Поговорим о советском авиационном двигателе ТВ2-117. Они устанавливались на вертолёты Ми-8
Приветствую вас на канале Авиатехник! В последнее время я редко пишу отдельные статьи об авиационных двигателях, однако эта тема весьма интересная!
В этой статье я решил исправить ситуацию и вспомнить вместе с вами о таком замечательном авиационном двигателе, как — ТВ2-117. (серийный доработанный двигатель имел обозначение ТВ2-117).
Авиацонный двигатель ТВ2-117 предназначался для установки на вертолёт Ми-8. На момент создания данный двигатель по своим характеристикам и эксплуатационным качествам соответствовал всем необходимым техническим требованиям. Кстати говоря, изначально такими двигателями оснастили второй опытный экземпляр — В-8А (будущий Ми-8). Первый опытный вертолёт В-8 оснащался лишь одним двигателем АИ-24В.
Турбовальный двигатель ТВ2-117 разрабатывался в 1959-1964 годах в ОКБ им. В.Я. Климова под руководством С.П. Изотова. Серийно выпускался достаточно долго — с 1965 по 1997 год.
Всего на Пермском моторном заводе выпустили около 23 тыс. двигателей ТВ2-117. Их общая наработка составляет более 100 миллионов часов.
Главной особенностью ТВ2-117 является наличие в нем свободной турбины для передачи мощности двигателя на редуктор ВР-8 .
Вертолёты Ми-8 оснащались двумя ТВ2-117 и редуктором ВР-8. В случае выхода из строя одного из двигателей, мощности второго было достаточно для продолжения полёта.
Интересный факт: правый и левый двигатели взаимозаменяемы, однако при замене необходимо изменить направление выхлопного патрубка.
Двигатели ТВ2-117А на вертолёте присоединяются к главному редуктору ВР-8, который в дальнейшем передает от них мощность несущему и хвостовому винтам.
Силовая установка имеет систему автоматического управления оборотами НВ, а также систему синхронизации мощности обоих двигателей.
У каждого ТВ2-117 имеются свои раздельные системы (смазка, топливопроводы и т.д.).
ТВ2-117 состоит из следующих узлов:
1. Компрессор с поворотными лопатками ВНА (входной направляющий аппарат) и НА (направляющие аппараты) первых трех ступеней. Компрессор оснащен клапанами перепуска воздуха;
2. Камера сгорания. На ней установлены 8 рабочих форсунок и два пусковых воспламенителя;
3. Турбина компрессора и свободная турбина, передающая мощность через вал-рессору редуктору ВР-8;
4. Выходное устройство;
5. Коробка приводов и агрегаты, установленные на ней: 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.
Тема № 1. Общие данные двигателя ТВ2-117
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика .
Кафедра: «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей».
Общие данные двигателя ТВ2-117.
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
Дата составления: 27 февраля 2004 г.
Дата внесения изменений: 27 февраля 2004 г.
Допущено для использования
в учебном процессе.
Протокол заседания кафедры «ЭЛАиД»
№ ______ от «___» ___________ 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;
· главного привода передачи крутящего момента с вала ротора свободной турбины двигателя на главный редуктор вертолета;
· приводов передачи к агрегатам двигателя;
· системы топливопитания и регулирования;
· системы электропитания и запуска;
· гидравлической, дренажной, противообледенительной и противопожарной систем;
· системы ограничения температуры газа перед турбиной компрессора.
Двигатель крепится на вертолете (рис. 1.6) на трех подвесках, расположенных на заднем корпусе компрессора (вблизи центра тяжести двигателя). При помощи двух пар стоек двигатель крепится к фюзеляжу вертолета, а корпус свободной турбины через корпус главного привода со сферическими опорами соединен с корпусом главного редуктора.
Установка сферических опор в месте соединения двигателя с редуктором обеспечивает нормальную работу силовой установки при некоторой несоосности валов двигателя и редуктора.
Рис. 1.4. Двигатель ТВ2-117А (вид спереди):
1 — агрегат ПН-40Р; 2 — агрегат КА-40; 3 — нижний масляный агрегат; 4 — кран слива масла;
5—главный штепсельный разъем
Рис. 1.5. Двигатель ТВ2-117А (вид на правый двигатель сзади):
1 — трубопровод суфлирования; 2 — выхлопной патрубок; 3 — главный привод двигателя; 4 — агрегат РО-40ВА
Рис. 1.6. Схема крепления двигателей и редуктора на вертолете:
1 — двигатель; 2 — редуктор; 3 — стойки крепления двигателя в передней его части; 4 — приспособление для удержания двигателя при снятии редуктора с вертолета; 5 — сферическая опора редуктора для крепления двигателя в задней его части; 6—подкосы рамы крепления редуктора
1.2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ
Дроссельные характеристики (рис. 1.7) — графики зависимости мощности свободной турбины, удельного расхода топлива и температуры газов перед турбиной от числа оборотов турбокомпрессора сняты при испытании двигателя на стенде и приведены к стандартным атмосферным условиям.
Рис. 1.7. Дроссельные характеристики двигателя ТВ2-П7А, снятые на стенде и приведенные к t = 15° С
и р=760 мм рт. ст.:
1 — крейсерский режим; 2 — номинальный режим; 3— взлетный режим; 4 — ограничение по расходу топлива
Высотные характеристики (рис. 1.8 и 1.9) — графики зависимости мощности свободной турбины и удельного расхода топлива от высоты полета и числа оборотов турбокомпрессора приведены к стандартным атмосферным условиям и рассчитаны для скорости полета V = 0 и высоты H = 0 ÷ 5 км, в диапазоне изменения числа оборотов турбокомпрессора.
На характеристики наложены ограничения взлетного и границы номинального и крейсерского режимов.
Рис. 1.8. Высотные характеристики двигателя ТВ2-117А при t = 15 °С и р = 760 мм рт. ст.:
А — область крейсерских режимов; Б — область номинальных режимов; В — область взлетных режимов; 1 — ограничение по расходу топлива; 2 — ограничение по степени повышения полного давления в компрессоре
Рис. 1.9. Высотные характеристики двигателя ТВ2-117А при t = 15 °С и р=760 мм рт. ст.:
1 — ограничение по расходу топлива; 2 — ограничение по степени повышения полного давления в компрессоре
1.3. ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ
Воздух из атмосферы через воздухозаборник на вертолете, закрепленный на корпусе первой опоры, засасывается осевым десятиступенчатым компрессором, сжимается в нем и поступает в камеру сгорания. Часть поступающего в камеру сгорания воздуха участвует в сгорании топлива, а основная его часть идет на смешивание с горячим газом, снижая температуру газа перед турбиной до заданной.
Из камеры сгорания поток горячего газа устремляется в турбины двигателя и его энергия преобразуется в механическую анергию, приводящую во вращение ротор турбины компрессора и ротор свободной турбины. От ротора турбины компрессора крутящий момент передается к ротору компрессора и приводам агрегатов двигателя, а от ротора свободной турбины — на редуктор ВР-8А для вращения валов несущего и хвостового винтов вертолета, приводов агрегатов, установленных на редукторе, а также привода регулятора числа оборотов свободной турбины.
На рис. 1.10 приведены схема проточной части двигателя и кривые изменения основных параметров газо-воздушного потока.
Рис. 1.10. Схема проточной части двигателя и изменение параметров воздуха (газа):
1.4. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ
1. Условное обозначение двигателя. . . . . . . . . . . . ТВ2-117А
2. Тип двигателя. . . . . . . . . . . . . . . . . . . турбовинтовой, со свободной турбиной
3. Направление вращения роторов (смотреть по полету):
— турбины компрессора. . . . . . . . . . . . . . . . левое
— свободной турбины. . . . . . . . . . . . . . . . левое
— количество ступеней. . . . . . . . . . . . . . . . 10
— особенность конструкции. . . . . . . . . . . . . . имеет автоматически управляемые
поворотные лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) I, II и III ступеней и автоматически управляемые клапаны перепуска воздуха
— углы поворота лопаток ВНА и поворотных лопаток
направляющих аппаратов (по лимбу гидромеханизма) . . . . . от —30° до 0°
— количество клапанов перепуска воздуха. . . . . . . . . .2
— место отбора воздуха для перепуска. . . . . . . . . . . за VI ступенью
— закрытие клапанов перепуска воздуха при запуске
при частоте вращения ротора компрессора. . . . . . . . . 53±3%
5. Отбор воздуха из компрессора для систем вертолета:
— количество отбираемого воздуха на номинальном
режиме работы двигателя (H=0, V=0, ВСА-60) . . . . . . . 0,16 кг/с, не более
— место отбора воздуха. . . . . . . . . . . . . . . . за VIII ступенью
— температура воздуха, при которой разрешается отбор воздуха. . ниже +15° С
При отборе воздуха мощность двигателя уменьшается на 3%, не более, а удельный расход топлива увеличивается на 3%, не более.
6. Камера сгорания. . . . . . . . . . . . . . . . . . кольцевая, с восемью головками для
7. Турбина компрессора. . . . . . . . . . . . . . . . осевая, двухступенчатая
8. Свободная турбина. . . . . . . . . . . . . . . . . осевая, двухступенчатая
9. Выхлопная система. . . . . . . . . . . . . . . . . нерегулируемая, выхлоп через
патрубок под углом 60° к оси двигателя
10. Сухая масса двигателя. . . . . . . . . . . . . . . 330 кг + 2%, не более
В массу двигателя включены массы агрегатов, установленных на двигателе, за исключением стартера-генератора, датчиков — частоты вращения, давления топлива, давления масла, температуры масла, термопар и кожуха выхлопного патрубка.
11. Габариты двигателя:
— длина с агрегатами и выхлопным патрубком не более. . . . . 2843 мм
— ширина не более. . . . . . . . . . . . . . . . . 550 мм
— высота не более. . . . . . . . . . . . . . . . . . 748 мм
12. Допустимое время работы двигателя за ресурс в процентах от общего ресурса:
— на взлетном режиме. . . . . . . . . . . . . . . . 5
— на номинальном режиме. . . . . . . . . . . . . . . 40
— на крейсерском режиме. . . . . . . . . . . . . . . без ограничений
13. Допустимое время непрерывной работы двигателя (не более):
— на взлетном режиме. . . . . . . . . . . . . . . . 6 мин
— на номинальном режиме. . . . . . . . . . . . . . . 60 мин
— на крейсерском режиме. . . . . . . . . . . . . . . без ограничений
— на малом газе. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20 мин
14. Минимально допустимое время между повторными выходами
на взлетный и номинальный режимы после непрерывно
отработанного максимально допустимого времени. . . . . . . 5 мин
Система смазки двигателя
15. Принцип работы. . . . . . . . . . . . . . . . . циркуляционный, под давлением
16. Сорт масла. . . . . . . . . . . . . . . . . . . синтетическое Б-ЗВ по ТУ 38-101295-75
17. Количество масла, заливаемого в маслобак вертолета. . . . .10 л
18. Расход масла. . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,5 л/ч, не более
19. Давление масла:
— на крейсерском, номинальном и взлетном режимах. . . . . 3,5±0,5 кгс/см2
— на малом газе. . . . . . . . . . . . . . . . . . не ниже 2 кгс/см2
20. Температура масла на выходе из двигателя:
— минимальная для выхода на режимы выше малого газа. . . . 30° С
— минимальная для длительной работы
на режимах крейсерском и выше. . . . . . . . . . . . 70° С
— рекомендуемая . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90—100° С
— максимальная . . . . . . . . . . . . . . . . . . 125° С
21. Верхний масляный агрегат:
— принцип работы и особенности конструкции. . . . . . . . нагнетающий и откачивающий насосы
с сетчатым фильтром, запорным и редукционным клапанами за нагнетающим насосом
— тип насосов. . . . . . . . . . . . . . . . . . . шестеренчатый
— передаточное число привода. . . . . . . . . . . . . 0,189
— направление вращения ведущего валика агрегата. . . . . . левое
22. Нижний масляный агрегат:
— количество насосов. . . . . . . . . . . . . . . . . 5
— тип насосов. . . . . . . . . . . . . . . . . . . шестеренчатый
— передаточное число привода. . . . . . . . . . . . . . 0,199
— направление вращения ведущего валика агрегата. . . . . . . левое
23. Производительность насосов верхнего и нижнего маслоагрегатов на числе оборотов номинального режима при температуре масла 90— 100°С (не менее):
— нагнетающего . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32 л/мин
— откачивающих (суммарная) . . . . . . . . . . . . . . 124 л/мин
24. Суфлер . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . центробежный, смонтирован в
Система топливопитания и регулирования двигателя
25. Сорт топлива. . . . . . . . . . . . . . . . . . Т-1, ТС-1 (ГОСТ 10227—62) и их смеси
26. Степень очистки топлива, заправленного в бак
и подаваемого в двигатель (размер ячейки фильтра) . . . . . . 0,012—0,016 мм
27. Давление топлива (избыточное) :
— на входе в агрегат НР-40ВА. . . . . . . . . . . . . .0,4—1,2 кгс/см2
— максимальное на выходе из агрегата НР-40ВА. . . . . . . 60 кгс/см2
— перед форсунками пусковых воспламенителей. . . . . . . 3—4 кгс/см2
28. Рабочая температура топлива. . . . . . . . . . . . . от —50 до +60° С
29. Допустимая температура окружающего воздуха. . . . . . . от —60 до +60° С
30. Топливный насос-регулятор:
— условное обозначение. . . . . . . . . . . . . . . . НР-401ВА
— передаточное число привода. . . . . . . . . . . . . 0,1886
— направление вращения ротора-насоса. . . . . . . . . . левое
31. Регулятор числа оборотов свободной турбины:
— условное обозначение. . . . . . . . . . . . . . . . РО-40ВА
— передаточное число привода
(относительно ротора свободной турбины) . . . . . . . . . 0,3376
— направление вращения ротора агрегата. . . . . . . . . . правое
32. Синхронизатор мощности:
— условное обозначение. . . . . . . . . . . . . . . . СО-40
33. Рабочая топливная форсунка:
— тип . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . центробежная, двухканальная,
— максимальное давление топлива в I контуре
на взлетном режиме перед форсунками. . . . . . . . . . 60 кгс/см2
34. Исполнительный механизм ограничителя температуры газов:
— условное обозначение. . . . . . . . . . . . . . . . ИМ-40
35. Усилитель ограничителя температуры. . . . . . . . . . УРТ-27
35а. Система защиты турбины винта от раскрутки (СЗТВ).
1. На двигатели изготовления до 1.01.69 г. установлены агрегаты НР-40ВР.
2. На двигатели, не оборудованные системой защиты турбины винта от раскрутки (СЗТВ), установлены насос-регулятор НР-40ВГ и регулятор числа оборотов РО-40ВР
36. Рабочая жидкость. . . . . . . . . . . . . . . . . топливо, применяемое для двигателя
37. Насос гидросистемы:
— условное обозначение. . . . . . . . . . . . . . . . ПН-40Р
— передаточное число привода. . . . . . . . . . . . . 0,1888
— направление вращения ротора насоса. . . . . . . . . . .правое
— давление топлива на входе в насос (избыточное) . . . . . . . 0,4—1,2 кгс/см2
— давление топлива на выходе из насоса. . . . . . . . . . 27,5 ± 2,5 кгс/см2
38. Командный агрегат:
— условное обозначение. . . . . . . . . . . . . . . . КА-40
— передаточное число привода. . . . . . . . . . . . . 0,1886
— направление вращения валика агрегата. . . . . . . . . . правое
— давление топлива на входе в агрегат. . . . . . . . . . . 27,5 ± 2,5 кгс/см2
— давление топлива в сливных полостях агрегата (избыточное) . . 0,4—1,2 кгс/см2
Система электропитания и запуска
39. Автономная система питания и запуска. . . . . . . . . . СПЗ-15, включающая пусковую панель
— количество . . . . . . . . . . . . . . . . . . . один комплект на два двигателя
40. Стартер-генератор постоянного тока:
— условное обозначение. . . . . . . . . . . . . . . . С-18МО
— передаточное число привода. . . . . . . . . . . . . 0,41
— направление вращения валика стартера-генератора. . . . . . левое
— загрузка стартера-генератора в генераторном режиме. . . . . 10 кВт, не более
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
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
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)
