Двигатель ТВ2-117А сконструирован в КБ Изотова в 1963 году специально для вертолета Ми-8.Применение2-хдвигателей повисело безопасность полета.
Двигатель состоит из следующих основных узлов и систем:
входного устройства;
осевого компрессора;
камеры сгорания;
турбины компрессора;
свободной турбины;
выходного устройства;
передач и приводов;
системы смазки и суфлирования;
топливной системы;
системы автоматического управления и регулирования;
гидравлической системы;
системы запуска;
противообледенительной системы;
противопожарной системы.
Общий вид двигателя ТВ2-117A:
а - слева; б - справа; 1- агрегат КА- 40; 2- штуцер суфлирования; 3- агрегат НР- 4ОВА; 4- стартер- генератор ГС- 18ТО; 5- агрегат ИМ- 40; 6- пусковой воспламенитель; 7- коллектор термопар; 8- трубопровод суфлирования; 9- кронштейн датчика манометра топлива; 10- штуцер подвода топлива в агрегат НР- 40ВА; 11 - гидромеханизм; 12 - клапан перепуска воздуха; 13- блок электромагнитных клапанов с клапаном постоянного давления; 14,26- штуцеры суфлирования II опоры роторов двигателя; 15- противопожарный коллектор; 16- дренаж; 17- агрегат РО- 4ОИ; 18- узлы для подвески двигателя; 19- агрегат СО- 40; 20- фланец отбора воздуха; 21- масляный фильтр; 22- штуцер подвода масла из масляного бака; 23- фланец суфлирования III опоры роторов двигателя; 24- колодка термопар; 25- блок дренажных клапанов; 27- клапан перепуска воздуха, 28- пpoтивообледенительный клапан; 29- гидромеханизм; 30- штуцер выхода масла из двигателя; 31- кронштейн датчика манометра масла; 32- пробка слива масла.
Особенности конструкции двигателя:
Наличие свободной турбины НВ, что позволяет:
иметь независимую от n тк частоту вращения НВ;
облегчает раскрутку ТК при запуске;
исключает необходимость муфты включения.
Наличие автоматической системы регулирования, что позволяет управлять работой двигателя на любом этапе от запуска до выключения в различных эксплуатационных условиях.
Основные технические данные двигателя
Тип двигателя………….. ……… …….газотурбинный, со свободной турбиной
Габариты двигателя в мм
длина с агрегатами и выхлопной трубой…................................................... 2835
ширина…………………………………………………………………………547
высота………………………………………………………………………….745
Сухой вес двигателя в кг……………………………………………….....330±2%
Направление вращения (если смотреть по полету):
компрессора………………………………………………………………….левое
турбины компрессора………………………………………………………..левое
свободной турбины………………………………………………………….левое
Компрессор:
тип…………………………………………………………………………...осевой
количество ступеней……………………………………………………………10
степень повышения статического давления на взлетном режиме (Н=0, V=0, ВСА-6)……………………………………………………не более 6,6
Камера сгорания………………кольцевая, с восемью головками для форсунок
Турбина компрессора…………………………………..осевая, двухступенчатая
Свободная турбина……………………………………..осевая, двухступенчатая
Выхлопная система………………..…нерегулируемая, выхлоп через патрубок
расположенный под углом 60 к оси двигателя
Допустимое время непрерывной работы двигателя в мин не более:
на взлетном режиме………………………………………6 на номинальном режиме………………………………...60
на крейсерском режиме…………………без ограничений
на малом газе…………………………………………….20
1.1 Основные узлы и агрегаты двигателя
Компрессор двигателя сжимает поступающий из атмосферы воздух и подает его в камеру сгорания. Компрессор - осевого типа, десятиступенчатый, однокаскадный с поворотными лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) первых трех ступеней. Наличие поворотных лопаток улучшает условия запуска двигателя и обеспечивает высокий КПД и устойчивую работу компрессора в рабочем диапазоне оборотов. Компрессор состоит из корпуса, входного направляющего аппарата, направляющих аппаратов ступеней, ротора с рабочими лопатками, опор ротора компрессора и профилированного кока. На компрессоре установлены клапаны перепуска воздуха из полости за шестой ступенью.
Камера сгорания - кольцевая с восемью горелками, крепится передней входной частью к спрямляющему аппарату компрессора, а задней частью к сопловому аппарату турбины компрессора. Камера сгорания состоит из следующих основных узлов: наружного и внутреннего корпусов диффузора,
кольцевой жаровой трубы с восемью завихрителями, корпуса камеры сгорания, восьми рабочих форсунок и двух пусковых воспламенителей.
Турбина компрессора - двухступенчатая, осевая,служит для вращения компрессора и агрегатов двигателя. Турбина состоит из ротора, корпуса, двух
сопловых аппаратов и опор.Свободная турбина-двухступенчатая, осевая; крутящий момент от нее передается на главный редуктор. Турбина состоит из ротора, двух сопловых аппаратов и опор. Передача крутящего момента
осуществляется главным приводом, состоящим из корпуса привода, вала-рессоры, коробки и шлицевой втулки привода регулятора оборотов.
Выхлопная труба двигателя состоит из выхлопного патрубка, кожуха и стяжной ленты. Выхлопной патрубок крепится к четвертой опоре двигателя
(передняя опора свободной турбины). Коробка приводов агрегатов установлена в передней части двигателя. На коробке приводов устанавливаются следующие «агрегаты: стартер-генератор ГС-18ТО, топливный насос-регулятор НР-40ВР, командный агрегат КА-40, плунжерный насос ПН-40Р, датчик Д-2 счетчика оборотов турбокомпрессора, верхний маслоагрегат с фильтром. На двигателе применена воздушная система охлаждения горячих деталей и узлов двигателей, работающих в зоне высоких температур.
Масляная система двигателя выполнена по открытой замкнутой схеме с принудительной циркуляцией масла под давлением. В маслосистеме двигателя применяется синтетическое масло Б-ЗВ с хорошими смазывающими свойствами, высокой термохимической стабильностью и низкой температурой застывания, что обеспечивает запуск двигателя без подогрева масла при температуре окружающей среды до минус 40° С. Маслосистема включает в себя верхний и нижний масляные агрегаты двигателя, трубопроводы двигателя и магистральные трубопроводы, установленные на вертолете, воздушно-масляный радиатор, суфлерный бачок и маслобак.
Система суфлирования двигателя предназначена для обеспечения работы масляных уплотнений и воздушно-масляных лабиринтов с целью устранения выброса масла через уплотнения. Система состоит из суфлирующих каналов, трубопроводов и приводного центробежного суфлера.
Топливная система предназначена для обеспечения питания двигателя топливом и регулирования режимов работы двигателя путем изменения подачи топлива в камеру сгорания. В топливную систему двигателя входят следующие агрегаты: насос-регулятор НР-40ВР, регулятор оборотов РО-40ВР, синхронизатор мощности СО-40, исполнительный механизм ограничителя температуры газов ИМ-40, клапан постоянного давления системы запуска, блок дренажных клапанов, рабочие топливные форсунки, пусковые воспламенители и топливные магистрали.
Насос-регулятор НР-40ВР установлен на коробке приводов и обеспечивает подачу топлива к форсункам двигателя, поддержание заданного числа оборотов турбины компрессора, подачу топлива по заданному закону при запуске и разгоне двигателя от режима минимальных оборотов и промежуточных режимов до максимального режима, ограничения подачи топлива в зависимости от степени сжатия воздуха в компрессоре, ограничение максимального расхода топлива и максимальной температуры газов, распределение топлива по двум контурам рабочих форсунок, останов двигателя с помощью стоп-крана.
Регулятор оборотов РО-40ВР поддерживает заданные обороты свободной турбины, воздействуя на сервомеханизм дозирующей иглы НР-40ВР подачи топлива.
Синхронизатор мощности установлен на среднем корпусе компрессора и предназначен для поддержания одинаковых мощностей двигателей.
Исполнительный механизм ограничителя максимальной температуры газов ИМ-40 ограничивает рост температуры газов выше заданной величины путем воздействия на сервомеханизм насоса-регулятора НР-40ВР, который уменьшает подачу топлива в камеру сгорания двигателя, а также ограничивает уменьшение числа оборотов ротора компрессора ниже заданных.
Дренажная система двигателя обеспечивает слив топлива и масла из камеры сгорания, корпуса турбины и полостей четвертой опоры; слив топлива из магистралей рабочих форсунок после остановки двигателя; капельный слив из агрегатов топливной и гидравлической систем. Капельный дренаж из сальников приводов агрегатов НР-40ВР и РО-40ВР отводится по отдельной трубке в дренажный бачок, установленный на вертолете.
Системы регулирования и управления двигателем обеспечивают:
Запуск двигателя на земле и в воздухе;
Управление двигателем на установившихся режимах работы;
Управление двигателем на переходных режимах (приемистость и сброс газа);
Ограничение максимальных оборотов ротора компрессора, расхода топлива, температуры газов перед турбиной и максимальной степени сжатия за компрессором;
Поддержание оборотов несущего винта в заданном пределе;
Выравнивание мощностей обоих двигателей, работающих совместно, а также автоматическое увеличение мощности одного из двигателей при отказе другого.
Система запуска двигателя служит для автоматического запуска двигателя на земле и в полете. В систему запуска входят: электрическая система питания и запуска СПЗ-15, система зажигания и топливная аппаратура системы запуска.
Система СПЗ-15 предназначена для питания бортовой сети вертолета постоянным током и обеспечения автоматического запуска двигателей. К агрегатам системы СПЗ-15, участвующим в процессе запуска, относятся: стартер-генератор ГС-18ТО, пусковая панель ПСГ.-15, шесть аккумуляторных батарей 12САМ-28.
Система зажигания обеспечивает воспламенение топливо-воздушной смеси при запуске двигателя на земле и в полете. Система зажигания включает в себя: агрегат зажигания СКНА-22-2А, две полупроводниковые свечи зажигания СП-18УА, блок электромагнитных клапанов.
Топливная аппаратура системы запуска состоит из двух пусковых воспламенителей и топливного клапана постоянного давления.
Система ограничения температуры газов предназначена для автоматического ограничения повышения температуры газов перед турбиной компрессора
путем уменьшения подачи топлива к рабочим форсункам двигателя. В систему ограничения температуры входят: комплект термопар, усилитель ограничителя температуры УРТ-27, исполнительный механизм ИМ-40 с электромагнитом МКТ-4-2.
Гидравлическая система двигателя выполняет следующие функции:
Осуществляет поворот лопаток направляющих аппаратов компрессора первой, второй, третьей ступеней и лопаток входного направляющего аппарата по заданной программе в зависимости от оборотов двигателя и температуры воздуха на входе в двигатель;
Выдает при запуске на заданных оборотах двигателя электрические сигналы: на отключение пускового соленоида и включение регулятора тока
генератора, на отключение стартера, на снятие блокировки противообледенительной системы;
Закрывает на заданных оборотах двигателя клапаны перепуска воздуха из компрессора;
Выдает сигнальное давление на механизм ограничителя температуры газов по физическим оборотам турбины компрессора.
В гидравлическую систему входят: плунжерный насос ПН-40Р, командный агрегат КА-40, два гидромеханизма, клапаны перепуска воздуха и клапан
противообледенения.
Противообледенительная система двигателя предназначена для защиты от обледенения входной части двигателя, что достигается обогревом подверженных обледенению мест входной части двигателя горячим воздухом, отбираемым из полости между кожухом и жаровой трубой камеры сгорания. Противообледенительная система двигателя включает в себя трубу отбора горячего воздуха, клапан с электромагнитом ЭМТ-244, две трубы подвода горячего воздуха от клапана к корпусу первой опоры. Сигнализация обледенения, агрегаты автоматического и ручного включения, автоматика подачи горячего воздуха в систему установлены на вертолете.
Самарский Государственный
Аэрокосмический Университет
имени С.П. Королёва.
Национально исследовательский институт.
Реферат по учебной дисциплине
История науки и техники.
Выполнил:
Самара 2010 год
Двигатель ТВ2-117 и его модификации.
ТВ2-117 - марка авиационных турбовальных и турбовинтовых двигателей, разработанных в КБ под руководством С. П. Изотова (ТВ2-117, ТВ3-117, ТВ7-117).
Модификации:
ТВ2-117А - отличается от базового конструктивными улучшениями, основное из которых заключается в замене мягких покрытий в компрессоре напылением на стальные детали статора;
Разработан в КБ им. В.Я. Климова. Начало серийного производства - 1965 г .
Авиационные двигатели ТВ2-117А и ТВ2-117 предназначены для установки на вертолет Ми-8. Двигатели ТВ2-117А и ТВ2-117 по своим техническим данным и эксплуатационным качествам соответствуют современным техническим требованиям, предъявляемым к двигателям данного класса.
Особенностью двигателей является наличие в них свободной турбины (турбины винта) для передачи мощности двигателя на редуктор ВР-8.
Свободная турбина кинематически не связана с турбокомпрессорной частью двигателя.
В силовую установку вертолета входят два двигателя и редуктор ВР-8. В случае необходимости, достаточно мощности одного двигателя для продолжения полета. Правый и левый двигатели взаимозаменяемы при условии разворота выхлопного патрубка.
На вертолет могут устанавливаться двигатели ТВ2-117 и ТВ2-117А. Для замены одних двигателей на другие проведение дополнительных работ не требуется. Разрешается совместная работа на одном вертолете двигателей ТВ2-117 и ТВ2-117А.
На вертолете двигатели присоединяются к одному главному редуктору ВР-8, который передает от двигателей мощность несущему и хвостовому винтам.
Силовая установка вертолета имеет систему автоматического управления оборотами несущего винта и синхронизации мощности обоих двигателей.
Каждый двигатель имеет раздельные системы: смазки, топливопитания, регулирования, противооблединения, и может работать на вертолете самостоятельно при неработающем втором двигателе.
Двигатель состоит из следующих основных узлов:
· компрессора с поворотными лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) первых трех ступеней. На компрессоре установлены клапаны перепуска воздуха из-за VI ступени;
· камеры сгорания. На камере сгорания установлены 8 рабочих форсунок и 2 пусковых воспламенителей;
· турбины компрессора и свободной турбины, передающей мощность через вал-рессору редуктору ВР-8;
· коробки приводов агрегатов. На коробке приводов устанавливаются следующие агрегаты: стартер-генератор ГС-18ТП или ГС-18ТО, топливный насос-регулятор НР-40ВР, командный агрегат КА-40, гидронасос ПН-40Р, датчик Д-2 счетчика оборотов турбокомпрессора, верхний масляный агрегат с фильтром.
Вид двигателя справа:
1) - ушки для подвески двигателя;
2) - агрегат СО-40;
3) - фланец отбора воздуха для нужд вертолета;
4) - масло-фильтр;
5) - штуцер подвода масла из маслобака;
6) - агрегат РО-40ВР;
7) - фланец суфлирования 3-ей опоры;
8) - колодка термопар;
9) - блок дренажных клапанов;
10)
11) - клапан перепуска воздуха;
12) - противообледенительный клапан;
13) - гидромеханизм;
14) - штуцер выхода масла из двигателя;
15) - кронштейн датчика давления масла;
16) - пробка для слива масла.
Вид двигателя слева:
1) - агрегат КА-40;
2) - штуцер суфлера;
3) - агрегат НР-40ВР;
4) - стартер-генератор постоянного тока ГС-18ТП или ГС-18ТО;
5) - агрегат ИМ-40;
6) - пусковой воспламенитель;
7) - термопара Т-80Т;
8) - трубопровод суфлирования;
9) - кронштейн датчика давления топлива;
10) - штуцер подвода топлива к агрегату НР-40ВР;
11) - гидромеханизм;
12) - клапан перепуска воздуха;
13) - клапан постоянного давления пускового топлива;
14) - штуцер суфлирования 2-ой опоры;
15) - противопожарный коллектор;
16) - дренажи.
Установка двух двигателей с главным редуктором ВР-8 вертолета.
Используемая литература:
1. Интернет ресурс: http://www.airwar.ru - Авиационная энциклопедия «УГОЛОК НЕБА»
2. Интернет ресурс: http:// www .klimov.ru - сайт компании ОАО «Климов» (ведущий российский разработчик газотурбинных двигателей, известный во всем мире).
Турбовальный авиационный двигатель ТВ2-117.
Разработчик: ОКБ-117 им. В.Я.Климова под руководством С.П.Изотова
Страна: СССР
Начало разработки: 1960 г.
Построен: 1962 г.
Принят на вооружение: 1965 г.
В 1960 году был объявлен конкурс на создание газотурбинного двигателя мощностью 1250 л.с. для перспективного вертолёта Ми-8 . Победителем конкурса проектов стало ОКБ-117 им. В.Я.Климова под руководством С.П.Изотова, которому и была поручена разработка двигателя и главного редуктора ВР-8. ТВ2-117 стал первым отечественным специализированным вертолётным двигателем. Первые образцы двигателей изготовлены летом 1962 года. Серийное производство организовано в 1965 году.
Двигатели ТВ2-117А и ТВ2-117 по своим техническим данным и эксплуатационным качествам соответствуют современным техническим требованиям, предъявляемым к двигателям данного класса. Особенностью двигателей является наличие в них свободной турбины (турбины винта) для передачи мощности двигателя на редуктор ВР-8. Свободная турбина кинематически не связана с турбокомпрессорной частью двигателя. В силовую установку вертолета входят два двигателя и редуктор ВР-8. В случае необходимости, достаточно мощности одного двигателя для продолжения полета. Правый и левый двигатели взаимозаменяемы при условии разворота выхлопного патрубка.
На вертолет могут устанавливаться двигатели ТВ2-117 и ТВ2-117А. Для замены одних двигателей на другие проведение дополнительных работ не требуется. Разрешается совместная работа на одном вертолете двигателей ТВ2-117 и ТВ2-117А. На вертолете двигатели присоединяются к одному главному редуктору ВР-8, который передает от двигателей мощность несущему и хвостовому винтам. Силовая установка вертолета имеет систему автоматического управления оборотами несущего винта и синхронизации мощности обоих двигателей.
Каждый двигатель имеет раздельные системы: смазки, топливопитания, регулирования, противооблединения, и может работать на вертолете самостоятельно при неработающем втором двигателе.
Двигатель состоит из следующих основных узлов:
-компрессора с поворотными лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) первых трех ступеней. На компрессоре установлены клапаны перепуска воздуха из-за VI ступени;
-камеры сгорания. На камере сгорания установлены 8 рабочих форсунок и 2 пусковых воспламенителей;
-турбины компрессора и свободной турбины, передающей мощность через вал-рессору редуктору ВР-8;
-выхлопного устройства;
-коробки приводов агрегатов. На коробке приводов устанавливаются следующие агрегаты: стартер-генератор ГС-18ТП или ГС-18ТО, топливный насос-регулятор НР-40ВР, командный агрегат КА-40, гидронасос ПН-40Р, датчик Д-2 счетчика оборотов турбокомпрессора, верхний масляный агрегат с фильтром.
Модификации:
ТВ2-117 — базовый мощностью 1500 л.с.
ТВ2-117А — модернизированный с увеличенным ресурсом.
ТВ2-117АГ — с графитовым уплотнением в опорах турбокомпрессора. Отличался большей долговечностью. Устанавливался на вертолёте Ми-8АТ .
ТВ2-117ДC — самолётный турбовинтовой.
ТВ2-117C — самолётный турбовинтовой. Отличался выносным редуктором и конструкцией выхлопного устройства. Разработан для Ан-3 .
ТВ2-117ТГ — двигатель для вертолёта Ми-8ТГ . Предназначен для работы на жидком метане. Разработан в 1987 году.
ТВ2-117Ф — форсированный до 1700 л.с. Устанавливался на вертолёте Ми-8ПА .
Модификация: ТВ2-117 / ТВ2-117А / ТВ2-117АГ
Длина, мм: 2835 / 2835 / 2843
Высота, мм: 547 / 547 / 550
Частота вращения ротора, об/мин.: 12000 / 12000 / 12000
Взлетная мощность, э.л.с.: 1500 / 1500 / 1500
Сухая масса, кг: 330 / 330 / 334.
Двигатель ТВ2-117А. Музей ВВС КНР.
Двигатель ТВ2-117. Музей ВВС Чехии.
Двигатель ТВ2-117А (вид спереди).
Двигатель ТВ2-117А (вид справа).
Главный редуктор ВР-8А и двигатели ТВ2-117А.
Список источников:
П.Изотов, Д.Изотов. Самый массовый вертолётный двигатель.
Е.И.Ружицкий. Вертолёты.
Сайт «Военная авиация России» (www.aveaprom.ru).
Маслосистема двигателя включает в себя верхний масляный агрегат, нижний масляный агрегат, магистральные трубопроводы, воздушно-масляный радиатор, масляный бак и расширительный бачек.
Маслосистема обеспечивает постоянную подачу масла к подшипникам и к трущимся поверхностям деталей при работе двигателя для уменьшения трения и для отвода тепла. Для смазки применяется синтетическое масло Б-ЗВ, которое обладает хорошими смазывающими свойствами, высокой термохимической стабильностью, позволяющей работать при температурах масла выше 200° С, и обеспечивает запуск двигателя без подогрева масла при температуре окружающей среды до - 40° С.
Рис. 2. Схема масляной системы двигателя: 1 -- масляный бак; 2 -- масляный насос нагнетающий; 3 -- масляный фильтр; 4 и 11--запорные клапаны; 5 -- редукционный клапан; 6 -- манометр; 7 -- радиатор; 8, 9, 10, 13, 14 и 15 -- масляные насосы откачивающие; 12 -- термометр; 16 -- центробежный суфлер; 17 -- расширительный бачок
При работе двигателя масло из масляного бака 1 (рис. 2) вертолета по внешнему трубопроводу подводится к штуцеру в передней части корпуса коробки приводов. От штуцера по сверлению внутри корпуса коробки приводов масло подводится в заднюю часть коробки к фланцу крепления верхнего масляного агрегата и поступает на вход в нагнетающий масляный насос 2.
Нагнетаемое масляным насосом 2 масло проходит масляный фильтр 3, запорный клапан 4 по наружным трубопроводам, каналам в корпусах опор роторов двигателя и форсункам поступает к точкам смазки.
В нагнетающей магистрали системы смазки требуемое давление масла поддерживается редукционным клапаном 5. Давление измеряется манометром 6 в трубопроводе подачи масла к корпусам опор роторов двигателя.
Масло от точек смазки откачивается нижним масляным агрегатом, который включает в себя пять откачивающих насосов 8, 9, 10, 13 и 14. Из полости коробки приводов масло откачивается шестым откачивающим насосом 15, расположенным в верхнем масляном агрегате.
*Воздушно-масляный радиатор, масляный бак и расширительный бачек входят в состав внешней маслосистемы.
Из откачивающих насосов масло через запорный клапан 11 направляется в радиатор 7 и из него возвращается в масляный бак 1. Для предотвращения перетекания масла из бака в двигатель на стоянке в схеме предусмотрены два запорных клапана 4 и 11 в нагнетающей и откачивающей магистралях.
Температура выходящего из двигателя масла измеряется термометром 12 в магистрали отвода масла из нижнего масляного агрегата в радиатор.
В систему суфлирования двигателя входят центробежный суфлер 16, расположенный в коробке приводов, и расширительный бачок 17, установленный на вертолете.
Верхний масляный агрегат (рис. 3) расположен задней стенке корпуса коробки приводов с правой стороны и включает в себя блок масляных насосов 8, сетчатый фильтр 7, запорный клапан 6, редукционный клапан 19 и узел крышки фильтра. Все эти элементы заключены в общий магниевый корпус 4, имеющий два наружных штуцера: штуцер 1 для выхода масла, откачиваемого из коробки приводов, и штуцер 2 для отвода масла, нагнетаемого к точкам смазки двигателя.
Рис. 3. Верхний масляный агрегат: 1 -- штуцер отвода масла, откачиваемого из коробки приводов; 2 -- штуцер подачи масла к масляным полостям двигателя; 3 -- траверса; 4 -- корпус фильтра; 5 -- диск разделительный; 6 и 24 -- клапаны; 7 -- фильтр; 8 -- блок масляных насосов; 9, 14, 15 и 17 -- кольца уплотнительные; 10 -- насос откачивающий; 11-- насос нагнетающий; 12 -- фильтроэлементы; 13 -- каркас; 16 и 23 -- пружины; 18 и 26 -- крышки; 19 -- клапан редукционный; 20 -- кольцо стопорное; 21 -- трубки переходные; 22 -- кольцо регулировочное; 25 -- корпус клапана; 27 -- фильтр; 28-- пружина
Канал А для подачи масла в нагнетающий насос и канал Б для подачи масла в откачивающий насос соединены через переходные трубки 21 с соответствующими каналами в корпусе коробки приводов.
Блок 8 масляных насосов состоит из двух насосов -- нагнетающего 11 и откачивающего 10; оба насоса заключены в корпусы из магниевого сплава. Подшипниками ведущего валика насосов служат бронзовые втулки, запрессованные в корпус.
Масляный фильтр 7 состоит из 15 сетчатых дисковых фильтроэлементов 12, собранных на стальном каркасе 13, разделительного диска 5, запорного клапана 6 с пружиной 16, установленных в верхней части каркаса в зоне фильтрованного масла, и крышки 18 с траверсой 3. Крышка фильтра, разделительный диск и посадочный поясок корпуса фильтра снабжены уплотнительными резиновыми кольцами 17, 15, 14 и 9.
Нагнетаемое насосом масло подводится в полость Д корпуса агрегата, проходит внутрь фильтроэлементов и каркаса, отжимает запорный клапан и поступает в полость Г, откуда направляется к масляным полостям двигателя.
По каналу В масло направляется в коробку приводов и к первой опоре роторов двигателя, затем через штуцер 2 по наружной трубке -- к остальным опорам роторов двигателя.
Редукционный клапан 19 нагнетающего насоса состоит из стального корпуса 25 с цементированным седлом, тарельчатого клапана 24, имеющего четыре направляющих пера, пружины 23, регулировочных колец 22, стопорного кольца 20, сетчатого фильтра 27 и пружины 28. Редукционный клапан регулируют изменением поджатая пружины при помощи регулировочных колец 22. Редукционный клапан установлен в корпусе масляного агрегата и закрыт крышкой 26, которую пломбируют после регулировки клапана.
Внешний вид верхнего маслоагрегата и компоновка его основных узлов показаны на рисунке 4.
Схема работы верхнего маслоагрегата показана на рисунке 4.
Рис. 4. Верхний масляный агрегат: 1-- штуцер отвода масла, откачиваемого из коробки приводов; 2-- корпус; 3-- крышка фильтра; 4-- траверса; 5--вороток; 6-- крышка редукционного клапана; 7-- штуцер подачи масла к масляным полостям двигателя
Рис. 5. Схема работы верхнего масляного агрегата: 1-- канал подвода масла в откачивающий насос;2-- канал подвода масла в нагнетающий насос; 3-- откачивающий насос; 4-- нагнетающий насос; 5 -- сетчатый фильтр; 6-- редукционный клапан; 7-- штуцер подачи масла в нагнетающую магистраль; 8-- запорный клапан; 9-- канал откачивающей магистрали; А -- полость всасывания; Б -- полость нагнетания
Нижний масляный агрегат (рис. 6) расположен в нижней части двигателя и закреплен на шпильках к корпусу первой опоры ротора двигателя. Назначение агрегата -- откачивать отработанное (нагретое) масло от пяти точек двигателя, от всех пяти опор роторов двигателя и возвращать его по масляной магистрали через воздушно-масляный радиатор в масляный бак вертолета. Нижний масляный агрегат включает в себя пять откачивающих насосов, расположенных в два ряда: три насоса в верхнем ряду и два насоса в нижнем. На схеме масляной системы (см. рис. 6) насосы для наглядности расположены раздельно и в один ряд.
Рис. 6
Рис. 7 Нижний масляный агрегат: а и б -- разрезы; в -- схема циркуляции масла; г -- вид сверху;1 и 4 -- зубчатые колеса I ступени редуктора; 2 и 5 -- зубчатые колеса II ступени редуктора; 3 -- редуктор; 6 -- корпус насоса верхний; 7 --клапан запорный; 8 -- корпус насоса нижний; 9 -- крышка; 10 -- ось зубчатых колес; 11 -- нижний ряд насосов; 12 --верхний ряд насосов; 13 -- кран сливной; 14, 15, 17, 18 и 19 -- штуцеры подвода масла в агрегат; 16 -- штуцер отвода масла из агрегата
Нижний масляный агрегат состоит из следующих узлов (рис. 7): двух магниевых корпусов -- верхнего 6 и нижнего 8, крышки 9, двух рядов шестеренчатых насосов -- верхнего 12 и нижнего 11, трех бронзовых осей 10, на которых вращаются зубчатые колеса насосов, двухступенчатого редуктора 3, понижающего число оборотов привода насосов, запорного клапана 7, сливного крана 13, пяти приемных штуцеров 14, 15, 17, 18, 19 и выходного штуцера 16,
Верхний корпус, нижний корпус и крышка соединены между собой шпильками.
В агрегате верхний ряд насосов состоит из четырех зубчатых колес (для трех насосов), а нижний ряд насосов -- из трех зубчатых колес (для двух насосов). Каждое зубчатое колесо, кроме двух крайних, является рабочим элементом одновременно для двух насосов. Зубчатые колеса насосов верхнего и нижнего рядов по конструкции одинаковы, но колеса насосов верхнего ряда имеют большую высоту.
Следовательно, насосы верхнего ряда имеют большую производительность, чем насосы нижнего ряда.
Принцип работы одного ряда насосов показан на схеме (см. рис. 7). Зубчатые колеса нижнего масляного агрегата приводятся во вращение от центрального привода двигателя через нижнюю вертикальную рессору и понижающий редуктор.
Редуктор агрегата -- двухступенчатый, I ступень редуктора составляют зубчатые колеса 1 и 4, II ступень -- зубчатые колеса 2 и 5. Запорный клапан 7 агрегата смонтирован в приливе верхнего корпуса под штуцером 16 отвода масла в радиатор.
В нижнем корпусе агрегата установлены два штуцера -- 15 и 18 для трубопроводов магистрали откачки масла. Через штуцер 15 откачивается масло от третьей, а через штуцер 18 -- от пятой опор роторов двигателя.
В верхнем корпусе агрегата установлены четыре штуцера, из которых три штуцера 14, 17 и 19 служат для трубопроводов магистрали откачки масла, а штуцер 16 -- для трубопровода отвода масла из агрегата в радиатор. Через штуцер 14 откачивается масло из коробки приводов, через штуцер 17 -- от второй, а через штуцер 19 -- от четвертой опор роторов двигателя. От первой опоры роторов двигателя масло сливается в полость корпусов нижнего масляного агрегата.
Выходной штуцер 16, установленный на верхнем корпусе, соединен с полостью Л, объединяющей выходные стороны обоих рядов насосов. В нижней части этой полости установлен сливной кран 13. Для обеспечения герметичности полостей агрегата в соединения корпусов и крышки, а также в соединения всех штуцеров с корпусами установлены уплотнительные резиновые кольца.
Система суфлирования двигателя
Система суфлирования двигателя предназначена для сообщения масляных полостей двигателя с атмосферой, обеспечения работы масляных уплотнений и воздушно-масляных лабиринтов и для устранения возможности перетекания масла через уплотнения в проточную часть двигателя при повышении давления в масляных полостях опор роторов двигателя. Система суфлирования (рис. 8) состоит из системы суфлирующих каналов, трубопроводов и центробежного суфлера.
Суфлирование полостей опор роторов двигателя осуществляется двумя способами: суфлированием предмасляных полостей непосредственно в атмосферу и суфлированием масляных полостей через центробежный суфлер коробки приводов.
Предмасляные полости задней опоры ротора компрессора (полость Б) и задней опоры ротора турбины компрессора (полость Г), в которые может прорываться воздух под повышенным давлением из проточной части двигателя, суфлируются непосредственно в атмосферу через каналы в корпусах и наружные трубки 6 и 5. Концы трубок выведены к срезу выхлопного сопла.
Рис. 8. Схема системы суфлирования полостей опор роторов двигателя: I -- V -- опоры двигателя; 1 -- центробежный суфлер; 2 -- трубка суфлирования масляной полости II опоры; 3 -- трубка суфлирования масляной полости III опоры; 4 -- трубка суфлирования полости V опоры; 5-- трубка суфлирования предмасляной полости III опоры; 6--трубка суфлирования предмасляной полости II опоры
Масляные полости задней опоры ротора компрессора (полость В), задней опоры ротора турбины компрессора (полость Д) и опоры ротора свободной турбины (полости Е и Ж) через каналы в корпусах и наружные трубки 2, 3 и 4 суфлируются через приводной центробежный суфлер 1, расположенный в коробке приводов.
Воздух, отделенный в суфлере от масла, выводится за борт вертолета. Суфлирование коробки приводов также осуществляется через центробежный суфлер. Полость передней опоры ротора компрессора (полость А) не суфлируется.
Суфлирование масляного бака осуществлено независимо от системы суфлирования двигателя.
Масляный бак суфлируется через расширительный бачок 17 (см. рис.2), в котором масло отделяется от воздуха, путем конденсации. Масляный конденсат собирается в нижней части расширительного бачка, сообщающегося с маслобаком.
Схема объединенных масляной и суфлирующей систем двигателя приведена на рис. 9.
Рис. 9. Объединенная схема масляной и суфлирующей систем двигателя
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика.
Кафедра: «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей».
Общие данные двигателя ТВ2-117.
Учебное пособие.
(Компьютерный вариант)
Составил:
Компьютерная обработка: студенты и
Пособие предназначено для студентов 2-го курса специальности 130300, изучающих конструкцию двигателя ТВ2-117 по дисциплине «Авиационная техника».
Размер файла: 1175 кб.
Файл помещен в компьютере «Server» ауд. 113-5
Имя файла: E:\ ПОСОБИЯ \ ТВ2-117 \ ТЕМА1 \ тема1.doc
Допущено для использования
в учебном процессе.
Протокол заседания кафедры «ЭЛАиД»
№ ______ от «___» ___________ 2004 г.
Самара 2004 г.
1.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Турбовальный двигатель со свободной турбиной (ТВаД) ТВ2-117А предназначен для установки на вертолет Ми-8. Силовая установка вертолета Ми-8 состоит из двух двигателей ТВ2-117А и одного главного редуктора ВР-8А (рис. 1.1).
Рис. 1.1. Главный редуктор и двигатели силовой установки вертолета:
1 - главный редуктор; 2 - двигатель правый; 3 - двигатель левый
Особенностью двигателя ТВ2-117А является наличие в нем свободной турбины (турбины винта) для привода вала несущего винта вертолета, не связанной кинематически с турбокомпрессорной частью двигателя, что дает ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ:
а) позволяет получать желаемую частоту вращения вала несущего винта вертолета независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора двигателя;
б) облегчает раскрутку турбокомпрессора при запусках двигателя;
в) позволяет получать оптимальные расходы топлива при различных условиях эксплуатации двигателя;
г) исключает необходимость фрикционной муфты (муфты включения) в силовой установке вертолета.
Силовая установка вертолета имеет систему автоматического поддержания частоты вращения несущего винта с синхронизацией мощности обоих двигателей, выполняющую следующие функции:
а) автоматическое поддержание оборотов несущего винта в заданных пределах путем изменения мощности двигателей в зависимости от потребляемой мощности несущего винта;
б) поддержание одинаковой мощности каждого из двух параллельно работающих двигателей;
в) автоматическое увеличение мощности одного из двигателей при неисправности другого.
На вертолете имеются рычаг «Шаг-Газ» для совместного управления обоими двигателями и шагом несущего винта, а также рычаги раздельного управления двигателями.
Рис.1.2. Двигатель ТВ2-117А (вид слева):
1 - агрегат КА-40; 2 - штуцер суфлирования; 3 - агрегат НР-40ВА; 4 - стартер-генератор ГС-18МО; 5 - агрегат ИМ-40; 6 - пусковой воспламенитель; 7 - коллектор термопар; 8 - трубопровод суфлирования; 9 - кронштейн датчика давления топлива; 10 - штуцер подвода топлива в агрегат НР-40ВА; 11 - гидромеханизм; 12 - клапан перепуска воздуха; 13 - блок электромагнитных клапанов; 14 - патрубок суфлирования II опоры роторов двигателя; 15 - противопожарный коллектор; 16 - дренаж; 17 - агрегат РО-40ВА
Рис.1.3. Двигатель ТВ2-117А (вид справа):
1 - ушко для подвески двигателя; 2 - агрегат СО-40; 3 - фланец отбора воздуха для нужд вертолета; 4 - масляный фильтр; 5 - штуцер подвода масла из масляного бака; 6 -фланец суфлирования III опоры роторов двигателя; 7 - колодка термопар; 8 - блок дренажных клапанов; 9 - патрубок суфлирования II опоры роторов двигателя; 10 - клапан перепуска воздуха; 11 - противообледенительный клапан; 12 - гидромеханизм; 13 - штуцер выхода масла из двигателя; 14 - кронштейн датчика давления масла
Двигатель ТВ2-117А (рис. 1.2, 1.3, 1.4 и 1.5) состоит из следующих основных узлов и систем:
· осевого десятиступенчатого компрессора;
· кольцевой камеры сгорания е восемью головками для форсунок;
· двухступенчатой осевой турбины компрессора;
· двухступенчатой осевой свободной турбины;
· выхлопного устройства;
· главного привода передачи крутящего момента с вала ротора свободной турбины двигателя на главный редуктор вертолета;
· приводов передачи к агрегатам двигателя;
· системы топливопитания и регулирования;
Количество. . . . . . . . . . . . . . . . . . . один комплект на два двигателя
40. Стартер-генератор постоянного тока:
Условное обозначение. . . . . . . . . . . . . . . . С-18МО
Количество. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1
Передаточное число привода. . . . . . . . . . . . . 0,41
Направление вращения валика стартера-генератора. . . . . . левое
41. Система зажигания:
Тип. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . низковольтная с емкостным разрядом
Условное обозначение агрегата зажигания. . . . . . . . . СКНА-22-2А
Воспламенение смеси. . . . . . . . . . . . . . . . через пусковой воспламенитель с
запальной свечой СП-18УА
Количество воспламенителей. . . . . . . . . . . . . 2
42. Электросистема запуска. . . . . . . . . . . . . . . 24-вольтовая с переключением на 48 В
43. Количество запусков без подзарядки аккумуляторных батарей. . 5, не менее
44. Время, обеспечивающее выход двигателя на взлетный режим
с момента нажатия на пусковую кнопку (не более):
На земле. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5 мин
В полете. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1 мин
45. Максимально допустимая температура газов
перед турбиной компрессора при запуске (по прибору) . . . . . . 600° С, не выше
46. Выбег - время вращения ротора компрессора
с момента прекращения подачи топлива в двигатель. . . . . . . 40 с, не менее
47. Время приемистости от режима малого газа до взлетного режима
(пои перемещении рычага управления за 1-2 с) на земле. . . . . 15 с, не более
Примечания: 1. Время приемистости замеряется о момента начала перемещения рычага управления двигателем с режима малого газа до момента достижения частоты вращения ротора компрессора на 1-1,5% ниже частоты вращения ротора на взлетном режиме.
2. Заброс температуры газов при проверке приемистости допускается на 20° С выше температуры газов на взлетном режиме данного двигателя.
3. На двигатели более раннего изготовления установлены агрегаты ГС-18ТО.
48. Автоматическая противообледенительная система. . . . . . агрегаты управления
противообледенительной системой двигателя устанавливаются на вертолете. На двигателе установлен клапан противообледенительной системы с электромагнитом ЭМТ-244
Место отбора воздуха. . . . . . . . . . . . . . . . из камеры сгорания
Примечание.
При включении противообледенительной системы мощность двигателя уменьшается примерно на 4,5%, а удельный расход топлива увеличивается примерно на 5%.
Приборы контроля работы двигателя
49. Термометр газа перед турбиной компрессора. . . . . . . ИТГ-180Т, включающий измеритель
ИТГ-1Т и 17 сдвоенных термопар Т-80Т
50. Датчик частоты вращения ротора турбины компрессора:
Условное обозначение датчика. . . . . . . . . . . . Д-2
Передаточное число привода. . . . . . . . . . . . . 0,117
Направление вращения валика датчика. . . . . . . . . . левое
ИзмериИТЭ-2 (один на два двигателя)
51. Термометр масла на выходе из двигателя:
Условное обозначение датчика. . . . . . . . . . . . П-2
52. Манометр масла на входе в двигатель:
Условное обозначение датчика. . . . . . . . . . . . ИД-8
53. Манометр топлива перед рабочими форсунками:
Условное обозначение датчика. . . . . . . . . . . . ИД-100
54. Трехстрелочный измеритель от датчиков П-2, ИД-8 и ИД-100 . . УИЗ-3
55. Комплект измерителя
(датчики П-2, ИД-8, ИД-100 и измеритель УИЗ-3) . . . . . . . ЭМИ-3РИ
Примечания:
1. Систему СПЗ-15, агрегат зажигания СКНА-22-2А, усилитель регулятора температуры УРТ-27, измеритель ИТГ-1Т, измеритель ИТЭ-2 и комплект измерителя ЭМИ-ЗРИ устанавливают на вертолете.
2. Передаточные числа приводов всех агрегатов, кроме агрегата РО-40ВА, даны относительно частоты вращения ротора компрессора.
3. Для агрегатов, установленных на двигателе, направление вращения валика привода (правое или левое) определяется со стороны фланца крепления агрегата.
Режим работы и значения параметров двигателя
56. Режимы работы и значения параметров двигателя при t = 15° С и р0 = 760 мм рт. ст. (H=0 и V=0)
Параметры | |||||
«Взлетный» | «Номинальный» | «Крейсерский» | «Малый газ» |
||
Мощность на выходном валу в л. с. | |||||
Частота вращения | ротора компрессора в %, не более | ||||
несущего винта в % | |||||
Температура газа перед турбиной компрессора в °С, не более | |||||
Удельный расход топлива в г/(л. с. ∙ ч), не более | Не более 100 кг/ч |
Примечания:
1. Частота вращения ротора компрессора, равная 100%, соответствует 21200 об/мин.
2. Частота вращения ротора свободной турбины, равная 100%, соответствует 12000 об/мин.
3. 95,3% по счетчику частоты вращения несущего винта соответствует 12000 об/мин свободной турбины или 192 об/мин несущего винта.
4. На взлетном режиме частота вращения ротора компрессора в зависимости от температуры наружного воздуха изменяется согласно графику, приведенному на рис. 1.11.
5. Частоту вращения ротора компрессора на номинальном и крейсерском режимах в зависимости от температуры наружного воздуха следует выдерживать согласно графику, приведенному на рис. 1.11..
6. В полете частота вращения несущего винта должна быть в пределах 92-97%.
Рис.1.11. График зависимости частоты вращения турбокомпрессора
от температуры атмосферного воздуха при Н=0, V=0:
1 - линия ограничения взлетного режима по максимальному расходу топлива; 2 - линия ограничения взлетного режима по температуре газа перед турбиной; 3 - линия максимально допустимой частоты вращения взлетного режима; 4 - линия максимально допустимой частоты вращения номинального режима; 5 - линия максимально допустимой частоты вращения крейсерского режима
57. Максимально допустимое приведенное число оборотов
турбокомпрессора на всех скоростях и высотах полета. . . . . не более 105%
58. В случае отказа одного двигателя в полете допускается непрерывная работа другого двигателя на взлетном режиме в течение не более одного часа. Двигатель подлежит снятию с вертолета после использования этого режима, независимо от продолжительности времени.
59. Максимально допустимые замеряемые параметры на всех высотах и скоростях (не выше)
______________________
* Максимально допустимая температура газов перед турбиной компрессора на взлетном режиме при работе двигателя на земле - не выше 875° С.
60. При работе двигателя в полете на режимах выше режима малого газа допускаются:
Повышение частоты вращения несущего винта
кратковременное (до 30 с) . . . . . . . . . . . . . . до 103%
Провал частоты вращения кратковременный. . . . . . . . до 89%
На режиме малого газа допускается кратковременное повышение
частоты вращения несущего винта в течение не более 5 с. . . . . до 105%
1.5. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
Какие основные узлы и системы входят в состав двигателя ТВ2-117? Какие преимущества имеет турбовальный двигатель со свободной турбиной? Почему ТВаД целесообразно устанавливать на вертолеты? Как и почему изменяется мощность двигателя ТВ2-117 с изменением высоты полета, частоты вращения ротора турбокомпрессора? Как и почему изменяется удельный расход топлива ТВ2-117 с изменением высоты полета, частоты вращения ротора турбокомпрессора? Как изменяется давление, температура, скорость воздуха (газа) при прохождении по проточной части двигателя? Как влияют эти параметры на мощность двигателя? На каких режимах может работать двигатель ТВ2-117? Дайте характеристику этим режимам. Какие параметры двигателя и систем контролируются при его работе?
1.6. ЛИТЕРАТУРА
1. Авиационный турбовинтовой двигатель ТВ2-117А и редуктор ВР-8А. Техническое описание. М. Машиностроение 1977г.
2. Авиационный турбовинтовой двигатель ТВ2-117А (ТВ2-117) и редуктор ВР-8А (ВР-8). Руководство по эксплуатации и техническому обслуживанию. М. Машиностроение 1976г.
