ВКФРАНЦЕВ

Н.А.ШЕРЛЫГИН

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТОВ

им

МОСКВА

•транспорт» 198*
УДК 629.7.036.3.004

Францев В. К., Шерлыгин Н. А. Силовая установка самолетов
Як-40 и М-15. М.: Транспорт, 1981. — 231 с., ил.

В книге описаны конструкция силовых установок самолетов
Як-40 и М-15, устройство систем, обеспечивающих нормальную ра-
боту двигателей, особенности эксплуатации силовых установок.

Книга предназначена для летного и инженерно-технического со-
става предприятий, эксплуатирующих самолеты Як:40 и М-15, мо-
жет быть использована учащимися авиационных учебных заведений.

Рецензенты д-р техн, наук В. П. Иванов и канд. техн, наук
10. Н. Рогальский.

Ф

31808—190

579(01) 81	19°-81-	3606000000

© Издательство «Транспорт», 1981.
ОТ АВТОРОВ

Развитие современной авиации характеризуется исключительно
быстрыми темпами. В решениях XXVI съезда КПСС предусматри-
вается дальнейшее развитие 'воздушного транспорта. Уже начата
эксплуатация новых пассажирских самолетов Ил-86, Як-42, грузо-
вых самолетов Ил-76. Ставится задача создания самолета сельско-
хозяйственной авиации с летно-техническими и экономическими ха-
рактеристиками, соответствующими перспективным требованиям
развития гражданской авиации.

В качестве силовых установок на дозвуковых пассажирских са-
молетах чаще всего используются двухконтурные турбореактивные
двигатели. Они в настоящее время занимают доминирующее поло-
жение по сравнению с другими типами авиационных ГТД. Более
10 лет успешно эксплуатируется пассажирский самолет Як-40 с
двухконтурным ТРД АИ-25, предназначенный для регулярных по-
летов на местных воздушных линиях. В последнее время в эксплуа-
тацию поступил новый самолет сельскохозяйственной авиации М-15
с двигателем АИ-25, разработанный советскими и польскими инже-
нерами.

Литература по силовым установкам самолетов Як-40 и М-15
практически отсутствует. Авторы поставили перед собой задачу на-
писать книгу, способствующую подготовке пилотов, техников, ме-
хаников к грамотной эксплуатации силовых установок самолетов
Як-40 и М-15, пониманию существа основных эксплуатационных ог-
раничений, имеющихся в руководствах по эксплуатации этих само-
летов, а также'предупреждению летных происшествий и предпосы-
лок к ним.

В книге рассмотрены устройство двигателя, его параметры, ра-
бота систем и их агрегатов. Оценено влияние изменения режимов
и условий эксплуатации на силовое нагружение деталей и на их
прочность. Для лучшего понимания физической сущности процес-
сов, протекающих в работающем двигателе, в книге даны теорети-
ческие обоснования этих процессов. Большое внимание уделено
эксплуатации двигателя, его систем и агрегатов.

Авторы стремились не дублировать руководство по летной экс-
плуатации самолетов Як-40 и М-15, а только объяснить и обосно-
вать отдельные положения и ограничения, предусмотренные в ру-
ководствах.

Авторы надеются, что данная книга будет способствовать повы-
шению квалификации летного и технического состава подразделе-
ний гражданской авиации, а следовательно, повышению эффектив-
ности и безопасности полетов самолетов Як-40 и М-15. Она может
быть использована в летных и технических авиационных учебных
заведениях.

В. К- Францевым и Н. А. Шерлыгиным совместно написаны гл.
2, 3, 4, 6; В. К- Францевым написаны гл. 1, 5, 8, 9, 10, 12, 13, 14;
Н. А. Шерлыгиным — гл. 7, 11, 15.

Авторы выражают благодарность сотрудникам кафедры авиа-
двигателей ордена Ленина Академии гражданской авиации за по-
мощь, оказанную в подготовке рукописи к изданию, а также рецен-
зентам д-ру техн, наук проф. В. П. Иванову, канд. техн, наук доц.
Ю. Н. Рогальскому за ценные замечания, способствовавшие повы-
шению качества рукописи.
Глава 1

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИЛОВЫХ УСТАНОВКАХ (СУ)
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ (ЛА)

1.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К СУ

Авиационная силовая установка предназначена для создания на
летательном аппарате тяги. СУ состоит из двигателей, а также си-
стем и устройств, обеспечивающих надежную и безотказную работу
двигателей.

Важнейшим требованием, выполнение которого необходимо
обеспечить в процессе эксплуатации ЛА, является высокая безопас-
ность полета при низкой себестоимости перевозок, которые в зна-
чительной степени зависят от надежности работы и экономичности
силовой установки. Исходя из этого к СУ предъявляются следую-
щие основные требования.

1.	Обеспечение заданных летно-технических данных ЛА (даль-
ности и продолжительности полета, максимальной скорости и вы-
соты полета, скороподъемности и коммерческой нагрузки).

2.	Большой ресурс и надежность в работе при всех возможных
условиях применения ЛА. Надежность работы СУ может быть обес-
печена рядом мероприятий, основными из которых являются:

выбор основных параметров цикла двигателя, влияющих на нап-
ряженность и работоспособность узлов, систем и деталей двигателя;

выбор запаса прочности деталей;

недопущение повышенных вибраций, затрудняющих работу
экипажа и приводящих к опасным перегрузкам деталей, агрегатов,
трубопроводов и оборудования СУ;

дублирование важнейших систем и агрегатов СУ;

оснащение СУ системой контроля состояния, обеспечивающей
экипаж и наземные службы информацией о состоянии двигателя,
систем и агрегатов;

грамотная эксплуатация.

3.	Экономичность на рабочих режимах. Экономичность характе-
ризуется главным образом расходом топлива на единицу тяги в те-
чение часа. Этот параметр определяет при прочих равных условиях
дальность и продолжительность полета ЛА.

4.	Небольшая масса и малое аэродинамическое сопротивление.
Снижение массы силовой установки позволяет повысить коммерче-
скую нагрузку ЛА и, следовательно, улучшить эффективность его
использования.	.

5.	Эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность,
которые должны обеспечивать:

минимальные затраты времени на техническое обслуживание;

удобный доступ ко всем агрегатам, регулируемым узлам и слив-
ным точкам; возможность замены дефектного узла без снятия ис-
правных компонентов; быстрое приведение двигателей в готовность
к полету при любых атмосферных условиях.
6.	Контролепригодность, характеризуемая числом контролируе-
мых параметров и их диагностической ценностью, применением на-
земных и полетных средств контроля, наличием средств сигнализа-
ции и аварийных защитных устройств.

7.	Минимальное воздействие на окружающую среду. Уровень
шума, излучаемого СУ, и эмиссия авиадвигателей должны удовлет-
ворять критериям, предусмотренным ГОСТами и ИКАО.

К СУ предъявляется, как правило, целый ряд дополнительных
требований в зависимости от назначения, конструкции и типа ЛА
и от типа устанавливаемых на них двигателей.

1.2.	КЛАССИФИКАЦИЯ АВИАЦИОННЫХ СУ

Силовые установки ЛА классифицируются по различным приз-
накам, в том числе и по типам применяемых двигателей. В качестве
СУ на ЛА могут применяться различные типы авиационных двига-
телей (рис. 1.1). Выбор типа двигателя для СУ всецело зависит от
назначения и требований, предъявляемых к летательному аппарату.

С момента зарождения авиации и до конца второй мировой вой-
ны практически единственным типом силовой установки на ЛА яв-
лялась винтомоторная установка (ВМУ), состоящая из поршневого
двигателя (ПД) и воздушного винта. В двигателе происходит про-
цесс преобразования теплоты в работу. Воздушный винт — движи-

Газотурбинные

j Бескомпрксорные |

ГилерзВукоВые
лрямоточные(ГЛВРД)

_______fzz:

Сверхзвуковые
прямоточные
(СПВРД)

1

Турбореактибные
(ТРД]

Турбореантибные
с форсажной
камерой ( ТРД Ф)

Двухконтурные
(дтрд)

ДВухконтурные
с форсажной
нам ер ой (ДТРДф)



Ракетно-
турбинные
(РТД)

Ракетнопрямоточные
(РПД)

Турбопрямоточные

бомби-пированные j

Турбовинтовые
(ТВД)

Турбовальные

Турбовилтовентиляторные

Рис. 1.1. Классификация авиационных двигателей
6
тель обеспечивает использова-
ние полученной работы на пе-
ремещение ЛА.

К началу 50-х годов порш-
невые двигатели достигли вы-
сокого совершенства как по
мощности, так и по экономич-
ности. Скорости самолетов
с ВМУ достигли 650—750 км/ч.
Однако дальнейшее сущест-
венное увеличение высоты
и главным образом скорости
полета силовой установкой
с поршневым двигателем не
обеспечивалось.

Тяга, развиваемая ВМУ в
полете (Н),

Рис. 1.2. Изменение тяги авиационных
двигателей в зависимости от скорости
полета:

1 — ПД; 2 — ТВД; 3 — ДТРД; 4 — ТРД

R



V

где We—эффективная мощность, Вт; т]в — КПД винта; V — скорость полета,
м/с.

Эффективная мощность поршневого двигателя практически не
зависит от скорости полета, поэтому тяга винта с увеличением ско-
рости полета даже при неизменном т)в будет падать. Резкое паде-
ние т]в при М>0,6—0,65 еще больше усиливает уменьшение тяги
винта с увеличением скорости полета.

В результате тяга винта с увеличением скорости полета быстро
уменьшается, а потребная для полета тяга Rпот значительно возра-
стает. Примерный характер изменения тяги различных двигателей
по скорости полета показан на рис. 1.2. Поэтому при больших ско-
ростях полета для обеспечения потребной тяги необходимо значи-
тельное увеличение мощности поршневого двигателя, что приводит
к недопустимому увеличению массы и габаритных размеров СУ. Это
препятствие полностью устраняется с переходом к реактивным дви-
гателям, способным развивать необходимую потребную тягу при
вполне приемлемой массе и габаритных размерах. Уже первые са-
молеты с ТРД имели скорость полета до 950 км/ч.

В реактивных двигателях тепловой двигатель и движитель со-
ставляют единое целое. В них тепло непосредственно преобразуется
в тягу, поэтому в отличие от винтовых они называются двигателями
прямой реакции.

Изменение тяги по скорости полета у ТРД имеет иной характер.
В начале с увеличением скорости полета до 400—500 км/ч она
уменьшается на 5—10%, а затем возрастает и становится несколько
большей, чем в стартовых условиях. Турбореактивный двигатель
обладает малой удельной массой (в стандартных условиях в 2—
3 раза меньшей по сравнению с ВМУ), небольшими габаритными
размерами, прост по конструкции, может развивать большую тягу
в одном агрегате (250 кН и выше), надежен в работе. При сверх-
звуковых скоростях полета ТРД являются основными для силовых
установок.

Существенный недостаток силовых установок с ТРД по сравне-
нию с ВМУ состоит в том, что они требуют значительно больших
расходов топлива, особенно на взлете и при малых скоростях поле-
та. Поэтому сразу же после создания первых ТРД были разработа-
ны на их основе турбовинтовые двигатели.

Тяга ТВД складывается из тяги, создаваемой воздушным вин-
том, и из силы реакции газовой струи, вытекающей из двигателя.
ТВД — двигатель непрямой реакции, однако благодаря замене
поршневого двигателя газовой турбиной его массовые показатели
значительно лучше, чем у ВМУ.

В 50-е годы ТВД получили широкое применение в гражданской
авиации на самолетах со скоростями полета 450—600 км/ч. Даль-
нейшее увеличение скоростей полета самолетов с ТВД ограничива-
ется также падением тяги вследствие интенсивного уменьшения
к. п. д. винта. Однако тяга ТВД по скорости полета уменьшается
медленнее, чем у ВМУ, так как мощность ТВД при этом несколько
возрастает.

На основе ТВД созданы так называемые турбовальные двига-
тели, которые нашли широкое применение в качестве СУ на вертоле-
тах. Турбовальный двигатель представляет собой, как правило,
двухвальный ТВД, свободная турбина которого используется для
привода несущего винта вертолета.

За последние 10—15 лет на ЛА с дозвуковыми скоростями по-
лета особенно широко начали применяться двухконтурные турбо-
реактивные двигателя. Силовые установки с этими двигателями в
настоящее время занимают доминирующее положение на самолетах
гражданской авиации. ДТРД установлены на отечественных само-
летах Ил-62 и Ил-62М, на самолете-аэробусе Ил-86, самолетах
Ту-154, Як-40, Як-42 и многих зарубежных самолетах.

Главными достоинствами двухконтурных ТРД по сравнению
с одноконтурными являются высокая экономичность (т. е. меньший
удельный расход топлива) на дозвуковых скоростях полета; более
высокое отношение взлетной тяги к крейсерской, что при равных
крейсерских тягах с ТРД позволяет получить лучшие взлетные ха-
рактеристики; меньший уровень производимого шума; меньшая
масса при той же тяге; меньшая пожарная опасность.

В последнее время делается попытка создания турбовинтовен-
тиляторного двигателя (ТВВД), имеющего существенно меньшие
расходы по сравнению с лучшими современными двухконтурными
ТРД (рис. 1.3). ТВВД представляет собой усовершенствованный
ТВД, состоящий из высокоэффективного газогенератора и нового
эффективного движителя — винтовентилятора. Последний представ-
ляет собой многолопастный воздушный винт (z=8) с укороченны-
ми саблевидной лопастями, имеющий высокий к. п. д. (т]в = 0,77—
0,8) при скоростях полета до М=0,8.
Рис. 1.3. Сравнение ДТРД, ТВВД и ТВД:
а — по габаритному диаметру; б — по удельному

расходу топлива

Перспективным является применение в качестве СУ двигателей
с переменным рабочим циклом. Можно выделить три основные их
схемы. Во-первых, двигатели, работающие попеременно, как ТРД
и ДТРД. Во-вторых, двухконтурные ТРД с изменяемой степенью
двухконтурности. И, наконец, двигатели, работающие попеременно,
как ДТРД и ТВД.

В диапазоне скоростей полета, соответствующих числам М=
= 2,04-3,0, в качестве СУ могут применяться ТРД с высокой темпе-
ратурой газов перед турбиной 1500 К), турбореактивные дви-
гатели с форсажной камерой (ТРДФ), двухконтурные двигатели
с форсажной камерой (ДТРДФ).

При больших скоростях полета лучшей экономичностью облада-
ют прямоточные воздушно-реактивные двигатели с дозвуковым
(М^2,0—3,0) и сверхзвуковым сгоранием (М^6,0). В этом же
диапазоне скоростей могут применяться комбинированные двига-
тели, к наиболее характерным типам которых относятся турбопря-
моточный, ракетно-прямоточный и ракетно-турбинный двигатели.

Примерные области применения различных типов двигателей по
скорости и высоте полета показаны на рис. 1.4. 

Рис. 1.4. Области применения раз- L
личных типов ВРД:

1 — вертолетный ГТД; 2 — ТВД; 3 — ДТРД;
4— ТРД; 5 — ТРДФ и ДТРДФ; 6 —
СПВРД; 7 — ГПВРД;

Л — круговая (первая космическая) ско-
рость VKp=7,85 км/с; Б — ограничение по
подъемной силе; В — ограничение по аэро-
динамическому иагреву


1.3.	ЧИСЛО ДВИГАТЕЛЕЙ И ИХ РАЗМЕЩЕНИЕ НА САМОЛЕТЕ

Тяговооруженность самолета	g) и число двигателей,

устанавливаемых на нем, определяется в основном следующими ус-
ловиями, исходящими из технических требований к летной годно-
сти самолета: обеспечением взлета самолета с взлетно-посадочной
полосы (ВПП) заданной длины; возможностью продолжения взле-
та и набора высоты при отказе одного из двигателей; крейсерской
скоростью полета на расчетной высоте; заданным уровнем шума в
районе аэродрома при взлете самолета.

Тяговооруженность самолетов с ГТД у,=0,25—0,35. Потребная
тяга (в Н) для самолета с ТРД или с ДТРД для взлета с заданной
длины ВПП может быть определена из уравнения

L Zbp о \ Авзл	/.

где М — масса самолета, кг; Volp — скорость отрыва самолета от ВПП, м/с;
£р— длина разбега, м; Квзл — качество самолета в момент отрыва; f—-ко-
эффициент трения колес о ВПП при разбеге; g— ускорение свободного паде-
ния, м/с2; 7?Ср — среднее значение тяги за время разбега от момента страги-
вания самолета до достижения скорости отрыва, Н.

Затем определяется тяга из условия продолжения взлета с од-
ним отказавшим двигателем. В общем случае (при числе двигате-
лей i^2) располагаемая тяга всех двигателей, выбранная из усло-
вий отказа одного из них при взлете, составит

- Mg -------{-sin ©

1	1	\ *\взл

где i — число двигателей; 0 — угол подъема.

На основании сравнения полученных значений выбирают такое
число двигателей, чтобы располагаемая тяга из условия продолже-
ния взлета с одним отказавшим двигателем примерно равнялась
потребной для обеспечения заданной длины разбега.

Для обеспечения безопасности при продолжении взлета и при
наборе высоты с одним отказавшим двигателем вертикальная ско-
рость набора высоты Vy должна составлять 2 м/с, угол наклона
траектории взлета 0 должен быть больше мйнимально.допустимого
угла, который равен 1°30'. С увеличением Vy и 0 располагаемая тя-
га должна возрасти. Затем проверяется, обеспечивает ли тяга, раз-
виваемая силовой установкой, крейсерскую скорость полета на рас-
четной высоте. Подобный анализ показывает, что установка двух
двигателей оправдана в тех случаях, когда самолет рассчитан для
эксплуатации с коротких ВПП, т. е. когда требуется укороченная
длина разбега при взлете.

Большая тяговооруженность двухдвигательного самолета, не-
обходимая для обеспечения малой длины разбега, позволяет удов-
летворить требование продолжения взлета с одним отказавшим дви-
гателем, несмотря на то, что при этом тяга уменьшается в 2 раза.
Укороченная длина разбега при взлете характерна для самолетов
местных воздушных линий, ближних и средних магистральных са-
молетов (Ту-134, Ан-24, БАС-111, Дуглас ДС-9). Большая тяго-
вооруженность этих самолетов позволяет также:

более быстро набирать высоту после взлета, что уменьшает рас-
ход топлива на этом этапе;

совершать полеты на больших высотах полета, что увеличивает
дальность полета вследствие уменьшения расхода топлива, или же
летать на тех же высотах, как и многодвигательные самолеты, но
на пониженных режимах работы, что способствует увеличению ре-
сурса работы двигателей;

значительно уменьшать режим работы двигателей при подходе
к жилым массивам в целях снижения уровня шума.

Три двигателя целесообразно устанавливать на средних и даль-
них магистральных самолетах, четыре — на дальних магистральных
и межконтинентальных пассажирских самолетах.

Максимальная тяга для сверхзвуковых пассажирских самолетов
определяется, как правило, условиями разгона через скорость звука
или же условиями обеспечения крейсерского режима полета, а не
условиями взлета. В результате взлетная тяговооруженность сверх-
звукового пассажирского самолета оказывается значительной
(р = 0,4 и более), что обеспечивает взлет с таких же ВПП, с каких
взлетают современные дозвуковые самолеты даже в случае отказа
одного нз двигателей.

Компоновка двигателей на ЛА оказывает существенное влияние
на его аэродинамику, устойчивость и управляемость, экономику и
комфорт, а также другие эксплуатационные свойства.

Возможность размещения поршневых и турбовинтовых двигате-
лей диктуется наличием у них воздушного винта. При двух- и четы-
рехдвигательной СУ двигатели обычно располагаются в передней
части крыла. Место мотогондолы по размаху крыла определяется
диаметром воздушных винтов.

Отсутствие-винтов у самолетов с реактивными двигателями зна-
чительно расширяет возможности для размещения ТРД и ДТРД на
самолете. Практически имеются все возможности для размещения
двигателей так, чтобы обеспечивались оптимальные условия их ра-
боты, оптимальные характеристики самолета и удобный подход для
технического обслуживания двигателей.

На пассажирских самолетах с реактивными двигателями в на-
стоящее время существуют три способа размещения двигателей:
в корневой части крыла, на пилонах под крылом и в хвостовой час-
ти фюзеляжа. Каждый из них имеет как преимущества, так и не-
достатки. В настоящее время наиболее широкое применение получи-
ли схемы размещения двигателей в хвостовой части фюзеляжа и на
пилонах под крылом (Ил-62М, Ту-134, Ил-76, Боинг-707).

При трехдвигательной СУ средний двигатель, как правило, раз-
мещается внутри хвостовой части фюзеляжа (Як-40, Ту-154, Бо-
инг-727). При этом условия работы среднего двигателя несколько
ухушаются за счет увеличения потерь полного давления во входном
устройстве.
Глава 2

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТОВ ЯК-40 И М-15

2.1.	ДВИГАТЕЛИ, УСТАНОВЛЕННЫЕ НА САМОЛЕТАХ, ИХ РАЗМЕЩЕНИЕ

Силовая установка самолета Як-40 состоит из трех
двухконтурных турбореактивных двигателей АИ-25 (рис. 2.1), вспо-
могательного двигателя АИ-9, предназначенного для запуска двига-
телей и обеспечения самолета сжатым воздухом, и систем, обеспе-
чивающих нормальную работу двигателей.

Двигатели расположены в хвостовой части фюзеляжа. К преи-
муществам такого размещения двигателей на самолете следует
отнести:

наличие аэродинамически чистого крыла с максимально возмож-
ным использованием его размаха для расположения механизации;

малый разворачивающий момент при отказе одного из двигате-
лей;

улучшение характеристик продольной и поперечной устойчиво-
сти;

уменьшение уровня шума и вибрации в пассажирских салонах;

повышение пожарной безопасности в результате удаления дви-
гателей от топливных баков, находящихся в крыле;

улучшение условий аварийной (с убранными шасси) посадки са-
молета как на сушу, так и на воду;

снижение воздействия акустических нагрузок от реактивной
струи на конструкцию самолета.

К недостаткам рассматриваемой схемы относят: увеличение мас-
сы конструкции и сопротивления самолета из-за мотогондол и не-

' Рис. 2.1. Двигатель АИ-25 (вид слева)
Рис. 2.2. Схема установки гондол
двигателей на самолете Як-40:

1 и 2 — оси двигателей среднего и боко-
вых соответственно

благоприятной интерференции. Кроме того, при размещении двига-
телей в хвостовой части фюзеляжа могут возникнуть затруднения
в обеспечении продольной балансировки самолета и общей цент-
ровки.

Боковые двигатели крепятся на пилонах по обе стороны фюзе-
ляжа (рис. 2.2). Оси этих двигателей по отношению к продольной
оси самолета в вертикальной плоскости расположены под углом
1°, а в горизонтальной плоскости развернуты на 3° в сторону. Воз-
дух в боковые двигатели поступает через короткие прямые входные
устройства круглого сечения.

Средний двигатель устанавливается внутри хвостовой части фю-
зеляжа; воздух к нему поступает через изогнутый канал с передним
обтекателем, расположенным у основания кромки киля. Ось сред-
него двигателя относительно продольной оси самолета в вертикаль-
ной плоскости расположена под углом +2°. Оси двигателей прохо-
дят выше центра тяжести самолета, поэтому тяга двигателей созда-
ет пикирующий момент.

Для установки двигателя в нужное положение относительно осей
самолета на двигателе имеются нивелировочные точки: три точки
на переднем фланце корпуса КНД, три на заднем ребре силового
кольца и одна на поддоне разделительного корпуса.

Двигатель АИ-9 установлен под капотом, перед килем.

Кроме двигателей, в состав силовой установки самолета Як-40
входят:

система тоцливопитания, являющаяся комплексом устройств для
обеспечения двигателей топливом, дренажа топливных баков и над-
дува топливных аккумуляторов, измерения расхода и количества
топлива;

система автоматического регулирования;

система смазки и суфлирования двигателей;

система запуска;

противообледенительная и противопожарная системы;

система управления СУ и контроля ее работы.

Силовая установка самолета М-15 включает в себя
один двухконтурный двигатель АИ-25, выше перечисленные систе-
мы и вспомогательный двигатель АИ-9. Двигатель АИ-25 располо-
жен на фюзеляже под центропланом. Входное устройство двигате-
ля несколько выступает за переднюю кромку крыла. Гондола дви-
гателя вместе с фюзеляжем образует силовой каркас, соединяющий
верхнее крыло с нижним. Такое расположение двигателя уменьша-
ет возможность попадания в двигатель посторонних предметов
с взлетно-посадочной полосы.
Двигатель АИ-9 размещается в гондоле основного двигателя.
Крепление двигателя легкосъемное, в случае отсутствия надобности
в нем двигатель АИ-9 можно снять с самолета и использовать его
только при запуске двигателя АИ-25 на земле.

2.2.	ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ И ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДТРД

Принцип действия. Двухконтурный ТРД представляет собой га-
зотурбинный двигатель, в котором избыточная мощность турбины
передается к компрессору низкого давления (КНД) — вентилятору,
заключенному в кольцевой канал (рис. 2.3).

Основной особенностью ДТРД является разделение потока воз-
духа, проходящего через двигатель, на две части. Одна из них, как
и в обычном ТРД, проходит через компрессор, камеру сгорания и
турбину (внутренний контур), а вторая часть после сжатия в КНД,
минуя камеру сгорания и турбину, направляется в реактивное сопло
(наружный контур). При этом сжатие воздуха в наружном контуре
производится за счет передачи к вентилятору избыточной мощности
турбины внутреннего контура.

Отношение массового расхода воздуха через наружный контур
GBn к расходу через внутренний контур GBi называется степенью
двухконтурности двигателя у. Обычно применяются двигатели с
у— 1-НЗ, но в некоторых конструкциях у достигает 6 и более. Тяга
ДТРД складывается из тяг отдельных контуров.

Существует большое разнообразие конструктивных схем ДТРД.
Они различаются расположением компрессора наружного контура
(переднее, среднее или заднее), числом турбокомпрессорных валов
(одно-, двух- и трехвальные), конструкцией выходного устройства
(раздельное истечение воздуха и газов или предварительное сме-
щение потоков), наличием и расположением форсажной камеры, ре-
версора тяги и шумоглушителя. На рис. 2.3 представлена схема

Рис. 2.3. Конструктивная схема трехвального ДТРД:

1 — входное устройство; 2 — вентилятор; 3 — выходное устройство наружного контура;

4 — то же, внутреннего контура; 5 — многоступенчатая турбина; 6 — камера сгорания; 7 —
* компрессор высокого давления (КВД); 8 — компрессор низкого давления (КНД)
трехвального расширения ДТРД с передним расположением вен-
тилятора с раздельным истечением потоков наружного и внутрен-
него контуров.

Принцип работы ДТРД с передним расположением вентилятора
заключается в следующем. Воздух из окружающей среды поступает
во входное устройство двигателя, затем сжимается в компрессорах
обоих контуров. Сжатый до высокого давления воздух внутреннего
контура поступает в камеру сгорания, в которой за счет сгорания
топлива к нему подводится тепло. В результате температура рабо-
чего тела (газа) значительно повышается. Затем газ поступает в
турбину. В турбине он расширяется, благодаря чему его давление
и температура уменьшаются. При этом часть энергии газового по-
тока преобразуется в механическую работу на валу турбины, кото-
рая используется для привода компрессоров обоих контуров. Энер-
гия, оставшаяся не использованной в турбине, преобразуется в
кинетическую в процессе последующего расширения в реактив-
ном сопле внутреннего контура. В результате осуществления пере-
численных процессов вырабатывается полезная работа цикла, ко-
торая используется (если пренебречь затратами энергии на привод
агрегатов) для разгона потоков внутреннего и наружного контуров.
Следовательно, как во внутреннем, так и в наружном контуре ДТРД
газовоздушный поток получает ускорение, что и приводит к воз-
никновению силы реакции, направленной в противоположную сто-
рону, называемой реактивной тягой.

Параметры, характеризующие качество ДТРД. Тяга R по фи-
зическому смыслу представляет собой равнодействующую всех сил
воздействия газового потока на внутренние и наружные поверхно-
сти двигателя. Тяга ДТРД при условии, что внешний поток, обте-
кающий мотогондолу, является идеальным,

^? = OrlCcl-(-(Pel —Ph)Fc\ -{-GbhGcII +(PclI — Рн) ДсП— GzV, (2,1)

где GriCci и GbiiCcii—секундное количество движения массы газа через сопла
внутреннего и наружного контуров; Fci и Fcii—площади выходных сечений
сопел; pci и рсц — давление на срезе сопел внутреннего и наружного ков-
туров; рн—давление окружающей среды; G s = Gri + GBn.

Формулу тяги можно написать также в виде

R=R^-Rix=G„Ry!l,	(2.2)

где	/?1=О14Сс1 + (Лс1 — Ph)F<a~ CBil/;

Rw = GbiiCcii + (Ап — Ph) Fm — OBn •

При пренебрежении массой топлива и полном расширении газа
в выходных устройствах обоих контуров (когда рс—Рн) формула
тяги приобретает вид

R=Gal (ccI - V)+GBH (Сси - V)=OB (сс.ср- IZ),	(2.3)

Тяга является основной величиной, характеризующей авиацион-
ный двигатель. Тяга современных ДТРД находится в пределах
Рис. 2.4. Изменение сопротивления
мотогондолы ДТРД, отнесенного к
тяге, в зависимости от у (М=0,8;
//=11 км)

10—250 кН. Двигатель АИ-25 на взлетном режиме в стендовых
условиях развивает тягу R = 15 кН. При этом около 40% тяги раз-
вивает внутренний контур и 60% — наружный. С увеличением ско-
рости полета доля тяги, развиваемой внутренним контуром, увели-
чивается.

Тяговая мощность Ут (кВт)—это мощность, затрачивае-
мая на продвижение самолета

N.t=RV/1000.	(2.4)

Тяговая мощность СУ самолета Як-40 на крейсерской скорости
полета на высоте // = 6000 м равна примерно 203 кВт.

При заданной тяге увеличение степени двухконтурности приво-
дит к росту суммарного расхода воздуха через двигатель и габарит-
ного диаметра двигателя.

Относительный диаметр вентилятора

(2.5)
^ТРД '	‘

где t]it — к. п. д. наружного контура.

От диаметра двигателя (следовательно, мотогондолы) зависит
сопротивление мотогондолы и самолета в целом. Типичный характер
изменения сопротивления мотогондолы с увеличением у приведен
на рис. 2.4.

Удельные параметры. Удельная тяга Дуд (Н-с/кг) пред-
ставляет собой отношение полной тяги к секундному расходу воз-
духа:

о ___ R ___	^1 +	.

уд“ - gbI+gb1I :

или

Дуд= /?УД11++/?7"<-	(2.6)

При одинаковых параметрах рабочего процесса (лк и Тт)
удельная тяга ДТРД значительно ниже, чем у ТРД, и сильно умень-
шается с увеличением у. Совершенство рабочего процесса ДТРД,
особенно при больших значениях у, целесообразнее оценивать не по
Дуд, отнесенной к суммарному расходу воздуха, а по А^уд= —	,
отнесенной к расходу воздуха через внутренний контур. Чем выше
R'yn, тем при прочих равных условиях совершеннее рабочий процесс,
тем меньше удельный расход топлива ДТРД.

Для двигателя АИ-25 на взлетном режиме

А?уд^ЗЗЗН-с/кг и /?Уд^1000 Н-с/кг.

Удельная масса двигателя удв (кг/Н) представляет со-
бой отношение массы двигателя к тяге: y.w=M^B/R.

Выражение для удельной массы можно привести к виду

(2-7)

Из формулы (2.7) следует, что удельная масса двигателя зави-
сит от параметров рабочего процесса и степени двухконтурности
1ЛК, Гу, у), определяющих удельную тягу, и относительной мас-
сы Л1дв/Ов. Относительная масса, в свою очередь, зависит от тяги
двигателя.

Минимум уДв для ДТРД при прочих равных условиях соответ-
ствует тяге двигателя 30—70 кН. Оптимальная степень двухкон-
турности по удельной массе равна 4—6.

Удельная масса оказывает заметное влияние на летно-техниче-
ские Характеристики ЛА, особенно с небольшой дальностью поле-
та. Уменьшение удв позволяет при неизменной взлетной массе са-
молета увеличить коммерческую нагрузку или дальность. Удельная
масса современных ДТРД находится в пределах 0,015—0,025 кг/Н.
Для двигателя АИ-25 ууя на взлетном режиме равна 0,0232 кг/Н.

Удельный расход топлива Суд[кг/(Н-ч)] представляет
собой отношение часового расхода топлива к тяге:

Су, =36000.,//?,	(2.8)

где GT — секундный расход топлива.

Удельный расход топлива — важнейший параметр, характеризу-
ющий экономичность работы двигателя. Чем меньше Суд, тем при
прочих равных условиях больше дальность и продолжительность
полета. Для современных ДТРД в стендовых условиях Суд=0,0354-
4-0,065 кг/(Н-ч). Для двигателя АИ-25 Суд=0,057 кг/(Н-ч).

Удельная лобовая тяга /?ЛОб представляет собой отно-
шение тяги к наибольшему поперечному сечению двигателя:

7?лоб=7?/7:'лрб=7?УдОв/Длоб.	(2.9)

Чем больше /?ЛОб при заданной R, тем меньше сопротивление
мотогондолы и самолета. С ростом степени двухконтурности /?лов
непрерывно уменьшается пропорционально уменьшению Rm.

Коэффициенты полезного действия. Термодинамическое совер-
шенство ДТРД как тепловой машины и движителя оценивается
последовательно тремя к. п. д.: эффективным тр, тяговым тщ и эко-
номическим, ИЛИ ПОЛНЫМ, Т]п.
Эффективным к. п. д. ДТРД называется отношение тепла,
использованного на приращение кинетической энергии воздуха, про-
ходящего через двигатель, ко всему теплу, введенному в двигатель
с топливом:

(2-10)

Д/г, + 0ДЛ„
где =--------j---------- приращение кинетической энергии, отнесенное

cl — V2	(2— V2

к 1 кг суммарного расхода воздуха; =; Дйц =------------------------;

Cci и Сен — скорость истечения газов из сопел внутреннего и наружного коп-
ией! “Ь 1ОДвн11

туров соответственно; qBH =----j-“j“------внешнее тепло, отнесенное

к 1 кг суммарного расхода воздуха; //вит и Vbhii—тепло, подведенное к 1 кг
воздуха, проходящего через внутренний и наружный контуры соответственно.

После подстановки значений Д& и qBU в формулу (2.10) выраже-
ние т)е для ДТРД принимает вид

2?ВН1

Эффективный к. п. д. характеризует совершенство двигателя как
тепловой машины и учитывает все потери при преобразовании теп-
лоты в работу. Для современных ДТРД при работе в стендовых ус-
ловиях т)е=0,254-0,35. Эффективный к. п. д. у ДТРД несколько ни-
же, чем у ТРД, что обусловлено 'наличием дополнительных потерь
при передаче энергии в наружный контур, которые возрастают по
мере увеличения степени двухконтурности.

Тяговым к. п. д. называется отношение внешней работы, со-
вершаемой тягой двигателя, к приращению кинетической энергии
потока газа, полученному им в двигателе. Для ДТРД с раздельным
истечением струй

=	(^1+^11И.	(2.12)

АЛ- Д£[ + f/ДЛц

Выражение для тщ ДТРД можно записать также в виде



2V_____________2

Сс.ср + Р 1 + Сс.ср/Р

(2.13)

где

Ссср

Сс1 + #ссН

1 + У

Тяговый к. п. д. оценивает качество двигателя как движителя.
Как видно из выражения (2.13), тщ зависит только от отношения
скорости истечения газов к скорости полета.
Экономическим, или полным, к, п. д. называется отно-
шение тепла, превращенного во внешнюю тяговую работу, ко всему
теплу, введенному в двигатель с топливом:

Пп=ЯуЛ7?вн-	(2.М)

Можно показать, что т]п='Пе'г]«> следовательно, учитывает все
потери энергии при преобразовании теплоты во внешнюю тяговую
работу.

Основные режимы работы. В зависимости от тяги, развиваемой
двигателем при данных условиях эксплуатации, принято определять
несколько типовых режимов работы ДТРД. Для каждого режима
определяются допустимое время непрерывной работы двигателя,
значения контролируемых параметров (п, Т*т и Др-), а также га-
рантируемые тяги и удельный расход топлива. Наличие такой но-
менклатуры режимов имеет важное значение для установления кон-
диционности двигателя, проверки надежности его работы и правиль-
ного использования двигателя в процессе эксплуатации.

Примерная номенклатура режимов следующая.

Максимальный (или взлетный) режим. На этом
режиме двигатель развивает максимальную тягу Тепловые
и силовые нагрузки при этом в двигателе близки к предельно допу-
стимым, поэтому время непрерывной работы на этом режиме огра-
ничено и составляет 5—10 мин. Ограничивается также и общее вре-
мя работы двигателя на этом режиме за ресурс.

Номинальный режим. Тяга на номинальном режиме
обычно на 10—15% ниже, чем на максимальном режиме: /?Ном~
~ (0,85—0,9) Д?тах-

Как правило, на этом режиме разрешается работать непрерывно
без ограничения времени. Однако общая наработка двигателя за
ресурс на номинальном режиме иногда также ограничивается. Наи-
более широко номинальный режим используется при наборе высоты.

Крейсерские режимы. Эти режимы характеризуются по-
ниженной тягой: /?кр~ (0,54-0,8)/?шах.

Они не ограничиваются по времени использования. Крейсерские
режимы являются основными при полетах по маршруту, поэтому
к ним предъявляются требования повышенной экономичности.

Режим малого газа. Этому режиму соответствует наимень-
шая частота вращения ротора турбокомпрессора, при которой дви-
гатель работает устойчиво. Тяга на этом режиме должна быть ми-
нимально возможной, но достаточной для руления самолета на
аэродроме. Обычно /?м = (0,034-0,05) 7?тах- Из-за повышенных
значений Тг время работы двигателя на режиме малого газа
также ограничивается (10—20 мин).

Основные параметры двигателя АИ-25 при работе на земле, на
месте, в стандартных атмосферных условиях приведены в табл.
2.1.

На рис. 2.5 дана конструктивная схема двигателя и изменение
температуры, давления и скорости газа вдоль газовоздушного трак-
Режим	Тяга, кН	Удельный расход топлива, не более кг/(Нч)	Частота вращения ротора			
			квд		КНД	
			сб/мин	%	об/мин	%
Взлетный	15,0	0,057	16 640	100,8	10 750	90,7
Номинальный	11,2	0,056	15 675	95	9 560	80,7
0,85 номинального	9,5	—	15 160	91,9	8 950	75,5
0,7	»	7,84	—	14610	88,5	8 270	69,8
0,6	»	6,72	0,059	14 180	85,9	7 770	65,5
0,4	»	4,48	—	13010	78,8	6 500	54,8
Малого газа	0,95	—	8 745	53,0	—	—

та, а ниже приведены дополнительные данные,
двигатель АИ-25.

Тяга двигателя на крейсерской скорости полета
550 км/ч на высоте 6000 м....................

Удельный расход топлива .....................

Тяга на взлетном режиме в стендовых условиях
при температуре окружающей среды +30° С и
давлении 101,3 кПа...........................

Время непрерывной работы двигателя на режи-
мах:

взлетном ................................

номинальном и крейсерском................

малого газа..............................

Масса двигателя в состоянии поставки.........

Удельная масса...............................

Размеры двигателя, мм:

длина (без учета длины входного обтекателя
и сопла внутреннего контура) ............

ширина ..................................

высота...................................

Время суммарной наработки за ресурс, %, на ре-
жимах:
взлетном ....................................

номинальном .............................

крейсерском .............................

характеризующие

4,43 кН

0,0795 кг/(Н ч)

13,5 кН

5 мин

без ограничения

30 мин

350 кг

0,0232 кг/Н

1993 + 5
820+5
896 ±5

5

40

без ограничения

2.3.	ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ АИ-25

Характеристики ДТРД представляют собой зависимости тяги
и удельного расхода топлива от числа М полета, высоты полета и
режима работы двигателя, задаваемого положением РУД. Они мо-
гут быть получены экспериментальным или же расчетным путем
с использованием характеристик отдельных элементов двигателя.
Эксплуатационные характеристики подразделяются на дроссельные,
скоростные, высотные, а также специальные.

Характеристиками пользуются при аэродинамических расчетах
самолетов, выборе оптимальных режимов работы двигателей на
том или ином этапе полета, а также при сравнении между собой
Рис. 2.5. Конструктивная схема двигателя АИ-25 и изменение параметров газа
по его тракту (//=0; М=0; tH= +.15’С; рн = 101,3 кПа):

1 — входной направляющий аппарат; 2 — КНД; 3 — разделительный корпус; 4 — КВД; 5 —
камера сгорания; 6— турбина высокого давления; 7 — турбина низкого давления; 8— реак-
тивное сопло наружного контура; 9— реактивное сопло внутреннего контура; 10, 12 —
радиально-упорные подшипники; И, 13, 14, 15 — радиальные роликовые подшипники;
--------параметры внутреннего контура;------------параметры наружного контура

данных различных двигателей или одного и того же двигателя,
когда он работает на различных режимах. Протекание основных
характеристик.ДТРД очень сильно зависит от принятой для двига-
теля программы регулирования. Поэтому прежде чем перейти к рас-
смотрению характеристик двигателей, необходимо сначала выяснить
основные вопросы, связанные с их программами регулирования.

Задачами регулирования и управления ДТРД в основном явля-
ются:

обеспечение наивыгоднейшего для данного ЛА протекания ха-
рактеристик двигателя и всей силовой установки при различных ус-
ловиях полета;

автоматическое поддержание режима работы двигателя, задан-
ного положением РУД; •

обеспечение сравнительно быстрого и плавного перевода двига-
теля с одного режима на другой при изменении положения РУД;

предохранение двигателя от опасных для него, неустойчивых ре-
жимов, механических и тепловых перегрузок.

Программой регулирования называется закон изменения регу-
лируемых параметров в зависимости от внешних условий и положе-
ния РУД.
Рис. 2.6. Зависимость па-
раметров двигателя
АИ-25 от температуры
окружающей среды (ре-
жим взлетный: //=0;
М=0);

1—Т*/Т* С2—Т*ГТ* :
к' к0 г' Го
^"квд^квц»’

4-”кнд/якнд„-,
Л-/?/7?о: б-От/ОТо

Основными параметрами ДТРД, от которых зависят тяга и
удельный расход топлива, являются: частота вращения роторов
КНД и КВД икнд и пквд, температура газа перед турбиной Тт, сте-
пень повышения давления в компрессоре л*к, степень энергообмена
между контурами х и степень двухконтурности у. Таким образом,
число режимных параметров может быть выбрано от одного до
пяти.

Число возможных программ регулирования для двухвальных
ДТРД значительно больше, чем для ТРД. К ним относятся програм-
мы регулирования на максимальную тягу, на наилучшую экономич-
ность на крейсерских режимах полета, минимального шума при по-
стоянной тяге и др. Чем шире диапазон полета ЛА и сложнее его
функции, тем сложнее и разнообразнее программа регулирования.
Более подробно эти вопросы рассмотрены в гл. 9.

На практике ни одна из программ регулирования, как правило,
в чистом виде во всем диапазоне условий работ двигателя не при-
меняется. Чаще всего приходится выбирать сочетание различных
законов на разных участках высотно-скоростных характеристик.

Программы регулирования ДТРД, предназначенных для дозву-
ковых скоростей полета, сравнительно просты. Они используют, как
правило, один регулируемый параметр и соответственно один регу-
лирующий фактор. На двигателе АИ-25 в качестве единственного
регулируемого параметра выбрана частота вращения ротора КВД,
а регулирующий фактор — расход топлива. Программа регулирова-
ния двигателя АИ-25 может быть записана так:

nKBfl=const; FCi=const; Fcn=const.
Рис. 2.7. Дроссельная
характеристика двигате-
ля АИ-25, снятая при
работе на стенде (//=0;
М=0; /н= +15°С):

1 — взлетный режим; 2—
номинальный; 3 — 0,85 но-
минального

Эта программа регулирования обеспечивается на всех режимах
от малого газа до взлетного при температуре окружающей среды,
равной и выше стандартной (у земли + 15° С и выше). При темпе-
ратуре окружающей среды меньше стандартной агрегаты системы
автоматического регулирования двигателя обеспечивают на каждом
режиме работы двигателя постоянный расход топлива (рис. 2.6).

Поддержание постоянной пквд при температуре воздуха выше
стандартной обеспечивается всережимным регулятором частоты
вращения, входящим в автомат подачи топлива.

Рассмотрим теперь, что происходит с другими параметрами дви-
гателя при увеличении температуры окружающей среды. Из тео-
рии ГТД известно, что при Пквд=сопз1 и критическом перепаде
давлений на сопловом аппарате первой ступени турбины НД при
изменении Тн остается практически постоянной. Это, в частности,
подтверждается и графиком изменения Т*г двигателя АИ-25 (см.
рис. 2.6). Параметры гаКвд0, «кнд0, А?о, ОТв соответствуют
работе двигателя на взлетном режиме при температуре /Н= + 15°С.

При изменении температуры окружающей среды от +15° С до
+ 50° С температура Г* увеличивается примерно на 30—40°. По-
вышение Тн приводит к снижению лк и падению степени расши-
рения газов в турбине НД Лтнд и как следствие уменьшению
пкнд- Кроме того, это уменьшает количество 1епла, подводимого к
каждому килограмму воздуха, проходящего через двигатель. Все
это ведет к снижению удельной тяги.

Уменьшение плотности воздуха и падение пкнд приводят к
снижению секундного расхода воздуха через двигатель. В резуль-
тате тяга двигателя уменьшается вследствие уменьшения секунд-
ного расхода воздуха и удельной тяги.

При температурах окружающей среды ниже +15° С и давлении
рн= const расход топлива, дозируемый регулятором, остается неиз-
менным, а секундный расход воздуха увеличивается. Это приводит
к снижению температуры газа перед турбиной, уменьшению удель-
ных мощностей турбин, частот вращения роторов КВД и КНД, а
также к падению удельной тяги. Однако тяга двигателя растет,
так как увеличение секундного расхода воздуха оказывает более
сильное влияние на нее, чем падение удельной тяги.

Дроссельные характеристики АИ-25. Дроссельными характери-
стиками называются зависимости тяги и удельного расхода топли-
ва от режима работы двигателя, задаваемого положением РУД, при
неизменных значениях числа М и высоты полета и принятой прог-
рамме регулирования.

Изменение режима работы ДТРД в большинстве случаев соп-
ровождается изменением частоты вращения его роторов (или ро-
тора). Поэтому дроссельные характеристики чаще всего изобража-
ются в виде зависимостей тяги и удельного расхода топлива от час-
тоты вращения ротора.

Такие характеристики, снятые на стенде для двигателя АИ-25,
приведены на рис. 2.7.

Изменение тяги АИ-25 по пквд полностью определяется законо-
мерностями изменения секундного расхода воздуха через двигатель
и удельной тяги, которые, в свою очередь, зависят от изменения па-
раметров цикла (л*к и Т*), степени двухконтурности и к. п. д. эле-
ментов двигателя (т)к и т]г).

С уменьшением количества подаваемого топлива в двигатель
(изменением положения РУД) снижается температура газа перед
турбиной и мощность турбин высокого и низкого давления. Это при-
водит к нарушению баланса мощностей турбокомпрессоров и как
следствие к падению Пквд и п квд.

При уменьшении частоты вращения роторов снижаются
лкп, Лке, Т* секундный расход воздуха через двигатель, изменяются
т]к и т]т. Одновременное снижение ЛкЕ и Т'г приводит к интен-
сивному уменьшению cci и Дудь а снижение лкц — к уменьшению
ten и Дудп- В результате удельная тяга ДТРД также будет интен-
сивно уменьшаться.

Из выражения (2.2) видно, что тяга двигателя пропорциональ-
на секундному расходу воздуха, проходящего через двигатель, и
удельной тяге. Поэтому суммарная тяга при уменьшении «квд
снижается еще быстрее, чем Дуб, из-за интенсивного уменьшения
Св, который изменяется пропорционально пквд.
В стендовых условиях при работе двигателя на взлетном режи-
ме изменение «квд на 1 % приводит к изменению /? на 4—5%. Чув-
ствительность тяги к изменению «квд в условиях полета становит-
ся еще большей. Поэтому к точности регулирования /гквд. в усло-
виях эксплуатации предъявляются особенно высокие требования.

На протекание Суд по «квд решающее значение оказывают из-
менения лк, Гг и Т]к-

Дросселирование двигателя от взлетного режима до крейсерско-
го сопровождается резким уменьшением которая приближа-
ется к экономической Л-.эк, а также некоторым увеличением
т]к- Поэтому, несмотря на уменьшение лк, удельный расход
топлива уменьшается на 2—3%. Дальнейшее дросселирование дви-
гателя из-за значительного снижения лк приводит к ухудшению
использования тепла в цикле, увеличению удельного расхода топ-
лива.

Закономерность изменения Суд может быть объяснена также
совместным влиянием удельной тяги и относительного расхода топ-
лива, так как

Суд=3600

т-.

*уд

3600 wiT

1 + У ^?уд

ГДе mT = GT/GBi — относительный расход топлива.

Рис. 2.8. Динамика скольжения ро-
торов двигателя АИ-25:

"квд “"квД^КВДр1 "кнд “"КНД /ПКНДР

Рис. 2.9. Скоростная характеристика
двигателя АИ-25 (режим номиналь-
ный; Д=0; MCA):

сул=сул/судо
Параметры	Режим работы двигателя						
	Взлетный	Номиналь- ный	0,85 ном.	0,7 ном.	0,6 ном.	0,4 ном.	Малый газ
лквд	16 640	15675	15 160	14610	14 180	13010	8745
S	1,55	1,64	1,70	1,765	1,825	2,0	—

Как известно, роторы двигателя механически не связаны между
собой и вращаются с разными частотами. Всякое изменение режи-
ма работы двигателя сопровождается изменением отношения час-
тот вращения 5=Пквд/«кнд, называемого скольжением роторов,
что, в свою очередь, оказывает влияние на все основные парамет-
ры рабочего процесса двигателя. Значения S на основных режи-
мах работы двигателя АИ-25 в стендовых условиях приведены
в табл. 2.2. Динамика изменения скольжения роторов при измене-
нии режима работы двигателя АИ-25 представлена на рис. 2.8.

Скоростные характеристики. Скоростными характеристиками
ДТРД называют зависимости его тяги и удельного расхода топли-
ва от числа М (скорости полета) на заданном режиме работы при
неизменной высоте и принятой для двигателя программе регули-
рования; характер их протекания зависит от параметров цикла
(лк, Тг), степени двухконтурности, режима работы двигателя,
программы регулирования и пр.

С увеличением скорости полета непрерывно растут динамиче-
ская (скоростная) степень повышения давления л*к=рвх/рц=
— (1-|-0,2М2)3’5Овх и температура заторможенного потока на входе
в компрессор Тн=Тн(1 4-0,2М2),

Где а*>х— коэффициент восстаиовлеиия полного давления во входном устрой-
стве.

Рост температуры Т*н приводит к монотонному снижению лк.
Однако суммарная степень повышения давления лс=лсклк при
этом растет. Поэтому массовый расход воздуха через двигатель
(при ra=const; /7=const) непрерывно увеличивается.

Повышение суммарной степени повышения давления с увеличе-
нием скорости полета приводит к росту скоростей истечения газа
из реактивных сопел внутреннего и наружного контуров. Но так
как скорость истечения из сопла ВРД всегда растет медленней,
чем скорость полета, то разность скоростей ссг—V и ссц—V и,
следовательно, удельная тяга ДТРД непрерывно уменьшаются.
Изменение полной тяги R = GBRm определяется характером изме-
нения ее сомножителей. Определяющим для двигателя АИ-25 яв-
ляется падение удельной тяги. Поэтому с увеличением числа М
полета тяга отдельных контуров и полная тяга непрерывно снижа-
ются (рис. 2.9), причем интенсивней падает тяга внутреннего кон-
тура, в результате отношение Rn/Ri непрерывно растет.
Изменение тяги ДТРД по скорости полета очень сильно зави-
сит от степени двухконтурности. При у=5 и более тяга ДТРД в
момент отрыва самолета от земли (Л1ОТр=0,254-0,3) по сравнению
с ее взлетным значением составляет 70—80%.

Удельный расход топлива ДТРД, как и ТРД, с ростом скоро-
сти полета непрерывно увеличивается. Физически объясняется это
тем, что с ростом скорости полета растет полезная работа едини-
цы силы тяги. На производство этой работы затрачивается и боль-
ше тепла, подводимого с топливом.

Высотные характеристики. Высотными характеристиками
ДТРД называются зависимости его тяги и удельного расхода топ-
лива от высоты полета при М=const (или V= const), принятой
программе регулирования и заданном режиме работы двигателя.

На рис. 2.10 представлены высотно-скоростные характеристики
двигателя АИ-25 при работе в условиях стандартной атмосферы
на номинальном режиме. Для анализа приведенных зависимостей

Рис. 2.10. Высотно-скоростиые характеристики двигателя АИ-25 (режим номи
иальный; /7=0; MCA):

I — м=0; 2—М=0,2; 3—-.4=0,4; 4 — М=0,48; 5 — М=0.6
необходимо установить характер изменения расхода воздуха через
двигатель и удельной тяги с изменением высоты полета.

С увеличением высоты полета уменьшаются давление и темпе-
ратура окружающей среды. Падение давления рн при М=0 при-
водит к уменьшению давления на входе в двигатель и секундного
расхода воздуха через двигатель. С уменьшением температуры
окружающей среды увеличивается степень повышения давления
в компрессоре и удельная тяга. Однако резкое уменьшение секунд-
ного расхода воздуха через двигатель не компенсируется незначи-
тельным увеличением удельной тяги. Поэтому с поднятием на
высоту (М= const) тяга двигателя уменьшается.

Некоторые отклонения от этой закономерности имеют место
при полете на малых высотах. На этих высотах полное давление
воздуха на входе в двигатель вследствие влияния скоростного на-
пора больше 101,3 кПа, а баростат на увеличение давления свыше
101,3 кПа (760 мм рт. ст) не реагирует. Количество топлива, пода-
ваемого в двигатель, на данном режиме остается постоянным не-
зависимо от полного давления воздуха на входе в двигатель.
В результате с увеличением высоты полета (например, при М =
= 0,4), секундный расход воздуха через двигатель уменьшается,
температура газов перед турбиной и частота вращения роторов
двигателя увеличиваются. Все это приводит к заметному увеличе-
нию удельной тяги и к возрастанию суммарной тяги, несмотря на
падение секундного расхода воздуха через двигатель. Это проис-
ходит до тех пор, пока полное давление на входе в двигатель не
уменьшится до атмосферного, т. е. пока не вступит в работу баро-
стат. В этом, собственно, и выражается влияние особенностей
программы регулирования данного конкретного двигателя на про-
текание высотно-скоростных характеристик.

Температура газов перед турбиной с изменением высоты полета
(М=const) изменяется так мало, что ее практически можно счи-
тать постоянной. С поднятием на высоту растет степень повышения
давления, а при условии Zr = const увеличивается также степень
подогрева рабочего тела в двигателе Ь = Т*Г/ТН, поэтому удель-
ная тяга до 11 км растет, а удельный расход топлива уменьшается.
Следовательно, снижение Суд до //=11 км объясняется улучшени-
ем эффективности термодинамического цикла ДТРД, т. е. улучше-
нием использования тепла. На высотах больше 11 км Tv сохраня-
ется неизменной, поэтому 7?уд и Суд также остаются постоянными.
На очень больших высотах (7/^164-18 км) Суд может несколько
увеличиться из-за ухудшения полноты сгорания топлива.

2.4.	ХАРАКТЕРИСТИКИ ШУМА САМОЛЕТА ЯК-40

Шум, создаваемый современным самолетом на местности, одна из важных
эксплуатационных характеристик, определяющих его техническое совершенство
и конкурентоспособность. Авиационный шум оказывает неблагоприятное воз-
действие на тех, кто непосредственно связан с эксплуатацией авиационной тех-
пики, на пассажиров, а также население, проживающее в окрестностях аэро-
портов.

Интенсивность звука I определяется количеством энергии, переносимой зву-
ковыми волнами за 1 с через поверхность площадью 1 м2, перпендикулярную к
направлению движения волн. Интенсивность звука в свободном поле.

у  Рзв
?нан ’

где рн—плотность среды; ан—скорость звука; р3в—измеряемое звуковое
давление в воздухе.

Звуковым давлением рзъ называется избыточное по отношению к атмосфер-
ному переменное давление, вызываемое распространяющейся звуковой волной.
Уровень звукового давления L (дБ) равняется отношению действующего давле-
ния или интенсивности звука к их условным пороговым значениям:

A = 201g-^ = 101g —,

Ро

где Ро= 2• 10'5 Па —условное пороговое значение звукового давления;
/—10-12 Вт/м2 — условное пороговое значение силы звука (порог слыши-
мости).

Когда речь идет о сложном звуке или шуме, вместо термина уровень зву-
кового давления применяется термин уровень шума.

Спектром шума называется совокупность составляющих уровней звукового
давления, полученных при частотном анализе исследуемого шума. Он указывает
распределение излучаемой звуковой энергии по частотам.

Уровень звукового давления сложного звука, выраженный через уровни со-
ставляющих, можно определить по формуле

« И

Z.s=101g V 10ю,

1=1

где Lt — уровень звукового давления i-й составляющей; п — число составляю-
щих.

Общий уровень шума п источников с одинаковым уровнем шума определяет-
ся по формуле

А —Zz-}- Ю lg п.

Так, например, уровень шума двух источников с одинаковой интенсивностью
на 3 дБ больше уровня шума одного из них.

Для оценки раздражающего воздействия авиационного шума на человека
в последнее время используются уровни воспринимаемого шума PNL в РМдБ
и эффективные уровни воспринимаемого шума EPNL в ЕРТфдБ. Эти понятия
субъективны, отличны от рассмотренных выше объективных характеристик шума.
Уровни воспринимаемого шума определяются обычно расчетным путем с ис-
пользованием кривых равной громкости и учитывают реакцию человека на шум
разного частотного состава.

В спектре шума реактивных двигателей преобладают высокочастотные со-
ставляющие, в связи с чем уровень воспринимаемого шума у них существенно
выше уровня, непосредственно измеряемого приборами. Эта разница достигает
9—15 РМдБ и зависит от типа двигателей и режима его работы. Дальнейшим
развитием системы оценки самолетного шума является введение понятия эффек-
тивных уровней воспринимаемого шума, выражаемых в ЕР1ЧдБ. В основу этой
единицы положена единица РЬ1дБ с поправками на продолжительность воздей-
ствия шума и наличие дискретных составляющих в спектре.

Уровень шума дозвуковых реактивных самолетов регламентируется нормами
Международной организации гражданской авиации (ИКАО). В соответствии с
этими нормами шум в ЕРМдБ нормируется в трех точках, характеризующих
основные наиболее шумные этапы полета, расположенные следующим образом:

Взлет . .	..........

Набор высоты.........

Снижение на посадку .

иа удалении 650 м сбоку от оси ВПП в
зоне возникновения максимального
шума

иа удалении 6,5 км от начала разбега
по оси ВПП

на удалении 2 км от торца ВПП по ее
оси при снижении самолета по стан-
дартной глиссаде с углом наклона к
горизонту 3°.

Допустимый уровень шума в каждой точке зависит от максимальной взлет-
ной массы самолета. Нормативные требования ИКАО и ГОСТа по шуму для
дозвуковых реактивных самолетов показаны на рис. 2.11. Сравнительная оценка
характеристик шума некоторых отечественных и зарубежных самолетов приве-
дена в табл. 2.3.

Двигатель АИ-25 показал себя высокоэффективным и малошумным, самолет
Як-40 с этими двигателями полностью удовлетворяет требованиям по шуму.

Основной источник наземного шума самолета при взлете и посадке — сило-
вая установка. В частности, на самолетах с ТРД и ДТРД шум излучается
главным образом реактивной струей и компрессором; на самолетах с ТВД —
воздушным винтом и реактивной струей. Шум реактивной струи возникает
в результате турбулентного переме-

Рис. 2.11. Требования по шуму к мо-
дифицированным самолетам, осна-
щенным реактивными двигателями со
степенью двухконтурности, равной
или более 2 (ГОСТ 17228—78):
т — безразмерная масса самолета

шивания потока газа, вытекающего
из сопла, с окружающим воздухом.
Акустическая мощность дозвуковой
струи может быть определена из со-
отношения

W=K

’у *

Рнан

где рс и р« — плотность газа струи
и окружающей среды; сс — скорость
истечения газа из сопла; D — диа-
метр сопла; ан — скорость звука в
окружающей среде.

Численное значение параметра К
зависит от начальной турбулентности,
профиля скоростей в выходном сече-
нии сопла, формы сопла и изменяет-
ся в пределах К= (0,3-?-2,0) 10 4.

При оптимальном распределении
энергии, между контурами ДТРД
скорость истечения сазов тем меньше,
чем больше степень двухконтурности.
Следовательно, ТРД при прочих рав-
ных условиях являются более мощ-
ными источниками шума, чем ДТРД,
поэтому переход к последним являет-
ся эффективным средством снижения

шума.

Шум турбомашин (компрессора,
турбины, вентилятора) обусловлен ис-
точникам аэродинамического проис-
хождения. Он связан с взаимодейст-
вием вращающихся и неподвижных
лопаток в двигателе. Шум компрессо-
Тип самолета	Тип/число и максимальная тяга (кН) двигателя	Максималь- ная взлет- ная/пЬса- дочная масса, т	Конфигурация при заходе на посадку	Измеренные/нормиоуемые уровни шума		
				при набо- ре высоты	сборку от ВПП	при заходе на посадку
Як-40	АИ-25	16	закрылки	88,7	88,7	99,3
	3X15	14,7	35°	93,0	102,0	102,0
Ту-154	НК-8-2У	96	закрылки	100,1	97,8	106
	3X105	78	45°	100,5	105,0	105
			предкрылки			
			18,5°			
Ил-62М	Д-ЗОКУ	165	закрылки	106,9	100,5	105,0
	4x110	105	30°	104,5	106,5	106,5
F-28	М-555-15	29,45	закрылки 42°	90	99,5	101
(МК-1000)	2x44,6	26,7		93	102	102
В-727-200	1Т8Д-15	86,3	30°	100	102	101
	3X70,2					
		70,0		100	105	105
ДС-10-30	CF6-50A	251,4	50°	104,0	96	108
	3X219,2	182,5				
				107,5	108	108
В-747-100А	1Т9Д-7	332,9		НО	102	112
						
	4x212,9	255,5	30	108	108	108

ра, генерируемый в передней части двигателя, излучается из воздухозаборника.
В ием обычно преобладают дискретные частоты, которые воспринимаются как
вой или визг при посадке самолета, когда двигатели работают иа пониженных
режимах.

Максимальный уровень воспринимаемого шума Р1ЧдБ одноступенчатого вен-
тилятора в статических условиях на базовом удалении 60 м определяется по
формуле

' 7W£B=47,51g«B4-7,51gOB —9,5,

где ив — окружная скорость рабочего колеса вентилятора на наружном радиу-
се, м/с; GB — секундный массовый расход воздуха через вентилятор, кг/с.

При определении шума многоступенчатого компрессора необходимо учесть
шум от последующих ступеней, для чего вводят поправку: при переходе к двух-
ступенчатому компрессору ДЛ=5 РМдБ, к трехступеичатому АА = 8 РМдБ, к мно-
гоступенчатому ДА= 10 РМдБ.

Шум, генерируемый турбиной, весьма ограничен. Он излучается из двигате-
ля через реактивное сопло и, как правило, маскируется шумом реактивной
струи.

На самолетах гражданской авиации широко используются ДТРД. С увели-
чением степени двухконтурности, особенно при дросселировании, шум реактивной
струи заметно снижается и определяющим становится шум компрессора.

Шум, излучаемый воздушным винтом, сложен по своему составу. Основные
составляющие шума виита — шум вращения и вихревой шум. Возникновение
шума вращения обусловлено периодическим силовым воздействием лопастей
виита иа окружающую среду. Источником вихревого шума является сплошная
вихревая пелена, которая образуется за лопастями виита при срыве потока
с иих. Интенсивность вихревого шума на 10—15 дБ ниже уровня шума враще-
ния, поэтому в расчетах шума виита вихревым шумом обычно пренебрегают.
При некоторых условиях на лопасти винта воздействуют и другие неустой-
чивые силы, являющиеся периодическими функциями частоты вращения винта
и вызывающие дополнительный шум. Это наблюдается при работе соосных вин-
тов, вращающихся в противоположном направлении, а также одиночных винтов,
вращающихся иа незначительном расстоянии от фюзеляжа, крыла или в потоке
за крыльями и стойками самолета. Дополнительный шум при этом обусловлен
появлением пульсации давления в момент прохождения лопастей винта относи-
тельно друг друга, в случае соосного винта, а также в момент их прохождения
около какого-либо препятствия. Максимальная интенсивность шума ТВД наблю-
дается под углом 60—70° к оси самолета.

Для снижения шума самолетов при взлете обычно используют следующие
приемы:

увеличение градиента начального набора высоты для обеспечения наиболь-
шей высоты при приближении к заселенной местности;

выполнение разворотов в сторону от населенных пунктов;

дросселирование двигателей при полете над населенными пунктами;

использование предпочтительных ВПП из условий минимального воздействия
шума;

использование трасс минимального шума.

В первых двух случаях снижение раздражающего действия шума достигает-
ся в результате увеличения расстояния между источником шума и населенным
пунктом. В случае дросселирования двигателей снижение шума достигается за
счет уменьшения звуковой энергии, излучаемой источником. Применение разво-
ротов может существенно снизить шум в населенных пунктах, расположенных
по курсу взлета. Дросселирование двигателей с целью снижения шума произво-
дится при подлете к заселенной местности после набора высоты с максимальным
градиентом.

На уровень шума в окрестностях аэропорта сильное влияние оказывает
уменьшение взлетной массы самолета. Снижение шума в этом случае достигает-
ся за счет уменьшения длины разбега, увеличения угла начального набора вы-
соты и относительного снижения режима работы двигателей для поддержания
заданного градиента набора высоты. Так, например, снижение взлетной массы
на 10% обеспечивает уменьшение шума в среднем иа 4 ЕРМдБ.

Шум при посадке определяется главным образом шумом компрессора. Воз-
можности снижения шума при посадке ограничены. Методы, используемые для
снижения шума при взлете, неприемлемы. Уменьшение шума при снижении само-
лета может быть достигнуто за счет увеличения угла наклона глиссады или же
применения так называемой двухлучевой глиссады снижения. Снижение шума
при этом обусловлено ие только увеличением расстояния, но и более низ-
ким режимом работы двигателей. Увеличение угла наклона глиссады с 3 до
6° привело бы к уменьшению шума иа величину от 5 до 10 ЕРМдБ в точке, рас-
положенной в 2 км от посадочного торца ВПП.

При разработке общих рекомендаций по пилотированию самолета с учетом
перечисленных выше приемов снижения шума обязательно учитывается сле-
дующее:

приемы, направленные иа уменьшение шума, - ие должны снижать безопас-
ность полета до неприемлемого уровня;

командир корабля может не использовать эти приемы, если сочтет, что
в данной обстановке они небезопасны;

приемы следует вводить лишь в тех условиях и аэропортах, для которых
шум является действительно проблемой.

Рациональная по шуму организация воздушного движения и эксплуатация
самолетов и двигателей на земле предусматривает: использование предпочтитель-
ных ВПП по шуму; уменьшение взлетной массы самолета; ограничение ночных
и тренировочных полетов; применение аэродромных шумоглушителей; сокраще-
ние времени работы двигателей путем совершенствования методов контроля
исправности двигателей и запрещение ее в ночное время; ограничение режима
работы двигателей при испытаниях и др. Эффективность перечисленных выше
способов снижения шума, а также строительно-планировочных мероприятий за-
висит от конкретных условий в рассматриваемом аэропорту.
2.5.	КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ АИ-25 НА САМОЛЕТЕ, СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ
НА УЗЛЫ КРЕПЛЕНИЯ И НА СИЛОВОЙ КОРПУС ДВИГАТЕЛЯ

Двигатель АИ-25 выполнен по двухвальной схеме и состоит из
следующих основных узлов: входного направляющего аппарата;
двухкаскадного 11-ступенчатого осевого компрессора; разделитель-
ного корпуса; кольцевой камеры сгорания с корпусом камеры;
двухвальной трехступенчатой турбины; корпуса задней опоры
с двухконтурным реактивным соплом; агрегатов, обеспечивающих
работу систем.

Выполнение двигателя по двухвальной схеме позволило: полу-
чить более высокие к.п.д. отдельных ступеней компрессора; обеспе-
чить более высокие запасы компрессора по помпажу; использовать
для запуска двигателя пусковое устройство малой мощности, так
как при запуске необходимо раскручивать стартером только ротор
КВД.

Компрессор двигателя состоит из трехступенчатого осе-
вого компрессора низкого давления и восьмиступенчатого осевого
компрессора высокого давления.

Разделительный корпус является основным силовым
элементом двигателя и предназначен для: разделения потока воз-
духа на два контура; установки агрегатов и крепления узлов перед-
ней подвески двигателя на самолете.

Камера сгорания кольцевого типа с 12 головками, в цент-
ральных отверстиях которых размещены рабочие форсунки, подаю-
щие распыленное топливо во внутреннюю полость жаровой трубы.

Турбина — двухвальная, трехступенчатая, бандажированная.
Первая ступень (турбина высокого давления) приводит во враще-
ние ротор компрессора высокого давления и агрегаты двигателя.

Вторая и третья ступени (турбина низкого давления) приводят
во вращение ротор компрессора низкого давления. Роторы двигате-
ля механически'не связаны между собой, а имеют только газодина-
мическую связь.

Агрегаты, обеспечивающие работу систем СУ.
В комплект каждого двигателя входят: двухступенчатый топливный
насос 760Б, маслоагрегат МА-25, воздухоотделитель ВО-25, воздуш-
ный стартер СВ-25Б, катушки зажигания 1 КНИ-П-БТ, клапан
пускового топлива, механизм открытия заслонки подачи воздуха на
обогрев входного направляющего аппарата МПК-14МТВ, топливно-
масляный агрегат 4717Т, маслобак.

Кроме того, на каждом двигателе устанавливаются следующие
самолетные агрегаты: генератор постоянного тока ВГ-7500Я, гидро-
насос НП-72М (только на левом и среднем двигателях), датчик
тахометра ДТЭ-1, датчик тахометра ДТЭ-2, датчик вибрации из
комплекта ИВ-300, четыре термопары Т-99, два датчика ДТБ-2АУ
системы сигнализации ССП-7, датчик температуры масла, датчик
ИДТ-8 давления масла, датчик ИДТ-100 давления топлива.

Двигатели в собранном виде со всеми агрегатами и датчиками
крепятся к силовым элементам самолетов таким образом, чтобы
2—1777	33
Рис. 2.12. Схема подвески двигателей к самолету Як-40:
а — центральный двигатель:

1, 2, 5 — фланцы крепления в передней плоскости А—А; 8, 11 — в задней плоскости Б—Б~
б — боковой двигатель;

1, 3, 2 — фланцы крепления правого двигателя в плоскости А—А; 7, 8, 9—в плоскости
Б—Б; 4, 5, f —фланцы крепления левого двигателя в плоскости Л—Л; 10, И, 12 — в плос-

кости Б—Б

обеспечить передачу на самолет тяги и других сил, действующих на
силовой корпус двигателя, уменьшить передачу на самолет вибра-
ций и при этом предоставить свободу расширения двигателя при
нагреве.

Крепление каждого двигателя на самолете
Як-40 осуществляется в двух плоскостях: передней А—А и задней
Б—Б (рис. 2.12). Осевая фиксация двигателей осуществляется в
передней плоскости. Конструкция элементов подвески двигателя
на самолете Як-40 обеспечивает взаимозаменяемость двигателей,
устанавливаемых в фюзеляже и на боковых пилонах. В передней
плоскости подвески на разделительном корпусе имеются два сим-
метричных фланца 2 и 5 для постановки шарнирных подшипников
и четыре фланца 1, 3, 4, 6 для размещения кронштейнов подвески.
В задней плоскости подвески на силовом кольце имеется шесть
групп отверстий для фланцев крепления кронштейнов: 7, 8, 9 — с
одной стороны и 10, 11, 12 — с другой.

Центральный двигатель внутри фюзеляжа крепится в пяти точ-
ках. За фланцы 1, 2, 5 разделительного корпуса двигатель крепится
к 41-му шпангоуту фюзеляжа, а за фланцы 8, 11 — к 44-му шпан-
гоуту. Фланцы 2 и 5 воспринимают усилия, возникающие от массы
передней части двигателя и инерционных сил, вызванных этой мас-
сой, тяги, гироскопических моментов. Боковые усилия воспринимает
фланец 1. Фланцы 8 и 11, расположенные на силовом кольце, вос-
принимают усилия от массы и инерционных сил задней части дви-
гателя.

Правый боковой двигатель крепится в шести точках. Передними
фланцами 1, 2, 3 двигатель крепится к передней балке пилона,
а задними фланцами 7,8,9 —к задней балке пилона.

Горизонтальный передний фланец 2 воспринимает усилия от тя-
ги, массы и инерционных сил. Верхний и нижний фланцы 1 и 3
воспринимают боковые усилия и момент от массы. Задний горизон-
тальный фланец 8, расположенный на силовом кольце, воспринима-
ет усилия от массы задней части двигателя и инерционных сил. Бо-
ковые усилия и моменты от сил массы воспринимают верхний
и нижний фланцы 7 и 8. Левый боковой двигатель крепится шестью
фланцами 4, 5, 6 и 10, 11, 12, расположенными симметрично (отно-
сительно вертикальной оси) фланцам подвески правого бокового
двигателя.

Крепление двигателя АИ-25 на самолете М-15
осуществляется аналогично креплению среднего двигателя на само-
лете Як-40. Конструкция крепления показана на рис. 2.13.

Рис. 2.13. Схема крепления двигателя на самолете М-15:

а — передняя подвеска; б — задняя подвеска;

1 — передние стержни крепления; 2 — нижияя тяга; 3 — шарнирное гнездо в разделитель-
ном корпусе; 4 — верхние тяги; 5 — вертикальные тяги; 6 —• горизонтальная тяга; 7—
качалки
Рис. 2.14. Схема силового корпуса (вид сверху, положение задней подвески по-
казано условно):

1 — входной направляющий аппарат КНД; 2— корпус КНД; 3—разделительный корпус;
4 — корпус КВД; 5 — корпус камеры сгорания; 6 — корпус турбины; 7 — корпус задней
опоры;

R — тяга двигателя; /?КНД и ^КНД —осевая сила и момент, действующие на корпус
КНД; ₽ КВД и М КВД —то же> на корпус КВД; /?к с — осевая сила, действующая иа
корпус камеры сгорания; /?р с и 2Ир с — осевая сила и момент, действующие на реактив-
ное сопло; /?п — осевая сила, действующая на раднальио-упорные подшипники; /?т и А1Т —
осевая сила н момент, действующие на корпус турбины

Стержни 1 установлены в шарнирные гнезда 3, закрепленные на
разделительном корпусе с двух сторон. Эти стержни воспринима-
ют силу тяги, массовые и инерционные силы и фиксируют двига-
тель в осевом направлении. Тяга 2 воспринимает крутящий мо-
мент. Тяги 4 и 5 воспринимают массовые и инерционные силы.
В заднем креплении двигатель фиксируется от перемещения в вер-
тикальной и горизонтальной плоскостях.

В целях уменьшения нагрузки на детали силового корпуса дви-
гателя кронштейны его крепления располагаются на наиболее
жестких элементах (фланцах) силового корпуса.

Силовой корпус. На рис. 2.14 показана схема силового
корпуса двигателя и основные силы и моменты, действующие на
его детали и их направление. В силовой корпус входят: корпус
КНД, разделительный корпус, корпус КВД, корпус камеры сгора-
ния, корпус турбины и корпус задней опоры. Сумма всех осевых
сил с учетом их направления является величиной тяги, и она через
передние узлы крепления передается на самолет. Наибольшая
осевая сила, направпенная вперед, возникает на спрямляющих
аппаратах КНД и КВД, а также на корпусе камеры сгорания.
Осевые силы, действующие на сопловые аппараты турбины, на кор-
пус задней опоры и на детали реактивного сопла, направлены
назад.
Аналогично осевые силы, действующие на роторы КНД и КВД,
направлены вперед, а на роторы турбины — назад. Вследствие осе-
вой связи роторов компрессора и турбины на радиально-упорные
подшипники передается только разность осевых сил. Она направ-
лена вперед, через подшипники передается на разделительный
корпус и также входит в величину тяги, развиваемой двигателем.

Вследствие того, что осевая фиксация двигателя осуществлена
только на передних узлах крепления к самолету, осевые силы в
корпусах КНД и турбины вызывают напряжения растяжения,
в корпусе КВД и корпусе камеры сгорания — напряжения сжатия.
Кроме этого, на корпусы компрессора и турбины действуют крутя-
щие моменты, возникающие на лопатках спрямляющих и сопловых
аппаратов при обтекании их воздухом и газами. Эти моменты на-
правлены взаимно противоположно и вызывают в корпусах напря-
жения кручения.

При выполнении самолетом эволюций силовой корпус подвер-
гается изгибу от действия инерционных сил. В процессе работы
двигателя на стенки корпусов постоянно действует разность давле-
ния воздуха (газов) изнутри и снаружи корпусов. Эта разность
изменяется с изменением режима работы двигателей, скорости
полета, температуры и давления наружного воздуха пропорцио-
нально изменению количества воздуха, проходящего через двига-
тель. Инерционные силы могут значительно увеличить напряжения
в деталях узлов крепления двигателя.

Изменение скорости полета в прямолинейном движении допол-
нительно нагружает узлы крепления осевыми силами. Эти силы
для самолетов гражданской авиации невелики из-за малых уско-
рений. При криволинейном движении самолета на узлы крепления
двигателя передается центробежная сила от массы двигателя

Рц=7Илв/?82	(2.15)

и через подшипники роторов гироскопический момент

Л1г = /р(ей sin X,	(2.16)

где Л1ИВ — масса двигателя; — радиус кривизны траектории движения само-
лета; Я— угловая скорость вращения самолета; ы— угловая скорость враще-
ния роторов двигателя; /р — массовый момент инерции ротора; X — угол меж-
ду осью вращения ротора и осью, вокруг которой движется самолет.

Как видно из формулы (2.15), центробежная сила пропорцио-
нальна квадрату угловой скорости. Поэтому развороты самолета
с большой угловой скоростью ограничиваются даже на земле. Для
самолетов гражданской авиации Q^O,254-0,4 рад/с.

Гироскопический момент может действовать в вертикальной
или горизонтальной плоскости в зависимости от того, в какой плос-
кости осуществляется криволинейное движение самолета. Направ-
ление момента зависит также от направления вращения ротора
двигателя. В зависимости от этих факторов поперечные усилия,
действующие на узлы крепления от центробежных сил, могут скла-
дываться или вычитаться с усилиями от гироскопического момен-
та. В эксплуатации наибольший гироскопический момент наблюда-
ется при резком переходе с режима снижения в горизонтальный
полет, а также при движении самолета по неровной взлетно-поса-
дочной полосе, при крутом (с малым радиусом /?) развороте
в период руления.

Кроме статических нагрузок, на узлы крепления двигателя пе-
редаются вибрационные нагрузки, возникающие при работе дви-
гателя. Причинами вибрации могут быть: близость критической
скорости вращения к рабочей скорости, увеличенный дисбаланс
роторов, неточность изготовления опор подшипников, неравномер-
ность поля давлений газового потока, акустические колебания.
Некоторые из этих колебаний являются гармоническими. Наиболь-
шее значение для уровня вибрации имеют гармонические колеба-
ния роторов КНД и КВД.

Гармонические колебания описываются уравнением

z=A cos at,

где z— перемещение точки; А—амплитуда колебания; <о — угловая частота
вращения; t — время.

За критерий допустимого уровня вибрации авиационных двига-
телей принимают максимальное значение скорости Ктах в процес-
се колебания некоторой точки, расположенной на двигателе, или
отношение максимального ускорения jmax к ускорению силы тя-
жести g. Если возьмем соответственно первую и вторую производ-
ные от перемещения, то найдем выражение для максимального
значения скорости и ускорения: Итах=Аш и /тах=.А<и2-

Заменив амплитуду А половиной размаха /1=5/2 и угловую

= —— (Гц), получим

частоту ci (рад/с) частотой /

Итах=л5/ и /гаах=2л25/2.

Следовательно, для замера уровня вибрации необходимо опре-
делить 'величину размаха 5 колеблющейся точки или амплитуду А
и частоту колебания f в секунду.

При испытании на заводе-изготовителе устанавливают на дви-
гателе несколько индукционных датчиков, измеряющих скорость
или ускорение перемещения участков двигателя в процессе вибра-
ции в горизонтальном, вертикальном и осевом направлениях. Вы-
являют частоты вибрации и частоты вращения ротора, на которых
наблюдаются максимальные значения скорости или ускорения виб-
рации. В бортовой комплект аппаратуры замера уровня вибрации
ИВ-300 включаются датчики, устанавливаемые в местах макси-
мальных амплитуд, выявленных при заводских испытаниях на оп-
ределенных частотах, а также блок фильтров с усилителем и ре-
гистрирующий прибор.

На двигателе АИ-25 основной уровень вибрации вызывается
первой роторной гармоникой КВД и первой роторной—КНД. Ре-
гистрируется в полете обобщенный параметр виброскорости
пропорциональный среднему значению виброскорости, вызываемой
обоими роторами. Шкала регистрирующего прибора имеет градуи-
ровку в миллиметрах в секунду. Наибольшее значение амплитуды
виброскорости двигателей на самолетах Як-40 и М.-15 50 мм/с. Дат-
чики устанавливают на разделительном корпусе.

На некоторых самолетах (Аи-24, Ил-18) уровень вибрации двигателей из-
меряется отношением максимального ускорения в процессе вибраций к ускоре-
нию силы тяжести. Это отношение называют коэффициентом виброперегрузки k:

k Jmax = 2^Sf2 = 2 _ 10_25уг
g g

В этом случае шкала регистрирующего прибора разградуирована в единицах k,
пропорциональных Sf2.

При известном коэффициенте виброперегрузки максимальная сила инерции,
возникающая в процессе колебаний, может быть определена по формуле Pj —
=kgM дв.

В процессе эксплуатации может увеличиться дисбаланс ротора за счет об-
рыва рабочих лопаток, деформации ротора или его опор, увеличения зазора
в подшипниках, и тогда уровень вибрации может превысить допустимую вели-
чину и вызвать разрушения деталей двигателя. Поэтому внимательный контроль
за уровнем вибрации очень важен.

Глава 3

ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА

3.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ВХОДНЫМ
УСТРОЙСТВАМ

Входные устройства силовых установок с ВРД предназначены
для подвода воздуха к компрессору и эффективного сжатия его
за счет кинетической энергии набегающего потока. При дозвуко-
вых скоростях полета сжатие воздуха в двигателе осуществляется
в основном компрессором. Главными задачами входных устройств
в этом случае являются подача воздуха к двигателю с малыми по-
терями полного давления и получение на входе в компрессор рав-
номерных полей скоростей и давлений, необходимых для обеспе-
чения его устойчивой работы.

С переходом на сверхзвуковые скорости полета становится воз-
можным существенное повышение давления воздуха во входном
устройстве за счет использования скоростного напора. При сверх-
звуковых скоростях полета главной функцией входного устройст-
ва является сжатие воздуха за счет использования энергии набе-
гающего воздушного потока.

К основным требованиям, предъявляемым к входным устройст-
вам, относятся: малые потери полного давления воздуха, поступа-
ющего в двигатель; минимальное внешнее сопротивление; равно-
мерность полей скоростей и давлений, а также отсутствие пульса-
ций на входе в двигатель; устойчивость процесса течения воздуха
при всех условиях полета и режимах работы двигателя.
К числу важнейших эксплуатационных требований относятся:
надежность работы, простота обслуживания, хорошая защищен-
ность от попадания в двигатель пыли и посторонних предметов
при рулении и взлете.

Основными параметрами, характеризующими эффективность входных уст-
ройств, являются:

1.	Коэффициент сохранения полного давления, под кото-

*
рым понимается отношение полного давления за входным устройством рн
к полному давлению в набегающем потоке т. е. о вх=/?*//’//-

Он оценивает газодинамическое совершенство входного устройства. Чем вы-
ше коэффициент оВх, тем больше при заданном режиме полета степень повыше-
ния давления во входном устройстве.

2.	Коэффициент внешнего (лобового) сопротивления
входного устройства, который принято определять по формуле

r _____ ^BX

Хвх

где — суммарное внешнее сопротивление входного устройства; q — скорост-
ной напор; FM — плошадь миделя входного устройства.

3.	Коэффициент расхода <р, под которым понимается отношение
действительного расхода воздуха через входное устройство к максимально воз-
можному при каждом заданном числе М полета. Согласно этому определению
ф=Ов/Овтзх. Он характеризует производительность входного устройства.

3.2.	ДОЗВУКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА

Дозвуковые входные устройства применяются при полетах на
дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях (до М= 1,3-4-
-4-1,5), при которых потери энергии в прямом скачке уплотнения еще
незначительны. Входные устройства являются неотъемлемыми
элементами гондолы двигателя и, как правило, состоят из внешне-
го и внутреннего обтекателей. Схемы течения воздуха в дозвуковом
входном устройстве при различных скоростях полета приведены
на рис. 3.1.

В расчетных условиях полета скорость в сечении вх выбирает-
ся равной примерно половине скорости полета.

Внутренний канал таких входных устройств, как правило, име-
ет диффузорный и конфузорный участки. Отношение площадей
FB/FBx равно примерно 0,75—0,85. Это дает возможность обеспе-
чить более равномерное поле скоростей на входе в’ компрессор,
предотвратить появление срыва потока и неустойчивости работы,
а также снизить газодинамические потери.

Уравнения энергии и Вернули для энергоизолнрованного течения и отсутст-
вия трения имеют вид:

di*—const или	—у!	(3.1)

2 о

cdc=—— или —--------------1-\ 1Л/р = 0,	(3.2)

Р	2 J

пи

где р и i — плотность и энтальпия газа.
Рис. 3.1. Изменение параметров воздуха на входе в двигатель

При работе двигателя на месте (рис. 3.1, а) скорость воздуха под влиянием
засасывающего действия компрессора постепенно увеличивается от нуля до ско-
рости се на входе в компрессор. Из уравнения (3.1) имеем

бв=/2^(П-^),

где T*H=Tfi", ср— удельная теплоемкость газа при постоянном давлении.

Так как на этом участке к потоку воздуха энергия извне не подводится, то
разгон потока происходит за счет снижения температуры воздуха. Из уравнения
(3.2) следует, что увеличение скорости сопровождается также падением дав-
ления.

В полете с дозвуковой скоростью при V>cB сжатие воздуха за счет ис-
пользования кинетической энергии набегающего воздушного потока происходит
вне входного устройства. Как указывалось, такое внешнее скоростное сжатие
воздуха протекает практически без потерь. Далее воздух поступает во внутрен-
ний сужающийся канал, где его скорость несколько возрастает. В соответствии
с изменением скорости потока изменяются температура и давление воздуха
(рис. 3.1, б). Коэффициент сохранения полного давления дозвуковых входных
устройств при V<a лежит в пределах 0,96—0,98.

При сверхзвуковых скоростях полета (М>1,0) перед плоскостью входа по-
является головная волна (рнс. 3.1, в). Прн умеренных сверхзвуковых числах М
полета (М<1,4—1,6) потери полного давления в самой головной волне относи-
тельно невелики, при М=1,5 о прямого скачка равен 0,92—0,94, но коэффициент
внешнего сопротивления существенно растет. При больших сверхзвуковых ско-
ростях полета потерн становятся значительными (при М=3,0 Ом=0,3), поэтому
при М^1,5 целесообразно применять сверхзвуковые входные устройства.

Характерной особенностью в работе дозвуковых входных уст-
ройств является то, что согласование расхода воздуха через дви-
гатель и входное устройство происходит автоматически.

Входное устройство боковых двигателей самолета Як-40, а так-
же самолета М-15 представляет собой прямой цилиндрический ка-
нал длиной /~600 мм.
При подходе к компрессору воздушный поток с помощью обте-
кателя входного направляющего аппарата преобразуется с круго-
вого сечения в кольцевой поток. В каналах входных устройств бо-
ковых двигателей самолета Як-40 установлены датчики сигнализа-
тора обледенения РИО-3.

Все детали входного устройства изготовлены из листового мате-
риала путем сварки. В полете па стенки канала действует разность
давлений воздуха на наружную и внутреннюю поверхности, вызы-
вая напряжение сжатия или растяжения в материале входного
устройства.

Входное устройство среднего двигателя представляет собой ци-
линдрический криволинейный канал с передним обтекателем
(рис. 3.2) и с задним фланцем для крепления к двигателю.

Канал выполнен из листового материала путем сварки из деся-
ти секций. Сварные швы одновременно образуют ребра жесткости,
обеспечивающие сохранение геометрической формы канала.

При работе двигателя на стенки канала, помимо разности дав-
лений, действует сила реакции от поворота потока воздуха, а также

Рис. 3.2. Профиль входного канала среднего двигателя Як-40:

/ — обечайка; 2—экран; 3 — коллектор подвода горячего воздуха; 4 — болт; 5 — прижим;
6 — термостойкая резина; 7 —изогнутый канал; в — кольцо крепления входного канала к
шпангоуту; 9 — заднее кольцо входного канала; 10 — центрирующее кольцо; 11— простав-
ка; /2 — прокладка; 13 — входной корпус
Рис. 3.3. Входное устрой-
ство на самолете М-15:

1 — подвод горячего воздуха
из внутреннего контура дви-
гателя; 2 — вывод воздуха в
систему кондиционирования

инерционные силы при изменении направления и скорости полета.
Равнодействующая сил реакции на криволинейных участках кана-
ла направлена от оси канала наружу перпендикулярно к поверхно-
сти стенки и стремится сдеформировать канал.

При неизменных скорости потока с, секундной массе воздуха
GB, сечении канала F и удельном давлении р (в начале криволиней-
ного участка и на выходе из него) силу реакции можно определить
по формуле

R=(pF+GBc)^2.

Инерционные силы, действующие на самолет при криволиней-
ном полете пропорциональны массе входного устройства, радиусу
разворота самолета и квадрату угловой скорости самолета.

Указанные силы дополнительно нагружают узлы крепления дви-
гателя к самолету, а также детали крепления входного устройства
к двигателю.

В целях предотвращения обледенения криволинейных участков
канала секции 3, 4, 5-я обогреваются воздухом из системы конди-
ционирования.

На рис. 3.3 представлена конструктивная схема входного уст-
ройства двигателя АИ-25 на самолете М-15. Для обогрева входно-
го устройства используется воздух, отбираемый из-за компрессора
высокого давления двигателя АИ-25 для системы кондиционирова-
ния воздуха.

Воздух с температурой примерно 200°С через трубопровод 1
поступает к входному устройству, выполняющему одновременно
функции воздуховоздушного радиатора. Пройдя между двумя об-
шивками входного устройства по трубопроводу 2, воздух направ-
ляется в систему кондиционирования.
Температура, давление и плотность на входе в компрессор мо-
гут быть определены по формулам:	TS=TH------рп=рн'%.

k

(Тв	i	Ръ 'г'* т'*	*	*

vH °в*; рв=4т~; тв=тн-, Рв=Рн^т.
‘ н !	в

Это основные параметры воздуха на входе в компрессор.

3.3.	НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ ЭКСПЛУАТАЦИИ, СВЯЗАННЫЕ С РАБОТОЙ
ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ

Анализ процессов, протекающих во входном устройстве, пока-
зывает, что при работе двигателей на месте и небольших скоро-
стях полета давление и температура воздуха у входа в двигатель
уменьшаются, становятся меньше давления и температуры окру-
жающей среды. Это обстоятельство создает благоприятные усло-
вия для попадания посторонних предметов и птиц в двигатель,
а также обледенения входного устройства и элементов входного
направляющего аппарата компрессора. Попадание посторонних
предметов чаще всего происходит при работе двигателей на стоян-
ке, при рулении по аэродрому, взлете и посадке. Чем больше се-
кундный расход воздуха, проходящего через двигатель, тем
вероятнее попадание в него пыли, песка и других предметов. Ве-
роятность попадания посторонних предметов в двигатель зависит
также от расположения двигателей да самолете.

Пыль и песок, а также другие мелкие предметы, засасываемые
в двигатель, приводят к интенсивному износу деталей проточной
части двигателя, уменьшают ресурс двигателя, снижают тягу, уве-
личивают удельный расход топлива, а в отдельных случаях могут
вызвать разрушение отдельных элементов двигателя. Поэтому уже
при создании двигателя и самолета конструкторы предусматрива-
ют специальные меры по защите двигателя от попадания в него
посторонних дредметов и по защите СУ от обледенения.

Для защиты двигателя от попадания в него посторонних пред-
метов иногда применяются различного типа защитные сетки и пы-
леуловители, воздушные завесы и др. Пока удовлетворительного
решения этой проблемы не найдено.

В целях снижения потерь полного давления во входных устрой-
ствах в процессе эксплуатации необходимо следить за состоянием
поверхности входных устройств, отсутствием вмятин, трещин, кор-
розии, не допускать появления утечек воздуха через случайные ще-
ли, которые совершенно недопустимы.

Для устранения попадания во входные устройства пыли, влаги,
песка, снега и других предметов на стоянке их закрывают заглуш-
ками.

Работникам аэродромной службы необходимо тщательно сле-
дить за состоянием и чистотой ВПП, своевременно ставить во вход-
ные каналы заглушки.
Глава 4

КОМПРЕССОР И РАЗДЕЛИТЕЛЬНЫЙ КОРПУС

4.1.	НАЗНАЧЕНИЕ, ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ОСЕВОМУ
КОМПРЕССОРУ, И ПРИНЦИП ЕГО РАБОТЫ

Компрессор служит для сжатия воздуха и подачи его в камеру
сгорания. По направлению движения воздуха в КС компрессоры
делятся на центробежные (ЦБК), осевые (ОК) и диагональные.

В межлопаточных каналах рабочего колеса ЦБК воздух под
действием центробежных сил сжимается и приобретает радиальную
скорость, затем направляется в неподвижные расширяющиеся ка-
налы (диффузор), где происходит его дальнейшее сжатие.

В осевых компрессорах воздух движется по поверхностям, близ-
ким к цилиндрическим, с образующей, параллельной оси компрес-
сора (отсюда и название осевой). В настоящее время наиболее
широкое применение в авиационных ГТД получили осевые ком-
прессоры. Это объясняется в основном тем, что осевые компрессо-
ры по сравнению с центробежными имеют меньший диаметр при
одинаковом секундном расходе воздуха, более высокий к.п.д. и мо-
гут обеспечить большую степень повышения давления. Центробеж-
ные компрессоры, а также их комбинации с осевыми компрессора-
ми используются главным образом в малогабаритных ГТД. Еще
реже применяются диагональные компрессоры.

Иногда их применяют в качестве первых ступеней осевых ком-
прессоров.

Компрессор — один из основных элементов ГТД, который опре-
деляет габаритные размеры, массу, экономичность и надежность
работы двигателя, поэтому к нему предъявляется целый ряд специ-
альных требований.

Прежде всего компрессор должен обеспечить необходимую сте-
пень повышения давления лк по возможности при более высоком
к. п. д. т]к*. Увеличение лк до оптимальнлой позволяет получить
большую тягу, уменьшить удельную массу двигателя и удельный
расход топлива. Для современных ГТД максимальные значения
лк=15-ъ2О и более. Число ступеней компрессора в отдельных
двигателях достигает 15—17. Величина т]к* оказывает существенное
влияние на экономичность цикла, а следовательно, и двигателя.
Уменьшение к.п.д. компрессора на 1% приводит к увеличению
удельного расхода топлива ТРД примерно на 1%. От цн* зависят
также удельная тяга, габаритные размеры и масса двигателя.

Для получения высоких значений к.п.д. проточная часть комп-
рессора выполняется таким образом, чтобы обеспечить минималь-
ные гидравлические сопротивления и радиальные зазоры между
элементами ротора и статора.

Компрессор должен иметь возможно малые размеры и массу
при заданном расходе воздуха и установленной степени повышения
давления. Чтобы получить минимальные габаритные размеры и
массу, необходимо скорость воздуха по тракту компрессора выби-
рать максимально возможную, а число ступеней минимальное.
Кроме того, для изготовления деталей компрессора применяют наи-
более легкие материалы (алюминиевые, магниевые и титановые
сплавы, стеклопластики). Масса компрессора составляет 40—45%
от массы ТРД и 30% от массы ТВД.

Компрессор должен устойчиво работать во всем диапазоне из-
менения режимов. Авиационные ГТД работают в широком диапазо-
не изменения частот вращения, скоростей и высот полета, а следо-
вательно, изменения давлений и температур на входе в компрессор.
Поэтому очень важно, чтобы компрессор при всех возможных усло-
виях эксплуатации обеспечивал нормальную беспомпажную работу
двигателя. Чем больше расчетное значение лк, тем труднее обес-
печить широкий диапазон устойчивой работы компрессора.

Компрессор должен быть прост .по конструкции, иметь высокую
эксплуатационную надежность. Это достигается правильным конст-
руированием, выбором материалов, соответствующих условиям ра-
боты компрессора, запасов прочности. Очень важно не допускать
опасные колебания рабочих лопаток, которые могут вызвать их
разрушение.

По отношению скорости воздуха в проточной части к скорости
звука осевые компрессоры бывают дозвуковые и сверхзвуковые; по
числу роторов — одно-, двух- и трехроторные; по конструкции рото-
ра— компрессоры с роторами дискового, барабанного и смешанно-
го (барабанно-дискового) типа.

Основные данные компрессоров АИ-25 следующие:

КНД КВД

Число ступеней................. 3	8

Степень повышения давления на

взлетном режиме (Н=0; Л4=0;
MCA)........................... 1,74	4,6

К. п. д......................... 0,86	0,87

Полярный момент инерции ротора,
Нсм/с2...........................4,1-10-2	3>з. ю-г-

Секундный расход воздуха, кг/с . .	44,5	13,6

Скорость потока на входе, м/с ....	165	158

Повышение давления в одной ступени незначительно, поэтому
осевые компрессоры выполняются .многоступенчатыми. Так как про-
цесс сжатия во всех ступенях аналогичен, для объяснения работы
осевого компрессора достаточно проанализировать работу одной
ступени.

Ступень осевого компрессора состоит из рабочего колеса и стоя-
щего за ним спрямляющего аппарата (рис. 4.1). При работе комп-
рессора к рабочему колесу воздух подходит с абсолютной скоро-
стью Ci, давлением pi и температурой Т[. Лопатки рабочего коле-
са имеют некоторую окружную скорость и, которая с увеличением
радиуса возрастает. Каналы между лопатками, как правило, рас-
ширяющиеся.
Рис. 4.1. Схема ступени осевого ком-
прессора:

/ — рабочее колесо; 2 — спрямляющий ап-
парат

Рис. 4.2. Изменение параметров воз-
духа в ступени осевого компрессора:
РК — рабочее колесо; С А — спрямляющий
аппарат

Частицы воздуха, попадающие на переднюю кромку рабочего
колеса, находятся в сложном движении. Относительная скорость
воздуха wi на входе в рабочее колесо (рис. 4.2) определяется как
геометрическая разность абсолютной ci и окружной скорости и
(wt=ci—и). При работе компрессора на расчетном режиме век-
тор относительной скорости Wi должен примерно совпадать с каса-
тельной к средней линии профиля у передней кромки лопатки.
Относительная скорость воздуха в межлопаточных каналах рабоче-
го колеса уменьшается, давление и температура увеличиваются.
Увеличивается также абсолютная скорость воздуха, что следует
из уравнения Вернули для рабочего колеса в абсолютном движе-
нии:

Z.CT=^	----|-Дрк,

pi
где Let — работа, подводимая извне в ступени; £грк—работа, затрачиваемая
Pt

на преодоление сил трения в рабочем колесе; J 'Odp—политропная рабо-
та сжатия в колесе.

Следовательно, работа, подводимая извне, расходуется на сжа-
тие воздуха в рабочем колесе, увеличение абсолютной скорости
я преодоление сил трения.

В спрямляющий аппарат воздух поступает с давлением р2, тем-
пературой Т2 и абсолютной скоростью с2. На расчетном режиме
работы компрессора воздух должен поступать в межлопаточные
каналы спрямляющего аппарата безударно. В межлопаточных ка-
налах, которые обычно являются расширяющимися, абсолютная
скорость потока уменьшается и становится приблизительно равной
абсолютной скорости воздуха на входе в рабочее, колесо, давление
и температура увеличиваются. Таким образом, воздух сжимается
как в рабочем колесе, так и в спрямляющем аппарате, хотя энер-
гия к воздуху подводится только в рабочем колесе. В рабочем
колесе давление повышается за счет уменьшения кинетической
энергии относительно движения, а в спрямляющем аппарате —за
счет уменьшения кинетической энергии абсолютного движения по-
тока. В следующих ступенях многоступенчатого осевого компрес-
сора происходит аналогичное повышение давления воздуха.

Для компрессора с числом ступеней z будем иметь:

(4.1)

так как параметры многоступенчатого компрессора обусловлены
совместным действием всех его ступеней.

4.2.	РАБОТА, К.П.Д., МОЩНОСТЬ, ХАРАКТЕРИСТИКИ КОМПРЕССОРА

Независимо от типа компрессора процессы, протекающие в них,
могут быть описаны исходя из общих энергетических соотношений.

На сжатие воздуха в компрессоре затрачивается энергия, кото-
рая подводится к нему от газовой турбины. Полагая процесс сжа-
тия адиабатным, уравнение энергии для компрессора можно запи-
сать так:

^ад.к— ^ал.к ^в— р\* а л.к * вл

fe—1

или	(4.2)

Принимая для воздуха k— 1,4, Q = 287 Дж/(кг-К), будем иметь
£ал.к=Ю05Т:(Лк°’286- 1).

Работа, которую нужно подвести извне для сжатия 1 кг возду-
ха в реальном неохлажденном компрессоре, называется эффектив-
ной. Ее можно определить по уравнению, аналогичному (4.2),
а именно:

п—\

£к=г-:-/;=_(4.3>
k— 1

где п — показатель политропы сжатия
Рис. 4.3. Характеристика КНД двигателя АИ-25

Составляющие эффективной работы определяются из уравне-
ния Вернули для компрессора:

с2—с2

Лк=^	+£г,	(4.4)

Рв

Рк	"г!

где ( >vdp=Ln=-s^—	-1);

J	п — )

Рв

Ln— политропная работа сжатия.

Уравнение (4.4) читается так: работа, подводимая извне к ком-
прессору, расходуется на политропную работу сжатия воздуха, из-
менение кинетической энергии и преодоление сил трения.

Совершенство реального компрессора обычно оценивают с по-
мощью к.п.д. Адиабатным к.п.д. по заторможенным параметрам
называется отношение адиабатной работы к эффективной работе
сжатия, т. е.

Лад. к = L ад.к/

Для современных авиационных осевых компрессоров т)*д. к=
= 0,844-0,88, для центробежных т]ад. к =0,724-0,78. В дальнейшем
будем СЧИТаТЬ "Лад. к = Т]к.

Мощность компрессора (кВт)

д/- _ GbLk __ ^в^ад.к

к— 1000 ~ 1ОООТ]К

Мощность, подводимая к КНД двигателя АИ-25 на взлетном
режиме, составляет около 2500 кВт.

Проточная часть компрессора определяется для одного режима
работы, называемого расчетным. К исходным данным расчетного
режима относятся температура Тв и давление р*в заторможен-
ного потока на входе в компрессор, требуемые значения Ов, лк‘ и г].к
Ik

Рис. 4.4. Характеристика КВД двигателя АИ-25:

/ — граница устойчивой работы при закрытых клапанах перепуска: 2 — граница устойчи-
вой работы с открытыми клапанами перепуска за Ш ступенью; 3 — граница устойчивой
работы с открытыми клапанами перепуска за Ш и V ступенями; 4 — линия рабочих ре-
жимов
В эксплуатации в результате изменения скорости и высоты по-
лета и частоты вращения ротора двигателя компрессор работа-
ет в широком диапазоне изменения режимов. При одной и той же
проточной части это приводит к нерасчетным условиям обтекания
лопаток и к изменению основных параметров, характеризующих
работу компрессора.

Зависимости параметров эффективности компрессора лк и rjK
от параметров режима его работы п, GB называются характеристи-
ками компрессора. Для пользования удобнее характеристики
компрессора, представленные в виде зависимостей лк и т]к от
приведенных значений расхода воздуха GB.np и частоты вращения
ротора пПр, которые определяются по формулам:

В ряде случаев при построении характеристик компрессора
вместо параметра GB.np используют относительный приведенный
расход OB.np=GB.np/GB.rip.p или безразмерную плотность тока
q (Ав), пропорциональные расходу воздуха, а вместо ппр— относи-
тельную частоту вращения йпр=иПр/нпр.р, где индекс «р» соответ-
ствует расчетным значениям.

На рис. 4.3 и 4.4 приведены характеристики КНД и КВД дви-
гателя АИ-25, на которых нанесены линии рабочих режимов.

Положение линии рабочих режимов относительно границы ус-
тойчивых режимов (линии помпажа) определяется коэффициентом
устойчивости компрессора

__ (як/^в)гр

(Лк/Ов)раб

Здесь индексы «гр» и «раб» соответствуют значениям парамет-
ров на границе устойчивых режимов и на линии рабочих режимов,
взятым для одной и той же напорной ветки характеристики, вдоль
которой пПр=const.

Запас устойчивости работы определяется коэффициентом

△/Су=(Ку-1)100%.

Зависимость коэффициента запаса устойчивости КВД двигате-
ля АИ-25 при закрытых клапанах перепуска показана на рис. 4.5.
4.3.	КОНСТРУКЦИЯ КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ

Компрессор низкого давления (рис. 4.6) предназначен для пред-
варительного поджатия воздуха, поступающего в КВД, и для соз-
дания тяги за счет разгона потока воздуха, проходящего через на-
ружный контур.

Входной направляющий аппарат (ВНА) служит
для создания закрутки воздуха, поступающего на рабочие лопатки
первой ступени КНД (рис. 4.7). Это необходимо для снижения от-
носительных скоростей и получения оптимальных углов набегания
потока на профиль рабочей лопатки КНД.

Лопатки ВНА полые, выполнены из листового материала и сва-
рены по входной и выходной кромкам. Внутри лопатки помещен
дефлектор 8, который служит для увеличения ее жесткости, а также
для направления горячего воздуха вдоль входной и выходной кро-
мок.

К переднему фланцу 1 крепится входное устройство, а с помо-
щью заднего фланца 4 ВНА крепится к корпусу КНД. К передне-
му фланцу ВНА и наружному кольцу 3 приваривается кожух.
Между кожухом и наружным кольцом образуется полость, в кото-
рую поступает воздух для обогрева лопаток ВНА и обтекателя.
На кожухе имеются фланцы для крепления труб подвода обогре-
вающего воздуха и приемник полного давления. Горячий воз-
дух, пройдя лопатки, поступает в полость 11 и дальше движется
по щелевому каналу между внутренней поверхностью обтекателя
и дефлектора 10 и выходит наружу через радиальные отверстия
обтекателя. Все детали ВНА, кроме шпилек, выполнены из тита-
нового сплава ОТ4-1.

Рис. 4.6. Компрессор низкого давления:

1 — входной направляющий аппарат; 2 — статор, 3—штифт; 4 — кольцо спрямляющего ап-
парата; 5 — ротор; 6 — задняя опора ротора; 7 — передняя опора ротора; 8 — кольцо воз-
душного лабиринтного уплотнения
Рис. 4.7. Входной направляющий ап-
парат КНД:

1— передний фланец; 2—наружный ко-
жух; 3 — наружное кольцо; 4— задний
фланец; 5 — лопатка: 6 — внутреннее коль-
цо; 7 — диафрагма; 8 — дефлектор лопат-
ки; 9 — обтекатель; 10 — дефлектор обте-
кателя; 11 — полость

Статор КНД (см. рис. 4.6)
включает в себя корпус, рабочие
кольца и спрямляющие аппараты,
состоящие из наружних и внут-
ренних колец.

Корпус компрессора точеный,
служит для крепления направляю-
щих аппаратов, рабочих колец,
он входит в силовую схему двига-
теля. Спрямляющие аппараты
предназначены для выпрямления
воздушного потока за рабочим ко-
лесом на заданный угол и частич-
ного преобразования кинетиче- .
ской энергии воздуха, приоб-
ретенной в РК, в давление.
Спрямляющие аппараты КНД
разъемные с двусторонним креп-
лением лопаток.

Ротор КНД (рис. 4.8) —
трехступенчатый, консольного ти-
па барабанно-дисковой конструк-
ции. Состоит из диска I ступени
с лопатками, диска II и III ступе-
ней с лопатками и вала. Рабочие
лопатки крепятся к дискам шар- .
нирными замками. Такое крепле-
ние обеспечивает свободу самоус-
тановки под действием центро-
бежных сил, тем самым освобож-
дая рабочие лопатки от воздейст-
вия изгибных напряжений от цент-
робежных сиЛ, и позволяет сни-
зить уровень вибрационных на-
пряжений в пере лопатки.

Диск I ступени имеет фланец для крепления с валом. На оболоч-
ке, соединяющей обод диска и фланец, выполнены три гребешка
для межступенчатого воздушного уплотнения. Диски II и III ступе-
ней выполнены в виде одной детали. На тонкостенной оболочке,
соединяющей диски, также имеется три гребешка. Диски I и III сту-
пеней имеют на торцах ободов бурты с радиальными отверстиями
для постановки балансировочных грузиков 2 и 5 в виде секторов,
крепящихся к буртам заклепками. Диск I ступени и объединенный
диск II и III ступеней прикреплены к фланцам вала 12 призонными
болтами диаметром 8 мм.

Внутри вала запрессована и зафиксирована штифтом 26 втулка
19 с внутренней резьбой и шлицами. Она служит для восприятия
усилия от стяжного болта 23, соединяющего вал ротора КНД с ва-
лом ротора турбины НД.
Материал рабочих лопаток и дисков ротора КНД — титановый
сплав ВТЗ-1, материал пальцев и вала ротора — сталь
13Х11Н2В2МФ.

Ротор КНД устанавливается на двух подшипниках. Перед-
няя опора — шариковый радиально-упорный трехточечный под-
шипник с разрезной внутренней обоймой. Он способен воспринимать
опорно-упорные усилия и фиксирует ротор относительно корпуса.
Подшипник установлен в корпусе передней опоры 16, который кре-
пится к разделительному корпусу 18 шпильками. В конструкцию пе-
редней опоры введен упругий элемент, препятствующий росту
вибрации двигателя в условиях обледенения. Вместо упругой
демпферной опоры введена опора с масляным демпфером (рис.
4.9). Задняя опора ротора КНД—роликовый подшипник воспри-
нимает только опорные усилия, устанавливается в стальной обой-
ме 22, запрессованной в разделительном корпусе.

Передача к валу компрессора крутящего момента от турбины
НД осуществляется с помощью вала-рессоры. Он имеет с обеих

Рис. 4.8. Ротор КНД:

1 — диск I ступени; 2, 5—балансировочные грузы; 3—вал; 4 — диск II и III ступеней;
6 — палец; 7 — съемная шайба; 8 — заклепка; 9 — распорное кольцо; 10 — разрезное графи*
товое кольцо; И— кольцо; 12, 15, 17, 24 — гайки; 13—втулка контактного уплотнения;
14 — упругое кольцо; 16— корпус подшипника передней опоры; 18 — подвижный замок;
19 — шлицевая втулка; 20 — втулка; 21 — регулировочное кольцо; 22 — обойма подшипника
задней опоры; 24 — кольцо; 23 — стяжной болт; 25 — шестерня; 26 — штифт; 27 — резиновое
кольцо
Рис. 4.9. Узел передней опоры
ротора КНД с масляным демп-
фером:

1 — втулка;	2 — регулировочное

кольцо; 3 — внутреннее кольцо; 4 —
втулка; 5 — корпус подшипника

сторон внутренние шлицы
для соединения с валами
компрессора и турбины.

Изготовляется вал из
стали 13Х11Н2В2МФ.

4.4.	КОНСТРУКЦИЯ КОМПРЕССОРА ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ

Компрессор высокого давления (рис. 4.10) состоит из следую-
щих основных узлов: ВНА, статора, направляющего аппарата VIII
ступени с втулкой заднего воздушного лабиринтного уплотнения,
ротора, передней опоры ротора и клапанов перепуска воздуха, уста-
новленных за III и V ступенями.

Входной направляющий аппарат (рис. 4.11) распо-
ложен в передней части КВД. Конструкция его позволяет регулиро-
вать угол установки лопаток на собранном неработающем двигате-
ле и фиксировать их в нужном положении.

Статор КВД состоит из корпуса, рабочих колец и направляю-
щих аппаратов. Все детали статора КВД выполнены из титанового
сплава. Корпус КВД — цедьный, точеный. В корпусе сделаны ради-
альные отверстия перепуска воздуха из-за III и V ступеней КВД.
К корпусу контактной сваркой приварен ресивер с четырьмя флан-
цами для постановки клапанов перепуска воздуха (КПВ). Отвер-
стия в корпусе и стенках ресивера расположены так, что отбор воз-
духа из-за III и V ступеней осуществляется равномерно почти по
всей окружности.

Спрямляющие аппараты всех ступеней имеют разъемы в диа-
метральных плоскости. Разъем каждого последующего спрямля-
ющего аппарата смещен на 90° относительно предыдущего.

Рабочие кольца и кольца межступенчатых воздушных уплотне-
ний имеют мягкие, легко прирабатываемые покрытия. Направляю-
щий аппарат VIII ступени компрессора служит для выравнивания
потока воздуха до осевого направления при входе в диффузор
Рис. 4.10. Компрессор высокого давления:

1— входной направляющий аппарат; 2 — ротор; 3 — статор; 4—наружный кожух второго
контура; 5 — направляющий аппарат VIII ступени; 6—втулка заднего воздушного лаби-
ринтного уплотнения; 7 — передняя опора ротора КВД

камеры сгорания, имеет два ряда лопаток, соединенных с коль-
цами электросваркой. Наружное кольцо VIII ступени имеет фла-
нец для крепления на нем деталей диффузора камеры сгорания,
а внутреннее кольцо — фланец для крепления к корпусу камеры
сгорания. Лопатки спрямляющего аппарата VIII ступени являются
силовыми, через них усилия от конической балки передаются на
корпус КВД.

Ротор КВД (рис. 4.12) — восьмиступенчатый,, барабанно-
дисковой конструкции, состоит из следующих основных деталей:
восьми рабочих колес 3, пяти приставок 4 с распорными втул-
ками 5, переходного кольца 7, переднего вала 2, заднего вала 10,
экрана 12, заднего лабиринта 9 и деталей передней опоры ротора
ТНД.

Каждое рабочее колесо состоит из диска и рабочих лопаток,
установленных в ободе с помощью замков типа «ласточкин хвост».
Фланец диска I ступени, диска II и III ступеней, проставка 4 с
распорными втулками 5, фланец переднего вала 2 и передний фла-
нец переходного кольца 7 стянуты 16 призонными шпильками 6.
Диски IV—VIII ступеней, проставки 4 с распорными втулками 5,
Рис. 4.11. Входной на-
правляющий аппарат
КВД:

7 — лопатка; 2 — втулка-
подшипник; 3—втулка; 4 —
графитовое кольцо; 5 — ре-
гулировочный винт, 6 —
контргайка; 7, 9, 16 — рыча-
ги; 8 — распорная втулка;
10 — шайба; 11 — крышка;

12 — корпус;	13 — гайка;

14 — ведущий валнк; 15,
21 — штифты; 17 — подшип-
ник; 18 — палец; 19 — пла-
вающее кольцо; 20 — соеди-
нительная планка; 22 —
внутреннее кольцо; 23 — фто-
ропластовая втулка: 24 —
корпус шарикоподшипника
передней опоры ротора
КВД; 25 — упругое кольцо;
26 — регулировочное коль-
цо; Т7 — пружинный замок

задний фланец переходного кольца 7, передний фланец заднего
вала 10 стянуты призонными болтами 8. Все проставки, а также
диски II и IV ступеней имеют по три гребешка межступенчатых
лабиринтных уплотнений. В переднем валу 2 запрессована и за-
фиксирована четырьмя штифтами шестерня привода агрегатов.
Внутри заднего вала смонтирован пакет деталей передней опоры
ротора турбины НД.
Вид fl

Рис. 4.12. Ротор КВД:

/ — шестерня привода агрегатов; 2 — передний вал; 3 — рабочее колесо; 4 — проставка;
5 — распорная втулка: 6 — шпилька; 7 — переходное кольцо; 8 — болт; 9 — лабиринт; 10 —
задний вал; 11, 17, 23 ~ гайки; 12 — экран; 13 — кольцо; 14, 24, 26 — втулки; 15—ролико-
подшипник передней опоры ротора ТНД; 16 — втулка контактного масляного уплотнения
турбины; 18—стакан; 19 — гладкое кольцо; 20 — упругое кольцо; 21 — регулировочное
кольцо; 22 — втулка уплотнения; 24, 26 — втулки; 25 — графитовое кольцо; 27 — распорная
втулка

Диски, проставки, втулки, лопатки, шпильки, болты, задний
воздушный лабиринт и экран выполнены из титанового сплава,
задний и передний валы — из стали.

Передняя опора ротора КВД — трехточечный шариковый
подшипник, корпус которого спереди прикреплен к внутреннему
кожуху разделительного корпуса.

Для уменьшения влияния динамических нагрузок на статор
КВД между наружной обоймой подшипника и корпусной деталью
предусмотрено упругое кольцо.

Уплотнение масляной полости передней опоры ротора КВД
осуществляется графитовым кольцом 25, которое под действием
давления воздуха из-за III ступени КВД прижимается своим тор-
цом к стальной втулке 26, сидящей на валу ротора, а наружным
диаметром — к неподвижной втулке 22, закрепленной в корпусе
шарикового подшипника, закрывая кольцевую щель между этими
деталями. Корпус подшипника, распорная втулка 27 и замки вы-
выполнены из титанового сплава. Все остальные детали передней
опоры ротора КВД выполнены из стали.

4.5.	ПОМПАЖ И МЕРЫ ЕГО ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ

Как уже указывалось выше, проходные сечения осевых ком-
прессоров подбираются так, чтобы па расчетном режиме работы
обеспечивалось плавное обтекание лопаток всех ступеней. При
, изменении режима работы двигателя плавное обтекание лопаток
нарушается, на отдельных элементах компрессора возникают сры-
вы потока, которые в некоторых случаях приводят к неустойчивой
работе (помпажу).

Для выяснения физической сущности возникновения помпажа
проанализируем работу отдельных ступеней ОК на нерасчетных
режимах.

Напишем уравнение расхода для входа в первую и последнюю
ступени компрессора:

<5в=Д1Сс1Р1=Дясс„Рл-	(4-5)

Так как для существующих компресоров Fi и Fn — величины
постоянные, то можно написать

2дТДд = const.	(4.6)

Pl Cal

Заменив в уравнении (4.6) отношение плотностей через отно-
шение давлений по уравнению политропы, будем иметь

,	-	*-

^ = const t или _f£l_= const Лк",	(4.7)

с al	»—	с an

V

Где Са = Са]и—коэффициент расхода (щ=ип = и).

Из выражения (4.7) видно, что всякое отклонение значения сте-
пени повышения давления в компрессоре от расчетного приводит
к изменению направления потока на входе в лопатки рабочего
колеса.

В частности, при уменьшении частоты вращения ротора л*к
падает, углы атаки на первых ступенях увеличиваются по сравне-
нию с расчетными. При значительном увеличении углов атаки воз-
можны срывы потока с лопаток компрессора и помпаж. На по-
следних ступенях углы атаки уменьшаются и могут стать даже
отрицательными.

Падает коэффициент полезного действия и напорность этих сту-
пеней. Режим обтекания лопаток средних ступеней, как показывает
опыт, практически мало изменяется.

Из треугольников скоростей (рис. 4.13) видно, что при умень-
шении частоты вращения срыв потока возможен па выпуклой
части лопаток первых ступеней и на вогнутой стороне лопаток
последних ступеней.

Наиболее опасным с точки зрения возникновения помпажа яв-
ляется срыв потока на выпуклой части лопаток первых ступеней.

Помпаж обычно сопровождается:

сильной пульсацией потока и периодическим выбрасыванием
части воздуха из-за компрессора во входное устройство;

характерным звуком и хлопками;
Рис. 4.13. Треугольники скоростей на
входе воздуха в рабочее колесо:
а — первой; б — средней; в — последней
ступени; ------ —расчетный	режим;

— на частоте вращения, меньшей
расчетной

вибрацией лопаток и тряской
двигателя, которые могут вызвать
разрушение лопаток и всего дви-
гателя;

ростом температуры газов пе-
ред турбиной и за ней;

падением тяги;

колебаниями всех параметров
двигателя.

Основными факторами, кото-
рые способствуют появлению пом-
пажа в процессе эксплуатации
двигателя, являются:

резкое увеличение количества
подаваемого в двигатель топлива;

обледенение воздухозаборника
и лопаток ВНА;

неравномерность потока на
входе в компрессор;

высокая температура наруж-
ного воздуха;

попутный ветер при запуске;

уменьшение числа Re с увели-
чением высоты полета;

повышение влажности возду-
ха;

неисправности топливорегулирующей аппаратуры и некоторых
других элементов двигателя.

Нарушение устойчивой работы компрессора ГТД является
одним из опасных отказов силовой установки, поэтому при экс-
плуатации двигателя помпаж недопустим. Неустойчивую работу
компрессора предотвращают различными средствами его регули-
рования.

Конструктивной мерой предупреждения неустойчивой работы

компрессора является применение:

лент и клапанов перепуска воздуха из-за средних ступеней ком-
прессора;

регулируемых лопаток направляющего аппарата й спрямляю-
щих аппаратов первых ступеней;

двух- или трехроторных компрессоров.

На двигателе АИ-25 имеются ВНА перед КНД и КВД. Углы
установки лопаток ВНА подбираются так, чтобы обеспечить без-
ударный вход воздуха на лопатки первых ступеней компрессоров.
При эксплуатации положение лопаток ВНА не меняется. Кроме
того, для обеспечения устойчивости работы двигателя за III и
V ступенями КВД имеется по два клапана перепуска воздуха
(рис. 4.14). При неработающем двигателе и при работе на малых
частотах вращения ротора КВД клапаны перепуска воздуха от-
крыты.
Грибок отжат от ресивера пружиной в крайнее положение.
При этом полость ресивера сообщается с воздушным трактом
II контура.

При достижении установленных частот вращения топливный
регулятор 762МА открывает доступ воздуха из-за VIII ступени
КВД к полому хвостовику крышки. Под давлением воздуха гри-
бок перемещается в сторону ресивера, преодолевая усилие пру-
жины, перекрывает путь воздуха из полости ресивера во второй
контур.

Таким образом клапаны закрываются автоматически сжатым
воздухом при частотах вращения: за V ступенью 73—76%; за
III ступенью 82,5—85,5%.

Чтобы предотвратить помпаж во время эксплуатации, необ-
ходимо:

не допускать запуска двигателя с боковым ветром более
15 м/с и с попутным более 5 м/с;

при запуске РУД устанавливать в положение «Малый газ»;

плавно перемещать РУД при изменении режимов, особенно на
больших высотах;

не допускать снижения частоты вращения ротора КВД: на
земле сверх 53%, а в полете на высотах более 6000 м 60%;

в условиях обледенения сразу после запуска каждого двига-
теля начать их обогрев; руление и взлет производить с включен-
ным обогревом;

не выводить самолет на околокритические углы атаки.

Рис. 4.14. Клапан перепуска воздуха:

4 4— накладки; 2 — грибок; 3 — пружина; 5— секторная пружина; 6—кольцо; 7—рас-
порная пружина; 8 — манжета; 9— стойка; 10— стопорное кольцо; 11— шайба; 12 —
крышка
4.6.	ПРОЧНОСТЬ ДЕТАЛЕЙ КОМПРЕССОРА

В процессе эксплуатации наиболее нагруженными являются
детали роторов — рабочие лопатки, диски, валы, подшипники.
Конструкция деталей, их размеры выбраны такими, чтобы проч-
ность деталей была достаточной при работе двигателя в самых
неблагоприятных условиях эксплуатации.

Оценка прочности производится по величине действующих
напряжений в наиболее нагруженных деталях, коэффициенту за-
паса прочности, долговечности работы деталей в условиях наи-
большего нагружения. При известном действующем эквивалент-
ном (с учетом всех видов нагружения) напряжении оэк коэффи-
циент запаса прочности &=оДоп/'Оэк, где <гДОп— предельно допу-
стимое напряжение для материала, из которого изготовлена де-
таль.

При действии напряжений растяжения ор н изгиба <тИз эквивалентное на-
пряжение <тЭк = Пр+<Тиэ. Если на деталь действует напряжение кручения, то <тэк
определяется в зависимости от выбранной для расчета теории прочности. Для
деталей авиационных двигателей k~^ 1,54-2,5. Это условие всегда выполняется
при конструировании двигателей. Но в полете вследствие неблагоприятного со-
четания условий эксплуатации, а также отклонений от установленных правил
эксплуатации может произойти превышение допустимых значений напряжений,
которое приведет к уменьшению k и к возможному разрушению детали. В дета-
лях, работающих при повышенных температурах, возможно уменьшение k
и вследствие снижения <тДОп, т. е. из-за ухудшения качества материала, если
его температура превысит допустимое значение, а также из-за появления терми-
ческих напряжений. Поэтому важно знать влияние изменения условий эксплуа-
тации на характер и величину напряжения, а, следовательно, и на величину k.

Основные силы, действующие на детали роторов: разность статических
давлений воздуха, аэродинамические силы, неравномерность поля давления воз-
духа по окружности проточной части двигателя, инерционные силы, крутящий
момент, гироскопический момент.

Первые пять видов сил действуют постоянно при работе двигателя, но из-
меняются по величине в зависимости от режима работы двигателя, скорости
полета, давления и температуры наружного воздуха. Нагружение деталей этими
силами пропорционально изменению давления в проточной части, а оно — отно-
сительному изменению расхода воздуха GB=GB/GB.p, где GB.P— рас-
четное значение расхода воздуха через проточную часть двигателя; GB — дейст-
вительный расход в данных условиях полета.

Изменение крутящего момента Л/кр также прямо пропорционально относи-
тельному изменению расхода воздуха; Л1кр = СвМкР.Р,.где ЛТкр.р — расчетное зна-
чение крутящего момента.

Наибольший расход воздуха через двигатель наблюдается в полете на мак-
симальной скорости и на малой высоте при минусовых температурах воздуха.
Следовательно, и наибольшие напряжения в деталях проточной части двигателя
будут в указанных условиях полета.

Неравномерное поле давлений воздуха по окружности при большой частоте
вращения оказывает динамическое (ударное) действие на лопатки проточной
части и вызывает их колебание (вибрацию). При совпадении или кратности
частоты вынужденных колебаний с собственной частотой колебаний лопаток
наступает резонанс. При резонансе амплитуда колебаний А, а следовательно,
и напряжения в лопатках достигают максимальных значений и могут превзойти
допустимую величину.

С учетом динамического нагружения
Рис. 4.15. Зависимость предела вы-
носливости О-] от числа циклов на-
гружения N

где Пет и уст — напряжение и наиболь-
шая деформация при статическом нагру-
жении.

При динамическом нагружении мате-
риал работает на усталость, а величина
допускаемого напряжения на усталость
(предел выносливости) значительно ни-
же допускаемого напряжения при стати-
ческом нагружении и зависит от числа
циклов нагружения N. Эта зависимость
является характеристикой материала.
На рис. 4.15 показана типичная зависи-
мость предела выносливости конструкци-
онных сплавов от числа циклов нагру-
жения N. С увеличением числа циклов
ов уменьшается до определенного числа
циклов, а затем сохраняется почти по-
стоянным. Следовательно, при дальней-
шем увеличении числа циклов разруше-

ния детали не будет, если действующее напряжение не превысило минимального
значения k.

Рассмотрим изменение запаса прочности прн изменении условий эксплуата-
ции наиболее нагруженных деталей.

Рабочие лопатки подвержены растяжению центробежными силами
и изгибу аэродинамическими силами и разностью давления воздуха за и перед
лопатками. Наибольшие напряжения действуют в корневом сечении или вблизи
него. Эквивалентное напряжение о01;=он + оиз, но при сложении нужно иметь
в виду, что деформация изгиба вызывает в различных точках сечения лопатки
напряжения, или растяжения, или сжатия. Поэтому напряжения изгиба <гИа
надо или прибавлять, или вычитать из напряжений, вызываемых центробежны-
ми силами Оц.

Коэффициент запаса прочности в любом сечении лопаткн ^==одоп/(°цЧ_оиз)-
Прн изменившихся значениях напряжений оц и сиз новый коэффи-
циент запаса прочности k' = а Оп/(оц--|~аиз). Допустимое напряжение <тдов не.
изменяется в деталях компрессора при статическом нагружении и, следова-
тельно,

.	/г,“А(ац-Г0и3)/(0Ц~|~°из)-

С учетом того, что напряжения от центробежных сил пропорциональны
квадрату частоты вращения (ац = оцн.2), а напряжения изгиба — относительно-
му изменению расхода воздуха (o„3=cH3GB), можем написать

k'= —gJ-+q£3------,	(4.8)

ацц2 + хСвоиз

где п — отношение изменившейся частоты вращения п' к заданной частоте и;
х — коэффициент, учитывающий закон влияния GB на напряжения за различ-
ными ступенями компрессора.

Зная расчетные значения <тц и оиз и относительные изменения в эксплуата-
ции или только частоты вращения и, илн расхода воздуха ов, или и и и xGB>
можно оценить изменение коэффициента запаса прочности лопаткн. Для этих же
случаев можно определить и изменение напряжений о„ или оиз.

Например, при увеличении частоты вращения п на 10%

(п — п.'/п= 1,1), напряжение °ц —°цЯ=оц 1,12=оц-1,21,
т. е. напряжение увеличится на 21%. Можно решить и обратную задачу. Уста-
новить, какая допустимая максимальная частота вращения, при которой напря-
жения и коэффициент запаса прочности еще находятся в допустимых пределах.
Рис. 4.17. Характер изменения ради-
альных Or и окружных от напряже-
ний от центробежных сил массы дис-
ка с отверстием и контурной нагруз-
ки Ог.К

Рис. 4.16. Влияние повреждений вход-
ной кромки на усталостную проч-
ность рабочей лопаткн:

I — стальная лопатка без повреждений:
2 — то же, с повреждениями; 3 — лопатка
из титанового сплава без повреждений;

4 — то же, с повреждениями

Подсчет изменения напряжения и k' с изменением расхода воздуха для
лопаток компрессора представляет сложную задачу вследствие того, что давле-
ние воздуха за соответствующей ступенью компрессора зависит не только от
расхода воздуха, но и еще от нескольких параметров, которые также изменяют-
ся с изменением условий эксплуатации. Но можно считать, что напряжение
в лопатках увеличивается в большей степени, чем увеличение расхода воздуха.

При динамическом нагружении оценка напряжений и запаса прочности за-
висит от амплитуды колебания лопатки, которую в условиях эксплуатации опре-
делить трудно. В случае же резонансных колебаний для подсчета коэффициента
запаса прочности надо фиксировать число циклов нагружения N и иметь зави-
симость допускаемого напряжения <тв от числа циклов (см. рис. 4.15) для мате-
риала. из которого изготовлены лопатки.

Прочность рабочих лопаток в основном определяется действием центро-
бежных сил, которые вызывают максимальные напряжения, а также вибрацион-
ными нагрузками. Большая часть разрушений лопаток вызывается их вибра-
цией.

Значительное влияние на прочность и особенно на усталостную прочность
(рис. 4.16) оказывают концентраторы напряжений: шероховатость поверхности,
подрезы, вмятины, деформации кромок лопаток н другие повреждения. Повреж-
дения могут возникнуть н в процессе эксплуатации. Это надо иметь в виду при
техническом обслуживании и предполетном осмотре двигателей.

Лопатки спрямляющих аппаратов нагружены теми же силами,
что и рабочие лопатки, за исключением центробежной силы. Кроме того, лопат-
ки спрямляющего аппарата двигателя АИ-25 зафиксированы с обоих концов,
поэтому у них значительно меньшие вибрационные нагрузки. Случаи разрушения
лопаток спрямляющих аппаратов в эксплуатации наблюдаются редко.

Диски роторов в процессе работы двигателя испытывают: действие
центробежных сил от массы диска, рабочих лопаток и замковых выступов обода
(контурная нагрузка); давление воздуха, вызывающее изгиб диска. Возможны
высокочастотные колебания дисков, а при повышенных температурах н силовое
воздействие неравномерного нагрева отдельных участков диска.

Прочность компрессорных дисков обусловливается в основном центробеж-
ными силами. Как известно, центробежные силы вызывают деформацию диска
в радиальном и окружном направлениях и, следовательно, возникают два вида
нормальных напряжений: ог, действующие в радиальном направлении, и
действующие в окружном направлении.
На рис. 4.17 показано изменение радиальных и окружных напряжений для
дисков компрессора с центральным отверстием типа дисков КВД двигателя
АИ-25. Наличие центрального отверстия приводит к увеличению окружных на-
пряжений на поверхности отверстия примерно в 2 раза. Эти напряжения и об-
условливают минимальный коэффициент запаса прочности. В целях уменьшения
напряжений у отверстий толщину диска в зоне отверстий увеличивают. Так
сделано и у дисков компрессоров АИ-25. На наружном диаметре дисков выпол-
няют обод достаточной толщины для надежного крепления рабочих лопаток.

Эквивалентные напряжения получают суммированием всех действующих
напряжений на данном радиусе. Коэффициент запаса прочности ^ = 3лоп/°эк
При учете действия только центробежных сил массы диска максимальные оэк =
= °т0 будут на поверхности отверстия и k — av,„ aT(j. При изменении условий
эксплуатации k может уменьшиться из-за превышения частоты вращения ротора.
Новое значение при изменении частоты вращения —	По этой

формуле можно найти и максимальную частоту вращения, при которой еще
обеспечивается прочность диска (£>1).

Валы роторов' предназначены для передачи крутящего момента от
рабочих дисков турбины на ротор компрессора и привод агрегатов. При этом
они подвергаются деформации кручения и в них появляются касательные на-
пряжения т. Кроме того, валы работают на изгиб от центробежных снл и на
растяжение от действия осевых сил. Изгиб вызывается дисбалансом ротора,
центробежными силами ротора н гироскопическим моментом прн криволинейном
движении самолета.

Осевые силы передаются на валы с дисков компрессора и турбины. Наи-
большие напряжения в валах вызываются передаваемым крутящим моментом.
Размеры валов выбираются из конструктивных соображений и обеспечения их
жесткости. При этом эквивалентные напряжения значительно ниже допустимых.
Определяются эквивалентные напряжения по теории наибольших касательных
напряжений:

°эк= V(°H3 + °р)2 + 4*2-

С изменением расхода воздуха пропорционально изменяется крутящий мо-
мент Л'1Гр, а следовательно, и напряжение кручения. Новое значение М р=
= (7к7Икр и Tr = GBT. Коэффициент запаса прочности валов на выполненных
двигателях более четырех. Поэтому случаев разрушения валов в эксплуатации
не наблюдается. Но в эксплуатации может снизиться жесткость ротора вследст-
вие нарушения жесткости соединений дисков друг с другом, повышенного на-
грева деталей ротора. В этом случае уменьшится критическая скорость вращения
ротора и, если она приблизится к рабочей скорости вращения, возможен значи-
тельный прогиб ротора и задевание рабочих лопаток за корпус, их разрушение,
разрушение подшипников и повышение уровня вибрации двигателя.

Критической скоростью вращения ротора шКр называется скорость, при ко-
торой сила упругости ротора становится меньше центробежной силы, действую-
щей на ротор. Связь а>кр с изгибной жесткостью ротора k находится из равен-
ства cuKp=l/jfe/mp, где mp — масса ротора.

Критическая частота вращения /гкр=9,55 У k)mv, Об/мин.

Жесткость зависит от геометрических размеров вала, расстояния между
опорами и упругих свойств материала. Зная жесткость k, можно определить
прогиб вала у (см) под действием центробежной силы Рц по формуле
y=.PJk. Как видим, жесткость определяет величину прогиба под действием
приложенной силы.

До тех пор, пока центробежная сила массы ротора меньше упругой силы
ротора (Рд<РУпр), прогиб ротора не увеличивается. По мере увеличения угло-
вой скорости вращения «> центробежная сила возрастает, при Ри = РуПр —
неустойчивое равновесие, а при Рц > Рупр прогиб резко увеличивается.
Если нет ограничений для прогиба, при Рц > Рупр прогиб стремится к бес-
конечности (рис. 4.18). Но оказывается, если быстро перейти <оКр, то при
дальнейшем увеличении угловой скорости прогиб будет уменьшаться до
3—1777	65
зависимости от температуры подшип-
ника

величины эксцентриситета е и ротор будет спокойно вращаться вокруг оси,
проходящей через центр тяжести ротора. Таким образом, роторы могут спокой-
но работать как на большей, чем критическая, скорости вращения, так и на
меньшей. В первом случае роторы называются гибкими, во втором — жесткими.
Но в обоих случаях рабочие скорости должны отличаться от критической ско-
рости. В гибких роторах они примерно на 30% больше, а в жестких на 30%
меньше. При этом в гибких роторах через критическую скорость надо переходить
быстро, без задержки, на критической скорости. Если продолжать увеличивать
скорость вращения, можно достигнуть второй критической скорости вращения
Ыкр2. затем третьей <оКрз и т. д.

В табл. 4.1 даны значения Критической пКр и рабочей пшах частот враще-
ния роторов КНД, КВД и ротора ТНД (об/мин) двигателя АИ-25 при вращении
на жестких и податливых опорах.

Как видно из таблицы, роторы КНД и ТНД двигателя АИ-25 жесткие,
у них рабочая частота вращения значительно ниже икр1. Ротор КВД гибкий, он
имеет податливую опору, и его рабочая частота вращения выше пкр1 и лкр2.
Критнческие скорости ротор проходит в процессе запуска.

В случае превышения уровня вибрации двигателя в эксплуатации следует
иметь в виду, что причиной этого превышения могло быть и изменение жестко-
сти какого-либо ротора двигателя и как следствие приближение критической
частоты вращения к рабочей.

Подшипники. Надежность подшипников в эксплуатации обеспечивается
предотвращением увеличения нагрузки и температуры выше .допустимых зна-
чений.

На двигателе АИ-25 его роторы' вращаются в двух шариковых радиально-
упорных подшипниках и в четырех радиально-опорных роликовых подшипниках.
Радиальные нагрузки воспринимаются всеми подшипниками. Они вызываются

Таблица 4.1

Тип опоры	Ротор КНД			Ротор КВД				Ротор ТНД
	якр1	пкр2	nmax	Пкр1	"кр2	"крЗ	лшах	пкр1
Податливые	9980	38775	10 750	3 992	7707	34475	7 750	14 974
Жесткие	21 700	—		24300	—	—	16640	33 883
действием силы тяжести роторов, центробежными силами инерции, обусловлен-
ными дисбалансом роторов, центробежными силами массы роторов при движе-
нии самолета по окружности и действием гироскопического момента.

Центробежные силы инерции пропорциональны квадрату угловой скорости
вращения роторов и самолета и даже небольшое увеличение скорости вращения
может вызвать значительное увеличение радиальной нагрузки на подшипники.
Например, увеличение частоты вращения ротора на 10, 20 и 30% вызывает уве-
личение центробежной силы на 21, 44 и 69% соответственно. Поэтому превыше-
ние максимальной частоты вращения н скорости движения самолета по окруж-
ности недопустимы.

Осевая сила воспринимается только радиально-упорными шариковыми под-
шипниками. Один из них (передний) воспринимает осевую силу ротора КНД
и ТНД, а второй — ротора КВД и ТВД. Осевая сила возникает на рабочих ло-
патках компрессора и турбины при обтекании их воздухом и газами, а также
из-за разности статических давлений воздуха и газов на передний и задний
диски компрессора и турбины. Значения осевой силы для радиально-упорных
шариковых подшипников АИ-25 при работе на земле в стандартных условиях на
различных режимах даны в табл. 4.2.

В полете осевая сила, действующая на подшипники, изменяется примерно
пропорционально расходу воздуха через двигатель и находится в допустимых
пределах, если не нарушать ограничения, предусмотренные руководством по
летной эксплуатации самолета. И все же в эксплуатации возможно значительное
увеличение осевой нагрузки, передаваемой на подшипники в случае изменения
зазора в лабиринтных уплотнениях компрессора и турбины.

Влияние повышения температуры на надежность подшипников проявляется
через изменение в них зазоров и снижение механических качеств материала, из
которого изготовлены элементы подшипника качения. При повышенных темпе-
ратурах уменьшается твердость шариков (роликов) и колец подшипника.
Вследствие этого увеличивается износ элементов подшипника, снижается уста-
лостная прочность материала.

Срок службы или долговечность подшипника h (ч) может быть определена
по следующей эмпирической формуле:

л=-(^Г3.	(4-9)

п \ Q /

где п — частота вращения ротора, об/мин; С — коэффициент работоспособности
подшипника (дается в каталогах иа подшипники, но можно подсчитать и по
эмпирическим формулам, приводимым в справочной литературе); Q—приве-
денная условная нагрузка на подшипник, определяемая по формуле

Q = (R + тРос) kKkakT,

где — радиальная нагрузка, даН; Рос-— осевая нагрузка, даН; т — коэффи-
циент приведения осевой нагрузки к условной радиальной (для подшипников,
применяемых в ГТД т=0,64-0,7; для роликовых подшипников т=Ь и, сле-
довательно, <2=/?Л,Ла kT); kK и ka —коэффициенты, учитывающие характер
установки подшипника в корпусе и динамичность нагружения (для подшип-
ников авиационных ГТД ^к~1 и ka ~1); kt—коэффициент, учитывающий
влияние на долговечность температуры подшипника, зависимость которого от
температуры подшипника дана на рис. 4.19.

Таблица 4.2

Подшипник	Малый газ	0,4 ном.	0.7 ном.	0,85 ном.	Номи- нальный	Взлетный
КНД КВД	270	316	630  2900	950  3300	1150  5000	1450  6250

3*

67
Подшипник	R, Н	^ОС’ И	Q, Н	л, об'мин	С	Л, ч иа режимах			
			на взлетном режиме			взлет- ном	номи- наль- ном	0,85 ном.	0.7 ном.
КНД квд	1 200  600	1 450  6 250	2 250  4 350	10 750  16 640	55000  120 000	8 300  8 300	9 350  8 800	9 970  9100	10 870  9 450

Как видно из графика, температура подшипника оказывает сильное влияние
на его долговечность. Формула (4.9) при неизменных С, Q, а также Ак=1, Аа=1

примет вид

Л

А
п#33

(4-10)

где

3,33

прн неизменном режиме работы двигателя и не-

А =

С

R + mPw

изменных условиях полета.

Подставив значения f^3:33 из графика (рис. 4.19) для различных темпера-
тур, получим долговечность подшипника при различных температурах; например,
при температуре 200° С по сравнению с температурой 150° С долговечность сни-
зится в 1,5 раза, а прн температуре 300° — в 6 раз. Поэтому очень важно в экс-
плуатации не допускать увеличения температуры масла и температуры газа пе-
ред турбиной (или за турбиной), от которых зависит температура подшипника,
выше допустимых значений.

Чаще всего наблюдается перегрев подшипников, расположенных в горячей
части двигателя (вблизи рабочих дисков турбины), особенно после остановки
двигателя с рабочих режимов без охлаждения двигателя на малом газе. После
остановки двигателя подача масла к подшипникам прекращается н тепловой
поток от дисков турбины направляется к валу и подшипникам. Прн этом тем-
пература подшипников может повыситься до 250—270° С и вызвать снижение
твердости материала подшипников и их последующее разрушение.

Долговечность радиально-упорных подшипников двигателя АИ-25 на земле
при стандартных условиях, /« = 0,6 и Ат = 1,1 дана в табл. 4.3.

Возможные дефекты компрессора в эксплуатации.
В процессе эксплуатации двигателей возникает ряд дефектов компрессора. Они
могут быть следствием трудности учета в аналитических расчетах нагрузок, по-
являющихся в полете, возникновения вибрации, несоблюдения технических тре-
бований эксплуатации.

Наиболее часто наблюдаются следующие дефекты компрессоров:

забоины, вмятины и деформации деталей проточной части и в первую оче-
редь лопаток направляющего аппарата и лопаток I ступени КНД из-за попада-
ния посторонних предметов;

трещины, а иногда и поломки лопаток рабочего колеса « спрямляющего
аппарата из-за повышенных выбраций лопаток;

одностороннее выбирание зазоров в деталях лабиринтных уплотнений вслед-
ствие деформации этих деталей или их смещения;

нарушение устойчивой работы КВД.

4.7.	РАЗДЕЛИТЕЛЬНЫЙ КОРПУС

Разделительный корпус (рис. 4.20) расположен между КНД
и КВД и является основой силового корпуса двигателя. Он вос-
принимает силы и моменты, возникающие в узлах и деталях, за-
крепленных на корпусе. Кроме того, разделительный конус пред-
68
назначен: для разделения воздуха, поступающего из КНД, на по-
токи внутреннего и наружного контуров; для размещения опор ком
прессоров, корпуса центрального привода, приводов агрегатов

устанавливаемых на двигателе;
для крепления агрегатов, при-
боров и устройств, обслужива-
ющих и контролирующих рабо-
ту двигателя, а также узлов
подвески двигателя к самолету.

Разделительный корпус со-
стоит из собственно корпуса
с нижним коробчатым прили-
вом, образующим коробку при-
водов, центрального привода
и приводов агрегатов и уст-
ройств, поддона с дистанцион-
ным стружкоспгнализатором.
Собственно корпус 2 отлит из
магниевого, сплава, выполнен
в виде двух усеченных конусов,
соединенных между собой ше-
стью силовыми ребрами-стой-
ками. Наружный и внутренний
конусы образуют воздушный
тракт двигателя, который спе-
циальным кольцом делится на
наружный и внутренний кон-
туры. К переднему фланцу на-
ружного конуса крепится ста-
тор КНД, а к фланцу внутрен-
него конуса — корпусы цент-
рального привода и передней
опоры ротора КНД.

Сзади разделительного кор-
пуса к фланцу наружного кону-
са прикреплен кожух наружно-
го контура, к фланцу раздели-
тельного кольца — статор КВД,
а к фланцу внутреннего кону-
са—корпус передней опоры
КВД.

Сверху на разделительном
корпусе выполнен фланец для
крепления верхней коробки
приводов агрегатов, на которой
установлен датчик ДТЭ-1 ча-
стоты вращения ротора КНД,
а также предусмотрен запас-
ной привод.

Рис. 4.20. Разделительный корпус:

1 — верхняя коробка приводов; 2 — корпус:
3 — верхний вертикальный валик; 4 — цент-
ральный привод; 5 — форсунка подачи масла;
6 — нижний вертикальный валик; 7 — нижнее
горизонтальное зубчатое колесо-валик; 8 —
двойное зубчатое колесо; 9 — нижиий прилив;
10 — стружкосигнализатор; 11 — поддон
Рис. 4.21. Приводы (развертка), размещенные в нижнем приливе разделитель
1, 4, 7, 8, 12, 14, 16 — зубчатые колеса; 2 — отражатель; 3, 10 — резиновые манжеты; 5 —
11 — втулка; 13 — валик; 15 — палец; 17 — двойное зубчатое колесо

На нижнем коробчатом приливе спереди устанавливают: дат-
чик сигнализации пожара внутри двигателя; генератор постоян-
ного тока ВГ-7500 Я; кран для слива масла; топливный насос
(агрегат 760Б); маслоагрегат МА-25; гидронасос НП-72М.

Сзади размещают: привод для прокрутки ротора КВД; воз-
духоотделитель ВО-25; датчик ДТЭ-1; штуцеры для крепления
трубок подачи масла к подшипникам турбины и откачки масла от
них; магнитную пробку; топливный регулятор (агрегат 760МА);
воздушный стартер СВ-25.

На наружной поверхности разделительного корпуса имеются:
шесть фланцев для крепления узлов подвески двигателя; два окна
для осмотра лопаток ВНА КВД; два фланца для крепления кор-
пусов ведущих валиков ВНА; штуцеры для замера давления
масла на входе в двигатель и давления воздуха за КНД; фланцы
для крепления трубопроводов суфлирования и подвода огнегася-
щей жидкости во внутреннюю полость разделительного корпуса;
приливы для крепления пусковых катушек, электромагнитного
клапана пускового топлива и другой арматуры.
ного корпуса:

рессора; 6—маслоперепускной палец; 9—нижнее горизонтальное зубчатое колесо-валик;

Узел центрального привода состоит из корпуса, верхней и
нижней зубчатых передач (рис. 4.21). Корпус центрального при-
вода отлит из магниевого сплава. В центральной расточке кор-
пуса запрессована и зафиксирована обойма роликоподшипника
задней опоры ротора КНД. Между центрирующими поясками
корпуса имеется литая кольцевая канавка, в которую по сверле-
ниям в разделительном корпусе подводится чистое масло от мас-
лоагрегата. Далее масло по двум сверлениям в корпусе и спе-
циальным трубкам поступает к форсункам для смазки передних
опор роторов КНД и КВД. Из этой же кольцевой канавки отво-
дится масло на смазку конической пары зубчатых колес, переда-
ющих вращение нижнему горизонтальному зубчатому колесу-
валику 9.

Центральный привод представляет собой конические и цилинд-
рические пары зубчатых колес и валиков, смонтированных на под-
шипниках качения в расточках корпуса центрального привода.
Они передают вращение агрегатам на разделительном корпусе.
Все агрегаты, обслуживающие двигатель и самолет (рис. 4.22)
получают вращение от ротора КВД.

Передаточные отношения приводов агрегатов приведены в
табл. 4.4.

На разделительный корпус передаются все силы, действующие
на элементы силового корпуса двигателя. Требуемая прочность и
жесткость корпуса под действием этих сил обеспечивается выбо-
ром материала, формы и размеров разделительного корпуса. Де-
фектов разделительного корпуса в эксплуатации не наблюдается.



Рнс. 4.22. Кинематическая схема приводов
№ при- вода	Наименование привода	Направле- ние вра- щения	Передаточное отношение

I	От воздушного старте- ра к ротору КВД	Правое	2’82’102’122’23  .	=	в	= J >406078  z7^gznz2o
II	От ротора КВД к топ-	»	
	дивному	регулятору  762Б		hi —	—U,oU4oyo  ^ZWZ12
III	К датчику частоты вра- щения ДТЭ-1  К воздухоотделителю  ВО  К выводу для про- крутки КВД  К гидронасосу НП-72	»	i - i	n 15147
IV		Левое	tjjj—- tjj	— Utle>14/  z 14^12
V		•  »	— /jj	— UjOz-OlO^s  *14  ;	;	^18	n
VI		Правое	l у   1 J J J		U , Z-1Z0O4  z19  ivl = iv =0,242354
VII	К маслоагрегату	Левое	;	- - i ^15	Л QOQQOft
	МА-25		I \j j j —	— ОjuJuOZv
VIII	К топливному насосу 760Б	»	zv]I|= in = 0,304898
IX	К генератору	»	;	; ,		П 4749R.5
			?22
X	От ротора КНД к дат-	Правое	г'6г'4г2	, oirvqj.
	чику частоты вращения ДТЭ-2		—	-— 0 , Z 1ОУ4  г5^1

Типичными отказами, которые могут привести к предпосылкам
летных происшествий, являются: разрушение зубчатого колеса
узла приводов, шлицевого соединения привода генератора
ВГ-7500Я, зубчатого колеса привода топливного регулятора.

Глава 5

КАМЕРА СГОРАНИЯ

5.1	НАЗНАЧЕНИЕ, ТРЕБОВАНИЯ, ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Камера сгорания предназначена для обеспечения процесса сго-
рания топлива в ней и подвода выделившегося при этом тепла
к рабочему телу. К камерам сгорания ГТД предъявляются следу-
ющие требования:
1.	Процесс горения должен быть устойчивым в широком диа-
пазоне изменения скоростей и высот полета, а также частоты вра-
щения ротора двигателя.

Устойчивое горение способствует повышению надежности рабо-
ты двигателя в полете.

2.	Пусковые устройства камеры сгорания должны обеспечивать
быстроту и безотказность воспламенения топливно-воздушной сме-
си в самых разнообразных условиях запуска, т. е. гарантировать
легкий и безотказный запуск как на земле, так и в полете до
расчетной высоты.

3.	Камера сгорания должна обеспечивать высокую полноту сго-
рания топлива.

Совершенство камеры- сгорания в этом отношении оценивается
коэффициентом выделения тепла Ёк.с = Q/Qo,

где Q — количество тепла, идущего на увеличение энтальпии газового потока
в реальном процессе; — то же, при условии полного сгорания и отсутствии
потерь через стенки камеры.

Для основных камер сгорания на расчетном режиме работы этот коэффи-
циент достигает значений 0,97—0.98.

4.	В камере сгорания должно быть минимальное падение пол-
ного давления воздуха.

Полное давление на выходе из камеры сгорания всегда меньше
полного давления воздуха на входе в камеру. Это вызывается на-
личием гидравлических сопротивлений в камере, а также подводом
тепла к воздуху.

Потери полного давления в камере ведут к снижению тяги и эко-
номичности двигателя. Поэтому коэффициент сохранения полного
давления ок.с=Рт*/Рк, где рт* — полное давление на входе в турби-
ну; Рк — то же, на выходе из компрессора, должен быть по воз-
можности ближе к единице). Для современных камер сгорания
Ц*к.с=0,954-0,975.

5.	Камера сгорания должна иметь минимальный объем и, сле-
довательно, минимальные размеры и массу. Габаритные размеры
камеры оцениваются обычно не абсолютными геометрическими
размерами, а теплонапряженностью:

__ 36000т£к.с77ц

где GT — секундный расход топлива, кг/с: Е-1{.с — коэффициент выделения тепла;
Ни — низшая теплотворная способность топлива, кДж/кг; Гк — объем жаро-
вой трубы, м3; р,* — давление на входе в камеру, Па.

Теплонапряженность современных камер сгорания ГТД со-
ставляет (3-=-5)  106 Дж/(ч • м3 • Па), а форсажных камер
(6-ь8) • 106 Дж/(ч • м3• Па).

6.	На выходе из камеры сгорания по высоте канала должна
обеспечиваться стабильность поля температур. Это требование
диктуется условиями прочности лопаток турбины. Напряжения от
центробежных сил имеют максимальное значение у корня лопатки
рабочего колеса, поэтому в этом сечении желательно иметь мень-
шую температуру. Чем дальше сечение от корня, тем большую
температуру можно допустить. Особенно важно не допускать фа-
келения пламени и соприкосновения его с лопатками соплового
аппарата.

7.	Масса газообразных и твердых загрязняющих атмосферу
веществ, выделяемых в процессе сгорания топлива, не должна
превышать допустимых пределов.

Допустимая температура газов перед турбиной определяется
жаропрочностью материалов, применяемых для изготовления жа-
ровой трубы и лопаток турбины, и условиями их охлаждения. На
современных серийных двигателях температура газа достигает
1350—1550 К, а на опытных и выше.

Такой температуре соответствует коэффициент избытка воздуха
в смеси а=3,5-?4,5. Организовать процесс сгорания столь бедных
смесей затруднительно. Поэтому во всех современных камерах сго-
рания воздух, поступающий из компрессора, делится на так назы-
ваемый первичный и вторичный.

Первичный воздух в объеме 20—30% от общего количества
воздуха, поступающего в камеру сгорания, через фронтовое
устройство направляется в основную зону горения — в головную
часть жаровой трубы. Туда же с помощью центробежных форсу-
нок подается мелко распыленное топливо. Соотношение между
количеством подаваемого воздуха и топлива подбирается таким,
чтобы в зоне горения коэффициент избытка воздуха был близким
единице. При этом достигается максимальная скорость сгорания в
камере.

В головной части жаровой трубы сгорает основная масса топ-
лива.

Вторичный воздух через систему отверстий постепенно также
подводится внутрь жаровой трубы — в зону смешения, перемеши-
вается с продуктами сгорания и понижает их температуру до не-
обходимого значения. Кроме того, вторичный воздух способствует
выравниванию поля температур, а также догоранию несгоревшего
топлива.

Топливно-воздушная смесь воспламеняется только при запуске
двигателя. В дальнейшем устойчивое горение обеспечивается при-
менением специальных завихрителей и стабилизаторов пламени,
конструктивно выполненных в виде фронтового устройства. За
фронтовым устройством создается зона аэродинамического зате-
нения, вызывающая образование в центральной части жаровой
трубы устойчивой зоны обратных токов, в которой часть горячих
газов направлена навстречу основному потоку. Наличие зоны
обратных токов обеспечивает необходимое смесеобразование и не-
прерывное воспламенение свежей смеси. Примерное расположение
зоны горения показано на рис. 5.1.
Рис. 5.1. Расположение зоны горения
в камере сгорания ГТД с лопаточ-
ным завихрителем:

/ — траектория движения основной массы
топлива; 2 — зона горения; 3—поля мест-
ных концентраций топлива; 4 — поля тем-
ператур газа; 5 — граница зоны обратных
токов; 6 — примерное расположение точки
стабилизации пламени

По конструкции камеры сгорания делятся на трубчатые (ин-
дивидуальные), кольцевые и трубчато-кольцевые. Индивидуаль-
ные камеры сгорания отличаются удобством эксплуатации: они
могут быть легко сняты для осмотра, ремонта и замены, а также
для доводки и испытания, так как требуют меньших расходов воз-
духа. Основным недостатком индивидуальных камер является
большая масса и габаритные размеры, что и ограничивает их при-
менение.

Кольцевая камера сгорания имеет одну жаровую трубу, обра-
зованную двумя цилиндрическими стенками, расположенными
концентрично. На входе в жаровую трубу приварены головки с
завихрителями, в отверстиях которых размещены топливные фор-
сунки. Кольцевые камеры сгорания компактны, имеют меньшую
массу, но в эксплуатации сложнее, замена и ремонт их требуют
разборки двигателя.

Трубчато-кольцевая камера сгорания представляет собой соеди-
нение элементов трубчатой и кольцевой камер сгорания. Она со-
стоит из наружного и внутреннего цилиндрических кожухов, обра-
зующих кольцевое пространство, в котором помещают отдельно
жаровые трубы. Жаровые трубы таких камер могут испытываться
отдельно или группами. Недостатком этих камер, так же как и
кольцевых, является необходимость разборки двигателя при за-
мене отдельной жаровой трубы, а преимуществом — большая же-
сткость конструкции (по сравнению с индивидуальными), простота
в производстве.

Кольцевые камеры сгорания находят применение на двигате-
лях с малыми секундными расходами воздуха; на мощных двига-
телях, как правило, применяются трубчато-кольцевые камеры.

5.2	. КОНСТРУКЦИЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ АИ-25

Камера сгорания двигателя АИ-25 (рис. 5.2) — кольцевая, со-
стоит из корпуса, жаровой трубы 20, разъемного кожуха 7, кожу-
ха наружного контура /?/, диффузора 5, топливоподводящей си-
стемы — топливного коллектора 41, двух воспламенителей 15,
двенадцати рабочих форсунок И и трубопроводов. Внутри кор-
пуса камеры сгорания расположен задний вал и подшипник зад-
ней опоры ротора КВД. Для уменьшения осевой силы, действую'
щей на шарикоподшипник передней опоры ротора КВД, внутрен-
няя полость корпуса камеры сгорания отделена от полости высо-
кого давления лабиринтным уплотнением и суфлируется в наруж-
ный контур.

Корпус камеры сгорания (рис. 5.3)—силовой узел
двигателя, который воспринимает газодинамические силы и на-
грузки: от жаровой трубы, передаваемые на корпус через фикси-
рующие штифты 13 (см. рис. 5.2), от задней опоры ротора КВД
и от подшипника передней опоры ротора ТНД. Силовая часть кор-
пуса камеры сгорания состоит из конической балки 4 и наруж-
ного кожуха 21, соединенных между собой шестью полыми реб-
рами 30, которые используются для размещения трубок подвода
и отвода воздуха и масла (рис. 5.4). Ребра в местах заделки рас-
ширены и приварены к наружному кожуху с применением манжет,
увеличивающих площадь заделки. Это увеличивает жесткость и
прочность соединения. Наружный кожух 21 корпуса камеры сго-
рания (см. рис. 5.2) изготовлен из высокопрочной листовой стали.
К переднему фланцу 1 корпуса камеры сгорания прикреплен ста-
тор КВД, а к заднему фланцу 22 — статор турбины. В передней
части к кожуху приварена диафрагма 2, которая образует по-
лость 8 отбора воздуха для нужд самолета и двигателя.

На наружной поверхности кожуха 21 приварены: фланцы 12
крепления рабочих топливных форсунок и 14 — крепления штиф-
тов 13, фиксирующих жаровую трубу 20 в корпусе; кронштейны
39 для крепления промежуточных упругих опор 37 трубопроводов;
ребра 30 отбора воздуха из полости 8, две стойки 18, в которых
расположены воспламенители 15. К нижней части корпуса камеры
приварена коробка' дренажа топлива, оканчивающаяся штуце-
ром 29. Она предназначена для слива топлива, которое накапли-
вается в корпусе камеры сгорания при неудавшемся запуске и
холодной прокрутке.

Коническая балка 4 выполнена из высокопрочной стали, со-
стоит из переднего фланца 3, фланца крепления уплотнений 26,
стакана подшипника 24 и направляющего кожуха 23.

К переднему фланцу 3 прикреплены втулка заднего лабиринта
ротора КВД и диффузор 5 камеры сгорания вместе с направляю-
щим аппаратом VIII ступени КВД. Против ребер 30 в конической
балке имеются вырезы для прокладки трубопроводов и суфлиро-
вания залабиринтовой полости.

Разъемный кожух 7 — несиловой, изготовлен из алюми-
ниевого сплава. Кожух выполнен разъемным для периодического
осмотра топливного коллектора 41, форсунок 11, фиксирующих
штифтов 13 и деталей крепления статора компрессора с корпусом
камеры сгорания.

Кожух наружного контура 31 несиловой, сварен из алюминие-
вого сплава и связан с силовым корпусом при помощи ребер от-
бора воздуха, стоек воспламенителей и коробки дренажа топлива.

На кожухе расположены четыре фланца для отбора воздуха,
а также фланцы подсоединения труб: подвода масла к ролико-

Рис. 5.2. Камера сгорания:

1, 22 — фланцы наружного кожуха; 2 — диафрагма; 3— фланец конической балки; 4—ко-
ническая балка; 5 — диффузор; 6, 10, 19 — резиновые уплотнительные кольца; 7 — разъем-
ный кожух; 8— полость отбора воздуха; 9 — труба; //—рабочая топливная форсунка;
12 — фланец крепления форсунки; 13 — штифты; 14— фланец крепления штифта; 15 —
воспламенитель; 16 — свеча; /7 — коробка воспламенителя; 18 — стойка; 20 — жаровая тру-
ба; 21 — наружный кожух корпуса камеры сгорания; 23 — направляющий кожух; 24 — ста-
кан подшипника; 25 — ртверстия суфлирования; 26 — фланец крепления уплотнений; 27 —
трубопровод отвода масла из полостей подшипников передних опор роторов турбин; 28 —
полость суфлирования: 29 — дренажный штуцер; 30 — ребра; 31 — кожух наружного конту-
ра; 32 — фланец крепления трубопровода суфлирования; 33 — стакан подвески трубопрово-
да; 34, 38 — резиновые кольца; 35 — гайка; 36 — дистанционное кольцо; 37 — промежуточ-
ная опора трубопровода; 39 — кронштейн установки промежуточной опоры трубопроводов;
40 — муфта; 41 — топливный коллектор

вому подшипнику КВД; откачки масла из масляной полости кор-
пуса; суфлирования масляной полости; подвода огнегасящего со-
става.	у

Диффузор 5 служит для уменьшения скорости воздуха на
входе в камеру сгорания и стабилизации воздушного потока. Диф-
фузор выполнен из титанового сплава. Он является продолже-
нием спрямляющего аппарата VIII ступени КВД, состоит из че-
тырех распределительных колец, образующих три расширяющихся
канала. Распределительные кольца соединены между собой ради-
альными пластинками. Два наружных кольца прикреплены к
направляющему аппарату VIII ступени компрессора, а два внут-
ренних кольца вместе с направляющим аппаратом VIII ступени
КВД — к переднему фланцу конической балки.

Крайние каналы пропускают примерно по 30% воздуха, осталь-
ной воздух идет через средний канал. Особенностью диффузора
является то, что площадь на выходе из диффузора резко увели-
чивается, что обеспечивает большую стабильность потока на вхо-

де в камеру сгорания.

Воспламенитель (рис. 5.5)
предназначен для воспламенения
топлива в жаровой трубе при за-
пуске двигателя. На двигателе
устанавливаются два воспламе-
нителя. Каждый воспламенитель
состоит из корпуса /, центробеж-
ной форсунки 2, свечи низкого на-
пряжения 3 с экраном и тонко-
стенной съемной юбки воспламе-
нителя.

Жаровая труба (рис. 5.6
и 5.7) кольцевого типа с 12 голов-
ками 1 выполнена из листового
жаропрочного сплава на никеле-
вой основе. К корпусу камеры
сгорания жаровая труба подве-
шена на шести штифтах 13 (см.
рис. 5.2). Основанием жаровой
трубы является лобовое кольцо 5

Рис. 5.3. Корпус камеры сгорания
Рис. 5.4. Схема коммуникаций, располо-
женных в ребрах корпуса камеры сго-
рания (со стороны реактивного сопла):
1 — отбор воздуха для нужд двигателя; 2 —
подвод огнегасящего состава; 3 — правый вос-
пламенитель; 4, 6, 10 — отбор воздуха для
нужд самолета; 5 — откачка масла; 7 — под-
вод масла; 8— левый воспламенитель; 9 —
суфлирование масляной полости

Рис. 5.5. Воспламенитель:

1 — корпус; 2 — пусковая форсунка; 3 —
свеча; 4 — экран свечи; 5 — дефлектор;

6 — юбка воспламенителя

А-А

тороидальной формы (см. рис. 5.7) с 12 выштампованными окнами,
к которым точечной электросваркой приварены головки 1. Коль-
цевая полость жаровой трубы создана наружным и внутренним ко-
жухами, состоящими из отдельных колец, соединенных между со-
бой точечной электросваркой. Посадка наружного и внутреннего
кожухов жаровой трубы в сопловый аппарат I ступени турбины
осуществлена по специальным посадочным кольцам 9 и 10. Кожуха
жаровой трубы принудительно охлаждаются воздухом. В местах
соединения колец кожухов вдоль всей жаровой трубы выполнен
ряд кольцевых охлаждающих щелей, образующих систему под-
слойного заградительноого охлаждения.

Топливный коллектор, предназначенный для подвода
топлива, состоит из двух полуколец и закреплен к корпусу каме-
ры сгорания на шести кронштейнах шестью хомутами с винтами.
На трубе коллектора установлены резиновые прокладки. К полу-
кольцам коллектора припаяны 12 штуцеров для присоединения
труб подвода топлива к рабочим форсункам и один штуцер для
подвода топлива из топливного регулятора. Трубы коллектора
выполнены из коррозионно-стойкой стали.
В процессе работы двигателя
кожух камеры сгорания и кони-
ческая балка нагружены разно-
стью давления воздуха (газа).
Стенки кожуха от разности дав-
ления испытывают напряжения
растяжения, а стенки конической
балки — напряжения сжатия. На-
пряжения в стенках этих деталей
пропорциональны перепаду дав-
лений и с изменением условий
эксплуатации изменяются мало.
Кроме этого на кожух действуют
осевые силы, а на коническую
балку — изгибающий момент от
радиальной силы подшипника
ТВД.

Рис. 5.6. Общий вид жаровой трубы

Осевые силы, действующие на кожух, могут значительно изменяться в зави-
симости от массы газа, проходящего через камеру сгорания, а масса газа зави-
сит от режима работы двигателя, скорости и высоты полета. Наибольшая масса

Рис. 5.7. Жаровая труба:

1 — головка; 2 — стабилизатор; 3—противонагарные отверстия; 4 — втулка под фиксирую-
щий штифт; 5 — лобовое кольцо; 6 — отверстия подвода воздуха; 7 — наружный кожух;
8, 12 — сопла; 9 — наружное посадочное кольцо; 10— внутреннее посадочное кольцо; 11 —
внутренний кожух; 13— отверстия подвода вторичного воздуха; 14—компенсационные про-
рези; А — воздухоподводящее отверстие; Б и В — воздухоподводящие щели
>газа проходит через камеру сгорания при полете на малых высотах с максималь-
ной скоростью. На кожух передается через фиксирующие штифты и 0'севая сила
от жаровой трубы. Она возникает как сила реакции при изменении скорости газа
и также пропорциональна массе газа, проходящей через камеру сгорания. По
приближенным подсчетам суммарная осевая сила, действующая на кожух камеры
сгорания, на взлетном режиме на земле примерно равна 1000 Н. Она направле-
на по полету и входит в величину тяги двигателя. Вследствие рационального
расположения на корпусе двигателя узлов крепления к самолету теоретически
осевая сила не вызывает напряжения в стенке кожуха, но нагружает стойки,
•соединяющие коническую балку с кожухом. По этой же причине крутящий мо-
мент, возникающий на сопловых аппаратах турбины, воспринимается задними
узлами крепления двигателя и ие передается на кожух камеры сгорания.

Изгибающий момент от радиальной силы, возникающий иа переднем под-
шипнике ротора ТВД и действующий на коническую балку, зависит от величи-
ны радиальной силы. Ее изменение в условиях эксплуатации рассмотрено в гл. 4.

Таким образом, конструкция камеры сгорания обеспечивает достаточную
прочность деталей камеры сгорания в различных условиях эксплуатации.

Труднее учесть влияние на прочность динамических нагрузок
(вибрации), а также неравномерный нагрев отдельных участков
камеры сгорания, поэтому в эксплуатации возможны дефекты ка-
мер сгорания. Наиболее распространенными эксплуатационными
дефектами деталей камеры сгорания являются местные перегре-
вы, коробления и прогары, трещины стенок жаровых труб.

Местные перегревы возможны при избыточной подаче топлива
во время запуска. Причиной прогаров, как правило, является от-
клонение факела пламени в сторону стенки жаровой трубы вслед-
ствие частичного засорения форсунки. Трещины стенок начинаются
чаще всего в местах сварки отдельных секций или у отверстий.

Глава 6

ТУРБИНА

6.1.	НАЗНАЧЕНИЕ, ТРЕБОВАНИЯ, ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Газовой турбиной называется лопаточная машина, в которой
происходит отбор энергии от газа и преобразование -ее в мощ-
ность на валу турбины. В реактивных двигателях полезная мощ-
ность турбины используется для привода компрессора и вспомога-
тельных агрегатов. В ТВД газовая турбина, кроме компрессора и
вспомогательных агрегатов, приводит во вращение воздушный
винт, создающий силу тяги.

По направлению движения газового потока турбины делятся
на осевые и радиальные. Наибольшее применение получили осе-
вые турбины.

Турбина является важнейшим узлом двигателя, определяющим
ресурс и надежность работы, поэтому к ней предъявляются жест-
кие требования. Турбина должна иметь высокий к.п.д. Это дости-
82
гается соответствующим профи-
лированием и тщательной обра-
боткой лопаток турбины, правиль-
ным выбором соотношений основ-
ных размеров и зазоров в рабочих
элементах турбины.

Она должна быть надежна
в работе. Надежность работы тур-
бины обеспечивается применени-
ем специальных жаростойких
и жаропрочных сплавов для дета-
лей турбины, а также применени-
ем охлаждения рабочих лопаток
и дисков рабочих колес.

Турбина должна иметь неболь-
шую массу и размеры. Малые га-
баритные размеры и масса дости-
гаются путем применения высоких
частот вращения ротора и повы-
шенных осевых скоростей газа
в ее проточной части.

Основными элементами турби-
ны (рис. 6.1) являются: сопловой
аппарат (СА) и рабочее колесо
(РК). СА состоит из ряда непо-
движных лопаток, расположенных
между двумя соосными бандаж-
ными кольцами. РК представляет
собой диск с венцом рабочих ло-
паток. СА вместе с корпусом об-
разует статор турбины, а РК с ва-
лом — ротор..

Совокупность неподвижного
СА и следующего за ним РК на-
зывается ступенью турбины. Раз-
вертка соосного цилиндрического
сечения ступени турбины по сред-
нему радиусу на плоскость по-

Рис. 6.1. Схема ступени турбины

Рис. 6.2. Сечение лопаток соплового
аппарата и рабочего колеса

казана на рис. 6.2.

Принцип работы ступени турбины заключается в следующем.
Рабочим телом в турбинах авиационных ГТД является газ, пред-
ставляющий собой продукты сгорания топливно-воздушной смеси.
В СА газ поступает из камеры сгорания со скоростью сг, давле-
нием рг и температурой Тт. Профилированные лопатки СА обра-

зуют суживающиеся криволинейные каналы, в которых за счет

геометрического воздействия происходит процесс расширения
газа. При этом скорость увеличивается, давление и температура
уменьшаются. Кроме того, газовый поток закручивается в направ-
лении вращения РК-
Газовый поток, покидая СА с абсолютной скоростью Ci, по-
ступает в РК турбины с относительной скоростью w1 = ci — и.
Лопатки РК в общем случае также образуют суживающиеся кри-
волинейные каналы, в которых происходит дальнейшее расшире-
ние газа, поэтому его относительная скорость возрастает до w2,
а температура и давление уменьшаются. Кроме того, газовый по-
ток поворачивается в сторону, обратную направлению движения
лопаток. Абсолютная скорость газа вследствие преобразования
части кинетической энергии в механическую работу на лопатках
турбины уменьшается от ct до с2.

При обтекании лопаток РК давление на вогнутой стороне
лопатки оказывается больше, чем на выпуклой. В результате
образуется аэродинамическая сила, приложенная к лопатке.
Окружные составляющие этих сил, действующих на каждую ло-
патку, создают крутящий момент, который приводит во враще-
ние РК.

Эффективность турбины оценивается ее коэффициентом полез-
ного действия. В авиационных турбинах учет всех потерь обычно
производится с помощью
потока:

*

С1Л. т	zr а.(.т &1ал ^ад

к.п.д. по параметрам заторможенного

дг*

L — I

&i*

где LT — эффективная работа турбины;

адиабатная работа расширения газа в турбине.

Наряду с т]-г применяется эффективный (мощностной) к.п.д.,
определяемый отношением эффективной работы, снимаемой с вала
турбины, к располагаемой энергии газа, протекающего через тур-
бину:

т)т=-А-= - 	-2 -.	(6.3)

Сл.г	^ад.г + ^2

Этот к.п.д. учитывает все виды потерь в турбине, в том числе
и потери с выходной скоростью. Для современных авиационных
газовых турбин достигнутые значения рассмотренных к.п.д. на
расчетном режиме лежат в пределах:

т]*—0,89 .-ь. 0,93; гр=0,750,85.

Практика создания газовых турбин показывает, что наимень-
шие массу и габаритные размеры, а также высокий к.п.д. имеют
умеренно нагруженные ступени с окружными скоростями на сред-
нем диаметре иср = 3004-340 м/с и работой LT = 1404-180 кДж/кг.
Следовательно, работа, получаемая в одной ступени, ограничена
определенными пределами. Если потребная работа турбины боль-
ше, то необходим переход к многоступенчатым турбинам.
hl £1

Рис. 6.3. Турбина:

/ — наружная обойма переднего уплотнения; 2 — форсуночное кольцо; 3 — роликоподшипник ротора ТВД; 4— обойма заднего уплотнения; 5 —
крышка лабиринта; 6 — сопловой аппарат ТВД; 7 — ротор ТВД; статор ТНД; 9 — ротор ТНД; 10 — кожух наружного контура; // — корпус
задней опоры; /2 — насадок; 13 — кольцо; 14 — обойма уплотнения; 15 — корпус форсунок; 16 — трубопровод подвода масла; /7 — крышка; 18 —

экран; 19 — переходная втулка; 20 — стекатель
Таблица 6.1

ТРД		ДГРЦ			ТВД	
*			л		*	
"к	Z	У		Z		Z
4,5—5,5  5,5—6,0	1	0,7—1,5	9—10	2—3	4—5	2
	1—2	0,7-1,5	11—19	3—4	5—8,5	3
6,0—10,0	2	4—5	20-27	5—6	8,5—16	4—5
10—15	2—3	6—8	20—27	7—8	—	—
15	3	—	—	—	—	—

Ориентировочные значения числа ступеней z в зависимости от
степени повышения давления воздуха в компрессоре в стендовых
условиях и типа двигателя приведены в табл. 6.1.

Температура газа перед турбиной Тг* (К) на взлетном режиме
(Я = 0;У = 0):

При tH, °C

15...................................................  1185

30 ................................................... 1202

60 ................................................... 1223

Турбина двигателя АИ-25 (рис. 6.3) состоит из турбины вы-
сокого давления (ТВД) и турбины низкого давления (ТНД).
ТВД — осевая, одноступенчатая, служит для привода КВД и
агрегатов. ТНД — осевая, двухступенчатая, вращает ротор КНД.

6.2.	КОНСТРУКЦИЯ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ

Основными узлами ТВД являются статор и ротор.

Статор ТВД состоит из соплового аппарата 6 (см. рис. 6.3)
и деталей смазки и уплотнения подшипника. В сопловой аппарат
ТВД входят сварные наружный и внутренний корпусы и 51 сопло-
вая лопатка.

Наружный корпус прикреплен 44 болтами к наружному кожу-
ху корпуса камеры сгорания, служит для центрирования наруж-
ного кольца жаровой трубы и крепления лопаток СА.

Внутренний корпус СА прикреплен к конической балке ка-
меры сгорания. Он является опорой для лопаток СА, а также
служит для центрирования внутреннего кольца жаровой трубы.
Внутренний корпус имеет уплотнительное кольцо, покрытое для
лучшей приработки металлокерамическим составом.

Лопатка СА — пустотелая, с полками. Внутри лопатки заваль-
цован дефлектор для поджатия охлаждающего воздуха к стенкам
лопатки. Передний выступ наружной полки входит в проточку
наружного корпуса, а задний, находясь в радиальном пазу, фик-
сирует лопатку в окружном направлении.
30 29	28	21	20	25	29

Рис. 6.4. Ротор ТВД:

1 — упорная втулка; 2, 4, 6, 12, 14, 16 — графитовые кольца; 3, 15 — распорные кольца;
-5, 13— пружина; 7, 11 — упорные кольца; 8, 23, 25 — гайки; 9— регулировочное кольцо;
10, 29 — роликоподшипники; 17 — лабиринтное кольцо; 18 — болт; 19 — вал; 20 — рабочее
жолесо: 21 — балансировочный груз; 22 — контровочный замок; 24 — контровочное кольцо;
26 — упорное кольцо; 27, 30 — кольца; 28 — уплотнительная втулка

Ротор ТВД (рис. 6.4) состоит из рабочего колеса. 20, вала 19,
роликоподшипника 10, регулировочного кольца 9, определяющего
положение рабочего колеса относительно статора, и элементов
уплотнения.

Вал турбины изготовлен из стали 40ХНМА, выполнен полым.
В передней части имеет эвольвентные шлицы, с помощью которых
передается крутящий момент от ротора турбины к ротору КВД.
Задний конец вала заканчивается фланцем для крепления РК-
Вал турбины центрируется относительно заднего вала ротора
КВД по цилиндрическим пояскам вала и упорного кольца 26.

Рабочее колесо ротора турбины состоит из диска и 134 ра-
бочих лопаток. Оно соединено с валом шестью болтами, призонные
участки которых служат для центрирования РК относительно вала
и для передачи крутящего момента.
Диск турбины изготовлен из сплава ХН77ТЮР, имеет шесть
бобышек с отверстиями под стяжные болты и лабиринтные бурты
с обеих сторон. На болтах 18 в стыке между валом и диском в
канавках поставлены стопорные кольца Гайки 23 стяжных болтов
зафиксированы от проворота шайбами. В елочных пазах диска
закреплены попарно рабочие лопатки, которые в осевом направ-
лении зафиксированы пластинчатыми замками.

Рабочие лопатки выполнены из жаропрочного сплава ЖС6К,
состоят из верхней полки, пера, нижней полки, ножки и замка.
На верхней полке лопатки выполнены гребешки лабиринта, слу-
жащие для уменьшения перетекания газа над РК. Нижняя полка
лопатки спереди и сзади имеет выступы для уменьшения циркуля-
ции газа в междисковой полости. Ножка лопатки выполняет роль
термического сопротивления, уменьшающего нагрев обода диска.
Балансировка ротора турбины достигается перестановкой лопаток
и балансировочными грузами 21, которые помещают в проточку
под лабиринтным буртом диска.

Полость, в которой размещен роликовый подшипник 10, имеет
переднее и заднее уплотнения.

К переднему уплотнению относятся: упорная втулка 1, разрез-
ное графитовое кольцо 2, распорное кольцо 3, два графитовых
кольца 4 и 6. пружина 5 между ними и ее обойма, кольцо 30 и
упорное кольцо 7 с пазами для слива масла из внутренней поло-
сти вала компрессора.

Заднее уплотнение включает: упорное кольцо 11 с пазами для
слива масла из внутренней полости вала компрессора, кольцо 27,
два графитовых разрезных кольца 12 и 14 с пружиной 13 и ее
обоймой, распорное кольцо 15, графитовое кольцо 16 и лабиринт-
ное кольцо 17. Регулировочное кольцо 9, внутренняя обойма под-
шипника кольца заднего уплотнения и вал турбины затянуты в
осевом направлении гайкой 25, которая воспринимает осевые
усилия, возникающие в процессе работы. Гайка 25 зафиксиро-
вана от поворота кольцом 24.

6.3.	КОНСТРУКЦИЯ ТУРБИНЫ НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ

Турбина низкого давления состоит из статора и ротора.

Статор ТНД, в свою очередь, состоит из наружного корпуса
(см. рис. 6.3), 83 лопаток СА II ступени, внутреннего корпуса СА
II ступени турбины, 79 лопаток СА III ступени турбины, внутрен-
него корпуса СА III ступени турбины.

Наружный корпус ТНД закреплен к фланцу наружного корпу-
са ТВД и поддерживает наружные полки сопловых лопаток. Соп-
ловые лопатки II и III ступеней турбины двумя зубьями верхней
полки входят в проточки наружного корпуса, в окружном направ-
лении они фиксируются выступами, заходящими в пазы корпуса.

Внутренние корпусы СА II и III ступеней турбины состоят из
колец, которые центрируются относительно наружного корпуса с
Рис. 6.5, Ротор ТНД:

1 — резьбовая втулка; 2 — вал; 3 — дистанционная втулка; 4, 16, 26 — гайкн; 5, 25 — роли*
•коподшипники; 6— форсуночное кольцо; 7, 9, 19, 21, 23 —графитовые кольца; 8, 22—пру-
жины; 10, 20, 35, 36, 38—кольца; 11 — регулировочное кольцо; 12— болт; 13 — балансиро-
вочные грузы; 14— рабочее колесо II ступени; 15— рабочее колесо III ступени; 17, 28,
30, 39 — уплотнительные кольца; 18, 29, 31, 32, 40 — втулки; 24 — упорное кольцо; 27 —
«топорное кольцо; 33 — маслоподводящая труба; 34 — труба кожуха: 37 — распорная втулка

помощью лопаток, диафрагм и уплотнительных колец, внутренние
поверхности которых для лучшей приработки покрыты металлоке-
рамическим составом.

Ротор ТНД (рис. 6.5) состоит из рабочих колес II и III сту-
пеней, вала с .роликовыми подшипниками, элементами уплотнений,
маслопроводом и кожухом.

Вал — стальной, пустотелый. На переднем конце вала имеются
наружные эвольвентные шлицы, которые служат для передачи
крутящего момента через рессору к ротору КНД. Осевое усилие
от ротора турбины передается на стяжной болт через резьбовую
втулку 1, зафиксированную от проворота штифтом. Внутри вала
2 ввернут маслопровод, состоящий из передней втулки 40, масло-
проводящей трубы 33, кольца 35 и задней втулки 31, в которую
запрессована бронзовая втулка, зафиксированная от поворота
штифтом. В месте перехода масла из передней втулки в вал пре-
дусмотрено соответствующее уплотнение.

Маслоподводящая труба 33 законтрена от поворота и поддер-
живается от прогиба кожухом. На переднем конце вала разме-
щены кольцо 11, регулирующее положение внутренней обоймы
роликоподшипника 5 относительно наружной обоймы при сборке
турбины, три элемента уплотнения, форсуночное кольцо 6 и внут-
ренняя обойма роликоподшипника 5. Все они затянуты в осевом
направлении гайкой 4, которая зафиксирована от поворота дис-
танционной втулкой 3.

На заднем конце вала находятся детали уплотнения масляной
полости роликоподшипника 25 ТНД, упорное кольцо 24, внутрен-
няя обойма подшипника 25 с роликами и сепаратором. Все эти
детали затянуты гайкой 26, которая зафиксирована от проворота
шайбой.

Конструкция рабочих колес II и III ступеней турбины анало-
гична конструкции рабочего колеса ТВД. Соединены они с валом
шестью болтами, конические призонные участки которых служат
для центрирования РК относительно вала и передачи крутящего
момента.

Балансируется ротор ТНД перестановкой лопаток и введе-
нием балансировочных грузов в проточки под лабиринтными бур-
тами дисков II и III ступеней турбины.

6.4.	ОХЛАЖДЕНИЕ ТУРБИНЫ

Диски турбины, замковые соединения и ножки рабочих лопа-
ток охлаждаются вторичным воздухом из камеры сгорания. К дис-
ку ТВД воздух поступает через отверстие 1 (рис. 6.6) во внутрен-
нем корпусе СА. Через отверстие 7 контровочного кольца воздух
попадает в полость между диском ТВД I ступени и диском II сту-
пени, затем через зазор 6 между валом ТНД и диском II ступени

Рис. 6.6. Схема охлаждения турбины:

1 — отверстия подвода воздуха на охлаждение ротора ТВД; 2 — отверстия выхода воздуха»
охлаждающего внутренний корпус соплового аппарата ТВД; 3 — место входа воздуха, ох-
лаждающего лопатку соплового аппарата ТВД; 4 — трубопровод подвода воздуха из-за-
III ступени КВД на охлаждение диска III ступени ТНД; 5 — отверстия подвода воздуха»
охлаждающего корпус подшипника задней опоры; 6 — зазор для подвода охлаждающего
воздуха в полость между дисками II и III ступеней турбины; 7—отверстия подвода ох*
лаждающего воздуха за диск ТВД
воздух попадает в полость между дисками II и III ступеней тур-
бины.

Со стороны реактивного сопла диск III ступени турбины ох-
лаждается воздухом, поступающим из-за III ступени КВД через
трубопровод 4, который проходит внутри стойки корпуса задней
•опоры. Охлаждающий воздух, заполняя полость у диска, препят-
ствует поступлению горячих газов к полотну диска, а также осу-
ществляет наддув переднего уплотнения подшипника задней
споры.

Лопатки СА ТВД охлаждаются вторичным воздухом, который
входит с наружного торца лопатки внутрь дефлектора. Затем воз-
дух через окна дефлектора охлаждает входную кромку и стенки
лопатки и выходит у выходной кромки лопатки.

Внутренний корпус СА ТВД охлаждается вторичным возду-
хом камеры сгорания, проходящим через отверстия 2. Наружный,
корпус турбины охлаждается воздухом наружного контура дви-
гателя, который поджимается к корпусу кожухом.

Корпус подшипника задней опоры турбины охлаждается воз-
духом, поступающим через отверстия 5 стоек наружного контура
двигателя.

6.5.	КОРПУС ЗАДНЕЙ ОПОРЫ И РЕАКТИВНОЕ СОПЛО

Рис. 6.7. Общий вид корпуса задней
опоры

Корпус задней опоры (рис. 6.7) выполнен как одно целое с
реактивным соплом внутреннего контура. Вместе с кожухом на-
ружного контура 10, насадком 12
и стекателем 20 (см. рис. 6.3) он
образует газовоздушный тракт на
выходе двигателя.

Корпус задней опоры (рис.
6.8) состоит из корпуса подшип-
ника 1, шестй полых радиальных
стоек 8, приваренных к нему,
и кольца подвески. Полые ради-
альные стойки образуют своими
основаниями кольцевую полость.
С наружной стороны стойки при-
варены через манжеты к кольцу
подвески.

В средней части к стойкам че-
рез манжеты приварены силовой
кожух 11 и реактивное сопло.

В стойках корпуса задней опо-
ры проходят трубопроводы подво-
да масла к подшипнику задней
опоры ротора ТВД и отвода его

из полости подшипника, суфлиро-
вания полости подшипника, под-
Рис. 6.8. Корпус задней опоры:

1 — корпус подшипника; 2, 21 — втулки; 3, 5, 10, 15 — кольца; 4 — диафрагма; 6 — внутрен-
ний кожух; 7 — трубка подвода масла; 8—стойка; 9— обтекатель; 11— силовой кожух;.
12— наружный кожух; 13, 19, 17, 21 — фланцы; 14— корпус задней опоры; 16 — такелажная
втулка; 18, 24—накладка; 20 — трубопровод подвода огнегасящего состава; 22—трубо-
провод подвода охлаждающего воздуха; 23 — трубопровод подвода масла; 25 — переход-
ник; 26 — центрирующий фланец

вода огнегасящего состава, подвода воздуха для охлаждения дне-
ка III ступени турбины и для подпора элементов графитового уп-
лотнения. В верхней части переднего фланца кольца подвески за-
вальцованы две такелажные втулки 16 с кольцами.

К переднему фланцу корпуса подшипника 1 задней опоры тур-
бины прикреплены болтами обойма уплотнения 14 (см. рис. 6.3)
и кольцо 13 с металлокерамическим покрытием в месте работы
гребешков лабиринта диска III ступени турбины. В проточке
кольца 13 установлено разрезное уплотнительное кольцо. Наруж-
ная обойма подшипника задней опоры турбины с корпусом фор-
сунок 15 в осевом направлении затянута гайкой. В корпус фор-
сунок впаяны две маслоподводящие трубки. Спереди корпус фор-
сунок имеет переходную втулку 19 с уплотнительным кольцом,
зафиксированную в осевом направлении стопорным кольцом.
Масло к корпусу форсунок подводится через трубопровод 16.

К заднему фланцу корпуса подшипника через прокладку при-
креплены крышка 17 и экран 18, состоящий из крышки и трубы
со втулкой, которая заходит в центральное отверстие стекате-
ля 20.

Передним фланцем кольца подвески корпус задней опоры при-
креплен к кожуху наружного контура 10, имеющему осевой
разъем в вертикальной плоскости. Кожух наружного контура со-
стоит из переднего фланца, кожуха, заднего фланца и продольных
фланцев на каждой половине кожуха. На кожухе приварены
фланцы для крепления трубопровода суфлирования дренажного
бачка, суфлирования разделительного корпуса двигателя и бо-
бышки со шпилькой подвода масла к задней опоре. Кроме того,
выполнен ряд отверстий для переходников трубопроводов, подво-
дящих масло, огнегасящий состав, воздух для охлаждения дис-
ка III ступени турбины и подпора уплотнения.

К заднему фланцу корпуса задней опоры болтами прикреплен
насадок 12, образующий проточную часть сопла наружного кон-
тура/ Насадок состоит из переднего фланца, заднего кольца же-
сткости и конуса с четырьмя прикрепленными амортизаторами,
в которых установлено по два болта для крепления термопар.

На заднем фланце кольца подвески и фланце насадка имеется
16 болтов для крепления кольца хвостовой части гондолы двига-
теля.

К внутреннему фланцу реактивного сопла шестью болтами
крепится стекатель 20, состоящий из фланца, кожуха, конуса с
накладкой, диафрагмы и кольца.

Степени расширения газов при работе двигателя на взлетном
режиме в стендовых условиях и в условиях МАС следующие:

Jtp.ci= 1,48; Лр.сц= 1,67.

Реактивные сопла двигателя — нерегулируемые, сужающиеся.

6.6.	ПРОЧНОСТЬ ДЕТАЛЕЙ ТУРБИНЫ

В гл. 4 рассмотрены вопросы оценки прочности наиболее нагруженных де-
талей компрессора. Все изложенное в подразд. 4.6 относится также и к анало-
гичным деталям турбины. Особенностью нагружения деталей турбины является
более высокая их температура. Повышенная температура снижает механические
качества материалов, из которых изготовлены детали, а неравномерный нагрев
вызывает дополнительную деформацию, следовательно, и напряжения в деталях.
Это особенно сказывается на снижении прочности рабочих лопаток и дисков
турбины. Рабочие лопатки имеют неодинаковую температуру по периметру се-
чений, что приводит к изгибу и дополнительному напряжению в лопатках. Кроме
того, температура по длине лопатки неодинакова, а следовательно, и допускае-
мые напряжения,, будут различными в разных сечениях. Поэтому коэффициент
запаса прочности .может быть минимальным не в том сечении, где наибольшие
напряжения, а там, где наибольшая температура. Для определения минималь-
ного коэффициента запаса прочности надо знать изменение температуры и до-
пускаемых напряжений по длине лопатки. На рис. 6.9 показано изменение пре-
дела длительной прочности трех конструкционных сплавов с повышением их
температуры. Даже у такого жаропрочного сплава, как XH77TIOP, при нагреве
до 900° предел длительной прочности снижается в 2,5 раза. Дальнейшее повы-
шение температуры снижает предел длительной прочности до нуля. Применение
конструкционной стали и титановых сплавов при температуре выше 300° С
нецелесообразно.

Характер изменения напряжений, температуры и запаса прочности по длине
турбинной лопатки показан иа рис. 6.10. Изменение температуры газа, а следо-
вательно, и материал лопатки выбирают такими, чтобы в корневом сечении, где
действуют максимальные напряжения, температура была минимальной. Харак-
тер изменения температуры по длине лопатки, показанный на рис. 6.10, является
типичным для газовых турбин. При известной температуре газа на входе на
рабочую лопатку 7'1 температура лопатки Тл (К) может быть определена по.
формуле

2300 ’
.Рис. 6.9. Зависимость предела дли-
тельной прочности от температуры:

1 — конструкционная сталь; 2 — жаро-
прочный сплав ХН77ТЮР; 3— титановый
сплав ВТЗ

Рис. 6.10. Изменение напряжений,
температуры и коэффициента запаса
прочности по длине лопатки

г где т] — коэффициент неполноты вос-
становления кинетической энергии
(T] ~ 0,85); д'1 — скорость газа на
входе на лопатку.

Температура неохлаждаемой ло-
патки на 3—4% выше* температуры
газа. Для повышения к. п. д. двигате-
лей необходимо увеличивать темпера-
туру газа перед турбиной. В этом
случае для обеспечения прочности
лопаток их делают охлаждаемыми.
Охлаждение обычно производится
воздухом. Температура охлаждаемых
лопаток зависит от интенсивности их
охлаждения. На двигателе АИ-25
охлаждаются вторичным воздухом
лопатки СА I ступени турбины.

Коэффициент запаса прочности ло-
патки определяется по формуле
^ = оДоп/оэк; за эквивалентные напря-
жения принимают суммарные напря-
жения от действия центробежных и
газодинамических сил. Как видно из
рис. 6.10, минимальный запас прочно-
сти будет на расстоянии около 0,3
длины лопатки от корня. Кривая до-
пускаемых напряжений строится на
основании экспериментальных измере-
ний допускаемого напряжения при
различных температурах с учетом
длительности нагружения. Оказывает-
ся, при повышенных температурах
прочностные показатели (допускаемое
напряжение) зависят от длительности
иагружеиия.

С увеличением времени нагруже-
ния при неизменной температуре воз-
никают необратимые деформации в
детали — ползучесть. Это явление мо-
жет вызвать разрушение лопатки или
выбирание зазора между концами
лопаток и корпусом. Для лопаток
турбины важным фактором, характе-
ризующим их надежность, является
длительная прочность материала, по
которой и оценивается запас прочно-
сти.

На <рис. 6.11 приведена диаграмма
прочности для шести жаропрочных
сплавов, пользуясь которой можно
определить величину допускаемого
напряжения при данной температуре

материала детали и выбранной продолжительности нагружения. В этих условиях
нижняя часть диаграммы представляет собой зависимость длительной прочности
от времени. При изменившейся температуре лопатки новый коэффициент запаса
прочности k'=ka‘on/anon,

где одоп— новое значение допускаемого' напряжения при изменившейся темпе-

ратуре. По этой формуле можно решить и обратную задачу: определить адоп
и температуру лопатки при желаемом (заданном) значении k.
Положение с оценкой проч-
ности детали коренным обра-
зом изменяется, если воздейст-
вие температурного поля явля-
ется циклическим. В этом слу-
чае наступает явление терми-
ческой усталости, которое явля-
ется следствием изменения
теплофизических и механиче-
ских свойств материала. Лопат-
ки, подвергшиеся циклическому
действию температур, имеют
более низкий предел длитель-
ной прочности, чем лопатки, ие
подвергшиеся воздействию теп-
лосмен.

На сопротивляемость ма-
териала термической усталости
от числа температурных цик-
лов оказывают влияние: харак-
тер и величина статической на-
грузки, температурные харак-
теристики цикла, состояние по-
верхности детали, состав и
структура сплава, наличие в
топливе серы и т. п.

Повышение чистоты по-
верхности лопатки, особенно
тщательная полировка, защит-
ные покрытия уменьшают ин-
тенсивность появления микро-
трещин и способствуют повы-
шению сопротивляемости мате-
риала термоусталостиому раз-
рушению.

Необходимо внимательно
относиться к механическим по-
вреждениям (вмятинам, дефор-
мациям и т. п.) на поверхности
и особенно на кромках лопа-
ток. Они могут стать началом
микротрещин, а затем и разру-
шения лопаток.

В эксплуатации частота
теплосмен обусловливается час-
тотой рейсов. Чем больше за-
пусков и остановок двигателей,

Рис. 6.11. Диаграмма прочности для различных
сплавов:

1 — ЖС6К; 2 — ЖС6КП; 3 — ХН55ВМТКЮ; 4 —
ХН70ВМТЮФ: 5 — ХН70ВМТЮ; 6— ХН77ТЮР

а также проверок приемистости производится в сутки, тем большее число тепло-
смен испытывают детали горячей части двигателя. Это следует учитывать при
назначении ресурса двигателя.

Диски турбин подвержены тем же силовым воздействиям, что и диски ком-
прессоров, прочность которых рассмотрена в гл. 4. Диски турбин дополнительно-
нагружены напряжениями, возникающими вследствие неравномерного их нагре-
ва. Эти напряжения так же, как и напряжения от центробежных сил, действу-
ют в радиальном и окружном <4*' направлениях. Температура дисков
иа периферии выше, чем в центре или на поверхности отверстия (в дисках
с отверстием). Поэтому окружные напряжения на некоторых радиусах от центра-
становятся отрицательными, (напряжениями сжатия). Величина температурных
напряжений и прямо пропорциональна перепаду температур, коэф-
фициенту линейного расширения и модулю упругости материала. Перепад темпе-
ратур по радиусу диска зависит от температуры газа перед турбиной и от ин-
тенсивности охлаждения диска. На выполненных двигателях при установившемся
режиме работы перепад температур на дисках первой ступени AZ=200-^250° С.
Кроме этого, наблюдается перепад температуры на переднем и заднем торцах
диска; он больше на периферии и достигает 100—120° С. Наибольшая темпера-
тура обычно на заднем торце диска. Перепад температур на торцах вызывает
изгиб диска и, следовательно, напряжения изгиба. Но они сравнительно невели-
ки и при определении запаса прочности по максимальным (разрушающим) на-
пряжениям обычно не учитываются.

На рис. 6.12 показан примерный характер изменения по радиусу темпера-
туры, действующих напряжений, коэффициента запаса прочности и допускаемых
напряжений в диске I ступени турбины двигателя АИ-25 из сплава ХН77ТЮР.
Повышение температуры газа приводит к повышению температуры диска, к сни-
жению допускаемых напряжений и уменьшению коэффициента запаса прочности.
Если при этом повышается и перепад температур А/, то увеличиваются и тем-
пературные напряжения. Увеличение перепада температур наблюдается в начале
изменения температуры газа, а затем перепад примерно восстанавливается (это
зависит от охлаждения дисков). При изменении только допускаемого напряже-
ния (без учета изменения коэффициента линейного расширения и модуля упру-
гости) новый коэффициент запаса прочности k' изменится прямо пропорциональ-
но Одоп, т. е. на сколько процентов снизится допускаемое напряжение за счет
повышения температуры, на столько уменьшится и k.

При изменении перепада температур иа диске изменятся и температурные
напряжения. В этом случае новый коэффициент запаса прочности по максималь-
ному температурному напряжению а^ах надо определять по формуле
k' = аЛоп/(<Зтах №), где Д/ = Д/'/Д^— относительное изменение перепа-

да температур.

Из рассмотренного следует, что повышение температуры газа вызывает из-
менение ряда физико-механических свойств материала и величины допускаемых
напряжений в диске. Поэтому даже незначительное увеличение температуры газа
выше допустимой может привести к разрушению деталей турбины и категори-
чески запрещается.

Рис. 6.12. Примерный характер изменения температуры, напряжений и коэффи-
циента запаса прочности по радиусу диска I ступени турбины:

Г’к — контурная нагрузка; 0	—окружные и о И радиальные напряжения от неравномер-

него нагрева диска; Gr и а х — радиальные н окружные напряжения от центробежных сил;

и — суммарные окружные и радиальные напряжения; оэк — эквивалентные на-
пряжения; сгдоп — допускаемые напряжения
Глава 7

СИСТЕМА СМАЗКИ И СУФЛИРОВАНИЯ

7.1.	НАЗНАЧЕНИЕ, ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПАРАМЕТРЫ,
ХАРАКТЕРИЗУЮЩИЕ СИСТЕМУ СМАЗКИ

Совокупность агрегатов, устройств и маслопроводов, обеспечи-
вающих подачу масла в двигатель, отвод его из двигателя, охлаж-
дение и контроль параметров масла, образует систему смазки.
Назначение системы смазки заключается в поддержании нормаль-
ного температурного состояния трущихся деталей (подшипников,
зубчатых зацеплений), в уменьшении их изнашивания и потерь на
трение. Кроме этого, масло предохраняет детали от коррозии и
отводит из двигателя продукты изнашивания трущихся поверхно-
стей. Часто масло используется и как рабочее тело в гидромеха-
низмах, расположенных на двигателе.

К системе смазки предъявляются следующие требования:

обеспечение надежной подачи масла при запуске и на всех
режимах работы двигателя в полете при различных температурах
и давлении наружного воздуха;

сохранение требуемых качеств масла в течение установленного
срока;

автоматическое поддержание необходимой температуры и дав-
ления масла;

удобство подхода к элементам системы и простота ее обслу-
живания;

надежный контроль параметров системы;

минимальный расход масла.

В ГТД дозвуковых самолетов применяют циркуляционные си-
стемы смазки, в которых масло из двигателя направляется в цент-
робежный воздухоотделитель, затем в радиатор для охлаждения
и далее в бак. Из' бака масло забирается насосом и подается
в нагнетающую магистраль двигателя. Такая система применена
и на двигателе АИ-25. Особенностью сисп
АИ-25 является то, что все элементы сист
масляный бак и топливно-масляный радиа-
тор, расположены на двигателе.

Нагрев подшипников качения, применяе-
мых в ГТД, обусловливается упругой дефор-
мацией шариков или роликов и беговых до-
рожек колец подшипников под действующей
на них нагрузкой (рис. 7.1). При деформа-
ции элементов подшипника и возвращении
сдеформированных участков в исходное по-
ложение возникает внутреннее трение меж-
ду частицами металла, что и приводит к на-
греву подшипника. Количество выделяюще-
гося при этом тепла Q (кДж/мин) прямо

смазки двигателя
смазки, включая

Рис. 7.1. Схема дейст-
вия сил на элемент
подшипника качения
УДК 629.7.036.3.004

Францев В. К., Шерлыгин Н. А. Силовая установка самолетов
Як-40 и М-15. М.: Транспорт, 1981. — 231 с., ил.

В книге описаны конструкция силовых установок самолетов
Як-40 и М-15, устройство систем, обеспечивающих нормальную ра-
боту двигателей, особенности эксплуатации силовых установок.

Книга предназначена для летного и инженерно-технического со-
става предприятий, эксплуатирующих самолеты Як-40 и М-15, мо-
жет быть использована учащимися авиационных учебных заведений.

Рецензенты д-р техн, наук В. П. Иванов и каид. техн, наук
Ю. Н. Рогальский.

31808—190

049(01)—81

190—81.	3606000000

© Издательство «Транспорт», 1981.
ОТ АВТОРОВ

Развитие современной авиации характеризуется исключительно
быстрыми темпами. В решениях XXVI съезда КПСС предусматри-
вается дальнейшее развитие 'воздушного транспорта. Уже начата
эксплуатация новых пассажирских самолетов Ил-86, Як-42, грузо-
вых самолетов Ил-76. Ставится задача создания самолета сельско-
хозяйственной авиации с летно-техническими и экономическими ха-
рактеристиками, соответствующими перспективным требованиям
развития гражданской авиации.

В качестве силовых установок на дозвуковых пассажирских са-
молетах чаще всего используются двухконтурные турбореактивные
двигатели. Они в настоящее время занимают доминирующее поло-
жение по сравнению с другими типами авиационных ГТД. Более
10 лет успешно эксплуатируется пассажирский самолет Як-40 с
двухконтурным ТРД АИ-25, предназначенный для регулярных по-
летов на местных воздушных линиях. В последнее время в эксплуа-
тацию поступил новый самолет сельскохозяйственной авиации М-15
с двигателем АИ-25, разработанный советскими и польскими инже-
нерами.

Литература по силовым установкам самолетов Як-40 и М-15
практически отсутствует. Авторы поставили перед собой задачу на-
писать книгу, способствующую подготовке пилотов, техников, ме-
хаников к грамотной эксплуатации силовых установок самолетов
Як-40 и М-15, пониманию существа основных эксплуатационных ог-
раничений, имеющихся в руководствах по эксплуатации этих само-
летов, а также’предупреждению летных происшествий и предпосы-
лок к ним.

В книге рассмотрены устройство двигателя, его параметры, ра-
бота систем и их агрегатов. Оценено влияние изменения режимов
и условий эксплуатации на силовое нагружение деталей и на их
прочность. Для лучшего понимания физической сущности процес-
сов, протекающих в работающем двигателе, в книге даны теорети-
ческие обоснования этих процессов. Большое внимание уделено
эксплуатации двигателя, его систем и агрегатов.

Авторы стремились не дублировать руководство по летной экс-
плуатации самолетов Як-40 и М-15, а только объяснить и обосно-
вать отдельные положения и ограничения, предусмотренные в ру-
ководствах.

Авторы надеются, что данная книга будет способствовать повы-
шению квалификации летного и технического состава подразделе-
ний гражданской авиации, а следовательно, повышению эффектив-
ности и безопасности полетов самолетов Як-40 и М-15. Она может
Для лучшего охлаждения подшипника подаваемое к нему
масло должно омыть возможно большую поверхность его элемен-
тов. Опыт показывает, что для этой цели лучше всего подавать
масло через калиброванные отверстия в виде струек в зазор меж-
ду внутренним кольцом подшипника и сепаратором. В этом слу-
чае масло хорошо смазывает рабочую поверхность внутреннего
кольца подшипника, поверхность шариков или роликов и увлекае-
мое ими, а также под действием центробежных сил поднимается
к рабочей поверхности наружного кольца, смазывает ее и уходит
через зазор между сепаратором и наружным кольцом в маслоза-
борник, откуда уже забирается отсасывающим насосом. Калибро-
ванные отверстия выполняются в специальных форсунках, закреп-
ляемых в корпусе подшипника. На подшипники, требующие отво-
да большого количества тепла, масло подается через несколько
форсунок, расположенных равномерно по окружности. В табл. 7.1
указаны число форсунок, подающих масло на различные под-
шипники двигателя, и диаметр отверстий в форсунках.

Масло подводится к форсункам под давлением 200—400 кПа
на всех режимах работы двигателя и на всех высотах. При этом
температура масла на входе в двигатель должна быть в пределах
10—90° С. Минимальная температура масла на входе в двига-
тель, при которой разрешен запуск двигателя без подогрева,
—40° С. Контроль температуры и давления масла осуществляется'
прибором ЭМИ-ЗРИ, установленным на средней панели прибор-
ной доски в кабине пилотов. Температура масла на выходе из
двигателя не более 125° С (на самолете не контролируется).

7.2.	РАБОТА СИСТЕМЫ СМАЗКИ И ЕЕ АГРЕГАТЫ

Схема системы смазки двигателя показана на рис. 7.2.

Масло из маслобака 1 самотеком поступает в нагнетающую
секцию 23 маслоагрегата, откуда через обратный клапан 25 оно
подается в маслофильтр 28, расположенный на маслоагрегате.
Выйдя из маслоагрегата, масло делится на два потока и посту-
пает: по внутренним каналам в разделительном корпусе на смазку
подшипников роторов компрессоров и приводов агрегатов; по на-
ружному трубопроводу на смазку и охлаждение подшипников
турбин.

Из полостей подшипников передних и задних опор роторов
турбин масло откачивается секциями 19 и 20 маслоагрегата и по
общему каналу поступает в масляную полость разделительного
корпуса (поддон). Сюда же сливается масло после смазки и
охлаждения подшипников и деталей, расположенных в раздели-
тельном корпусе.

Из поддона масло откачивается основной откачивающей сек-
цией 24 и по каналам в разделительном корпусе направляется
в центробежный воздухоотделитель 17. Отделенное от воздуха
масло поступает для охлаждения в топливно-масляный агрегат/5
Рис. 7.2. Схема системы смазки:

I — маслобак; 2 — датчик замера давления масла на входе в двигатель; 3 — шарикопод-
шипник ротора КНД; 4— зубчатые колеса центрального привода; 5 — центробежный суф-
лер; 6 — роликоподшипник ротора КНД; / — верхний привод; 8 — шарикоподшипник рото-
ра КВД; 9, 11 — роликоподшипники ротора ТНД; 10 —* роликоподшипник ротора ТВД; 12 —
суфлирующий трубопровод; 13, 18, 30 — сливные краны; 14 — термостатический клапан;
15 — топливно-масляный агрегат; 16 — обратный клапан; 17 — воздухоотделитель; 19 — сек-
ция откачки масла из полостей передних подшипников турбины; 20— то же, из полости
заднего подшипника; 21— маслоагрегат; 22 — редукционный клапан; 23 — нагнетающая
секция; 24 — основная откачивающая секция; 25 — обратный клапан; 26— магнитная проб-
ка; 27—стружкосигиализатор; 28 — маслофильтр; 29 — датчик замера температуры масла;
31 — сигнализатор минимального уровня масла; 32 —* мерная линейка; 33 — заливная горло-
вина; 34, 35 — предохранительные клапаны

и оттуда в маслобак 1. Воздух из воздухоотделителя также отво-
дится в маслобак.

Для обеспечения охлаждения масла на входе в двигатель до
температуры не выше 90° С и устранения перегрева топлива пре-
дусмотрен дополнительный перепуск топлива через топливно-мас-
ляный агрегат в бак при помощи ограничителя максимальной тем-
пературы топлива — термостатического клапана 14.

Давление масла на входе в двигатель замеряется датчиком
2, установленным на разделительном корпусе. В нагнетающей ма-
гистрали давление масла поддерживается редукционным клапа-
ном 22 маслоагрегата в пределах 330—370 кПа на режиме номи-
нальной тяги на земле при температуре масла на входе в двига-
тель 50—70° С.

Температура масла на входе в двигатель контролируется дат-
чиком 29, установленным в маслобаке. Для слива масла из дви-
гателя имеются кран 18 в нижней части разделительного корпуса,
кран 30 на маслобаке и кран 13 на топливно-масляном агрегате.

Маслобак МБ-25 предназначен для пополнения маслом си-
стемы смазки двигателя, установлен на кронштейнах и закреплен
при помощи лент с правой стороны корпуса КНД. Он изготовлен
из алюминиевого сплава АМгб. В верхней части маслобака нахо-
дятся заливная горловина, мерная линейка, штуцер подвода мас-
ла, штуцер отвода воздуха и предохранительный клапан. Из топ-
ливно-масляного агрегата масло подводится в маслобак в зону
заборника, что сокращает время прогрева масла в системе. В шту-
цер отвода воздуха вмонтированы предохранительный клапан,
предотвращающий наддув полости маслобака при срабатывании
противопожарной системы двигателя.

В нижней части маслобака расположены сигнализатор мини-
мального уровня масла, сливной кран, штуцер отвода масла к
нагнетающей секции с датчиком температуры на входе в двига-
тель и заборник.

Воздух из воздухоотделителя 17 подводится в верхнюю часть
бака через штуцер, расположенный в задней части бака. Для
предотвращения выброса масла через дренаж и создания лучших
условий для воздуховыделенпя объем маслобака должен быть на
20—30% больше максимально допустимого количества масла в
баке, поэтому заливается в бак 7,5 л масла при объеме бака 10 л.

Датчик сигнализатора уровня масла СУЗ-14Т фиксирует ми-
нимальный уровень масла, необходимого для продолжения полета
к ближайшему аэродрому. Остаток масла в баке, при котором
выдается сигнал о минимальном его количестве, должен быть
1,2—2 л. Датчик состоит из коробки переключателя со штепсель-
ным разъемом и поплавка. Минимальное количество масла, при
котором разрешается вылет самолета, не менее 4,5 л.

Топливно- масляный агрегат 4717Т предназначен для
охлаждения масла, циркулирующего в масляной системе двигате-
ля, фильтрации и подогрева топлива с целью предупреждения
льдообразования на топливном фильтре.

Топливно-масляный агрегат (рис. 7.3) прикреплен кронштей-
нами к корпусу КНД и состоит из двух основных частей: топлив-
но-масляного радиатора и топливного фильтра. .Топливно-масля-
ный радиатор состоит из корпуса радиатора, крышек и охлажда-
ющего элемента. Охлаждающий элемент, расположенный внутри
корпуса, представляет собой два пакета, набранных из плоских
алюминиевых трубок. Снаружи к корпусу приварены четыре
крышки. В задней крышке штуцер для подвода масла, обратный
клапан и кран для слива масла, в задней верхней крышке — пре-
дохранительный клапан и штуцер для подвода масла в маслобак.
На верхней крышке имеется штуцер для стравливания воздушных
пробок из топливной системы, в передней крышке — фланец и
трубопровод для подвода топлива.

В корпусе топливного фильтра установлены: фильтрующий
пакет, перепускной клапан, термостатический клапан (рис. 7.4),
Выход масла

Рис. 7.3. Схема работы топливно-масляного агрегата

Рис. 7.4. Термостатический клапан:

/, 19 — кольца; 2, 12 — направляющие; 3, Л — штоки; 4, 10 — пробки; 5, 9 — мембраны;
6, 8 — термочувствительная масса; 7 — патрон; 13, 25 — тарелки; 14 — грибок; 15, 26 — пру-
жины; 16— втулка; 17 — стопорное кольцо; 18— уплотнительное кольцо; 20, 23 — кониче-
ские пружины; 21, 27—стаканы; 22 — шайба; 24 — корпус; 2S —стопорное кольцо
кран для слива топлива и штуцеры для подключения сигнализа-
тора перепада давления топлива на фильтре.

Горячее масло из двигателя (см. рис. 7.2) через обратный
клапан 16 поступает в радиатор топливно-масляного агрегата 15,
проходит последовательно по трубкам обоих пакетов, отдавая при
этом тепло холодному топливу, проходящему между трубками,
и направляется в маслобак. При повышении перепада давлений
масла в радиаторе до 100 ± 10 кПа открывается предохранитель-
ный клапан и часть масла поступает в маслобак, минуя трубки
радиатора. Топливо от центробежного насоса агрегата 760Б по-
ступает в полость верхней крышки, проходит между трубками и
направляется к фильтру. Здесь топливо очищается и подается к
насосу высокого давления агрегата 760Б.

В случае засорения фильтрующих элементов топливо в двига-
тель будет подаваться через перепускной клапан. При увеличении
перепада давлений на топливном фильтре более 40—50 кПа сра-
ботает сигнализатор давления, загорится сигнальная лампочка
«Прочистить фильтр» на щитке шпангоута в проходе. При поступ-
лении в полость термостатического клапана холодного топлива
клапан находится в закрытом положении. При температуре топ-
лива 60° С клапан начинает открываться. Топливо из полости кла-
пана поступает в штуцер перепуска топлива и через него обратно
в бак. Полностью клапан открывается при температуре топлива
80° С. Циркуляция дополнительного топлива через радиатор сни-
жает температуру масла и топлива.

.4 ’S 18 /7	18 15 Ilf	UJ

Рис. 7.5. Маслоагрегат МА-25:

I — прокладка; 2— нижняя крышка; 3 — втулка-подшипник; 4— нижний корпус; 5— веду-
щая шестерня секции откачки масла из полости подшипника задней опоры ротора ТНД;
6 — промежуточный корпус; 7 — ведомая шестерня секции откачки из полостей подшипни-
ков‘передних опор ротора турбины; 8 — верхний корпус; 9— ведущая шестерня нагнетаю-
щей секции; 10 — редукционный клапан; 11 — регулировочный винт; 12 — фильтр; /3 —
болт-съемник; 14 — верхняя крышка; 15 — уплотняющая манжета; 16 — ведущая шестерня
секции откачки из полости подшипников передних опор роторов турбин; 17—рессора; 18—
ведомая шестерня секции откачки масла из полости подшипника задней опоры ротора
ТНД; 19— ведущая шестерня основной откачивающей секции; 20 — ведомая вал-шестерня
основной откачивающей секции;

И — полость нагнетания; К — полость перепуска масла; X — полость фильтра; М — канал
подвода масла от заднего подшипника турбин'ы; Н— канал выхода масла к воздухо-
отделителю; Ц — канал входа масла к нагнетающей секции; Ш — канал подвода масла от
передних подшипников турбины; Ю — канал выхода масла в разделительный корпус
.Масло

Рис. 7.6. Воздухоотделитель ВО-25:

1— корпус; 2— валик ротора; 3 — крыльчатка; 4—штуцер отвода масла в топливно-масля-
ный агрегат; 5 — крышка; 6 — штуцер отвода воздуха в бак; 7 — болт; 8, 13 — уплотнения;
9, II — шарикоподшипники; 10, 12 — втулки подшипников;

А — канал подвода масла; Б— зазор; В— канал отвода воздуха в бак

Маслоагрегат МА-25 (рис. 7.5) расположен в нижней ча-
сти разделительного корпуса с левой стороны и прикреплен к нему
при помощи шпилек. Маслоагрегат состоит из четырех вмонтиро-
ванных в один корпус секций — маслонасосов шестеренчатого
типа: основной откачивающей секции, секции откачки масла из
полости подшипника задней опоры турбины, секции откачки масла
из полостей подшипников передних опор роторов турбин, нагне-
тающей секции. Кроме того, в маслоагрегате имеются редукцион-
ный и обратный клапаны и фильтр очистки масла.

Корпус маслоагрегата состоит из нижней крышки 2 (крышки
со стороны привода), нижнего 4, промежуточного 6, верхнего 8
корпусов и верхней крышки 14.

Основная откачивающая секция расположена в нижней части
маслоагрегата, предназначена для откачки масла из поддона и
подачи его в центробежный воздухоотделитель. Секции откачки
масла из полости задней опоры турбины и полостей подшипников
передних опор роторов турбин расположены в средней части мас-
лоагрегата.

Нагнетающая секция предназначена для нагнетания масла,
расположена в расточках верхней крышки маслоагрегата и со-
стоит из зубчатых колес, редукционного и обратного клапанов,
расположенных в верхней части агрегата и клапана стравливания
воздуха.

Редукционный клапан поддерживает давление масла в нагне-
тающей магистрали двигателя в пределах 250—400 кПа, состоит
из корпуса, тарелочного клапана, втулки, регулировочного винта
и уплотнительных прокладок.

Обратный клапан предназначен для предотвращения перете-
кания масла из маслобака в поддон на неработающем двигателе.

Перепускной клапан служит для перепуска неочищенного мас-
ла в случае засорения маслофильтра.

Воздухоотделитель ВО-25 (рис. 7.6)—центробежного
типа, установлен в нижней левой части разделительного корпуса,
предназначен для отделения воздуха от масла, поступающего из
основной откачивающей секции маслоагрегата.

Воздухоотделитель состоит из корпуса 1, крышки 5 и крыль-
чатки 3 закрытого типа. Масло из основной откачивающей секции
по каналу в разделительном корпусе попадает во внутреннюю по-
лость крыльчатки. Под действием центробежных сил масло от-
брасывается к периферии и через зазор между крыльчаткой и
крышкой поступает в улитку крышки воздухоотделителя, далее по
трубопроводу в топливно-масляный агрегат. Воздух по каналу
в валике 2, полому болту 7 и внешнему трубопроводу отводится
в маслобак.

Рис. 7.7. Дистанционный стружкосигиализатор СД-25:

1—колодка штепсельного разъема; 2 —прокладка; 3—провода; 4—хомут; 5— окна в
корпусе; 6 — корпус; 7 — сборник; 8 — поддон; 9 — контактные магниты; 10 — магнит: 11 —
'сигнальная лампа
Дистанционный
стружкосигнализатор
СД-25 (рис. 7.7) уста-
новлен в нижней части
поддона масляной по-
лости разделительного
корпуса и закреплен к
нему шпильками. Он ав-
томатически выдает си-

Рис. 7.8. Магнитная пробка:

/ — рукоятка; 2 — державка магнита; 3 — штифт; 4 —
корпус; 5, 8 — пружины; 6 — уплотнительное кольцо;

7 — ось; 9—-клапан; 10—магнит

гнал о наличии струж-
ки в масле. Стружко-
гигнализатор состоит из
наклонного сборника 7,

корпуса магнитов и ди-

электрика АГ-4В восьми постоянных магнитов 10.

Магниты расположены в стойках между окнами корпуса на

небольшом расстоянии друг от друга. К двум крайним магнитам
подсоединены провода, заканчивающиеся колодкой штепсельного

разъема 1, к которой присоединены источник питания и сигналь-

ная лампочка.

При наличии стружки в масле стальные частицы притягива-
ются магнитами и при определенном их количестве замыкают
электрическую цепь. В результате загорается световое табло на
панели приборной доски.

Магнитная пробка МП-25 (рис. 7.8) предназначена для
обнаружения в масле стальных частиц; состоит из корпуса 4, ру-
коятки 1, державки магнита 2, магнита 10 и клапана 9. Она раз-
мещена в канале откачки масла из полости разделительного кор-
пуса. Откачиваемое масло омывает магнит, при этом имеющиеся
в масле стальные частицы притягиваются к нему. При осмотре
магнитной пробки в процессе технического обслуживания на
земле устанавливается наличие или отсутствие изнашивания, раз-
рушения подшипников, зубчатых зацеплений.

Суфлирование двигателя. Масляные полости двига-
теля отделены от воздушных и газовых полостей уплотнениями.
Для обеспечения нормальной работы маслосистемы и уплотнений
масляные полости соединяются с атмосферой (суфлируются). Сое-
динение масляных полостей с атмосферой можно выполнить раз-
дельно или же все их соединить между собой и одну из них через
суфлер соединить с атмосферой.

На двигателе АИ-25 масляные полости подшипников опор ро-
торов турбин и маслобака соединены общим трубопроводом с
масляной полостью разделительного корпуса, которая соединяется
с атмосферой через центробежный суфлер 5 трубопроводом 12
(см. рис. 7.2).

В полости разделительного корпуса за счет эжекции создается
разрежение, улучшающее условия работы масляных уплотнений.

Центробежный суфлер (рис. 7.9) выполнен совместно
с приводом воздушного стартера СВ-25Б и предотвращает потери
Рис. 7.9. Центробежный суфлер:

1 — вал привода воздушного стартера; 2 — пробка; 3 — шестерня крыльчатки; 4 — шестер-
ня; 5 — кольцевое уплотнение; 6 — разделительный корпус; 7, 8 — шарикоподшипники;

А — отверстия для поступления эмульсии; Б — канал отвода воздуха в суфлирующий тру-
бопровод; В — отверстия для выхода воздуха

масла во время суфлирования масляных полостей двигателя. Для
защиты газовозд) шного тракта от проникновения масла через
опоры применяются безрасходные контактные 5 плотнения. Для
снижения давления перед контактным уплотнением подщппника
ТВД применяется лабиринтное уплотнение, полость которого сое-
динена с наружным контуром двигателя.

7.3.	УХОД ЗА СИСТЕМОЙ СМАЗКИ, ЕЕ ЭКСПЛУАТАЦИЯ

И ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ

Уход за системой смазки и ее обслуживание являются состав-
ной частью общего комплекса подготовки СУ к полету и произ-
водятся в период выполнения оперативных и периодических форм
технического обслуживания.
При всех видах осмотров необходимо проверять налияие течи
масла, через каждые 50 ч работы двигателя проверить уровень
масла в баках, осмотреть магнитную пробку, осмотреть и про-
мыть фильтр МА-25. Через 200 ч работы двигателя заменить
масло в двигателе, проверить срабатывание сигнализатора уровня
масла, промыть стружкоспгналпзатор. Минимальная температура
масла на входе в двигатель, при которой разрешается запуск без
подогрева, —40° С. При температуре ниже —40° С двигатель сле-
дует подогревать, если температура масла на входе в двигатель
ниже —20° С. Подогревают в течение 30—40 мин, пока темпера-
тура масла на входе не достигнет +5° С.

Несмотря на правильный уход за системой смазки, в эксплуа-
тации могут обнаружиться неисправности системы. Наиболее ха-
рактерные из них: отклонение давления или температуры масла
от допустимых значений; значительное изменение уровня масла
в баке; повышенный расход масла.

Во всех случаях отклонения параметров от допустимых зна-
чений прежде всего надо убедиться в исправности контрольных
приборов, что можно сделать и в полете. В случае невозможности
устранить неисправность надо действовать в соответствии с руко-
водством по летной эксплуатации.

Глава 8

СИСТЕМА ТОПЛИВОПИТАНИЯ

8.1.	НАЗНАЧЕНИЕ, ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ, ХАРАКТЕРИСТИКИ ТОПЛИВ

Система топливопитания предназначена для подачи топлива к
двигателям в количестве, необходимом для их нормальной работы
на всех установленных нормативно-технической документацией
режимах полета и на земле. Исходя из назначения к топливным
системам предъявляются следующие требования:

1.	Обеспечение питания топливом двигателей в любых усло-
виях полета при температуре топлива от —50 до +60° С.

2.	Безопасность в пожарном отношении и достаточная живу-
честь. Безопасность в пожарном отношении достигается герметич-
ностью системы в целом и ее отдельных агрегатов, живучесть —
дублированием и резервированием наиболее важных агрегатов,
а также кольцеванием системы питания двигателей.

3.	Вместимость топливных баков должна обеспечивать необ-
ходимую дальность и продолжительность полета. Невыработан-
ный остаток топлива не должен превышать 1,5%. Выработка топ-
лива из баков должна быть такова, чтобы на всем протяжении
полета изменение центровки ЛА было минимальным.

4.	Фильтрация топлива должна обеспечивать надежную работу
системы и двигателей, для чего в системе, как правило, преду-
сматривается установка фильтров грубой очистки с диаметром
ячеек до 40 мкм и фильтров тонкой очистки с чистотой фильтра-
ции 12—16 мкм.

5.	Распыл топлива, поступающего в камеру сгорания, должен
обеспечивать стабильность рабочего процесса двигателя на всех
возможных режимах и высотах полета.

6.	Простота эксплуатации и технического обслуживания.

В настоящее время в авиационных двигателях применяются почти исключи-
тельно топлива нефтяного происхождения, представляющие смесь различных
углеводородов.

Топлива принято делить на авиабензины, выкипающие в пределах примерно
40—180° С, и авиакеросины — в пределах 120—320° С. Для авиационных ГТД
в СССР нашли широкое применение керосины Т-1, ТС-1 и РТ. На самолетах,
совершающих длительные сверхзвуковые полеты, используется топливо Т-6,
отличающееся повышенной плотностью и термостабилыюстью.

Основные физико-химические свойства указанных топлив приведены в
табл. 8.1. В их число входят следующие.

1.	Плотность р при 20° С. Наибольшую плотность имеет топливо Т-6, наи-
меньшую— ТС-1 и РТ.

2.	Теплота сгорания топлива (теплотворность) Ни- Это количество тепла,
выделяющееся при полном сгорании единицы массы топлива в воздухе с на-
чальной температурой 20° С при давлении 100 кПа. Теплотворность топлива за-
висит от элементарного состава. Авиационные топлива имеют сравнительно
стабильный состав (84—86%С, 14—16%Н), поэтому и теплота сгорания у них
примерно одинакова — не меиее 43 000 кДж/кг. Чем больше теплота сгорания
топлива, тем больше дальность полета при неизменном запасе топлива иа борту
самолета.

3.	Испаряемость топлива. Определяется его фракционным составом и ха-
рактеризует пусковые свойства топлив. Лучшими пусковыми свойствами обла-
дают топлива более легкого состава с хорошей испаряемостью.

Таблица 8.1

Свойства	Топлива						
	Т-1	ТС-1	РТ	Т-6	В5Н.	н2 жидкий	сн4 жидкий
Плотность	р,  кг/л  Теплотворная способность Н и кДж/кг  То же. ккал/кг  Температура начала кипения, °C  Температура конца	выкипа-  ния, °C  Температура вспышки, °C  Температура на- чала кристалли- зации, °C  Теоретически необходимое ко- личество воздуха|	Не менее 0,8  Не менее 42 900  Не менее 10 250  Не выше  150  Не выше  280  Не ниже 30  Не выше —60  14,9	Не менее 0.775  Не менее 43 100  Не менее 10 300  Не выше 150  Не выше 250  Не ниже 28  Не выше —60  14,9	Не менее 0.775  Не менее 43 100  Не менее 10 300  Не ниже 135  Не выше 280  Не ниже 28  Не выше —60  14,9	Не менее 0.84  Не менее 43 100  Не менее 10 300  Не ниже  195  Не выше 315  Не выше —60  14,9	0,63  64 300*  15 350*  60  60  -47  13,1	0,071 ((—253°С)  116 700  27 800  —253  —253  —259  34,2	0,424 (-J62«C)  49 500  И 820  —16 2  — 162  —182  17,2

* С учетом теплоты конденсации борного ангидрида В2Оз. имеющего температуру ки-
пения 2150° С.
4.	Температура вспышки. Это температура топлива, при которой пары над
его открытой поверхностью вспыхивают при наличии над ней пламени или искры.
Характеризует пожарную опасность и в то же время легкость запуска холодно-
го двигателя.

5.	Температура замерзания (начала кристаллизации). Это температура топ-
лива, при которой в нем появляются видимые невооруженным глазом кристаллы.

Кроме керосинов в таблице приведены также свойства бороводорода В5Н9,
жидкого водорода и жидкого метана, рассматриваемых в настоящее время как
перспективные топлива для ВРД.

Опыт эксплуатации ГТД показывает, что па работу топливной системы ока-
зывают существенное влияние следующие качества топлив: термическая стабиль-
ность, чистота, коррозионная агрессивность, испаряемость, содержание воды
и воздуха.   __—-------------------------_

8.2.	СИСТЕМА ТОПЛИВОПИТАНИЯ НА САМОЛЕТЕ ЯК-40

Для питания двигателей АИ-25 и двигателя АИ-9 применяются
топлива Т-1 и ТС-1 и их смеси. При низких температурах наружно-
го воздуха для предотвращения образования кристаллов льда
в топливе и для предупреждения обледенения фильтров допускает-
ся подмешивание в топливо жидкости И до 0,3% от количества топ-
лива по объему.

Топливо на самолете размещается в двух кессонах крыла в ко-
личестве 4000 кг. На первых сериях самолетов заправка системы
составляет 3000 кг.

Топливный кессон (рис. 8.1) на 3000 кг представляет собой
объем крыла, ограниченный носовой балкой, передним лонжеро-
ном, нервюрами № 1 и № 22, а также верхней и нижней обшивками
крыла. Кессон разделен на четыре отсека, три из них топливные
и один дренажный. Топливные отсеки сообщаются между собой
через обратные клапаны 5 и дренажные отверстия. Обратные кла-
паны пропускают топливо только в направлении расходного топлив-
ного отсека № 1.

Топливный кессон на 4000 кг имеет дополнительный четвертый
топливный отсек, расположенный между передним и задним лонже-
ронами, нервюрами № 9 и № 18, а также верхней и нижней обшив-
ками крыла. Топливный отсек № 4 сообщается с отсеком № 2 тру-
бопроводом с обратным клапаном 29 и с отсеком № 3 обрат-
ным клапаном 30. На нижней поверхности обшивки кессона монти-
руются четыре крана_наж_имного типа 5 для слива отстоя топлива
из топливных отсеков № 1, 2, 4 и дренажного отсека.

На съемной панели верхней обшивки консоли крыла расположе-
ны: восемь люков под датчики 2, люк под заправочную горловину 3
и два технологических люка.

На нервюре № 1 имеются отверстия под заборный топливный
патрубок 8 насоса 16, трубопровод отвода газов в кессон из топ-
ливного аккумулятора 10, трубопровод объединения 15 и трубопро-
воды перепуска топлива в кессон 6.

Дренаж топливного кессона с атмосферой осуществляется через
дренажный отсек. На нервюре № 22 дренажного отсека монтирует-
ся вакуум-предохранительный клапан 31. При наличии разрежения
в дренажном отсеке свыше 2 кПа открывается вакуумный клапан,
пропуская воздух в дренажный отсек. При наличии избыточного
давления в дренажном отсеке свыше 10 кПа открывается предо-
хранительный клапан, выпуская воздух в негерметическую часть
крыла.

.Система топливопитания включает в себя следующие основные
агрегаты: подкачивающие насосы"7<7 агр. 463; сигнализаторы дав-
ления У СДУ-2А-0.25; автомат выравнивания количества топлива
АЦ Г-5-16т; топливные аккумуляторы 10; регуляторы наддува 18
агр. 3206А; крап кольцевания 12 агр. 768600М; кран объединения 17

Рис. 8.1. Схема топливопитания самолета Як-40:

1— краны слива отстоя; 2— датчики счетчика количества топлива; 3 — заправочная гор-
ловина кессона; 4— дренажный трубопровод; 5 — клапаны; 6— трубопроводы перепуска
топлива в кессон; 7 — сливной край; 8— патрубок насоса агр. 463; 9— сигнализатор дав-
ления СДУ-2А-0.25; 10— топливный аккумулятор; И — магистральный кран слива топлива;
12 — кран кольцевания; 13 — трубопровод кольцевания; 14 — трубопровод отвода газа в кес-
сон; 15 — трубопровод объединения; 16 — подкачивающие насосы агр. 463; 17 — кран объ-
единения; 18 — регуляторы иаддува агр. 3206А; 19—перепускные клапаны; 20—сигнали-
затор перепада давлений; 21 — топливный фильтр двигателя АИ-25; 22 — топливно-масля-
иый агрегат; 23 — насос высокого давления; 24 — топливный регулятор 762МА; 25 — насос
низкого давления; 26 — противопожарный кран агр. 768600МА; 27 — топливный фильтр
ПТФЗО-СТ; 28 — противопожарный кран агр. 610200А; 29, 30 — обратные клапаны; 31 — ва-
куумпредохранительный клапан
Рис. 8.2. Подкачивающий насос агр. 463:

1 — дефлектор; 2 — горловина; 3 — корпус; 4 — крыльчатка; 5 — опорное кольцо; 6 — отра-
жатель; 7 — шпилька; 8 — передний щит; 9 — электродвигатель; 10 — дренажная трубка;
//— дренажный штуцер; 12— вал; 13— резиновая уплотнительная манжета; 14 — пружина;
15 — винт; 16 — предохранительная сетка; 17 — пропеллер

агр. 768600М; противопожарные краны 26 агр. 768600МА; сливные
краны 7; магистральный кран слива 11; топливные насосы агр.
760Б; топливные регуляторы агр. 762МА; топливные форсунки; ТОТг-
лшзные фильтры 'низкого и высокого давления.

Подкачивающий насос 16 установлен в корневой части
крыла и предназначен для подачи топлива под давлением к насо-
сам низкого давления двигателей АИ-25 и к насосу двигателя АИ-9.
При этом в системе поддерживается повышенное давление топли-
ва, что исключает возможность появления кавитации при полете на
больших высотах.

Насос центробежный (рис. 8.2) приводится во вращение элект-
родвигателем постоянного тока, управляется с помощью двухпози-
ционного выключателя «Насосы лев. прав.», который расположен
на среднем пульте (рис. 8.3). Работа его контролируется по горе-
нию лампочки рядом с переключателем, срабатывание которого
осуществляется сигнализатором давления СДУ-2А при избыточном
давлении выше 25 кПа. От этого переключателя насос работает
в номинальном режиме, создавая давление 85 кПа при производи-
тельности 4000 л. Кроме того, он может работать на ослабленном
и форсированном режимах, обеспечивая давление соответственно
60 и 125 кПа.

На ослабленный режим насос переводится автоматически по
сигналу автомата центровки.

При необходимости перевод того или другого насоса на ослаб-
ленный режим можно произвести вручную трехпозиционным пере-
кидным переключателем «Осл. реж. прав, лев.», расположенным на
среднем пульте (см. рис. 8.3). Форсированный режим работы при-
меняется только для левого насоса и включается автоматически
при запуске двигателя АИ-9.

Авто мат выравнивания количества т о п л и в а
АЦТБ-1БТ предназначен для: поддержания равенства количества
топлива в левом и правом кессонах крыла при работе двигателей
АИ-25; измерения суммарного количества топлива и раздельного
в левом и правом кессонах крыла; сигнализации аварийного остат-
ка топлива в левом и правом кессонах раздельно от двух датчиков-
сигнализаторов.

Комплект автомата выравнивания АЦТБ-1БТ включает:

14 электроемкостных датчиков типа ДТЗО-В и два датчика типа
ДТСК-1А-2Т;

блок измерения и преобразования типа БИП-2-РТ; блок цен-
тровки типа БЦСЧ-1АТ;

коммутационное устройство типа УК2-1Т;

показывающий прибор типа ППТИЗ-2Т и переключатель с тра-
фаретами «Левый кессон — сумма — правый кессон»;

две сигнальные лампы аварийного остатка топлива.

Питается система автомата выравнивания постоянным током
напряжением 28,5 В и переменным однофазным током напряжени-
ем 115 В с частотой 400 Гц. При достижении разности количества
топлива в двух кессонах порядка 80 кг дается сигнал, по которому
подкачивающий насос в кессоне с меньшим количеством топлива
переводится на ослабленный режим. После того как разница коли-
чества топлива в кессонах уменьшится до 40 кг, насос снова пере-
водится на номинальный режим работы. Если разница в количестве
топлива в кессонах достигнет значения от 230 до 250 кг, автомат
дает сигнал на табло «Отказ АЦТ».

В случае отказа АЦТ перевод того или иного насоса на ослаб-
ленный режим работы можно провести вручную трехпозиционным
переключателем «Осл. реж. прав, лев.», расположенным на сред-
нем пульте.

Рис. 8.3. Верхняя панель среднего пульта:

1 — зеленая лампа сигнализации открытия крана объединения; 2 — зеленая лампа сигна-
лизации открытия крана кольцевания; 3 — красная лампа сигнализации отказа АЦТ; 4 —
зеленая лампа контроля исправности АЦТ; 5,6 — зеленые лампы сигнализации включения
топливных насосов; 7 — включение крана объединения; 8— включение крана кольцевания;

9 — включение АЦТ; 10 — кнопка проверки исправности АЦТ; 11— включение левого топ-
ливного насоса; 12 — включение правого топливного насоса; 13— включение ослабленного
режима левого или правого топливного насоса; 14— аварийное включение правого топлив-
ного насоса; 15 — АЗС манометров; 16 — красная лампа сигнализации падения давления
в гидроаккумуляторе аварийной тормозной системы; 17 — управление насосной станцией
НС-14А; 18— отключение бустера управления передней ногой; 19, 20, 21 — зеленые лампы
сигнализации открытия пожарных кранов двигателей АИ-25; 22, 23, 24 — электрический
останов двигателей АИ-25; 25, 26, 27 — кнопки запуска двигателей АИ-25 в полете; 28, 29,
30 — открытие пожарных кранов двигателей АИ-25; 31 — отключение основного управления
стабилизатором; 32 — кнопка проверки исправности всех ламп сигнализации среднего
пульта; 33 — переключатель аварийного выпуска шасси; 34 — зеленая лампа сигнализации
нейтрального положения триммера элеронов; 35 — управление триммером элеронов; 36 —
РУД; 37 — передача управления стабилизатором левому или правому пилоту; 38 — кран
управления шасси; 39 — зеленая лампа сигнализации включения реверса; 40 — управление
реверсом; 41 — желтая лампа сигнализации отключения реверса
Исправность работы АЦТ контролируется кнопкой «Провер.
АЦТ», расположенной на среднем пульте. При нажатии на кнопку
и исправном автомате выравнивания над кнопкой загорается зеле-
ная сигнальная лампа «Исправен».

При отказе всех трех генераторов автоматически отключается
правый насос, открывается кран кольцевания и подключается
к аккумуляторам левый насос. Если при таком положении произой-
дет отказ левого, то правый можно включить с помощью переклю-
чателя под колпачком на среднем пульте «Авар. прав.».

Топливные аккумуляторы 10 (см. рис. 8.1) предназна-
чены для отделения газов от топлива и обеспечения бесперебойной
подачи топлива к двигателям при нулевых и отрицательных пере-
грузках, а также при кренах и скольжении с оголением заборника
подкачивающего насоса.

Топливный аккумулятор (рис. 8.4) представляет собой
бачок емкостью 8,5 л, состыкованный из двух полусфер 1 и 8 и раз-

Рис. 8.4. Топливный аккумулятор:

I, 8 — полусферы; 2, 7 — диафрагмы; 3 резинотканевая мембрана; 4 —- проклвдки; 5 —
болт; 6—-штуцер отвода газов в кессон; 9 — патрубок отвода топлива; 10— профиль; 11 —
стыковые кольца; 12— патрубок подвода топлива; 13 — штуцер под сливной кран; 14 —
штуцер под трубопровод наддува аккумулятора
деленный сплошной резино-
тканевой мембраной 3 на
воздушную и топливную по-
лости. К полусферам акку-
мулятора приварены патруб-
ки подвода и отвода топлива
12 и 9, штуцер под сливной
кран 13, штуцер под трубо-
провод наддува 14 и штуцер
6 под трубку отвода газов
в топливный кессон. В топ-
ливной полости поддержива-
ется избыточное давление
60—125 кПа, а в воздушной
полости — 480—580 кПа.

В горизонтальном полете
из топлива, циркулирующего
через аккумулятор, отделя-
ется воздух, который возвра-
щается в бак. При оголении
заборного штуцера аккуму-
лятор обеспечивает питание
двигателя на взлетном режи-
ме у земли в течение 11 с, на
номинальном режиме и вы-
соте 6000 м в течение 32 с.

Наддув топливных акку-
муляторов осуществляется
воздухом, который забирает-
ся из-за КВД двигателей.

Рис. 8.5. Противопожарный кран:

I, 7 — шпильки; 2, 6 — седла; 3, 5. 8. /5 — рези-
новые кольца; 4 — прижимные стальные кольца;
9— электромеханизм ЭПВ-150М; 10, 18— винты;
11 — штепсельный разъем; 12 — ролик; 13— пово-
док; 14— корпус; 16— крышка; 17 — рычаг; 19 —
вал; 20 — плоская заслонка

Воздух под давлением проходит по трубопроводам наддува, через
обратные клапаны, регуляторы наддува 18 (см. рис. 8.1), в которых
давление воздуха понижается до 30—48 кПа. Далее воздух, прой-
дя предохранительный клапан, поступает в воздушные полости ак-

кумуляторов.

Регулятор наддува поддерживает давление в аккумуляторе
48—58 кПа. В случае повышения давления в системе выше 60—
70 кПа срабатывает предохранительный клапан, стравливая избы-
точное давление в атмосферу. Обратный клапан предупреждает
слив топлива в атмосферу при разрушении мембраны в топливном
аккумуляторе.

Если топливо не вытекает из дроссельного штуцера, выведенно-
го за обшивку крыла в корневой части, то агрегаты сети наддува
и резинотканевая мембрана в топливном аккумуляторе исправны.

Противопожарные краны 26 (см. рис. 8.1) предназначе-
ны для перекрытия подачи топлива к двигателям в аварийных си-
туациях и на стоянке при неработающих двигателях. Противопо-
жарный кран (рис. 8.5) состоит из корпуса 14 с седлами 2 и 6,
Рис. 8.6. Рабочая форсунка:

1 — корпус; 2 — кожух, 3 — пружина; 4
кольцо уплотнительное; 5 — завихритель; 6
распылитель

плоской заслонки' 20, электро-
механизма 9, на валу которого
закреплен рычаг 17 с роликом
12. При срабатывании электро-
механизма вал 19 проворачи-
вается, рычаг с роликом пере-
мещает заслонку, перекрывая
проходное сечение топливного
трубопровода. Время открытия-
закрытия крана 3 с. Управля-
ются краны двухпозиционными
переключателями под предо-
хранительными крышками «По-
жарные краны АИ-25 лев. сред,
прав.», расположенными на
среднем пульте (см. рис. 8.3).
При открытых кранах над пе-
реключателями горят зеленые'
лампы. Нормальное положение
кранов в полете — «Открыто».
При этом предохранительные
крышки переключателей за-
крыты.

Кран ко л ьц е в а н и я /2
(см. рис. 8.1) установлен в ма-
гистрали кольцевания топливо-
проводов за подкачивающими
насосами в правом отсеке топ-
ливных агрегатов. Он предназ-
начен для обеспечения при не-
обходимости топливопитанием
всех двигателей под давлением
от одного подкачивающего на-
соса. По конструкции кран
кольцевания аналогичен про-
тивопожарному крану (см. рис.
8.5). Управляется кран двухпо-
зиционным переключателем
под крышкой «Краны коль-

Рис. 8.7. Зависимость расхода топлива
через комплект форсунок от давления
топлива на входе в форсунку (ут=
=0,75 кг/л; 101,3 кПа)
цев.», расположенной на среднем пульте. При открытом кране го-
рит зеленая лампа над переключателем. Нормальное положение
крана в полете «Закрыто».

Кран объединения 17 (см. рис. 8.1) служит для обеспече-
ния при необходимости выравнивания остатков топлива в кессонах
при отказе АЦТ или насосов подкачки. По конструкции кран объе-
динения аналогичен противопожарному крану (см. рис. 8.5). Уп-
равляется кран двухпозиционным переключателем под предохрани-
тельной крышкой «Краны объед.», расположенной на среднем пуль-
те. При открытом кране горит зеленая лампа над переключателем.
Нормальное положение крана в полете — «Закрыто».

Топливный коллектор предназначен для подвода топли-
ва к форсункам, он состоит из двух полуколец, закреплен к корпусу
камеры сгорания на шести кронштейнах шестью хомутами с винта-
ми. На трубе коллектора установлены резиновые прокладки. К по-
лукольцам коллектора припаяны 12 штуцеров для присоединения
труб подвода топлива к рабочим форсункам и один штуцер для
подвода топлива к коллектору из топливного регулятора. Трубы
коллектора выполнены из коррозионно-стойкой стали.

Рабочие топливные форсунки (рис. 8.6) —одноканальные, пред-
назначены для распыла и распределения топлива по головкам
жаровой трубы. Из топливного коллектора топливо поступает
в кольцевое пространство, образованное корпусом 1 форсунки
и резьбовым фильтром. В теле фильтра выфрезерованы продоль-
ные пазы. Через два паза топливо входит в фильтр, а через два
выходит. При перетекании топлива по резьбовым канавкам из од-
них пазов в другие топливо фильтруется. Очищенное топливо по
каналу поступает к распылителю 6, затем по тангенциальным ка-
налам в завихрителе 5 поступает в камеру завихрения и далее
через выходное сопло в жаровую трубу камеры сгорания. Для ох-
лаждения носка форсунки и предотвращения нагароотложений на
торцах кожуха 2 и распылителя 6 между колпачком и кожухом по-
дается воздух. Зависимость суммарного расхода топлива через
комплект форсунок от перепада давлений на них приведена на
рис. 8.7.

Топливо из расходных отсеков обоих кессонов (см. рис. 8.1) за-
бирается подкачивающими насосами 16 и под давлением не менее
85 кПа через обратные клапаны подается в топливные аккумулято-
ры 10. В аккумуляторах от топлива отделяются газы, которые вме-
сте с частью топлива возвращаются обратно в кессоны. Из аккуму-
ляторов топливо через открытые противопожарные краны 26 по-
ступает к подкачивающим насосам двигателей АИ-25 (ступень
низкого давления агр. 760Б). Затем, пройдя топливно-масляные
агрегаты 22 и фильтры 21, топливо поступает к насосам высокого
давления 23 (ступень высокого давления агр. 760Б), к топливным
регуляторам 24 (агр. 762МА) и далее через центробежные форсун-
ки в камеру сгорания двигателей.

В случае загрязнения топливных фильтров увеличивается раз-
ность давлений между внутренней и наружной полостями фильтра.
При перепаде давлений 35—40 кПа срабатывает сигнализатор 2U.
При этом в кабине экипажа загораются сигнальные лампы «Про-
чисти фильтры лев. средн, прав.». При перепаде 40—50 кПа откры-
ваются перепускные клапаны 19 и топливо поступает к насосам вы-
сокого давления, минуя фильтрующие элементы.

При работе двигателя на малых режимах в условиях высоких
температур наружного воздуха расход топлива через двигатель
может оказаться недостаточным для охлаждения масла в топлив-
но-масляном агрегате. Поэтому в топливно-масляный агрегат пода-
ется большее количество топлива и избыток его через термостати-
ческий клапан направляется обратно в топливный кессон. Термо-
статический клапан начинает открываться при температуре топлива
после топливно-масляного агрегата 57° С и полностью открывается
при 80° С.

К двигателю АИ-9 топливо подводится из кессона левого полу-
крылй. Сеть его топливопитания состоит из противопожарного
крана 28 и фильтра 27. Противопожарный кран — электромагнит-
ного типа, управляется с помощью переключателя ПК-АИ-9 на
приборной доске левого пилота. Открытое положение крана конт-
ролируется по горению зеленого табло «ПК открыт». Фильтр
ПТФЗО-СТ с фильтрующим элементом из сарисового плетения или
бумажный. При засорении этого фильтра топливо к двигателю АИ-9
поступает неочищенным через перепускной клапан, открывающий-
ся при перепаде давлений 50—60 кПа.

Как уже указывалось выше, при работе двигателя АИ-9 левый
подкачивающий насос работает на форсажном режиме. Контроль
за работой топливной системы осуществляется по давлению топли-
ва на рабочих форсунках, сигнализатору перепада давлений топли-
ва на фильтре топливно-масляного агрегата и сигнализатору рабо-
ты самолетного подкачивающего насоса.

Параметры топливной системы следующие
Сорт топлива (рабочее и пусковое) .

Давление топлива на входе в подкачиваю-
щий насос двигателя .................

Продолжительность работы подкачивающе-
го насоса при давлении иа входе 32 кПа
Тонкость фильтрации топлива на входе в
шестеренчатый насос....................

Температура на входе в подкачивающий
насос двигателя .....................

Температура топлива иа входе в шестерен-
чатый насос:

иа рабочих режимах.................

на режимах запуска и малого газа . .
Перепад давлений иа топливном фильтре,
при котором загорается лампа сигнализа-
тора засорения фильтрующих элементов
Высотность системы.....................

ТС-1

(ГОСТ 10227-62),
Т-1

(ГОСТ 10227-62)

и их смеси

90—270 кПа

не более 10 ч

20—25 мкм

от —50 до +60° С

от —10 до +80° С
до —50° С

35—40 кПа
10 000 м
Рабочая топливная форсунка:
число .................................. 12

тип	........................ одноканальная, цент-

робежная

Давление топлива перед форсункой . . не более 6,5 мПа

Заправка самолета топливом производится открытым способом
через заправочные горловины каждого кессона. Очередность за-
правки кессонов может быть любая. При этом контроль заправки
ведется по часам топливозаправщика и стрелкам механических
уровнемеров бака. После заправки контроль производится по топ-
ливомеру. Во время заправки необходимо соблюдать специальные
меры безопасности и исключить возможность попадания пыли, сне-
га, воды и т. п. в топлцвные кессоны через заправочные горловины.

В частности, заправка без заземления самолета и заправщика,
а также при отсутствии средств пожаротушения запрещается. За-
прещается курить и применять светильники без предохранительной
сетки. В районе заправки нельзя допускать удары металла о ме-
талл. Перемещение по крылу разрешается только в специальных
тапочках. Топливозаправщик должен подъезжать к самолету толь-
ко тогда, когда у последнего под колеса шасси установлены колод-
ки. Колодки необходимо устанавливать и под колеса топливоза-
правщика.

Если самолет вернулся из полета с 80 л топлива и менее в каж-
дом кессоне, то после заправки его топливом необходимо стравить
воздушные пробки.

Перед взлетом следует убедиться по горению зеленых лампочек,
что подкачивающие насосы работают, открыт кран кольцевания,
(который открывается перед выруливанием, а закрывается после
уборки закрылков). При полетах по кругу кран кольцевания не
нужно закрывать.

В полете следует контролировать расход топлива по топливо-
меру, при остатке в кессоне 230 кг должна загореться лампочка
«Остаток топлива». В этом случае необходимо открыть кран коль-
цевания и продолжать полет до ближайшего аэродрома.

Если в полете загораются одна или несколько лампочек «Про-
чисти фильтры лев. средн, прав.», то снижение производят с углом
тангажа не более 20° во избежание остановки двигателя.

При отказе бокового двигателя необходимо закрыть его проти-
вопожарный кран и открыть кран кольцевания. Кран кольцевания
следует открывать также на высоте круга при заходе на посадку
во всех случаях.

В случае отказа АЦТ необходимо проверить его исправность
нажатием кнопки рядом с переключателем. Если АЦТ исправен,
то загорится зеленая лампочка. При неисправном АЦТ необходимо
выключить его автомат защиты сети и открыть кран кольцевания.
Выравнивание количества топлива в кессонах производится вклю-
чением на ослабленный режим подкачивающего насоса, установ-
ленного в кессоне с меньшим остатком топлива. В условиях гори-
зонтального полета вместо включения насоса на ослабленный ре-
SZ hl £2 22 12 OZ 61 SI LI 31 Si hl £1 Zl U OL 6 S I..	3	5 h £
жим разрешается для выравнивания топлива в кессонах открыть
кран объединения баков. Для более быстрого выравнивания топли-
ва рекомендуется выполнять скольжение в сторону полукрыла
с меньшим остатком.

8.3. СИСТЕМА ТОПЛИВОПИТАНИЯ НА САМОЛЕТЕ М-15

Топливная система открытого типа общей вместимостью 1440 л.
Она состоит из линий низкого и высокого давления. Линия низкого
давления включает девять топливных баков (рис. 8.8), вакуумные
клапаны 1 и 25, подкачивающий насос 14 марки ПЦД-1/ВР-1, об-
ратные клапаны 8, 10, 26, 28, перекрывной противопожарный кран,
сливной кран 30, сигнализатор давления 29, топливомер с датчика-
ми 4, 7, 9, 15, 18, 21, подкачивающую ступень насоса 760Б, топлив-
но-масляный агрегат 4717Т, трубопроводы питания, дренажа и суф-
лирования. В линии низкого давления имеется клапан 32 для под-
соединения топливной системы двигателя АИ-9.

Часть элементов системы низкого давления (начиная с пере-
крывного противопожарного крана) и линия высокого давления на
самолете М-15 и Як-40 идентичны. Заправка топливом производит-
ся через штуцер 31 центральной заправки.

Во время полета необходимо следить за количеством топлива
в баках. Контрольные лампочки сигнализируют остаток топлива
100± 10 л в каждой группе баков, что соответствует 30 мин продол-
жительности полета со скоростью К= 150 км/ч на высотах до 500 м.

Глава 9

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ

9.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ

Эксплуатация авиационного двигателя на самолете требует
обеспечения возможности как изменения режима его работы в це-
лях получения необходимой тяги, так и стабилизации заданного
режима в изменяющихся условиях полета. Эти задачи решает си-
стема автоматического управления (САУ) двигателем, представ-
ляющая собой совокупность объекта управления (двигателя) и ав-
томатических устройств (регуляторов).

Таким образом, САУ должна обеспечить:

выполнение заданной программы изменения параметров рабоче-
го процесса при изменении условий полета и режима работы дви-
гателя;

хорошее качество переходных процессов и хорошую управляе-
мость.

Установление требуемого режима работы двигателя экипажем
на современных самолетах осуществляется, как правило, вручную
перемещением РУД, а его под-
держание или изменение по за-
данной программе в зависимо-
сти от изменения условий поле-
та осуществляется автоматиче-
ски.

Основное требование к
САУ — высокая точность под-

Рис. 9.1. Структурная схема САУ держания заданных парамет-
ДТРД	ров и надежность при макси-

мально простом управлении
двигателем. Гидромеханические регуляторы обеспечивают точность?
регулирования частоты вращения 0,1—0,5%, приведенного расхода
топлива 1,0—1,5%, степени расширения газа ±3,0%. Допустимые
отклонения при регулировании температуры газов перед турбиной
на максимальном режиме не должны превышать 3—4%.

Развитие авиационной техники сопровождается усложнением
силовых установок ЛА и систем их управления, повышением требо-
ваний к точности регулирования. Это вызывает необходимость
объединения управляющих систем и перехода к автоматическому
управлению всей силовой установки по оптимальной программе.

Гидромеханические регуляторы плохо приспособлены к такому
объединению. В этом отношении перспективным является примене-
ние пневматических и особенно электрических регуляторов, обла-
дающих большей точностью регулирования по сравнению с гидро-
механическими.

Особенность САУ ГТД состоит в том, что регуляторы, как пра-
вило, конструктивно объединены с агрегатами топливопитания. По-
этому существует тесная связь в работе устройств САУ и топливной
системы.

В комплект топливно-регулирующих агрегатов двигателя АИ-25
входят насос 760Б_и регулятор 762МА.	___

Как было указано"!) гл". 2" в "Качестве единственного регулируе-
мого параметра на двигателе АИ-25 выбрана частота вращения ро-
тора КВД, а регулирующий фактор — расход топлива. Предусмот-
рены также ограничители температуры газа перед турбиной и ча-
стоты вращения ротора КНД, которые в определенных условиях
отключают регулятор Пквд и берут на себя функции регулирова-
ния. Структурная схема САУ представлена на рис. 9.1.

Система автоматического управления двигателем совместно
с программным механизмом автоматической панели запуска обес-
печивает: подачу пускового топлива; дозирование топлива при за-
пуске двигателя; поддержание заданной пквд на режиме «Малый
газ»; дозирование топлива в зависимости от положения РУД: до-
зирование топлива на режимах разгона (при приемистости); дози-
рование топлива в зависимости от высоты и скорости полета; под-
держание постоянных Пквд в зависимости от положения РУД;
ограничение предельных пквд; поддержание постоянного мини-
мального расхода топлива независимо от высоты и скорости поле-
та; выдачу команд на управление клапанами перепуска воздуха
из-за III и V ступеней компрессора; выдачу команд на отключение
Рис. 9.2. Характеристики САУ двигателя АИ-25

стартера; останов двигателя стоп-краном с механическим приводом
от РУД и по команде автоматической панели запуска; уменьшение
расхода топлива («Срезка») или полное прекращение подачи топ-
лива по электрической команде от регулятора температуры; слив
топлива из коллектора рабочих форсунок после останова двигате-
ля; дополнительную фильтрацию топлива, проходящего через аг-
регаты.

При работе двигателя иа фиксированном режиме (по а руд) на
земле при изменении температуры воздуха параметры двигателя
изменяются в соответствии с графиками, приведенными на рис. 9.2.

В диапазоне температур окружающего воздуха от —60 до
+ 15° С топливно-регулирующая аппаратура поддерживает постоян-
ный расход топлива, т. е. обеспечивает выполнение закона GT =
= const, а в диапазоне температур от +15 до +60° С выполняется
закон пквд = const (рис. 9.2, а).

Подача топлива в двигатель при разгоне и дросселировании вы-
полняется с замедлением по времени в соответствии с заданными
законами GT=f(/), где t — время (см. рис. 9.2, г).

Зависимость расхода топлива от положения рычага управления
двигателем Ст = /(аРуд) приведена на рис. 9.2, в, изменение частоты
вращения ротора КВД мквд = ?(аруд) —на рис. 9.2, б, регулирова-
ние подачи топлива при запуске—-на рис. 9.2, д и коррекция рас-
хода топлива при уменьшении давления воздуха на входе в двига-
тель— на рис. 9.2, е.

9.2.	КОНСТРУКЦИЯ АГРЕГАТОВ, ВХОДЯЩИХ В СИСТЕМУ

Агрегат 760Б (рис. 9.3) содержит следующие, основные
узлы: ------

центробежный подкачивающий насос 5, который повышает дав-
ление до 300—350 кПа и обеспечивает тем самым бескавитацион-
ную работу насоса высокого давления. Производительность насоса
Q = 2500 л/ч;
Рис. 9.3. Схема топливной и топливно-регулирующей систем двигателя:

1 — клапан ограничения давления пускового топлива; 2—клапан перепада давлений топ-
лива; 3 — клапан пускового топлива; 4 — клапан аварийного останова; 5 — подкачивающий
иасос; 6 — основной насос высокого давления; 7 — фильтр тонкой очистки; 8— клапан пре-
дельного давления; 9 — клапан постоянного давления; 10 — датчик тахометра изодромного
регулятора частоты вращения; 11— датчик физических частот вращения; 13 — виит регу-
лирования максимальной частоты вращения; 14 — клапан ограничения предельных частот
вращения; 15 — рычаг обратной связи; 16 — клапан отключения стартера; 17 — микровы-
ключатель; 18 — регулировочный винт стабилизатора; 19 — датчик механизма управления
клапанами перепуска воздуха нз-за III ступени КВД; 20— датчик механизма управления
клапана перепуска воздуха из-йа V ступени КВД; 21, 22 — механизмы управления клапа-
нами перепуска воздуха из-за III и V ступеней КВД; 23—профильный жиклер регулятора
перепада; 24 — регулировочный винт высотного корректора; 25 — жиклер корректировки пе-
репада; 26 — рычаг регулятора перепада: 27 — мембрана; 28 — винт входного жиклера ре-
гулятора перепада; 29— винт настройки регулятора перепада; 30 — мембрана регулятора
перепада; 31 — клапан минимального расхода; 32 — регулировочный винт упора иглы авто-
мата запуска; 33— регулировочный винт упора холостого хода; 34— автомат запуска;
35 — клапан стравливания воздуха; 36 — гидроаккумулятор; 37 — стабилизатор; 38 — рычаг
управления двигателем; 39 — регулировочный винт дроссельной иглы; 40— стоп-кран; 41—
кулачок перемещения втулки дозирующей иглы; 42 — клапан, уменьшающий расход топ-
лива в двигатель по сигналу ограничителя температуры; 43 — дозирующая игла регуля-
тора; 44—' запорный клапан; 45 — клапан слива топлива из коллектора; 46, 51— дроссель-
ные пакеты; 47 — обратный клапан; 48— клапан, обеспечивающий слив топлива через
дроссельный пакет; 49— регулировочный винт упора максимального расхода; 50—кулачок
загрузки пружины регулятора; 52— регулировочный винт частоты вращения режима мало-
го газа; 53 — электромагнитный клапан пускового топлива; 54 — пусковая форсунка; 55 —
рабочая форсунка; 56 — сигнализатор перепада давлений на топливном фильтре; 57 — пе-
репускной клапан; 58 — термоклапан; 59 — топливный фильтр; 60— обратный клапан; 61—
топливно-масляный агрегат; 62 — перепускной клапан; 63—противопожарный кран; 64 —
сигнализатор работы самолетного подкачивающего насоса; 65 — электроприводной подка-
чивающий топливный насос; 66 — самолетный топливный бак; 67 — штуцер консервации
топливной системы
шестеренный основной насос высокого давления 6 с максималь-
ным давлением на выходе 9,5 МПа и производительностью 2200 л/ч;

топливный фильтр тонкой очистки 7, выполненный в виде набо-
ра сетчатых секций, смонтированных на оправке. .Фильтрующие
секции стягиваются корпусом, в котором расположен предохрани-
тельный клапан. Клапан отрегулирован на перепуск топлива мимо
фильтра (в случае его засорения) при достижении перепада давле-
ний на фильтре 300±50 кПа. Фильтр имеет ячейки 20—25 мкм;

*'’* шариковый клапан предельного давления 8, рассчитанный на
давление 9,5 МПа;

—^клапан пускового топлива 3, в узел которого входят мембрана
со штоком, клапан, пружины, жиклер пусковой системы и шарико-
вый предохранительный клапан. Клапан открывается при перепаде
давлений 300 кПа;

клапан перепада давлений топлива 2, состоящий из собственно
клапана и пружины. Служит для поддержания постоянного пере-
пада давлений на дроссельных иглах;

х. электромагнитный клапан включения основного топлива и ава-
рийного останова 4. При подаче тока к электромагниту сердечник
вместе с клапаном втягивается внутрь его и увеличивает перепуск
топлива с выхода из насоса на вход.

т* 1 Агрегат_762МА включает следующие основные узлы:

центробежный всережимный изодромный регулятор частоты вра-
щения ротора КВД со стабилизацией по расходу топлива. В него
входят: центробежный датчик физических частот вращения 10, ры-
чаг загрузки пружины регулятора 12, кулачок загрузки пружины
регулятора 50, рычаг обратной связи 15, выполненный вместе
с маятником, пружина рычага обратной связи, дозирующая игла 43
с сервомеханизмом, гидроаккумулятор 36, дроссельные пакеты 46
и 51 и стабилизатор 37;

регулятор пропорционального расхода, который управляет сер-
вомотором клапана перепуска. Он поддерживает заданный перепад
давлений топлива на дозирующих сечениях игл при установивших-
ся режимах и изменяет его по высоте и скорости полета;-

регулятор расхода топлива, основными элементами которого
являются рычаг управления двигателем 38, дозирующая игла 43
с сервопоршнем и пружиной, профилированный, кулачок, следящая
втулка дозирующей иглы, упоры максимального и минимального
расхода топлива. Регулятор расхода дозирует топливо по режимам
в соответствии с положением РУД;

узел приемистости;'

гидромеханический датчик (ГМД) физических частот вращения
ротора КВД, предназначенный для получения давления топлива,
пропорционального частоте вращения ротора КВД;

клапан минимального расхода 31, обеспечивающий подачу по-
стоянного количества топлива в двигатель независимо от положе-
ния дозирующей иглы 43, иглы автомата запуска 34 и давления
воздуха на входе в двигатель. Этим обеспечивается устойчивое го-
.рение в камере сгорания двигателя на всех высотах при перемеще-
нии РУД в положение «Малый газ». При наличии клапана частота
вращения ротора КВД на малом газе с увеличением высоты увели-
чивается, что обеспечивает устойчивую работу двигателя на высоте;

автомат запуска 34, состоящий из иглы с мембраной, регулиро-
вочного винта 32 с упором и пружиной;

два узла управления клапанами перепуска воздуха из компрес-
сора. Каждый узел состоит из датчика и сильфона. Датчик пред-
ставляет золотниковую пару с усилительной мембраной, на которую
действуют усилие пружины и командное давление топлива от дат-
чика физических частот вращения;

узел отключения воздушного стартера СВ-25Б, который состоит
из золотника с мембраной, пружины, работающей на растяжение,
регулировочного винта и микровыключателя. Воздушный стартер
выключается на частотах вращения ротора КВД 41—44%;

узел ограничения предельных частот вращения ротора КВД.
Конструктивно выполнен так же, как и узел отключения СВ-25Б.
Предельные частоты вращения соответствуют 103%, рабочие —
99%. За 100% принята частота вращения, равная 16 500 об/мин;

клапан постоянного давления 9, состоящий из золотника, пру-
жины и втулки. После обратного клапана 47 топливо поступает на
вход в клапан постоянного давления. Золотник клапана находится
в равновесии в том случае, если сила пружины слева и сила давле-
ния топлива справа равны между собой. При увеличении давления
топлива за клапаном золотник перемещается влево, уменьшая до-
зирующее сечение до тех пор, пока давление топлива за клапаном
не уменьшится до первоначального, отрегулированного затяжкой
пружины. Давление за клапаном поддерживается в пределах на
1,0—1,1 МПа выше давления слива.

В агрегате 762МА имеются также клапан слива топлива из кол-
лектора 45, обратный клапан 47, запорный клапан 44, рассчитан-
ный на давление 0,6 МПа.

9.3.	РАБОТА СИСТЕМЫ НА РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

На рабочие форсунки двигателя топливо подается тремя пото-
ками. Основной поток топлива регулируется положением дозирую-
щей иглы регулятора 43 (см. рис. 9.3). Кроме того, топливо подает-
ся на рабочие форсунки через клапан минимального расхода топли-
ва и дозирующую иглу автомата запуска.

Между дозирующими сечениями регулятора и рабочими форсун-
ками двигателя расположен стоп-кран 40, который при положении
РУД на упоре «Стоп» (углы от 0 до 5°) отсекает подачу топлива на
форсунки, а в диапазоне углов от 12° до упора «Взлет» обеспечива-
ет нормальную подачу дозированного топлива в двигатель.

Перед описанием работы системы в целом рассмотрим работу
узлов: регулятора пропорционального расхода, гидромеханического
датчика физических частот вращения ротора КВД и клапана мини-
мального расхода.
Работа регулятора пропорционального расхода. При работе дви-
гателя топливо основным насосом высокого давления 6 (см.
рис. 9.3) через фильтр тонкой очистки 7, установленный в корпусе
топливного насоса, подается на вход в топливный регулятор.

В топливном регуляторе топливо через обратный клапан 47, от-
регулированный на перепад давлений 150±50 кПа, поступает
к дозирующей игле 43 и автомату запуска 34. Пройдя через опре-
деленные сечения в каждом из этих элементов, топливо поступает
через стоп-кран 40 к запорному клапану 44 и после него к рабочим
форсункам двигателя.

На всех режимах работы двигателя производительность шесте-
ренного насоса выше потребного расхода топлива. Регулятор про-
порционального расхода поддерживает заданный перепад давлений
топлива на сечениях дозирующей иглы 43 и автомата запуска за
счет перепуска клапаном перепада давлений в топливном насосе
избыточного топлива на слив.

Рассмотрим работу регулятора расхода при неизменных сечени-
ях на дозирующей игле и автомате запуска. Принцип регулирова-
ния заключается в следующем: в регуляторе производится измере-
ние небольшого расхода топлива во вторичной шунтирующей маги-
страли, параллельной основной магистрали подачи топлива на
рабочие форсунки.

При работе двигателя на установившемся режиме гидравличе-
ское устройство сравнения всегда поддерживает постоянное соотно-
шение между измеряемым расходом и расходом топлива в двига-
тель. Таким образом, он работает по принципу дозирования расхо-
да во вторичной (шунтирующей) магистрали пропорционально
расходу в основной магистрали. Все измерения во вторичной маги-
страли производятся при пониженных давлениях и расходах топли-
ва (по сравнению с основной магистралью), что повышает точность
регулирования подачи топлива в двигатель.

Из канала перед сечениями дозирующей иглы 43 и автомата за-
пуска топливо поступает через фильтр на входной жиклер 28 и,
пройдя через сечение жиклера, проходит во вторичную магистраль.
Вторичная магистраль включает в себя управляющий клапан
с мембраной 30, жиклер 25 и профильный жиклер 23. Топливо,
пройдя через сечения перечисленных элементов, поступает в маги-
страль слива.

Под мембрану 30 управляющего клапана подводится давление
топлива после дозирующих элементов 43 и 34. Мембрана 30 управ-
ляющего клапана будет находиться в равновесии только в том слу-
чае, если давление топлива над мембраной будет равно давлению
топлива под мембраной. А это может быть только в случае, если
перепад давлений топлива на дозирующих элементах 43 и 34 основ-
ной магистрали равен перепаду давлений на входном жиклере 28
вторичной магистрали. Любое нарушение равенства давлений над
и под мембраной вызывает ее перемещение. Вместе с мембраной
перемещается плоский клапан, укрепленный на ней, что вызывает
. изменение проходного сечения между седлом и плоским клапаном.
Пусть перепад давлений на дозирующей игле по каким-то при-
чинам уменьшился, тогда мембрана 30 управляющего клапана пе-
реместится вверх, прикрывая проходное сечение. В связи с тем, что
сечения жиклера 25 и жиклера 23 остались неизменными, а расход
во вторичной магистрали уменьшился, падает давление за управ-
ляющим клапаном. При падении давления под мембраной 27 и не-
изменности остальных сил, действующих на рычаг 26, равновесие
его будет нарушено и он начнет поворачиваться по часовой стрелке,
прикрывая сечение сопла. В результате слив из полости сервопорш-
ня клапана перепада давлений топливного насоса уменьшится, дав-
ление в этой полости возрастет и под его действием клапан переме-
стится вправо, уменьшая перепуск из магистрали высокого давле-
ния на слив.

Давление топлива перед сечениями дозирующей иглы 43 и авто-
мата запуска будет увеличиваться. Этот процесс будет продолжать-
ся до тех пор, пока не восстановится первоначальный перепад дав-
лений на дозирующих элементах 43 и 34 основной магистрали,
а значит, и на входном жиклере 28 вторичной магистрали.

Рычаг 26 возвратится в исходное положение, соответствующее
равновесию сил на нем. Мембрана 30 управляющего клапана будет
уравновешена. Клапан перепада давлений займет новое положение,
при котором в топливный регулятор подается большее количество
топлива, обеспечивающее заданный перепад давлений на дозирую-
щих элементах.

В рассмотренном нами случае сила, приложенная к рычагу 26
от анероида баростата, остается неизменной, т. е. высота и скорость
полета не изменяются.

Работа гидромеханического датчика физических частот враще-
ния ротора КВД. Для обеспечения работы элементов системы регу-
лирования, связанных с определенной частотой вращения ротора
КВД, в топливном регуляторе имеется датчик физических частот
вращения 11, который совместно с рычагом, мембраной и клапаном
предназначен для получения давления топлива, пропорционального
частоте вращения ротора КВД.

Для обеспечения стабильности характеристики гидромеханиче-
ского датчика (ГМД) топливо к нему подводится через жиклер
после клапана постоянного давления. Рычаг ГМД находится под
воздействием следующих сил: центробежной силы грузиков датчи-
ка физических частот вращения, усилия затяжки пружины и разно-
сти сил давления топлива, действующих на мембрану. Слева на
мембрану действует давление топлива в магистрали слива, спра-
ва— давление в командной полости ГМД. При незначительных от-
клонениях рычага усилие пружины можно считать практически
постоянным. Следовательно, для равновесия рычага необходимо,
чтобы каждому значению центробежной силы грузиков (каждому
значению «квд) соответствовал определенный перепад давлений на
мембране.

При увеличении «Квд центробежная сила грузиков возрастает
и поворачивает рычаг ГМД по часовой стрелке. В результате пово-
5*	'	'	131
рота рычага клапан слива топлива из командной полости ГМД
прикрывается, давление в этой полости возрастает. Перепад давле-
ний на мембране также возрастает и уравновешивает центробеж-
ную силу грузиков на новом режиме. При уменьшении частоты вра-
щения процесс протекает в обратном порядке и давление в полости
ГМД падает. Таким образом, в командной полости ГМД устанав-
ливается давление топлива, пропорциональное частоте вращения
ротора КВД.

Работа клапана минимального расхода (КМР). Клапан мини-
мального расхода поддерживает постоянный перепад давлений на
жиклере неизменного сечения. Топливо к КМР подводится из маги-
страли перед обратным клапаном 47. Перепад давлений на нерегу-
лируемом жиклере КМР, следовательно, и постоянный расход топ-
лива через жиклер определяются затяжкой пружины. Плоский
клапан, закрепленный на мембране, регулирует площадь открытия.
Мембрана нагружена с одной стороны пружиной и силой давления
топлива перед жиклером, с другой — силой давления топлива за
жиклером. Следовательно, при постоянной затяжке пружины КМР
равновесие мембраны возможно только при определенной разности
давлений в левой и правой полостях мембраны, т. е. при постоян-
ном перепаде давлений на нерегулируемом жиклере. При уменьше-
нии перепада давлений на жиклере КМР мембрана отклонится
вправо, увеличивая проходное сечение клапана. Сопротивление кла-
пана уменьшится, расход топлива через него возрастет и перепад
давлений на жиклере восстановится до первоначально отрегулиро-
ванного затяжкой пружины. Клапан минимального расхода отрегу-
лирован на расход 117 + 5 кг/ч. Топливо после КМР поступает через
стоп-кран 40 и запорный клапан 44 к рабочим форсункам двига-
теля.

Работа системы в процессе запуска. Перед запуском двигателя
РУД 38 переводится в положение «Малый газ». При этом стоп-
кран 40 соединяет канал за дозирующей иглой 43 и автоматом за-
пуска 34 с каналом выхода перед запорным клапаном 44.

После нажатия кнопки «Пуск» ток подается на пусковые ка-
тушки, электромагнит включения воздушного стартера СВ-25Б
и на электромагнитный клапан аварийного останова 4 двигателя.
Стартер начинает раскручивать ротор КВД.

Топливо из самолетных баков подкачивающим насосом 65 через
противопожарный кран 63 подается на вход в подкачивающий на-
сос агрегата 7606. Насос повышает давление до 300—350 кПа
и направляет топливо в топливно-масляный агрегат. Пройдя топ-
ливно-масляный агрегат, топливо поступает на вход шестеренного
насоса, перекачивающего топливо в полость фильтра.

Электрическая система запуска двигателя работает таким обра-
зом, что в течение 15 с с момента нажатия на кнопку «Пуск» элект-
ромагнитный клапан аварийного останова 4 остается открытым.
При этом полость сервопоршня клапана 2 соединена со сливом.
Клапан 2 уравновешивается силой давления топлива за насосом 6
и усилием затяжки пружины. При открытом клапане положение
рычага 26 на работу клапана влияния не оказывает.

Усилие пружины клапана 2 выбрано таким, чтобы давление за
шестеренным насосом 6 при открытом электромагнитном клапане 4
было около 300 кПа. Этого давления достаточно для обеспечения
питания клапана пускового топлива 3, по недостаточно для откры-
тия запорного клапана 44 топливного регулятора, поэтому топливо
на рабочие форсунки не подается.

При этом топливо из-за фильтра 7 через клапан 3 поступает
в пусковую систему, а с момента открытия электромагнитного кла-
пана 53 — к пусковым форсункам. Клапан 3 обеспечивает постоян-
ный перепад давлений на пусковых форсунках двигателя на всех
высотах, равный 250—300 кПа.

Мембрана клапана пускового топлива через шток воздействует
на плоский клапан. С одной стороны (снизу) к мембране приложе-
ны усилие пружины и сила давления топлива, с другой — сила дав-
ления в пусковом коллекторе двигателя.

При уменьшении давления перед пусковыми форсунками мемб-
рана под воздействием пружины перемещается вверх. Шток при-
поднимает плоский клапан до тех пор, пока сечение его не будет
достаточным для обеспечения необходимого расхода топлива и вос-
становления заданного перепада давлений на пусковых форсунках.

При повышении давления перед пусковыми форсунками клапан
начнет перемещаться вниз, уменьшая расход пускового топлива.
Электромагнитный клапан пускового топлива 53 открывается элект-
рической системой запуска двигателя через 9 с_после начала запус-
ка. Через 25 с клапан 53 закрывается. При этом давление над
мембраной клапана пускового топлива 3 может значительно увели-
читься. Для исключения этого в системе предусмотрен жиклер,
через который утечки топлива в полость пускового коллектора
сбрасываются в сливную магистраль. Кроме этого, в случае повы-
шения давления, в полости пускового коллектора выше 350 кПа
открывается обратный клапан 1. Поэтому при любых нарушениях
работы клапана пускового топлива давление в пусковом коллекто-
ре не может быть выше 350 кПа (над сливным).

--- Через 15 с после начала запуска электромагнитный клапан 4
закрывается. Давление в пружинной полости клапана 2 повышает-
ся и клапан 2 на всех последующих режимах управляется рыча-
гом 26. После закрытия клапана 4 давление топлива за шестерен-
ным насосом повышается, открывается запорный клапан 44, кото-
рый отрегулирован на давление 600+50 кПа. По каналу перед
обратным клапаном 47 топливо поступает к КМР 31 и после него
через стоп-кран 40 и запорный клапан 44 к рабочим форсункам
двигателя.

Кроме того, топливо к рабочим форсункам подается через сече-
ния в дозирующей игле 43 и автомате запуска 34. Количество пода-
ваемого топлива в начале запуска определяется настройкой КМР
(около 117 кг/ч) и расходом через дозирующую иглу (около
50 кг/ч).
В процессе запуска частота вращения ротора КВД увеличивает-
ся, при этом растет командное давление, как было показано выше.
Командное давление подводится к мембране автомата запуска 34
слева, с другой стороны мембрана нагружена усилием пружины.

При «квд = 4000 об/мин (24%) усилие затяжки пружины авто-
мата запуска преодолевается нарастающим усилием командного
давления и мембрана с иглой перемещается вправо. Сечение в ав-
томате запуска увеличивается, что ведет к росту расхода топлива
в двигатель и дальнейшему увеличению Мквд.

Этот процесс будет продолжаться до тех пор, пока игла автома-
та запуска 34 не станет на упор 32. Суммарный расход топлива
через КМР, автомат запуска и дозирующую иглу при этом состав-
ляет около 235 кг/ч (см. рис. 9.2, б). Постоянная нквд обеспечива-
ется изодромным регулятором, управляющим положением дозирую-
щей иглы.

При постановке РУД в положение «Малый газ» кулачок загруз-
ки пружины регулятора 50 (см. рис. 9.3) становится в такое поло-
жение, при котором между ним и роликом рычага загрузки пружи-
ны регулятора образуется зазор. Рычаг загрузки пружины регуля-
тора 12 одним концом садится на упор 52, обеспечивая затяжку
пружины регулятора на величину, соответствующую пквд в преде-
лах, указанных в гл. 2.

При увеличении пквд выше настроечной сила грузиков тахо-
метра 10 преодолевает усилие пружины и через иглу перемещает
рычаг обратной связи 15 по часовой стрелке. Выполненный вместе
с рычагом 15 маятник также поворачивается по часовой стрелке и
своей кромкой открывает сопло, соединяя пружинную полость сер-
вопоршня дозирующей иглы 43 со сливом. Давление в пружинной
полости дозирующей иглы уменьшается, игла 43 перемещается
вправо и уменьшает проходное сечение.

Уменьшение расхода топлива будет продолжаться до тех пор,
пока Пквд не уменьшится до настроечного значения, а усилие от
грузиков тахометра 10 не уравновесится пружиной регулятора. Ры-
чаг обратной связи также установится в прежнее равновесное поло-
жение, фиксируя дозирующую иглу в новом требуемом положении.

Диапазон возможного изменения количества подаваемого топ-
лива через сечение иглы 43 незначителен, поэтому при больших дав-
лениях и низких температурах окружающей среды пквд на режи-
ме малого газа может уменьшиться до значения меньше настроечно-
го. Его надо поддерживать РУД. При высоких температурах и ма-
лых давлениях окружающей среды н«вд растет.

Дозирование топлива по режимам в соответствии с положением
РУД. Для упрощения будем считать, что давление и температура
воздуха на входе в двигатель не изменяются. Режим работы двига-
теля определяется положением РУД, которому соответствует впол-
не определенное количество топлива, подаваемого в двигатель.
В свою очередь, расход топлива на всех режимах от малого газа и
выше определяется сечением дозирующей иглы 43, так как игла
автомата запуска 34, как было рассмотрено выше, находится на
упоре 32 и сечение его не меняется.

Перемещение дозирующей иглы осуществляет гидравлическая
следящая система. В качестве рабочей жидкости в этой системе ис-
пользуется топливо, подводимое в полость поршня дозирующей иг-
лы 43 от клапана постоянного давления 9 через жиклеры.

Основными узлами гидравлической следящей системы являют-
ся: кулачок 41, выполненный на валике управления, рычаг с роли-
ком, входящим в прорезь кулачка 41, втулка дозирующей иглы, до-
зирующая игла 43 с закрепленным на ней поршнем и пружина сер-
вомеханизма.

На сервопоршень дозирующей иглы слева влияет суммарное
давление сливаемого топлива и действующего на манжету серво-
поршня. Справа на сервопоршень воздействует пружина и давление
топлива, зависящее от степени открытия струйного жиклера регу-
лятора частоты вращения и отверстия на штоке дозирующей иглы.
Через один жиклер топливо поступает в пружинную полость, а че-
рез струйный жиклер и радиальное отверстие на штоке топливо вы-
ходит из нее. На установившемся режиме работы двигателя коли-
чество топлива, поступающего в пружинную полость, равно слива-
ющемуся из нее. Устанавливается динамическое равновесие. При
отклонении РУД перемещается связанная с ним через профилиро-
ванный кулачок 41 следящая втулка дозирующей иглы. Переме-
щаясь по игле, втулка открывает или закрывает отверстие, соединя-
ющее пружинную полость сервомотора дозирующей иглы со сливом.

При повороте РУД на увеличение подачи топлива втулка пере-
мещается влево. Радиальное отверстие на штоке закрывается, дав-
ление в пружинной полости сервомотора дозирующей иглы возрас-
тает и игла движется в сторону увеличения расхода топлива. Дви-
жение иглы продолжается до тех пор, пока не будет достигнуто со-
ответствующее равновесие сил, действующих на сервопоршень.

При уборке РУД следящая втулка смещается вправо. Радиаль-
ное отверстие на'штоке иглы открывается, это приводит к сниже-
нию давления в пружинной полости сервомотора дозирующей иглы.
Игла перемещается вправо, в сторону уменьшения расхода топлива.

Таким образом, положение дозирующей иглы зависит от поло-
жения втулки. Следовательно, каждому фиксированному положе-
нию РУД 38 соответствует определенное положение втулки и до-
зирующей иглы. Начало движения дозирующей иглы 43 по углу
поворота РУД определяется начальной установкой втулки относи-
тельно отверстия на дозирующей игле. Максимальное открытие до-
зирующей иглы ограничивается регулировочным винтом 49, а мак-
симальное закрытие — винтом 33.

Для обеспечения устойчивой работы системы «двигатель—-регу-
лятор» введены гидравлический стабилизатор 37 с рычагом обрат-
ной связи 15, гидроаккумулятор 36 и дроссельные пакеты 51 и 46,
которые работают по принципу ограничения скорости изменения
расхода топлива в двигателе. Левая полость мембраны стабилиза-
тора и гидроаккумулятора соединена с полостью слива. Правая по-
лость стабилизатора и гидроаккумулятора отделена от слива дрос-
сельным пакетом 51 и связана с переменным объемом, образованным
цилиндром и поршнем дозирующей иглы. В результате изменения
этого объема при перемещении дозирующей иглы 43' на дроссель-
ном пакете 51 образуется перепад давлений, который воздействует
на мембрану стабилизатора 37, и рычаг обратной связи 15 из-
меняет слив топлива через струйный жиклер. Это приводит к кор-
рекции хода дозирующей иглы. Действие стабилизатора всегда на-
правлено в сторону, обратную полученному импульсу. Ограничивая
скорость изменения расхода, стабилизатор устраняет резкие коле-
бания и забросы, обеспечивает устойчивость системы «двигатель —
регулятор».

Профиль дозирующей иглы 43 выполнен таким образом, что при
постоянном перепаде давлений топлива на игле (Др— 400 кПа при
рн^ 101,3 кПа) обеспечивается зависимость От=[(аруд), приве-
денная на рис. 9.2, в. Характеристика топливного регулятора GT=
=/(аруд ) регулируется винтами 28 и 39.

Поворот регулировочного винта 39 вправо (заворачивание вин-
та) уменьшает, а влево увеличивает расход топлива, смещая харак-
теристику регулятора параллельно первоначально настроенной.
Одни оборот винта (22 щелчка) изменяет расход топлива на
70 кг/ч.

Винтом 28 обеспечивается пропорциональное изменение расхо-
да топлива в двигатель при каждом положении РУД. Изменение
расхода топлива производится увеличением или уменьшением пере-
пада давлений на дозирующей игле 43. При заворачивании винта
28 перепад давлений топлива на дозирующей игле растет, а при от-
ворачивании — уменьшается.

Работа САУ на установившихся режимах. Топливная система и
система регулирования на установившихся режимах поддерживает
постоянные пквд с заданной степенью точности с помощью изодром-
ного регулятора частоты вращения при температуре /н^4~15°С
и постоянный расход топлива при ZK<-f-15oC. Регулятор настраи-
вается на заданную частоту вращения РУД 38, который через ку-
лачок 50 изменяет затяжку пружины регулятора.

На установившемся режиме усилие центробежных грузиков
уравновешивается пружиной регулятора. Рычаг обратной связи 15
находится в равновесном состоянии. Дозирующая игла 43 занима-
ет положение, обеспечивающее необходимый для данного режима
работы расход топлива. Рычаг обратной связи обеспечивает слив
соответствующего количества топлива через струйный жиклер и
постоянство давления в пружинной полости сервомотора дозиру-
ющей иглы. Это давление уравновешивает силы, действующие на
поршень с противоположной стороны. Таким образом, все элементы
регулятора находятся в уравновешенном состоянии.

Рассмотрим работу регулятора при увеличении «квд из-за воз-
действия на двигатель внешних сил. Вследствие нарушения равно-
весия (увеличения центробежных сил) центробежные грузики изо-
•дромного регулятора воздействуют на рычаг обратной связи 15.
Это увеличйвает слив топлива через струйный жиклер и понижает
давление в пружинной полости сервомотора дозирующей иглы. До-
зирующая игла перемещается вправо на уменьшение расхода топ-
лива, в результате чего Пквд снижается. Процесс продолжается
до тех пор, пока частота вращения не уменьшится до первоначаль-
ного значения и усилие центробежных сил грузиков не уравнове-
сится пружиной регулятора. Рычаг обратной связи также воз-
вращается в прежнее равновесное состояние, фиксируя дозиру-
ющую иглу в новом положении. В случае снижения пквд сила цен-
тробежных грузиков уменьшится. Рычаг обратной связи поворачи-
вается против часовой стрелки, слив топлива через струйный жик-
лер уменьшится, давление в пружинной полости увеличится. Дози-
рующая игла перемещается влево. При этом увеличивается расход
топлива и частота вращения ротора КВД до первоначального зна-
чения.

В частности, при падении 1н до +15° С Пквд будет поддержи-
ваться изодромным регулятором постоянной за счет уменьшения
слива топлива из пружинной полости сервомотора дозирующей иг-
лы. При температуре 6?=+ 15° С слив топлива через струйный жик-
лер будет минимальным. Поэтому при дальнейшем уменьшении
температуры tn изодромный регулятор не может воздействовать на
дозирующую иглу, он выключается. Расход топлива остается неиз-
менным (см. рис. 9.2, а).

Клапан ограничения предельной частоты вращения 14 ротора
КВД (см. рис. 9.3) вступает в работу при выходе из строя регуля-
тора частоты вращения. Если предельные частоты вращения превы-
шены, то командное давление датчика физических частот враще-
ния преодолевает усилие затяжки пружины, а золотник открывает
слив из пружинной полости сервомотора дозирующей иглы. Дав-
ление в пружинной полости падает, и дозирующая игла перемеща-
ется на уменьшение расхода топлива в двигатель.

Дозирование топлива в зависимости от высоты и скорости поле-
та. Корректировка расхода топлива с изменением полного давления
на входе в компрессор (скорости и высоты полета) обеспечивается
регулятором пропорционального расхода за счет изменения перепа-
да давления топлива на дозирующих элементах иглы 43 и автома-
та запуска 34.

Известно, что расход топлива через дозирующие элементы мож-
но выразить формулой

Q=pF0 У‘2&р/р.

С изменением положения РУД изменяется площадь проходного
сечения канала, а с изменением полного давления pl — перепад
на дозирующих элементах. С увеличением высоты полета (умень-
шением скорости) давление в коробке анероидов р*в уменьшает-
ся. Анероиды разжимаются и нарушают равновесие рычага 26, ко-
торый, поворачиваясь против часовой стрелки, увеличивает слив
топлива через струйный жиклер из пружинной полости клапана 2.
Давление в этой полости падает, и клапан 2 под действием си-
лы давления топлива .за шестеренным насосом перемещается вле-
во, увеличивая перепуск топлива на слив. Давление на выходе из
насоса уменьшается, что ведет к уменьшению перепада иа дозиру-
ющих элементах, а также на входном жиклере 2 регулятора пере-
пада. Равновесие мембраны 30 нарушается. Давление под мембра-
ной 27 уменьшается, восстанавливается равновесие рычага 26. Па-
дение давления под мембраной 27, в свою очередь, вызывает пере-
мещение мембраны жиклера 23 в сторону уменьшения проходного
сечения.

Регулятор переходит в новое равновесное положение при умень-
шенном расходе топлива в основной и шунтирующей магистралях.
Профиль жиклера 23 выполнен в соответствии с заданным законом
изменения расходных характеристик в зависимости от полного дав-
ления воздуха на входе в двигатель (см. рис. 9.2, е).

Регулятор пропорционального расхода изменяет перепад давле-
ний топлива на дозирующей игле и игле автомата запуска незави-
симо от режима работы двигателя и абсолютного расхода топлива,
поэтому рассмотренная корректировка расхода топлива произво-
дится на всех установившихся и переходных режимах.

Дозирование топлива на режимах разгона. На режимах разгона
подача топлива в двигатель осуществляется с замедлением, причем
темп роста расхода топлива в процессе разгона меняется.

При переводе РУД 38 (см. рис. 9.3) из положения «Малый газ»
до упора «Взлет» за 1—2 с дозирующая игла перемещается в сто-
рону увеличения расхода, вытесняя топливо из замкнутой полости,
образованной сервопоршнем вместе со стабилизатором и гидроак-
кумулятором, через дроссельные пакеты.

Первоначально топливо вытесняется только через первый дрос-
сельный пакет 51, поэтому увеличение расхода топлива зависит от
пропускной способности этого пакета. Перемещение дозирующей
иглы влево приводит к росту давления в правых полостях гидроак-
кумулятора 36 и стабилизатора 37 и перепада давлений на мембра-
не. При перепаде давлений 30 кПа стабилизатор 37 через рычаг
обратной связи изменяет слив топлива через струйный жиклер. Это
приводит к коррекции (ограничению скорости движения) хода до-
зирующей иглы, улучшая качество переходного процесса.

При достижении расхода примерно 340 кг/ч клапан 48 включает
второй дроссельный пакет. В результате суммарная пропускная
способность дроссельных пакетов возрастает, что обеспечивает уве-
личение темпа подачи топлива в двигатель (см. рис. 9.2, а). Время
полного открытия иглы примерно 9,5 с. Регулировка темпа подачи
топлива в двигатель на первой ветви приемистости обеспечивается
изменением проливки дроссельного пакета 51, на второй — измене-
нием проливки дроссельного пакета 46. С увеличением проливки
пакетов время выхода двигателя на более высокие режимы умень-
шается и наоборот. Время замедления расхода топлива определя-
ется временем заполнения топливом внешней полости сервопоршня
через жиклер и составляет примерно 3—4 с. Уменьшать расход топ-
лива быстрее нельзя из-за опасности срыва пламени в камере сго-
рания.

Отключение воздушного стартера СВ-25Б. В процессе запуска
при достижении определенной «квд микровыключатель 17 размы-
кает электрическую цепь автоматической панели запуска. При этом
срабатывает клапан воздушного стартера двигателя, перекрывая
подачу воздуха на турбину стартера.

Клапан отключения стартера работает по команде от ГМД.
Сверху к мембране подводится командное давление, снизу — дав-
ление слива. Со стороны командного давления мембрана подтяги-
вается пружиной.

До отключения стартера СВ-25Б золотник клапана 16 занима-
ет положение, при котором нижний поясок золотника отсекает ка-
нал рабочего давления от мембранной полости микровыключателя.
Микровыключатель находится в замкнутом положении, стартер ра-
ботает. При достижении частоты отключения стартера командное
давление датчика физических частот вращения 11 достигает зна-
чения, превышающего усилие затяжки пружины, и перемещает зо-
лотник клапана отключения стартера 16. При этом постоянное дав-
ление, подводимое к золотнику, подается в полость мембраны мик-
ровыключателя 17, входящего в механизм отключения стартера.
Мембрана через шток действует на контакт микровыключателя,
размыкая электрическую цепь.

Перед запуском двигателя правая полость мембраны микровы-
ключателя 17 соединена со сливной магистралью, пружина удержи-
вает шток в крайнем правом положении. Микровыключатель при
этом замыкает электрическую цепь.

Регулировка частоты вращения, при которой отключается стар-
тер, производится винтом затяжки пружины. При заворачивании
винта затяжка пружины увеличивается, частота вращения, при ко-
торой отключается стартер, растет и наоборот.

Выдача команд для управления клапанами перепуска воздуха
(КПВ). Управление КПВ из компрессора обеспечивают датчики
19 и 20, выдающие сигнал на механизмы 21 и 22, которые открыва-
ют сечение для прохода воздуха к клапанам перепуска.

Датчик механизма управления КПВ представляет собой золот-
никовую пару с усилительной мембраной, на которую действуют
усилие пружины и командное давление от датчика физических час-
тот вращения 11.

При частотах, соответствующих открытию клапанов перепуска
воздуха, командное давление достигает величины, способной пре-
одолеть усилие пружины, и золотник клапана, перемещаясь вниз,
открывает слив топлива постоянного давления из полости силь-
фона механизма. Сильфон удлиняется, открывает клапан, и воздух
от компрессора подается к клапану перепуска воздуха на двига-
теле.

При снижении режима работы двигателя работа механизмов
управления КПВ происходит в обратном направлении и клапан пе-
репуска воздуха закрывается.
Как указывалось в гл. 4, при неработающем двигателе и на ма-
лых частотах вращения ротора КВД клапана перепуска воздуха
находятся в открытом положении (под действием пружины).

Регулирование частоты вращения, при которой закрываются
КПВ из-за III ступени КВД, производится изменением затяжки
пружины датчика механизма управления КПВ 19, из-за V ступе-
ни КВД — пружины датчика 20. При увеличении затяжки пружин
частота вращения, при которой закрываются КПВ, растет и наобо-
рот.

Ограничение предельно допустимой частоты вращения ротора
квд. В случае выхода из строя регулятора частоты вращения, ког-
да рычаг 15 маятником перекрывает слив через струйный жиклер,
дозирующая игла 43 переходит в положение максимальной подачи
топлива в двигатель. При температуре воздуха выше +15° С ротор
двигателя может достичь частоты вращения выше допустимой. Для
исключения этого в топливном регуляторе предусмотрен клапан ог-
раничения предельных частот вращения 14 ротора КВД. Конструк-
тивно он выполнен так же, как и датчики частот вращения пере-
ключения КПВ. Клапан 14 — золотникового типа, с усилительной
мембраной, на которую в одном направлении действует усилие от
пружины растяжения, а в другом — командное давление от датчи-
ка физических частот вращения 11 ротора КВД.

При превышении предельной частоты вращения командное дав-
ление преодолевает усилие затяжки пружины, и золотник открыва-
ет слив из пружинной полости сервомотора дозирующей иглы. Дав-
ление в пружинной полости падает, и дозирующая игла перемеща-
ется на уменьшение расхода топлива в двигатель. Частота враще-
ния ротора КВД уменьшается.

— Механический останов двигателя осуществляется стоп-краном
40. При постановке РУД 38 в положение 0—3° по лимбу линия вы-
сокого давления за дозирующей иглой соединяется со сливом, а по-
лость за стоп-краном перекрывается. В результате этого давление
в системе падает, запорный клапан 44 усилием пружины закрыва-
ется, а клапан слива топлива из коллектора 45 открывается.

Падение давления за иглой приводит к перемещению мембра-
ны 30 в сторону увеличения проходного сечения клапана. Давление
за плоским клапаном растет, и мембрана 27 через иглу поворачи-
вает рычаг регулятора перепада 26 против часовой стрелки. Струй-
ный жиклер открывается, давление в пружинной полости клапана
2 топливного насоса падает. Клапан 2 перемещается влево и пере-
пускает топливо из полости выхода шестеренного насоса 6 на слив.

Электрический останов осуществляется электромагнитным кла-
паном 4 насоса 760Б. Электромагнитный клапан при подаче напря-
жения к нему7 соединяет полость сервомотора клапана 2 со сливом,
и клапан открывается. Давление в системе падает, и клапан 44
регулятора 762МА закрывается. Подача топлива в двигатель пре-
кращается.

Уменьшение подачи топлива в двигатель на режимах ограниче-
ния максимальной температуры газов за турбиной. При превышении
максимального значения температуры газов за турбиной на элек-
тромагнитный клапан 42 поступает сигнал постоянного тока пере-
менной скважности от регулятора температуры. Клапан 42 при
этом начинает перепускать топливо на слив из пружинной полости
сервомеханизма дозирующей иглы. Давление в этой полости умень-
шается, дозирующая игла перемещается в сторону уменьшения
расхода топлива. Процесс продолжается до тех пор, пока темпера-
тура газов за турбиной не уменьшится до значения, ограничива-
емого регулятором температуры газов. Для настройки автоматиче-
ских устройств на заданные значения параметров в системе предус-
мотрены регулировочные элементы (табл. 9.1).

г е ч-	-1  -ДС	с С	Таблица 9.1	
		Изменение за один оборот винта,		сз , S о м
	Регулнровочн ый	(22 щелчка)		[й Д 'лир роть
Регулируемый параметр				J2
или процесс	рнс.9.3)	Gy, кг/ч	"квд’ %	Допусти: пазон ре вания, с винта
пквд на режимах: взлетном в зоне пере-	49	50	1,4	±2
еденных п				±3/5
на всех, кроме режима	39	70	2 (номиналь-	
«Взлет», в зоне перемен-			ный режим);	
мых п			3 (на режиме 0,6 и 0,7 номи- нального)	
на всех в зоне посто-	13	—	4,4	±2
янных п				
предельная	14	—	4,8	±1/4
иа всех в зоне пере-	28	176	5,0	±1/2
еденных п		(взлетный	(взлетный	
	52	режим)	режим)	
малого газа при рабо- те регулятора		—	8,75	±1  ±1,0
				
малого газа на высоте	31	9	7—9 (6000 м) 10—15	
Процесс запуска	32 —	30		±1,0
То же	Футерка вин- та 32	60	9	±1/2
лквд • ПРИ которой «отключается СВ-25Б	17	—	4,8	±1/2
п квд > при которой закрываются КПВ:				
за III ступенью	19	-—	4,4	±1/2
» V »	20	——•	5,7	±1/2
Приемистость	48	Один оборот изменяет время		±2
		перехода на 1,8 с		

Примечание. Максимальная п квд на взлетном режиме регулируется внешним
упором взлетного режима топливного регулятора. Перемещение стрелки по лнмбу топлив-
ного регулятора внешним упором на Г изменяет «КВД на 32 об/м (0.2%).
9.4.	ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ СИСТЕМЫ В ЭКСПЛУАТАЦИИ

В эксплуатации встречаются дефекты топливного насоса 760Б
и агрегата 762МА.

Один из основных дефектов топливного насоса — изнашивание
зубьев зубчатых колес качающегося узла. Это приводит к колеба-
ниям давления топлива перед форсунками, обычно на высотах свы-
ше 5000 м. Другим распространенным дефектом является изнаши-
вание шлицев рессоры привода подкачивающей ступени агрегата
760Б.

Наиболее распространенным дефектом агрегата 762МА являет-
ся повышенная утечка топлива из управляющей (пружинной) по-
лости сервопоршня дозирующей иглы. Дефект проявляется по-раз-
ному: невыход на частоты вращения взлетного режима, ухудшение
приемистости, падение частоты вращения на режиме «Малый газ»
и др. Второй распространенный дефект агрегата 762МА — измене-
ние характеристик с наработкой из-за изнашивания деталей и заре-
гулпровки. Этот дефект чаще всего приводит к забросу температу-
ры газов перед турбиной при запуске и на режиме малого газа.

Глава 10

ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА

10.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ

Воздушная система предназначена для запуска двигателей
АИ-25, отбора сжатого воздуха от работающих двигателей для
обеспечения потребностей двигателей и самолета.

Основными элементами воздушной системы (рис. 10.1) являют-
ся: источники и потребители сжатого воздуха, трубопроводы для
подвода воздуха от источников к потребителям, обратные клапаны
и приборы контроля давления в системе. В этой главе будут рас-
смотрены главным образом источники сжатого воздуха.

В качестве бортового источника сжатого воздуха при запуске
двигателей на самолете Як-40 используется вспомогательный ГТД
АИ-9 или же работающий двигатель данного самолета. Для запус-
ка двигателей на земле можно использовать также аэродромный
агрегат, способный подавать воздух с требуемыми для запуска па-
раметрами. В полете для обеспечения сжатым воздухом использу-
ется воздух, отбираемый от работающих двигателей.

Технические требования к воздушной системе и ее элементам
определяются основными параметрами отбираемого воздуха: его
расходом, давлением и температурой. На пассажирских самолетах
применяются вспомогательные двигатели с отбором сжатого воз-
духа от 200 до 400 кПа. Требуемое давление отбираемого воздуха
240—470 кПа при температуре 400—500 К.
Рис. 10.1. Схема воздушной системы:

1 — стартер воздушный СВ-25Б; 2 — обратный клапан; 3 — клапан включения отбора воз-
духа на самолетные нужды; 4 — ГТД АИ-9; 5 —манометр; б —клапан перепускной КП-9

Вспомогательные двигатели должны надежно и устойчиво рабо-
тать на всех режимах при температуре наружного воздуха от
—60° С до +60° С и давлении, соответствующем высотам от 0 до
10 000 м. Они должны надежно запускаться в указанном диапазоне
высот и температур, работать на тех же сортах топлива, что и ос-
новные двигатели на ЛА, иметь автономную масляную систему.

Для повышения надежности вспомогательный двигатель дол-
жен иметь автоматическую защиту, исключающую возможность
пуска с незаполненной масляной системой, превышение отбора
воздуха сверх допустимого, помпаж в случае резкого прекращения
отбора воздуха.

Кроме того, автоматическая защита должна обеспечить останов
двигателя при забросе температуры газов в выходном канале на
'20—30° С сверх максимально допустимой, при превышении макси-
мально допустимой частоты вращения, при снижении давления в
маслосистеме ниже допустимого.

Уровень шума при работе вспомогательного двигателя в любой
точке, расположенной на высоте 1,2 м над землей на расстоянии
20 м вокруг двигателя, не должен превышать 90 дБ. Камера сгора-
ния двигателя должна работать бездымно с высокой полнотой сго-
рания, обеспечивая минимальное количество выбрасываемых с га-
зами вредных веществ.
10.2.	ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ АИ-9

Двигатель АИ-9 (рис. 10.2) выполнен по одновальной схеме,
с отбором сжатого воздуха, с общим компрессором. Отбираемый от
двигателя сжатый воздух используется для запуска двигателей
АИ-25, а также кондиционирования воздуха в салонах через систе-
му кондиционирования самолета при неработающих двигателях
АИ-25. Двигатель АИ-9 на самолете Як-40 установлен сверху на
фюзеляже между воздухозаборником среднего двигателя и килем.
На самолете М-15 он смонтирован на специальной тележке и вме-
сте с ней может устанавливаться в хвостовой части фюзеляжа или
же находиться на земле в виде отдельного агрегата.

Двигатель АИ-9 состоит из следующих основных узлов: ком-
прессора, корпуса приводов, камеры сгорания, турбины, выхлопно-
го сопла и агрегатов, которые обеспечивают работу систем дви-
гателя.

Компрессор — центробежного типа, одноступенчатый, пред-
назначен для сжатия воздуха и подачи его в камеру сгорания.
В компрессор входят следующие основные узлы и детали: корпус
компрессора, наружный и внутренний кожуха, ротор компрессора,
радиальный диффузор.

В корпусе компрессора размещены форсуночные кольца, трубо-
проводы маслопитания и суфлирования.

Рис. 10.2. Газотурбинный двигатель АИ-9
Корпус приводов отлит из магниевого сплава, в нем раз-
мещены приводы к агрегатам двигателя: для запуска двигателя,
пускового топливного насоса, насоса-регулятора и маслонасоса.
Корпус приводов своими стенками образует четыре канала, по ко-
торым воздух поступает в компрессор двигателя. На переднем
фланце корпуса двигателя приводов установлен маслобак в форме
тора, являющийся одновременно и воздухозаборником, а к заднему
фланцу закреплен корпус компрессора.

Камера сгорания кольцевая, газ в ней движется с двумя
поворотами по 180°, камера состоит из корпуса и жаровой трубы.
На корпусе расположены восемь рабочих форсунок и запальник
со свечой и пусковой форсункой.

Турбина осевая, реактивная, одноступенчатая, предназначе-
на для преобразования энергии горячих газов в механическую ра-
боту вращения ротора двигателя и его агрегатов.

Выхлопное сопло сварной конструкции, изготовлено из
листовой стали, служит для отвода выхлопных газов из турбины и
крепится к ее сопловому аппарату.

Основные технические данные двигателя АИ-9

Тип двигателя...................

Направление вращения....................

(со стороны выхлопного сопла) ..........

Частота вращения ротора на номинальном
режиме, об/мин.........................

Основные параметры двигателя на режиме
отбора воздуха в земных стандартных
условиях (77=0; М=0,	7н= +15° С,

ри = 101,3 кПа) при «=38 500+500:

количество отбираемого воздуха, кг/с .
полное давление отбираемого воздуха,
кПа.................................

температура отбираемого воздуха, °C .
расход топлива, кг/ч................

Режим работы............................

Температура газов за турбиной, °C:
на номинальном режиме («=38 500+
±500 об/мин)............................

максимально допустимая (заброс)
при запуске . . ....................

Топливная система:
сорт топлива (основного и пускового)
давление на входе в двигатель, кПа . .

Масляная система:
тип..................................

газотурбинный
левое

38 500+ 500

0,38

240

не менее 130

не более 75

три последовательных
отбора воздуха в
систему запуска
двигателя АИ-25.
Непрерывное вре-
мя работы не более
13 мин. После это-
го охлаждение дви-
гателя не меиее
15 мин.

не более 720

не более 850

Т-1, ТС-1

(ГОСТ 10227—62), и
их смеси

60—170

автономная, цирку-
ляционная, под
давлением
сорт масла...........................

расход масла, л/ч....................

количество заливаемого масла, л . . .

Система запуска:
тип......................................

питание .............................

Б-ЗВ (МРТУ

31-1-157—65)
не более 0,15
2±0,2

автономная, автома-
тическая

от двух аккумуля-
торных батарей 12
САМ-28 или от аэ-

Пусковой электростартер:
условное обозначение ....................

тип..................................

режим работы.........................

Контроль за работой двигателя в эксплуа-
тации осуществляется по следующим па-
раметрам:	....

давление масла ......................

родромного источ-
ника постоянного
тока (напряжение
27 В±10%)

СТ-ЗПТ, СТ-115А
постоянного тока
три включения с пе-
рерывами по 1 мин
с последующим
полным охлажде-
нием

лампочка на прибор-
ной доске горит при
номинальном дав-

частота вращения ротора двигателя . .

лении

при п = 37 000±500

об/мин на прибор-
ной доске загорает-
ся лампочка зеле-

ного цвета и горит
до п = 41 000±500
об/мин, при дости-
жении которой дви-
гатель автомати-
чески останавли-
вается

jVlacca двигателя, кг................... 45

Габаритные размеры, мм:
длина................................... 740,5

ширина.............................. 515

высота.............................. 490,3

Система смазки — автономная, замкнутая, циркуляцион-

ная, под давлением, обеспечивает подвод масла для смазки и ох-

лаждения ко всем высоконагруженным трущимся поверхностям.
Малонагруженные поверхности смазываются в результате разбрыз-
гивания масла.

Система смазки (рис. 10.3) состоит из маслобака 8, маслонасо-
са МА-9, фильтра 2, сигнализатора минимального давления 1 и
трубопроводов. На маслобаке имеется горловина 12, мерное стекло
10 с метками «Полно» и «Долей», сливной кран 7 и штуцеры для
крепления трубопроводов. Маслобак с помощью перепускных вту-
лок 9 сообщается с полостью поддона 5 корпуса приводов. Масло-
насос МА-9 — двухсекционный, шестеренный, устанавливается на
поддоне корпуса приводов.
Масло из маслобака самотеком сливается в поддон корпуса при-
водов, откуда нагнетающей секцией маслоагрегата направляется
в двигатель на смазку двумя потоками. Один поток идет по внут-
реннему каналу в корпусе приводов на смазку конической зубча-
той передачи привода 15, другой — по внешнему трубопроводу че-
рез фильтр 2 к форсункам для смазки подшипников 23 и 24 ротора.
Давление масла измеряют в трубопроводе подвода масла к под-
шипникам после фильтра. Там же установлен сигнализатор давле-
ния 1, который при давлении 120±30 кПа выдает сигнал на свето-
вое табло «Номинальное давление масла» на левом электрощитке
приборной доски. Из центрального привода масло сливается в под-
дон, а из полости подшипников ротора откачивается насосом 6 и по-
дается в маслобак через воздухоотделитель 11. Воздушная полость,
маслобака, поддона и подшипников ротора с помощью трубопрово-
да соединяется с атмосферой.

Система топливопитания включает: самолетный топ-
ливный бак, самолетный подкачивающий насос, противопожарный

Рис. 10.3. Схема маслосистемы и суфлирования двигателя AII-9:

1 — сигнализатор минимального давления; 2 — фильтр; 3 — перепускной клапан; 4 — нагне-
тающая секция маслоагрегата; 5 — поддон; 6 — откачивающая 'секция маслонасоса; 7 —
сливной кран; 8— маслобак; 9— перепускная втулка; 10—мерное стекло; // — воздухо-
отделитель; 12 — заливная горловина с фильтром; 13 — суфлирующий бачок; 14 — пере-
пускная втулка; /5 — коническая зубчатая передача привода; 16 — шарикоподшипник при-
вода; 17 — полость входа эмульсии в суфлер; 18— отверстия для прохода воздуха; 19—
полость очищенного воздуха; 20 — отверстия выхода воздуха; 21, 22 — эжекторы суфлиро-
вания; 23—шарикоподшипник ротора; 24 — роликоподшипник ротора
Рис. 10.4. Схема топливной аппаратуры двигателя АИ-9:

8, //—фильтры; 2 — качающий узел насоса-регулятора; 3 —жиклер; 4 — узел коррек-
ции срабатывания сигнализатора номинальной частоты вращения; 5 — сигнализатор номи-
нальной частоты вращения; 6сигнализатор предельной частоты вращения; 7 — узел кор-
рекции срабатывания сигнализатора предельной частоты вращения; 9 — регулятор частоты
вращения; 10— клапан стравливания воздуха; 12 — электромагнит; 13— рабочие форсунки;
14 — электромагнитный клапан; 15 — пусковая форсунка; 16 — пусковой насос НП-9
II, IV, V — регулировочные вннты;

кран, фильтр тонкой очистки, пусковой насос НП-9, электромагнит-
ный клапан пускового топлива, пусковую форсунку, насос-регуля-
тор НР-9В, рабочие форсунки и трубопроводы.

Из топливного бака топливо подается подкачивающим насосом
к фильтру тонкой очистки и затем к насосу-регулятору под давле-
нием 60—170 кПа. В насосе-регуляторе (рис. 10.4) топливо разде-
ляется на два потока, один из которых идет к пусковому насосу, а
другой к центробежному насосу регулятора. В процессе раскрутки
двигателя при запуске пусковой насос через пусковой клапан пита-
ет топливом пусковую форсунку. При отключении пускового элек-
тростартера пусковой насос прекращает работу.-

Топливный насос-регулятор вступает в работу в процессе рас-
крутки ротора от электростартера после открытия канала подачи
топлива на рабочие форсунки электромагнитным клапаном 14.
В топливной системе установлен электроприводной противопожар-
ный кран, служащий для полного прекращения подачи топлива в
двигатель в аварийных случаях. Кроме того, в насосе-регуляторе
имеется электромагнитный клапан, который автоматически прекра-
щает подачу топлива при достижении двигателем предельных час-
тот вращения ротора, а также при нажатии на кнопку останова
двигателя. Насос-регулятор НР-9В и пусковой насос НП-9 выпол-
няют следующие функции:
обеспечивают подачу и регулирование количества подаваемого
топлива в двигатель во всем диапазоне его работы — от начала по-
дачи рабочего топлива в процессе запуска до выхода на рабочие
частоты вращения ротора турбокомпрессора;

за счет изменения подачи топлива поддерживают постоянными
рабочие частоты вращения ротора двигателя независимо от изме-
нения нагрузки — отбора воздуха или его перепуска;

прекращают подачу топлива в двигатель при снятии электриче-
ской команды с электромагнитного клапана останова вручную или
автоматически при достижении предельных частот вращения рото-
ра (и^41 000+500 об/мин);

замыкают электрическую цепь при выходе двигателя на рабочие
и предельные частоты вращения ротора (включают световые сиг-
налы) .

Насос-регулятор представляет собой агрегат, объединяющий в
себе топливный насос высокого давления центробежного типа и
статический регулятор частот вращения ротора двигателя. В каче-
стве управляющего сигнала регулятора частот вращения использу-
ется давление топлива на выходе из центробежного насоса. Это
же давление топлива используется для управления сигнализатора-
ми контроля выхода двигателя на рабочие и предельно допустимые
в эксплуатации частоты вращения.

Регулятор частот вращения ротора однорежимный. Разгонная
характеристика агрегата определяется характеристикой центробеж-
ного насоса, скорректированной жиклером постоянного сечения на
выходе из насоса.

Запуск двигателя (рис. 10.5) производится от двух ак-
кумуляторных батарей 12САМ-28 или от аэродромного источника
постоянного тока 27 В. После подготовки кабины к запуску и на-
жатия на кнопку «Пуск» двигатель автоматически выходит на ре-

Рис. 10.5. Структурная схема системы запуска двигателя АИ-9
Рис. 10.6. Нагрузочная характеристи-
ка двигателя АИ-9 при ^н = 15°С;
рн = 101,3 кПа; п=93%

жим установившихся в пределах
рабочего диапазона частот вра-
щения ротора.

С момента нажатия на кнопку
«Пуск» вступает в’ работу про-
граммный механизм, который ав-
томатически управляет процессом
запуска. Процесс запуска проте-
кает в такой последовательности:

на 1 с переключается на фор-
сажный режим один из самолет-
ных подкачивающих насосов;

на 5 с подается питание на
электростартер, катушку зажига-
ния, к электромагнитному клапа-
ну пускового топлива. При этом,
начинается раскрутка ротора, вос-
пламеняется пусковое топливо;

на 6 с подается топливо на ра-
бочие форсунки;

на 12 с прекращается подача
топлива через пусковую форсунку;.

на 12 с отключается электро-
стартер. Частота вращения ротора,
должна достигнуть 18 000—20 500
об/мин. При достижении частот
вращения ротора 37 000 ±500
об/мин загорается световое табло
«Номинальные обороты» на ле-
вом щитке приборной доски.

При частоте вращения ротора
39 000±1100 об/мин командное
топливо смещает золотник регу-
лятора частоты вращения ротора,,
который прикрывает клапан по-
дачи топлива к форсункам, в ре-

зультате чего рост частоты вращения прекратится.

В дальнейшем рабочие частоты вращения автоматически под-
держиваются неизменными независимо от загрузки. При достиже-
нии частоты вращения ротора 41 000+500 об/мин замыкаются кон-
такты датчика предельной частоты вращения, микровыключатель
разрывает цепь питания клапана МКТ-212, двигатель останавлива-
ется и загорается световое табло «Предельная частота вращения».

На рис. 10.6 показана нагрузочная характеристика двигателя
АИ-9. Под нагрузочной характеристикой понимается зависимость

Рис. 10.7. Перепускной клапан КП-9:

а — без отбора воздуха; б — с отбором воздуха;

/ — корпус; 2 — грибок; 3— поршень; 4—пружина поршня; 5 — малый клапан; 6 — пружи-
на заслонки; 7 — кулачок заслонки; 8 — заслонка перепускного клапана; 9— фланец прн-
-соединения трубопроводов потребителя воздуха; 10—ограничительное сопло

параметров отбираемого воздуха, расхода топлива и основных па-
раметров двигателя от расхода отбираемого воздуха при неизмен-
ных параметрах воздуха на входе.

В двигателе с отбором воздуха от общего компрессора через
турбину проходит только часть всего расхода воздуха. Расход от-
бираемого воздуха равен разности в расходах воздуха через ком-
прессор и турбину двигателя. При этом температура газа перед
турбиной с отбором воздуха будет выше, чем при работе без от-
бора. Поэтому чем больше расход отбираемого воздуха, тем выше
температура газа перед турбиной и больше расход топлива. Темпе-
ратура отбираемого воздуха практически остается неизменной, дав-
ление падает.

Перепускной клапан КП-9 (рис. 10.7) предназначен для обес-
печения беспомпажной работы компрессора на режимах запуска и
холостого хода путем перепуска части воздуха из-за компрессора
в атмосферу.

При отсутствии отбора воздуха для питания воздушной систе-
мы самолета заслонка 8 под действием пружины 6 закрыта, а кла-
пан 5 под действием усилий своей пружины находится в нижнем
положении, чем обеспечивается соединение полости под поршнем
3 с атмосферой.

Под действием усилия пружины 4 на поршень 3 и давления воз-
духа на грибок 2 перепускного клапана поршень 3 перемещается
в верхнее положение и полость ресивера сообщается с атмосферой.

При отборе воздуха в воздушную систему самолета возникает
перепад давлений на заслонке 8. Под действием перепада давлений
воздуха заслонка 8 открывается и своим кулачком поднимает шток
клапана 5, в результате полость над поршнем 3 разъединяется с ат-
мосферой и открывает доступ в эту полость воздуху из-за компрес-
сора. Под давлением воздуха поршень 3 перемещается вниз и гриб-
ком закрывает перепуск воздуха из ресивера в атмосферу, а воздух
из-за компрессора будет поступать к потребителю сжатого воздуха.
При прекращении отбора воздуха заслонка 8 под действием пружи-
ны 6 закрывается и открывается перепуск воздуха в атмосферу.

С целью устранения завышения температуры газов за турбиной
в случае разгерметизации системы отбора воздуха в перепускной
клапан вводится ограничительное сопло 10.

1.3.	ОРГАНИЗАЦИЯ ОТБОРА ВОЗДУХА ИЗ-ЗА КОМПРЕССОРА

ДВИГАТЕЛЯ АИ-25

Отбор воздуха производится для наддува лабиринтных уплотне-
ний, охлаждения узлов турбины, предотвращения обледенения де-
талей двигателя и на самолетные нужды.

На двигателе АИ-25 имеются три масляные полости:

а)	разделительного корпуса, которая ограничена спереди уп-
лотнением шарикового подшипника ротора КНД (см. рис. 4.8), а
1о2
сзади — графитовым кольцом передней опоры ротора КВД (см.
рис. 4.12);

б)	средних опор, которая создана лабиринтными уплотнениями
и графитовыми кольцами (см. рис. 6.4);

в)	задней опоры, которая ограничена спереди графитовым коль-
цом, а сзади крышкой корпуса задней опоры (см. рис. 6.3).

Для надежного отделения масляных полостей от воздушных и
газовых контактные уплотнения наддуваются сжатым воздухом,
отбираемым из основного газовоздушного тракта двигателя.

Графитовые уплотнения шарикового подшипника КНД надду-
ваются воздухом, поступающим из-за рабочего колеса III ступени
КНД. Это предотвращает попадание масла из полости подшипника
в воздушный тракт. Поджатие графитового кольца передней опоры
ротора КВД осуществляется воздухом, подводимым из-за III сту-
пени КНД. Воздух, который стравливается через эти уплотнения,
попадает в полость разделительного корпуса, затем через систему
•суфлирования в атмосферу.

Графитовые уплотнения средних опор турбин поджимаются воз-
духом, подводимым из-за VIII ступени КВД через соответствующие
лабиринтные уплотнения.

Горячим воздухом, отбираемым из-за VIII ступени КВД, обогре-
ваются обтекатель двигателя, лопатки ВНА и заборник полного
давления (рис. 10.8). Обогрев приемника полного давления 17

Рис. 10.8. Схема отбора воздуха для системы противообледенения узлов дви-
гателя:

1 — диффузор; 2—отверстие для прохода воздуха; 3 — кольцевая полость; 4— стойка кор-
пуса камеры сгорания; 5 — второй контур двигателя; 6 — трубка подвода горячего возду-
ха; 7— дроссельная заслонка; 8— терморегулятор; 9— биметаллическая пружина; 10—
тюдвнжный элемент дросселя; 11— коллектор; 12 — полость наружного кольца ВНА; 13 —
дефлектор; 14 — дефлектор обтекателя; 15 — обтекатель; 16 — отверстие для выхода воз-
духа в тракт двигателя; 17 — приемник полного давления; 18—труба подвода воздуха на
обогрев приемника полного давления
Таблица 10.1

Параметры	Режим работы		
	Малый газ	Номинальный	Взлетный
Давление, кПа		150	560	670
Температура, °C		50	195	220
Расход воздуха, кг/с		0,11	0,25	0,30

происходит непрерывно в течение всего периода работы двигателя.
Лопатки ВНА и обтекатель 15 обогреваются только в условиях об-
леденения. Обогрев подключается при помощи электромеханизма
МПК-14МТВ, который открывает заслонки 7 клапана обогрева.

Горячий воздух из кольцевой полости 3 над диффузором 1 ка-
меры сгорания через отверстия 2 в корпусе камеры сгорания и стой-
ку 4 попадает в трубку 6 подвода воздуха к ВНА КНД. Пройдя кла-
пан обогрева и терморегулятор 8, поток воздуха разветвляется и
по трубопроводам через два фланца, расположенные диаметраль-
но противоположно, попадает в кольцевую полость 12, образован-
ную наружным кольцом и кожухом ВНА. Такой подвод воздуха
обеспечивает более равномерное распределение его по лопаткам.
Далее воздух, проходя по каналам внутри каждой лопатки между
дефлектором 13 и кромками, отдает часть тепла стенкам лопатки и
поступает в полость внутри обтекателя 15. Отсюда через централь-
ное отверстие в дефлекторе обтекателя 14 воздух идет по щелевому
каналу между обтекателем и дефлектором, обогревая их, и выхо-
дит наружу через отверстия 16.

Количество воздуха, подаваемого на обогрев ВНА, регулирует-
ся терморегулятором 8. При температуре воздуха за КВД /квд-С
<45° С регулятор полностью открыт. По мере повышения темпера-
туры отбираемого воздуха при переходе двигателя на режимы вы-
ше малого газа количество воздуха, подаваемого на обогрев ВНА,
уменьшается. При /квд ^225° С регулятор прикрыт до минималь-
ной площади регулируемого сечения, которая изменяется пример-
но в пределах 12—20 см2. Параметры воздуха на входе в терморе-
гулятор в зависимости от режима работы двигателя в стандартных
условиях приведены в табл. 10.1.

Таблица 10.2

Высота, м	Количество отбирае- мого воздуха, кг/ч	Условия полета
До 4000  » 4000  > 4000  > 4000	510  750  300   450	Нормальные  Остановка одного двигателя  Нормальные  Остановка одного двигателя
Для отбора воздуха на самолетные нужды на двигателе имеют-
ся три специальных фланца. Воздух из кольцевой полости 3, рас-
положенной за КВД, по стойкам 4 камеры сгорания подходит к
фланцам отбора, затем по трубопроводам всех трех двигателей по-
падает в общую магистраль. Из общей магистрали воздух идет на
противообледенительную систему и систему кондиционирования.
На систему кондиционирования от каждого двигателя допускается
постоянный отбор воздуха на всех режимах, кроме взлетного
(табл. 10.2).

Л системе	л системе

проти боабледененцр кондиц иониро -
\	вания г-

• Л с/л аппаратуре К с/х аппара-
туре (заглушен)

Рис. 10.9. Схема системы отбора воздуха от двигателя АИ-25 на самолете М15:
/, 3, 7, 8, 11— трубопроводы; 2, 12— угольники; 4— электропневматнческий кран; 5 —
жиклер с коллекторами; 6 — краны левый и правый; 9— сигнализаторы давления СД-22А;
10 — пневмоцилнндры; 13 — воздушный редуктор РВ-3;
Дополнительный отбор воздуха на противообледенительную си-
стему допускается в следующих количествах: на номинальном ре-
жиме и ниже 2600 кг/ч, на режиме выше номинального 1200 кг/ч.

При неработающих двигателях на земле в качестве источника
сжатого воздуха для обеспечения системы кондиционирования
можно использовать двигатель АИ-9.

На самолете М-15 на режимах 0,75 номинального и ниже раз-
решается отбор воздуха из наружного и внутреннего контуров дви-
гателя одновременно для проведения авиахимработ и периодиче-
ский повышенный отбор воздуха из наружного контура для про-
дувки трубопроводов транспортировки химикатов.

При этом на земле в стандартных атмосферных условиях (Н=
= 0; М=0; /н= + 15°С) на режиме 0,5 номинального разрешается
отбор воздуха из наружного контура в следующих количествах:
для проведения авиахимработ 7200+360 кг/ч; суммарный отбор
воздуха из наружного контура с учетом воздуха, необходимого для
продувки трубопроводов транспортировки химикатов, не более
14 400 кг/ч.

С изменением режима работы двигателя и условий полета ко-
личество отбираемого воздуха из наружного контура и его давле-
ние изменяются в соответствии с изменением параметров воздуха
за КНД.

Отбор воздуха из внутреннего контура разрешается в количест-
ве не более 370 кг/ч. Дополнительно для системы кондиционирова-
ния разрешается отбор воздуха из внутреннего контура на всех
режимах работы двигателя в количестве не более 180 кг/ч.

Схема отбора воздуха от двигателя АИ-25 приведена на
рис. 10.9. Отбор воздуха из внутреннего контура двигателя произ-
водится через те же фланцы, через которые отбирается воздух от
двигателя на самолете Як-40.

Отбор воздуха для сельхозаппаратуры производится также из
наружного контура, для чего стандартное реактивное сопло наруж-
ного контура двигателя заменено соплом с двумя патрубками для
отбора воздуха. К этим патрубкам присоединены коллекторы для
отвода отбираемого воздуха низкого давления для сельскохозяйст-
венной аппаратуры.

10.4. ВЛИЯНИЕ ОТБОРА ВОЗДУХА НА ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ

ДВИГАТЕЛЯ АИ-25

Существуют различные методы отбора воздуха от авиационных
ГТД. На двигателе АИ-25 отбор воздуха на самолетные нужды
производится при неизменной геометрии и постоянных частотах
вращения роторов. Указанный метод наиболее простой, однако та-
кой отбор воздуха из-за КВД связан с непрерывным повышением
температуры газа перед турбиной для компенсации относительного
уменьшения расхода газа через турбину. Остановимся на этом не-
сколько подробней.
Из уравнения баланса мощностей турбокомпрессора высокого
давления следует:

•^квдСв! =£твдОг>

ИЛИ £квд = ^-твц(1 — Р),

где р=Оот6/Ов — коэффициент или степень отбора воздуха.

Подставив вместо £квд и Аквд их значения, после преобразо-
вания получим

7г—I

/

Из полученного выражения следует, что при постоянных значе-
ниях Лк, е*,.т]к, "Чт чем больше степень отбора воздуха из-за
КВД, тем выше температура газа перед турбиной.

Следовательно, отбор воздуха из-за КВД допустим лишь на тех
режимах, на которых температура газа перед турбиной (без отбо-
ра) меньше максимально допустимой.

При отборе воздуха из-за КВД изменяются и другие параметры
двигателя: уменьшаются удельная тяга и тяга, увеличивается
удельный расход топлива. Экспериментальные данные завода-из-
готовителя показывают, что отбор сжатого воздуха из-за КВД в
количестве 0,21 кг/с на режиме 0,6 номинального уменьшает тягу
двигателя на 1,5%, увеличивает расход топлива на 2%, температу-
ру газов за турбиной на 15—20° С при неизменных частотах враще-
ния роторов КВД и КНД. При этом линия рабочих режимов на ха-
рактеристике КВД смещается в сторону увеличения запасов газо-
динамической устойчивости на 1,3%, а на характеристике КНД не
изменяется.

Отбор сжатого воздуха из наружного контура в количестве
2 кг/с на режиме 0,5 номинального уменьшает тягу двигателя на
5,8%, практически не меняет расход топлива, температуру газов
за турбиной и частоту вращения ротора КНД. При этом линия ра-
бочих режимов на характеристике КВД не изменяется, а на харак-
теристике КНД смещается в сторону увеличения запасов газодина-
мической устойчивости на 5,1—5,4%-

При одновременном отборе воздуха на режиме 0,5 номинально-
го в стандартных условиях из-за КВД в количестве 0,21 кг/ч и из-за
КНД в количестве 2 кг/с тяга двигателя уменьшается на 7,6%, рас-
ход топлива увеличивается на 2,6%, температура газа перед тур-
биной увеличивается на 20° С, частоты вращения роторов практи-
чески не изменяются. При этом линия рабочих режимов на харак-
теристике КНД смещается в сторону увеличения запаса по помпа-
жу на 5,4%, а на характеристике КВД — на 1,3%.
Глава 11

СИСТЕМА ЗАПУСКА

11.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ

Система запуска предназначена для перевода двигателя из не-
рабочего состояния в состояние устойчивой работы на частоте вра-
щения малого газа. Запуск двигателя является неустановившимся
процессом и требует ряда агрегатов и приборов для поддержания
параметров в заданных пределах и их контроля.

Комплект агрегатов и устройств, обеспечивающих надежный
запуск двигателей на самолете, составляет систему запуска. Основ-
ные требования к системе:

надежность запуска на земле и в полете при температурах на-
ружного воздуха ±50° С;

возможность запуска на земле как от бортовых, так и от назем-
ных источников энергопитания;

возможность холодной прокрутки и ложного запуска двигателя;
автоматизация системы запуска;

простота конструкции и технического обслуживания агрегатов
и устройств, входящих в систему.

В систему входят: пусковой двигатель — стартер; источник энер-
гии, питающий стартер; топливопроводы; пусковые топливные фор-
сунки; запальные свечи; автоматические устройства, включающие
элементы системы запуска в установленной последовательности;
приборы, контролирующие процесс запуска и параметры двига-
теля.

В качестве стартеров для раскрутки ротора двигателя в началь-
ный период запуска чаще всего применяют электростартеры, тур-
бокомпрессорные и воздушные турбостартеры.

После воспламенения топлива в камере сгорания двигателя и
вступления в работу турбины дальнейшее увеличение частоты вра-
щения осуществляется как стартером, так и турбиной двигателя,
а после отключения стартера—только турбиной. В соответствии
с этим процесс запуска можно разбить на три этапа (рис. 11.1). На
каждом этапе действительно равенство

Л?уск=ЛГст+Л/т-Л1пр,	(11.1)

где Муск — момент, потребный для увеличения частоты вращения ротора. При
Муск=0 увеличение частоты вращения невозможно; Л1Ст — момент, развивае-
мый стартером; Mi — момент, развиваемый турбиной двигателя; Л411р — мо-
мент, потребный для прокрутки ротора двигателя (включая и тормозящий
момент турбины).

Первый этап начинается с момента подключения стартера к ро-
тору двигателя и заканчивается в момент воспламенения топливно-
воздушной смеси в камере сгорания при частоте вращения пт. Оче-
видно, что на данном этапе самостоятельная работа двигателя не-
. возможна, так как момент турбины ЛГТ=О. Поэтому ротор двига-
158
Рис. 11.1. Пусковые характери-
стики ГТД

сопровождения. При п=пР.

•геля раскручивается только за счет
момента стартера и на этом этапе
Л1уСК- AfcT Afnp.

Второй этап начинается с момен-
та воспламенения топливно-воздуш-
ной смеси в камере сгорания и за-
канчивается в момент отключения
пускового устройства при частоте
вращения п0Тк. Этот этап характе-
ризуется тем, что ротор двигателя
раскручивается за счет момента
стартера и момента, развиваемого
турбиной двигателя Мт с частоты
вращения п—пт до п = потк. Стартер
работает в так называемом режим'

момент, развиваемый турбиной, становится равным моменту, по-
требному для вращения ротора двигателя и Л1Уск = Л4Ст. Отключать
стартер на этой частоте вращения нельзя, так как момент ускоре-
ния мал и увеличение частоты вращения будет медленным. Кроме
того, при незначительном ухудшении условий работы двигателя
(например, при ветре, дующем со стороны выходного устройства)
момент турбины уменьшится и нарастание частоты вращения мо-
жет прекратиться (зависание оборотов).

На третьем этапе, который начинается с момента отключения
пускового устройства и заканчивается моментом выхода двигате-
ля на режим малого газа (тгм.г), ротор двигателя раскручивается
только турбиной двигателя.

Температуру газа перед турбиной Тг* в процессе запуска жела-
тельно поддерживать максимально возможной, чтобы обеспечить
высокий момент турбины и более быстрый выход двигателя на ре-
жим малого газа. Предельное значение Тг* при запуске ограничива-
ется либо прочностью лопаток турбины, либо возможностями обес-
печения устойчивой работы компрессора. На третьем этапе MyCK=

- ЛД—Л4пр.

Величины Пт,пр, потк и пм.г зависят от характеристик совместной
работы компрессора и турбины на пусковых режимах, характерис-
тики стартера, работы камеры сгорания, а также ряда конструктив-
ных и эксплуатационных факторов и устанавливаются, как правило,
при доводке двигателя. Их средние относительные значения для
выполненных двигателей даны в табл. 11.1.

Ординаты площади, заключенной между кривыми Мт и Л1пр,
представляют собой величину избыточного момента ротора, иду-
щего на увеличение частоты вращения ротора двигателя. До часто-
ты вращения пр этот момент отрицательный и преодолевается мо-
ментом стартера, а при большей частоте вращения — положитель-
ный.

Очевидно, чем больше момент ускорения, тем за меньшее время
можно осуществить запуск двигателя (выйти на частоту вращения
малого газа). При малых значениях момента ускорения процесс
Таблица 11.1

Тип двигателя	лт/лтах	лр/л1пах	потк/птах	пм.г/лтах
ТРД с осевым компрес-	0,07—0,12	0,12—0,18	0,2 —0,30	0,32—0,40
сором  ТРД и ДТРД с двух-	0,10—0,15	0,25—0,35	0,35—0,5	0,40—0,60
каскадным компрессо- ром  ТВД	0,10—0,15	0,17—0,22	0,30—0,6	0,5-0,8

запуска идет медленно и возможно зависание оборотов (вращение
ротора без увеличения частоты вращения). После достижения пм.г
момент ускорения должен равняться нулю (равновесная частота
вращения).

Как видно из уравнения (11.1), для быстрого запуска надо
иметь возможно больший момент стартера и момент турбины и воз-
можно меньший момент прокрутки. Момент прокрутки складывает-
ся из моментов, затрачиваемых на: преодоление трения в подшип-
никах ротора; привод агрегатов; преодоление газодинамических
сил, возникающих на лопатках компрессора и турбины; преодоле-
ние сил инерции, препятствующих раскрутке ротора. Первые два
слагаемых зависят от температуры наружного воздуха. При плю-
совых температурах масла и подшипниках качения они невелики и
имеют значение в момент страгивания ротора с места, после чего не
превышают 3—5% от Мпр. Основную часть Л4пр составляет момент,
потребный на вращение ротора компрессора Мк. По эксперимен-
тальным данным в процессе запуска 7Ипр» 1,05 Мк.

Можно принять, что в диапазоне частот вращения запуска рас-
ход воздуха через компрессор растет пропорционально п, а эффек-
тивная работа сжатия на 1 кг воздуха пропорциональна и2. Тогда
Mnp=kn2, где k — коэффициент пропорциональности. Он опреде-
ляется по данным адиабатической работы компрессора и расхода
воздуха на расчетном режиме. Для предварительных расчетов мож-
но принимать

Л1пр^Л4тах(—У,	(11.2)

\ «тах /



где Л1тах — момент, затрачиваемый на вращение ротора двигателя на частоте
вращения nmax, Н-м;

Ci Т* (-п:*0’286

Жтэх=1,2.104^^Ь--------

игпах

Go—расход воздуха через компрессор на максимальной частоте вращения,
кг/с; Птах — максимальная частота вращения ротора компрессора, об/мин;
Твх — температура воздуха на входе в компрессор. К; — степень по-
вышения давления в компрессоре. По статистическим данным для двигателей
с осевым компрессором х=2,4л-2,6.

По формуле (11.2) можно подсчитать значения Л-1пр на частоте
вращения запуска и построить кривую Mnp=f(n).
Момент, развиваемый турбиной Л4Т, зависит от температуры га-
за и увеличивается с ростом температуры. Поэтому в процессе за-
пуска желательно поддерживать максимально допустимую темпе-
ратуру газа. Если Тг* поддерживается постоянной, то Мт с увели-
чением частоты вращения увеличивается по линейному закону (см.
рис. 11.1) М^—тп—р, где тир зависят от k, пт и иР. В этом случае
изменение Л4Т по п легко построить графически при выбранных зна-
чениях пт и Пр, проведя прямую из точки пт на оси абсцисс через
точку на кривой Л4пр при частоте вращения пр. Вблизи частоты вра-
щения малого газа нарастание Л4Т замедляется до пересечения с
кривой Л4пр при Мм.г.

Момент стартера при известном моменте прокрутки обусловли-
вается типом стартера, его размерами и энергоемкостью бортовых
источников питания стартера. В зависимости от типа, назначения
и размеров авиационного двигателя выбирается тип стартера из
числа ранее указанных. В двигателях с двух- и трехкаскадным ком-
прессором в процессе запуска раскручивается только ротор КВД,
поэтому момент прокрутки в них значительно меньше и требуются
менее мощные стартеры, чем в двигателях такой же тяги, но с од-
нокаскадным компрессором.

Для обеспечения приемлемой продолжительности запуска мо-
мент стартера должен в 2—2,5 раза превышать момент прокрутки
при частоте вращения пт. Характер изменения Л4СТ по п зависит от
типа стартера, его регулирования. Часто применяется линейный за-
кон Л4ст=Л4ст0—сп, где Мето — начальный момент стартера (при
п=0); с — коэффициент, определяющий наклон прямой Л4<.т —f(n).
На выполненных стартерах с=0ч-2,5 Н-м/(об/с). При с=0 момент
стартера сохраняется постоянным на всех частотах вращения.

При известных значениях Л4пр, Л4Т и Л4СТ величина избыточного
момента Л4уск, идущего на ускорение частоты вращения ротора,
определяется по уравнению (11.1) для любого этапа запуска. Из-
менение Л4уск по п при известных Л4пр, Мт, Л4(.т показано на рис. 11.1.

Зная Л4уск, можно определить время раскрутки ротора до часто-
ты вращения п из известного уравнения механики

=	(11.3)

J dx v dx

где Ip — массовый полярный момент инерции ротора двигателя, Н-м-с2; о> — уг-
ловая скорость вращения ротора, рад/с; т — время раскрутки, с.

Из уравнения (11.3) время запуска

"м.г

T3ail = 2n/p f dn!MycK.	(11.4)

* • *0

По уравнению (11.4) можно определить время раскрутки рото-
ра раздельно на каждом этапе запуска Т1+т2+т3=т3ап, соответст-
венно меняя значение Л4уск и пределы частоты вращения при инте-
грировании.

Мощность стартера Л'| Т = Л4|.т(1) = 2лЛ4стп-10"3, кВт. При линей-
ном законе изменения момента стартера МСт = 2л-10-3 (44CTOn—
— СП2).
На двигателе АИ-25
применен воздушный за-
пуск. В процессе запуска
ротор КВД раскручивает-
ся воздушным стартером
СВ-25Б. На рис. 11.2 по-
казаны пусковые харак-
теристики двигателя
АИ-25, полученные при
следующих условиях: кри-
вая Мпр построена по фор-
муле (11.2) с коэффици-
ентом х=2,5; изменение
Л4Т по п принято линей-
ным (постоянная Тг* в про-
цессе запуска); изменение
Л1СТ также принято линей-
ным с коэффициентом с =
= 1,57 Н-м/(об/с). На-
чальное значение момента

стартера Л4сто взято из
технических данных стартера СВ-25Б при нормальных атмосфер-
ных условиях и давлении подводимого к стартеру воздуха, равном
280 кПа.

Система запуска самолета Як-40 обеспечивает запуск любого
двигателя АИ-25 из установленных на самолете от вспомогатель-
ной силовой установки АИ-9, аэродромного источника сжатого воз-
духа или от одного из работающих двигателей АИ-25.

Система запуска самолета Як-40 включает в себя: источник
сжатого воздуха; воздушный стартер СВ-25Б; электрическую ав-

томатику запуска; пусковую топливную систему и воспламенители;
агрегаты регулирования работы двигателя при запуске.

Система запуска на самолете Як-40 обеспечивает: автоматиче-
ский запуск двигателей на земле и в воздухе, проведение холодной
прокрутки ротора двигателя без подачи топлива и включения за-
жигания; проведение ложного запуска двигателей с подачей топли-
ва или масла, но без включения зажигания. Ложный запуск приме-
няется для консервации и расконсервации двигателей.

На самолете М-15 запуск двигателя АИ-25 осуществляется так-
же от вспомогательной СУ АИ-9 или от аэродромного источника
сжатого воздуха; АИ-9 имеет быстросъемное крепление и может
быть снят с самолета.

11.2.	УСТРОЙСТВО И РАБОТА ВОЗДУШНОГО СТАРТЕРА СВ-25Б

Воздушный стартер представляет собой высокооборотную воз-
душную турбину, работающую на сжатом воздухе. В последнее вре-
мя он получил широкое применение на самолетах гражданской
авиации Як-40, Ту-134, Ил-62, Ту-154 и др.
Рис. 11.3. Внешний вид воздушного стартера:

1 — фланец присоединения трубопровода подвода воздуха; 2 — командный узел; 3 — шту-
цер; 4 — фланец крепления стартера к двигателю; 5 — пробка; 6 — штепсельные разъемы;

7 — воздухопроводная трубка

Источниками сжатого воздуха могут быть:

аэродромные или бортовые баллоны;

аэродромные компрессорные установки; вспомогательные газо-
турбинные установки, размещаемые на борту самолета;

компрессор одного из запущенных двигателей на самолете
с двумя или большим числом двигателей. Системы с воздушными
турбостартерами целесообразно использовать на многомоторных
самолетах. Давление воздуха на входе в воздушный стартер обыч-
но 250—500 кПа, температура воздуха 150—200° С. Расход возду-
ха для турбостартеров с мощностью 22—30 кВт составляет 0,35—
0,40 кг/с. Удельная мощность пусковой системы при использовании
бортового энергоузла 0,55—0,9 кВт/кг.

Воздушный стартер СВ-25Б (рис. 11.3) предназначен для рас-
крутки ротора КВД в процессе запуска двигателя АИ-25.

Основные технические данные воздушного стартера СВ-25Б:

Максимальная мощность, кВт............. 22

Параметры воздуха на входе в стартер,
при которых развивается указанная вы-
ше мощность:

расход воздуха, кг/с............... 0,35

давление воздуха, кПа.............. 280

температура воздуха, °C............ 150

Максимальная частота вращения ротора
турбины, об/мин........................ 46 000
Редуктор стартера:
тип.......................................

передаточное отношение.................

смазка.................................

Максимальная частота вращения выводно-
го вала стартера, об/мин...............

Направление вращения выводного вала
стартера (со стороны привода)..........

Сухая масса стартера, кг:
без клапана . .	................

с клапаном . . , ........

планетарный

1 : 8,896
разбрызгиванием;

масло E-3J3 по
МРТУ 38-1-157—65

5160

левое
.................. 3,7

................. 5,8

В конструкцию воздушного стартера (рис. 11.4) входяг следую-
щие узлы: турбина, редуктор, клапан подвода воздуха, командный
агрегат с ограничителем и регулятором давления воздуха, датчик
предельной частоты вращения.

Турбина воздушного стартера — активного типа. Ротор турбины
опирается на два подшипника. Диск и лопатки турбины выполне-
ны как одно целое. На валу турбины установлена на шлицах веду-
щая шестерня редуктора 19.

Редуктор стартера — планетарный, состоит из ведущей шестер-
ни 19, трех сателлитов 12, шестерни внутреннего зацепления 13,
корпуса сателлитов 20, корпуса редуктора 14 и среднего корпу-
са 11. На корпусе редуктора 14 закреплен фланец крепления стар-
тера к двигателю 15. С другой стороны к сопловому аппарату тур-
бины 9 подсоединен клапан подвода воздуха.

Клапан подвода воздуха состоит из корпуса 7, поршня 28, што-
ка 5, уплотнения поршня 6 и командного агрегата. Наружный и
внутренний кожуха клапана, соединенные между собой тремя пу-
стотелыми ребрами, образуют его корпус. Внутри корпуса в осе-
вом направлении перемещается по штоку 5 поршень 28, представ-
ляющий собой цилиндр с конусным днищем, которым он прикры-
вает доступ воздуха в турбину. На наружном кожухе приварены
два фланца. На одном из них укреплен командный агрегат с огра-
ничителем давления воздуха, на другом — штепсельный разъем
сигнализатора открытого положения клапана.

Узел сигнализации открытого положения клапана предназначен
для выдачи сигнала на световое табло «Ст. возд. открыт». Он состо-
ит из двух изолированных полуцилиндров, к которым припаяны
электропровода и контактные кольца с пружиной. Когда клапан
закрыт, закрепленная на штоке поршня шайба разрывает цепь.
Когда клапан открывается, контактное кольцо прижимается к по-
луцилиндрам, цепь замыкается и загорается табло «Ст. возд. от-
крыт».

Командный агрегат с ограничителем давления (рис. 11.5) пред-
назначен для выдачи команд на открытие и закрытие клапана под-
вода воздуха и обеспечения необходимого давления воздуха перед
сопловым аппаратом турбины стартера. На корпусе командного
агрегата установлены электромагнитный клапан и корпус ограни-
ч-ителя давления воздуха.
13 fif

&*—\m
Рис. 11.5. Схема работы регулятора давления воздуха перед турбиной стартера
СВ-25Б:

/ — фланец подсоединения трубопровода подвода воздуха; 2 — электромагнитный клапан;
3 —командный агрегат стартера; 4 — жиклер стравливания воздуха из полости В; 5—
шток электромагнита; 6 — втулка; 7, 9— пружины; 3 —тарелка; 10 — жиклер; И — шток
ограничителя; 12 — лабиринтная втулка; 13 — упорное кольцо;

А, Б, В — воздушные полости

После нажатия на кнопку «Запуск» питание подается на элект-
ромагнитный клапан 2 командного агрегата 3. При этом шток
электромагнитного клапана перемещает тарелку 8, которая пере-
крывает доступ воздуха из полости А перед поршнем в полость Б
под поршнем. Одновременно полость под поршнем сообщается с
атмосферой через каналы в корпусе агрегата и жиклер 4. Жиклер
обеспечивает медленное открытие поршня запорного клапана и, сле-
довательно, плавное увеличение давления воздуха перед турбиной
стартера. Ротор турбины вращается и через планетарный редуктор
передает крутящий момент на храповую муфту, соединяющую стар-
тер с валом КВД двигателя.

При давлении воздуха перед сопловым аппаратом турбины стар-
тера больше заданной величины повышается давление воздуха и
перед лабиринтной втулкой штока ограничителя, в результате чего
шток ограничителя перемещается, преодолевая силу пружины, и
пропускает воздух из полости А перед поршнем в полость Б под
поршнем. Под давлением воздуха поршень перемещается в сторону
уменьшения проходного сечения, в результате чего уменьшается
давление воздуха перед сопловым аппаратом турбины. При этом
уменьшается давление воздуха перед лабиринтной втулкой штока
ограничителя. Пружина перемещает шток вправо, прикрывая от-
верстие, через которое подходит воздух в полость под поршнем.
Поршень движется до наступления равновесного состояния. Отклю-
чение воздушного стартера осуществляется снятием электропитания
с электромагнита. Команда на отключение поступает от центробеж-
166
пого выключателя агрегата 762МА при /гквд =41 4-44%, или от
автоматической панели двигателя АПД-45 через 45 с с момента на-
чала запуска, или от кнопки «Стоп» после ее нажатия.

При снятии электропитания с электромагнитного клапана пру-
жина перемещает тарелку 8, открывая доступ воздуха из полости
перед поршнем в полость под поршнем и одновременно прерывая
сообщение полости под поршнем с атмосферой. Пружина возвра-
щает поршень в первоначальное положение, прекращая подвод
воздуха к турбине воздушного стартера, табло «Ст. возд. открыт»
гаснет. С целью повышения надежности работы воздушного стар-
тера в нем предусмотрен датчик предельной частоты вращения,
который обеспечивает автоматический останов стартера при выходе
его на частоту вращения выше рабочей. Достигается это введени-
ем в конструкцию перекрывного устройства, предотвращающего
подачу воздуха на турбину стартера при самопроизвольном откры-
тии воздушного клапана.

При запуске двигателя одновременно с подачей питания на
электромагнитный клапан командного агрегата подается питание и
на электромагнитный клапан 4 (см. рис. 11.4), который выдвигает
фиксатор 3, удерживающий седло поршня 2 в исходном положении.
После запуска, когда снято питание с электромагнитного клапана 4,
фиксатор 3 выталкивается пружиной 30, освобождая седло поршня.
Б случае самопроизвольного смещения поршня 28 седло 2 под дей-
ствием пружины 30 перемещается вслед за поршнем и постоянно
перекрывает подачу воздуха на турбину стартера. При нарушении
кинематической связи стартера с приводом в процессе запуска ча-
стота вращения турбины стартера резко увеличивается и достигает
частоты вращения настройки датчика предельной частоты враще-
ния 24, который размыкает цепь выключателя воздушного старте-
ра. Это приводит к отключению электромагнитного клапана 4 и
электромагнитного клапана командного агрегата. Седло освобож-
дается и пружиной 30 смещается к поршню клапана, перекрывая
подачу воздуха на турбину стартера.

11.3.	ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ АИ-25

Агрегаты системы автоматики запуска размещаются как на
двигателе, так и на самолете.

Непосредственно на двигателе установлены:

две катушки зажигания СКН-11-1, две свечи зажигания СП-31,
электромагнитный клапан пускового топлива и пусковые форсунки,
электромагнитный клапан останова двигателя. При подаче напря-
жения нд обмотку этого клапана топливо на рабочие форсунки не
подается;

электромагнитный клапан воздушного стартера, при включении
которого сжатый воздух поступает на воздушный стартер СВ-25Б;

гидравлический выключатель стартера при достижении ротором
двигателя частоты вращения 41—44% (4070—4440 об/мин).
Автоматическая панель запуска АПД-45 расположена на само-
лете слева между шпангоутами 39 и 40. Она состоит из электро-
двигателя с постоянной скоростью вращения, якоря с редуктором
и валом, набора профилированных шайб, укрепленных на валу, и
концевых микровыключателей. При вращении электродвигателем
вала редуктора шайбы нажимают на штоки концевых микровы-
ключателей, которые включают или выключают агрегаты системы
запуска по времени.

Щиток управления запуском двигателей расположен на пульте
левого пилота. На щитке запуска размещены: автомат защиты сети
АЗС-10 с надписью «Запуск АИ-25 — Выкл.» для включения защи-
ты от коротких замыканий и выключения системы запуска; пере-
ключатель выбора запускаемого двигателя с надписью «Двигатели
Лев. Средн. Прав.»; переключатель режимов работы с надписью
«Запуск — Холодн. прокрутка — Консервация»; кнопка «Пуск» для
включения в работу АПД-45; кнопка «Стоп» для выключения
АПД-45 в случае прекращения запуска, холодной прокрутки или
консервации двигателя АИ-25.

На левой панели приборной доски установлено зеленое сигналь-
ное табло с надписью «СВ открыт», предназначенное для сигнали-
зации открытия клапана воздушного стартера, через который сжа-
тый воздух поступает к турбине стартера.

На левом электрощитке АЗС установлены три автомата защиты
АЗС-10. Они защищают цепи питания агрегатов зажигания
СКН-11-1.

После выполнения необходимой подготовки к запуску и нажа-
тия на кнопку «Пуск» включается в работу автоматическая панель
запуска АПД-45, которая и обеспечивает выход двигателя на ре-
жим малого газа за время не более 45 с. Последовательность вы-

Рис. 11.6. Структурная схема системы запуска двигателя АИ-25
168
полпенни приказов панели показана на рис. 11.6. Более подробно
процесс запуска двигателей АИ-25 на самолете рассмотрен в гл. 14.
После отключения воздушного стартера электродвигатель АПД-45
продолжает ускоренно дорабатывать программу, после чего гаснет
зеленое табло «Запуск».

Запуск двигателя АИ-25 надо прекратить установкой РУД в по-
ложение «Стоп» и нажатием на кнопку «Стоп», если:

на 0-й секунде не включилось сигнальное табло «Запуск»;

до 8-й секунды не включилось зеленое сигнальное табло «СВ
открыт» или нет роста частоты вращения ротора КВД;

до 25-й секунды нет роста температуры газов за турбиной или
температура превышает 600° С;

не появилось давление масла;

прекратился рост частоты вращения ротора КВД;

давление воздуха перед стартером падает ниже допустимого зна-
чения;

воздушный стартер не отключается при достижении частоты вра-
щения 41—44%.

Останов двигателя АИ-25 осуществляется переводом РУД в по-
ложение «Стоп».

До останова двигателя на земле рекомендуется его охлаждать
на режиме малого газа в течение не менее 2 мин. После останова
давление топлива должно понизиться до нуля.

Холодная прокрутка и ложный запуск (расконсервация) и кон-
сервация производятся от тех же источников сжатого воздуха, что
и запуск.

В процессе консервации через клапан пускового топлива по<
дается в двигатель подогретое масло. Продолжительность холод-
ной прокрутки, консервации и расконсервации 45 с.

Необходимость запуска исправного двигателя в полете может
возникнуть после ошибочного или самопроизвольного его выключе-
ния. Для запуска ГТД в полете не требуется включения стартера
с целью раскрутки ротора двигателя. В полете ротор вращается за
счет набегающего потока воздуха (авторотация), и надо только по-
дать топливо в камеру сгорания и воспламенить его. Но для надеж-
ного воспламенения и устойчивого горения топлива необходимо
обеспечить оптимальные значения коэффициента избытка воздуха и
скорости в камере сгорания. Они зависят от скорости и высоты
полета.

Условия полета (скорость, высота), при которых возможен
запуск в полете, оговариваются в руководстве по летной эксплуа-
тации самолета.

На самолетах Як-40 запуск двигателя в полете разрешается
только при испытательных и учебно-тренировочных полетах и при
ошибочном выключении двигателя, если экипаж уверен, что до
выключения двигатель работал исправно. Для запуска двигателя в
полете предусмотрена кнопка «Запуск в полете». После нажатия
иа кнопку включается автоматика системы запуска, обеспечиваю-
щая подачу топлива и зажигание.
11.4.	ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ
НА САМОЛЕТЕ М-15

Запуск двигателя АИ-25 на самолетах М-15 производится так-
же, как и на самолетах Як-40, с помощью сжатого воздуха, пода-
ваемого на воздушный стартер СВ-25Б. Турбина стартера и осу-
ществляет раскрутку ротора КВД двигателя АИ-25 в процессе за-
пуска.

Источником сжатого воздуха является пусковой агрегат на ос-
нове двигателя АИ-9. Однако им может быть и любой аэродромный
источник, обеспечивающий непрерывную подачу сжатого воздуха в
количестве не менее 0,35 кг/с, с давлением 200—360 кПа и темпе-
ратурой 60—220° С.

В состав системы запуска входят пусковой агрегат с элемента-
ми управления и крепления агрегата на самолете и магистраль
пускового воздуха, которая соединяет агрегат с воздушным стар-
тером СВ-25Б. В магистрали имеется датчик манометра давления
воздуха, указатель которого находится в кабине пилота.

Пусковой агрегат состоит из следующих основных узлов:

двигателя АИ-9;

автономной топливной системы;

электросистемы с автоматической панелью запуска и элемента-
ми управления;

гибкого шланга (короткого), соединяющего клапан КП-9 двига-
теля АИ-9 с магистралью пускового воздуха на самолете, а также
дополнительного гибкого шланга (длинного), предназначенного для
аналогичного соединения в случае установки пускового агрегата
вне самолета;

специальной тележки с механизмом подъема и опускания при
установке пускового агрегата на самолет.

Для получения информации о запуске и для контроля работы
двигателя АИ-9 пусковой агрегат соединяется электрожгутом с ро-
зетками, установленными на правом борту фюзеляжа. Питание пу-
скового агрегата независимо от места его установки осуществляет-
ся от двух аккумуляторов 12САМ: бортового и аккумулятора пуско-
вого агрегата.

При запуске двигателя АИ-25 на самолете М-15 предусматрива-
ются три варианта:

пусковой агрегат установлен на самолете, управление запуском
осуществляется из кабины самолета;

пусковой агрегат находится вне самолета и соединен с самоле-
том воздухопроводом и электрожгутом. Управление запуском АИ-9
осуществляется с земли, а АИ-25 — из кабины самолета;

питание стартера сжатым воздухом производится от аэродром-
ного источника. Управление запуском двигателя АИ-25 осуществ-
ляется из кабины самолета. При этом пусковой агрегат должен
быть подключен к электросхеме самолета.

Запуск двигателя АИ-25 в воздухе на самолетах М-15 запре-
щается.
Глава 12

СИСТЕМЫ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ И ПОЖАРОТУШЕНИЯ

12.1.	ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА

Общие сведения. В атмосфере при отрицательных температурах
могут содержаться переохлажденные частицы воды и кристаллы
льда. При соударении с летящим самолетом опи теряют устойчивое
равновесие и замерзают, образуя на элементах конструкции слои
льда. Это явление и принято называть обледенением самолета.
Обледенение происходит главным образом при полетах в облаках,
тумане, дожде, мокром снеге, где имеется видимая сконденсирован-
ная влага. Диапазон температур воздуха, при котором происходит
обледенение, + 2-4—10°С, поэтому в холодное время года большин-
ство случаев обледенения наблюдается на высотах до 300 м, весной
и летом — на высотах более 6000 м. Данные статистики показыва-
ют, что условия обледенения в нашей стране встречаются в 10 —
12 полетах из 100.

Отложение льда на входе в компрессор и стенках воздухозабор-
ника двигателя вызывает уменьшение его тяги, рост температуры
газов перед турбиной и удельного расхода топлива. При этом воз-
можна неустойчивая работа (помпаж) компрессора, тряска и са-
мовыключение двигателя. Оторвавшиеся куски льда могут приве-
сти к повреждению компрессора.

При обледенении самолета лед, как правило, откладывается на
передних кромках крыла, стабилизатора, киля и выступающих
частях самолета, искажая тем самым его аэродинамические формы.
В результате увеличивается масса самолета и резко снижаются его
летные данные. Обледенение самолета и двигателя бывает источни-
ком тяжелых аварийных ситуаций.

Все существующие способы защиты ЛА и их силовых установок
от обледенения можно разделить на четыре группы: механические,
физико-химические, тепловые и комбинированныр

При механическом способе лед с защищаемых частей самолета
и двигателя удаляется с помощью какого-либо механического воз-
действия (деформация или вибрация поверхности, аэродинамиче-
ские, центробежные или другие внешние силы). Из механических
противообледенителей наиболее перспективными являются вибра-
ционные. Они основаны на использовании специальных вибраторов,
которые периодически встряхивают участки защищаемой поверхно-
сти короткими сериями высокочастотных импульсов и тем самым
разрушают ледяную корку.

Физико-химические способы защиты от обледенения основаны
на смачивании защищаемых поверхностей противообледенитель-
ной жидкостью (гликолевыми составами, этиловым спиртом, спир-
тоглицериновыми смесями и др.), а также на использовании ра-
створимых противообледенительных покрытий.
Чаще всего для защиты современных ЛА от обледенения при-
меняются тепловые противообледенители. Они подразделяются на
электрические и воздушно-тепловые. Иногда для защиты элементов
входного устройства двигателя используется горячее масло от дви-
гателя.

Статистические данные показывают, что для крыла и оперения
самолетов с ГТД в подавляющем большинстве случаев применяется
воздушно-тепловая противообледенительная система. Принцип дей-
ствия системы основан на использовании горячего воздуха, отби-
раемого от компрессоров двигателей, или ж-e воздуха, нагреваемо-
го горячими выхлопными газами в специальных теплообменниках.

Основной недостаток тепловых противообледенительных си-
стем — большое потребление энергии. Для расплавления льда тре-
буется в миллион раз больше энергии, чем для его разрушения.
Например, мощность, потребляе-мая каждой секцией противооб-
леденительной системы крыла самолета Ил-18, составляет 46 кВт,

Рис. 12.1. Принципиальная схема противообледенительной системы самолета
Як-40:

1, 13 — заслонки подачи воздуха в корневую часть и в консоли крыла; 2, 4 — заслонки
подачи воздуха иа обогрев ВНА компрессоров двигателей АИ-25 и воздухозаборников;

3 — противообледенительное устройство воздухозаборников; 5, 7 — обратные клапаны; 6 —
заслонка подачи воздуха на обогрев оперения; 8 — трубки Вентури; 9, 10, 11 и 12—про-
тивообледенительные устройства киля, стабилизатора и крыла; 14 — датчики сигнализации
обледенения РИО-3; 15 — щиток управления противообледенительной системой
а каждой секции оперения — 11
кВт.

Принцип работы и устройство.
На самолете Як-40 применены
воздушно-тепловая и электротеп-
ловая противообледенительные
системы. Воздушно-тепловая си-
стема (рис. 12.1) предотвращает
обледенение передних кромок
крыла, киля, стабилизатора, вход-
ных устройств двигателей, ВНА
КНД и заборника системы конди-
ционирования. Кроме того, преду-
смотрен обогрев криволинейной
части канала входного устройства
среднего двигателя горячим воз-
духом системы кондиционирова-
ния. Для защиты от обледенения
передних стекол кабины экипажа
и приемников давления ППД-1
применен электрообогрев.

Воздух для противообледени-
тельной системы отбирается из
специальных полостей, располо-
женных за КВД двигателей
АИ-25. Трубопроводы, отводящие
воздух от двигателей, объединены
в общую магистраль, поэтому при
отказе одного двигателя АИ-25
работа системы не нарушается.
При отказе двух двигателей
система автоматически отключа-

Рис. 12.2. Пневматическая схема сиг-
нализатора 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 полного
давления

ется.

Противообледенительная система состоит из трубопроводов, об-
ратных клапанов, заслонок с электромеханизмами, сигнализаторов
обледенения, телескопических компенсаторов и коллекторов. Она
может работать в трех режимах: обогрева двигателей на земле,
предварительном и полном.

Включение и выключение системы производится вручную и ав-
томатически, по команде, выдаваемой датчиками сигнализации об-
леденения РИО-3. Датчики РИО-3 (рис. 12.2) установлены в кана-
лах входных устройств боковых двигателей, электронные блоки — в
фюзеляже.

Режим обогрева двигателей на земле включается при работе
двигателей на земле в условиях возможного обледенения. Для его
включения на правом пульте — щитке управления 15 (см. рис. 12.1)
для каждого двигателя имеются переключатели «Обогрев двигате-
лей на земле». При включении переключателей открываются за-
слонки подачи воздуха на обогрев ВНА двигателей и частично от-
крываются (только ряд круглых отверстий) заслонки подачи воз-
духа на обогрев воздухозаборника двигателей. При этом загорают-
ся зеленые сигнальные лампы «Обогрев двигателей включен».

Для обогрева криволинейнего канала входного устройства сред-
него двигателя при его работе на земле в условиях возможного
обледенения включается система кондиционирования.

Предварительный и полный режимы используются только в по-
лете: первый — в условиях возможного обледенения, второй — в
условиях обледенения. Включаются эти режимы трехпозиционным
перекидным переключателем «Предвар. -— полн.» на правом пуль-
те. При включении предварительного режима открываются заслон-
ки 2 обогрева ВНА всех двигателей АИ-25, заслонки 1 обогрева
корневого участка крыла и частично открываются (как при обогре-
ве на земле) заслонки 4 обогрева воздухозаборников всех двига-
телей АИ-25. При этом на правом пульте загораются зеленые лам-
пы сигнализации обогрева двигателей на земле и лампа «Предвар.».
Расход воздуха на обогрев корневой части крыла и воздухозабор-
ников при работе системы на предварительном режиме ограничи-
вается трубками Вентури 8.

При включении полного режима открываются все заслонки и
воздух подается на обогрев ВНА всех двигателей, воздухозаборни-
ков всех двигателей (заслонки 4 открыты полностью), всего крыла
и носков оперения. В этом случае на правом пульте загораются зе-
леные лампы сигнализации обогрева двигателей, лампа «Полн.» и
гаснет лампа «Предвар.», если она горела. При установке рычагов
управления среднего и правого двигателей в положение, соответст-
вующее 79-4-1° по лимбу агрегата 762МА и выше, полный режим
автоматически выключается и система переходит на предваритель-
ный режим, если она работала на полном режиме.

В полете в условиях обледенения полный режим работы систе-
мы может включаться и выключаться автоматически от сигнализа-
торов обледенения РИО-3 при переводе переключателя «Авто. —
ручн.» на «Автом.» независимо от положения переключателя
«Полн. — Предвар.». Автоматическое включение полного режима
сблокировано с положением передней стойки шасси. На последних
сериях блокировка связана с обжатием правой амортизационной
стойки шасси. При открытии замка убранного положения ноги от
концевого выключателя на замке отключается автоматическое
включение полного режима от сигнализаторов обледенения.

Эксплуатация и контроль работы. В условиях возможного обле-
денения (температура +8° С и ниже, при наличии облачности, по-
вышенной влажности, тумана, снегопада, дождя или мороси) после
запуска двигателей необходимо включить обогрев двигателей на
земле. При этом должна загореться зеленая лампа того двигателя,
обогрев которого включен. При наличии условий обледенения ра-
бота двигателей без включения системы их обогрева запрещается.
Во избежание перегрева элементов конструкции запрещается вклю-
чение на земле обогрева неработающего двигателя, системы обо-
грева крыла и оперения, а также работа двигателя при включен-

ие
ном его обогреве на режиме выше номинального более 1 мин. После
запуска двух двигателей (включая и средний) необходимо вклю-
чить систему кондиционирования, что обеспечивает обогрев канала
воздухозаборника среднего двигателя.

Перед выруливанием на старт независимо от метеоусловий не-
обходимо включить АЗС «Облед. двиг. лев. — прав.» (на самоле-
тах с 36-й серии АЗС «Сигнал облед.)» и обогрев стекол, прове-
рить, что переключатель «Авар, обогрев РИО — работа, контроль»
установлен в положение «Работа», а переключатель обогрева сте-
кол — в положение «Первая ступень».

Работа двигателей на земле на режимах ниже 0,4 номинального
в условиях обледенения разрешается не более 5 мин с последую-
щим увеличением режима до 0,6 номинального, на котором необхо-
димо проработать не менее 1 мин.

Перед взлетом необходимо включить обогрев ППД-1, вторую
ступень обогрева стекол и за 5 с до взлета включить предвари-
тельный режим работы системы. При этом должны гореть зеленые
лампы обогрева двигателей на земле и лампа «Предвар.». В связи
с неустойчивой работой сигнализатора обледенения РИО-3 устанав-
ливать переключатель автоматического включения противообледе-
нительной системы в положение «Автом.» запрещается. Следова-
тельно, система должна включаться только вручную. При наличии
условий обледенения вторая ступень обогрева стекол включается
за 7—8 мин до взлета.

После взлета в условиях обледенения необходимо перевести си-
стему на полный режим путем установки переключателя «Пре-
двар. — Полн.» в положение «Полн.». Если двигатели работают на
режимах выше 0,85 номинального, система будет продолжать рабо-
тать на предварительном режиме. Контроль за попаданием само-
лета в зону обледенения производится по загоранию красных табло
«Облед. лев.», «Облед. прав.» и визуально по отложению льда на
стеклах, стеклоочистителях и крыле.

При попадании самолета в зону обледенения и загорании табло
сигнализации обледенения необходимо установить двигателям ре-
жим работы 0,85 номинального. При этом система автоматически
переключается на полный режим, лампа «Предвар.» гаснет и заго-
рается сигнальная лампа «Полн.». При полетах в зоне обледенения
возможно повышение уровня вибрации двигателей до загорания
табло «Опасные вибрации лев. — средн. — прав.» аппаратуры
ИВ-300 (виброскорость более 50 мм/с). Если через 10—15 с вибра-
ция не уменьшится и табло не погаснет, то необходимо снизить ре-
жим работы двигателя до погасания табло.

Во всех случаях появления обледенения командир корабля дол-
жен немедленно доложить об этом руководителю полетов и принять
все меры по выводу самолета из зоны обледенения.

Снижение, заход на посадку и посадка самолета в условиях об-
леденения производятся на режимах работы двигателей не ниже
0,4 номинального, а противообледенительная система должна ра-
ботать на полном режиме. После посадки и пробега система пере-
водится в режим работы обогрева двигателей иа земле, обогрев
стекол — на первую ступень, а обогрев ППД-1 выключается. Руле-
ние производится на режиме работы среднего двигателя не ниже
0,4 номинального. После заруливания и остановки двигателей си-
стемы противообледенительная и кондиционирования выключа-
ются.

Возможные неисправности. В процессе эксплуатации наблюда-
ются следующие неисправности противообледенительной системы
(ПОС):

перегорание устройства обогрева сигнализатора обледенения
РИО-3 из-за отказа системы блокировки включения обогрева;

прогар телескопических температурных компенсаторов трубо-
проводов магистралей ПОС. Это может привести к попаданию го-
рячего воздуха в подкапотное пространство двигателей и ложному
срабатыванию системы пожаротушения;

запаздывание срабатывания сигнализации появления обледене-
ния. Происходит это вследствие затенения штыря датчика РИО-3
входным устройством двигателя. Запаздывание включения сигна-
лизации начала обледенения приводит к обледенению входного
устройства и как следствие к помпажу, а иногда и к выключению
двигателя. Поэтому, начиная с 36-й серии, проведены конструктив-
ные изменения ПОС. Вместо двух датчиков и двух электронных
блоков РИО-3 устанавливается один датчик и один электронный
блок. Датчик РИО-3 устанавливается в носовой части фюзеляжа
между 3-м и 4-м шпангоутами. В связи с этим на правом пульте
пилотов вместо двух АЗС «Сигнализация обледенения двигателей
лев. — прав.» устанавливается один, а на приборной доске табло
«Обледенение» вместо двух табло «Обледенение лев. и обледенение
прав.»;

негерметичность соединений магистралей ПОС. Указанная не-
исправность приводит к большим потерям горячего воздуха. В ре-
зультате увеличивается количество воздуха, отбираемого от двига-
телей.

Это особенно опасно для двигателя АИ-9, так как отбор воз-
духа при его запуске приводит к забросу температуры газов перед
турбиной, перегреву лопаток турбины и выходу' из строя двигателя.

Самолет М-15 не имеет противообледенительной системы, кото-
рая допускала бы полеты в условиях обледенения. В случае попа-
дания в зону обледенения он должен немедленно покинуть ее.

На самолете предусмотрен подогрев переднего стекла, приемни-
ков полного давления, входного устройства и ВНА КНД двигателя
АИ-25. Обогрев входного устройства (см. рис. 3.3) происходит толь-
ко при включенной системе кондиционирования. Входной направ-
ляющий аппарат КНД обогревается так же, как и на самолете
Як-40 (см. рис. 10.8). Включение обогрева происходит с помощью
электромеханизма МПК-14МТ переключателем, находящимся на
левом пульте в кабине пилота. Обогрев ППД электрический, вклю-
чается переключателем, который расположен также на левом пуль-
те'в кабине пилота.
12.2.	СИСТЕМА ПОЖАРОТУШЕНИЯ

На борту самолета всегда имеется большое количество горючих
материалов в виде топлива и масла, попадание которых на горячую
поверхность двигателя может привести к пожару. Пожар может
возникнуть в результате взрыва паров топлива в надтопливном
пространстве баков или в другом замкнутом объеме при появлении
в этом объеме источника воспламенения. Источником воспламене-
ния могут быть повреждения отдельных участков электропроводки
или разряды статического электричества, образующиеся из-за тре-
ния обшивки самолета о воздух в полете, а также вследствие тре-
ния топлива при его движении в шлангах топливозаправщика во
время заправки. Во время летных происшествий опасность возник-
новения пожара особенно велика.

Для уменьшения возможности возникновения пожара на само-
лете в надтопливное пространство баков обычно вводится нейтраль-
ный газ (азот, углекислота). Группы топливных баков, помещен-
ных в крыле, разделяются одна от другой противопожарными пе-
регородками, а лонжероны, нервюры, шпангоуты и контейнеры в
этих местах должны иметь герметические стенки. Маслобаки в гон-
долах двигателей располагаются так, чтобы в случае их течи мас-
ло не попадало на горячие детали двигателя. В конструкцию
гондол двигателей включают герметизирующие перегородки, дюри-
товые соединения выносят за противопожарные перегородки, при-
меняют термостойкую изоляцию электропроводки. Все сильно на-
греваемые агрегаты и части двигателя охлаждаются.

Трубопроводы аварийного слива топлива в полете устанавлива-
ют вне зоны выхода горячих газов. Электрооборудование, располо-
женное в местах возможного скопления паров топлива, применяют
во взрывобезопасном исполнении. Кроме конструктивных мероприя-
тий, направленных на обеспечение пожарной безопасности, на ЛА
имеются стационарные системы пожаротушения и переносные огне-
тушители.

Стационарная система пожаротушения на самолете Як-40
(рис. 12.3) служит для обнаружения, сигнализации и ликвидации
пожара, возникшего в отсеках и внутри двигателей АИ-25 и в отсе-
ке двигателя АИ-9. Она может гасить пожар в любом двигательном
отсеке или внутри одного из двигателей АИ-25 в четыре очереди
или четыре пожара в разных зонах.

В систему пожаротушения входят четыре шаровых баллона —
огнетушители 11, 12, 13 и 14 типа УБШ-3/2 с головками-затвора-
ми 10 и манометрами 7, два блока пожарных клапанов 2 и 8 по-
дачи огнегасящего состава в отсеки двигателей и один блок 3 по-
дачи огнегасящего состава внутрь двигателей АИ-25. Кроме того,
в систему входят трубопроводы, коллекторы распыла огнегасяще-
го состава 6, 16, 18, 20, устройства сигнализации пожара и др.

Огнетушители через блоки пожарных клапанов и систему тру-
бопроводов соединены с коллекторами распыла огнегасящего со-
става в гондолах двигателей (по два коллектора на каждый дви-
Рис. 12.3. Схема соединения агрегатов системы пожаротушения:

Л 9, П — двигатели АИ-25; 2, 3, 8 — блоки электромагнитных пожарных кранов; 4 —
фильтр; 5 — двигатель АИ-9; 6, 16, 18, 20 — коллекторы распыла огнегасящего состава;
7 — манометр; 10 — головки-затворы; И—14 — огнетушители УБШ-3/2; 15—сигнальный диск;
19 — дроссель

гатель АИ-25 и один на двигатель АИ-9) и со штуцерами подачи
состава внутрь двигателей АИ-25 (по три штуцера на двигатель).
Кроме того, огнетушители через объединяющий их трубопровод
соединены с сигнальным диском 15, прорыв которого указывает на
их саморазряд.

Управление системой пожаротушения и сигнализация о возник-
новении пожара осуществляются при помощи систем ССП-ФК и
ССП-7.

Система ССП-ФК предназначена для сигнализации о пожаре и
пожаротушения в отсеках авиадвигателей АИ-9 и АИ-25. В комп-
лект системы ССП-ФК входят: 36 датчиков сигнализации пожара
типа ДТБГ; два исполнительных блока ССП-ФК-БИС; щиток сиг-
нализации и управления пожаротушением; табло «Пожар» на сред-
ней панели приборной доски с кнопкой «Нажать после тушения по-
жара»; табло «Пожар АИ-9», расположенное на левой амортиза-
ционной панели приборной доски; зеленая лампа сигнализации
открытия пожарного клапана отсека АИ-9 и кнопка под колпач-
ком ручного открытия электромагнитного клапана отсека АИ-9,
расположенные на щитке запуска двигателей.
Датчики ДТБГ объединены в группы (контуры) по три датчика
в каждой. В отсеках боковых двигателей расположено по девять
датчиков, среднего— 12 датчиков и в отсеке АИ-9 — шесть датчи-
ков. Датчики срабатывают при нарастании температуры окружаю-
щей среды со скоростью не ниже 2° в секунду и температуре возду-
ха в отсеке 150— 170° С.

В комплект системы сигнализации пожара внутри двигателя
АИ-25 ССП-7 входят: два исполнительных блока типа ССП-7-БИС;
шесть датчиков ДТБ-2АУ; щиток сигнализации и управления и
табло «Пожар» с кнопкой «Нажать после пожара», общие для обе-
их систем. На каждый двигатель АИ-25 устанавливаются два дат-
чика ДТБ-2АУ: один на передней стенке разделительного корпуса,
другой — в трубопроводе суфлирования масляных полостей под-
шипников турбины. Температура срабатывания датчика, стоящего
в трубопроводе суфлирования, +300° С, в зоне разделительного
корпуса +200° С.

При возникновении пожара в отсеках авиадвигателей АИ-9 и
АИ-25 срабатывают датчики сигнализации пожара ДТБГ и испол-
нительные реле, расположенные в исполнительных блоках
ССП-ФК-БИС. На приборной доске загорается общее красное сиг-
нальное табло «Пожар», а на верхнем пульте — красная сигналь-
ная лампа «Пожар в отсеках двиг.», указывающая, в отсеке какого
двигателя возник пожар. На самолетах последних выпусков при
возникновении пожара в отсеке авиадвигателя (или внутри него)
дополнительно включается звуковая сирена. При этом напряжение
подается на пиропатроны огнетушителя первой очереди и гаснет
желтая сигнальная лампа, свидетельствующая об исправности пи-
ропатронов первого огнетушителя.

Одновременно автоматически открывается соответствующий
клапан подачи огнегасящего состава в отсек, в котором возник по-
жар — первая очередь.

После срабатывания первой очереди в отсек двигателя необхо-
димо двигатель выключить, закрыть пожарный кран и принуди-
тельно подать огнегасящий состав второй очереди внутрь двигателя.

Если после разряда первого огнетушителя красная лампа, сиг-
нализирующая о пожаре в отсеке авиадвигателя, погасла, нужно
спустя 15 с нажать на кнопку с надписью «Нажать после пожара».
При этом размыкается цепь самоблокировки распределительных
клапанов, гаснут зеленые лампы, выключается общее красное сиг-
нальное табло «Пожар».

Если красная лампа, сигнализирующая о пожаре в отсеке дви-
гателя, продолжает гореть, нужно продолжать тушение пожара с
помощью огнетушителя третьей, а при необходимости и четвертой
очереди.

В случае возникновения пожара в отсеке двигателя АИ-9 авто-
матически срабатывает первая очередь пожаротушения. При этом
подается напряжение на общее красное сигнальное табло «Пожар»,
красное сигнальное табло «Пожар АИ-9», звуковую сирену, а так-
же на электромагнитный распределительный кран двигателя АИ-9.
который открывает доступ огнегасящей жидкости на двигатель
АИ-9. После этого включается зеленая лампа сигнализации откры-
тия электромагнитного распределительного крана отсека двигателя
АИ-9, гаснет первая желтая сигнальная лампа, автоматически от-
ключается подача топлива в двигатель АИ-9 и он останавливается.

При пожаре в отсеке АИ-9 экипаж обязан: прекратить запуск
двигателя АИ-25, продублировать останов двигателя АИ-9 нажа-
тием на кнопку «Стоп», закрыть пожарный кран двигателя АИ-9,
выключить подкачивающие топливные насосы и генераторы.

После разряда первого огнетушителя должно погаснуть красное
табло «Пожар АИ-9», что свидетельствует о прекращении пожара.
Для приведения системы в исходное положение необходимо нажать
на кнопку «Нажать после тушения пожара», при этом погаснет об-
щее сигнальное табло «Пожар» и зеленая сигнальная лампа «По-
жарный клапан открыт».

При возникновении пожара внутри двигателя АИ-25 срабаты-
вают датчики типа ДТБ-2АУ, обеспечивая включение в работу по-
жарной системы. При этом загорается красная лампа «Пожар в
двигат. (лев., пр., ср.)» того двигателя, где возник пожар, и красное
сигнальное табло «Пожар».

В случае возникновения пожара внутри двигателя датчики сиг-
нализации подготавливают к работе все четыре очереди пожароту-
шения. Включение в работу как первой, так и последующих очере-
дей для тушения пожара внутри двигателей осуществляют только
вручную.

После включения первой очереди в двигатель необходимо при-
нудительно (вручную) подать огнегасящий состав второй очереди
в отсек этого же двигателя.

После тушения пожара нажать на кнопку с надписью «Нажать
после тушения пожара».

В случае возникновения пожара внутри любого из двигателей
АИ-25 экипаж должен: перевести РУД загоревшегося двигателя в
положение «Стоп»; выключить автопилот (если он был включен),
звуковую сирену и генератор загоревшегося двигателя.

Во всех случаях обнаружения пожара в полете командир ко-
рабля должен принять меры по ликвидации очага пожара, переве-
сти самолет в режим экстренного снижения и снизиться до без-
опасной по условиям погоды и рельефа высоты, на которрй сле-
довать на ближайший аэродром для посадки.

В случае вынужденной посадки с убранными шасси от удара о
землю срабатывает специальный датчик, установленный под кол-
пачком в средней нижней части крыла. В результате автоматиче-
ски открываются электромагнитные распределительные клапаны,
срабатывают одновременно все четыре очереди пожаротушения и
огнегасящий состав из баллонов первой, второй и третьей очереди
подается в отсеки двигателей АИ-25, а из баллона четвертой оче-
реди — во внутренние полости двигателей АИ-25.

Противопожарная система самолета М-15 служит для сигнали-
зации пожара внутри двигателя АИ-25 (без возможности тушения),
18Q
Рис. 12.4. Принципиальная схема противопожарной системы самолета М-15:

1 — кнопка тушения пожара в отсеке двигателя АИ-9; 2, 4 — лампы сигнализации пожара
в отсеке АИ-9; 3—лампа сигнализации пожара в отсеке АИ-25; 5— исполнительный блок
ССП-ФК-БИС; 6 — кнопка тушения пожара; 7 — лампа сигнализации исправности и сраба-
тывания пироголовок; 8 — переключатель контроля противопожарной системы; 9 н 10 —
лампочки сигнализации пожара внутри двигателя; 11— реле; 12 — исполнительный блок
ССП-7-БИС; 13, 18, 20, 21, 23 — трубопроводы; 14 и 26 — датчики сигнализации пожара
в отсеках двигателей ДТБГ; 15, 17, 19, 24 и 25— коллекторы; 16— датчики сигнализации
пожара внутри двигателя АИ-25 типа ДТБ-2АУ; 22 — баллон (огнетушитель) типа УБШ-3/2;
27 —диск сигнализации

а также для сигнализации и тушения пожара в отсеках двигателей
ЛИ-25 и АИ-9.

Комплект противопожарной системы самолета М-15 (рис. 12.4)
состоит из следующих основных частей: шаровой баллон с пирого-
ловкой 22 типа УБШ-3/2 с огнегасящим составом; исполнительные
блоки ССП-ФК-БИС 5 и ССП-7-БИС 12\ три коллектора 15, 17,
19 отсека двигателя АИ-25; два коллектора 24 и 25 отсека двига-
теля АИ-9; двенадцать датчиков сигнализации пожара в отсеках
двигателей 14 и 26, девять из которых размещены в отсеке двига-
теля АИ-25, три — в отсеке двигателя АИ-9; два датчика 16 сигна-
лизации пожара внутри двигателя АИ-25; щиток контроля и про-
вода световой сигнализации.

Баллон УБШ-3/2 оборудован двумя пироголовками, что дает
возможность независимо подавать огнегасящую смесь в отсеки дви-
гателя АИ-25 и двигателя АИ-9 из одного баллона.
Перед полетом система включается с помощью переключателя
на левом верхнем пульте с надписью «Противопожарная система».
При этом загораются две зеленые лампочки «Тушение АИ-9» и
«Тушение двиг.», сигнализирующие о исправности пир<?головок бал-
лона.

В случае возникновения пожара в отсеке двигателя АИ-25 на
приборной доске загорается красная лампочка «Пожар отс. двиг.».
Для подачи огнегасящего состава к очагу пожара пилоту необхо-
димо нажать на кнопку тушения пожара (на левом верхнем пуль-
те). При этом подается ток на пиропатрон пироголовки, который,
срабатывая, выпускает фреон в коллектор отсека двигателя. Гаснет
зеленая лампочка на левом верхнем пульте с надписью «Огнетуш.
двигат.», указывая пилоту, что пироголовка сработала. После лик-
видации пожара на приборной доске гаснет красная лампочка
«Пожар отс. двиг.». При возникновении пожара внутри двигателя
АИ-25 на приборной доске загораются две лампочки «Пожар
двиг.» — красная и желтая. Пожар следует тушить с помощью той
же кнопки, что и при тушении пожара в отсеке двигателя АИ-25.

В случае пожара в отсеке двигателя АИ-9 на приборной доске
загорается красная лампочка «Пожар АИ-9». Тушение производит-
ся с помощью второй кнопки «Тушение АИ-9», находящейся на ле-
вом верхнем пульте. Если пожар возник на двигателе АИ-9, кото-
рый находится вне самолета, то для его тушения следует исполь-
зовать наземные противопожарные средства.

Глава 13

УПРАВЛЕНИЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ И КОНТРОЛЬ
ЕЕ РАБОТЫ В ПОЛЕТЕ

13.1.	ПАРАМЕТРЫ СУ, КОНТРОЛИРУЕМЫЕ В ПОЛЕТЕ

Управление СУ современных ЛА осуществляется вручную и ав-
томатически. Ручное управление двигателями на самолетах Як-40
и М-15 сводится лишь к перемещению РУД.

Каждому положению РУД при данных условиях полета соответст-
вуют необходимое количество топлива, подаваемого в двигатель
(см. рис. 9.2, в), и определенные частоты вращения роторов КПД
и КНД (см. рис. 9.2, б). Режим работы двигателя однозначно опре-
деляется положением РУД независимо от скорости и высоты поле-
та. РУД всех трех двигателей размещены между сиденьями пило-
тов таким образом, что имеется возможность управлять как одним
двигателем, так и тремя одновременно.

Систематический контроль за работой СУ в полете служит
средством обеспечения безотказной работы и безопасности полетов.
Параметры, по изменению которых судят о состоянии двигателя и
182
Рис. 13.1. Изменение частоты вращения ротора КВД на режимах взлетном, но-
минальном и 0,85 номинального в зависимости от температуры окружающей
среды

которые следует контролировать в полете, обычно выбирают при
проектировании и создании двигателя.

Динамическая и тепловая напряженность двигателя определяет-
ся частотой вращения роторов и температурой газа перед турбиной.
Эти параметры чаще всего выбирают в качестве основных регули-
руемых параметров. Топливно-регулирующая аппаратура поддер-
живает постоянными частоты вращения ротора КВД, если темпера-
Рис. 13.2. Изменение частоты вращения ро-

тура окружающего возду-
ха tn выше или равна
стандартной. При темпе-
ратурах tn меньше стан-
дартной частоты враще-
ния ротора КВД на земле
и в полете определяются
по графикам (рис. 13.1 —
13.3) или с помощью спе-
циальной линейки.

Напомним ограничения
по частотам вращения ро-
тора КВД, существующие
для двигателя АИ-25. Ми-
нимальные частоты вра-
щения ротора КВД—53+
+ 1,5%. В зависимости от
атмосферных условий ча-
стоты вращения ротора
КВД на режиме малого
газа разбиты на две зоны
(рис. 13.4). В зоне А час-
тоты вращения ротора
КВД находятся под кон-
тролем регулятора часто-
ты вращения. Они должны
равняться 53+1,5%. В зо-

тора КВД в полете на режимах яоминаль-	не Б частоты вращения

ном и 0,85 номинального	ротора КВД могут быть:

1) равными 53+1,5%, если контролируются регулятором; 2) выше
54,5%, если топливный регулятор выдает минимально воз-

можный расход топлива для данных условий. Они будут увеличи-

ваться с ростом температуры наружного воздуха и высоты полета.
На высоте 6000 м частоты вращения ротора КВД на режиме мало-
го газа должны быть не ниже 60%.

Разница частот вращения роторов компрессора высокого давле-
ния трех двигателей на режиме малого газа не должна превышать
3% на земле и 10% в полете. Частоты вращения ротора КВД в
процентах в зоне постоянных частот на режимах-

Взлетном.........................................

Номинальном......................................

0,85 номинального ...............................

101,2+1,0

95,2±1,0

92,2+1,0

Температура газа перед турбиной контролируется как прямым,
так и косвенным путем.

На двигателе АИ-25 применяется косвенный способ, который
заключается в контроле температуры газа за турбиной.
Допустимые температуры газа за турбиной (°C) при работе дви-
гателя в стендовых условиях и MCA на режимах:

Малого газа.......................................... 600

Крейсерском.......................................... 550

Номинальном.......................................... 570

Взлетном............................................. 630

При включенном РТУ .................................. 600

При уменьшении температуры 1н ниже стандартной на 1°С про-
исходит падение максимально допустимой температуры газа за
турбиной на 2° С.

При увеличении tH на ГС больше стандартной максимально
допустимая температура газа за турбиной повышается на 0,5° С.
Так, максимально допустимая температура газа за турбиной на
взлетном режиме на земле при tH = —40° С будет на (40+ 15) 2 =
= 110° С меньше, чем при стандартных условиях. Об этом следует
всегда помнить.

На двигателе предусмотрена система контроля вибраций. Виб-
рации корпуса двигателя характеризуют динамическую уравнове-
шенность ротора, поэтому их используют в качестве диагностиче-
ского средства обнаружения дефектов. По данным зарубежных ав-
торов, а также наших исследований процент досрочных снятий из-за
повышенных уровней вибрации составляет 10—20% • Диагностиче-
ская подтверждаемость этого вида контроля для разных типов дви-

Рис. 13.3. Изменение частоты враще-
гателей колеблется в пределах 50—100%. Уровень вибраций опре-
деляется в децибелах, величиной виброскорости или виброуско-
рения.

Система контроля вибраций ИВ-300 служит для непрерывного
контроля уровня вибраций корпусов двигателей с частотами ротор-
ных гармоник.

Она состоит из трех датчиков вибраций МВ-25Б-В, трех элект-
ронных блоков БЭ-1 (один на двигатель) и показывающего прибо-
ра (один на три двигателя).

Скорость линейной вибрации, действующей в вертикальной пло-
скости датчиков, преобразуется в электрическое напряжение. По-
казывающий прибор определяет виброскорость в диапазоне от 0 до
100 мм/с.

Предельно допустимый уровень вибраций равен 50 мм/с, по-
грешность до 15%.

Выходы трех электронных блоков БЭ-1 подсоединяют с по-
мощью переключателя, установленного в кабине, к одному показы-
вающему прибору. Переключатель имеет положение «Автомат», при
котором показывающий прибор измеряет максимальное значение
виброскорости одного из трех двигателей без конкретного его ука-
зания. Переключатель имеет также положения «левый», «средний»,
«правый».

В каждом из этих положений прибор показывает вибро-
скорость соответственно левого, среднего или правого двигателя.
На приборной доске в кабине экипажа есть три табло: «Опасн.
вибр. лев.», «Опасн. вибр. ср.», «Опасн. вибр. пр.». Каждое табло
подключено к электронному блоку соответствующего двигателя:
левого, правого или среднего.

При достижении предельно допустимой виброскорости загора-
ется соответствующее табло, сигнализируя об опасной виброскоро-
сти этого двигателя.

13.2.	СИСТЕМА ОГРАНИЧЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗА ЗА ТУРБИНОЙ

В настоящее время на эксплуатацию поступают самолеты с дви-
гателями, оборудованными системой ограничения температуры газа
за турбиной.

Система ограничения температуры газа за турбиной включает:
регулятор температуры РТ-12-9 (принадлежность планера);

блок термопар Т-99;

электромагнитный клапан частичной «срезки» на топливном
регуляторе;

электромагнитный клапан аварийного останова (на топливном
насосе);

две кнопки контроля работоспособности системы ограничения
температуры;

сигнальную лампу останова двигателя;

коммутационную аппаратуру.
Рис. 13.5. Структурная схема системы ограничения температуры газа двигателя
АИ-25

Регулятор температуры (рис. 13.5) ограничивает температуру
газа за турбиной в режиме ограничения путем изменения подачи
топлива в двигатель и выдает команду на останов двигателя при
достижении предельной температуры газов за турбиной.

В режиме ограничения регулятор температуры настроен на тем-
пературу 690°С±15°С, а в режиме останова двигателя — 720°С±
± 15° С. Датчиком .температуры газов для регулятора являются
две последовательно соединенные батареи.

Каждая батарея включает в себя две параллельно соединенные
хромель-алюминиевые термопары Т-99, установленные в реактив-
ном сопле двигателя.

Принцип работы регулятора температуры заключается в сле-
дующем. Если температура ограничения превышена, то регулятор
температуры выдает сигнал на открытие электромагнитного клапа-
на частичной «срезки» топливного регулятора, через который сли-
вается топливо из пружинной полости сервопоршня дозирующей
иглы. Давление в пружинной полости сервопоршня падает, и дози-
рующая игла перемещается в сторону уменьшения подачи топлива
в двигатель. Перемещение дозирующей иглы продолжается до тех
пор, пока не установится температура газа за турбиной, равная тем-
пературе ограничения. Если, несмотря на уменьшение расхода топ-
лива, температура газов за турбиной продолжает расти и достига-
ет значения, на которое настроен агрегат в режиме останова, то
регулятор температуры выдает сигнал на клапан останова, прекра-
щается подача топлива в двигатель и одновременно подается пита-
ние на сигнальную лампу «Останов АИ-25». Клапан останова и
сигнальная лампа «Останов АИ-25» будут находиться под током до
обесточивания регулятора температуры.

При необжатых главных шасси и положения РУД левого или
правого двигателя выше 80 + 2° по лимбу агрегата 762МА регу-
ляторы температуры всех двигателей включены. При необжатых

Таблица 13.1

Контролируемые пара метры	Условное обозначение приборов	Рабочая шкала измерений
Частота вращения ротора КВД	Датчик ДТЭ-1  Указатель ПТЭ-1	0-110%
Частота вращения ротора КНД	Датчик ДТЭ-2  Указатель ИТЭ-2	0-110%
Температура газа за тур- биной	Термопара Т-99	100—900° С
Давление масла на входе в двигатель	ЭМИ-ЗРИ	0—800 кПа
Температура масла на входе в двигатель	ЭМИ-ЗРИ	От —50 до +150° С
Давление топлива перед рабочими форсунками	ЭМИ-ЗРИ	0—1000 кПа
Давление воздуха в маги- страли подвода к СВ	Дистанционный мано- метр	0—800 кПа
Максимальный перепад	Датчик с сигнальной	Начало выдачи сигна-
давлений топлива на фильт- ре ТМЛ	лампочкой	ла при перепаде давле- ния на фильтре 35— 40 кПа
Подача воздуха на тур-	Датчик с сигнальной	Сигнализирует об от-
бину СВ	лампочкой	крытом положении кла- пана СВ
Подача воздуха на обо-	Датчик с сигнальной	Сигнализирует об от-
грев ВНА	лампочкой	крытом положении за- слонки
Предельная величина виб- рации на двигателе	ИВ-300	0—100 мм/с
Уровень масла в масло- баке	СУЗ-14	Минимальный остаток масла в маслобаке 1,2— 2.0 л
Обледенение воздухоза-	Датчик с сигнальной	Сигнализирует о нача-
борннка двигателя	лампочкой	ле обледенения
Появление стружки в двигателе	То же	Сигнализирует о нали- чии стружки в двигателе
Пожар в двигателе	»	Сигнализирует о пре- вышении заданной темпе- ратуры в полостях уста- новки датчиков
Минимальное давление	Датчик МСТВ-1,4 с	Начало выдачи сигна-
масла	сигнальной ла мпочкой	ла при давлении масла на входе в двигатель ме- нее 140 ±30 кПа
главных шасси и положении РУД среднего двигателя выше 80 + 2°
ио лимбу агрегата 762МА включен регулятор температуры только
среднего двигателя.

При автоматическом останове двигателя регулятором темпера-
туры на земле или в полете следует продублировать останов пере-
водом РУД в положение «Стоп».

Во всех случаях срабатывания системы ограничения темпера-
туры газа за турбиной необходимо:

проверить температуру срабатывания системы ограничения
температуры газов за турбиной с помощью пульта контроля
ПКРТ-27;

произвести осмотр двигателя;

выяснить и устранить причину.

Если температура срабатывания системы ограничения темпера-
туры газов соответствует нормам технических условий и двигатели
исправны, то они допускаются к дальнейшей эксплуатации.

Признаки срабатывания системы ограничения температуры
газа:

1)	в режиме останова — выключение двигателя с загоранием
сигнальной лампы «Останов АИ-25»; 2) в режиме ограничения —
увеличение температуры газов за турбиной до температуры огра-
ничения без дальнейшего роста, неизменность параметров двига-
теля при увеличении режима работы (занижение настроечной тем-
пературы ограничения, выход из строя агрегатов).

Перечень приборов, используемых для контроля работы двига-
теля, приведен в табл. 13.1.

Управление и контроль работы двигателя на самолете М-15
осуществляется так же, как и на самолете Як-40.

Глава 14

ЭКСПЛУАТАЦИЯ СУ ЛЕТНЫМ ЭКИПАЖЕМ

14.1	. ПРЕДПОЛЕТНАЯ ПОДГОТОВКА, ЗАПУСК И ОПРОБОВАНИЕ
ДВИГАТЕЛЕЙ

Прием самолета и предполетный осмотр. Самолет до передачи
экипажу должен пройти предусмотренное регламентом техническое
обслуживание предполетное пли при кратковременной стоянке. Ес-
ли самолет стоял более трех дней, двигатели должны быть опробо-
ваны инженерно-техническим составом согласно графику. В начале
летного дня и при каждой смене экипажа должна быть проверена
легкость вращения ротора КВД специальным ключом.

Бортмеханик получает судовую документацию и уточняет, какие
работы производились на самолете, двигателях, и их ресурс. При-
нимает доклад от бригадира технической бригады или от авиатех-
ника, ответственного за выпуск самолета в полет, о готовности
самолета к полету. Получает информацию об исправности самоле-
та. Внешним осмотром проверяет его состояние. Проверяет наличие
оборудования и имущества по описи в бортовом журнале, наличие
судовой документации, после чего расписывается в бортовом жур-
нале, в разделе «Прием и передача самолета». Бортмеханик обязан
знать, что принимать самолет запрещается, если:

в бортжурнале нет записи об устранении замечаний экипажа за
предыдущий полет;

не указана причина дефекта и метод его устранения;

не записан номер карты-наряда на техническое обслуживание;

нет росписи начальника (инженера) смены за устранение де-
фекта;

не закончено выполнение технического обслуживания;

нет росписи начальника цеха или начальника смены за устра-
нение повторного дефекта.

Бортмеханик обязан проверить:

фактическую заправку самолета топливом и надежность за-
крытия заливных горловин;

заправку самолета гидросмесью;

наличие колодок под колесами главных опор шасси;

наличие противопожарных средств на самолете;

состояние отстоя топлива;

отсутствие льда, снега и инея на поверхности самолета.

Затем бортмеханик производит предполетный осмотр в соответ-
ствии со схемой маршрута осмотра самолета в объеме, указанном
в руководстве по летной эксплуатации самолета. После осмотра
планера, силовых установок и оборудования бортмеханик произво-
дит запись в бортовом журнале и расписывается. Он расписывает-
ся также в карте-наряде на техническое обслуживание. При нали-
чии неисправностей роспись в карте-наряде производится после
устранения этих неисправностей и оформления бортового журнала.

После предполетной подготовки на самолет прибывает командир
корабля и второй пилот. Бортмеханик докладывает: «Товарищ ко-
мандир! Самолет осмотрен, исправен, замечаний нет (были такие-
то, устранены). Заправка топлива ... кг. Заправочные горловины за-
крыты. Бортмеханик к полету готов». Кроме того, бортмеханик со-
общает командиру корабля частоты вращения ротора КВД, а также
максимально допустимые температуры газа за турбиной, соответст-
вующие номинальному и взлетному режимам.

Второй пилот также производит внешний осмотр в соответствии
со своей схемой маршрута. После осмотра докладывает командиру
корабля: «Товарищ командир! Предполетный осмотр произведен.
Оборудование пилотской кабины осмотрено, проверено. Органы
управления самолетом проверены совместно с бортмехаником. За-
мечаний нет. Загрузка ... т. Центровка ... % САХ. Взлетная масса
... т. Второй пилот к полету готов».

Командир корабля принимает доклады от членов экипажа о го-
товности к полету. Производит внешний осмотр в соответствии со
схемой маршрута для командира корабля. После осмотра самоле-
та изучает его индивидуальные особенности по бортовому журналу.
Подписывает бортовой журнал и производит запись следующего со-
держания: «Предполетный осмотр произведен; индивидуальные осо-
бенности самолета изучены; доклады членов экипажа о готовности
самолета согласно заданию принял; самолет согласно заданию к по-
лету готов. Командир корабля... (Петров).»

После окончания предполетной подготовки экипаж занимает
свои рабочие места в кабине самолета. После посадки пассажиров
бортмеханик по команде командира корабля убирает трап и закры-
вает входную дверь, о чем докладывает командиру.

Двигатели могут запускаться на перроне или же на специально
отведенном для этого месте. В случае необходимости буксировки
самолета на специально отведенное место для запуска двигателей
экипажу следует помнить, что:

самолет может буксироваться только с разрешения диспетчера
службы движения;

ответственным за буксировку является инженер смены или авиа-
техник, который руководит действиями всех лиц, участвующих в вы-
полнении буксировки;

решение о возможности буксировки самолета при сильном ветре
и в гололед принимает инженер смены;

скорость буксировки во всех случаях не должна превышать на
жесткой сцепке 15 км/ч, а в условиях плохой видимости буксиров,
ка должна производиться на пониженной скорости и с соблюдени-
ем всех мер предосторожности;

пользоваться тормозами колес самолета при буксировке разре-
шается только в случае опасности столкновения с препятствиями
и после остановки тягача; буксировка самолета с неисправной тор-
мозной системой может быть разрешена только как исключение и
со скоростью не более 3 км/ч.

Подготовка к запуску двигателей. Если самолет буксировался,
то после отсоединения водила, отъезда тягача и подключения источ-
ника электроэнергии к бортсети командир корабля запрашивает
разрешение у диспетчера службы движения на запуск двигателей.
Получив разрешение на запуск двигателей, подает команду экипа-
жу: «Готовимся к запуску». По этой команде второй пилот раздает
листы контрольного осмотра, а бортмеханик включает преобразо-
ватели «ПТ-РЛС», «ПО-Радио» и «Манометры», проверяет наличие
давления в тормозах, о чем докладывает командиру корабля. По-
лучив доклад бортмеханика о наличии давления в тормозах, коман-
дир корабля дает команду технику, обеспечивающему запуск двига-
телей: «Приготовиться к запуску», «Убрать колодки», а экипажу:
«Внимание! Выполняем листы контрольного осмотра».

При выполнении листа контрольного осмотра бортмеханик про-
изводит следующие действия:

включает АЗС на левом и правом электрощитках (кроме АЗС
АГБ);

вторично проверяет отключение отбора воздуха от двигателей;
проверяет исходное положение всех переключателей;
I ЗДПЫСК | ЗДПЫСК I KDHCEPB. | ПЫСК |

ЗАПУСК ДВгпГглнЛИ ПУСК

L P t Д n,

включает противопожарные
краны двигателя АИ-25, подка-
чивающие насосы, АЦТ5-1,
противопожарный кран двига-
теля АИ-9;

проверяет наличие давления
в системе торможения и докла-
дывает командиру корабля
о готовности к запуску двига-
телей.

Запуск и холодная прокрут-
ка двигателя АИ-9. После
доклада всех членов экипажа
о выполнении листа контроль-
ного осмотра и готовности к за-
пуску двигателей командир
корабля дает команду технику,
обеспечивающему запуск: «От
двигателей» и сообщает о за-
пуске соответствующего двига-
теля. Авиатехник, убедившись,
что перед самолетом и за ним
нет людей и посторонних пред-
метов, дает разрешение на за-

пуск соответствующего двига-

Рис. 14.1. Щиток запуска	теля и отходит от самолета

в поле зрения командира ко-
рабля для принятия и подачи сигналов. Командир корабля
дает команду экипажу: «Экипаж, внимание! Запуск АИ-9» и нажш
мает кнопку «Пуск» (рис. 14.1) с одновременным пуском секундо-
мера бортовых часов. На случай экстренного выключения двигателя
держит палец над кнопкой «Стоп». После нажатия на кнопку
«Пуск» необходимо четко проконтролировать автоматический про-
цесс запуска двигателя по загоранию соответствующих табло, дуб-
лируя словами отдельные этапы запуска. По ходу запуска бортме-
ханик докладывает:

«Первая секунда — запуск есть» (контролируется по табло «За-
пуск»).

«Шестая секунда — напряжение в норме» (контролируется по
вольтметру бортсети).

«Девятая секунда — воспламенилось рабочее топливо, темпера-
тура газов ...° С» (контролируется по указателю температуры газов
за турбиной).

«Двадцатая секунда — двигатель вышел на номинальную час-
тоту вращения, давление масла есть» (контролируется по загора-
нию табло «Номинальные обороты» и «Номинальное давление
масла»),

«Тридцатая секунда — АИ-9 запущен, прогрев одна минута»
(контролируется по погасанию табло «Запуск»).
По истечении 1 мин работы двигателя АИ-9 на холостом ходу
бортмеханик докладывает: «АИ-9 прогрет, давление воздуха в нор-
ме». Командир корабля и второй пилот контролируют действия
бортмеханика и следят за сигналами авиатехника.

Экипаж должен знать, что:

температура газов за турбиной на холостом ходу работы двига-
теля АИ-9 не должна превышать 720° С;

заброс температуры газов за турбиной (не более 3 с) в процес-
се запуска не должен превышать 850° С;

при температуре наружного воздуха выше +15°С допускается
в процессе отбора воздуха кратковременное повышение температу-
ры газов за турбиной до 750° С.

В процессе запуска двигателя АИ-9 необходимо быть готовым
к возможному прекращению запуска в любую секунду, для чего не-
обходимо держать палец над кнопкой «Стоп». Прекращение запуска
ЛИ-9 производится нажатием на кнопку «Стоп». Если АИ-9 не вы-
ключается нажатием на кнопку «Стоп», то останов двигателя про-
изводится закрытием противопожарного крана двигателя АИ-9.

Запуск двигателя АИ-9 прекращается в следующих случаях:

не загораются по программе табло «Запуск», «Номинальные
обороты», «Номинальное давление масла»;

на девятой секунде нет показания температуры газов;

имеется тенденция к забросу температуры газов за турбиной вы-
ше допустимого предела 850° С;

напряжение в бортсети падает ниже 18 В;

замечены какие-либо ненормальности в работе двигателя и си-
стем.

При запуске двигателя АИ-9 наиболее опасным является заброс
температуры газов за турбиной, поэтому за ходом изменения ука-
занной температуры необходимо следить особенно внимательно.
Заброс температуры газа выше максимально допустимой приводит
к автоматической разрядке противопожарного баллона первой оче-
реди, а иногда и к выходу двигателя из строя.

Основными причинами заброса температуры газа за турбиной
являются:

невыключение отбора воздуха на противообледенительную си-
стему;

негерметичность в системе отбора воздуха;

ненажатие кнопки «Стоп» перед холодной прокруткой;

падение напряжения в бортсети при запуске ЛИ-9 ниже 18 В;
несоответствие техническим условиям регулировки расхода топ-
лива.

Холодная прокрутка АИ-9 производится в целях охлаждения
двигателя и для прокачки его топливной и масляной систем в сле-
дующих случаях:

при самопроизвольном выключении АИ-9 из-за обесточивания
электросети самолета;

при прекращении запуска АИ-9 в результате заброса температу-
ры газа за турбиной с целью охлаждения двигателя перед повтор-
ным запуском. Если при повторном запуске возобновится заброс
температуры, то запуск АИ-9 прекратить и произвести запись в
бортжурнал о неисправности;

при прекращении запуска АИ-9 из-за невоспламенения рабочего
топлива в целях продувки;

при высокой температуре газа за турбиной после выключения
АИ-9 (предполагается догорание топлива).

Холодная прокрутка АИ-9 производится следующим образом:

дать технику, обеспечивающему запуск, команду «От двигате-
лей»;

установить переключатель «Запуск — Холодная прокрутка —
Консервация» в положение «Холодная прокрутка»;

нажать на 2 с кнопку «Стоп»;

установить стрелку секундомера бортовых часов на ноль;

нажать на 2 с кнопку «Запуск» с одновременным пуском секун-
домера бортовых часов и проследить по загоранию табло и по вре-
мени процесс холодной прокрутки, который длится 30 с.

Выключение двигателя АИ-9 производится в следующем по-
рядке:

после прекращения отбора воздуха проработать на холостом хо-
ду в течение 1 мин для охлаждения АИ-9;

нажать на кнопку «Стоп»;

убедиться в прекращении работы АИ-9 по звуку, падению тем-
пературы газов, погасанию табло «Номинальные обороты» и «Но-
минальное давление масла». Они не должны гореть;

выключить АЗС панели запуска АИ-9;

установить в нейтральное положение переключатель «Запуск —
Холодная прокрутка — Консервация»;

установить на выключение тумблер противопожарного крана
двигателя АИ-9 и по погасанию табло убедиться, что кран за-
крылся.

Запуск и холодная прокрутка двигателей АИ-25. Как известно,
запуск двигателя может производиться от бортового или наземного
источников сжатого воздуха, а также от ранее запущенного двига-
теля. Очередность запуска двигателей может быть любая, однако
желательно придерживаться единого, ставшего традиционным по-
рядка запуска: левый, средний, правый. Мы рассмотрим порядок за-
пуска, когда левый двигатель запускается от АИ-9, а два осталь-
ных— от ранее запущенного двигателя.

Для запуска двигателя необходимо подготовить щиток запуска
(см. рис. 14.1), а именно:

включить АЗС панели запуска;

установить переключатель «Запуск — Холодная прокрутка —
Консервация» в положение «Запуск»;

установить переключатель выбора двигателя в положение «Ле-
вый».

Затем РУД левого двигателя установить в положение «Малый
газ», а стрелку секундомера бортовых часов установить в положе-
ние «ноль».
Командир корабля подает сигнал о начале запуска двигателя
авиатехнику, обеспечивающему запуск. Готовит панель запуска и
дает команду экипажу: «Внимание! Первому запуск!» и кратковре-
менно на 1—2 с нажимает кнопку «Пуск» и секундомер, после чего
переносит правую руку на управление двигателем и контролирует
процесс запуска. С нажатием на кнопку «Пуск» вступает в работу
автоматическая панель запуска, загорается табло «Запуск» и «СВ
открыт». В дальнейшем двигатель должен автоматически не более
чем за 50 с выйти на частоту вращения малого газа.

В целях информации всего экипажа о ходе запуска показания
приборов на основных этапах запуска дублируются словами в ви-
де краткого доклада бортмеханика:

«Первая секунда — запуск есть, СВ открыт, давление воздуха в
норме» (контроль производится по загоранию табло «Запуск»,
«СВ открыт» и по манометру в воздушной системе запуска).

«Восьмая секунда — вращение есть, давление масла есть, темпе-
ратура АИ-9 в норме» (контроль производится по указателю часто-
ты вращения КВД, по указателю давления масла в двигателе, по
указателю температуры газов за турбиной АИ-9).

«Восемнадцатая секунда — воспламенилось рабочее топливо»
(контроль производится по температуре газов за турбиной запускае-
мого двигателя (рис. 14.2)).

После воспламенения рабочего топлива частота вращения рото-
ра КВД должна плавно увеличиваться, одновременно будет увели-
чиваться и температура газов за турбиной, но она не должна выхо-
дить за максимально допустимую величину, равную 600° С.

На частоте вращения 41—44% автоматически отключается
СВ-25Б. После погасания табло «СВ открыт» бортмеханик дублиру-
ет: «СВ отключился по частоте вращения». Если СВ-25Б отключил-
ся ранее 41% или позднее 44%, то двигатель нужно выключить и
произвести запись в бортжурнале о неисправности двигателя.

После погасания, табло «Запуск» бортмеханик дублирует: «Таб-
ло «Запуск» погасло, первый двигатель запущен», проверяет напря-
жение генератора, включает генератор и аккумуляторы на бортсеть,
дает команду авиатехнику (движением руки вниз) отключить аэро-
дромное питание и докладывает «Охлаждаем АИ-9 1 мин».

Командир корабля готовит панель к запуску второго двигателя.
После охлаждения АИ-9 в течение 1—2 мин включает его нажати-
ем кнопки «Стоп», АЗС запуска АИ-9 ставит в исходное положение,
закрывает противопожарный кран.

Бортмеханик после отъезда АП-2 увеличивает режим работы
работающему двигателю для создания давления воздуха в системе
запуска 250—300 кПа (частота вращения ротора КВД примерно
80%), устанавливает РУД запускаемого двигателя в положение
«Малый газ» и докладывает: «Второй к запуску готов». Командир
корабля дает команду: «Внимание! Второму — запуск», нажимает
кнопку «Пуск» и включает секундомер. Контроль запуска по по-
казаниям приборов следит за сигналами, подаваемыми авиатехни-
ком.
Рис. 14.2. Средний пульт приборной доски пилотов

Бортмеханик ведет отсчет времени, контролирует процесс запус
ка так же, как при запуске первого двигателя. Вместо фразы: «Тем
пература АИ-9 в норме» докладывает: «Восьмая секунда — пара
метры работающего в норме».

Второй пилот после подключения бортмехаником второго генера
тора включает преобразователи «ПТ-АП» и «ПО-Стекло».

В той же последовательности запускается третий двигатель.

Бортмеханик должен знать, что запуск запрещается, если:
стоянка самолета не соответствует техническим требованиям;
боковой ветер более 15 м/с, а попутный — более 5 м/с;

не проверена легкость вращения роторов двигателя;

перед воздухозаборниками двигателей на расстоянии менее
10 м находятся посторонние предметы;

позади самолета на расстоянии 50 м в зоне струи выхлопных га-
зов находятся люди и техника;

отсутствует лицо технического состава, обеспечивающее запуск
двигателей на земле;

на самолете выполняются какие-либо работы;

включен отбор воздуха;

выключена система пожаротушения;

выключен стояночный тормоз или отсутствует давление в си-
стеме торможения;

включены генераторы;

не определены частота вращения и температура газов за турби-
ной по режимам в соответствии с атмосферными условиями.

Запуск двигателя прекратить, если:

до 8-й секунды запуска не начался рост частоты вращения рото-
ра КВД;

до 25-й секунды запуска не воспламенилось рабочее топливо;

температура газа стремится превысить 600° С;

в процессе запуска не появляется давление масла на входе в дви-
гатель;

преждевременно отключился СВ 25Б или не отключается на
частотах вращения более 44 %

двигатель не выходит на частоту вращения малого газа за 50 с;

температура газа за турбиной двигателя АИ-9 под нагрузкой
растет выше допустимого предела 720° С;

при других неисправностях, выявленных в процессе запуска.

После запуска всех трех двигателей АИ-25 необходимо:

выключить АЗС-10 панели запуска АИ-25;

переключатель выбора двигателя поставить в нейтральное поло-
жение;

переключатель «Запуск — Холодная прокрутка — Консервация»
поставить в положение «Нейтрально»;

закрыть крышку панели запуска.

Запуск двигателя не всегда возможен и по целому ряду причин
может оказаться неудавшимся. Как уже указывалось выше, запуск
двигателя запрещается при боковом ветре 15 м/с и попутном более
5 м/с из-за возможного помпажа двигателя и заброса температуры
газов перед турбиной. В первом случае помпаж может возникнуть
вследствие неравномерности потока на входе в компрессор (из-за
косого обдува), а во втором — из-за газодинамического торможения
потока на выходе из реактивного сопла.

При недостаточном давлении воздуха в воздушной системе мощ-
ность СВ-25Б будет меньше расчетной, ротор КВД будет раскручи-
ваться медленнее. К моменту подачи рабочего топлива частота
вращения ротора КВД и расход воздуха через двигатель будут
меньше расчетных. В результате это может привести к забросу
температуры газов за турбиной за допустимый предел 600° С и к
помпажу двигателя.

К аналогичным последствиям могут привести утечка воздуха из
системы и завышенный расход топлива в процессе запуска, а также
все причины, увеличивающие момент сопротивления вращению ро-
тора КВД .

Отсутствие вращения ротора КВД на 8-й секунде после начала
запуска указывает на отсутствие кинематической связи между стар-
тером и ротором КВД, следовательно, СВ-25Б может пойти в «раз-
нос» и разрушиться. Несвоевременное отключение стартера СВ-25Б,
как правило, является следствием нарушения закона изменения
давления командного топлива по частоте вращения ротора КВД.
При уменьшении давления командного топлива СВ-25Б отключает-
ся на частотах вращения, больших 44%, а прн увеличении — на
частотах, меньших 41%.

Это может сказаться также на частотах вращения закрытия и
открытия клапанов перепуска воздуха из-за III и V ступеней КВД,
а также на величине предельных частот вращения ротора КВД.
Особенно опасно завышенное давление командного топлива, так
как при этом клапаны перепуска воздуха закрываются при мень-
ших частотах вращения, что может привести к возникновению пом-
пажа двигателя.

Холодная прокрутка двигателя обеспечивает: удаление скопив-
шегося в камере сгорания топлива после неудавшегося запуска,
когда в двигатель подавалось топливо, но не произошло его вос-
пламенение; охлаждение двигателя, если при прекращении запуска
имело место догорание топлива за турбиной, а также если запуск
был прекращен из-за заброса температуры газов за турбиной. Хо-
лодная прокрутка производится также после расконсервации дви-
гателя и ложного запуска. При холодной прокрутке не подается
топливо в двигатель и электропитание на контактор зажигания,
следовательно, не работают катушки зажигания и свечи.

Для холодной прокрутки необходимо:

подготовить кабину так же, как и для запуска;

переключатель «Запуск — Холодная прокрутка — Консервация»
установить в положение «Холодная прокрутка»;

РУД установить в положение «Стоп»;

нажать на кнопку «Пуск» и прокрутить ротор двигателя.

Цикл холодной прокрутки 45 с.

Ложный запуск производится для расконсервации двигателя и
для проверки трубопроводов и агрегатов на герметичность после их
замены. Все подготовительные операции для проведения ложного
запуска аналогичны операциям горячего запуска, за исключением
того, что переключатель «Запуск — Холодная прокрутка —- Консер-
вация» ставится в положение «Консервация». При этом топливо в
двигатель подается, но катушки зажигания и свечи не работают.
Цикл ложного запуска 45 с. РУД должен стоять в положении «Ма-
лый газ».
Прогрев, опробование и
останов двигателей. После вы-
хода двигателя на режим ма-
лого газа производится вы-
держка на этом режиме в тече-
ние не менее 0,5 мин и на
режиме 0,2—0,4 номинально-
го— не менее 1 мин. Это необ-
ходимо для обеспечения посте-
пенного и равномерного про-
грева деталей двигателя. Пере-
вод двигателя сразу же после
запуска на повышенные режи-
мы работы и тем более на
взлетный режим может выз-
вать появление в деталях горя-

чей части двигателя высоких
внутренних напряжений. Б ре-
зультате на этих деталях могут
появиться коробления и даже
трещины.

Температура масла на вхо-

Рис. 14.3. График опробования двига-
теля АИ-25:

/ — запуск; II — прогрев двигателя; III —
проверка работы двигателя на режимах,
контроль частоты вращения закрытия (откры-
тия) КПВ; IV—проверка приемистости; V —
охлаждение двигателя и проверка частоты
вращения на режиме «Малый газ»; VI — ос-
танов (частоты вращения по режимам даны
при рн = 101,3 кПа; tH= +15° С)

де в двигатель в конце прогре-

ва должна быть не ниже —5° С. Если к концу прогрева температу-

ра масла не достигнет указанной температуры, то можно вывести

двигатель на режим 0,6—0,7 номинального и окончательно прогреть
двигатель, доведя температуру масла до —5° С.

Разрешается совмещать руление с прогревом двигателя, при

этом температура масла на входе в двигатель в начале руления
должна быть не ниже —5° С, а режим не выше 0,7 номинального.
Наряду с прогревом в это время производится контроль работы дви-
гателя по приборам. Проверяются следующие параметры: давле-

ние и температура масла, давление топлива, температура газов за
турбиной на каждом режиме.

После прогрева двигатель можно выводить на номинальный,
затем и взлетный режим.

Полное опробование двигателей АИ-25 согласно графику (рис.
14.3) производится через 72 ч стоянки самолета, после полета или
предыдущей пробы двигателей, после замены агрегатов двигателя
и по форме 1 через 50 ч работы. После прогрева двигателей их оп-
робование производится поочередно в следующей последователь-
ности.

Проверяются частоты вращения роторов двигателя, температура
газа за турбиной, давление топлива, давление и температура масла
на режимах 0,85 номинального, номинальном и взлетном; двигатель
выдерживается на каждом режиме в течение 15—20 с.

Обращается внимание на отсутствие тряски и перебоев в ра-
боте двигателя. Если проверяемые параметры двигателя выходят за
пределы, установленные инструкциями по эксплуатации, самолет в
полет не выпускается до выяснения причин и устранения неисправ-
ностей. Закончив проверку на взлетном режиме, РУД плавно уби-
рают до положения малого газа, фиксируя при этом частоту вра-
щения роторов КВД, при которой открываются клапаны перепуска
воздуха из-за III и V ступеней компрессора. При полностью убран-
ном РУД проверяют частоту вращения ротора КВД на малом газе,
которая должна равняться 53±1,5%. Проверять частоту вращения
малого газа сразу же после запуска не рекомендуется, так как хо-
лодный двигатель работает недостаточно устойчиво.

После проверки частоты вращения малого газа проверяется
приемистость двигателя, для чего за 1—2 с РУД переводится из
положения «Малый газ» в положение «Взлетный режим» и фикси-
руется время, за которое давление топлива перед форсунками ста-
нет равным 90% от давления на взлетном режиме. При этом двига-
тель должен выйти на взлетный режим без помпажа и перебоев.
Время приемистости не должно превышать 15 с. После 15—20 с
работы двигателя на взлетном режиме РУД резко за 1—1,5 с пере-
водится на малый газ. Двигатель при этом не должен глохнуть или
давать перебои в работе.

Охлаждение и останов двигателя. Перед остановом двигателя
после его опробования необходимо охладить двигатель на режиме
малого газа в течение не менее 2 мин. Выключать двигатель без
предварительного охлаждения не рекомендуется, так как при этом
в элементах горячей части двигателя возникают большие внутрен-
ние напряжения, вызываемые резким охлаждением. При этом могут
появиться коробления и даже трещины отдельных деталей. Если
планирование и руление производилось на режимах менее 0,4 номи-
нального, останов двигателей можно производить без дополнитель-
ного охлаждения.

Для останова двигателя необходимо РУД перевести в положе-
ние «Стоп» и продублировать останов двигателя включением кла-
пана аварийного останова.

При останове двигателя после опробования необходимо прове-
рить время выбега ротора с частоты вращения 10% до полной ос-
тановки. Время выбега ротора при нормальной работе двигателей
с гидронасосом: КВД — 15 с, КНД — 25 с; без гидронасоса: КВД —
25 с, КНД — 35 с.

Во избежание догорания топлива при выбеге ротора .и выходе
двигателя из строя из-за заброса температуры газа при его остано-
ве или прекращении запуска запрещается:

перемещать РУД из положения «Стоп»;

обесточивать бортсеть самолета или выключать АЗС останова.

Запуск двигателя в полете разрешается производить только при
испытательных и учебно-тренировочных полетах при условии, что
перед выключением двигатель работал нормально, а также в случае
ошибочного выключения исправного двигателя. Запуск возможен
на высотах от 6000 м и ниже. Как указано в «Руководстве по лет-
ной эксплуатации самолета Як-40», перед запуском двигателя в по-
лете необходимо проверить:
находится ли РУД в положении «Стоп»;

открыт ли пожарный кран двигателя (должна юреть зеленая
сигнальная лампа);

установлен ли АЗС «Останов двигателя» в положение «Выклю-
чено»;

имеется ли авторотация ротора КВД и давление масла на вхо-
де остановившегося двигателя.

Для запуска остановленного двигателя на высотах более 4000 м
необходимо:

установить РУД работающих двигателей в положение «Номи-
нал»;

перевести самолет на снижение с вертикальной скоростью 8—
10 м/с;

при достижении частоты вращения авторотации по ротору КВД
более 13% произвести запуск двигателя. Скорость по прибору
должна быть не менее 350 км/ч.

На высотах менее 4000 м для достижения скорости по прибору
350 км/ч и частоты вращения авторотации по КВД более 13% раз-
решается работающие двигатели выводить на взлетный режим.
После этого надо нажать на кнопку «Запуск в полете» и через 5—
8 с перевести РУД запускаемого двигателя в положение «Малый
газ». После воспламенения рабочего топлива, что определяется по
росту температуры газов за турбиной, отпустить кнопку «Запуск
в полете». Двигатель должен автоматически выйти на частоту вра-
щения малого газа.

Температура газов за турбиной в процессе запуска должна быть
не выше 600° С, давление масла на входе в двигатель к моменту
выхода на частоту вращения малого газа — не менее 200 кПа. Ес-
ли указанные условия не выполняются, запуск следует прекратить
переводом РУД в положение «Стоп». Повторный запуск разрешает-
ся производить не раньше чем через 30 с после установления РУД
в положение «Стоп».

В условиях обледенения запуск в полете запрещается.

Особенности запуска двигателя на самолете М-15. Запуск и оп-
робование двигателя разрешается производить при боковом ветре
не более 9 м/с и ветре в хвост не более 5 м/с. Запрещается пытаться
запускать двигатель в полете.

На самолете М-15 предусмотрены три варианта запуска двигате-
ля АИ-25:

пусковой агрегат установлен на самолете; управление запуском
обоих двигателей (АИ-9 и АИ-25) осуществляется из кабины пи-
лота;

пусковой агрегат расположен вне самолета и соединен с само-
летом воздухопроводом и электрожгутом; управление запуском дви-
гателя АИ-9 производится с земли механиком, обслуживающим
пульт запуска АИ-9, а управление запуском АИ-25 — из кабины
пилота;

питание сжатым воздухом происходиит от аэродромного источ-
ника; управление запуском двигателя АИ-25 осуществляется из ка-
Рис. 14.4. Пульт управления двигателем АИ-9:

1 — кнопка останова двигателя АИ-9; 2 — кнопка запуска АИ-9; 3—автомат запуска
АПД-9; 4 — выключатель аккумулятора; 5 — переключатель вида запуска; 6 — сигнальное
табло «Зап. АИ-9 разреш.»; 7 — сигнальное табло «Запуск АИ-9»; 8 — сигнальное табло
«Пред, обороты»; 9— указатель температуры выходящих газов двигателя АИ-9; 10 — вольт-
<5ины пилота. При этом пусковой агрегат должен быть подключен к
электросистеме самолета.

Рассмотрим кратко второй вариант запуска двигателей АИ-9 и
АИ-25.

Перед запуском АИ-9 необходимо убедиться в том, что пус-
ковой агрегат соединен с самолетом электрожгутом и воздушным
шлангом. При температурах ниже +5° С топливную систему пуско-
вого агрегата следует соединить с топливной системой самолета и
запуск АИ-9 производить при работающих одновременно двух топ-
ливных насосах (бортовом и пускового агрегата).

Одновременно с проведением подготовительных работ вне са-
молета пилот готовит кабину к запуску. При включении питания
АПД-45 на пульте пускового агрегата загорается табло «Запуск
АИ-9 разрешен».

Затем механик выполняет все операции, предусмотренные руко-
водящими документами, на пульте пускового агрегата (рис. 14.4):
включает питание пускового агрегата, пусковой панели АПД-9,
системы зажигания двигателя;

открывает противопожарный кран и включает топливный на-
сос;

ставит переключатель вида запусков в положение «Запуск»;
выключает переключатель «Зап. АИ-25 разрешен»;

дает сигнал о начале запуска и нажимает на кнопку «Запуск».

После нажатия на кнопку «Запуск» двигатель автоматически вы-
ходит на режим холостого хода. При этом загораются: на пульте
пускового агрегата две зеленые лампочки, сигнализирующие номи-
нальные обороты и номинальное давление масла на входе в двига-
тель АИ-9; в кабине на приборной доске зеленая лампочка, сигна-
лизирующая номинальное давление масла в двигателе АИ-9. Про-
цесс запуска механик контролирует по приборам.

После прогрева на режиме «Холостого хода», убедившись в нор-
мальной работе двигателя, механик включает табло «Запуск АИ-25
разрешен».

При этом в кабине пилота загорается зеленая лампочка
«Номин. обороты АИ-9», сигнализирующая готовность к запуску
АИ-25, выключается указатель температуры выходящих газов на
пульте пускового агрегата и включается указатель температуры га-
зов двигателя АИ-9 на приборной доске в кабине пилота.

Схема электрических соединений обеспечивает пилоту возмож-
ность выключения двигателя АИ-9 в любое время с помощью кноп-
ки «Останов двигат.» на левом пульте кабины пилота.

амперметр; 11 сигнальное табло «Давл. масла»; 12 — сигнальное табло «Ном. обороты»;
/J выключатель противопожарного крана и топливного насоса; 14 — выключатель зажи-
гания двигателя АИ-9; 15 — выключатель «Зап. АИ-25 разрешен»; 16 — кнопка опускания
пускового агрегата; 17 — кнопка подъема пускового агрегата; 18 — переключатель включе-
ния цепи подъемника
Перед запуском двигателя АИ-25 в процессе подготовки кабины
необходимо:

проверить легкость вращения роторов КНД и КВД (если это не
было сделано при предполетной подготовке);

включить питание и проверить напряжение в бортовой электро-
сети, которое должно быть не менее 24 В;

включить систему пожаротушения;

установить переключатель рода запуска в положение «Запуск»;
установить переключатель зажигания в положение «Зажиган.»;
поставить РУД в положение «Малый газ»;

открыть противопожарный кран двигателя;

включить самолетный топливный насос;

включить РТ-12-9;

включить переключатель автомата АПД-45;

убедиться в том, что: выключатель аварийного останова двигате-
ля находится в положении «Работа двигателя»; отборы воздуха от
двигателя закрыты; выключатель генератора находится в положе-
нии «Откл.».

После загорания на приборной доске зеленой лампочки «Ном.
обороты» и включения указателя температуры газов за турбиной
двигателя АИ-9 пилот дает сигнал о начале запуска и кратковре-
менно на 1—2 с нажимает кнопку «Запуск». После нажатия па
кнопку «Запуск» загораются сигнальные зеленые лампочки «За-
пуск» на левом пульте и «Кл. Стар, открыт» на приборной доске,
вступает в работу автоматическая панель запуска АПД-45, которая
обеспечивает автоматический выход двигателя на режим малого га-
за. Процесс запуска пилот контролирует по приборам.

Для прекращения запуска двигателя необходимо РУД перевести
в положение «Стоп», а затем нажать на кнопку «Прекращение за-
пуска».

После выхода двигателя на режим малого газа убедиться в его
нормальной работе, а затем:

выключить питание автомата запуска АПД-45;

установить переключатель рода запуска в положение «Холодная
прокрутка»;

переключатель зажигания установить в положение «Выключе-
но»;

включить генератор и проверить его включение в сеть • (гаснет
лампочка «Отказ генер.»);

проверить вольтамперметром напряжение генератора, которое
должно быть 27,5—29,5 В;

установить переключатель контроля питания в положение «Ток
аккумулятора».

При температуре наружного воздуха ниже +8°С и повышенной
влажности (изморозь, мокрый снег, туман) после запуска двигателя
включить обогрев ВНА и входного устройства двигателя.
14.2	. ЭКСПЛУАТАЦИЯ СУ САМОЛЕТА ЯК-40 ПРИ ВЗЛЕТЕ, НАБОРЕ ВЫСОТЫ,
В ГОРИЗОНТАЛЬНОМ ПОЛЕТЕ И ПРИ ПОСАДКЕ

Руление. Получив разрешение на выруливание, командир кораб-
ля подает сигнал технику, ответственному за выпуск, о начале ру-
ления. Техник, убедившись, что колодки убраны и нет препятствий
в зоне предполагаемого руления, дает разрешение на руление. Ко-
мандир корабля (бортмеханик) выключает стояночный тормоз и
увеличивает режим работы двигателей настолько, чтобы самолет
плавно сдвинулся с места по прямой. Руление следует выполнять с
соблюдением правил и мер предосторожности, гарантирующих безо-
пасность. Скорость руления самолета по неровной поверхности, на
разворотах, вблизи препятствий допускается не более 10 км/ч, по
искусственной полосе, на прямых и свободных участках рулежной
дорожки — не более 30 км/ч.	‘

Рекомендуется рулить на предварительный старт с одним ра-
ботающим средним двигателем при отсутствии обледенения и при
условии, что перед запуском боковых двигателей самолет может
быть установлен в положение, исключающее ветер в хвост самоле-
та более 5 м/с.

Перед началом руления ночью командир корабля дает команду
бортмеханику: «Включить большой свет». Это является сигналом
для начала руления и запросом разрешения на руление у наземного
техника. Техника руления ночью не отличается от техники руления
днем. Однако скорость руления должна быть снижена настолько,
чтобы в любой момент движение самолета можно было бы прекра-
тить.

Руление по грунту с размокшим верхним слоем затруднено и
требует повышенного внимания. На обледеневшей и скользкой по-
верхности рулить следует особенно осторожно на минимальной ско-
рости. Значительное влияние на выполнение руления оказывает бо-
ковой ветер со скоростью более 10 м/с. Самолет стремится развер-
нуться в сторону ветра, и пилот вынужден большое внимание уде-
лять поддержанию направления движения. Если выдержать на-
правление движения невозможно, руление необходимо прекратить
плавной остановкой самолета, доложить диспетчеру руления о при-
нятом решении, запросить буксировку.

Работу двигателей по приборам во время руления контролирует
бортмеханик. За безопасность руления несет ответственность ко-
мандир корабля.

Взлет и набор высоты. Основное требование к СУ па взлете —
обеспечить максимально возможное ускорение, чтобы уменьшить
длину разбега и взлетной дистанции. Взлет совершается на взлет-
ном режиме работы двигателей.

После выруливания на исполнительный старт командир корабля
проверяет готовность самолета к взлёту согласно карте контроль-
ных проверок. Убедившись, что экипаж готов к взлету, он запраши-
вает разрешение руководителя полета на взлет. Получив разреше-
ние на взлет и указания о порядке выхода на курс следования, ко-
мандир дает команду: «Взлетаем, взлетный режим». После этого
он устанавливает штурвальную колонку и педали в нейтральное
положение и удерживает самолет на тормозах.

Бортмеханик плавным движением РУД устанавливаёт взлетный
режим двигателям, о чем докладывает командиру экипажа.

Командир корабля дает команду: «Держать РУД». Получив
доклад бортмеханика: «Держу РУД» и убедившись в нормальной
работе двигателей по показанию приборов, командир корабля одно-
временным и плавным движением обеих ног отпускает тормоза ко-
лес главных опор шасси так, чтобы самолет начал движение по
прямой.

При этом следует помнить о существующих ограничениях, а
именно:

взлет разрешается при температуре масла на входе в двигатели
не ниже —5° С и после прогрева двигателей независимо от темпера-
туры наружного воздуха не менее 1,5 мин;

время непрерывной работы двигателей на взлетном режиме не
более 5 мин;

отбор воздуха от двигателей на систему кондиционирования при
работе двигателей на взлетном режиме запрещается.

В процессе взлета бортмеханик следит за частотой вращения ро-
торов КВД двигателей, температурой и давлением масла, темпера-
турой газа за турбиной и в случае отклонения показаний от нор-
мальных немедленно докладывает об этом командиру.

Начиная со скорости 120 км/ч, через каждые 10 км/ч бортмеха-
ник докладывает о показаниях скорости по прибору. При скорости
начала подъема переднего колеса бортмеханик докладывает: «Ру-
беж.» На этой скорости начать подъем переднего колеса и произво-
дить до угла атаки 8—10°. Самолет с поднятым колесом продолжа-
ет разбег, и по достижении скорости отрыва (для взлетной массы
16,1 т — 195 км/ч) происходит плавное отделение самолета от ВПП.

После отрыва самолет переводят в набор высоты. На высоте
5—10 м, затормозив колеса, командир корабля дает команду борт-
механику «Убрать шасси». Бортмеханик убирает шасси и доклады-
вает об этом командиру корабля.

На высоте 120 м при скорости 220—230 км/ч по прибору начина-
ют уборку закрылков, продолжается разгон с набором высоты до
скорости 310 км/ч при взлетной массе до 15 т и 320 км/ч при взлет-
ной массе 15,5—16,1 т. После уборки закрылков закрывают кран
кольцевания и на высоте 200 м над уровнем аэродрома двигатели
переводят на номинальный режим. Дальнейший набор высоты ре-
комендуется выполнять на номинальном режиме работы двигате-
лей.

При наборе высоты выдерживают скорость по прибору не менее
скорости, соответствующей максимальной скороподъемности:
320 км/ч — до высоты 4000 м, 310 — от 4000 до 5000, 300-—от 5000
до 5700, 290 — от 5700 до 6600, 280 км/ч — от 6600 до 7800 м.

Влияние различных эксплуатационных факторов на длину раз-
бега. Взлетные характеристики, приводимые в технических описа-
ниях, обычно даются при стандартных условиях. Однако условия
эксплуатации существенно влияют на длину разбега и взлетную
дистанцию. Длина разбега изменяется от температуры и давления
окружающей среды (высоты аэродрома над уровнем моря, времени
года, погоды и климатических условий), взлетной массы, тяги дви-
гателей при взлете, вида, состояния и уклона поверхности ВПП, ско-
рости и направления ветра. Методика определения длины разбега
самолета для конкретных условий и соответствующие графики для
этого приводятся в руководстве по летной эксплуатации.

Длина разбега в стандартных условиях по бетонной ВПП при
взлетной массе 14,8 т — 630 м, при 16,1 т — 715 м, по грунтовой
ВПП при 14,8 т — 670 м, при 16,1 т — 750 м.

При температуре воздуха выше стандартной длина разбега уве-
личивается на 40 м на каждые 5° С. Увеличение скорости попутного
ветра на 1 м/с увеличивает длину разбега на 20 м, а длину взлетной
дистанции на 40 м.

Горизонтальный полет. Основные параметры, характеризующие
режим горизонтального полета, — высота и скорость. На высоте
6000 м максимальная скорость полета при взлетной массе 14,8 т —
568 км/ч, при 16,1 т — 558 км/ч, крейсерская при 14,8 т — 510 км/ч,
при 16,1 — 510 км/ч.

Минимальная скорость по прибору не должна быть меньше ско-
рости набора высоты в режиме максимальной скороподъемности.

Наивыгоднейшие по себестоимости перевозок высоты полета
следующие:

Расстояние, км
150...............................................

150—175 ..........................................

175—200	....................................

200—225 ..........................................

Свыше 225 ........................................

Высота, м
3000—4000
4000—5000
5000—6000
6000—7200
7200

Наивыгоднейшие по себестоимости перевозок скорости полета
приведены в табл., 14.1.

Таблица 14.1

Расстояние, км	Маршрутная нор- ма расхода топ- лива, кг	Техническая ско- рость, км/ч	Средний часовой расход, кг/ч	Летное время, ч. мин
100	450	310	1350	0.20
200	750	358	1325	0.34
300	980	393	1280	0.46
400	1180	418	1220	0.58
500	1390	434	1200	1.10
600	1600	446	1185	1.21
700	1800	455	1165	1.33
800	1990	462	1145	1.44
900	2170	466	1125	1.56
1000	2350	470	1105	2.08
1100	2520	474	1085	2.20
1200	2690	478	1065	2.32
1300	2850	481	1045	2.44
Режим работы двигателей устанавливается таким, чтобы обес-
печить заданную скорость полета, но не должен превышать 0,85 но-
минального. При необходимости (обход гроз, обледенение, отказ
двигателя и т. д.) разрешается применять номинальный режим ра-
боты двигателей в течение всего полета. При этом необходимо пом-
нить, что наработка двигателей на режимах выше 0,85 номинально-
го за ресурс ограничивается и строго учитывается.

На всех режимах работы двигателей в крейсерском полете раз-
ница в частотах вращения роторов КВД не должна превышать 1%.
Это обеспечивает отбор одинакового количества воздуха на само-
летные нужды.

При загорании желтой лампы сигнализации минимального ос-
татка масла (1,2—2,0 л) в маслобаке разрешается продолжать по-
лет до ближайшего аэродрома по маршруту, если давление масла
на входе в двигатель не понижается. Если давление масла падает
ниже допустимого, то двигатель следует выключить.

Когда загорается желтая лампа, сигнализирующая о появле-
нии стружки в двигателе, необходимо проверить по приборам темпе-
ратуру и давление масла, частоту вращения ротора КВД и темпе-
ратуру газа за турбиной.

Если даже один из параметров работы двигателя не соответст-
вует инструкции по эксплуатации, то двигатель необходимо выклю-
чить.

При загорании одного из табло «Опасн. вибр. лев.», «Опасн.
впбр. прав.», «Опасн. вибр. средн.» (виброскорость превысила
50 мм/с) доложить об этом командиру экипажа и уменьшить ча-
стоту вращения ротора КВД двигателя с повышенной вибрацией.
Если опасная вибрация не прекращается (табло продолжает го-
реть), то по команде командира корабля необходимо выключить
соответствующий двигатель.

Когда загорается сигнальная лампа «Прочистить фильтр» од-
ного из двигателей, следует проверить по приборам частоту
вращения ротора КВД этого двигателя и давление топлива. Если
двигатель работает нормально, то продолжать полет, усилив
контроль.

В случае самопроизвольного понижения давления топлива и
падения частоты вращения ротора двигатель выключить.

Когда загораются красные сигнальные лампы «Остаток топл.
лев.», «Остаток топл. прав.» (при остатке топлива 230 кг в лю-
бом ,пз кессонов), необходимо открыть кран кольцевания и до-
ложить командиру экипажа. Кран кольцевания держать откры-
тым до конца полета. Определить по топливомеру фактическое
количество топлива в кессонах.

Командир экипажа обязан доложить об этом дисйетчеру
службы движения и произвести посадку на ближайшем аэро-
дроме.

Снижение и посадка. Снижение с высоты более 6000 м осу-
ществляется на скорости по прибору 400 км/ч, с высоты 6000 м
до эшелона перехода — на скорости по прибору 450 км/ч, с эше-
лона перехода до высоты круга скорость по прибору должна быть
не менее 400 км/ч (вертикальная скорость — 7 м/с).

Непосредственно перед снижением, если предполагается вход
в зону возможного обледенения, противообледенительная система
включается на режим «Поли. Обогрев стекол», в условиях обле-
денения переключается на режим «II ступень».

При переводе самолета в режим снижения необходимо обра-
щать внимание на давление масла в магистралях двигателей, не
допускать снижения давления масла до нуля более 2—3 с, что
может быть вызвано в полете нулевыми и отрицательными пере-
грузками. Если давление масла не восстанавливается после выво-
да самолета из-под влияния перегрузок, двигатель выключить.

При загорании одной или нескольких желтых ламп сигнали-
зации предельного давления топлива в топливных фильтрах пе
допускать снижения самолета с углом тангажа более 20°.

После снижения до высоты круга включить кран кольцевания,
установить скорость не более 300 км/ч по прибору и на траверзе
ДПРМ выпустить шасси. После третьего разворота выпустить
закрылки на 20° п установить скорость по прибору 250 км/ч. Пос-
ле четвертого разворота перед переводом самолета на глиссаду
снижения выпустить закрылки на 35° на скорости 220—230 км/ч.

На высоте 15 м, убедившись в правильности расчета, переве-
сти РУД на малый газ. Боковые двигатели на пробеге рекоменду-
ется выключать и руление производить на одном среднем двига-
теле. При рулении свыше 5 мин выключение боковых двигателей
обязательно. После зарулирования самолета на стоянку необхо-
димо:

установить самолет на стояночный тормоз;

закончить связь с руководителем полетов;

выключить: подкачивающие насосы, двигатели (с частоты
вращения ротора КВД 10% проконтролировать выбег роторов),
все потребители электроэнергии, бортовые аккумуляторы;

закрыть противопожарные краны;

заземлить самолет.

Предельно допустимая скорость ветра под углом 90° к ВПП
зависит от коэффициента сцепления (табл. 14.2).

При посадке на мокрую или обледеневшую ВПП с допусти-
мым коэффициентом сцепления необходимо:

выполнить расчет на посадку без перелета;

использовать реверс;

не допустить повышенных скоростей приземления.

Таблица 142

Коэффициент сцепления	Состояние ВПП	Предельно допустимая состав- ляющая скорости ветра под . углом 90° к оси ВПП, м/с
Более 0,5	Сухая и влажная	12
0,5—0,3	Мокрая	8
0,5—0,3	Покрытая слоем воды и слякоти	5
Уход на второй круг на самолете Як-40 с выпущенными шасси
и закрылками, отклоненными в посадочное положение, разреша-
ется выполнять независимо от полетной массы самолета с любой
высоты вплоть до высоты выравнивания (для аэродромов с пре-
вышением над уровнем моря до 800 м).

Приняв решение об уходе на второй круг, командир корабля
сохраняет скорость предпосадочного снижения, плавно в течение
2—3 с переводит РУД на взлетный режим. Одновременно инфор-
мирует экипаж: «Режим взлетный. Уходим на второй круг».

14.3	. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ СУ С РЕВЕРСИВНО-ТОРМОЗНЫМ
УСТРОЙСТВОМ

Реверсивно-тормозное устройство (РТУ) предназначено для
уменьшения длины посадочной дистанции. Конструктивно РТУ
представляет собой два выпускающихся на посадке щитка, шарнир-
но закрепленных в хвостовом коке фюзеляжа, у среза реактив-
ного сопла среднего двигателя АИ-25. В убранном положении
щитки вписываются в обводы хвостового кока фюзеляжа. В вы-
пущенном положении щитки перекрывают выход газов из сопла
среднего двигателя, которые направляются в стороны и вперед,
создавая тем самым эффект реверсирования (отрицательная
тяга).

Выпуск и уборка щитков осуществляются гидравлически. Уп-
равление выпуском и уборкой дистанционное электрогидравли-
ческое, с помощью трехпозиционного переключателя «Реверс
вкл. — откл.», а контроль за положением щитков производится по
загоранию сигнальной лампы «Реверс вкл.» и зеленой сигнальной
лампы «Реверс откл». Переключатель и сигнальные лампы рас-
положены на верхней панели среднего пульта в кабине экипажа
под крышкой, которая фиксирует переключатель в нейтральном
положении. Время полного открытия щитков составляет 1,6—
1,8 с, а закрытия — 2,6—2,8 с. Степень реверсирования достига-
ет 0,53.

Включение реверса среднего двигателя на земле и в полете иа
работу боковых двигателей не влияет. Параметры работы сред-
него двигателя несколько меняются, но не выходят за пределы,
установленные инструкцией по эксплуатации. В частности, при
включенном реверсе вследствие увеличения сопротивления в вы-
ходном устройстве уменьшается общий перепад давлений на тур-
бине, что приводит к снижению частоты вращения ротора КНД
примерно на 5% (скольжение) и увеличению температуры газов
за турбиной от 30 до 60° С. Увеличивается шум и вибрация дви-
гателя.

Посадку самолета с применением реверса рекомендуется вы-
полнять на аэродромах с ограниченной длиной летной полосы, а
также на мокрых, заснеженных и обледеневших полосах и в дру-
гих случаях по усмотрению командира корабля.
Применение реверса на посадке сокращает посадочную ди-
станцию самолета в среднем на 260 м, длину пробега в среднем на
180 м.

Посадка самолета с применением реверса, с закрылками в
посадочном положении, осуществляется следующим образом.
После входа на глиссаду на высоте 150 м при скорости снижения
200—210 км/ч по команде командира корабля среднему двигателю
устанавливают номинальный режим, боковым — 0,7 номинально-
го режима.

Затем открывается предохранительная крышка переключателя
управления реверсом.

После пролета БПРМ необходимо установить скорость сни-
жения 190 км/ч и выдерживать ее постоянной до начала выравни-
вания. На снижении перед началом выравнивания на высоте не
более 15 м и удалении не более 100 м от торца ВПП включают
реверс и переводят боковые двигатели на режим малого газа.
Включение реверса контролируется по загоранию желтой сиг-
нальной лампы «Реверс вкл.» и по характерному шуму. Перед
остановкой самолета на скорости 10—15 км/ч убрать реверс и
уменьшить режим ереднёГО Двигателя до малого газа. После заго-
рания сигнальной зеленой лампы «Откл.» установить переклю-
чатель управления реверсом в нейтральное положение и закрыть
предохранительную крышку.

Следует помнить, что при включенном реверсе:

уход на второй круг невозможен;

бортмеханик обязан наблюдать за температурой газа за тур-
биной среднего двигателя, которая должна быть не более 600°С.
При увеличении температуры газа более 600°С необходимо умень-
шить режим работы среднего двигателя.

В случаях посадки с неотклоненными закрылками и включен-
ным реверсом уход на второй круг возможен с высоты не ниже
20 м. При уходе на второй круг боковым двигателям устанавли-
вают взлетный режим и выключают реверс. После загорания зе-
леной сигнальной лампы «Откл.» режим среднего двигателя уве-
личивают до взлетного и убирают шасси, после чего переключа-
тель реверса устанавливают в нейтральное положение и закры-
вают предохранительную крышку.

14.4	. ЭКСПЛУАТАЦИЯ СУ В ОСОБЫХ СЛУЧАЯХ ПОЛЕТА

Признаки отказа двигателя. Основыми признаками отказа дви-
гателя при работе на установившемся режиме являются:

падение или рост частот вращения роторов КНД, КВД;
падение давления масла ниже 200 кПа;

рост температуры газа за турбиной выше максимально допус-
тимых значений, падение температуры газа за турбиной;

загорание лампы «Останов двиг.» по сигналу регулятора
РТ-12-9;
повышение виброскорости до 50 мм/с и выше и загорание сиг-
нальной лампы опасных вибраций, появление тряски двигателя;

пожар в двигателе.

При отклонении показаний какого-либо прибора, контроли-»
рующего работу двигателя, от норм технических условий необхо-
димо убедиться в неисправности двигателя по другим приборам
визуально или путем изменения режима.

Только после этого по сигналу командира корабля следует вы-
ключить двигатель.

Признаком отказа бокового двигателя на разбеге является
стремление самолета к развороту, а в полете—стремление к раз-
вороту и крену в сторону отказавшего двигателя. Отказ среднего
двигателя определяется по приборам, а также уменьшению уско-
рения на разбеге.

Отказ двигателя на взлете. В случае отказа одного из двига-
телей на скорости, меньшей или равной скорости принятия ре-
шения, взлет прекратить. Если отказ двигателя произошел на
скорости большей, чем скорость принятия решения, взлет продол-
жать.

Для прекращения взлета необходимо:

немедленно перевести РУД в положение «Малый газ»;

применить интенсивное торможение;

выключить отказавший двигатель и закрыть противопожарный
кран.

В случае продолжения взлета на высоте 5—10 м убрать шас-
си и перевести самолет в плавный набор высоты, выдерживая
скорость по прибору 190—200 км/ч при взлетной массе до 15 т и
205—210 км/ч при взлетной массе 15,5—16,1 т. На высоте 120 м
самолет перевести в горизонтальный полет и на скорости
220 км/ч убрать закрылки.

После уборки закрылков увеличить скорость до 260 км/ч и
продолжать набор высоты на этой скорости, установить РУД
отказавшего двигателя в положение «Стоп», закрыть противопо-
жарный кран, выключить генератор. При отказе двигателя с
возникновением пожара следует противопожарный кран закрыть
сразу после загорания сигнального табло «Пожар», работающие
двигатели перевести на номинальный режим, доложить диспет-
черу службы движения об отказе двигателя.

При достижении высоты круга необходимо построить маневр и
произвести посадку на аэродроме взлета или ближайшем запасном
аэродроме.

Отказ двигателя при наборе высоты, полете по маршруту и
снижении. При отказе одного двигателя до первого разворота
экипаж самолета должен действовать так же, как и в случае
продолженного взлета. При отказе двигателя на больших высотах
в наборе высоты необходимо:

выключить отказавший двигатель;

закрыть противопожарный кран;

открыть кран кольцевания;
принять решение о продолжении полета или посадке на бли-
жайшем аэродроме;

доложить по радио диспетчеру об отказе двигателя и приня-
том решении.

При необходимости набора высоты с одним отказавшим дви-
гателем следует выдерживать скорость 280 км/ч до высоты
1000 м с дальнейшим уменьшением скорости полета на 5 км/ч на
каждые 1000 м. При этом практический потолок в стандартных
условиях составляет 6000 м.

При отказе двигателя в полете над высоким горным хребтом
и при невозможности выполнить полет без потери высоты разре-
шается переводить работающие двигатели на взлетный режим
без ограничения по времени непрерывной работы, т. е. до появ-
ления возможности снизить режим работы двигателей до номи-
нального или ниже.

При отказе одного двигателя в горизонтальном полете на вы-
соте выше теоретического потолка потребуется выполнить вынуж-
денное снижение до высоты практического потолка или несколько
ниже, где самолет сможет продолжать горизонтальный полет.
Для продолжения горизонтального полета установить скорость по
прибору не менее 300 км/ч.

Действия экипажа при отказе одного двигателя в горизонталь-
ном полете должны быть следующие:

выключить автопилот;

перевести РУД отказавшего двигателя в положение «Стоп»,
закрыть его противопожарный кран, выключить генератор;

перевести РУД работающих двигателей на номинальный ре-
жим;

установить скорость полета по прибору не менее 300 км/ч;

открыть кран кольцевания;

доложить диспетчеру службы движения об отказе двигателя
и следовать на свой или ближайший запасной аэродром для по-
садки.

Уход на второй круг с одним неработающим двигателем, с
выпущенными шасси и закрылками, отклоненными в посадочное
положение, возможен с высоты не менее 30 м при полетной массе
более 14.5 т с аэродромов с превышением до 800 м. При этом
уход на второй круг выполняется следующим образом: устано-
вить взлетный режим работающим двигателям, увеличить ско-
рость до 200 км/ч, перевести самолет в набор высоты, на высоте
не ниже 50 м и скорости 210 км/ч начать уборку закрылков до
20° в два приема, а при скорости 220—230 км/ч убрать закрылки
полностью. Набор высоты выполнять на скорости 260 км/ч.

Уход на второй круг с одним неработающим двигателем с аэ-
родромов с превышением 2000 м осуществлять с высоты не менее
50 м с закрылками, отклоненными на 20°.

Полет с двумя отказавшими двигателями. При отказе второго
двигателя в полете необходимо:	. •

выключить отказавший двигатель;	* юз-’
закрыть противопожарный кран;

открыть кран кольцевания;

выключить аварийную систему кондиционирования;

произвести энергично снижение до безопасной высоты (если
отказ произошел на высоте свыше 4000 м);

выключить все ненужные потребители электроэнергии;

после снижения до безопасной высоты перевести РУД рабо-
тающего двигателя на номинальный режим;

доложить по радио диспетчеру об отказе двух двигателей и при-
нять решение о посадке на ближайшем аэродроме.

При скорости полета 250 км/ч по прибору самолет будет плав-
но снижаться до потолка полета на одном двигателе (2000—
1500 м). После достижения потолка следовать на этой высоте на
скорости полета 250 км/ч до расчетной точки начала снижения
для захода на посадку.

При заходе на посадку с одним работающим двигателем об-
ратить особое внимание на выполнение расчета на посадку.
Шасси рекомендуется выпустить при пролете ДПРМ, закрылки
отклонять на 35° после пролета БПРМ при полной уверенности
в расчете на посадку.

Уход на второй круг при одном работающем двигателе с вы-
пущенным шасси и закрылками в посадочном положении не обес-
печивается.

14.5	. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ СУ САМОЛЕТА М-15 В ПОЛЕТЕ

Руление, взлет и набор высоты. Перед рулением необходимо:
убедиться в нормальной работе двигателя и отсутствии пред-
упреждающих сигналов на приборной доске; убедиться в нормаль-
ном закрытии крышек загрузочных горловин по контрольным сиг-
нализационным лампочкам на левом пульте и визуально; получить
по радио разрешение руководителя полетов на руление и дать
команду на уборку колодок; выключить стояночный тормоз; по-
лучив разрешение на руление и убедившись в отсутствии препят-
ствий в направлении руления, начать руление.

Для руления рекомендуется использовать режим работы двига-
теля не выше 0,7 номинального.

Разрешается совмещать руление с прогревом двигателя, при
этом температура масла на входе в двигатель в начале руления
должна быть не ниже -—5° С, а режим работы не выше 0,7 номи-
нального. В начале руления самолета необходимо проверить работу
тормозов. Скорость руления должна быть не более 15 км/ч.

Перед взлетом надо убедиться в отключении стояночного тор-
моза и выпустить закрылки на 20°. Для исключения возможно-
сти взлета с убранными закрылками (63=0) введена звуковая
сигнализация (звонок), срабатывающая при переводе РУД на ре-
жим «Взл.» при У=0. Взлет разрешается производить при тем-
пературе масла на входе в двигатель не ниже —5°С и не выше
+ 90°С.

Нормальный взлет на самолете производится следующим об-
разом, Удерживая самолет на тормозах, плавным движением
сектора газа двигатель переводят на взлетный режим, затем од-
новременным плавным движением ног отпускают тормоза колес
так, чтобы самолет начал движение по прямой. Направление дви-
жения в начале разбега удерживается тормозами, затем только
рулем направления.

На скорости 75+5 км/ч должно произойти автоматическое
выключение РТ-12-9, при этом гаснет желтое табло «РТ-12-9
вкл.» и загорается зеленое табло «Контроль СА-01» на левом
борту кабины. В случае несрабатывания СА-01 необходимо вы-
ключить вручную переключатель на левом пульте.

При скорости 95—100 км/ч плавным движением штурвала на
себя приподнимается переднее колесо, а при скорости 115 км/ч
должен произойти отрыв самолета от ВПП (при Пвзл = 5650 кг).
Затем самолет переводится на режим набора высоты с расчетом,
чтобы на высоте 10 м скорость полета составляла не менее
130 км/ч.

На высоте не ниже 50 м и скорости 145—150 км/ч убираются
закрылки. Дальнейший набор высоты выполняется на номиналь-
ном режиме работы двигателя со скоростью 155 км/ч. Первый
разворот разрешается выполнять на высоте не ниже 50—100 м.

При взлете с боковым ветром самолет имеет тенденцию к из-
менению направления взлета, а после отрыва — к кренению и от-
клонению от заданного курса. Предельно допустимая скорость
боковой составляющей ветра при взлете: на сухой ВПП — 6 м/с,
на скользкой ВПП — 4 м/с. Скорость подъема переднего колеса
и отрыва самолета при боковом ветре следует увеличить на
10 км/ч по отношению к скорости нормального взлета. Взлет
самолета в условиях обледенения запрещается.

Характеристики набора высоты в условиях MCA при работе
двигателя на номинальном режиме в зависимости от взлетной
массы даны в табл. 14.3.

Таблица 14.3

Высота, м	Овзл- кг	Скороподъем- ность, м/с	Время набора высоты, мин	Скорость полета, км/ч	Расход топлива, л	Расстоя- ние, км
100	5650	2,5	0,75	155	17	.—
	5050	2,95	0,60	155	15	
1000	5650	2,35	6,5	150	60	—
	5050	2,80	5,0	155	54	13
1500	5650	2,2	10,2	150	90	—
2000	5050	2,35	11,5	155	117	30,2
3000	5050	2,0	20	155	189	52,3
Горизонтальный полет, снижение, посадка. Крейсерский полет
на самолете М-15 выполняется на режимах работы двигателя,,
обеспечивающих заданную скорость горизонтального полета, но.
не выше 0,85 номинального.

При выполнении авиахимработ подлет к полю осуществляется
на скоростях по прибору 200 км/ч, а при перелетах с целью полу-
чения максимальной продолжительности — со скоростью 165—
175 км/ч.

Максимально допустимая высота полета 3000 м. В полете не-
обходимо следить за показаниями приборов контроля двигателя,
за количеством и равномерностью выработки топлива из левой и
правой группы баков. Контрольные лампочки сигнализируют ре-
зервный запас топлива на 30 мин продолжительности полета.
Максимально допустимая неравномерность выработки топлива не
должна превышать 100 л. При выполнении полетов продолжи-
тельностью не более 20—30 мин равномерность выработки прове-
ряют перед каждой посадкой.

Максимальная дальность полета для перегоночного варианта
с массой 5050 кг на высоте Я = 3000 м, с топливом Т-1 1400 л
на скорости по прибору 160—170 км/ч, с аэронавигационным за-
пасом (АНЗ) на 1 ч, с аппаратурой для сыпучих химикатов и с
учетом неравномерной выработки топлива 100 л составляет
310 км. Продолжительность полета с учетом АНЗ на 1 ч равна
1 ч 43 мин.

Снижение самолета по кругу рекомендуется выполнять при
работе двигателя на режиме малого газа, выдерживая скорость
по прибору 155—160 км/ч. При этом вертикальная скорость сни-
жения должна быть не более 4—5 м/с. В конце снижения ско-
рость полета уменьшается до 150 км/ч. На высоте не менее 50 м
выпускаются закрылки на 33°, скорость полета снижается до
115—135 км/ч. Высота принятия решения об уходе на второй круг
составляет 20 м. Высота выравнивания 4—5 м. Выдерживание
производится на высоте 0,5—0,7 м с расчетом, чтобы приземление
произошло при скорости 95 км/ч (при Свзл = 5650 кг, V—
= 110 км/ч). На скорости 90 км/ч необходимо опустить переднее
колесо и начать торможение. При скорости 75+5 км/ч должно
произойти автоматическое включение РТ-12-9, которое контроли-
руется загоранием на приборной доске желтого сигнального табло
«РТ-12-9 Вкл.» Одновременно гаснет зеленое табло «Контроль
СА-01» на левом борту.

В случае если сигнальное табло «Перегрев дв.» загорелось
раньше, а РТ-12-9 был выключен вручную, следует немедленно
после завершения пробега освободить ВПП и выключить двига-
тель. После заруливания на стоянку необходимо выключить дви-
гатель и установить все тумблеры в нейтральное или выключен-
ное положение. Посадку с неодинаковым количеством химикатов
в баках (при отказе системы аварийного сброса) выполняют с уб-
ранными закрылками при разнице масс ^500 кг, с закрылками,
выпущенными на 20°, — при разнице масс менее 500 кг.
14.6	. УСТРОЙСТВО И ЭКСПЛУАТАЦИЯ СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННОГО
ОБОРУДОВАНИЯ НА САМОЛЕТЕ М-15

Сельскохозяйственное оборудование самолета М-15 предназна-
чено для выполнения авиационно-химических работ, связанных с
применением сыпучих и жидких средств защиты растений, а так-
же с внесением минеральных удобрений.

В состав сельскохозяйственного (с/х) оборудования входят:

1)	опрыскивающая аппаратура, предназначенная для опрыс-
кивания жидкими химикатами, комплектуемая в двух вариантах:

со штанговым опрыскивателем для средне- и крупнокапельного-
опрыскивания;

с атомизерами для мелкокапельного, мало- и ультрамалообъ-
емного опрыскивания;

2)	оборудование опыления, предназначенное для рассеивания
сыпучих химикатов (удобрения и средства защиты растений).

Указанные варианты с/х оборудования имеют несъемные эле-
менты и элементы, заменяемые при переходе с одного варианта
с/х оборудования на другой. К общим для всех вариантов аппа-
ратуры элементам относятся: баки для химикатов с контрольным
и измерительным оборудованием; уравнительная труба; задний
кессон крыла.

Выполнение авиационно-химических работ самолетом М-15 и
эксплуатацию установленной на нем с/х аппаратуры необходимо
производить согласно правилам, изложенным в «Руководстве по
летной эксплуатации», «Руководстве по авиационно-химическим
работам в гражданской авиации СССР» и «Указаниях по техно-
логии авиационно-химических работ в сельском хозяйстве СССР».
Как уже указывалось выше, источником энергии для работы с/х
аппаратуры является сжатый воздух низкого и высокого давле-
ний, отбираемый соответственно из внешнего и внутреннего кон-
туров двигателя АИ-25 на режиме работы двигателя от минималь-
ного до 0,85 номинального. Автоматическое отключение отбора
воздуха происходит при работе двигателя на режиме от 0,85 до
0,9 номинального.

Управление работой с/х аппаратуры во всех ее вариантах про-
изводится при помощи одних и тех же элементов управления.

Переключатели и указатели размещены в кабине следующим
образом: а) на штурвале (рис. 14.5)—перёключатель управле-
ния подачи сыпучих и жидких химикатов (правая ручка сверху);
кнопка аварийного сброса химикатов (левая ручка сверху
под предохранительным колпачком); б) на левом наклонном
пульте перед рычагом управления двигателем—-переключатель
питания цепи электрического управления работой с/х аппаратуры
(главный переключатель аппаратуры); переключатель управле-
ния отбором воздуха низкого давления («продувка» в опыливаю-
щем варианте и гидравлическая мешалка в опрыскивающем ва-
рианте) ; переключатель управления отбором воздуха высокого
давления (аэрация в опыливающем варианте, привод атомизеров
Рис. 14.5. Штурвал ручного управ-
ления:

1 — кнопка 205К аварийного сброса хими-
катов; 2 — заглушка; 3—штурвал; 4 —
кнопка 205К управления передним коле-
сом; 5 — колонка штурвала; 6 — кнопка
205К управления радиооборудованием;
7 — кнопка 75102-000 управления тримме-
рами; 8—выключатель сельскохозяйствен-
ной аппаратуры

в варианте опрыскивания с ато-
мизерами); в) на левом пульте за
сектором газа —- переключатель
управления крышками загрузоч-
ных горловин баков; две красные
лампочки сигнализации откры-
тия крышек загрузочных горло-
вин; г) на приборной доске —
указатели приборов контроля да-
вления воздуха за кранами отбо-
ра воздуха низкого и высокого
давлений, указатели давления
жидкости за насосом, указатели
количеств химикатов в баках; зе-
леное табло сигнализации работы

опыливания или опрыскивания
(при отключенном опыливании
или опрыскивании табло не го-
рит); красное табло сигнализа-
ции автоматического выключения

сельскохозяйственной аппаратуры
вследствие срабатывания блоки-
ровки в системе воздуха низкого
давления, а также блокировки
предельной частоты вращения турбины насоса.

Опыливающая с/х аппаратура. Опыливающая аппаратура по-

ставляется на самолете в двух вариантах: для гранулированных
и порошковидных химикатов. В состав опыливающей аппаратуры
с туннельным опылителем (рис. 14.6) входят: элементы, общие
для всей аппаратуры; воздухопроводы в фюзеляже; дозаторы; ту-
нельный опылитель; система аэрации сыпучих химикатов. Рабо-
чая ширина захвата 40 м, диапазон дозировки порошковидных
химикатов от 10 до 50 кг/с.

Опыливающая аппаратура работает по принципу пневматичес-
кой транспортировки сыпучих химикатов. Воздух для пневмотран-
спортировки химикатов отбирается из наружного, а для системы
аэрации — из внутреннего контуров двигателя АИ-25. После вклю-
чения питания переключателем «Работа с/х аппарат.» и включе-
ния переключателя «Атомизеры» (на левом пульте) аппаратура
готова к работе. Включение переключателя управления высыпом
«с/х аппарат» (на правой ручке штурвала) вызывает открытие
кранов воздуха низкого давления, дозатора и крана воздуха высо-
кого давления.

Воздух из внутреннего контура двигателя АИ-25 по воздуш-
ным трубопроводам высокого давления в фюзеляже и под цент-
ропланом нижнего крыла подводится к трубе аэрации, вызывая
постоянное рыхление сыпучих химикатов в баке.

Воздух из наружного контура двигателя АИ-25 по воздушным
трубопроводам в фюзеляже и по трубопроводу питания поступает
в пневмоканал, вызывая перемещение сыпучих химикатов. Далее-
воздух с химикатами перемещается по пневмоканалу и выбрасы-
вается наружу, через патрубки, размещенные в хвостовой части
крыла. .

Часть воздуха низкого давления отводится через уравнитель-
ную трубу в с/х бак, поддерживая тем самым постоянное избыточ-
ное давление. Отключение высыпа химикатов происходит после
установки переключателя «с/х аппарат» на штурвале в отключен-
ное положение.

Опрыскивающая с/х аппаратура- В состав опрыскивающей ап-
паратуры со штанговым опрыскивателем входят: общие элементы
с/х аппаратуры, указанные выше; воздушные трубопроводы в фю-

Рис. 14.6. Опыливающая аппаратура:

1 — бак; 2 — крышка загрузочной горловины; 3 — гидроцилиндр управления крышкой загру-
зочной горловины; 4 — разъем; 5 — подкосы верхней подвески бака; 6 — рычаг верхней
подвески бака; 7—гидравлический преобразователь; 8— указатель количества химикатов;

9 — указатель давления воздуха низкого давления; 10 — переключатель рода показаний-
манометра; 11 — система кранов отбора воздуха низкого давления; 12—система отбора
воздуха высокого давления в фюзеляже; 13 — подкосы крепления уравнительной трубы;
14, 18, 26—гибкие соединения: 15— уравнительная труба; 16— датчик системы замера)
давления воздуха "высокого давления; 17 — система замера давления воздуха; 19 — трубо-
провод подвода давления в фюзеляже; 20— воздушная масленка (сухая, без масла); 21 —
тройник; 22—канал питания пневмотранспорта; 23, 29 — колено; 24 — тройник; 25 — дат-
датчик; 27, 34, 36 — трубы аэрации; 28, 40—клапан; 30 — трубопровод для воздуха низ-
кого давления; 31 — трубопровод, соединяющий тройник с трубой; 32 — канал питания
пневмотранспорта; 33 — трубопровод подвода воздуха к баку; 35 — створка аварийного-
сброса; 37 — гидроцнлиндр управления дозатором; 38—быстродействующий разъем; 39—
канал пневмотранспорта; 41, 44—дозаторы; 42 — рычаг нижней подвески бака; 43 — пет-
ля; 45— неподвижная створка; 46—створка аварийного сброса; 47 — гидроцилиндр управ-
ления аварийным сбросом химикатов
I

// 7Z


зеляже; система управления; нагнетающая
система; гидромешалка; система штанг с
распылителями.

Принцип работы аппаратуры со штанго-
вым опрыскивателем сводится к следующе-
му. Воздух, отбираемый из наружного кон-
тура двигателя, подается по воздушным
трубопроводам для привода турбины турбо-
насосного агрегата. Сам отбор воздуха
осуществляется с помощью кранов отбора,
установленных на огнестойкой перегородке,
которые управляются пневматическими ци-
линдрами.

Под действием подводимого воздуха вра-
щается ротор турбины, частота вращения
которого зависит от регулировки. Вал тур-
бины шарнирно соединен с валом цен-
тробежного насоса, который засасывает
жидкие химикаты из бака и нагнетает их
через открытый шаровой кран в штанги
и распылители. Управление шаровым кра-
ном— на штурвале из кабины пилота.
В случае закрытия шарового крана жид-
кость направляется в трубы гидромешалки
и обратно в бак.

В состав опрыскивающей аппаратуры
с атомизерами (рис. 14.7) входят элементы,
общие для всей опрыскивающей аппарату-
ры, к которым относятся: .нагнетающая си-
стема, система гидромешалки, горловина
с аварийным сбросом. Кроме этих элемен-
тов, в состав аппаратуры с атомизерами
входят: атомизеры с кронштейнами крепле-
ния и дозаторами, сигнализатор расхода,
воздухопроводы высокого давления.

Принцип работы нагнетающей системы
и системы гидромешалки аналогичен прин-
ципу их работы в варианте со штанговым
опрыскивателем. Давление воздуха: низкого
давления 25—30 кПа, высокого давления
200—400 кПа; давление жидкости 300—
800 кПа.

Технология выполнения авиахимработ
заключается в последовательном нанесении
параллельных полос химикатов на обраба-
тываемый участок. Применяются челночный
и загонный способы обработки участков.
При челночном способе (рис. 14.8, а) пилот
самолета производит отдельные параллель-
Рис. 14.8. Способы вы-
полнения авиахимработ:
а — челночный; б — загонный

ные заходы на участок с включением и выключением с/х аппара-
туры соответственно в начале и в конце обрабатываемого участка.

Сущность загонного способа (рис. 14.8, б) состоит в том, что
выделенный под обработку участок делится на две равные после-
довательно обрабатываемые полосы (загоны). При загонном спо-
собе обработки развороты повторного захода на участок произво-
дятся с меньшим креном самолета, поэтому выполнение их проще
и безопаснее.

При подлете к обрабатываемому участку перед снижением на
гон на высоте 50—150 м необходимо:

включить переключатели «Работа с/х аппарат.» и «Отбор воз-
духа»;

установить частоту вращения ротора на величину, записанную
перед запуском;

убедиться, что давление воздуха в системе пневмотранспорта
находится в пределах 4—8 кПа;

выключить переключатель «Отбор воздуха».

На расстоянии 1300 м от поля установить частоту вращения
ротора КВД на п=82% и идти на снижение с учетом подхода к
торцу обрабатываемого участка на рабочей высоте (Н=304-50 м
при опыливании гранулированными и /7=204-30 м при опыливании
пылевидными и кристаллическими химикатами) и скорости 160—-
165 км/ч.

На расстоянии около 150 м перед обрабатываемым участком
включить переключатель «Отбор воздуха», а через 2 с переключа-
тель «С/х аппарат». Еще через 2 с на приборной доске должно за-
гореться зеленое сигнальное табло «Работа с/х».

Рабочий полет выполняется на скорости 165—175 км/ч. За 50 м
до конца обрабатываемого участка выключить переключатель «С/х
аппарат», а через 2 с «Отбор воздуха» и приступить к выполнению
разворота.

После опорожнения баков набрать высоту 50—100 м, установить
скорость полета до 200 км/ч и продолжать полет к посадочной пло-
щадке.

После заруливания на загрузочную стоянку открыть загрузоч-
ные люки, передать механику расчетные и регулировочные данные
для следующего полета.
Глава 15

НАДЕЖНОСТЬ ДВИГАТЕЛЯ

15.1.	ОСНОВНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ, ХАРАКТЕРИЗУЮЩИЕ НАДЕЖНОСТЬ

Безопасность полетов в значительной мере определяется надежностью авиа-
ционных двигателей и их систем. Несмотря на достаточную расчетную прочность
деталей, узлов и агрегатов двигателей, в эксплуатации наблюдаются случаи их
отказов и неисправностей, снижающих безопасность полетов. Под отказом по-
нимают полную или частичную утрату работоспособности изделия или его систе-
мы. Неисправность изделия — это состояние изделия, при котором оно не соот-
ветствует хотя бы одному из требований технической документации.

Надежность — свойство изделия выполнять заданные функции, сохраняя
свои эксплуатационные показатели в заданных пределах в течение требуемого
промежутка времени или требуемой наработки.

Надежность двигателей зависит не только от совершенства конструкции
и прочности деталей, но и от технологических и эксплуатационных факторов.
Надежность не будет обеспечена, если не соблюдены технология изготовления
деталей, сборки двигателя, качество материалов деталей, а также если наруше-
ны нормальные условия эксплуатации: несвоевременное или неудовлетворитель-
ное обслуживание, низкая квалификация работников эксплуатирующих подраз-
делений, недостаточная обученность летного состава, невыполнение требований
руководства по летной эксплуатации. На надежность влияют и внешние усло-
вия полета: температура, давление, влажность и запыленность воздуха.

В процессе эксплуатации по значениям контролируемых параметров экипаж
может судить о работоспособности двигателей и в случае ее снижения принимать
соответствующие меры для предотвращения аварийной ситуации. Например, по
показаниям счетчика оборотов можно судить о нагрузке деталей ротора центро-
бежными силами, по указателю уровня виброперегрузки — об увеличении дис-
баланса и возможных обрывах рабочих лопаток, по указателю температуры
газа — о возможном перегреве деталей горячей части двигателя, по указателю
температуры масла — о перегреве подшипников и т. п.

Для количественной оценки надежности приняты показатели, которые под-
считываются на основании обработки статистического материала и теории на-
дежности. Если установлены численные пределы этих показателей, то они стано-
вятся критериями надежности изделия. С помощью теории надежности можно
определить: требования к новым образцам авиационной техники; количество по-
требной техники; сроки службы и периодичности выполнения регламентных ра-
бот; количество необходимых запасных частей и т. п.

В зависимости от поставленной задачи применяется тот или иной показа-
тель надежности. Показатели надежности - могут определяться по сумме всех
неисправностей и отказов за установленный период эксплуатации, по отказам,
обнаруженным в полете, по отказам, приведшим к досрочному съему или вы-
ключению двигателей в полете. Для оценки надежности авиационной техники
наиболее распространены следующие показатели надежности.

Наработка на один отказ

7°TK==V

/=1

где ti — наработка i-ro изделия за рассматриваемый период эксплуатации;
п( — число отказов; Аг — число изделий, исследуемых за тот же период вре-
мени.

На рис. 15.1 показано изменение наработки двигателя АИ-25 по годам.

Как видно из графика, наработка на отказы из года в год повышается. На
один досрочно снятый двигатель в 1967 г. наработка достигла 22 600 ч. Это го-
ворит о высокой надежности двигателей АИ-25.
Рис. 15.1. Изменение наработки дви-
гателя АИ-25 по годам в процентах
от наработки в 1974 г.:

Г-на одно выключение двигателя в по-
лете; 2 — на один отказ в полете; 3 —
на один досрочно снятый двигатель

Рис. 15.2. Зависимость вероятности
безотказной работы Р< от времени
наработки

Рис. 15.3. Изменение Кюоо Для двига-
теля АИ-25 по годам:

/ — по числу отказов, проявившихся в
полете; 2 — по числу досрочно снятых
двигателей; 3 —- по числу отказов в иоле-
те, приведших к выключению двигателей

Вероятность безотказной
работы

лг0 -► и	Nq ' No

где NB — число изделий в начале рас-
сматриваемого периода эксплуатации,
— число изделий, вышедших из
строя за время А/.

Вероятность безотказной работы
будет тем точнее, чем большее число
изделий участвует в проверке.

Типичная зависимость величины Pt
от времени наработки показана на
рис. 15.2. В начальный период наработ-
ки новых двигателей Pt заметно умень-
шается, а потом остается почти постоян-
ной до времени наработки Т2, затем рез-
ко уменьшается. Это объясняется тем,,
что в первый период на величину Pt
влияет приработка деталей и неточность
регулировки агрегатов. Резкое снижение
величины Pt после наработки Т2 объяс-
няется снижением работоспособности де-
талей (износом, усталостью материала)
н разрегулировкой агрегатов.

Интенсивность отказов

/ ___

7 “ (No + Nk) Mt ’
где NK — число исправно работавших
изделий в конце интервала времени А/,-.
Этот показатель наиболее полно харак-
теризует надежность невосстанавлпвае-
мых изделий.

Коэффициент отказов на
1000 ч наработки Кщоо. Этот коэф-
фициент часто применяется для харак-
теристики надежности двигателей по
числу досрочно снятых двигателей
Кюоодсд > или по числу отказов в по-
лете Л'юоо оть.п, или по числу выключе-
пнй двигателя в полете Кюоовык.п:
/С100ОДСД =-^Г— , ИЛИ ЛГ1000отк.ч =

Т дед

1000	1000

» ИЛИ 1\ 1000bhk.ii	»

Т01 к.п	7'вык.п

где Т’дсд , Тотк.п и 7'вык.п — время на-
работки на один досрочно снятый дви-
гатель, или на один отказ, или на одно
выключение двигателя в полете соответ-
ственно.

На рис. 15.3 даны графики измене-
ния по годам коэффициента Кюсю- Как
видно из графика, двигатели АИ-25 об-
ладают высокой надежностью. Коэффи-
циент Кюоо по отказам, приведшим к
выключению двигателей в  полете за
1976 г., составляет всего 0,0124. Большая величина этого коэффициента по отка-
зам, приведшим к досрочному съему двигателей (кривая 2), вызывается в ос-
новном конструктивно-производственными дефектами. По этим причинам в
1976 г. снято 60% от общего числа досрочно снятых двигателей.

Наиболее часто повторяющиеся дефекты: перегрев и оплавление лопаток
турбины, закоксование рабочих форсунок, неустойчивая работа двигателя на вы-
сотах больше 6000 м. повышенная вибрация в условиях обледенения. Промыш-
ленность чутко реагирует на дефекты, выявляемые в эксплуатации, и надеж-
ность двигателей год от года повышается.

Большой процент (в 1976 г.— 19%) от всех досрочно снятых двигателей
составляют двигатели с поврежденными лопатками компрессора низкого давле-
ния из-за попадания в двигатель посторонних предметов и особенно птиц.
К сожалению, эффективной защиты двигателя от попадания посторонних пред-
метов пока нет.

15.2.	ВЛИЯНИЕ НА НАДЕЖНОСТЬ ДВИГАТЕЛЕЙ УСЛОВИЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

К условиям эксплуатацйи относятся: температура и давление наружного
воздуха, его влажность и запыленность, скорость полета, число полетных цик-
лов. Для уменьшения вредного влияния условий эксплуатации на надежность
в системе регулирования двигателя предусматривают автоматические устройства,
ограничивающие отклонение некоторых параметров от предельно допустимых
значений. Тем не менее при неблагоприятном сочетании внешних условий и не-
точности настройки регулирующих устройств возможна силовая или тепловая
перегрузка отдельных деталей и даже их разрушение, а также возможно нару-
шение устойчивой работы двигателя (помпаж).

Увеличение давления наружного воздуха, скорости полета и уменьшение
температуры наружного воздуха приводят к увеличению массового расхода
воздуха через двигатель. При программе регулирования n = const и 7’* = const
это вызывает увеличение относительного давления воздуха во всех харак-
терных сечениях проточной части двигателя пропорционально изменению относи-
тельного расхода воздуха GB, т. е. pi* = GB, где GB—отношение реального рас-
хода воздуха к расчетному.

Увеличение давления и расхода воздуха приводит к увеличению напряжения
изгиба в лопатках компрессора и турбины, к увеличению крутящего момента,
действующего на ротор и на силовой корпус двигателя, и к перераспределению
осевых сил, действующих на радиально-упорные подшипники. При этом изме-
няется коэффициент запаса прочности лопаток за счет увеличения напряжения
изгиба от газовых сил.

Увеличение температуры наружного воздуха вызывает увеличение темпера
туры газа перед турбиной, если в системе регулирования не предусмотрено огра-
ничение температуры газа или если ограничитель неисправен. При этом повы-
шается температура материала лопатки, снижается допустимое напряжение и
уменьшается коэффициент запаса прочности, что может вызвать разрушение
лопаток турбины.

Превышение допустимой температуры уменьшает модуль упругости мате-
риала, а это снижает частоту собственных колебаний лопатки, вследствие чего
могут возникнуть резонансные колебания лопатки с последующим ее разруше-
нием. Кроме этого, повышение температуры воздуха, а также увеличение высо-
ты полета уменьшают запас устойчивой работы компрессора.

На двигателе АИ-25 в последние годы в систему автоматического регулиро-
вания включен ограничитель температуры газа за турбиной, а следовательно,
и перед турбиной, который уменьшает подачу топлива, если температура газа
за турбиной превысит в полете 690+15° С, а в режиме останова 720+ 15° С.

Прн работе двигателя на повышенных режимах и малой высоте с пониже-
нием температуры наружного воздуха увеличивается его расход, а следователь-
но, и изгибные напряжения в лопатках компрессора. Во избежание разрушения
лопаток в системе регулирования двигателя предусмотрено ограничение подачи
топлива при температуре наружного воздуха ниже 15° С. При этом частота
вращения ротора будет падать.
Рис. 15.4. Изменение интенсивности
отказов в зависимости от наработки
и дальности рейсов:

1 — на коротких линиях; 2 — на дальних
линиях

Увеличение расхода воздуха через
двигатель пропорционально увеличивает
и крутящий момент ротора н силового
корпуса двигателя, а следовательно, и
напряжения кручения в валах и в корпу-
се. При изменении давления воздуха и
газа в проточной части двигателя изме-
няется и осевая сила, действующая на
радиально-упорные подшипники ротора,
что вызывает изменение долговечности

подшипника.

Изменение влажности воздуха на
параметры двигателя и на его надеж-
ность влияет незначительно и двояко.
С одной стороны, увеличение влажности
воздуха приводит к увеличению его теп-

лоемкости, а следовательно, к увеличе-
нию работоспособности газа и увеличению удельной тяги. С другой стороны,
наличие водяных паров в воздухе уменьшает массовый расход воздуха и тяга
двигателя падает. Правда, падение тяги при изменении относительной влажно-
сти воздуха в пределах 0,01 до 0,065 составляет всего 0,3—0,5%, а увеличение
удельного расхода топлива — 2,1—2,6%.

На надежность двигателей оказывает влияние запыленность воздуха, посту-
пающего в двигатель. Пыль вызывает износ лопаток компрессора и турбины,
что приводит к падению к. п. д. двигателя и к разрушению лопаток. Этот де-
фект особенно сильно проявляется в двигателях, установленных на вертолетах.

Опыт эксплуатации показывает, что надежность работы двигателей зависит
и от продолжительности рейсов самолетов, на которых установлены двигатели
(число полетных циклов). Интенсивность отказов двигателей при использовании
их на коротких линиях значительно выше, чем на длинных (рис. 15.4). Причем
разность интенсивности отказов увеличивается с увеличением наработки. Объяс-

няется это тем, что на коротких линиях за одно и то же время производится
большее число запусков, увеличивается продолжительность работы двигателей
на взлетном режиме. Детали камеры сгорания и турбины подвержены более
частому нагреву до высоких температур и охлаждению, что неблагоприятно ска-
зывается на сопротивляемости материала деталей нагрузкам. Для повышения
надежности двигателей в полете в настоящее время широко используется заме-
на наиболее нагруженных деталей, узлов и агрегатов по их фактическому со-
стоянию. Для этого необходимо предусмотреть в конструкции двигателей воз-
можность замены деталей, узлов и агрегатов в эксплуатации (модульная кон-
струкция двигателей) и надежный контроль их состояния.

Испытанное средство повышения надежности — резервирование или дубли-
рование наиболее ответственных элементов и механизмов двигателей (два вос-

пламенителя, а на некоторых двигателях и два стартера, на самолетах устанав-
ливают два — четыре двигателя и т. п.). На двигателе ЛИ-25 установлены два
воспламенителя для повышения надежности запуска. Недостатком дублирования
является усложнение конструкции, утяжеление двигателя. Поэтому дублирова-
ние применяется только для наиболее ответственных устройств и механизмов.

15.3.	РЕСУРС

С оценкой надежности авиадвигателей тесно связаны и такие важные пока-
затели, как ресурс и срок службы. Ресурсом двигателя называется продолжи-
тельность в часах безотказной работы двигателя в эксплуатации. Величина
ресурса устанавливается в соответствии с надежностью двигателя в заданных
условиях эксплуатации и с учетом экономической и технической целесообразно-
сти. Начальный ресурс устанавливают на основании стендовых и эксплуатаци-
онных испытаний двигателей, затем по мере накопления опыта эксплуатации,
выявления и устранения эксплуатационных и конструктивных дефектов ресурс
увеличивается. При этом используется статистический материал и подсчитанные
«а основании его показатели надеж-
ности. Так, например, при наличии
кривой вероятности безотказной ра-
боты (см. рис. 15.2) явно нецелесооб-
разно устанавливать ресурс двигате-
ля более Т2 часов.

Различают несколько понятий ре-
сурса: гарантийный, межремонтный
и общетехнический (амортизационный
срок службы, долговечность).

Гарантийный ресурс устанавли-
вает поставщик как для новых, так
и для отремонтированных двигателей,
и в случае отказа двигателя до выра-
ботки гарантийного ресурса постав-
щик возмещает убытки эксплуатиру-
ющей организации.

Межремонтный ресурс — увели-
ченная по сравнению с гарантийной
продолжительность безотказной ра-
-боты нового или отремонтированного
двигателя, устанавливаемая на осно-
вании обобщения опыта массовой

Рис. 15.5. Изменение ресурса двигателя
АИ-25 по годам:

/ — до первого ремонта; 2 — до назначенного
(общетехнического)

эксплуатации и ремонта двигателя, а также на основании стендовых, летных ис-
пытаний и других видов исследований. После выработки межремонтного ресурса
двигатель подлежит ремонту (в пределах общетехнического ресурса). После пер-
вого капитального ремонта ресурс или сохраняется равным ресурсу нового дви-
гателя, или несколько уменьшается, а после второго—всегда меньше, чем после
первого.

Общетехнический ресурс — суммарная продолжительность работы двигателя
до такой степени износа, при которой дальнейшее его восстановление экономи-
чески нецелесообразно или технически невозможно. После отработки общетехни-
ческого ресурса двигатель подлежит списанию.

Чем меньше ресурс, тем больше вероятность безотказной работы двигателя,
и, следовательно, для повышения безопасности полетов желательно устанавли-
вать небольшой ресурс, но в этом случае будут велики экономические затраты
на частые смены двигателей. Установление оптимального значения ресурса за-
трудняется большим количеством конструктивно-производственных и эксплуата-
ционных факторов, от которых зависит надежность, а следовательно, и ресурс
двигателя. Поэтому начальный ресурс новым двигателям, поступившим в экс-
плуатацию, устанавливается небольшой (300—500 ч). Затем по мере выявления
в эксплуатации конструктивно-производственных дефектов и их устранения, а
также по мере накопления опыта эксплуатации ресурс увеличивают.

Замена в эксплуатации наиболее нагруженных деталей, узлов и агрегатов
по их фактическому состоянию позволяет значительно увеличить ресурс. При
установлении ресурса целесообразно учитывать протяженность авиалиний, на
которых предполагается эксплуатировать двигатели (учет влияния числа полет-
ных циклов).

Увеличение ресурса двигателей, находящихся в эксплуатации, производится
на основании:

оценки надежности по отказам в эксплуатации, дефектации двигателей, вы-
работавших ресурс;

определения показателей надежности;

длительной стендовой наработки на увеличенный ресурс. При этом применя-
ют эквивалентные испытания, при которых увеличивается наработка на взлет-
ном режиме, но сокращается общая наработка в 3—5 раз;

летной эксплуатации на самолетах-лидерах на весь установленный ресурс.

На основании всех видов испытаний выявляют слабые места, вводят конст-
руктивные и технологические изменения, снова испытывают, и при удовлетвори-
тельных результатах этой работы увеличивают ресурс двигателя. В работах по
увеличению ресурса двигателей участвуют предприятия гражданской авиации
и авиационной промышленности. Экономический эффект от увеличения ресурса
составляет десятки миллионов рублей в год.

Первоначальный гарантийный ресурс двигателей АИ-25, поступивших в
Аэрофлот в 1968 г., был 500 ч. Двигатель показал себя достаточно надежным
и уже в 1972 г. его гарантийный ресурс до первого ремонта достйг 3000 ч, а в
1978 г. — 3500 ч. Общетехнический ресурс в январе 1977 г. установлен 8000 ч,
а в 1978 г. — 9000 ч (рис. 15.5).

Двигателям АИ-25, устанавливаемым на самолетах с частыми взлетами
и посадками (с большим числом полетных циклов), ресурс снижен. Например,
двигателям учебных самолетов—до 1500 взлетов и посадок, а самолетов.
М-15 — до 750 ч.

На основании показателей надежности, подсчитанных по материалам отка-
зов и неисправностей двигателя АИ-25 в эксплуатации, двигатель имеет резервы
для дальнейшего увеличения его ресурса.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.	Авиационная акустика/Под ред. А. Г. Мунина и В. Е. Квитка. М.,.
Машиностроение, 1973. 450 с.

2.	Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель АИ-25.
Техническое описание. М., Машиностроение, 1971. 124 с.

3.	Авиационные силовые установки/Н. Т. Домотенко, А. С. Кравец,
Г. А. Никитин и др. М., Транспорт, 1976. 312 с.

4.	Богословский Л. Е. Практическая аэродинамика самолета Як-40.
М., Транспорт, .1975. 152 с.

5.	3 а г р е б е л ь н ы й В. И., Пугачев А. И. Техническая эксплуатация
силовых установок самолета Як-40. Рига, РКИИГА, 1976. 66 с.

6.	Клячкин А. Л. Эксплуатационные характеристики двухконтурных
турбореактивных двигателей. М., Транспорт, 1978. 126 с.

7.	Кулагин И. И. Основы теории авиационных газотурбинных двигате-
лей. М., Воениздат, 1967. 328 с.

8.	Макаров Н. В., Ш е р л ы г и н Н. А. Авиационные газотурбинные
двигатели. Конструкция и эксплуатация. Л., ОЛАГА. 1976. 96 с.

9.	П р о н ь И. К., Юркевич Н. Р. Конструкция и летная эксплуатация
самолета Як-40. М., Машиностроение, 1979. 152 с.

10.	Сарымсаков X. Г. Сельскохозяйственные самолеты. М., Машино-
строение, 1979. 184 с.

11.	Снижение шума самолетов с реактивными двигателями/Под ред.
А. М. Мхитаряна. М., Машиностроение, 1975. 264 с.

12.	Т и х о н о в Н. Д. Основы теории и аэродинамический расчет осевого-
компрессора. Рига, РКИИГА, 1968. 158 с.

13.	Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М. Теория авиационных газотурбин-
ных двигателей. М., Машиностроение. Ч. 1, 1977. 312 с.; ч. 2, 1978. 336 с.

14.	Нечаев В. М., Ткачев Ф. И., Францев В. К. Авиационные
газотурбинные двигатели. Л., ОЛАГА. 1978. 86 с.

15.	Ф р а и ц е в В.г К. Авиационные газотурбинные двигатели. Ч. 7. Конст-
рукция и эксплуатация двигателя АИ-25. Л., ОЛАГА. 1974. 166 с.

16.	Чирков В. К., Штейн Р. Е. Электрорадиооборудование самолета.
Як-40 и его летная эксплуатация. М., Машиностроение, 1978. 128 с.

17.	Шерлыгин Н. А., Шахвердов В. Г. Конструкция и эксплуата-
ция авиационных газотурбинных двигателей. М., Машиностроение, 1969. 372 с.
ОГЛАВЛЕНИЕ

Ют авторов ......................................................... 3

Глава 1. Общие сведения о силовых установках (СУ) летательных аппа-
ратов (ЛА)................................................... 5

1.1.	Назначение и требования, предъявляемые к СУ........... 5

1.2.	Классификация авиационных СУ.......................... 6

1.3.	Число двигателей и их размещение на самолете..........10

Глава 2. Силовая установка самолетов Як-40 и М-15................... 12

2.1.	Двигатели, установленные на самолетах, их размещение . . 12

2.2.	Принцип действия и основные параметры ДТРД............14

2.3.	Эксплуатационные характеристики двигателя АИ-25.......21

2.4.	Характеристики шума самолета Як-40....................28

2.5.	Крепление двигателя АИ-25 на самолете, силы, действующие
на узлы крепления и на силовой корпус двигателя............33

Глава 3. Входные устройства.........................................39

3.1.	Назначение и требования, предъявляемые к входным устрой-
ствам .......................................................39

3.2.	Дозвуковые	входные	устройства..........................40

3.3.	Некоторые вопросы эксплуатации, связанные с работой вход-
ных устройств................................................44

Глава 4. Компрессор и	разделительный	корпус........................45

4.1.	Назначение, требования, предъявляемые к осевому компрес-
сору, и принцип работы.......................................45

4.2.	Работа, к. п. д., мощность, характеристики компрессора . . 48

4.3.	Конструкция компрессора низкого давления................52

4.4.	Конструкция компрессора высокого давления...............55

4.5.	Помпаж и меры его предупреждения........................59

4.6.	Прочность деталей компрессора...........................62

4.7.	Разделительный корпус...................................68

Глава 5. Камера сгорания..............................................74

5.1.	Назначение, требования, общие сведения..................74

5.2.	Конструкция камеры сгорания двигателя	АИ-25.............76

Глава 6. Турбина......................................................82

6.1.	Назначение, требования, общие	сведения..................82

6.2.	Конструкция турбины	высокого	давления..................86

6.3.	Конструкция турбины	низкого давления . ;................88

6.4.	Охлаждение турбины......................................90

6.5.	Корпус задней опоры и реактивное сопло................ 91

6.6.	Прочность деталей турбины...............................93

Глава	7. Система смазки и суфлирования.............................97

7.1.	Назначение, основные требования, параметры, характеризую-
щие систему смазки...........................................97

7.2.	Работа системы смазки и ее агрегаты...................	Д02—

7.3.	Уход за системой смазки, ее эксплуатация и возможные не-
исправности ...................................... —г--,	108

Глава 8. Система топливопитаиия.....................................109

8.1.	Назначение, основные требования, характеристики топлив . Ю9

8.2.	Система топливопитаиия на самолете Як-40	.............. 111

8.3.	Система топливопитаиия на самолете М-15...............123

Глава 9. Система управления двигателем..............................123

9.1. Назначение и основные требования......................123

.	9.2. Конструкция агрегатов, входящих в систему.............126
9.3.	Работа системы на различных этапах летной эксплуатации . 129

9.4.	Возможные неисправности системы в эксплуатации........142

Глава	10. Воздушная система.....................................142

10.1.	Назначение и основные требования.....................142

10.2.	Газотурбинный двигатель АИ-9.........................144

10.3.	Организация отбора воздуха из-за компрессора двигателя

10.4.	Влияние отбора воздуха на основные параметры двигателя
АИ-25.......................................................156

Глава	11. Система запуска........................................158

11.1.	Назначение и основные требования......................158

11.2.	Устройство и работа воздушного стартера СВ-25Б .... 162

11.3.	Запуск двигателя АИ-25................................167

11.4.	Особенности системы запуска двигателя на	самолете Л4-15 170

Глава	12. Система противообледенительная и пожаротушения.........171

12.1.	Противообледенительная система........................171

12.2.	Система пожаротушения.................................177

Глава 13. Управление силовой установкой и контроль ее работы в поле-
те .................................................................182

13.1.	Параметры СУ, контролируемые в полете................182

13.2.	Система ограничения температуры газа за	турбиной .... 186

Глава	14. Эксплуатация СУ летиым экипажем........................189

14.1.	Предполетная подготовка, запуск и опробование двигате-
лей 	189

14.2.	Эксплуатация СУ самолета Як-40 при взлете, наборе высо-
ты, в горизонтальном полете и при посадке ................. 205

14.3.	Особенности эксплуатации СУ с реверсивно-тормозным уст-
ройством ...................................................210

14.4.	Эксплуатация СУ в особых случаях полета...............211

14.5.	Особенности эксплуатации СУ самолета М-15 в полете . . 214

14.6.	Устройство и эксплуатация сельскохозяйственного оборудо-
вания на самолете М-15......................................217

Глава	15. Надежность двигателя....................................224

15.1.	Основные показатели,	характеризующие	надежность.......224

15.2.	Влияние на надежность	двигателей	условий	эксплуатации . 227

15.3.	Ресурс................................................229

Список литературы....................................................232
.Василий Константинович Францев,
Николай Александрович Шерлыгин

Силовая установка

самолетов Як-40 и М-15

Редактор Л. В. Васильева

Обложка художника Г. П. Козаковцева
Технический редактор Е. В. Земскова
Корректор Г. В. Рау бек

ИБ № 1961

Сдано в набор 09.03.81.	Подписано в печать 12.10.81.	Т-27355

Формат 60X90’/i6. Бум. тип. № 2. Гарнитура литературная. Высокая печать.

Усл. печ. л. 14,5 Усл. кр.-отт. 14,63.	Уч.-изд. л. 17,52. Тираж 6100 экз. Заказ 1777«

Цена 1 руб.	Изд. № 1—3—1/17 № 0353.

Издательство «ТРАНСПОРТ», 107174, Москва, Басманный туп., 6а.

Московская типография № 8 Союзполиграфпрома

при Государственном комитете СССР

по делам издательств, полиграфии и книжной торговли,
Хохловский пер., 7.