоатором шага, фиксирующим лопасти при
оборотах винта 1265+10 об/мин.
7
Обтекатели воздушных винтов и редукторов образуют перед ние чаоти гондол двигателей; капоты, силовые шпангоуты, пане ли, хвостовые части в створки шасси. В крышки капота помещают эксплуатационные лючки,козырьки и жалюзи (для входа и выхода воздуха на обдув двигателей), турбохолодильники и туннеля вовдумных радиаторов. Воздух из подкапотного пространства выхо дит черев щель между капотами двигателя и передним силовым шпангоутом.
В гондоле (см. рис. I ) размещены узлы подвески двигателя.
Двигатель крепится к центроплану крыла быстросменной ремой 8 |
||
с амортизаторами и силовой фермой 4 с передним силовым шпан |
||
гоутом. К четырем |
амортизаторам двигатель прикреплен двумя |
|
передними и двумя |
задними цапфами. Нагрузку |
от тяги винта я |
его реактивный момент* а также большую часть |
веса двигателя |
|
воспринимают через основные узлы крепления передние амортиза торы. Задние амортизаторы допускают свободу термических рас ширений двигателя и являются поддерживающими. Кроме того, от узлов крепления двигателя на амортизаторы передается перемен ная по направлению сила, вызываемая остаточным дисбалансом ро
тора |
двигателя. |
|
|
|
|
|
|
|
Технические данные двигателя |
|
|
|
|||
I . |
Число.оборотов |
ротора двигателя по ИТЭ-2 |
на |
всех режи |
|||
мах на земле и в полете |
98,5 - |
100,5% (Й100±П5 оо/мжн); яа |
|||||
режиме малого гаэа 91 - |
9Ь% (13900±225'об/мин). |
|
|
|
|||
2* |
Время перехода |
от |
режима малого газа до мощности, |
соот |
|||
ветствующей взлетному |
режиму, |
на земле - не более |
15 |
оек |
|||
в полете - не более |
10 сек. |
|
|
|
* |
||
8. |
Время перехода |
со |
взлетного режима на режим земного ма |
||||
лого газа ве более 9 |
сек. |
|
|
|
|
||
4 . Топливо для двигателя (рабочее и пусковое) |
T C - I , |
Т-2 |
|||||
или их омеси. |
|
|
|
|
|
|
|
5* Давление топлива перед рабочими форсунками при взлете не более 80 кГ/ом2 .
8
6. Пасло для двигателя - смесь масел по объему: 75% ИК-8 и 25% «к-гг и » ас-го.
7. Сухой вес двигателя |
600+2$ кг* |
|
|
|
|
|||
8. Режнин работы двигателя представлены |
в |
табл. I . |
|
|||||
|
|
|
|
Т а б л и ц а |
I |
|||
Рахим |
Градусы |
Расход |
не |
Непрерывная |
||||
по УПРТ |
более» |
|
работа, |
|||||
|
|
кг/чао |
|
|
мни |
|
||
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
87-100 |
676 |
|
не |
более |
5 |
|
|
|
87-100 |
676 |
|
не |
более |
15 |
|
|
|
65 ± 2 |
598 |
|
бее |
огран. |
||
0,85 |
номинала • • • |
52 |
± 2 |
541 |
|
|
|
|
0,7 |
номинала* * * |
М ± 2 |
485 |
|
- и — |
|
||
0,6 |
номинала • • • |
8* ± 2 |
448 |
|
— п — |
|
||
0,4 |
номинала • • • |
22 |
± 2 |
- |
|
— и — |
|
|
0- не более 80
Пр и м е ч а н и я : I . Вое значения параметров на веиле,
|
|
на месте, |
при стандартных уоловнях. |
|||||
|
|
2* Температура тагов аа турбиной, °С, |
||||||
|
|
не |
более: |
|
|
|
|
|
|
|
а) на валетнон режиме для всех |
аэ |
|||||
|
|
|
родромов *70°<!при |
. |
К°С, |
|||
|
|
|
535°С |
при t„>+ |
K°Cj |
|
|
|
|
|
б) |
при проверке двигателя на аемяе |
|||||
|
|
|
на номинальном режиме и ниже |
|||||
8. |
|
|
• ^ 4 470°С. |
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Максимально- |
|
|
Высота, |
км |
|
|
|
|
допустимые |
0 |
1,0 |
2,0 |
8,0 |
4.0 |
5,0 |
6,0 |
7,0 |
гемпетзатурн |
||||||||
газов |
|
|
|
|
|
|
|
|
на режимах |
|
|
|
|
|
|
|
|
Номинальной |
475 |
462 |
«58 |
445 |
489 |
4&<3 |
|
425 |
Максимальной |
525 |
512 |
508 |
495 |
ш ; |
488 |
479 |
475 |
9
4 . Максимально допустимая температура газов за турбиной при запуске должна быть не более 750°С.
5. |
Общее время работы двигателя в пределах реоуроа на режи |
|||
мах, |
%: |
|
|
|
|
взлетном и макоинальном |
не |
более |
8 |
|
номинальной. . . . . . . . . . . |
не |
более |
25 |
|
крейсерской |
без |
ограничений |
|
К номинальному относятся режимы от 58° |
до 69°. но |
УПРТ, к |
||
максимальному - от 70° по УПРТ и выие. |
|
|
|
|
|
Вопросы для симопроверки |
|
|
|
1 . |
Перечислите, что входит в состав силовой установки оамо- |
|||
лета |
Ан-34. |
|
|
|
2. |
Назовите данные по расходу топлива двигателями. |
|||
8. |
Ив каких узлов состоит двигатель? |
|
|
|
4. Что входит в понятие двигатель? |
|
|
|
|
5. |
Е какому конструктивному типу отнооится камера |
огораная? |
||
6. |
Е какому конструктивному типу отнооится компрессор? |
|||
7. |
Назовите тип газовой турбины. |
|
|
|
8. Лайте характеристику системы запуска.
9. Назовите данные воздушного винта.
10. Перечислите защитные устройства воздушного винта.
11 . Опишите характер нагрузок на узлах краплении двигателя.
12.Назовите технические данные двигателя.
13.Перечислите показания приборов силовой установки на взлетном режиме.
И. Назовите максимально допустимые температуры при запуске.
15. Назовите режимы, на которых время работа ограничено.
К . Какие режимы относятся к взлетному и максимальному? 17. Какие режимы относятся в номинальному?