0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Холодная прокрутка двигателя самолета

Холодная прокрутка двигателя самолета

Рыбинск (Ярославская область). 18 февраля. ИНТЕРФАКС-АВН — Двигатель SaM146 разработки НПО «Сатурн» пройдет очередной этап сертификационных испытаний в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ), сообщает пресс-служба НПО «Сатурн» (Рыбинск).
Согласно сообщению, поступившему в «Интерфакс-АВН» в среду, будет испытана работа двигателя в условиях обледенения. Опытный двигатель собран и испытан в НПО «Сатурн», поставлен в ЦИАМ и полностью готов к началу комплекса сертификационных испытаний, говорится в сообщении.
В нем отмечается, что результаты этого этапа испытаний позволят компании «Гражданские самолеты Сухого» перейти к испытательным полетам Sukhoi Superjet 100 в условиях обледенения. 18 февраля холодной прокруткой двигателя на стенде ЦИАМ испытания начаты в соответствии с утвержденной программой, говорится в сообщении.
По информации НПО «Сатурн», близятся к завершению сертификационные эквивалентно-циклические испытания опытного двигателя на закрытом испытательном стенде в Рыбинске. Один из числа сертификационных двигателей поставлен в Вилярош (Франция), для подтверждения характеристик газогенератора на испытательной базе компании «Снекма». Еще один двигатель пройдет испытания на открытом испытательном стенде в Полуеве (Россия, Ярославская область) на забросы града, льда, птицы весной-летом 2009 года. В целом программа сертификации двигателя SaM146 предполагает испытание восьми опытных двигателей.
НПО «Сатурн» осуществляет сборку сразу нескольких двигателей SaM146, предназначенных для завершения программы сертификационных испытаний двигателя по стандартам EASA и обеспечения сертификационных испытаний самолета.
«Программа находится в определяющей стадии — это сертификация двигателя и обеспечение полетов самолета в условиях сертификационных испытаний. Двигателисты и самолетчики работают параллельно — в условиях перекрестной сертификации конечного продукта — двигателя SaM146 НПО «Сатурн» и «Снекмы» и самолета SSJ 100 «Гражданских самолетов Сухого». Этот процесс сложный, накладывающий огромную ответственность на участников этого процесса — в Рыбинске, Комсомольске-на-Амуре, Москве, во Франции», — приводятся в сообщении слова главного конструктора SaM146 Георгия Конюхова.
Согласно сообщению, два самолета SSJ 100, участвующие в сертификационной программе, совершили более 90 полетов, общий налет самолетов в ходе проводимых летных испытаний превысил 300 часов. Под зачет этих испытаний были представлены все доказательные материалы по возможности использования двигателей SaM146, установленных на SSJ 100, выполняющих сертификационные полеты.
В ЛИИ имени Громова (Жуковский, Московская область) продолжается второй этап летных испытаний двигателя SaM146 на летающей лаборатории Ил-76ЛЛ. Выполнено 12 полетов, суммарная наработка в полете — более 32 часов.
Общая наработка двигателя SaM146 (на стендах, летающей лаборатории, самолетах) приближается к 2 600 часам.

Способ диагностики подшипниковых опор турбореактивного двигателя

Предлагаемое изобретение относится к виброакустической диагностике турбомашин, преимущественно подшипниковых опор турбореактивного двигателя (ТРД). Способ включает измерение амплитудных значений сигнала от датчика на режиме холодной прокрутки, установление порогового уровня амплитуды сигнала по их усредненным значениям, сравнение измеряемых амплитудных значений с диагностическим пороговым уровнем и определение характеристики дефекта по результатам сравнения. Измерение амплитудных значений сигнала производят акустическим микрофоном, установленным в представительной точке внутри корпуса двигателя, выход двигателя на режим холодной прокрутки определяют по превышению установленного значения амплитуд сигналов частот вращения лопаток и ротора. Измеряемые амплитудные значения сигнала на режиме холодной прокрутки во всем диапазоне частот отфильтровывают от частот, не связанных с дефектами подшипниковых опор, и разделяют, по меньшей мере, на два диапазона, характеризующих степень развития дефекта. Значения пороговых и измеряемых амплитуд частот аппроксимируют в логарифмических координатах, а определение характеристики дефекта производят по результатам сравнения в каждом диапазоне порогового среднеквадратичного значения вибрации со среднеквадратическим значением измеренной амплитуды на режиме холодной прокрутки. Технический результат заключается в возможности определения дефектов подшипниковых опор на ранних стадиях, высокой помехозащищенности и низкой вероятности ложных срабатываний.

Способ диагностики подшипниковых опор турбореактивного двигателя, включающий измерение амплитудных значений сигнала от датчика на режиме холодной прокрутки, установление порогового уровня амплитуды сигнала по их усредненным значениям, сравнение измеряемых амплитудных значений с диагностическим пороговым уровнем и определение характеристики дефекта по результатам сравнения, отличающийся тем, что измерение амплитудных значений сигнала производят акустическим микрофоном, установленным в представительной точке внутри корпуса двигателя, выход двигателя на режим холодной прокрутки определяют по превышению установленного значения амплитуд сигналов частот вращения лопаток и ротора, измеряемые амплитудные значения сигнала на режиме холодной прокрутки во всем диапазоне частот отфильтровывают от частот, не связанных с дефектами подшипниковых опор, и разделяют, по меньшей мере, на два диапазона, характеризующих степень развития дефекта, значения пороговых и измеряемых амплитуд частот аппроксимируют в логарифмических координатах, а определение характеристики дефекта производят по результатам сравнения в каждом диапазоне порогового среднеквадратичного значения вибрации с среднеквадратическим значением измеренной амплитуды на режиме холодной прокрутки.

Предлагаемое изобретение относится к виброакустической диагностике турбомашин, преимущественно подшипниковых опор турбореактивного двигателя (далее ТРД).

Известен способ диагностики межвальных подшипников качения двухвальных турбомашин, в котором приводят во вращение один из валов двигателя, затем, обеспечив возможность свободного вращения вала, измеряют амплитудные значения виброускорения и усредненное значение, используя последнее для установления диагностического порогового уровня, производят сравнение измеряемых амплитудных значений виброускорения с диагностическим пороговым уровнем, по результатам которого судят о наличии и степени развития дефектов межвальных подшипников (RU 2200942 С2).

Известный способ выбран в качестве прототипа.

Недостатками данного способа являются:

— Используется информация, измеренная на корпусе, что существенно изменяет полезную диагностическую информацию (по частоте, амплитуде и фазе) и затрудняет обнаружение дефекта.

— Существенно снижается время прогнозирования отказа (прогноз максимум на несколько часов вперед).

Использует частоты, не связанные с дефектом (частоты, создаваемые агрегатами и узлами двигателя) и являющиеся помеховыми, при диагностике. Все вышеперечисленные недостатки устраняются предлагаемым изобретением.

Техническим результатом, достигаемом при использовании заявленного изобретения, является определение дефектов подшипниковых опор на ранних стадиях, высокая помехозащищенность и низкая возможность ложных срабатываний.

Указанные технические эффекты достигаются тем, что в способе диагностики подшипниковых опор турбореактивного двигателя, включающем измерение амплитудных значений сигнала от датчика на режиме холодной прокрутки, установление порогового уровня амплитуды сигнала по их усредненным значениям, сравнение измеряемых амплитудных значений с диагностическим пороговым уровнем и определение характеристики дефекта по результатам сравнения, согласно настоящему изобретению измерение амплитудных значений сигнала производят акустическим микрофоном, установленным в представительной точке внутри корпуса двигателя, выход двигателя на режим холодной прокрутки определяют по превышению установленного значения амплитуд сигналов частот вращения лопаток и ротора, измеряемые амплитудные значения сигнала на режиме холодной прокрутки во всем диапазоне частот отфильтровывают от частот, не связанных с дефектами подшипниковых опор, и разделяют, по меньшей мере, на два диапазона, характеризующих степень развития дефекта, значения пороговых и измеряемых амплитуд частот аппроксимируют в логарифмических координатах, а определение характеристики дефекта производят по результатам сравнения в каждом диапазоне порогового среднеквадратичного значения вибрации с среднеквадратическим значением измеренной амплитуды на режиме холодной прокрутки.

Разбиение области измерения на несколько диапазонов, характеризующих степень развития дефекта и использование акустического сигнала, измеренного на близком расстоянии к объекту диагностирования, позволяет определять дефекты подшипниковых опор на ранних стадиях, при этом использование фильтрации сигнала позволяет добиться высокой помехозащищенности и низкой возможности ложных срабатываний.

Наличие минимум двух диапазонов обуславливается возможностью ранней диагностики и связано с процессами выхода из строя подшипниковых опор. Разные стадии дефекта проявляются на разных частотах и несколько поддиапазонов позволяют более точно определить изменение во всем диапазоне частот.

Пример реализации заявленного способа виброакустической диагностики подшипниковых опор турбореактивного двигателя

Акустическое устройство (акустический микрофон) подсоединяем к компьютеру, состоящему из расчетного блока и анализатора, помещаем в газовоздушный тракт ТРД, после чего выполняется «холодная прокрутка» (ХП) двигателя (стандартная процедура), выход на этот режим определяется по превышению установленного значения амплитуд сигналов частот вращения лопаток и ротора, при этом анализатор измеряет сигнал во всем диапазоне частот, преобразует в децибелы, вычисляет среднеквадратическое значение (СКЗ) (22 дБ) и сравнивает с заранее экспериментально установленным уровнем в 20 дБ, в результате этого автоматически распознает начало ХП по превышению данного значения. Затем выполняется определение необходимых оборотов ротора, путем отфильтровывания всех частот, кроме двух шириной в 10 Гц (значение дано на погрешность регулирования САУ и колебания оборот ротора), равных частотам вращения ротора определенным расчетным путем в 45 Гц и лопаток турбины ротора высокого давления в 4000 Гц. В данных диапазонах измеряется СКЗ каждого (для ротора 5 мм/с, для лопаток турбины 7 мм/с) и сравнивается с установленным в процессе набора статистики и измерения парка авиадвигателей пределом (для ротора 2 мм/с, для лопаток турбины 3 мм/с). При превышении двух ранее установленных диапазонов анализатором дается команда на выполнение измерений. После этого выполняется измерение, которое состоит из: отфильтровывания частот 1100 Гц, 2520 Гц, 2250 Гц, 2900 Гц, 3290 Гц, 3450 Гц, 4100 Гц, 4250 Гц, 4380 Гц, 4890 Гц, 5220 Гц, 5400 Гц, 5550 Гц, 5690 Гц, 6340 Гц, 7200 Гц, 7560 Гц 7890 Гц, 8000 Гц, 8960 Гц 9430 Гц, не связанных с дефектом подшипниковых опор, выделения 3 частотных диапазонов, характеризующих степень развития дефекта: от 1-5 кГц; от 5-10 кГц и от 10-20 кГц. Определение характеристики дефекта производят по результатам сравнения в каждом диапазоне порогового значения СКЗ вибрации с среднеквадратическим значением измеренной амплитуды на режиме холодной прокрутки путем логарифмирования данных диапазонов (каждого по отдельности) и измерение их СКЗ. Сравнение СКЗ диапазона 1-5 кГц в 27 мм/с с установленным в процессе набора статистики отказов и измерений исправных и неисправных двигателей в 30 мм/с; 5-10 кГц в 33 мм/с с установленным в процессе набора статистики отказов и измерений исправных и неисправных двигателей в 30 мм/с и 10-20 кГц в 19 мм/с с установленным в процессе набора статистики отказов и измерений исправных и неисправных двигателей в 25 мм/с значением. В результате анализатором идентифицируется превышение в одном из диапазонов и выдается команда на экран индикации «дефект». При этом делается вывод о дефекте подшипниковой опоры и двигатель отстраняется от эксплуатации.

Читать еще:  Автоматический запуск двигателя схема

Инструкция по летной эксплуатации самолета ил-76

Производится так же, как и за­пуск, за исключением:

  • переключатель рода работы ставится в положение “ХОЛОД. ПРОКРУТКА” и можно не проверять СОТ. Стар­тер работает 32 с., n = 21  2% .

Количество последовательных холодных прокруток — не более 3.
Ложный запуск ВСУ

Производится так же, как и запуск, за исключением: предварительно выключается АЗС “ЗАЖИ­ГАНИЕ ТА” на РУ-61А (в левом отсеке аккумуляторов). Стартер работает 32 с.
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА

На самолете от обледенения защищены: предкрылки, но­совые части хвостового оперения, воздухозаборники двига­телей, ВНА, коки двигателей, стекла кабины летчиков и штурмана, приемники полного давления, датчики углов атаки и стекла смотрового прибора.

Обнаружение и сигнализация обледенения

За левой форточкой летчиков установлен датчик обледе­нения ИСО-16, который работает только при необжатых стойках шасси (концевые выключатели на левой задней и правой передней стойках основных ног шасси).

Во входном устройстве каждого двигателя установлены датчики обледенения ДО-206.

По сигналу от любого из пяти датчиков загорается табло красного цвета на центральной приборной доске летчиков “ Обледен. самолета ”.

Кроме того, дополнительно на панели ПОС на правом борту от датчика ИСО-16 загорается красное табло “Обле­денение” и работает указатель — интенсиметр льда (пока­зывает интенсивность обледенения в мм/мин.), а от соответствующего датчика ДО-206 загорается красное табло “Об лед. двигат .”.

Сигнал на включение табло “ОБЛЕДЕН САМОЛЁТА” и “ОБЛЕДЕНЕНИЕ” подаётся сигнализатором – интенсиметром при следующих показаниях индикатора “ЛЁД”:

  • для высот до 8000 м – при отклонении стрелки до отметки “0”;
  • более 8000 м – 0,8 мм/мин.

При выходе из зоны обледенения при отрицательных температурах сигнал на выключение ПОС предкрылков и двигателей выдаётся сигнализатором – интенсиметром с задержкой 60  15 с.

Для обеспечения сброса остаточного льда электросхема ПОС обеспечивает 5 минутную задержку отключения обогрева.

а) ПОС предкрылка

Предкрылки обогреваются воздухом, с температурой 100—270°С, отбираемым от 11-й ступени компрессоров дви­гателей через магистраль системы кондиционирования. Воздух из СКВ поступает к двум заслонкам ПОС “4074Т” в полукрыле, далее через подвижные шарнирные соединения в коллектор, проложенный в предкрылке, выходит из него в пустотелый предкрылок, обогревая его, и через жалюзи вы­ходит в атмосферу.

Если в полукрыле из двух заслонок открыта хотя бы од­на — эффективность ПОС не уменьшается.

б) ПОС двигателя

ПОС каждого двигателя автономны и не зависят друг от друга. Воздух из-за 11-й ступени компрессора высокого давления (при n2 2 поступает в пустотелый носок воздухозаборника, обогревая его, и через два окна выходит в атмосферу.

в) ПОС хвостового оперения

Обогрев ХО производится переменным током 115 В 400 Гц. ПОС ХО может работать только при необжатых стойках шасси.

В носках обеих половин стабилизатора установлено по 4 секции нагревательных элементов.

Все секции стабилизатора и секции № 1, 2, 3 киля состо­ят из двух частей (та часть, которая ближе к носку, назы­вается “тепловой нож”).

Принцип работы ПОС ХО

При включении ПОС ХО на режим “ Выше — 20°С ” или “ Ниже —20°С” “тепловые ножи” стабилизатора и секция № 4 киля греются постоянно. Вторые части секции № 1,2, 3 киля греются циклично (с одинаковыми номерами вместе):

— режим “ Ниже —20°С”: нагрев —38,5 с, перерыв —115,5 с.

— режим “ Выше —20°С”: нагрев —25 с, перерыв —129 с.

“Тепловые ножи” секций № 1, 2, 3 киля и секция № 5 киля греются циклично (все вместе включаются и отключа­ются):

— режим “ Ниже —20°С”: нагрев —115,5 -с, перерыв —38,5 с.

  • режим “ Выше —20°С”: нагрев —75 с, перерыв —80 с.

Если в какой-либо секции или части секции произойдет короткое замыкание ли обрыв фазы, то данный участок из работы автоматически отключается, причем “тепловые ножи” стабилизатора имеют особенность — они работают попарно № 1 и № 2, № 3 и № 4. Поэтому, если отключится какой-либо “тепловой нож” стабилизатора, то отключится и попарно работающий с ним “тепловой нож”, а также два симметричных “тепловых ножа” на другой половине стаби­лизатора.
г) Обогрев стекол кабины летчиков и штур­мана

Переменным электрическим током:

  • в режиме “ Слабо ” — 115 В 400 Гц ;
  • в режиме “ Сильно” —208 В 400 Гц;

обогреваются большие и малые лобовые стекла и форточки кабины летчиков, а также верхние и нижние передние стек­ла кабины штурмана. Причем форточки греются только в режиме “ Слабо ”. Обогрев происходит до температуры +38°С (температура стекла).
д) Обогрев преемников полного давления ППД-1М и датчиков угла атаки ДУА-9Р

Приемники имеют мощные нагревательные элементы по­стоянного тока 27 В, которые получают питание от РУ-23 (I,III) и РУ-24 (II). Обогрев включается автоматически при отрыве самолета (КВ на правой передней стойке основных ног шасси) или вручную.

Обогрев ДУА-9Р осуществляется постоянным током 27 В, включается автоматически (КВ на правой передней стойке основных ног шасси) или вручную одновременно с включе­нием обогрева ППД.

е) Обогрев смотрового прибора

Стекла смотрового прибора (перископа) имеют электри­ческий обогрев, предохраняющий их от запотевания и обмерзания. Для обогрева используется постоянный той 27 В.
Индикация, сигнализация, органы управления ПОС

— “ОБЛЕДЕН. САМОЛЕТА” — па центральной прибо­рной доске летчиков, срабатывает от датчика ИСО-16 (крас­ное).

— “ОБЛЕДЕНЕНИЕ” — на панели управления ПОС на правом борту, срабатывает от датчика ИСО-16 (красное).

— “ОБЛЕДЕН. ДВИГАТ.” (4 шт.) — на панели управ­ления ПОС, срабатывает от датчиков ДО-206 (красные).

— “ОТКЛЮЧИ ПОС КРЫЛА” — на панели управления ПОС, горит, если при обжатых стойках шасси открыта хотя бы одна заслонка ПОС крыла (красное).

— “ОТКЛЮЧЕН ЗАЩИТОЙ” — на панели управления ПОС, горит при отключении какой-либо секции обогрева ХО из-за короткого замыкания или обрыва фазы (желтое).

— “ОБОГРЕВ ИСПРАВЕН” — на панели ПОС, сигна­лизирует при проверке её исправности обогрева ХО (желтое).

— “ПЕРЕДНИЕ СТЕКЛА”, “БОКОВЫЕ СТЕКЛА”, “ФОРТ.” — на панели управления обогревом стекол, сигна­лизирует о включении обогрева (по 2 шт., зеленые).

— “I ОТКЛЮЧ.”, “II ОТКЛЮЧ.”, “III ОТКЛЮЧ.” — сигнализируют об отключении обогрева ППД (на панели обогрева стекол, красные).

— указатель — интенсиметр льда на панели ПОС, сра­батывает от датчика ИСО-16, показывает интенсивность об­леденения 0…5 мм/мин.

— указатель температуры воздуха, обогревающего пред­крылок “ОЧК предкрылок СЧК” — на панели ПОС (темпе­ратура должна быть 100—270°С);

  • два манометра “ Давление за регул .” — на панели ПОС, показывают давление воздуха, идущего на обогрев воздухозаборников двигателей, и должно быть 2—3 кг/см2 (допускается Р=2,5 кг/см2 (+1,5; -1,0) для эксплуатации не бо­лее 12 ч).
Читать еще:  Давление в двигателе ямаха

Лампочки и мнемознаки

— 4 лампы зеленого цвета “ Заслонки ” — на панели ПОС, сигнализируют об открытии заслонок ПОС предкрылков;

— 4 мнемознака с цифрами 1, 2, 3, 4 зеленого цвета, го­рят при открытии заслонок ПОС двигателей;

— 6 мнемознаков зеленого цвета с черточками на силу­эте ХО (панель ПОС), горят постоянно при включенном обог­реве ХО;

— мнемознаки на силуэте ХО зеленого цвета с цифрами, загораются циклично (одинаковые номера вместе).

Переключатели и кнопки

На панели управления ПОС:

— 4 шт. “ Обогрев заборн. ручное, двигатели — автоматич .”, управляют заслонками ПОС двигателей;

— “ Ручное крыло — внутрен. заслонки — автомат ” и “ Ручное крыло — внешние заслонки-автомат ” — управляют заслонками ПОС предкрылков;

— “ Предкрылки — лев. прав .” — переключает указатель температуры воздуха, поступающего на обогрев предкрылков на одно из полукрыльев;

— “ Выше —20° — Авт. — Откл. — Ниже —20 °”— уп­равляет включением ПОС ХО;

— “ Проверка обогрева — Откл. —Проверка защиты ” — для проверки исправности ПОС ХО;

— “ Аварийное отключение ПОС киля ” — для отключе­ния секций № 1, 2, 3 и 5 киля при отказе 2-х двигателей или пожаре в ХО;

— “ Аварийное отключение автоматики ПОС ” — для отключения автоматики включения ПОС в случае ее отказа;

— кнопка “ Проверка сигнализации обледенения ”;

— кнопка “ Проверка ламп ”.

На панели управления обогревом стекла:

— 2 галетных переключателя — “ Откл. — Слабо — Силь­но ”, включают обогрев стекол;

  • обогрев ППД “ Вкл. ручное — Автомат ” — включает ППД и ДУА;
  • две кнопки “ Проверка ” — проверка обогрева стекол.

На 12 шпангоуте:

— переключатель “ Обогрев смотрового прибора ” (вруч­ную включает обогрев перископа).
Возможные неисправности

1. Признаки отказа:

а) растрескивание внешнего или внутреннего покровного слоя лобового стекла в полете или на стоянке;

б) искрение в нагревательном элементе стекла во время полета или на стоянке.

Действия экипажа:

Включить противообледенители стекол соответствующего борта. Продолжать полет до аэродрома назначения.

2. Признаки отказа:

Не горит сигнальная лампа заслонки при включении обог­рева предкрылков.

Действия экипажа:

Примечание. Если внешняя заслонка не открывается, то темпера тура воздуха по указателю уменьшается на 100С. Эффективность обогрева при этом не снижается.

3. Признаки отказа:

Постоянно горят сигнальные лампы секций хвостового оперения, имеющие одинаковый номер.

Действия экипажа:

Переключить режим обогрева ХО. Выйти из зоны обле­денения.

4. Признаки отказа:

Не горит сигнальная лампа обогрева воздухозаборника и двигателя.

Действия экипажа:

Проверить наличие подачи воздуха по показаниям двух­стрелочных указателей давления в противообледенителе воздухозаборника двигателя. При нормальных показаниях ука­зателей продолжать полет, при отсутствии показаний — не­замедлительно выйти из зоны обледенения.

5. Признаки отказа:

Повышенное давление воздуха по двухстрелочным ука­зателям давления одного из воздухозаборников.

Действия экипажа: Продолжать полет до аэродрома назначения.

6. Признаки отказа:

Не удаляется полностью или частично лед с какой-либо поверхности крыла или ХО при включенной ПОС.

Действия экипажа: Незамедлительно выйти из зоны обледенения.

Стеклоочистители
Органы управления

На левом и правом пультах летчиков находятся органы управления стеклоочистителями (две дроссельных крана “НИЖНИЙ” и “ВЕРХНИЙ”, а между ними переключатель “ДАВЛЕНИЕ ГИДРОСМЕСИ ОТКЛ.”).

Принцип действия

Включением переключателя “ДАВЛЕНИЕ ГИДРОСМЕ­СИ” запитывается кран ГА-184, который пропускает жид­кость под давлением на дроссельные краны (от гидросистемы № 1 спойлеров на левый борт и от гидросистемы № 2 спойлеров на правый борт). На каждый “дворник” установ­лен привод стеклоочистителей ПС-5. Величиной открытия дроссельного крана регулируется частота хода “дворника” (максимальная частота 200—220 двойных ходов в минуту).

Проверка работоспособности

— Перед проверкой убедиться, что указатели электрома­нометров 1-й и 2-й гидросистем (на щитке гидросистемы БИ) показывают 180—225 кг/см 2 .

— Переключатель “СТЕКЛООЧИСТИТЕЛИ ДАВЛЕ­НИЕ ГИДРОСМЕСИ” установить во включенное положение, откинув защитный колпачок.

— Маховичок “СТЕКЛООЧИСТИТЕЛИ НИЖНИЙ (ВЕРХНИЙ)” повернуть по направлению стрелки “ОТКР.” (против часовой стрелки).

Внимание! Кран стеклоочистителя при проверке откры­вать не полностью, сделать 3—5 двойных ходов щетки. Длительная работа щетками стеклоочистителей по сухому стеклу запрещается. В крайнем случае разрешается сделать по су­хому стеклу не более 10 двойных ходов.

— После проверки повернуть маховичок по часовой стрел­ке и довести скорость движения до минимальной, при поход­ном положении щетки быстро закрыть кран.

  • Выключатель “СТЕКЛООЧИСТИТЕЛИ ДАВЛЕНИЕ ГИДРОСМЕСИ” установить в положение “ОТКЛ.” и зак­рыть защитным колпачком.

ДВИГАТЕЛЬ Д-30КП (II-й серии)
Основные ТТД
Р=760 мм рт. ст., Н=0 м, температура =+15°С, взлет­ный режим.

1. Тяга (тяга сохраняется до ТНВ = + 23° С) 12000 кгс.

2. Степень сжатия КВД 9,35

3. Степень сжатия КНД 2,15

4. Суммарная степень сжатия 20,5

5. Время запуска двигателя: на земле 35—80 с

в полете не более 120 с

6. Время приемистости: на земле 7—10 с

(РУД за 1—2 с) в полете 3,5—7 с

7. Время приемистости на режиме “ОБРАТ.

ТЯГА ” не более 10 с

8. Время работы на режиме “ОБРАТ.ТЯГА” не более 1 мин

9. Время перекладки створок реверса с

“ОБР.ТЯГИ” на “ПРЯМУЮ” 4—6 с

10. Время перекладки створок реверса

в положение “ОБРАТНАЯ ТЯГА” 2 с

11. Часовой расход топлива (Н=7200 м,

при весе самолета 190 т, режим взлетный) 8000 кг/ч

12. Сухой вес двигателя 2985 кг

13. Диаметр двигателя (max) 1,56 м

14. Применяемое масло: МК-8, МК-8П, МС-8П и их смеси в любом процентном отно­шении.

15. Применяемое топливо: Т-1, ТС-1, РТ и их смеси в любом процентном отношении.

16. Применяемая гидросмесь: АМГ-10.

Система защиты двигателя

1. Ограничение частоты вращения КНД:

— при оборотах n1  95—96% срабатывает ЦР-1 (пре­дотвращает разрушение лопаток КНД).

2. Ограничение давления воздуха за КВД:

— при Р2  19,45 кг/см 2 срабатывает ограничитель Р2 в насосе регулятора (предотвращает разрушение корпуса КВД).

3. Ограничение температуры газов за турбиной:

— роль ограничителя выполняет ВПРТ-44 (предотвра­щает перегрев, разрушение горячей части двигателя).

4. Частота вращения отключения воздушного стартера СтВ-3т n2= 41—44%.

5. Защита от опасной частоты вращения воздушной тур­бины ППО:

при nт> 46000 об/мин срабатывает центробежный выключатель турбины ППО и выключает из работы воздушную турбину и генератор ГТ-60ПЧ6А.

6. Защита от опасной частоты вращения генератора ГТ-60: при nгт > 7050 об/мин генератор выключается из работы.

Ресурс двигателя
1. Гарантийный ресурс двигателя 2000 ч

2. Ресурс двигателя до 1 КВР 2000 ч (12 лет)

Наработка двигателя не должна превышать:

— на взлетном режиме 60 ч.

—на номинальном режиме 600 ч

— на режиме обратной тяги 2120 включений

— количество запусков 1700
Д-30КП (Н=0, Мн=0, tн=+15 0 С, Рн=760 мм.рт.ст.) Без отбора.

Как устроена силовая установка пассажирского самолета

Всем привет. Недавно я читал ликбез очередному студенту на тему общего устройства оборудования самолёта. Вводный рассказ, хоть и отработанный до автоматизма, отнял пару часов времени и выявил необходимость ещё в двух-трёх вводных. Но лень — двигатель прогресса и я наконец дозрел до оформления всех этих «лекций» в печатном виде. А там, где есть внутренняя методичка, недалеко и до публикации на Хабре: вдруг, кому ещё интересно почитать будет.

Перед началом изложения хочу оговориться, что моя основная специализация — бортовое оборудование, так что из моего описания может вполне получиться «идеальный самолёт для технолога». Тех, кого этот подход не пугает, а также всех тех, кому интересно зачем в кабине экипажа нужны все эти кнопки и ручки — прошу оценить первую публикацию «Силовая установка».

Кликабельная картинка, чтобы рассмотреть получше:

Про силовую установку

Силовая установка — общее название двигателей летательных аппаратов. Начну с них потому, что без двигателей самолет — не самолет, а в лучшем случае планер. Цена двигателей, к слову, составляет половину стоимости авиалайнера и компетенциями в разработке современных гражданских авиадвигателей обладают гораздо меньше стран, чем тех, кто обладают компетенциями в разработке самолетов.

На авиалайнерах сейчас ставят почти исключительно двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД). Вот принципиальная схема такого двигателя:

Читать еще:  E4g16 что за двигатель

Детали устройства можно прочитать во многих источниках, начиная с Википедии. Для нас, электронщиков, важно понимать следующие факты о работе такого двигателя:

  1. Компрессор сжимает забираемый снаружи воздух перед подачей его в камеру сгорания,
  2. В камере сгорания к воздуху подмешивается топливо,
  3. В камере сгорания происходит постоянное горение топливовоздушной смеси, приводящее к тому, что разогретый газ расширяется в сторону турбины,
  4. Турбина крутится под воздействием расширяющихся газов и крутит компрессор и/или вентилятор,
  5. Как правило, в двигателях бывает две связки турбина-компрессор: высокого давления и низкого давления. Они могут крутиться независимо друг от друга,
  6. Основную тягу, как это ни странно, даёт не горячий газ, выходящий из сопла, а вращение вентилятора,
  7. Обороты и тягу двигателя можно регулировать подачей топлива,
  8. В большинстве современных авиационных двигателей работой двигателя управляет специальный компьютер FADEC . Этот прибор анализирует параметры работы двигателя, внешние условия и управляющие сигналы от органов управления двигателем и управляет всеми приводами, влияющими на работу двигателя, например, топливным краном. Часть названия «Full Authority» означает, что:
    • FADEC отвечает за ВСЕ аспекты работы двигателя,
    • Только FADEC отвечает за работу двигателя, т. е. нет никакого резервного контура управления, механических тяг управления газом и т. д.
  9. Кроме сигналов от органов управления двигателем FADEC анализирует данные от:
    • Системы воздушных сигналов (СВС): давление и температуру наружного воздуха, воздушную скорость самолёта — для уточнения параметров работы,
    • Датчиков обжатия шасси — для дополнительного контроля возможности включения реверса.

Как запускать двигатель

Чтобы запустить двигатель, надо раскрутить турбину высокого давления, подать топливо и дать первоначальную искру. После того, как турбина раскрутится примерно до 50% оборотов, двигатель начнёт раскручивать себя сам.

Первоначальную раскрутку двигателя можно осуществлять электрическим стартер-генератором (для маленьких двигателей) или специально поданным воздухом высокого давления от пневматической системы. К слову, воздух высокого давления в пневматической системе берется от второго (уже запущенного) двигателя, вспомогательной силовой установки (ВСУ) или внешнего источника.

Пример пульта управления, используемого для запуска двигателя:

Для автоматического запуска надо выполнить следующие действия:

  1. Переключатель «ENG START» (1) перевести в положение «IGN/ON»
  2. Тумблер «ENG MASTER» (2) перевести в положение «ON» (вперёд). В этот момент FADEC:
    • Откроет кран пневматической системы для раскрутки турбины и компрессора высокого давления
    • Откроет кран топливной системы — чтобы было чему гореть
    • Даст искру на свечи зажигания
  3. Контролировать процесс запуска. Если что-то пойдёт не так — немедленно перевести тумблер запуска обратно в положение OFF
  4. Когда двигатель успешно выйдет на обороты малого газа — запустить второй двигатель по аналогичной процедуре
  5. Когда оба двигателя запустятся — перевести тумблер ENG START в положение OFF — во время нормальной работы двигателя дополнительные искры на свечах зажигания не нужны
  6. Во время автоматического запуска двигателя кнопки ручного запуска (3) не используются

Иногда нам надо покрутить двигатель, но не заводить его. Например, для проверок или чтобы «помыть» его внутренности керосином после консервации. В этом случае переключатель ENG START надо переводить в положение CRANK (прокрутка). Вся процедура запуска будет та же, но искры на свечах не будет. Нет искры — нет огня.

Как управлять двигателем

Управление двигателями осуществляется с помощью рычагов управления двигателями (РУД).

На каждый двигатель — свой рычаг. Тут всё просто: толкаем рычаг от себя — двигатель крутится быстрее, тяга растёт. Тянем рычаг на себя — крутится медленнее. Так как РУД не связан с топливным дросселем напрямую, можно не бояться, что мы сожжем двигатель большим количеством топлива или заглушим недостаточным. FADEC в любом случае не даст ему превысить предельную температуру выхлопных газов или заглохнуть. Кстати, с ограничением температуры выхлопных газов связан тот факт, что в жару и/или на высокогорных аэродромах двигатель может выдать меньшую тягу.

В районе «малого газа» у рычага упор. Чтобы разблокировать перевод рычагов в зону режимов реверса, надо потянуть за специальную скобу. При реверсе двигателя специальные створки разворачивают поток от вентилятора двигателя в обратном направлении, помогая самолету остановиться:

Вообще, с помощью реверса самолёт может даже поехать назад, но, так как в этом режиме для двигателей, висящих под крылом, возможна ситуация засасывания в двигатель мусора и даже камней с взлётно-посадочной полосы, для авиалайнеров не рекомендуется включать реверс на малых скоростях.

Для включения реверса FADEC анализирует не только положение РУДов, но и датчики обжатия шасси, так что случайно в воздухе запустить реверс невозможно.

Про индикацию и сигнализацию

Данные работы двигателей, как правило, отображаются на неотключаемой части центрального дисплея пилотов и на специальной странице с расширенными данными по двигателю.

В постоянно индицируемом окне статуса работы двигателя доступны следующие данные:

а. Текущие обороты вентилятора двигателя (напрямую влияют на тягу)
б. Температура выхлопных газов — параметр работы двигателя, часто ограничивающий максимальную тягу. FADEC ограничивает ток топлива в том числе, чтобы не расплавить конструкцию лопаток турбин. Лётчику тоже важно понимать, почему обороты не растут, хотя он «просит»
в. Заданные обороты вентилятора двигателя (разгон двигателя с малого газа до взлётного режима занимает десятки секунд и текущие обороты не всегда совпадают с заданными)
г. Обороты турбины высокого давления. Помните, что турбин две и они работают независимо? Так вот данные оборотов турбины высокого давления важны при запуске двигателя. В полёте контролировать их не надо
д. Текущий расход топлива
е. Признак включения реверса
ж. Установившийся режим работы двигателя (малый газ, взлётный, набор высоты)

На специальной странице дополнительных параметров работы двигателя может выводиться такая информация, например как:

  • Уровень, давление и температура масла,
  • Уровень вибрации двигателя,
  • Количество топлива, израсходованного с момента последнего запуска,
  • Давление воздуха в пневматической системе,
  • И т.д.

Варианты газотурбинных двигателей

Двигатели, в которых вентилятор вынесен за пределы мотогондолы (корпуса двигателя) называются турбовинтовыми. Они обладают лучшими взлетно-посадочными характеристиками, но быстро теряют эффективность при росте скорости больше 0.5 скорости звука (приблизительно). Поэтому они в основном применяются в самолётах для местных авиалиний и военно-транспортной авиации, где возможность использования коротких и неподготовленных взлетно-посадочных полос важнее, чем крейсерская скорость. В конструкции таких двигателей также часто применяется понижающая трансмиссия, как, например, на рисунке ниже.

Газотурбинные двигатели также используются на вертолётах, только в этом случае они крутят не пропеллер, а винт, сами двигатели в этом случае называются турбовальными. Хорошее видео, иллюстрирующее принципы их работы:

Ещё газотурбинные (турбовальные) двигатели ставят на танки (Т-80, Абрамс).
К преимуществам таких двигателей относят высокую удельную мощность, хороший запуск даже при низких температурах, возможность тянуть «с низов» — турбина высокого давления отделена от силовой турбины и двигатель не глохнет, когда гусеницы стоят неподвижно.
К недостаткам – высокую стоимость двигателя, сложность технического обслуживания, низкую приёмистость. По каждой из особенностей применения газотурбинных двигателей для танков есть разные полярные мнения, я же не специалист по танкам — не кидайте в меня камни. Я мог ошибиться. 🙂

Нелокализованный разлёт осколков

Одним из «свойств» двигателя, сильно влияющим на конструкцию бортового оборудования, является так называемый «нелокализованный разлёт осколков двигателя». Это событие возникает при взрывном разрушении двигателя, когда лопатки компрессоров и турбин разлетаются во все стороны.

При оценке последствий такого отказа, считается, что осколки обладают «бесконечной» энергией, которой достаточно, чтобы пробить любые преграды, разрубить любые трубы и провода. Для обеспечения безопасного завершения полета в случае такого нелокализованного разлета разработчики архитектуры электронного оборудования для каждого критического провода должны предусмотреть резервный, проложенный в отдельном канале, который не может быть перебит тем же осколком, что и основной провод.

Примечание для впечатлительных: на самом деле разработчики двигателей делают всё возможное, чтобы избежать нелокализованного разлёта, и действительно они случаются очень редко. Даже попадание крупной птицы в двигатель не сломает его. Но авиация — отрасль консервативная и мы закладываем в архитектуру противодействие всем потенциально возможным рискам.

Идеальный самолёт глазами инженеров. Лично мне взгляд технологов особенно симпатичен.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector