Принцип роботи двигуна

Силова установка регіонального/магістрального літака тасистеми забезпечення її роботи

Силова установка літака Ан-140 складається з:

– двох маршових двигунів ТВЗ-117ВМА-СБМ1 з повітряними гвинтами АВ-140;

– допоміжної силової установки АИ9-3Б.

Маршовий двигун ТВЗ-117ВМА-СБМ1 – турбогвинтовий, з передньорозташованим 6 -ти лопатевим повітряним гвинтом АВ-140 флюгерно-реверсного типу, осьовим компресором, кільцевою камерою згорання, осьовою двоступінчатою турбіною компресора та осьовою двоступінчатою вільною турбіною. Лопаті гвинта виконані з композитних матеріалів. Лопаті гвинта, а також обтічник втулки гвинта обладнані електротепловою системою захисту від обмерзання. Для виключення авторотації повітряного гвинта непрацюючого двигуна встановлено гальмо повітряного гвинта.

Атмосферне повітря поступає в двигун через вхідний пристрій і засмоктується осьовим компресором. Проходячи повітряний тракт компресора, повітря поступово стискується і потім подається в камеру згорання, де ділиться на два потоки: первинний і вторинний.

Первинний потік повітря поступає в порожнину камери згорання, куди безперервно впорскується тонко розпорошене паливо, яке утворює разом з повітрям паливоповітряну суміш. Паливо повністю згорає при невеликому надлишку повітря, забезпечує безперервний факел і високі температури в зоні горіння. В результаті згорання цієї суміші утворюється потік гарячого газу.

Вторинний потік повітря, омиваючи камеру згорання ззовні та охолоджуючи її, поступає у внутрішню порожнину камери згорання, де змішується з гарячими газами від згорілого палива в первинному потоці повітря і, охолоджуючи їх, забезпечує задану температуру всього потоку газу на вході в турбіну.

З камери згорання гази з високою температурою і тиском поступають в турбіну компресора і вільну турбіну. В турбіні компресора частина енергії цього потоку перетворюється в момент, що крутить, який передається на компресор. В вільній турбіні більша частина кінетичної енергії гарячих газів і повітря перетворюється в момент, що крутить, який через трансмісію передається на повітряний гвинт.

Потік повітря, що відкидається повітряним гвинтом, створює тягу гвинта. Кінетична енергія частини газів, що виходять з двигуна, створює реактивну тягу, яка разом з тягою гвинта, складає сумарну (еквівалентну) тягу силової установки.

Основні режими роботи двигуна, потужність на валу і частота обертання повітряного гвинта:

– злітний режим – 2500 к.с. (1839 кВт, 1202,93 об/хв);

– максимальний тривалий – 2100 к.с. (1544 кВт, 1100 об/хв);

– максимальний крейсерський – 1750 к.с. (1286,3 кВт, 1100 об/хв);

– режим польотного малого газу – 160 к.с. (117,6 кВт, 1100 об/хв);

– режим земного малого газу – частота обертання повітряного гвинта не більше 1100 об/хв);

– режим земного малого газу – "тихе руління" – частота обертання повітряного гвинта не більше 850 об/хв);

– режим реверсування тяги – максимальна потужність на валу повітряного гвинта не більше за потужність на максимальному тривалому режимі.

В разі відмови двигуна на етапі зльоту літака і заходу на другий круг передбачений максимальний надзвичайний режим на зльоті – 2800 к.с. (2058 кВт) при обертах гвинта 1202,93 об/хв. Переведення на цей режим здійснюється автоматично по сигналу відмови протилежного двигуна. В складних умовах зльоту допускається час безперервної роботи до 5 хвилин, після чого двигун підлягає заміні.

В разі відмови двигуна в польоті передбачений надзвичайний режим для завершення польоту – 2130 к.с. (1567 кВт, 1202,93 об/хв).

Допускається використання максимального тривалого режиму для крейсерського польоту в складних умовах польоту в межах обумовленого напрацювання.

Двигун ТВЗ-117ВМА-СБМ1 обладнаний наступними системами:

– системою запуску;

– системою змащування і суфлірування;

– системою захисту від обмерзання;

– системою живлення паливом;

– системою управління режимами роботи, контролю і діагностики.

Двигун обладнаний автономною автоматичною системою запуску, що включає повітряну, паливну і електричну складові частини системи.

Повітряна система забезпечує розкручування ротора компресора повітряним стартером або від допоміжної силової установки, або від працюючого двигуна, або від наземного джерела стисненого повітря.

Повітряний стартер є малогабаритним турбінним двигуном. Він складається з повітряної турбіни з редуктором, повітряного клапана з командним агрегатом і додатковим перекривним пристроєм. Повітряний клапан слугує для включення подачі стисненого повітря на турбіну повітряного стартера з літакової магістралі.

Повітряний стартер обладнаний автоматичною системою захисту, яка видає команду на повітряний клапан і додатковий перекривний пристрій при досягненні ротором повітряного стартера граничної частоти обертання. Додатковий перекривний пристрій призначений для автоматичного припинення подачі повітря до турбіни по електричній команді вказаної системи. На повітряному стартері також є система обмеження тиску повітря перед сопловим апаратом турбіни повітряного стартера.

Роботою двигуна на запуску управляє електрична система автоматичного управління. Включення і виключення агрегатів системи запуску виконується командами, що формуються електричною системою автоматичного управління, відповідно до циклограми запуску.

Замкнута циркуляційна система змащування забезпечує постійну подачу масла під тиском до поверхонь опор роторів, що труться, деталей редукторів, що обертаються, центрального приводу і коробки приводів. Крім того, система змащування забезпечує подачу масла в систему управління повітряним гвинтом, а також в систему виміру моменту, що крутить. Система суфлірування здійснює відділення повітря від масла, після того, як масло пройде через гарячі вузли двигуна і спіниться. Суфлірування виконує відцентровий насос (суфлер).

Гаряче масло після охолоджування поверхонь опор роторів, що труться, подається в паливно-масляний теплообмінник для підігріву палива, яке поступає в камеру згорання двигуна. Підігрів палива необхідний для поліпшення його горіння в камері згорання. При нагріві палива в паливно-масляному теплообміннику понад 60 ° С здійснюється перепускання масла термоклапаном, завдяки чому виключається перегрівання палива вище за температуру його термостабільності.

Під контролем в системі змащування знаходяться поточний і мінімальний тиск масла, температура масла на вході в двигун, поточний, мінімальний і максимальний рівні масла в баку, температура масла, що відкачується з гарячих опор ротора.

Відкачуване масло з редукторів, опор турбін і задньої опори компресора знаходиться під контролем сигналізаторів стружки, що видають сигнал про наявність феромагнітної стружки. Масло, що відкачується з опор турбін і задньої опори компресора, також знаходиться під контролем стружкосигналізатора.

Система захисту від обмерзання двигуна – повітряно-масляна, призначена для обігріву вхідних елементів, схильних до обмерзання за певних умов. Горизонтальні стійки вхідного каналу, кок і лопатки вхідного направляючого апарату обігріваються повітрям. Вертикальні стійки першої опори і вхідна частина повітрозабірника обігріваються маслом. Включення повітряної системи захисту від обмерзання може здійснюватися як автоматично, по команді датчика обмерзання, так і вручну.

Система живлення паливом призначена для забезпечення двигуна паливом в усьому діапазоні режимів роботи, висот і умов польоту літака. На вхід паливної системи двигуна з баків паливо подається за допомогою відцентрового насоса. Паливо проходить через паливно-масляний теплообмінник і паливний фільтр до насоса-регулятора двигуна НР-2000. Паливний фільтр має датчики тиску палива на вході і на виході для сигналізації перепаду тиску на фільтрі. Паливний фільтр має перепускний клапан, який спрацьовує при засміченні фільтру і забезпечує подачу палива в двигун, оминувши фільтр.

Подача палива в двигун дозується електронним (основним) або механічним (резервним) регуляторами. Після дозування паливо подається до розподільника палива РТ-2000, що розподіляє паливо по контурах форсунок. Управління подачею палива в нормальному (справному) режимі роботи системи живлення паливом здійснюється від важеля управління двигуном (РУД) через регулятор електронний двигуна
РЭД-2000. При відмові електронного регулятора РЭД-2000 в системі управління передбачена механічна система тяг від РУД до насоса-регулятора НР-2000, яка дозволяє управляти двигуном в резервному режимі.

Система автоматичного управління, контролю і діагностики виконує функції автоматичного управління параметрами силової установки літака Ан-140 з двигуном ТВЗ-117ВМА-СБМ1 і повітряним гвинтом АВ-140, а також здійснює поточний контроль силової установки з рішенням до пускових алгоритмів і сигналізацією критичних режимів.

Система автоматичного управління, контролю і діагностики забезпечує запуск двигунів на землі та в польоті, управління режимами роботи і оптимізацію режимів роботи двигуна при зміні умов польоту, зупин двигуна, передачу інформації про роботу силової установки екіпажу і в бортовий пристрій реєстрації БУР-92А.

Дата добавления: 2014-01-15