ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ «УЛЬЯНОВСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ИМЕНИ ГЛАВНОГО МАРШАЛА АВИАЦИИ Б.П. БУГАЕВА» КАФЕДРА АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ Расчетно-графическая работа по дисциплине «Конструкция и летная эксплуатация авиационных двигателей» ТЕМА: «Анализ конструкции и летной эксплуатации АД АИ РВ-24 самолета Ан-26» Выполнил: курсант гр. Пб-21-2 Назаров Н. Д. Проверил: Степанов С. М. Ульяновск 2024 Общие сведения о двигателе АИ РВ-24 На самолете установлено два двигателя АИ-24 с четырехлопастными флюгерными винтами АВ-72Т. Двигатель АИ-24 - одновальный, турбовинтовой, состоит из осевого 10- ступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания, трехступенчатой осевой турбины, дифференциальнопланетарного редуктора, лобового картера, нерегулируемого реактивного сопла и агрегатов, обслуживающих работу двигателя и систем самолета. Двигатель имеет системы автоматического ограничения мощности (при достижении максимально допустимого крутящего момента на валу винта) и температуры газов за турбиной (при достижении температуры газов, превышающей заданную). Для предотвращения возникновения отрицательной тяги при отказе в полете двигатель имеет системы автоматического флюгирования воздушного винта по крутящему моменту и отрицательной тяге, а также системы принудительного флюгирования от кнопки КФЛ-37 и крана гидравлического флюгирования. Система флюгирования по отрицательной тяге на самолете не подключена. Двигатель оборудован системой отбора воздуха для наддува гермокабины, противообледенительных систем самолета и двигателя, а также системой сигнализации и тушения пожара. Запуск двигателя можно производить от аэродромного источника постоянного тока или от генератора ГС-24Б. 2 Конструкция авиационного двигателя АИ РВ-24 Конструкция двигателя включает в себя несколько основных компонентов: 1) Редуктор двигателя: служит для обеспечения наивыгоднейших оборотов воздушного винта при передаче избыточной мощности от ротора двигателя на винт. Редуктор состоит из двух основных узлов — картера и ходовой части. Картер — литой 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 приводной агрегат — масляный насос измерителя крутящего момента (МИКМ) и электромагнитный клапан проверочного устройства датчика автоматического флюгирования по отрицательной тяге В конструкцию редуктора входят механизм измерителя крутящего момента на валу двигателя гидравлического типа и механизм для автоматического флюгирования воздушного винта по отрицательной тяге. Мощность от ротора двигателя к винту в редукторе 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 ступицы планетарной ступени через ведущую шестерню перебора, промежуточные шестерни, шестерню внутреннего зацепления и ступицу, соединенную с наружными шлицами вала винта. Все шестерни редуктора — прямозубые, коррегированные, с цементированными зубьями. •Воздушный винт соединен с валом винта при помощи торцовых шлицов и болтов. На картере редуктора устанавливается токосъемник системы обогрева передних кромок воздушного винта и внутренний обтекатель капота самолета 3 2) Лобовой картер: Является силовым узлом двигателя, на нем установлены две основные передние цапфы крепления двигателя к мотораме силовой установки самолета. Лобовой картер — литой из магниевого сплава, образует своими стенками входной канал воздушного тракта двигателя. ,В верхней и нижней частях лобового картера расположены агрегаты двигателя. Вращение агрегатов осуществляется через верхний и нижний вертикальные валики двумя коническими шестернями, смонтированными в узле центрального привода лобового картера. В верхней части лобового картера на специальном приливе расположены: стартер-генератор, генератор переменного тока, регулятор числа оборотов воздушного винта и центробежный суфлер. В нижней части лобового картера расположены: масляный агрегат двигателя, воздухоотделитель и съемная коробка, на которой устанавливаются топливный насос низкого давления, топливный насосдатчик высокого давления и приводы к гидронасосу и датчикам числа оборотов. Кроме того, на лобовом картере размещены неприводные агрегаты: Зонд-датчик, сигнализатор обледенения, электромагнитный клапан системы флюгирования по отрицательной тяге, масляный фильтр и датчик автоматического флюгирования по крутящему моменту. Лобовой картер является основанием, к которому крепятся спереди редуктор и воздухозаборник силовой установки самолета и сзади компрессор. В месте соединения с кдмпрессором в лобовом картере монтируется входной направляющий аппарат компрессора, а в специальном приливе размещается роликовый подшипник передней опоры ротора компрессора. В лобовом картере выполнены сверленые каналы для подвода масла на смазку и охлаждение нагруженных деталей и подшипников двигателя и управление воздушным винтом. 3) Компрессор: — дозвуковой, осевой, десятиступенчатый, состоит из трех основных узлов: ротора с рабочими лопатками, корпуса со спрямляющими 4 аппаратами и рабочими кольцами и входного направляющего аппарата. Ротор компрессора изготовлен из нержавеющей 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 для компенсации изменения его размеров под влиянием температур и деформаций от осевых сил. Фиксирование ротора в осевом направлении осуществляется в заднем радиально-упорном шариковом подшипнике. Соединения переднего вала ротора компрессора с приводной рессорой редуктора и заднего вала ротора компрессора с валом турбины — шлицевые. Корпус компрессора — стальной, сварной конструкции, состоит из двух половин с разъемом в осевой вертикальной плоскости. Соединение половин корпуса — болтовое. Передним фланцем корпус компрессора соединяется с лобовым картером, задним фланцем — с корпусом камеры сгорания. Направляющие аппараты и уплотнительные кольца рабочих колес монтируются в корпусе компрессора, образуя сужающийся тракт компрессора. Для обеспечения нормальной работы компрессора на нерасчетных режимах на картере компрессора монтируются четыре клапана перепуска воздуха — два за V ступенью и два за VIII ступенью компрессора. На корпусе компрессора размещаются агрегаты: две катушки зажигания, клапан отключения стартер-генератора, клапан системы пожаротушения, электромагнитный клапан пускового топлива, автомат дозировки топлива, поступающего к рабочим форсункам, а также масляные, топливные и электрические коммуникации. 5 4) Узел камеры сгорания: состоит из четырех основных узлов: силового корпуса, камеры сгорания, восьми рабочих топливных форсунок с топливным коллектором и двух пусковых блоков. Корпус камеры сгорания — сварной конструкции, изготавливается из нержавеющей стали. Корпус выполнен из двух частей — основного переднего корпуса и заднего наружного кожуха, соединенных между собой болтами. Передний корпус является одним из главных силовых узлов, в опорах его монтируется задний вал ротора компрессора и вал турбины. В соединении корпуса с задним кожухом расположены две цапфы задней 6 подвески двигателя. Во внутренней полости корпуса располагается камера сгорания. На наружной поверхности корпуса камеры сгорания имеются фланцы для постановки рабочих топливных форсунок, пусковых блоков, системы отбора воздуха для нужд самолета и штуцеры для подсоединения трубопроводов систем маслопитания и суфлирования. Задний кожух — сварной конструкции состоит из двух фланцев и оболочки, изготовленных из нержавеющей стали. На задний фланец кожуха устанавливаются сопловые аппараты турбины. Камера сгорания — кольцевого типа, изготавливается из листовой жаростойкой стали. Основным силовым звеном камеры сгорания является лобовое кольцо, к которому при помощи электросварки присоединены: с передней стороны — восемь головок с завихрителями, куда входят рабочие форсунки, с задней стороны — внутренние и наружные кольца, образующие тракт камеры сгорания. Фиксация камеры сгорания в корпусе осуществляется восемью штифтами, закрепленными на корпусе радиально. Задняя часть камеры сгорания центрируется на кольцах соплового аппарата I ступени турбины. Рабочие топливные форсунки — одноканального типа. -Крепление форсунок на переднем корпусе камеры осуществляется при помощи фланцев, допускающих радиальное перемещение форсунок при нагреве и охлаждении камеры сгорания. Кольцевой топливный коллектор закреплен на корпусе радиальными штифтами. В камере сгорания имеются два пусковых блока, состоящих из корпуса пусковой форсунки и свечи. Пусковые блоки устанавливаются на фланцах переднего корпуса камеры сгорания и входят в специальные отверстия в камере сгорания 5) Турбина:— осевая, реактивная, трехступенчатая, состоит из ротора и статора. Ротор турбины состоит из трех рабочих колес, сцентрированных между собой и соединенных анкерными болтами со специально развитым фланцем вала турбины. Крепление всех трех рабочих колес к фланцу вала — консольное. 7 Крепление лопаток на рабочих колесах осуществляется при помощи «елочного» замка и контровок. Рабочие колеса I и II ступеней турбины охлаждаются воздухом, проникающим в полость между телом рабочего колеса и специальным дефлектором, жестко сочлененным *: рабочим колесом. Вал ротора турбины — двухопорный. Основной опорой вала является роликовый подшипник, расположенный на валу у диска I ступени турбины. Дополнительной опорой вала служит задняя цапфа ротора компрессора, с которой вал ротора турбины соединен при помощи шлицев и специального 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 лопаток, расположенных между ними. Сопловые аппараты II и III ступеней турбины — сварные, по своей конструкции аналогичны. Уплотнение между ступенями турбины осуществляется мягкими вставками, монтируемыми в специальных пазах сопловых аппаратов, выполненных по типу «ласточкин хвост». Внутренние кольца сопловых аппаратов II и III ступеней своими профильными просечками центрируются на лопатках аппаратов свободно для компенсации температурных деформаций. 6) Реактивное сопло: — нерегулируемое, состоит из наружного и внутреннего кожухов, соединенных между собой тремя пустотелыми стойками. Реактивное сопло двумя наружными фланцами соединяется с сопловым аппаратом III ступени турбины и самолетной газоотводящей трубой. 7) Система запуска: двигателя автоматизирована. Весь процесс запуска до выхода двигателя на режим малого газа осуществляется автоматически после нажатия на кнопку системы питания и запуска (СПЗ-27). Запуск двигателя 8 может быть произведен от аэродромных источников питания или от турбоустановки, расположенной на борту самолета. Раскрутка двигателя при запуске осуществляется стартер-генератором СТГ-18ТМ II серии. Система запуска дополнительно включает в себя автоматическую панель запуска, пусковую коробку стартер-генератора, автомат защиты сети постоянного тока, коммутационную и переключающую аппаратуру. В систему входят также катушки зажигания и свечи с пусковыми блоками, выключатель стартергенератора при запуске, электромагнитный клапан пускового топлива и система управления клапанами перепуска воздуха за V и VIII ступенями компрессора. Системой запуска предусмотрены холодная прокрутка двигателя и запуск двигателя в воздухе.. 8) Система смазки: — циркуляционная, короткозамкнутая, в которой нагнетаемое и откачиваемое масло непрерывно циркулирует по замкнутому кольцу. В систему смазки входят: масляный бак, масляные насосы подпитки шестеренчатого типа, нагнетания и откачки, объединенные в один агрегат, воздухоотделитель, маслофильтр, центробежный суфлер и маслонасос измерителя крутящего момента. Суфлирование внутренних полостей лобового картера и редуктора с атмосферой осуществляется через откачивающую секцию масляного агрегата и воздухоотделитель, суфлирование внутренней полости корпуса камеры сгорания — через две секции масляного агрегата, откачивающие масло из этой полости, и через центробежный суфлер, расположенный в верхней части лобового картера. 9 Летная эксплуатация авиационного двигателя АИ РВ-24 Эксплуатация двигателя в полете Подготовка к запуск Перед запуском двигателей командиру экипажа дать команду "Приготовиться к запуску". По этой команде борттехник должен: - убедиться, что давление в гидросистеме не менее 110 кгс/см2 . Если давление менее 110 кгс/см2 для создания необходимого давления использовать ручной насос, а при работающем двигателе РУ19А-300 или подключенных наземных источниках электроэнергии - аварийную насосную станцию; - включить систему пожаротушения; - открыть пожарные краны двигателей (загораются зеленые сигнальные лампы); - включить насосы расходных групп (загораются зеленые сигнальные лампы); - убедиться, что переключатели "СТОП-КРАНЫ" находятся в положении "ОТКР."; - убедиться, что система АРТМ работает нормально; - установить переключатель "УПР. ЗАСЛОНК. МАСЛ." в зависимости от температуры наружного воздуха в соответствии с указаниями ; - установить выключатель упора винтов в положение "ВИНТ СНЯТ С УПОРА". Помощник командира экипажа должен убедиться, что СКВ и ПОС самолета и двигателей отключены. Бортрадист действует в соответствии с указаниями . После докладов членов экипажа о готовности к запуску двигателей командир экипажа должен установить: - рычаги управления двигателями - в положение 0° по УПРТ; - самолет - на стояночный тормоз и убедиться в наличии давления в тормозах; - переключатель "ЗЕМЛЯ - ВОЗДУХ" 10 - в положение "ЗЕМЛЯ"; - переключатель выбора запускаемого двигателя "ЛЕВ.- ПРАВ." - в положение, соответствующее запускаемому двигателю; - переключатель "Холодная ПРОКРУТКА ДВИГАТЕЛЯ - ЗАПУСК" - в положение "ЗАПУСК."; - выключатели системы ПРТ - в положение "ПРТ-24" и убедиться , что отсутствуют показания на вольтметре "Положение вала ИМ-24". Запуск двигателей АИ-24ВТ После запуска двигателя РУ19А-300, подключения генератора ГС-24Б на бортсеть и вывода двигателя на частоту вращения 90±1% командиру экипажа дать команду "От винтов" и, получив ответ "Есть от винтов ", нажать на 1-2 с кнопку "ЗАПУСК" и включить секундомер. При этом загорается лампа "РАБОТА АПД" и двигатель автоматически выходит на режим земного малого газа за время не более 120 с. В процессе запуска контролировать: а) напряжение бортсети, которое не должно падать ниже 16 В; б) напряжение на шине запуска и ток в цепи запуска (через 30-40 с после начала запуска напряжение должно быть 55-67 В, ток 400-500 А); в) параметры работы двигателя АИ-24ВТ Запуск двигателей от аэродромных источников электроэнергии Перед запуском и в процессе запуска двигателя бортрадисту выполнить все операции. Запуск двигателей от аэродромных источников электроэнергии производится в той же последовательности, что и от двигателя РУ19А-300. Прогрев и и проверка работы двигателей Прогрев и проверку работы двигателей производить в соответствии с графиком проверки работы двигателя АИ-24ВТ на земле . После запуска двигателя: 1. Прогреть двигатель на режиме земного малого газа до температуры масла на входе в двигатель не ниже 40°С. В случае перерыва в работе 11 двигателя от 1 до 5 ч прогревать двигатель на указанном режиме не менее 3 мин, а при перерыве в работе более 5 ч - не менее 5 мин. После прогрева разрешается выводить двигатель на рабочий режим. 2. Прогреть масло в цилиндровой группе винта двукратным плавным перемещением РУД от земного малого газа (0° по УПРТ) до 0,6 номинального (34° по УПРТ). При температуре наружного воздуха 5°С и выше разрешается производить однократное изменение режима. 3. Плавным перемещением РУД установить режим 34° по УПРТ, при этом в процессе перемещения РУД проверить частоту вращения, на которой вступает в работу усилитель корректора оборотов (УКО), что определяется по началу падения давления топлива перед рабочими форсунками. Выключение двигателя на земле 1. Перед выключением двигателя на земле: - охладить его на режиме земного малого газа в течение 2-3 мин; - выключить все потребители электроэнергии (при необходимости дежурное освещение оставить); - выключить генераторы переменного и постоянного тока; - убедиться в наличии напряжения в бортсети от аккумуляторов; - выключить питание системы ПРТ и ИВ-41, расходомеры, топливомеры и автоматику топливной системы. 2. Выключить двигатель, установив переключатель "СТОП-КРАН" в положение "ЗАКРЫТО". 3. Выключить подкачивающие топливные насосы. 4. Замерить время выбега ротора с частоты вращения ротора 7 % до полной его остановки (должно быть не менее 55 с). 5. После полной остановки двигателя: - закрыть пожарный кран; - установить переключатель- "СТОП-КРАНЫ" двигателя в положение "ОТКР."; 12 - установить выключатель упора винта в положение "ВИНТ НА УПОРЕ"; - обесточить противопожарную систему; - закрыть заслонку маслорадиатора, установить переключатель управления заслонкой маслорадиатора в нейтральное положение и выключить АЗС; - убедиться, что все реостаты выведены, а выключатели на щитках и приборных досках находятся в выключенном или нейтральном положении; застопорить рули управления самодетом и рычаги управления двигателями; убедиться, что переключатель "БОРТ-АЭРОДРОМ" установлен в нейтральное положение. Холодная прокрутка 1. Перед выполнением холодной прокрутки: - убедиться, что лопасти винта стоят на угле минимального сопротивления вращению; - установить переключатель выбора запускаемого двигателя "ЛЕВ. ПРАВ." на двигатель, на котором производится холодная прокрутка; - установить переключатель "ЗЕМЛЯ - ВОЗДУХ" в положение "ЗЕМЛЯ"; - установить переключатель "ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА - ЗАПУСК" в положение "ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА"; - включить систему ПРТ, установив переключатель "ПРТ-24" в верхнее положение; - убедиться, что РУД находится в положении земного малого газа (0° по УПРТ); - установить переключатель "СТОП-КРАНЫ" в положение "ЗАКРЫТО". 2. Дать команду "От двигателей" и , получив ответ "Есть от двигателей", нажать на 1-2 с кнопку "ЗАПУСК". После нажатия кнопки "ЗАПУСК" стартер-генератор раскручивает двигатель и автоматически отключается через 35 с. При необходимости прекращения вращения 13 двигателя отключить стартер-генератор нажатием кнопки "ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЕЙ". 14
